Wie stark kann ein Sturz durch einen Strömungsabriss den Anstellwinkel beeinflussen?

Ich versuche, den Vorfall mit dem af447 zu verstehen, genauer gesagt, wie ein Berufspilot, der einen Lageanzeiger zur Verfügung hatte, nicht verstanden hat, dass der Anstellwinkel zu hoch war. War der Anstellwinkel bei der horizontalen Einstellung möglicherweise zu hoch oder nahe daran? Soweit ich weiß, ist das Flugzeug aufgrund eines Pilotenfehlers ins Stocken geraten.

Auf längere Sicht kann es nicht nur ein freier Fall sein; Die Luftreibung würde sogar einen runden Ball auf eine stabile Fallgeschwindigkeit stabilisieren.

Wenn wir sowohl die Abwärtsgeschwindigkeit als auch die Vorwärtsgeschwindigkeit kennen, können wir den Anstellwinkel für die horizontale Lage und verschiedene unterschiedliche Lagen berechnen. Scheint, dass, wenn es mit der gleichen Geschwindigkeit fällt, wie es sich vorwärts bewegt, der Anstellwinkel nur für eine normale horizontale Ausrichtung 45 Grad betragen würde. Ist diese Situation realistisch?

Es fällt überhaupt nicht, es sei denn, es ist ins Stocken geraten. Es kann genauso gut im Sinkflug fliegen. Die Frage ist nur, wie lange.
Bitte erklären Sie, was an der Frage falsch ist. Die Frage bezieht sich auf das festgefahrene Flugzeug. Was meinst du mit "fällt überhaupt nicht"?
Warum lesen Sie nicht den BEA-Bericht ? Alles über die Flugzeuglage, Pilotenreaktionen und Flugbahn wird ausführlich und sehr verständlich erklärt. Übrigens fällt es in die Kategorie der Unfälle .
Ich habe das Wort "Stall" in der Überschrift vermisst. Die Frage war nicht klar, aber Ihre Bearbeitung hat geholfen.

Antworten (4)

Beim AF447 wirkte sich die Fallbewegung am deutlichsten auf den Anstellwinkel aus. Aufgrund der Tatsache, dass der PF den Steuerknüppel bis auf die letzten paar Sekunden des Sturzes zurückgezogen hielt , war das Flugzeug so steil, dass, obwohl das Flugzeug mit einer leichten Neigung nach oben fiel, die Anstellwinkel tatsächlich bis zu 60 erreichten °.

Der Sinkflug war so steil, dass die Luft in einem solchen Winkel über die Staurohre strömte, dass sie weniger als 40 Knoten anzeigte, obwohl sich das Flugzeug viel schneller bewegte. Der Computer verlangte, dass die Fluggeschwindigkeit einen bestimmten Wert hatte, um die Aoa als plausibel zu betrachten, sodass die Stallwarnung aufhörte zu ertönen, obwohl die Aoa während des Sturzes zwischen 30 ° und 60 ° lag. Als es auf das Wasser traf, betrug die Geschwindigkeit über Grund und die Vertikalgeschwindigkeit jeweils 107 Knoten.

Warum der Pilot nicht merkte, dass er ins Stocken geraten war, ist die Frage des Jahrhunderts. Es wurde viel Mühe darauf verwendet, das herauszufinden, und es spielen zahlreiche Dinge eine Rolle. Aber am Ende glaube ich nicht, dass irgendjemand eine zufriedenstellende Antwort darauf gefunden hat.

Wenn Sie sich mit den Ursachen dieses Absturzes befassen und ein gutes Verständnis von Airbus-Systemen im Allgemeinen erlangen möchten, empfehle ich Ihnen dieses Buch und die dazugehörige Website . Der Autor ist einzigartig qualifiziert und gibt die gründlichste Erklärung, ist aber technisch nicht so anspruchsvoll wie das Lesen des BEA-Berichts.

Alle in dieser Antwort genannten Zahlen stammen aus dem verlinkten Buch.

Ihr Verständnis der Situation ist richtig: Der Anstellwinkel war jenseits des Stalls und das Flugzeug befand sich in einem Sinkflug, der die Nicklage verringert, sodass sich die resultierende Beschleunigung für die Piloten nahe an der im normalen Flug anfühlte.

Nun ist es wichtig zu verstehen, dass das Flugzeug einen Auftrieb erzeugt, der seinem Gewicht entspricht. Es war in einem stationären Zustand - wenn der Auftrieb zu gering gewesen wäre, hätte es nach unten beschleunigt. Rechnen wir mal aus, wie groß der Sinkwinkel hätte sein können: Die Mindestgeschwindigkeit eines A330 in sauberer Konfiguration beträgt 166 KIAS bei maximalem Landegewicht, das sind 396.800 lbs oder 182 t. Da das Flugzeug gerade weniger als vier Stunden geflogen war, würde ich schätzen, dass es zum Unfallzeitpunkt 205 t wog, was einer Überziehgeschwindigkeit von 176 KIAS oder 90,6 m/s entspricht. In etwa 3½ Minuten ging es von 11.600 m auf Meereshöhe, was uns eine durchschnittliche Sinkgeschwindigkeit von 55 m/s beschert. Für eine sehr grobe Abschätzung verwenden wir den Mittelwert zwischen der Stallgeschwindigkeit auf 11.600 m, das sind 175 m/s, und der Stallgeschwindigkeit auf Meereshöhe: 132 m/s. Der resultierende Winkel beträgt 22,5 ° (beachten Sie, dass die Fluggeschwindigkeit entlang der Flugbahn liegt, Sie benötigen also den Arctan von 55 / 132,6). Der tatsächliche Wert war wahrscheinlich etwas niedriger, da das Flugzeug etwas schneller als seine Stallgeschwindigkeit flog, um den geringeren Auftriebsbeiwert im Stallzustand zu kompensieren. Moderne überkritische Tragflächen haben ein sehr günstiges Strömungsabrissverhalten, und ich würde schätzen, dass die Geschwindigkeit nicht viel über der Stallgeschwindigkeit lag. Auch flog er nicht immer in der gleichen Fluglage, sondern der Copilot gab sein Pitch-up-Kommando zweimal ab, nur um es Sekunden später wieder aufzunehmen.

Wenn ich die angegebenen Werte zum Zeitpunkt des Aufpralls verwende (107 kn Geschwindigkeit über Grund und 108 kn Sinkgeschwindigkeit), beträgt die Fluggeschwindigkeit 78,2 m/s. Unter der Annahme normaler atmosphärischer Bedingungen ergibt dies einen Auftriebskoeffizienten von 1,48 - weit mehr als jeder blockierte Flügel bewältigen kann. Das lässt sich nur durch starken Gegenwind erklären, von dem im Wikipedia-Artikel kein Wort steht. Da das Flugzeug durch einen Sturm geflogen ist, muss mit starken Winden gerechnet werden, dann werden die Zahlen wieder glaubhaft. Toms Wert von 60 ° klingt für mich sehr unwahrscheinlich - in diesem Winkel erzeugt der Flügel hauptsächlich Luftwiderstand und die aerodynamischen Kräfte wirken in der Mitte des Akkords und erzeugen ein starkes Abwärtsmoment, das unabhängig davon nicht durch eine Heckfläche bei diesen 60 ° kompensiert werden kann Aufzugsposition. Ab 20° bis 30° Anstellwinkel wird die ganze Situation schon viel plausibler.

EDIT: Jetzt habe ich einige Zeit damit verbracht, den BEA-Bericht zu lesen (danke @mins für den Link!) und bin über einige Details zutiefst beunruhigt. In FL360 ( Abbildung 65 ) und mit 1g ( Abbildung 66 ) sollte das Flugzeug nur mit Mach 0,4 geflogen sein. Dies führt zu einem Post-Stall-Auftriebskoeffizienten von 2,09, was physikalisch unmöglich ist. Etwas Auftrieb wird durch die Triebwerke aufgrund des positiven Nickwinkels beigesteuert, aber bei weitem nicht genug, um diese niedrige Geschwindigkeit zu ermöglichen. Zumindest stimmt BEA mit meiner Massenschätzung überein.

Der Staudruck beträgt an dieser Stelle nur noch 2660 N/mm², und das ist in sauberer Konfiguration zu wenig, um zu verhindern, dass der Flieger bei jedem Anstellwinkel wie ein Stein herunterfällt. Gleiches gilt für den Zustand kurz vor dem Aufprall auf die Meeresoberfläche: 78,2 m/s sind zu niedrig; mindestens 95 m/s wären für einen kaum glaubwürdigen Post-Stall-Auftriebskoeffizienten von 1,0 erforderlich. Wenn ich 17 m/s Windgeschwindigkeit hinzufüge, kommen die Dinge wieder in den Normalbereich. Leider sind die einzigen Windinformationen in den Diagrammen in Abbildung 64 zu sehen , wenn der Strömungsabriss beginnt. Der Gegenwind liegt bei etwa 0, aber der Seitenwind liegt zwischen 20 und 30 m/s. Wenn das Flugzeug während des Strömungsabrisses so stark seitlich gerutscht wäre, wäre es ins Trudeln geraten. Es macht einfach keinen Sinn.

Im Text erhalten wir eine Gegenwind-Information zum Zeitpunkt der Autopilot-Trennung (Seite 91):

Vor dem Abschalten des Autopiloten musste eine konstante Gegenwindkomponente von 15 kt hinzugefügt werden, damit die Geschwindigkeit über Grund der Simulation mit dem aufgezeichneten Parameter übereinstimmte. Dieser Wert stimmte mit den aufgezeichneten Windparametern überein.

Aber die wichtigste Zeile steht am Anfang der Analyse, versteckt am Ende von Seite 90. Sie sollte fett und unterstrichen sein, ist es aber nicht:

Die Aussagekraft des Modells ist auf den bekannten Flugbereich aus Flugversuchen beschränkt.

Airbus führte einige weitere Flüge mit derselben Konfiguration und Beladung wie AF447 zum Zeitpunkt des Unfalls durch, aber es scheint, dass Buffet ihre geflogenen Anstellwinkel auf unter 10 ° begrenzte.

Es muss geschlussfolgert werden, dass alle Anstellwinkelwerte über 10° rein spekulativ sind und nicht durch Flugtestdaten gestützt werden.

Aus dem BEA-Abschlussbericht: „Um etwa 2:12 Uhr, beim Sinkflug durch FL 315, wurde der Anstellwinkel des Flugzeugs auf einen Durchschnittswert von etwa 40 Grad festgelegt. Nur eine äußerst zielstrebige Besatzung mit einem guten Verständnis der Situation hätte dies durchführen können ein Manöver, das es möglich gemacht hätte, die Kontrolle über das Flugzeug zurückzuerlangen, tatsächlich hatte die Besatzung die Kontrolle über die Situation fast vollständig verloren, bis zum Ende des Fluges war kein gültiger Anstellwinkelwert kleiner als 35°. "
@TomMcW: Es wäre interessant zu wissen, wie sie diese Werte festgelegt haben - sind die AoA-Flügel immer noch in diesem Bereich kalibriert? Die Strömung um den Rumpf erhöht die Messwerte, und ich frage mich, welche Korrekturen verwendet wurden. Ich denke, ich muss die Fluggeschwindigkeit in meiner Back-of-the-Envelope-Berechnung stark reduzieren, um auf diese Werte zu kommen. Wenn ich die Werte zum Zeitpunkt des Aufpralls (108 Knoten) verwende, ergibt sich eine Fluggeschwindigkeit von 78 m/s, weniger als ich angenommen hatte.
Ich kann nicht bestätigen, woher Captain Palmer seine 60°-Zahl hat, sie sind im Bea-Bericht nicht so spezifisch. Aber sie enthalten die Grafiken im Anhang. Aus dem Diagramm geht hervor, dass die Aoa-Flügel bei 45° ausrasten. Sie verbringt einige Sekunden damit, 45° anzuzeigen, während das Steigungsdiagramm bis zu 15° nach oben zeigt. Das könnte sein, wo er die 60°-Zahl extrapoliert. Es schwebt definitiv um 40° herum, was aoa für den letzten Teil des Falls anzeigt. Ich kann kein Bild des Diagramms finden, das nicht Teil einer PDF-Datei ist, oder ich würde es meiner Antwort hinzufügen.
Und sie haben eine Zeile mit der Aufschrift „berechnetes aoa“. Ich gehe davon aus, dass dies die Kombination von Vorwärtsgeschwindigkeit, vertikaler Geschwindigkeit und Neigungswinkel ist. Es scheint ziemlich nah an dem zu liegen, was der Flügelausgang zeigt. Eigentlich verwunderlich, dass der Gierdämpfer und die Pitch-Korrekturen der Piloten ihn nach einem so fiesen Stall nicht ins Trudeln brachten
@TomMcW: Vielen Dank für die Details - ich muss mich auf Wikipedia und fundierte Argumente verlassen. Die AoA-Flügel befinden sich an der Seite des Rumpfs, richtig? Sie können ihre Messwerte nicht zum Nennwert nehmen, sondern müssen die Strömung um den Rumpf herum berücksichtigen, die wahrscheinlich die lokale Strömungsrichtung gegenüber der freien Strömung verdoppelt. Das ist die Korrektur, über die ich mich wundere. Gibt es in Ihren Quellen ein Wort darüber, wie sie die AoA-Flügelablesungen korrigiert haben? Waren die tatsächlichen Leitschaufelwinkel etwas über 45°?
@TomMcW: Außerdem sind die Geschwindigkeiten beim Aufprall unmöglich. Wenn ich alle Kräfte addiere, die ein Flugzeug in dieser Lage halten, liegt der Koeffizient bei etwa 1, in den meisten Fällen etwas darunter. Die Geschwindigkeitszahl von 107 Knoten muss mit einer beträchtlichen Windgeschwindigkeit korrigiert werden, oder die Zahlen summieren sich nicht.
Die Grafiken sind leider ohne Erklärung angegeben. Es wird nicht genau gesagt, wie sie zu den „korrigierten“ Aoa-Zahlen gekommen sind. Ich nehme an, dass es das ist, was der fdc berechnet, um aoa zu korrigieren, aber das weiß ich nicht. Da der fdc nicht für solch ungewöhnliche Regime programmiert ist, wäre es nicht verwunderlich, wenn er ausgeschaltet wäre. An den Seiten befinden sich drei Aoa-Flügel. IIRC zwei auf der Kapitänsseite und einer auf der FO-Seite. Wie viel Windgeschwindigkeit wäre erforderlich, um ihre Zahlen zu ermitteln? Sie waren zu der Zeit in einem ziemlich starken Sturm.
Bezüglich der unphysikalisch niedrigen Geschwindigkeit ist zu bedenken, dass der Luftstrom in die Pitotrohre des Flugzeugs bei extremen Anstellwinkeln stark beeinträchtigt würde, was dazu führen würde, dass der Fluggeschwindigkeitsmesser falsch niedrig anzeigt.
@Vikki-ehemals Sean: Einverstanden, aber warum wendet der Bericht weder eine Korrektur an noch weist er darauf hin, dass die Messwerte falsch sind? Wieder zutiefst beunruhigend. Ich hatte gehofft, dass ausgerechnet die Autoren dieses Berichts etwas gesunden Menschenverstand und Grundwissen anwenden, aber nein, sie lassen unmögliche Zahlen unkommentiert stehen.
@PeterKämpf: Vielleicht dachten sie, dass es für die Art von technisch versierten Leuten, die so tief in das Wesentliche des Berichts eintauchen würden, offensichtlich genug wäre, um keine Erklärung zu benötigen? (Nicht zu sagen, dass das das Richtige für sie war, sondern es einfach zu veröffentlichen.)

Sie haben genau Recht, dass der Pilot hätte bemerken müssen, dass er sich in einer blockierten Konfiguration befand, weil (unter anderem) die Fluglageanzeige die Nase nach oben zeigte.

Ihre Vermutung über einen Abwärtswinkel von 45 Grad ist nicht ganz richtig. Dies würde eine große Geschwindigkeitssteigerung verursachen und einen unkontrollierten Tauchgang darstellen. Nicht gut, aber definitiv besser als hinhalten.

Wenn Sie die Nase nach oben ziehen und dort halten, dann verliert das Flugzeug stetig an Geschwindigkeit, bis es zum Stillstand kommt, und fällt dann schnell ab. In einem halbüberzogenen Zustand (was beim AF447-Flug passierte) wird das Flugzeug von einer Seite zur anderen geschleudert, wenn es in einer Konfiguration mit der Nase nach oben zu Boden gleitet. Wenn dies passiert, werden die Kontrollen "matschig" und das Flugzeug wird schwer zu kontrollieren. Dies geschah mit AF447 und das allein hätte ihnen sagen müssen, dass sie ins Stocken geraten waren.

Wenn es keinen Sichthorizont gibt und die Piloten im Blindflug sind, ist es leicht, die Steuerungen zu ignorieren oder falsch zu interpretieren oder sich auf das falsche Instrument zu konzentrieren. Die beteiligten Piloten bemerkten einfach nicht, dass sie ins Stocken geraten waren. Das Problem wurde durch schlechte Kommandofähigkeiten verstärkt. Normalerweise darf nur EINE Person die Steuerung haben und diese Steuerung kann nur unter Verwendung eines expliziten Protokolls umgeschaltet werden. Die Piloten von AF447 hielten sich nicht an diese Regel und beide Piloten arbeiteten gleichzeitig an den Steuerungen. Die Reaktion eines Airbus auf dieses Verhalten besteht darin, die beiden Eingaben zu mitteln . Offensichtlich führte dies zu mehr Verwirrung.

Ein zusätzliches Problem beim A330 ist, dass seine Flügel eine sogenannte „überkritische“ Tragflächenform haben, die ihm schlechte Stall-Recovery-Eigenschaften verleiht, insbesondere wenn er voll beladen ist. Als sie den A330 in einem Simulator unter den gleichen Bedingungen wie in AF447 testeten, brauchte ein erfahrener Pilot 23000 Fuß, um sich von der Art des Strömungsabrisses zu erholen, in dem sie sich befanden. Sobald sie also unter diese Höhe gefallen waren, waren sie tot und die Situation war nicht wiederherstellbar .

Tut mir leid, Tyler, aber die Federn im Sidestick werden im Strömungsabriss nicht matschig. Dies ist keine Cessna, und jedes Steuergefühl ist künstlich. Ich stimme zu, dass Sie in einem mechanischen Steuersystem den Stall nur mit Stick-Kräften spüren können, aber nicht in einem FBW-Flugzeug. Und ich würde einem Airliner-Simulator nicht vertrauen, wenn er das Post-Stall-Verhalten des Flugzeugs simuliert.
@PeterKämpf Ich habe metaphorisch gesprochen. Im Falle eines Fly-by-Wire-Flugzeugs passiert, dass Sie eine Eingabe machen und das Flugzeug antwortet nicht oder nur langsam oder teilweise.

Nicht sehr, fürchte ich.

Zunächst einmal ist es der Anstellwinkel (sobald er einen bestimmten Wert überschreitet), der den Strömungsabriss beeinflusst (verursacht) und nicht umgekehrt.

Sie haben Recht, dass jeder Körper die Endgeschwindigkeit erreicht, wenn er durch die Atmosphäre fällt. Aber das abgewürgte Flugzeug ist kein frei fallender Körper – die Triebwerke produzieren immer noch Schub.

Eine andere Sache ist, dass das ins Stocken geratene Flugzeug selten wie ein Stein fällt – der Pilot versucht, die Kontrolle wiederzuerlangen; Das Flugzeug rollt normalerweise oder tritt in eine Drehung ein. Je nach Zustand taucht die Nase ein und verringert den Anstellwinkel. Die einzige Möglichkeit für das Flugzeug, einer von Ihnen beschriebenen Flugbahn zu folgen, besteht darin, dass der Pilot den Flügel den ganzen Weg nach unten in einer Stall-Position hält.

Selbst in einem (höchst unwahrscheinlichen) Fall, in dem das Flugzeug so fällt, dass die horizontale und vertikale Geschwindigkeit gleich sind, wird es die Flugbahn sein, auf der es sich befinden wird 45 ∘ , nicht der Anstellwinkel, der einen beliebigen Wert über dem Stalling-Winkel haben kann.

Aber wenn Sie mit dem Strömungsabriss beginnen, werden die vorderen Flugflächen vor den hinteren abreißen und zu einem Pitch-Down-Moment führen.
@PeterKämpf Ich denke, mit Flugbahn meint er relativ parallel zur Oberfläche und nicht relativ zur Flügelakkordlinie (wie es AoA wäre). Zumindest habe ich es so gelesen. Offensichtlich ist der Winkel der Flugbahn relativ zur Oberfläche nicht immer (und normalerweise nicht) gleich der AoA (oder dem Gegenteil der AoA, je nach Fall).
@ratchetfreak: Moderne FBW-Flugzeuge mit entspannter Stabilität neigen nicht so zuverlässig nach unten, und ihre überkritischen Tragflächen zeigen einen geringen Auftriebsabfall durch den Stall. Sie müssen pro Grad Anstellwinkel mehr ziehen, um den Anstellwinkel weiter zu erhöhen, können das Flugzeug jedoch in einem Post-Stall-Zustand trimmen. Genau das passierte: Das durch den Strömungsabriss verursachte Pitch-Down-Moment war klein und wurde leicht von einem vollen Steuerknüppel achtern überwältigt.
Wie stark kann ein Sturz durch einen Strömungsabriss den Anstellwinkel beeinflussen?
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