Mon ami Javier Arango, pour qui piloter un Sopwith Camel de 1917 était aussi routinier que piloter un Skyhawk pour le CFI moyen, a écrit que « … les forces de contrôle en tangage et en lacet sont minimes sur toute sa large plage de vitesses. Ils sont, en fait, si légers que l’avion n’a pas de trim de profondeur. Nos avions modernes nécessitent l’utilisation constante d’un compensateur pour ajuster les forces de contrôle avec une déviation de même 20 nœuds. Le Camel peut étendre sa vitesse à travers une enveloppe de 100 nœuds ou plus sans avoir besoin de trim.
Aucune assiette à craindre, forces de contrôle légères – cela ressemble à un avion qui vole bien. Mais il y avait un hic. Parce que le centre de gravité (CG) était situé, de par sa conception, inhabituellement loin à l’arrière, le Camel manquait de stabilité longitudinale. Le nez commençait toujours à errer vers le haut ou vers le bas, et donc le Camel devait être piloté à la main tout le temps – à pied aussi, puisque sa minuscule dérive verticale et son gouvernail équilibré aérodynamiquement ne fournissaient que le strict minimum de stabilité directionnelle. Initialement énervant, ce hasard est devenu une seconde nature pour les pilotes de Camel, qui, après des premières heures éprouvantes, n’étaient pas plus consciemment conscients de fournir la stabilité manquante qu’un cycliste. Certains pilotes ont affirmé que la propension du Camel au vol non coordonné devenait un avantage en combat aérien : les pilotes ennemis avaient du mal à obtenir une perle sur un Camel parce qu’ils ne pouvaient pas comprendre où il allait.
Imaginez un avion avec juste un stabilisateur, mais pas de profondeur. Nous savons intuitivement, après avoir lancé à la main de nombreux planeurs en balsa, qu’il veut s’installer et voler à une seule vitesse. Pourquoi? Parce que c’est la vitesse à laquelle tous les moments s’équilibrent. La stabilité longitudinale exige qu’il n’y ait qu’une seule vitesse.
Lorsque nous parlons de stabilité longitudinale et de contrôle, « moment » signifie « moment de tangage », une force tendant à lever ou à baisser le nez. Les moments de cabré sont appelés positifs, les moments de piqué sont négatifs. Les moments principaux proviennent de trois sources : la position du CG par rapport à l’aile, la tendance naturelle de la plupart des ailes cambrées – plus puissantes lorsque les volets sont braqués – à piquer du nez, et la force vers le haut ou vers le bas fournie par l’empennage horizontal. .
La portance de l’aile peut être considérée comme agissant au centre aérodynamique ou AC, qui est à environ un quart de la longueur de la corde en arrière du bord d’attaque. Si le CG n’est pas exactement à ce point – et il ne l’est jamais – une force vers le haut ou vers le bas sur la queue horizontale est nécessaire pour l’équilibre. Supposons que vous ayez un avion de 3 000 livres, volant à 160 kias. Si le CG est à 6 pouces d’avance sur l’AC, vous avez un moment de piqué déséquilibré de 18 000 livres-pouces. Si le stabilisateur horizontal est à 200 pouces derrière l’aile, une force d’appui de 90 livres sera nécessaire. Le moment de tangage de l’aile, qui dépend du profil aérodynamique, pourrait contribuer jusqu’à 25 000 livres-pouces supplémentaires, portant la force d’appui de la queue nécessaire à l’équilibre à 215 livres.
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Un emplacement CG plus à l’arrière réduit l’exigence d’appui arrière. Si le CG est à 6 pouces derrière l’AC, et si, en plus, l’aile utilise l’un de ces profils aérodynamiques, comme la série NACA 23000 bien-aimée de Beech et Cessna, qui sont conçus pour n’avoir presque aucun moment de tangage, vous pourriez vous retrouver avec un moment de cabré de 18 000 livres-pouces et une force ascendante de 90 livres sur la queue.
Alors que le moment attribuable à la position du centre de gravité est constant, la contribution du moment de tangage de l’aile est purement aérodynamique et varie donc avec la vitesse. Cependant, nous pouvons ignorer la partie de la force de queue nécessaire pour l’équilibrer, car la vitesse affecte les deux exactement de la même manière. Mais pour que la queue horizontale produise la force ascendante ou descendante constante requise pour équilibrer le poids de l’avion à une plage de vitesses, une méthode d’ajustement de sa cambrure est nécessaire. Cette méthode est l’ascenseur.
Le trim est le système qui permet de maintenir un réglage de profondeur sans effort du pilote, et donc, de sélectionner la vitesse à laquelle l’avion vole mains libres. Différentes géométries de queue le font de différentes manières, mais il existe trois options principales. L’incidence du stabilisateur (l’angle auquel il se fixe à l’empennage) peut être modifiée (la plupart des avions de ligne utilisent ce système); la position neutre ou « flottante » de la gouverne de profondeur peut être réglée par une petite languette sur son bord de fuite ; ou, dans le cas d’un stabilisateur ou d’une queue entièrement volante, le pilote peut régler la position neutre de la languette anti-servo, qui à son tour contrôle l’incidence du stabilisateur.
Alors, quel est le lien entre l’assiette et la stabilité longitudinale ? Pourquoi le centre de gravité arrière du Camel signifie-t-il qu’il manque également une disposition pour l’assiette ?
La stabilité de la vitesse exige que tous les changements aérodynamiques qui se produisent lorsque l’avion s’écarte de l’équilibre doivent tendre à le ramener à cet équilibre. En d’autres termes, si l’avion rencontre une rafale par le bas, ou si vous tirez le nez vers le haut, il devrait vouloir piquer du nez. Techniquement, le moment de tangage de l’avion doit devenir plus négatif si l’incidence augmente.
Un stabilisateur horizontal est généralement placé sur l’empennage à un angle d’attaque légèrement plus négatif que l’aile. La différence angulaire s’appelle son décalage et indique une exigence fondamentale de stabilité longitudinale. Avec tout agencement de deux surfaces de vol en tandem, la surface avant doit « travailler plus dur » (c’est-à-dire générer une plus grande proportion de sa portance maximale potentielle dans une direction positive) que la surface arrière. Notez que cette règle ne dit rien sur les tailles relatives des surfaces avant et arrière. Pour un avion canard (un canard étant une petite structure en forme d’aile attachée au nez de l’avion), le même principe s’applique, mais les noms sont différents; « stabilisateur » devient « aile » et « aile » devient « canard ».
Une façon simple d’y penser est d’imaginer la quantité de force de levage disponible de l’aile ou du stabilisateur sur une échelle de zéro à 10, et la plage d’angles d’attaque entre zéro-G et le décrochage de 10 unités également. Chaque changement d’une unité d’angle d’attaque entraîne un changement d’une unité de portance.
Supposons que vous naviguiez, votre aile génère trois unités de portance et, comme vous avez un centre de gravité arrière, votre stabilisateur génère une unité vers le haut. Vous levez le nez d’une unité d’angle d’attaque. L’aile génère maintenant quatre unités de portance et le stabilisateur en génère deux. La chose à remarquer est que la portance de l’aile a augmenté de 33 % tandis que la portance du stabilisateur a augmenté de 100 %. C’est pourquoi le stabilisateur est un correctif si puissant ; elle est proportionnellement plus affectée que l’aile par un changement d’angle d’attaque donné car elle travaille moins au départ.
Plus le CG est éloigné vers l’arrière, plus le moment de cabré qu’il crée est important et plus la surface arrière doit pousser vers le haut pour l’équilibrer. Si le stabilisateur fournit deux unités de portance au lieu d’une, alors le changement d’angle d’attaque d’une unité n’augmentera sa portance que de 50 % au lieu de 100 %. Évidemment, au fur et à mesure que le CG se déplace de plus en plus vers l’arrière, vous finissez par arriver à un point où le stabilisateur travaille aussi fort que l’aile ; un changement donné d’angle d’attaque les affecte de manière similaire, et donc aucun moment de correction n’est produit. C’est le « point neutre » où la stabilité longitudinale disparaît. Aucun trim n’est nécessaire, car les moments sont égaux à toutes les vitesses.
Et c’est pourquoi votre avion a une limite de CG arrière, qui est à plusieurs pouces devant le point neutre et brandit une pancarte indiquant : « N’allez pas plus loin. Ici, il y a des dragons.
Et c’est aussi pourquoi il a besoin d’être ajusté, et pourquoi un Camel, dont le CG est au point neutre, ne l’est pas.
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