Modificatie Flight Controls - Portfolio Matthijs van Essen

Hogeschool van Amsterdam, Domein Techniek, Aviation 

Modificatie Flight Controls 

Projectgroep 2A1AP 

Amber Beekelaar, Matthijs van Essen, 

Joran Jonathans, Hessel Kramer, 

Tessa Lehman de Lehnsfeld, Jeroen Meerman, 

Matthijs Niemeijer Amsterdam, Maart 2010

Modificatie flight controls 2a1ap Aviation Studies 

Inhoudsopgave 

Inhoudsopgave ............................................................................................................................. 1 

Inleiding ....................................................................................................................................... 3 

Samenvatting ............................................................................................................................... 4 

Summery ..................................................................................................................................... 4 

1. Definitie Flight Controls ............................................................................................................ 6 

1.1 Theorie..................................................................................................................................... 6 

1.1.1 Aerodynamica .................................................................................................................. 6 

1.1.2 Krachten ........................................................................................................................... 8 

1.1.3 Besturingsvlakken ............................................................................................................ 9 

1.2 Primary Flight Controls ................................................................................................................ 10 

1.2.1 Aileron ............................................................................................................................ 10 

1.2.2 Elevator .......................................................................................................................... 11 

1.2.3 Rudder ............................................................................................................................ 12 

1.2.4 Neveneffecten ................................................................................................................ 12 

1.3 Secondary flight controls ............................................................................................................. 13 

1.3.1 Flaps ............................................................................................................................... 13 

1.3.2 Slats ................................................................................................................................ 15 

1.3.3 Spoilers ........................................................................................................................... 15 

1.3.4 Trim ................................................................................................................................ 16 

1.4 Regelgeving ................................................................................................................................. 17 

1.4.1 Eisen opdrachtgever ....................................................................................................... 17 

1.4.2 Wettelijke eisen.............................................................................................................. 17 

1.5 Functieonderzoek ........................................................................................................................ 20 

2. Systeem onderzoek ................................................................................................................ 21 

2.1 Hydraulica .............................................................................................................................. 21 

2.1.1 Definitie hydraulica ........................................................................................................ 21 

2.1.2 Opbouw hydraulische systeem ...................................................................................... 21 

2.1.2a Hydraulische systeem Airbus A320 ................................................................................ 21 

2.1.2b Hydraulische systeem Boeing 737 ................................................................................. 22 

2.1.3 Kenmerken hydraulische systeem ................................................................................. 23 

2.1.3a Hydraulische systeem gecombineerd met andere systemen ........................................ 23 

2.1.3b Voor- en nadelen hydraulisch systeem .......................................................................... 23 

2.2 Conventioneel systeem ............................................................................................................... 23 

2.2.1 Primary Flight Controls ................................................................................................... 23 

2.2.2 Secondary Flight Controls ............................................................................................... 25 

2.2.2.c Mechaniek Spoilers ........................................................................................................ 25 

2.2.3 Back-up systemen ........................................................................................................... 26 

2.3 Fly-by-wire ................................................................................................................................... 27 

2.3.1 Primary flight controls .................................................................................................... 27 

2.3.2 Secundairy Flight Controls .............................................................................................. 28 

2.3.3 Back-up ........................................................................................................................... 31 

2.4 Voor- en nadelenonderzoek ........................................................................................................ 32 

2.4.1 Conventioneel systeem .................................................................................................. 32 

2.4.2 Fly-by-wire systeem ........................................................................................................ 32 

2.4.3 Modificatie ..................................................................................................................... 33 

3. Modificatie ............................................................................................................................. 34 

3.1 Modificatie ............................................................................................................................ 34 

3.1.1 Specifieke details inbouw ............................................................................................... 34 

3.1.2 Onderhoudspersoneel ................................................................................................... 34 

1


3.1.3 Piloten ............................................................................................................................ 34 

3.1.4 Hangar ............................................................................................................................ 35 

3.1.5 Manuals .......................................................................................................................... 35 

3.1.6 Testen van het toestel ................................................................................................... 35 

3.2 Ontwerpaspecten ........................................................................................................................ 36 

3.2.1 Veiligheid ........................................................................................................................ 36 

3.2.2 Onderhoud ..................................................................................................................... 36 

3.3 Kosten en baten .......................................................................................................................... 37 

3.3.1 Kosten ............................................................................................................................. 37 

3.3.2 Baten .............................................................................................................................. 38 

3.3.3 Opbrengsten ................................................................................................................... 39 

2.4 Conclusie ..................................................................................................................................... 39 

Literatuurlijst ............................................................................................................................. 40 

2


Inleiding 

Het engineeringteam 2A1AP heeft van Amstel Leeuwenburg Arlines (ALA) de opdracht gekregen om 

uit te zoeken wat het doel van de flight controls* zijn en hoe de werking ervan tot stand komt. Bij dit 

onderzoek zal het gaan over een advies over een modificatie van een conventioneel systeem naar 

een fly-by-wire systeem. Hierbij zal het conventionele systeem van een Boeing 737 en het fly-by-wire 

systeem van een Airbus A320 worden gehandeld. Er zal naar verschillende aspecten gekeken 

moeten worden om uiteindelijk een advies te kunnen geven. Het voor- en nadelenonderzoek zal 

hierbij een belangrijke rol spelen. 

Het verslag bestaat uit drie delen en zijn geschreven door middel van de ontwerpmethode van Siers. 

Het vliegen valt en staat met de verschillende aspecten die bijdragen aan het feit dat vliegen mogelijk 

is. Deze aspecten zijn te definiëren als krachten, temperatuur, dichtheid, wrijving, druk enzovoort. 

Om deze aspecten beter te begrijpen en te weten te komen wat voor effect ze hebben op een 

vliegtuig, is het van belang om de aerodynamica te behandelen. Elk vliegtuig maakt gebruik van flight 

controls om te kunnen vliegen. De Flight Controls zijn onder te verdelen in primary flight controls en 

secondary flight controls. Deze flight controls zullen moeten voldoen aan verschillende wettelijke 

eisen en regels. (1) 

De werking van het conventionele systeem en het fly-by-wire systeem zullen worden besproken. 

Hierbij zal voor het conventionele systeem een Boeing 737 worden gebruikt en voor het fly-by-wire 

systeem een Airbus A320. Deze twee verschillende systemen zullen worden vergeleken door middel 

van een voor- en nadelen onderzoek. (2) 

Om de uiteindelijke modificatie succesvol te laten worden zal er nog gekeken moeten worden naar 

de kosten, omscholing van piloten en het onderhoud van het nieuwe systeem. Wanneer al deze 

onderwerpen zijn besproken kan er een conclusie worden getrokken en er een uiteindelijk advies 

worden gevormd. (3) 

De bronnen die voor dit verslag zullen worden gebruikt zijn onder andere: het projectboek Periode 3 

van Simon IJspeert (2009) en het Stella Aviation Academy: Studieboek ter voorbereiding op de 

Grading (2003). De verslagstructuur staat beschreven in het dictaat Wentzel (2009). Overig 

geraadpleegde bronnen staan vermeld in de literatuurlijst. 

* Alle cursief gedrukte woorden worden verder toegelicht in de termenlijst. 

3


Samenvatting 

Projectgroep 2A1AP heeft de opdracht gekregen van de Amstel Leeuwenburg Airlines (ALA) om te 

onderzoeken of een modificatie van het conventionele naar het fly-by-wire systeem rendabel is. 

Het principe van het vliegen berust op de aerodynamica. De twee hoofdwetten van de aerodynamica 

zijn de wet van Bernoulli en de continuïteitswet. De wet van Bernoulli wordt ook wel de wet van 

behoud van energie genoemd. Met behulp van de wet van Bernoulli is het mogelijk om het verband 

tussen de snelheid en de druk van een stroming te bepalen. De continuïteitswet zegt dat er per 

seconde evenveel lucht door een oppervlakte de stroombuis binnenstroomt als er per seconde door 

de oppervlakte naar buiten stroomt. Deze wet wordt ook wel de wet van behoud van volume 

genoemd. Met de vleugel kan lift gegenereerd worden. Besturingsvlakken zorgen ervoor dat het 

vliegtuig om zijn drie assen kan bewegen. Met het rolroer kan het vliegtuig om zijn langs-as bewegen, 

met de elavator om de dwars-as en met de rudder om de top-as. Tijdens een vlucht werken er vier 

krachten op het vliegtuig: trekkracht, weerstand, lift en gewicht. 

Er bestaan twee soorten flight controls: primary en secundary. De primary flight controls bestaan uit 

de aileron, rudder en de elevator. Met de primary flight controls kan het vliegtuig een gierende, 

rollende en stampende beweging maken. De secundary flight controls bestaan uit de flaps, slats, 

spoilers en de trim. Deze flight controls zijn ter ondersteuning van de primary flight controls. De flight 

controls worden aangedreven door hydraulische systemen. De European Aviation Safety Agency 

(EASA) heeft eisen gesteld om de veiligheid te bevorderen. Zo moeten er bijvoorbeeld systemen 

aanwezig zijn die het kunnen overnemen van de basis systemen als deze het begeven. 

Er zijn twee mogelijk manieren om de flight controls aan te sturen. Het conventionele systeem en het 

fly-by-wire systeem. Het aansturen van de flight controls, met het conventionele systeem, gebeurt 

met de control column. De beweging van de control column moet worden omgezet in een signaal. Bij 

de elevator wordt dit signaal getransporteerd met behulp van kabels en katrollen. Dit systeem 

bestaat uit drie netwerken van leidingen, twee netwerken hebben hun eigen aanstuur mogelijkheid. 

Het derde systeem dient voor back-up. De primary flight controls zijn alle drie uitgerust met een 

back-up systeem. 

Bij het fly-by-wire systeem worden de flight controls aangedreven op basis van elektrische signalen. 

De flight controls kunnen aangestuurd worden met behulp van de side stick. 

Een groot voordeel van het conventionele systeem is dat de piloot tegendruk voelt. Dit functioneert 

als een feedback waardoor de piloot het gevoel heeft dat hij daadwerkelijk het vliegtuig bestuurd. 

Een groot nadeel is echter dat het systeem slijtagegevoelig is door alle bewegende onderdelen. 

Na het voor- en nadelenonderzoek kan geconcludeerd worden dat het fly-by-wire systeem meer 

voordelen heeft dan het conventionele systeem. 

Bij de modificatie moet rekening gehouden worden met verschillende factoren: de kosten, veiligheid 

en duurzaamheid. Om de modificatie uit te voeren tijdens een D-check scheelt dit aanzienlijk in de 

kosten. Uit onderzoek blijkt dat het vliegtuig na een eventuele modificatie nog steeds voldoet aan 

alle eisen. Na aanleiding van een kosten- en batenanalyse kan geconcludeerd worden dat het niet 

rendabel is om een vliegtuig te modificeren naar een fly-by-wire systeem. Het break-even-point ligt 

namelijk op 42 jaar. Op dit punt is de levensduur van een Boeing 737 verstreken. 

4


Summary 

Project team 2A1AP has got the task from Amsterdam Leeuwenburg Airlines (ALA) to do a research if 

it is profitable to do a modification from a conventional to a fly-by-wire system. 

The principles of a flight rests on the aerodynamics. The two main aerodynamic laws are the law of 

Bernoulli and the law of continuity. The law of Bernoulli is also known as the law of conservation of 

energy or the law of conservation of volume. With the law of Bernoulli it is possible to see what is the 

relationship between the speed en the pressure of a flow. 

The wing of an airplane generates lift. Flight controls makes it possible to let the airplane turn around 

three axes. The ailerons will let the airplane turn around its longitudinal axis, the elevator around its 

lateral axis and the rudder around its vertical axis. There are four forces on an airplane during a 

flight: the trust, drag, lift and weight. 

There are two sorts of flight controls: the primary and the secondary. The primary flight controls are 

the aileron, rudder and the elevator. The three movements around the three axes are called: to roll, 

to pitch and to yaw. The secondary flight controls are the flaps, slats, spoilers en the trim. These controls 

supports the primary flight controls. The flight controls are driving by hydraulic systems. The 

European Aviation Safety Agency (EASA) has put requirements to improve the safety of the airplanes. 

One of these requirements is that there has to be a back-up system that can take over a system 

where is occurred an error. 

There are two ways to let the flight controls be functional. This can be done by a conventional system 

or by a fly-by-wire system. The conventional system uses a control column to move the flight controls. 

The movements of the control column has to be convert to a signal. This conversion is done by 

cables and pulleys by the elevators. The hydraulic network consists of three hydraulic systems. Two 

of these has their own drivetrain. The third one is a back-up system. Each primary flight control has 

their own back-up system. 

The fly-by-wire system uses electrical signals and a side-stick to move the flight controls. 

An advantage of the conventional system is that the pilot feels a pressure on the control column. A 

big disadvantage of the conventional system is the wear of the moving mechanic parts. 

During the modification it is necessary to bear different factors in mind like the costs, safety and durability. 

To do the modification during a D-check will cut down the costs. After a research it appeared 

that the airplane would be meet to all requirements after a modification. Referring to a cost volume 

profit analysis it appeared that a modification is not profitable. The break-even-point will be obtained 

after 42 years. In this period the life span of an airplane will be exceeded. 

5


1. Definitie Flight Controls 

Tijdens een vlucht heeft het vliegtuig te maken met stromingen en krachten die werken op het 

vliegtuig (1.1). Door de flight controls wordt de kracht van de stroming gebruikt om het vliegtuig van 

richting te laten veranderen. De flight controls van een vliegtuig zorgen er dus voor dat de piloot het 

vliegtuig kan besturen. De besturing van een vliegtuig is verdeeld in primary flight controls (1.2) en 

secundairy flight controls (1.3). Veiligheid is in de luchtvaart van groot belang, daarom zijn er 

wettelijke eisen waaraan de luchtvaart zich moet houden. Tevens zijn er eisen van de opdrachtgever 

(1.4). Deze eisen zijn van toepassing op alle onderdelen die worden gebruikt (1.5). 

1.1 Theorie 

Tijdens een vlucht heeft het vliegtuig te maken met de luchtstroom rond het vliegtuig. Of de 

stroming laminair of turbulent is hangt af van verschillende factoren, onder andere snelheid, 

aanstroom, invalshoek en ruwheid van het oppervlak. De stroming rond een vleugelprofiel wordt 

met behulp van de aerodynamica (1.1.1) uitgelegd. Naast luchtstromen werken er ook verschillende 

krachten op een vliegtuig. (1.1.2). De krachten rond de assen van het vliegtuig kunnen worden 

veranderd met behulp van de flight controls. De besturingsvlakken (1.1.3) zijn onderdeel van deze 

flight controls. Hiermee kunnen verschillende bewegingen rond de x-as, z-as en y-as worden 

gemaakt. 

1.1.1 Aerodynamica 

Aerodynamica of stromingsleer is de wetenschap die zich bezighoudt met de stromingen van lucht en 

andere gassen om een lichaam heen. Met behulp van de wet van Bernoulli en de Continuïteitswet 

kan dit beter worden uitgelegd (1.1.1a). Een luchtstroom rond een vleugelprofiel die omslaat van 

laminair naar turbulent wordt het omslagpunt genoemd (1.1.1b). Dit omslagpunt is echter 

afhankelijk van het type vleugelprofiel (1.1.1c) 

1.1.1a Wetten 

Er zijn twee wetten die van toepassing zijn wanneer het vliegtuig een beweging in de lucht maakt. 

1. Wet van Bernoulli 

2. Continuïteitswet 

Ad 1 Wet van Bernoulli 

De wet van Bernoulli (formule 1) wordt ook wel de wet van behoud van energie genoemd. Deze wet 

mag alleen worden toegepast langs een stroomlijn. Tevens moet de stroming niet-visceus, stationair 

en adiabatisch zijn. Adiabatisch wil zeggen dat er geen energie van buiten mag worden toegevoegd 

of worden onttrokken. De wet van Bernoulli zegt dat de totale hoeveelheid energie per volumeeenheid 

van de lucht constant is. De som van de dynamische druk: ½ ∙ ρ ∙ v² en de statische druk: p + 

ρ ∙ g ∙ h blijft dus constant. 

Wet van Bernoulli 

p1 + ½ ∙ ρ1 ∙ v1 2 + ρ1 g ∙ h1 = p2 + ½ ∙ ρ2 ∙ v2 2 + ρ2 ∙ g ∙ h2 Formule 1 

Hierin is: p = druk [N/m 2 ] 

ρ = dichtheid [kg/m 3 ] 

v = snelheid [m/s] 

g = valversnelling [m/s 2 ] 

h = hoogte [m] 

Ad 2 Continuïteitswet 

De continuïteitswet (formule 2) wordt ook wel wet van behoud van volume genoemd. Voor een niet 

samendrukbare, willekeurige en stationaire stroming geldt deze continuïteitswet (figuur 1.1). Deze 

6


wet zegt dat er per seconde evenveel lucht door een oppervlakte de stroombuis binnenstroomt (1) 

als er per seconde door de oppervlakte (2) naar buiten stroomt (3). 

Continuïteitswet 

ρ 1 ∙ v1 ∙ A1 = ρ2 ∙ v2 ∙ A2 

Hierin is: ρ = dichtheid (kg/m 3 ) 

v = snelheid (m/s) 

A = oppervlakte (m 2 ) 

Formule 2 

Uit de continuïteitswet en de wet van Bernoulli volgt dat wanneer de lijnen van een stationaire 

stromingen dichter bij elkaar komen, de snelheid groter word en de statische druk lager wordt. 

Bij een snelheidsmeting in een Venturibuis wordt gebruik gemaakt van een eerst convergerende buis 

en vervolgens weer een divergerende cirkelvormige buis. Als er een stationaire stroming door de buis 

gaat is de continuïteitswet van toepassing. Wanneer de vliegsnelheid toeneemt, zullen de 

stromingen rond het vliegtuig harder tegenwerken. De snelheid zal toenemen, waardoor de 

dynamische druk ook toeneemt, waardoor de statische druk zal dalen. 

Figuur 1.1 Continuiteitswet 

1.input 

2.oppervlakte 

3.output 

1.1.1b Luchtstromingen rond een vleugelprofiel 

Rond het vleugelprofiel stromen verschillende soorten stromingen. De stroming rond een 

vleugelprofiel zal dicht bij het oppervlak worden afgeremd en tot stilstand komen. Hoe de stroming 

zich gedraagt is bijvoorbeeld afhankelijk van de snelheid. Bij een lage snelheid hebben de stromingen 

rond het profiel een lagere weerstand en zullen deze elkaar niet kruisen. Deze stroming wordt ook 

wel een laminaire stroming genoemd. Bij een hoge snelheid zullen de stromingen overgaan in 

wervels. Dit wordt ook wel een turbulente stroming genoemd. Hier kruisen de stromingen elkaar 

wel. Het punt tussen een laminaire en een turbulente stroming wordt het omslagpunt genoemd. Dit 

omslagpunt wordt bepaald door de verhouding tussen de luchtdichtheid, de vliegsnelheid, de 

stromingslengte en de viscositeit van lucht. Deze verhouding wordt ook wel het Reynolds getal 

(formule 3) genoemd. 

Het getal Reynolds 

Re = (ρ ∙ v ∙ D) / µ Formule 3 

Hierin is: ρ = de dichtheid *kg/m³] 

v = de snelheid [m/s] 

D = de inwendige diameter van de leiding [m] 

µ = de dynamische viscositeit uitgedrukt in *kg/m∙s+ 

In figuur 1.2 is een luchtstroom rond de bovenkant van het vleugelprofiel afgebeeld. Op een 

vleugelprofiel (1) verandert een laminaire grenslaag (2) soms in een turbulente grenslaag (3). Het 

punt waar dit gebeurd noemt men het omslagpunt (4). Bij een lagere snelheid van de luchtstroom 

ligt dit omslagpunt verder naar achter op de vleugel. Tevens op grote hoogte, waar de luchtdichtheid 

lager is. Bij een hogere snelheid ligt dit omslagpunt verder naar voren op de vleugel. 

7


1. Vleugelprofiel 

2. Laminaire grenslaag 

3. Turbulente grenslaag 

4. Omslagpunt 

Figuur 1.2 Stroming rond een vleugelprofiel 

1.1.1c vleugelprofiel 

In figuur 1.3 is een vleugelprofiel te zien. Het vleugelprofiel van een vliegtuig is in de loop der jaren 

vaak veranderd. Een vleugel heeft als functie lift leveren voor het vliegtuig. Deze lift word 

veroorzaakt door de luchtstroom rond het profiel. De luchtstroom bots allereerst aan de voorkant 

van de vleugel, ook wel de leading edge (1). Bij de botsing aan de leading edge wordt de snelheid van 

de luchtstroom nul. Dit punt wordt ook wel het drukpunt genoemd. Vanaf de botsing wijken de 

deeltjes uit en stromen langs het profiel naar de achterzijde van de vleugel, ook wel de trailing 

edge(2). Een denkbeeldige rechte lijn tussen de voorkant en achterkant van de vleugel noemt me de 

koorde (3). De welvingslijn (4) is een lijn met een gelijke afstand van de boven- en onderkant van de 

vleugel. De invalshoek (5) is de hoek tussen de koorde en de ongestoorde luchtstroom. 

1. Leading edge 

2. Trailing edge 

3. Koorde 

4. Welvingslijn 

5. Invalshoek 

Figuur 1.3 Vleugelprofiel 

1.1.2 Krachten 

Tijdens een vlucht werken er verschillende krachten op het vliegtuig. Deze krachten worden 

onderverdeeld in vier soorten. In figuur 1.4 zijn deze zichtbaar. 

De thrust (1) wordt geleverd door de motor van het vliegtuig. Door deze kracht kan de snelheid en 

hoogte van het vliegtuig constant worden gehouden. Om de snelheid constant te houden, moet deze 

trust gelijk zijn aan de drag (2). Wanneer deze niet gelijk zijn, vertraagd of versneld het vliegtuig. 

Een andere kracht die het vliegtuig ondervindt is de lift (3). De lift wordt veroorzaakt door de vleugels 

en zorgt ervoor dat het vliegtuig in de lucht blijft. De tegengestelde kracht van de lift is de weight (4). 

De zwaartekracht wordt veroorzaakt door het gewicht van het vliegtuig en de aantrekkingskracht van 

de aarde. 

1. Thrust 

2. Drag 

3. Lift 

4. Weight 

Figuur 1.4 Krachten op het vliegtuig 

De wrijvingskracht is onder te verdelen in verschillende tegenwerkende krachten. Wanneer het 

vliegtuig een bepaalde snelheid vliegt “botsen” er luchtdeeltjes tegen het vliegtuig aan. Hoe harder 

het vliegtuig vliegt, des te meer luchtdeeltjes er tegen het vliegtuig aanbotsen en des te groter de 

wrijvingskracht. De wrijvingsweerstand kan worden onderverdeeld in twee typen weerstanden: 

1. Geïnduceerde weerstand 

2. Parasitaire weerstand 

8


Ad 2 Geïnduceerde weerstand 

Een vliegtuigvleugel heeft als belangrijkste functie het leveren van liftkracht. De liftkracht ontstaat 

door een drukverschil tussen de onder- en bovenkant van de vleugel. Een eigenschap van lucht is dat 

het de neiging heeft om van een gebied met hoge druk naar een gebied met lage druk te stromen. 

Hierdoor zal de lucht bij de vleugeltip van de bovenkant van de vleugel naar de onderkant van de 

vleugel stromen. Er zal een wervel ontstaan bij de tip van de vleugel. Deze wervel zorgt voor extra 

weerstand die de geïnduceerde weerstand wordt genoemd. Hoe lager de snelheid van het vliegtuig 

des te hoger de geïnduceerde weerstand. 

Ad 2 Parasitaire weerstand 

Parasitaire weerstand is een ongewilde weerstand die zo klein mogelijk gehouden moet worden. Als 

de snelheid toeneemt, neemt de parasitaire weerstand ook toe. Deze weerstand wordt veroorzaakt 

door uitstekende delen van het vliegtuig waar de inkomende luchtstroom tegen aan botst. De som 

van de geïnduceerde weerstand en de parasitaire weerstand is de totale luchtweerstand. 

Lift (formule 4) is de opwaartse kracht die word veroorzaakt door de invalshoek van de vleugel, 

snelheid speelt hierbij ook een rol. De invalshoek is te definiëren als de hoek tussen de koorde en de 

ongestoorde luchtstroom. Wanneer de invalshoek word vergroot, zal de lift tot een zeker punt ook 

vergroten. Als de invalshoek negatief is, zal de lift en dus het vliegtuig dalen. 

De lift wordt veroorzaakt doordat de luchtstroom over de bovenkant van de vleugel sneller gaat dan 

die langs de onderkant van de vleugel. Hierdoor ontstaat aan de bovenkant van de vleugel een 

onderdruk. Omdat de lucht aan de onderkant van de vleugel een normale maar hogere druk heeft 

drukt deze de vleugel omhoog. Samen met de weerstand en de lift veroorzaakt die een resulterende 

kracht. 

Lift formule Weerstandsformule 

L = cl . ½ . ρ . v 2 . S D = cd . ½ . ρ . v 2 . S Formule 4 

Hierin is: L = liftkracht [N] 

cl = liftcoëfficiënt 

ρ = dichtheid *kg/m 3 ] 


S = vleugeloppervlak [m 2 D = weerstandkracht [N] 

cd = weerstandscoëfficiënt 

ρ = dichtheid *kg/m 

] 

3 ] 


S = vleugeloppervlak [m 2 ] 

1.1.3 Besturingsvlakken 

In figuur 1.5 is te zien waar de verschillende besturingsvlakken van een vliegtuig zijn gemonteerd. 

Met de besturingsvlakken kan het vliegtuig bewegingen maken over drie assen, de langs-as (1), 

dwars-as (2) en top-as (3). Met de rolroeren (4), ook wel ailerons genoemd (1.2.1), kan het vliegtuig 

een beweging maken om zijn langs-as. De rolroeren zijn bevestigd aan de achterzijde van de vleugels. 

Het hoogteroer (5), ook wel elevator genoemd(1.2.2), is bevestigd aan de achterzijde van het 

horizontale stabilo. Deze zorgt ervoor dat het vliegtuig om zijn dwars-as kan bewegen. Met het 

richtingsroer (6), ook wel rudder genoemd(1.2.3), kan het vliegtuig een beweging maken om zijn topas. 

Het richtingsroer is bevestigd aan het verticale stabilo. Aan de achterzijde van de vleugel zijn de 

flaps (7) (1.3.1) bevestigd. Deze worden gebruikt bij het opstijgen en het landen. Hiermee kan de lift 

vergroot of verkleind worden. 

9


1. Langs-as 

2. Dwars-as 

3. Top-as 

4. Ailerons 

5. Elevator 

6. Rudder 

7. Flaps 

Figuur 1.5 Besturingsvlakken en assen 

1.2 Primary Flight Controls 

De primary flight controls zijn nodig om het vliegtuig te laten rollen, stampen, gieren of om een 

beweging te corrigeren. De primary flight controls worden uitgelegd aan de hand van een Cessna 

172. De piloot kan alle bewegingen vanuit zijn stoel uitvoeren. De piloot kan de aileron (1.2.1) 

besturen door de stuurknuppel naar links of naar rechts te duwen. Het vliegtuig zal deze richting dan 

uit gaan rollen. Door de stuurknuppel naar voren of naar achter te duwen zal het vliegtuig 

doormiddel van de elevator (1.2.2) gaan stampen. Om te gaan gieren heeft een vliegtuig een rudder 

(1.2.3). Deze wordt met het voetpedaal bestuurd. 

1.2.1 Aileron 

De aileron zorgt ervoor dat een vliegtuig gaat rollen. Het vliegtuig beweegt dus om zijn langs-as 

(1.2.1.a). Door deze beweging kan een gecontroleerde bocht worden gemaakt. Door middel van een 

overbrengmechanisme zullen de ailerons vanuit de cockpit kunnen worden aangestuurd (1.2.1.b). Bij 

een Cessna 172 gebeurt dit door de stuurknuppel zijwaarts te bewegen. 

1.2.1.a Doel 

Door middel van de aileron is het mogelijk om een beweging om de langs-as te maken. Dit 

veroorzaakt een rolbeweging. Er ontstaat een torque (Formule 5). Door de kracht die ontstaat 

doordat de luchtstroom tegen een uitstaande aileron botst ontstaat er een moment om het center of 

gravity. Dit resulteert erin dat het vliegtuig een bocht zal maken. 

Torque (moment) 

T = F*L Formule 5 

Hierin is: T = torque (moment) (N*m) 

F = lift force (lift kracht) (N) 

L = distance (afstand) (m) 

1.2.1.b Werking 

De besturingsvlakken van de aileron zijn aan de achterkant van een vleugel, de trailing edge, 

bevestigd (figuur 1.6). Deze bewegen verticaal en tegengesteld van elkaar. De ailerons bewegen 

omdat bij zijwaartse beweging van de stuurknuppel er een kracht wordt overgebracht door middel 

van kabels en katrollen. Doordat de lucht tegen de ailerons (1) botst veranderd de welving van het 

vleugelprofiel en zal de vleugel waarbij de aileron omhoog klapt lift verliezen (2) terwijl de andere 

juist meer lift (3) krijgt. 

In het voorbeeld is te zien dat wanneer de stuurknuppel naar rechts wordt geduwd, de rechter 

aileron omhoog gaat en de linker naar beneden. Hierdoor gaat de rechtervleugel naar beneden, deze 

verliest lift, en de linkervleugel gaat omhoog, vanwege de extra lift. Op deze manier rolt het vliegtuig 

naar rechts (4) en zal het vliegtuig een bocht kunnen maken. 

10


1. Aileron 

2. Minder lift 

3. Meer lift 

4. Rolbeweging 

Figuur 1.6 Schematische Cessna 172 

Een beweging (figuur 1.7) van de ailerons (1) ontstaat doordat een kracht op de stuurknuppel (2) 

wordt uitgeoefend, deze kracht wordt getransporteerd door de kabels, katrollen (3) en stangen (4). 

De kabels lopen door de vleugels heen en door de aanwezige katrollen is het mogelijk dat de ailerons 

tegengesteld van elkaar te bewegen. In deze situatie zou het vliegtuig een rolbeweging naar links 

maken. 

1. Aileron 

2. Stuurknuppel 

3. Kabels/katrollen 

4. Stangen 

Figuur 1.7 Overbrengingsmechanisme van de ailerons 

1.2.2 Elevator 

De elevator zorgt ervoor dat het vliegtuig om zijn dwars-as kan manoeuvreren. Deze beweging wordt 

de verandering van pitch genoemd (1.2.2a). Een verandering van de pitch zorgt voor een 

toenemende liftkracht op het vliegtuig (1.2.2b). 

1.2.2a Doel 

Het horizontale stabilo zorgt ervoor dat het vliegtuig stabiel blijft om zijn dwars-as. Het heeft een 

symmetrisch profiel met een kleinere instelhoek dan de vleugels, waardoor het vliegtuig, zonder 

uitslag van de elevator, een horizontale vlucht kan uitoefenen. Het horizontale stabilo creëert een, 

naar beneden gerichte, liftkracht waardoor de som van alle krachten op het vliegtuig voor een 

evenwicht zorgen. Door het gebruik van de elevator, dat is bevestigd aan de achterzijde van het 

horizontale stabilo, kan er een invalshoekverandering van de vleugel worden gecreëerd. Hierdoor zal 

de naar beneden gerichte, liftkracht van het stabilo toe- of afnemen. Hiermee wordt er een moment 

gecreëerd dat om de dwars-as van het vliegtuig werkt. Als gevolg hiervan zal het vliegtuig om de 

dwars-as bewegen waarna er een invalshoekverandering ontstaat op de vleugels. Door deze 

invalshoekverandering zal de liftkracht op de vleugels toenemen, waardoor het vliegtuig zijn hoogte 

kan behouden, vergroten of verkleinen. 

1.2.1b Mechaniek 

In figuur 1.8 is te zien dat de elevator (1) wordt bestuurd door het naar voren en achter bewegen van 

de stuurknuppel (2). Als de stuurknuppel naar achter toe beweegt, zal de elevator via een 

overbrengingsmechanisme omhoog gaan. Deze mechanisme bestaat voornamelijk uit kabels en 

katrollen (3) die via stangen (4) in beweging worden gezet. Dit creëert een negatieve welving van het 

totale horizontale stabilo, waardoor de naar beneden gerichte liftkracht groter wordt. De staart zal 

naar beneden gaan waardoor de invalshoek op de vleugels groter zal worden. Hierdoor wordt de 

liftkracht op de vleugels verhoogd en zal het vliegtuig stijgen. 

11


1.2.3 Rudder 

De rudder maakt het mogelijk dat het vliegtuig om zijn top-as kan manoeuvreren. Deze beweging 

wordt yawing genoemd (1.2.3a). De rudder wordt bestuurd in de cockpit met behulp van een 

voetenstuur en een mechanisme (1.2.3b). 

1.2.3a Doel 

Figuur 1.8 Overbrengingsmechanisme van een elevator 

De rudder bevindt zich aan de achterkant van het verticale stabilo. Samen vormen zij een 

symmetrisch profiel. De luchtstroom dat tegen de uitgeslagen rudder drukt, veroorzaakt een kracht 

op het verticale stabilo. Hierdoor wordt er een moment gecreëerd dat een beweging om de top-as 

veroorzaakt. Dit is de gierende beweging. Hoe groter de hoekverandering van de rudder ten opzichte 

van de verticale stabilo, des te groter de kracht, het moment en de beweging die ontstaat. 

1.2.3b Mechaniek 

In figuur 1.9 is te zien dat de uitslagen van de rudder (1) worden veroorzaakt door voetpedalen (2) 

die zich bevinden in de cockpit. Als de piloot druk op het rechterpedaal uitoefent zal de rudder naar 

rechts gaan, zodat de welving van de totale verticale stabilo veranderd. De staart van het vliegtuig zal 

hierdoor naar links verplaatsen, waardoor het vliegtuig een gierende beweging rechtsom de top-as 

maakt. Het overbrengingsmechanisme tussen het voetenpedaal en de rudder bestaat voornamelijk 

uit kabels en katrollen (3), die via het pedaal door stangen (4) in beweging worden gebracht. 

1.2.4 Neveneffecten 

Zoals omschreven hebben de ailerons het doel om het vliegtuig te laten rollen, en de rudder het 

vliegtuig te laten gieren. Naast deze functies leidt het gebruik van de twee primary flight controls ook 

tot andere effecten. Deze ongewenste neveneffecten worden als volgt beschreven: “rollen leidt tot 

gieren” (1.2.4a), en “gieren leidt tot rollen” (1.2.4b). Deze neveneffecten veroorzaken een 

haakeffectencyclus genaamd Dutch Roll. Dit heeft vervelende gevolgen voor de vlucht waardoor de 

haakeffecten moeten worden opgeheven (1.4.3). 

1.2.4a Rollen leidt tot gieren 

Een vliegtuig dat een bocht maakt na het gevolg van het gebruik van de ailerons, heeft een 

buitenvleugel die een grotere snelheid heeft. Dit komt doordat de buitenvleugel in dezelfde tijd een 

grotere afstand aflegt. Hierdoor ondervindt de buitenvleugel meer weerstand dan de binnenvleugel. 

Dit weerstandsverschil leidt tot een moment om de top-as, wat dus een gierbeweging veroorzaakt. 

Figuur 1.9 Mechaniek van een rudder 

Dit haakeffect wordt beschreven als “rollen leidt tot gieren”. 

1. Elevator 

2. Stuurknuppel 


4. Stangen 

5. Rudder 

6. Voetpedalen 


8. Stangen 

12


1.2.4b Gieren leidt tot rollen 

Omgekeerd leidt gieren tot rollen. Het principe hiervan is hetzelfde; als een vliegtuig een gierende 

beweging maakt, zal de buitenvleugel een grotere afstand hebben, dus ook een hogere snelheid en 

meer weerstand ondervinden. Hierdoor ontstaat er een moment om de langs-as, dat een 

rolbeweging veroorzaakt. 

Een andere reden voor dit haakeffect is dat er een kracht zal optreden op de uitgeslagen rudder. 

Omdat het aangrijpingspunt van de totale kracht op de rudder zich boven het zwaartepunt van het 

vliegtuig bevindt, zal er een moment ontstaan. Dit moment werkt eveneens om de langs-as en 

veroorzaakt ook een rolbeweging. 

1.2.4c Dutch roll 

Zoals omschreven veroorzaakt een rollende beweging tot gieren en een gierende beweging tot 

rollen. Dit wilt zeggen dat als een vliegtuig een rollende beweging uitvoert, dat het gevolg hiervan 

een gierende beweging is. Echter is bekend dat een gierende beweging een rollende beweging als 

gevolg heeft, zodat de ontstane gierende beweging tot rollen leidt. Dit is een cyclus dat bij lichte 

vliegtuig drie tot twaalf seconden kan duren. Passagiersvliegtuigen hebben langer last van deze 

cyclus. Dit kan namelijk langer dan een minuut duren. 

1.2.4d De gevolgen en oplossingen 

Door de neveneffecten zal het vliegtuig zich niet evenwijdig met 

de luchtstroom voortbewegen. Dit leidt tot extra weerstand, 

snelheidsverlies en een hoger brandstofverbruik. Een bocht 

waarbij het vliegtuig evenwijdig met de luchtstroom vliegt wordt 

een gecoördineerde bocht genoemd. De piloot kan aan de 

inclinometer in de cockpit zien of er gecoördineerd wordt 

gevlogen. De inclinometer bevindt zich onder de turncoördinator. 

In figuur 1.10 is te zien dat het vliegtuig een bocht naar rechts 

met 360 graden per twee minuten maakt. Onder de 

turncoördinator is te zien dat het balletje in de inclinometer zich 

aan de linkerkant bevindt. Dat betekent dat het vliegtuig een 

schuivende bocht maakt en de waarde van de turncoördinator 

kan afwijken. De piloot kan dit opheffen door druk op het linker 

voetenpedaal uit te oefenen. Hierdoor veroorzaakt de rudder een 

beweging om de top-as waardoor er een gecoördineerde bocht 

kan worden gevlogen. In figuur 1.11 zijn verschillende bochten 

zichtbaar en hoe deze op de inclinometer te zien zijn. 

Figuur 1.10 Schuivende 

bocht op de inclinometer 

Figuur 1.11 Verschillende bochten 

1.3 Secondary flight controls 

Secondary flight controls zijn instrumenten die worden gebruikt om de effectiviteit van de primary 

flight controls te versterken. Ook helpen ze bij de controle over de snelheid van een vliegtuig. 

Secondary flight controls kunnen bestaan uit flaps (1.3.1), Slats (1.3.2), spoiler (1.3.3) en trim (1.3.4). 

1.3.1 Flaps 

De flaps worden gebruikt om de draagkracht van een vliegtuig te verhogen, zonder dat de snelheid 

van het vliegtuig vergroot hoeft te worden (1.3.1a). Er bestaan verschillende soorten flaps die elk hun 

eigen eigenschappen hebben om de draagkracht te verhogen (1.3.1b). De flaps bevinden zich aan de 

achterzijde van de vleugel, ter weerszijde van de romp. 

1.3.1a Werking 

De flaps in figuur 1.12 kunnen zowel mechanisch als elektronisch worden aangedreven. Flaps 

verhogen de draagkracht, indien ze vanuit de horizontale stand gezien (1), een uitslag naar beneden 

krijgen (2). De weerstand wordt hiermee verhoogd. Aan de hand van de liftformule (formule 4) 

kunnen we uitrekenen hoe groot de lift en de weerstand zullen worden. De flaps kunnen in 

verschillende standen worden gebracht. Naarmate de standen groter worden, zal de uitslag naar 

13


beneden ook groter worden. De welving van de vleugel wordt daardoor ook groter (positiever). De 

lift zal hierdoor toenemen. Op deze manier kan een grotere lift worden behaald, zonder dat de 

snelheid hoeft te worden vergroot. Bij 10° flaps neer, worden lift en weerstand groter. De lift weegt 

hier wel zwaarder dan de weerstand. Deze stand wordt dus gebruikt bij de take-off. Er is dan immers 

een kortere startbaan nodig om, zonder overtrokken te raken, op te stijgen. Bij een grotere uitslag 

dan 10°, zal de weerstand een zwaardere weging hebben dan de lift. Bij de landing wordt er in de 

meeste gevallen de volle uitslag gegeven. Dankzij de volle uitslag wordt de maximale daalhoek 

bereikt. Het ophalen van de flaps mag nooit tijdens de start of de landing worden uitgevoerd. Er valt 

dan immers een groot deel van de draagkracht weg. Hierdoor bestaat de kans dat het vliegtuig 

ineens ongecontroleerd snel daalt. De flaps mogen pas op veilige hoogte en na het bereiken van een 

juiste snelheid worden opgehaald. 

1. Flaps in 

2. Flaps uit 

Figuur 1.12 Flaps 

1.3.1b Soorten flaps 

De voornaamste eigenschap van een flap is het vergroten van de draagkracht. Er bestaan meerdere 

soorten flaps (figuur 1.13) buiten de normale flaps (1), met ieder hun eigen eigenschappen. 

De slotted flap (2) lijkt op de normale flap, maar heeft een spleet tussen de flap en de vleugel. 

Hierdoor kan de stromende lucht aan de onderzijde van de vleugel naar de bovenkant van de vleugel 

stromen. Dit zorgt voor extra onderdruk aan de bovenzijde van de vleugel en dus extra lift. De split 

flap (3) zit aan de onderzijde van de vleugel en kan naar beneden bewegen. De fowler flap (4) heeft 

nog een voordeel buiten welvingvergroting, namelijk oppervlaktevergroting. De flap schuift niet 

alleen naar beneden, maar ook uit de vleugel. Bij de moderne vliegtuigen zijn er meerdere fowler 

flaps achter elkaar bevestigt. Dit zijn twee- of drievoudige fowler flaps. Al deze vier flaps bevinden 

zich op de trailing edge van de vleugel. Er bestaat nog een flap aan de leading edge van de vleugel. 

Dit is de krueger flap (5). De krueger flap behoort tot de flaps, omdat hij naar buiten vouwt om een 

draaipunt. 

1. Normale flap 

2. Slotted flap 

3. Split flap 

4. Fowler flap 

5. Krueger flap 

14


Figuur 1.13 Soorten flaps 

1.3.2 Slats 

De Slats zijn niet op de Cessna geplaatst, maar op de grotere vliegtuigen. Slats worden, net zoals 

flaps, gebuikt om de draagkracht te vergroten, zonder de snelheid van het vliegtuig te verhogen 

(1.3.2a). Ze veranderen dus de welving van de vleugel zonder dat de weerstand wordt vergroot. De 

Slats bevinden zich aan de voorzijde van de vleugel. 


Slats (figuur 1.14) schuiven uit aan de voorkant van de vleugel, in plaats van het draaien om een 

draaipunt, zoals flaps dat doen. Slats (1) zorgen voor een extra welving. De luchtstroom (2) aan de 

bovenzijde van de vleugel, wordt door de slats nog meer versneld. Hierdoor ontstaat de extra lift (3), 

terwijl de weerstand (5) niet veranderd. De resulterende kracht (5) op de vleugel wordt dus ook 

groter. Ze creëren een luchtdoorlaat in de vleugel, waardoor er extra energie (6) aan de luchtstroom 

boven de vleugel wordt toegevoegd. De lucht blijft nu als het ware aan het vleugeloppervlak plakken. 

De snelheid van de lucht onder de vleugel wordt door de extra welving minder versneld. Hierdoor 

wordt de grenslaag zo beïnvloed dat er met een grotere invalshoek kan worden gevlogen, zonder 

overtrokken te raken. 

Figuur 1.14 Vleugelprofiel met Slat 

1. Slat 

2. Luchtstroom 

3. Lift 

4. Weerstand 

5. Resulterende kracht 

6. Extra energie 

1.3.3 Spoilers 

Spoilers (figuur 1.15) zijn net als de slats, niet te vinden op de Cessna, maar op de grotere 

verkeersvliegtuigen. De spoilers (1) worden gebruikt om een beheerste landing te maken met behulp 

van turbulentie (2) of om een scherpe bocht te draaien (1.3.3a). Spoilers verlagen lift en verhogen de 

weerstand. Ze zijn bevestigd op de vleugel aan achterzijde, net voor de flaps. 

1. Spoiler 

2. Turbulentie 

Figuur 1.15 Effect van een spoiler 

1.3.3.a Werking 

De spoilers (figuur 1.16) kunnen als speedbrakes worden gebruikt, maar ook als flightspoilers. 

Wanneer de spoilers als speedbrakes worden gebruikt, zijn de flightspoilers (4) en de groundspoilers 

(5) uitgeslagen. Ze verminderen de lift zonder dat de snelheid toeneemt. Bij het raken van de grond 

tijdens de landing, worden de speedbrakes vaak ingezet, omdat hierdoor het vliegtuig sterk naar 

beneden wordt gedrukt door de turbulentie die achter de spoiler ontstaat. Deze druk naar beneden, 

wordt overgebracht op de wielen, wat het remmen versterkt. Tijdens de vlucht zijn de flightspoilers 

symmetrisch uitgeslagen, maar geven minder weerstand, dan de flight- en groundspoilers samen. 

Flightspoilers worden om een aantal redenen gebruikt. Ailerons veroorzaken een groot moment om 

de top-as (haakeffect). De spoilers kunnen in combinatie met kleinere ailerons een betere controle 

geven over het maken van een bocht. Ook helpen spoilers de ailerons om de draagkracht van de 

15


lager liggende vleugel te verminderen, waardoor een scherpere bocht kan worden gedraaid (draaiing 

om de langs-as en de dwars-as in plaats van alleen om de dwars-as). 

Door turbulentie in de lucht, bijvoorbeeld door het ontstaan van schokgolven omdat de 

geluidssnelheid bijna wordt behaald, wordt het effect van ailerons verminderd. Spoilers kunnen deze 

turbulentie verminderen en het effect van een aileron beschermen. 

1. Flightspoilers 

2. Groundspoilers 

Figuur 1.16 Schematisch overzicht vleugel 

1.3.4 Trim 

De trim is een hulpmiddel om de permanente kracht op het hoogteroer, de rudder en de ailerons op 

te heffen (1.3.4a). Het trim-vlak is een scharnierend vlakje, bevestigt aan de flight control. Dit ‘vlakje’ 

is het zogenaamde trim-vlak. Hij mag alleen gebruikt worden als de vereiste stand van het vliegtuig is 

behaald. Het trim-vlak heft immers alleen permanente krachten op. De trim wordt vanuit de cockpit 

ingesteld. 


Het trim-vlak (figuur 1.17) werkt met behulp van boven- en onderdruk. Een vliegtuig wordt met de 

hand getrimd totdat de kracht, die nodig is om het vliegtuig in een bepaalde stand de drukken, is 

opgeheven. Het trim-vlak kan omhoog en omlaag worden getrimd. In het geval van dalen moet het 

trim-vlak omhoog (1) worden getrimd. Er ontstaat nu een welving, die zorgt voor onderdruk (2) aan 

de bovenzijde van het hoogteroer (3). Deze onderdruk zorgt voor een lift op de achterzijde van het 

vliegtuig, waardoor de neus naar beneden wordt geduwd. In geval van stijgen (2) moet het trim-vlak 

aan het hoogteroer omlaag worden getrimd. Er ontstaat op deze manier een welving, waardoor er 

een bovendruk ontstaat aan de achterzijde van het vliegtuig. Hierdoor wordt de neus omhoog en de 

achterzijde omlaag geduwd. Op deze manier hoeft de piloot niet permanent aan het hoogteroer te 

trekken of te duwen. 

1. Trimvlak omhoog 

2. Onderdruk 

3. Hoogteroer 

4. Trimvlak omlaag 

5. Bovendruk 

6. Hoogteroer 

16


Figuur 1.17 Trim-vlak 

1.4 Regelgeving 

Om uiteindelijk een goed advies te kunnen geven is het belangrijk dat er verschillende aspecten in dit 

advies zijn verwerkt. Zo zijn er naast de randvoorwaarden ook regels en eisen waaraan het advies 

moet voldoen. Hierbij moet er rekening worden gehouden met de eisen van de opdrachtgever (1.4.1) 

en de wettelijke eisen (1.4.2). 

1.4.1 Eisen opdrachtgever 

De eisen van de opdrachtgever zijn belangrijk om in het uiteindelijke advies van de modificatie te 

verwerken. Deze eisen hebben onder andere invloed op de herkenbaarheid van ALA en zullen 

moeten worden nagestreefd. Deze eisen zijn te verdelen in vaste eisen van de opdrachtgever (1.4.1a) 

en de variabele eisen van de opdrachtgever (1.4.1b). 

1.4.1a Vaste eisen van de opdrachtgever 

Vaste eisen zijn te definiëren als eisen waaraan het ontwerp sowieso aan moet voldoen. Van deze 

eisen kan niet worden afgeweken. Zo’n vaste eis is veiligheid. 

Het waarborgen van de veiligheid is een van de belangrijkste aspecten in de luchtvaart. Zo is het de 

bedoeling dat wanneer onderdelen van het vliegtuig geïnstalleerd worden, er gekeken is of dit wel 

aan de veiligheid voldoet. Het is daarom ook belangrijk niet per definitie voor de goedkoopste 

onderdelen te kiezen, ofwel de lichtste, wanneer deze onderdelen een negatief effect hebben op de 

veiligheid. 

1.4.1b Variabele eisen van de opdrachtgever 

Onder de variabele eisen kunnen we de kosten en het onderhoud plaatsen. Deze variabele eisen zijn 

in deze sectie geplaatst omdat deze eisen niet altijd compleet te realiseren zijn. Het is echter zo dat 

er wel aan de eis moet worden voldaan maar een kleine afwijking of uitzondering gebonden kan zijn 

aan de eis. 

1. Kosten 

2. Onderhoud 

Ad 1 Kosten 

Luchtvaartmaatschappij ALA wil natuurlijk zo veel mogelijk inkomsten hebben en zo weinig mogelijk 

uitgaven. De kosten moeten dus zo laag mogelijk gehouden worden, maar daarbij mag dit de 

veiligheid niet ten nadelen komen. Om een zo efficiënt mogelijke prijsopgave te maken zal er een 

kosten-baten analyse moeten worden gemaakt. 

Ad 2 Onderhoud 

Wanneer een systeem wordt ingebouwd of onderdelen vervangen moeten worden, is het 

gemakkelijk wanneer het systeem zo is ingedeeld dat er eenvoudig toegang is voor 

montage/vervanging. Het is daarom belangrijk rekening te houden met het indelen van het systeem. 

Dit zorgt ervoor dat wanneer er een efficiënte indeling van het systeem is, er tijd gewonnen kan 

worden. In tegendeel dan wanneer er een slechte toegang is naar het desbetreffende defecte 

onderdeel. Dit zal ook weer een effect hebben op aircraft-on-ground. Wanneer er dus een makkelijke 

toegang is tot het onderdeel met het benodigde onderhoud, zal het onderhoud minder tijd kosten 

dan wanneer dit niet het geval is en kan het vliegtuig dus eerder de lucht in. Dit betekent dat er 

minder geld besteed hoeft te worden aan het aantal uren dat het vliegtuig op de grond staat. 

1.4.2 Wettelijke eisen 

Er zijn verschillende eisen en regels verbonden aan bijvoorbeeld de plaatsing van de flight controls. 

Hierbij zullen de eisen van de European Aviation Safety Agency (EASA) voor large aeroplanes 

wetbundel CS-25 moeten worden verwerkt in het advies tot een succesvolle maar ook geldige 

modificatie advies van de flight controls. Er zal bij elke flight control een andere wetgeving horen. De 

wetten die er zijn voor de flight controls zijn onder te verdelen in vaste wettelijke eisen (1.4.2a) en 

variabele wettelijke eisen (1.4.2b). 

17


1.4.2a Vaste wettelijke eisen 

Het is belangrijk dat alle vaste wettelijke eisen verwerkt worden in het uiteindelijke advies. Deze 

vaste wettelijke eisen willen zeggen dat deze eisen verplicht zijn en er niet van afgeweken mag 

worden. Zo zijn er voor de vaste wettelijke eisen de primary flight controls op een vliegtuig verplicht. 

Het bewegingspatroon van het bedieningssysteem moet vast staan. Er mag maar een bepaalde 

kracht op het bedieningssysteem worden uitgeoefend. Ook zal de plaatsing van het 

bedieningssysteem vast staan en zal er een back-up systeem aanwezig moeten zijn van het 

aansturingsysteem van de flight controls. 

1. Primary Flight Controls 

2. Bewegingspatroon Flight Controls 

3. Krachten op het bedieningssysteem 

4. Plaatsing van het bedieningssysteem 

5. Back-up systeem 

Ad 1 Primary Flight Controls 

Primary flight controls zijn de flight controls die verplicht aanwezig moeten zijn op een vliegtuig. Deze 

flight controls zijn nodig om met het vliegtuig te kunnen manoeuvreren. Het is daarom verplicht dat 

de aileron, elevator en de rudder aanwezig zijn op een vliegtuig. 

Ad 2 Bewegingspatroon Flight Controls 

Het aileron bedieningssysteem (bijlage II) in de cockpit heeft een bewegingspatroon of een 

bewegingsvrijheid naar rechts, met de klok mee, ten opzichte van de rechter vleugel. Als de side stick 

naar rechts wordt bewogen zal deze ervoor zorgen dat de rechter vleugel een beweging naar 

beneden maakt. Het elevator bedieningssysteem in de cockpit heeft een bepaald bewegingspatroon. 

Deze beweging is een achterwaartse beweging wanneer de neus omhoog moet. Om de rudder te 

gebruiken zal het rechter pedaal in de cockpit moeten worden ingetrapt om de neus een beweging 

naar rechts te laten maken. Wanneer het linker pedaal wordt ingetrapt zal de neus zich naar links 

bewegen. Om de flaps omhoog of omlaag te bewegen moet er gebruik worden gemaakt van de flap 

control lever. Wanneer deze hendel naar voren wordt bewogen zullen de flaps omhoog gaan en 

wanneer deze hendel omlaag wordt bewogen zullen de flaps omlaag gaan 

Ad 3 Krachten op het bedieningssysteem 

Er zijn minimale en maximale toegestane krachten die het bedieningsysteem van de aileron kan 

verdragen. Zo is de minimale kracht op de stick 178 Newton en de maximale kracht op de stick 450 

Newton. Ook is er een minimaal en een maximaal moment dat is toegestaan op het control column. 

Het minimale moment heeft een waarde van 178 Nm en het maximale moment 356 Nm. Er zijn 

minimale en maximale toegestane krachten die het bedieningsysteem van de Elevator kan 

verdragen. Zo is de minimale kracht op de stick 445 Newton en de maximale kracht op de stick 1112 

Newton. Ook is er een minimale en een maximale kracht dat is toegestaan op het control column. 

Deze minimale kracht heeft een waarde van 445 Newton en de maximale kracht 1335 Newton. Er is 

een minimale en een maximale kracht die op het bedieningssysteem van de rudder mag komen te 

staan. Zo is de minimale kracht 578 Newton en de maximale kracht 1335 Newton. 

Ad 4 Plaatsing van het bedieningssysteem 

De flap controls moeten worden geplaatst op het pedestal, centraal of rechts van de hartlijn van het 

voetstuk. Het flap controle gestel mag echter niet minder dan 25 cm achter de landingsgestel 

bediening geplaatst worden. De slats controls zijn ook bevestig op het pedestal. Deze is dezelfde 

hendel als de hendel van de flaps. De eerste twee selecties van deze hendel gelden voor de slats, de 

andere selecties gelden weer voor de flaps. De bediening van de elevator trim moet worden 

geplaatst onder de hendel van de slats en de flaps op het pedestal. De rudder trim en de aileron trim 

bediening wordt geplaatst in het midden van het communicatie gedeelte achter de pedestal. De 

18


hendel waarmee de spoilers bediend worden moet worden geplaatst links op het pedestal. De 

hendel wordt meestal aangegeven met ‘speed break’. 

Ad 5 Back-up systeem 

Het is van belang dat zowel de primary flight controls en de secondary flight controls een back-up 

systeem bevatten in hun aansturing. Dit betekend dat wanneer de flight controls door middel van flyby-wire 

aangestuurd worden, er een fly-by-wire back-up systeem aanwezig moet zijn zodat wanneer 

er een defect optreedt in het primaire aansturingsysteem, het back-up systeem deze taak 

overneemt. Hetzelfde geldt voor een conventioneel systeem. 

1.4.2b Variabele wettelijke eisen 

Onder de variabele wettelijke eisen worden de eisen verwerkt die van minder groot belang zijn. De 

variabele eisen hebben echter een toevoeging of een afwijking van de vaste wettelijke eisen. De 

variabele wettelijke eisen zijn daarom ook niet verplicht om te verwerken in/op een vliegtuig. Onder 

deze variabele wettelijke eisen vallen de secondary flight controls. Ook kan er een verschil in uiterlijk 

van het bedieningssysteem zijn. 

1. Secondary Flight Controls 

2. Uiterlijke bedieningssysteem 

Ad 1 Secondary Flight Controls 

Secondary flight controls zijn niet verplicht op een vliegtuig. Zo zijn er op sommige vliegtuigen geen 

spoilers aangebracht. Secondary flight controls zorgen er niet voor dat het vliegtuig kan 

manoeuvreren maar echter wel om het vliegen te vergemakkelijken. Onder de secondary flight 

controls vallen de flaps, Slats, trim en de spoilers. 

Ad 2 Uiterlijk bedieningssysteem 

Er zijn verschillende soorten besturingsorganen te gebruiken van het bedieningssysteem. Zo is het 

toegestaan om voor de besturing van de ailerons en de elevator een stuur of een knuppel te 

gebruiken. Ook is het mogelijk om voor de bediening van de Slats en de flaps een grote hendel of een 

kleine hendel te gebruiken. 

19


1.5 Functieonderzoek 

Voor het tot stand komen van een beweging van het vliegtuig zijn verschillende stappen nodig. Om 

het niet te gecompliceerd te maken wordt er alleen een functieonderzoek gedaan voor de rudder. De 

stappen worden achterelkaar gezet in het functieonderzoek. Dit functieonderzoek zal worden 

gebruikt als basis en voorkennis voor hoofdstuk twee. Dit schema zal als basis dienen voor het 

functieonderzoek van een conventioneel systeem en een fly-by-wire systeem 

20


2. Systeem onderzoek 

Voor een eventuele modificatie moet men eerst op de hoogte zijn van de mogelijke systemen. Voor 

beide systemen is het hydraulische principe (2.1) hetzelfde. Toch bestaan er grote verschillen tussen 

het conventionele systeem (2.2) en het fly-by-wire systeem. Deze verschillen worden naast elkaar 

gelegd en met elkaar vergeleken. Dit gebeurd in het voor- en nadelen onderzoek (2.4). Met behulp 

van al deze informatie kan er een conclusie aan gehangen worden (2.5). 

2.1 Hydraulica 

Al een lange tijd wordt de hydraulica gebruikt voor het aansturen van allerlei onderdelen. Het is 

belangrijk om te weten wat hydraulica precies inhoud (2.1.1). Om het hydraulische systeem beter te 

begrijpen, zal de opbouw van dit systeem worden besproken. Hier zullen de hydraulische systemen 

van de Airbus A320 en de hydraulische systemen van de Boeing 737 besproken worden. (2.1.2) Ook 

is het hydraulische systeem aan bepaalde eigenschappen te herkennen, zoals bijvoorbeeld de voor- 

en nadelen (2.1.3). 

2.1.1 Definitie hydraulica 

Hydraulica is te definiëren als een aandrijftechniek die gebruik maakt van een vloeistof. In het 

hedendaagse vliegtuigverkeer is het hydraulische systeem niet meer weg te denken. Het is namelijk 

een sterke en erg effectieve manier van aandrijven, aansturen en regeling. 

2.1.2 Opbouw hydraulische systeem 

In de verkeersvliegtuigen zijn er drie hydraulische systemen aanwezig. Een hydraulisch systeem 

wordt gebruikt om de systemen in het vliegtuig te laten functioneren. Zo zal het aansturingsysteem 

van de Primary Flight Controls en de Secondary Flight Controls worden uitgevoerd door het 

hydraulische systeem. Het hydraulische systeem is opgebouwd uit verschillende deelfuncties. De 

deelfuncties van het hydraulische zullen verschillen of variëren tussen verschillende vliegtuig types. 

Het hydraulische systeem van de Boeing 737 (2.1.3a) en de Airbus A320 (2.1.3b) zullen worden 

beschreven. Beide hydraulische systemen maken gebruik van de vloeistof Skydrol. 

2.1.2a Hydraulische systeem Airbus A320 

Het hydraulische systeem van de Airbus A320 bevat drie onderlinge systemen (figuur 2.18). Deze drie 

hydraulische systemen zijn onderverdeeld in het groene systeem (1), het gele systeem (2) en het 

blauwe systeem (back-up systeem) (3). Het groene en het gele systeem worden beide aangedreven 

door een engine driven pump (4). Deze engine driven pump is aangesloten op de motoren van het 

vliegtuig. Het gele systeem kan echter ook door een elektrische pomp (5) of een handpomp (6) 

worden aangedreven. De elektrische pomp wordt alleen toegepast wanneer het vliegtuig aan de 

grond staat en de motoren uitgeschakeld zijn. De handpomp wordt alleen gebruikt om de 

vrachtdeuren te openen/sluiten. Wanneer de motor van het groene systeem of het gele systeem 

uitvalt, zal het Power Transfer Unit (PTU) (7) ervoor zorgen dat de motor die nog werkzaam is, beide 

hydraulische systemen kan voeden. De PTU wordt bediend op het overhead panel. Het blauwe 

hydraulische systeem (het back-up systeem) wordt aangedreven door een elektrische pomp. 

Wanneer beide motoren van zowel systeem groen en geel uitgevallen zijn, zal automatisch de Rum 

Air Turbine (RAT) (8) ingeschakeld worden. Deze RAT staat in verbinding met het blauwe systeem. De 

RAT zit aan de onderkant van het vliegtuig in de romp gemonteerd. Wanneer deze ingeschakeld 

wordt zal deze onder het vliegtuig naar buiten klappen waardoor de RAT zich nu in de luchtstroming 

bevindt. Alle hydraulische systemen leveren evenveel druk. 

21


7 PTU 

4 Engine driven pump 

5 Elektrische pomp 

6 Handpomp 

8 RAT 

1 Groene systeem 

3 Blauwe systeem 

2 Gele systeem 

Figuur 2.18 Hydraulische systeem Airbus A320 

2.1.2b Hydraulische systeem Boeing 737 

Het hydraulische systeem van de Boeing 737 bevat evenals het hydraulische systeem van de Airbus 

A320, drie onafhankelijke hydraulische systemen (figuur 2.19). Deze drie systemen zijn 

onderverdeeld in systeem A (1), systeem B (2) en een back-up systeem (3). Zowel systeem A als 

systeem B worden aangedreven door een engine driven pump (4) of een elektrische pomp (5) die op 

wisselstroom werkt. Een PTU (6) zorgt ervoor dat het systeem correct blijft werken. De PTU houdt bij 

of de volumestroom van de vloeistof Skydrol nog wel op pijl is, wanneer de motor van systeem B 

uitvalt. De PTU gebruikt systeem A om een hydraulische pomp aan te drijven, welke de vloeistof van 

systeem B onder druk zet. De PTU zal worden ingeschakeld wanneer de hydraulische druk in de 

engine driven pump van systeem B te laag zal zijn, bij het opstijgen en wanneer de flaps op een stand 

van vijftien staat of lager. Het back-up systeem wordt gebruikt wanneer de druk wegvalt bij zowel 

systeem A als systeem B. Het back-up systeem kan handmatig of automatisch worden ingeschakeld 

en gebruikt een enkele elektrische pomp om de thrust reverses, de rudder, de leading edge, flaps en 

de slats aan te drijven. 

1 Systeem A 

2 Systeem B 

3 Back-up systeem 

4 engine driven pump 

5 elektrische pomp 

6 PTU 

22


Figuur 2.19. Hydraulische systeem Boeing 737 

2.1.3 Kenmerken hydraulische systeem 

Het hydraulische systeem bevat karaktereigenschappen of kenmerken. Zo kan het hydraulische 

systeem gecombineerd worden met een ander systeem (2.1.4a). Ook bevat het hydraulische systeem 

enige kenmerken die voortkomen uit de voor- en nadelen van dit systeem (2.1.4b). 

2.1.3a Hydraulische systeem gecombineerd met andere systemen 

Het hydraulische systeem wordt gebruikt in de luchtvaart omdat dit systeem vele voordelen kent ten 

opzichte van de andere systemen die gebruikt kunnen worden. Onder deze andere systemen vallen 

het pneumatische systeem, elektrotechnische systeem, elektrische systeem en het mechanische 

systeem. Het hydraulische systeem maakt gebruik van een vloeistof maar kan echter naaste de 

vloeistof ook gebruik maken van een van de bovenste systemen. Het is zo dat het hydraulische 

systeem al elektrisch wordt uitgevoerd. Er bestaat ook een elektro-hydraulisch systeem. 

2.1.3b Voor- en nadelen hydraulisch systeem 

Er zijn verschillende voor- en nadelen gekoppeld aan het hydraulische systeem. Enkele voordelen van 

het hydraulische systeem zijn: 

- Het is een zeer krachtig systeem. 

- Het proces kan in een hogere snelheid uitgevoerd worden. 

- Het is een zeer nauwkeurig systeem. 

Enkele nadelen aan het systeem zijn: 

- Het is een duur systeem. 

- In het hydraulische systeem bestaat er een kans op lekkage zowel inwendig als uitwendig van het 

systeem. 

- Het hydraulische systeem is milieu vervuilend. 

2.2 Conventioneel systeem 

Een conventioneel systeem van de Flight Controls wordt aangedreven op basis van hydraulica. De 

aandrijving van de Primary Flight Controls (2.2.1) berusten echter op een andere hydraulische 

aandrijving dan de Secundary Flight Controls (2.2.2). Ook is er een back-up systeem (2.2.3) aanwezig 

dat een uitgevallen systeem kan ondersteunen. Het functieschema van het conventioneel systeem is 

gebaseerd op de elevator van een Boeing 737. 

2.2.1 Primary Flight Controls 

In figuur 2.20 is een schematische weergave te zien van de aandrijving van de elevator van een 

Boeing 737. De elevator wordt bestuurd in de cockpit door de control column (1) naar voren of naar 

achteren te bewegen. 

Als de control column naar achter wordt bewogen (dus naar de piloot toe), zal de elevator omhoog 

gaan. Dit geeft het resultaat dat de neus van het vliegtuig omhoog gaat. Als de control column naar 

voren wordt bewogen (dus van de piloot af), zal de elevator omlaag gaan, wat betekent dat het 

vliegtuig zijn neusstand zal verlagen. De voor- en achterwaartse bewegingen van de control column 

moeten worden omgezet naar een beweging die kan worden getransporteerd naar de elevator. Dit 

gebeurt door middel van een mechaniek die er voor zorgt dat de bewegingen via kabels en katrollen 

(2) worden omgezet in een hydraulische beweging (3). De kabels zorgen ervoor dat de kleppen van 

het hydraulische systeem kunnen openen en sluiten. Hierdoor kan via drukverschillen een beweging 

worden gevormd. 

Het hydraulische systeem, wat bestaat uit drie netwerken van leidingen, zorgt er dus voor dat het 

met behulp van kabels en katrollen een beweging van de elevator kan veroorzaken. Twee van deze 

netwerken hebben hun eigen aanstuurmogelijkheden. Het derde netwerk functioneert als een back- 

up systeem. 

Er is geen automatische correctie in het systeem. Echter is er wel een hulpmiddel wat als feedback 

functioneert waardoor er een correctie door de piloot mogelijk is. Bij te grote invalshoeken op de 

23


vleugels, wat het gevolg is van overmatig gebruik van de elevator of een verkeerde snelheid, zal het 

vliegtuig zich in de stall situatie bevinden. Wanneer het vliegtuig bijna in deze situatie komt zal het 

control column gaan trillen om zo feedback te geven aan de piloot. Dit systeem heet de Elevator Feel 

system. Dit systeem werkt op basis van de elevator feel computer (4), dat via pitotbuizen (5) de 

aerodynamische krachten kan uitrekenen op het horizontale stabilo. Deze informatie in combinatie 

met de informatie over de druk in de hydraulische netwerken en de bewegingen van de elevator, 

wordt getransporteerd naar de Elevator Feel & Centering Unit (6). Deze kan met de verkregen 

informatie bepalen of het vliegtuig zich in de stall situatie bevindt. Is dit het geval, dan geeft het een 

signaal af naar de control column waardoor deze zal gaan trillen. 

Het transporteren van bewegingen en signalen wordt gedaan door kabels, katrollen en de drie 

hydraulische netwerken. Door middel van de kabels worden de hydraulische systemen geactiveerd, 

waardoor de drukverschillen een signaal kunnen transporteren naar de elevator. 

Door de hoge snelheden waarmee het vliegtuig zich voorbeweegt, komen er grote krachten op de 

elevator te staan. Hierdoor moeten de bewegingen die op de control column worden uitgeoefend 

worden versterkt. De bewegingen van de kabels worden versterkt door de katrollen. Dit wordt 

omgezet naar een hydraulisch systeem wat nog sterker is door de hoge druk dat in het systeem 

heerst. 

De laatste deelfunctie is uitvoer. Wanneer het signaal de elevator (7) heeft bereikt zal deze gaan 

bewegen. De richting is afhankelijk van de invoer. 

1. Control column 

2. Kabels en katrollen 

3. Hydraulische systemen 

4. Elevator Feel Computer 

5. Pitotbuizen 

6. Elevator 

Figuur 2.20 Schematische weergave aandrijving elevator 

24


2.2.2 Secondary Flight Controls 

De secondary flight controls van een Boeing 737 bestaan uit flaps, Slats, spoilers en de trim. De 

secondary flight controls van een Boeing 737 verschillen van die van een Cessna, maar ook van die 

van een Airbus. De mechaniek van de flight controls is een groot verschil. 

2.2.2.c Mechaniek Spoilers 

De spoilers (figuur 2.21) worden aangestuurd door hydraulisch systeem A (1) en systeem B (2). 

Systeem A verzorgt de groundspoilers van hydraulische druk. Systeem B voorziet de flightspoilers van 

hydraulische druk. De twee systemen kunnen worden in- en uitgeschakeld door de spoilers switches 

(3) op het overhead panel. De stuurkolom van de co-piloot is bevestigd met kabels aan de spoilers 

power control unit. Deze gaat door de zogenaamde spoiler mixer. De stuurkolom van de captain (4) 

en de stuurkolom van de co-piloot (5), zijn aan elkaar bevestigd door middel van kabels. Op deze 

manier kunnen door beide stuurkolommen de spoilers worden geactiveerd. De spoiler mixer (6) is 

bevestigd aan de aileron kabel besturing (7). De spoiler mixer bestuurt de hydraulic power control 

unit, zodat de spoiler met de bewogen aileron kan meebewegen. De flightspoilers zullen in dit geval, 

in combinatie met de aileron die omhoog staat, uitklappen. De flightspoiler op de andere vleugel 

blijft ingeklapt. 

De flightspoilers zullen in dit geval asymmetrisch uitslaan. 

Figuur 2.21 Aansturing flightspoilers en ailerons 

schematisch 

1. Hydraulisch systeem A 

2. Hydraulisch systeem B 

3. Spoiler switch op het overhead 

panel 

4. Stuurkolom captain 

5. Stuurkolom co-piloot 

6. Spoiler mixer 

7. Kabels 

De (figuur 2.22) speedbrake hendel (1) bedient de spoilers. Wanneer de speedbrake hendel in de 

‘down’ positie is gebracht zijn alle spoilers naar beneden. In de ‘armed’ positie (2), wordt het 

speedbrake systeem automatisch geregeld. Alle spoilers zullen dan uitslaan en als speedbrakes 

figureren. 

Het automatische speedbrake systeem zal worden geactiveerd wanneer: 

- de speedbrake hendel in de ‘armed’ positie is gebracht 

- het lampje ‘speed brake armed’ is gaan branden 

25


- de hoogte vanaf de grond minder dan 10 ft. is 

- het rechter hoofdlandingsgestel wordt ingedrukt tijdens de landing 

- de gashendels inactief zijn gesteld 

- het hoofdlandingsgestel een snelheid heeft bereikt van meer 60 knopen (tijdens de landing). 

Mocht er een fout optreden in het meetsysteem voor de snelheid van de wielen, zal het 

lucht/grondsysteem een signaal doorgeven aan de spoiler power control unit, wanneer de grond is 

bereikt. Door dit signaal zal de speedbrake hendel in de ‘up’ positie overgaan (3), waardoor de 

speedbrakes uitklappen. Daarnaast kan een start abrupt worden afgebroken. De spoilers zullen dan 

automatisch uitslaan, wanneer het hoofdlandingsgestel een snelheid heeft bereikt van 60 knopen, de 

gashendels op inactief staan ingesteld en de motoren in reverse zijn gebracht. 

Als de speedbrake hendel in de ‘flight’ positie (4) is gebracht zullen alleen de flightspoilers uitslaan. 

In dit geval zullen ze symmetrisch uitslaan. Voorzichtigheid is geboden, omdat er een groot deel van 

de lift wordt weggenomen. 

In de ‘up’ positie zijn alle spoilers uitgeslagen. 

1. Speedbrake hendel 

2. Armed positie 

3. Up positie 

4. Flight positie 

Figuur 2.22 Aansturing speedbrakes schematisch 

2.2.3 Back-up systemen 

Back up systemen zijn van zeer groot belang om de veiligheid van het vliegtuig te bevorderen. 

Daarom is het conventionele systeem uitgerust met verschillende back-up systemen. De flight 

controls worden hydraulisch aangestuurd. Wanneer de basis systemen uitvallen moeten er systemen 

aanwezig zijn die deze kunnen vervangen. Elke flight control die hydraulisch is aangedreven is 

uitgerust met een reserve systeem, het back-up systeem. Elk van de onderstaande flight controls 

26


wordt aangedreven door twee hydraulische systemen. De elevator er de aileron kunnen, wanneer 

het hydraulische systeem het begeeft, handmatig bediend worden. De rudder beschikt over een 

stand-by systeem. 

1. Elevator 

2. Rudder 

3. Aileron 

Ad 1 Elevator 

De elevators zijn onderling met elkaar verbonden met behulp van een buis. De elevators worden 

aangedreven door twee systemen, systeem A en systeem B. Er wordt hydraulische druk via de 

systemen A en B aangevoerd naar de elevator. Mocht een van deze hydraulische systemen het om 

technische redenen begeven, dan kunnen de elevators handmatig bediend worden met beide 

stuurknuppels. 

De elevator is uitgerust met een computer die de aerodynamische krachten kan bepalen, de Feel 

computer. De computer heeft daarvoor twee gegevens nodig: de vliegsnelheid en de positie van het 

vliegtuig. De computer exploiteert de druk in systemen A en B om het systeem aan te drijven. Als 

een van de systemen uitvalt dan gaat er een lampje branden in de cockpit die aangeeft: FEEL DIFF 

PRESS. Mocht een van de systemen het begeven dan schakelt de computer om naar het systeem dat 

nog wel functioneert. 

Ad 2 Rudder 

Net als bij de elevators wordt ook de rudder aangedreven door twee hydraulische systemen, systeem 

A en systeem B. Deze hydraulische systemen drijven de hoofd rudder Power Control Unit (PCU) aan. 

Mocht de hydraulische druk in systeem A of systeem B wegvallen, dan wordt de rudder bediend door 

een reserve PCU die wordt aangedreven door een stand-by hydraulisch systeem. 

Ad 3 Aileron 

De linker en de rechter aileron zijn met elkaar verbonden door een cable-drive systeem. Als de 

ailerons tijdens de vlucht het begeven dan moeten de piloten het aileron systeem omzeilen. Dan 

kunnen de piloten de rolbewegingen, waar normaal de aileron wordt gebruikt, uitvoeren met de 

spoilers. 

2.3 Fly-by-wire 

Een Fly-by-wire systeem van de Flight Controls wordt aangedreven op basis van elektrische signalen. 

De aandrijving van de Primary Flight Controls (2.2.1) berust vrijwel op dezelfde als de aandrijving van 

de Secundary Flight Controls (2.2.2). Ook is er een back-up systeem (2.2.3) aanwezig dat een 

uitgevallen systeem kan ondersteunen. Het functieschema van het fly-by-wire is gebaseerd op de 

Airbus A320. 

2.3.1 Primary flight controls 

Om een duidelijk beeld te krijgen van de mechaniek van de primary flight controls, zal alleen de 

elevator behandeld worden. In een Airbus A320 word de elevator aangestuurd door een fly-by-wire 

systeem. Door gebruik te maken van het functieonderzoek uit hoofdstuk één wordt zo gedetailleerd 

mogelijk de mechaniek duidelijk gemaakt. 

Om uiteindelijk een uitslag te krijgen van de elevators moet er een input worden gegeven. Deze input 

is mogelijk op twee manieren, namelijk door het activeren van de automatische piloot of door de 

side stick. De automatische piloot zorgt ervoor dat de piloot niet meer zelf hoeft te sturen. De 

automatische piloot moet alleen een aantal opdrachten krijgen zoals richting, snelheid en hoogte. 

Deze worden gegeven door de Flight Management and Guidance Computer (FMGC). Door middel van 

twee displays kunnen zowel de captain en de First officer de gegevens aanpassen zodat de 

automatische piloot deze uitvoert. 

De captain heeft aan zijn linkerkant een side stick en de first officer heeft er een aan zijn rechterkant. 

Een van beide side sticks kan ingeschakeld worden door middel van de side stick priority pushbutton. 

27


Als de desbetreffende piloot dan een duwende of trekkende beweging uitoefent op de side stick dan 

zal uiteindelijk de elevator een beweging maken. Mochten beide side sticks actief zijn en 

tegengesteld werken, dan wordt het gemiddelde als invoer genomen. Als beide side sticks naar 

dezelfde kant gericht staan, dan zal de som van de invoer worden gebruikt met een maximale uitslag 

van één side stick. 

Om het signaal te versturen moet de mechanische beweging worden omgezet in een elektrisch 

signaal. De side stick transducer unit kan een beweging van de side stick omzetten in een bepaalde 

spanning. Deze spanning kan getransporteerd worden door spanningkabels. Deze zijn dan terug te 

vinden door het hele vliegtuig. 

De spanningen worden verstuurd (figuur 2.23) naar de Elevator Aileron Computer (ELAC) (1) en de 

Spoilers Elevator Computer (SEC) (2). Dit zijn computers die een aan elke binnengekomen spanning, 

een opdracht hangt. Deze opdracht wordt vervolgens naar het gewenste onderdeel verstuurd. De 

spanning komt als eerst bij de ELAC 2, mocht deze falen dan wordt er gebruik gemaakt van ELAC 1. 

Mocht dit ook verkeerd gaan dan kan via een simpele schakelaar dit probleem opgelost worden door 

de SEC 2 en SEC 1. 

De gegevens die hieruit ontstaan worden weer door spanningskabels getransporteerd. Dit signaal 

komt dan bij de hydraulische systemen (3), die voor een gewenste uislag moeten zorgen. In de 

gegevens staat hoe groot de uitslag van de hydraulische cilinders moet zijn. De servojacks zorgen 

ervoor dat de hydraulische cilinder een beweging maakt. Door deze uitzetting of inkrimping wordt 

het besturingsvlak (4) in beweging gezet. 

1. ELAC 

2. SEC 

3. Hydraulisch systeem 

inclusief servo jacks 

4. Besturingsvlak 

Figuur 2.23 Werking elevator in een Airbus A320 

2.3.2 Secundairy Flight Controls 

De secundairy flight controls van de airbus bestaan uit flaps, slats, een trimsysteem en spoilers. Op 

de spoiler wordt dieper ingegaan. De spoilers van een airbus zorgen er onder andere voor dat het 

vliegtuig in de lucht kan worden afgeremd. (2.3.2a). De werking van de spoiler wordt aan de hand van 

het functieonderzoek van het fly-by-wire systeem beschreven (2.3.2b). 

2.3.2a Doel 

In de burgerluchtvaart worden de spoilers op een vliegtuig vaak gebruikt om de luchtstroom rond het 

vleugelprofiel te verstoren. De luchtweerstand wordt vergroot en dit heeft als gevolg dat de lift juist 

minder wordt. Deze spoilers kunnen zowel symmetrisch als asymmetrisch worden gebruikt. In 

symmetrische vorm als speedbrakes en in de asymmetrische vorm als flightspoilers genoemd. De 

Airbus A320 heeft vijf spoilers per vleugel die voor verschillende doeleinde gebruikt kunnen worden. 

1. Lift en vliegsnelheid verlagen 

2. Rol beweging genereren 

3. Remweg verkorten 

28


Ad1. Lift en vliegsnelheid verlagen 

Wanneer (figuur 2.24) tijdens een vlucht de spoilers (1) worden gebruikt heeft dit een negatief effect 

op de lift. Om het vliegtuig bij een hoge snelheid af te remmen worden deze spoilers dus ook 

gebruikt. Voor deze hoge snelheid kunnen de flaps niet worden gebruikt. De flaps zullen dan geen 

gewenst resultaat leveren omdat flaps veelal zorgen voor de vergroting van lift. Wanneer het 

vliegtuig dicht bij de geluidssnelheid vliegt ontstaan er zogenaamde schokgolven bij het 

vleugelprofiel (2). Deze schokgolven zorgen voor een turbulent stroming (3) onder en boven de 

vleugel wat het effect van de ailerons vermindert. 

Bij het activeren van de spoilers komen deze omhoog uit de vleugel. Het vleugelprofiel wordt 

verstoord en dit zorgt voor een grote luchtweerstand (4). Deze luchtweerstand wordt groter dan de 

lift, dit heeft een afremmende of dalende werking van het vliegtuig tot gevolg. Wanneer de spoilers 

als speedbrakes in de vlucht worden gebruikt, worden alleen de middelste drie spoilers van een 

vleugel geactiveerd. 

Figuur 2.24 Effect van spoilers 

1.Spoilers 

2. Vleugelprofiel 

3. Turbulente stroming 

4. Weerstand 

Ad2. Rolbeweging genereren 

Wanneer de beide Elevator Ailerons Computers falen worden de buitenste vier spoilers gebruikt voor 

het maken van de roll beweging. De spoilers ondersteunen de ailerons bij het maken van een bocht, 

ze zorgt er dus voor dat er extra controle in de bocht is. Ook wordt door de spoilers een beweging om 

de top as, gieren, onderdrukt bij hoge snelheden. Wanneer het vliegtuig een bocht naar links maakt, 

komen de spoilers aan de rechter kant van de vleugels omhoog. Dit zorgt ervoor dat de lift aan die 

kant van de vleugel verminderd en de weerstand wordt verhoogd. Het resultaat hiervan is dat het 

vliegtuig kan rollen en gieren. 

Ad3. Remweg verkorten 

Direct na touchdown worden de spoilers geactiveerd om de snelheid te verminderen. Spoilers 

worden samen met de reverse op de motoren gebruikt. De spoilers zorgen na touchdown voor een 

extra weerstand en een negatieve lift dat voor meer druk op de wielen zorgt. Het remmen wordt 

hierdoor een stuk effectiever. 

2.3.2b Werking 

De spoilers (figuur 2.25) worden aangestuurd door een Spoiler Elevator Computer (SEC). De SEC krijgt 

een elektrisch signaal van de sidestick (1) die door de piloot wordt aangetuurd. Wanneer het signaal 

is binnengekomen in de SEC, stuurt deze computer het signaal door naar het desbetreffende 

onderdeel. De werking hiervan wordt hieronder beperkt tot de spoilers. 

29


Figuur 2.25 Aansturing spoilers en Ailerons 

1.Sidestick 

2. Spoiler Elevator 

Computer 

3. Elevator and 

Ailerons controls 

Er bevinden zich (figuur 2.26) drie Spoiler Elevator Computers (2) in een Airbus A320. De drie SEC’s 

kunnen bij uitval van de Elevator and Ailerons Control (ELAC) de besturing van de elevator en het 

stabilo overnemen. 

Zoals eerder is genoemd worden de spoilers bij verschillende handelingen van het vliegtuig gebruikt. 

Wanneer het vliegtuig een rol maakt dienen de spoilers als ondersteuning om de roll te controleren. 

Wanneer de piloot met zijn sidestick de beweging maakt om te rollen worden zowel de twee 

computers van de ELAC (3) geactiveerd als de SEC’s geactiveerd. De stand van het stuurorgaan wordt 

door middel van een elektrisch signaal omgezet. Bij een conventioneel systeem gebeurde dit met 

stootstangen, torsiebuizen en kabels. Elektrische signalen zorgen ervoor dat er twee ailerons en vier 

spoilers de stuurbeweging maken. 

De drie SEC’s sturen verschillende spoilers aan. Zo zorgt SEC3 voor spoilers nummer twee, SEC1 zorgt 

voor spoilers drie en vier en SEC2 zorgt voor spoiler nummer vijf. 

Figuur 2.26 Indeling spoilers 

Om het elektrische signaal om te zetten in een kracht is een servojack bevestigd onder elke spoiler. 

Een servojack is een hydraulisch krachtmechanische dat een hydraulische druk omzet in een 

beweging. Deze servojack ontvangt van verschillende hydraulische pompen zijn hydraulische druk om 

deze beweging te maken. 

Als het hydraulische systeem defect is zorgt de aerodynamische kracht er automatisch voor dat de 

spoilers in worden geduwd. 

Wanneer het elektrische systeem uitvalt worden automatische de spoilers in getrokken. De piloot 

kan de situatie van zowel de ELAC als de SEC zien op zijn display. Wanneer een van de computers 

faalt of een van de spoilers defect is wordt dit automatisch weergeven op het display in de cockpit. 

De andere situatie is als de spoilers moeten dienen als speedbrakes of ground spoilers. 

30


De piloot bestuurt de speedbrakes met behulp van de speed brakes lever. De spoilers die worden 

gebruikt als speedbrakes zijn spoilers twee, drie en vier. Ook hier wordt met behulp van een 

elektrisch signaal een signaal gestuurd naar de SEC’s. Deze SEC’s zorgen weer voor de handeling van 

de spoilers. Tijdens een vlucht mogen spoilers drie en vier niet verder dan 40 procent omhoog zijn. 

Voor spoilers twee is dit 20 procent. Wanneer dit wel het geval is kunnen de spoilers beschadigen of 

zelfs afbreken tijdens een vlucht. 

Spoilers één en vijf dienen als groundspoilers (figuur 2.27). De piloot kan de groundspoilers bedienen 

door de speedbrakes control lever in armed position te zetten. Als het vliegtuig de grond raakt en de 

piloot zet de motor in stationair of reverse, gaan de spoilers automatisch uit. Wanneer het vliegtuig 

land en de wielen de grond raken met een snelheid van boven de 72 knots gaat er automatisch een 

elektrisch signaal naar de SEC’s die de spoilers uitzetten. 

Dit principe van de groundspoiler werkt door middel van &- en OF-poorten. Bij een OF-poort geldt 

dat één van de twee signalen aanwezig moet zijn om tot een actie te leiden. Bij een &-poort moeten 

beide signalen aanwezig zijn om tot een actie te leiden. Pas als hieraan wordt voldaan worden de 

spoilers geactiveerd. 

Figuur 2.27 Ground spoilers 

2.3.3 Back-up 

Ook bij het fly-by-wire systeem van een Airbus A320 is er kans op fouten of het niet juist werken van 

het elektrische systeem. Vanwege dit probleem is het fly-by-wire systeem uitgerust met vele 

controle- en beveiligingsprogramma’s die tijdens het vliegen continu de doorgegeven waardes 

controleren, hierop wordt verder ingegaan in bijlage III. 

Omdat het fly-by-wire systeem van een Airbus A320 ook altijd zou kunnen uitvallen, is er een 

mechanische back-up aanwezig. Voordat deze mechanische back-up wordt geactiveerd zullen er vele 

andere back-up systemen in werking treden. In bijlage IV is er een schematische weergave van het 

fly-by-wire systeem met de back-ups te vinden. 

Zoals eerder besproken zijn er drie hoofdcomputers voor de aansturing van de besturingsvlakken, 

Elevator Aileron Computer (ELAC), Spoiler Elevator Computer(SEC) en Flight Augmentation 

Computer(FAC). Van elk van deze computers is een tweede (back-up) versie aanwezig, van de SEC is 

er zelfs nog een derde maar hiervan zijn de functies beperkter dan bij SEC 1 en 2. Zouden al deze 

back-ups computers uitvallen, dit kan bijvoorbeeld door uitval van elektriciteitsvoorziening én beide 

accu´s, dan kan de piloot overschakelen op mechanische aansturing dit zijn de Trimmable Horizontal 

Stabilizer (THS) (bijlage V) en rudder. Deze twee flight controls worden volledig mechanisch 

aangestuurd, maar bewogen door middel van hydraulische actuatoren. De hydrauliek wordt op druk 

gehouden doormiddel van een Ram Air Turbine(RAT)deze wekt genoeg stroom op om het blauwe 

hydraulische systeem voor de rudder en THS op druk te houden en een aantal andere noodzakelijke 

laatste systemen te laten werken. Met de rudder heeft de piloot nog controle over de langs-as en 

met de THS over de dwars-as. 

31


2.4 Voor- en nadelenonderzoek 

Nu bekend is hoe beide systemen functioneren, kan er een voor- en nadelenonderzoek worden 

gemaakt. Eerst worden de voor- en nadelen van het conventionele systeem beschreven (2.4.1). 

Vervolgens zullen de voor- en nadelen van het fly-by-wire systeem worden beschreven (2.4.2). Nu 

bekend is welk systeem het best is zal worden onderzocht of de modificatie noodzakelijk is. Dit 

gebeurd in een apart voor- en nadelenonderzoek (2.4.3). Uit het voor- en nadelenonderzoek zal een 

conclusie worden getrokken (2.4.4). 

2.4.1 Conventioneel systeem 

Het conventionele systeem bestaat voornamelijk uit mechanische componenten. Dit kent enkele 

voor- en nadelen. 

Voordelen 

De piloot voelt tegendruk bij het besturen van het vliegtuig. Dit functioneert als een feedback 

waardoor de piloot het gevoel heeft dat hij daadwerkelijk het vliegtuig bestuurd. Onder bepaalde 

omstandigheden gaat de control column trillen. De piloot weet dat er dan ingegrepen moet worden. 

Tevens is het conventionele systeem relatief goedkoop, omdat de mechanische componenten uit 

kabels en katrollen bestaan. Deze onderdelen hebben lage aanschafkosten. 

Nadelen 

Omdat het systeem uit veel kabels en katrollen bestaat, is er veel beweging dat slijtage als gevolg 

heeft. Hierdoor zijn er meer onderhoudskosten en is er vaker een onderhoudsbeurt nodig. 

De mechanische onderdelen zijn zwaar, waardoor het gewicht van het vliegtuig groot is. Een hoog 

brandstofverbruik is hier het gevolg van. Tevens zullen deze onderdelen veel ruimte in beslag nemen 

waardoor er minder ruimte is voor passagiers en/of lading. 

2.4.2 Fly-by-wire systeem 

Het fly-by-wire systeem bestaat voornamelijk uit elektronische componenten. Dit kent enkele voor- 

en nadelen. 

Voordelen 

Het fly-by-wire systeem is licht doordat het systeem voornamelijk uit elektriciteitsdraden bestaat. Dit 

komt ten goede voor de prestaties van het vliegtuig. Alle andere componenten zijn gemakkelijk 

vervangbaar wat zorgt voor lage onderhoudskosten. De aircraft-on-ground kosten zullen hierdoor 

beperkt blijven. 

Doordat het systeem wordt aangestuurd door computers is het systeem veiliger dan wanneer dit 

niet het geval is. In de computers zijn bepaalde protections om overbelasting van het systeem te 

voorkomen zodat het vliegtuig niet in een stall situatie of extreme vliegstanden terecht kan komen. 

Nadelen 

Het fly-by-wire systeem beschikt niet over een feedback systeem, waardoor de piloot minder gevoel 

met het vliegtuig zal hebben. De piloot voelt namelijk geen tegendruk op de side-stick. Dit kan als 

onprettig worden ervaren. 

De aanschafkosten van de elektrische componenten zijn, op de elektriciteitskabels na, relatief hoog. 

Dit komt door de computers die het systeem aansturen. 

32


De captain heeft aan zijn linkerkant een side stick en de first officer heeft er een aan zijn rechterkant. 

Voor sommige piloten is dit nadelig en belemmerd dit de uniformiteit. 

2.4.3 Modificatie 

Als een vliegmaatschappij al een vliegtuig heeft met een conventioneel systeem, kan het verstandig 

zijn om deze na een bepaalde tijd te modificeren in plaats van een nieuw vliegtuig te kopen. Een 

modificatie van een conventioneel systeem naar een fly-by-wire systeem zorgt voor veel bijkomende 

aspecten. De voor- en nadelen worden hier met elkaar afgewogen, om zo tot een conclusie te komen 

of een modificatie relevant zal zijn. 

Voordelen 

Verouderde vliegtuigen hoeven niet te worden vervangen door nieuwe vliegtuigen. De vliegtuigen 

zijn vaak nog goed te gebruiken en als het budget van een vliegtuigmaatschappij niet hoog is, dan is 

een modificatie van de Flight Controls een goedkopere oplossing. De oude kabels en katrollen en 

computers moeten uit het vliegtuig en worden vervangen door elektriciteitsdraden en computers. 

Het hydraulische systeem werkt hezelfde en hoeft niet worden vervangen. 

Na een modificatie zal een vliegtuig over een lager gewicht beschikken. Dit zorgt voor een lager 

brandstofverbruik wat voordeliger in de kosten is en beter voor het milieu. 

Doordat een conventioneel systeem uit mechanische onderdelen bestaat zal geregeld iets moeten 

worden gerepareerd of vervangen. Een fly-by-wire systeem beschikt niet over mechanische 

onderdelen waardoor het onderhoudsvriendelijker is. In de loop der jaren zal er wat vervangen 

moeten worden maar dit gaat gemakkelijker en sneller. Het vliegtuig hoeft daarom niet lang stil te 

staan bij een onderhoudsbeurt. 

Nadelen 

De modificatie van de Flight Controls zal enige tijd in beslag nemen. In deze tijd zullen er extra 

werknemers worden ingehuurd om de modificatie te volbrengen. Het vliegtuig zal tijdens de 

modificatie op de grond moeten blijven staan, waardoor het vliegtuig geen vlieguren kan maken en 

dus geen inkomstenbron zal zijn. De modificatie wordt volbracht in een maintenance-hangar dat ook 

gehuurd moet worden. Na de modificatie zal het vliegtuig moeten worden getest wat extra tijd (en 

dus kosten) in beslag neemt. Deze aircraft-on-groundkosten zullen door deze aspecten hoog 

oplopen. Ook moeten de piloten worden omgeschoold zodat zij het vliegtuig kunnen besturen. Dit 

geeft ook extra bijkomende kosten. 

Conclusie 

Uit het voor- en nadelenonderzoek blijkt dat een modificatie van een conventioneel naar een fly-bywire 

systeem relevant zou kunnen zijn. Het fly-by-wire heeft meer voordelen dan het conventionele 

systeem. In hoofdstuk 3 zal worden onderzocht of een modificatie ook relevant zal zijn op basis van 

de kosten. 

33


3. Modificatie 

Aan de hand van hoofdstuk 2 kan worden bepaald of het modificeren van een conventioneel systeem 

naar fly-by-wire systeem reëel is. Om een conventionele systeem te modificeren naar een fly-by-wire 

systeem moeten verschillende onderdelen worden verwijderd of vervangen (3.1). Om te kijken of het 

modificeren van het conventioneel systeem rendabel is voor de opdrachtgever zijn er verschillende 

ontwerpaspecten waarop gelet wordt (3.2). Uiteindelijk zijn naast veiligheid en onderhoud de kosten 

en baten voor de opdrachtgever van belang (3.3) Aan de hand van de ontwerpaspecten en kosten en 

baten wordt het advies voor de modificatie opgesteld. (3.4) 

3.1 Modificatie 

Bij een modificatie zijn een aantal dingen belangrijk. Er zal aandacht moeten worden besteed aan de 

achtergrond van de daadwerkelijke modificatie. Aan de hand van een aantal vragen wordt er 

antwoord gegeven op de vraag: Waar moet bij een modificatie rekening mee worden gehouden? 

Wat is het gevolg van de modificatie ten opzichte van het onderhoudspersoneel (3.1.1)? Wat is het 

gevolg van de modificatie ten opzichte van de opleiding en bevoegdheid van de piloten (3.1.2)? Wat 

is het gevolg van de modificatie ten opzichte van de benodigde ruimte om het vliegtuig tijdelijk te 

stallen voor de modificatie (3.1.3)? Wat is het gevolg van de modificatie ten opzichte van de 

schriftelijke informatie (manuals) over het huidige vliegtuig (3.1.4)? Wat is het gevolg voor de 

veiligheid van het vliegtuig (1.3.5)? 

3.1.1 Specifieke details inbouw 

Bij de modificatie zullen er nieuwe materialen moeten worden ingekocht. Het hydraulische systeem 

blijft hetzelfde. Er zullen alleen extra computers en elektriciteitskabels moeten worden ingekocht. 

Waar het conventionele systeem gebruik maakt van kabels, is het fly-by-wire systeem voorzien van 

elektriciteitskabels. 

Het conventionele systeem maakt gebruik van twee computers. Het fly-by-wire systeem maakt 

gebruik van vijf computers. De spoilers mixer bestaat in het fly-by-wire systeem niet meer. De spoiler 

mixer is vervangen door twee ELAC computers en door drie SEC’s. De side sticks zijn aagesloten op 

zowel de twee ELAC computers als op de drie SEC’s. De speedbrake hendel is nu aangesloten op De 

SEC’s . Bij het fly-by-wire systeem is dus alles elektrisch gestuurd. Bij het conventionele systeem 

wordt de besturing vooral met kabels geregeld. 

3.1.2 Onderhoudspersoneel 

Wanneer het conventionele systeem is gemodificeerd in een fly-by-wire systeem zal dit een gevolg 

hebben voor de monteurs die gewent zijn om met het conventionele systeem te werken. De ALA 

heeft twee mogelijkheden dit probleem op te lossen. De ALA kan ervoor kiezen om een geheel nieuw 

team van monteurs aan te nemen die bekend zijn met het nieuwe fly-by-wire systeem en het huidige 

team te ontslaan of over te plaatsen naar een andere afdeling. Een andere keuze die de ALA kan 

maken is het huidige team te laten omgescholen, zodat zij met hetzelfde vliegtuig kunnen blijven 

werken en bekend zijn met het fly-by-wire systeem. 

3.1.3 Piloten 

De piloten die op het vliegtuig vliegen met het conventionele systeem, zullen niet bekend zijn met 

het fly-by-wire systeem. De ALA kan weer voor twee mogelijkheden kiezen. De ALA kan ervoor kiezen 

om nieuwe piloten aan te nemen die ervaren en bevoegd zijn om met het fly-by-wire systeem te 

vliegen en de oude piloten te ontslaan, of te laten vliegen op de overige vliegtuig die nog wel met het 

conventionele systeem vliegen. Dit zal echter leidden tot teveel piloten die alleen het conventionele 

systeem kunnen besturen. Ook kan ALA ervoor kiezen om een deel van de piloten die bekend en 

bevoegd zijn met het conventionele systeem om te scholen naar het fly-by-wire systeem. Hierbij zal 

rekening gehouden moeten worden met de uiteindelijke kosten van de omscholing en de tijd die 

hiervoor nodig is. Dit is van belang omdat in dit stadium de piloten in opleiding tijdelijk niet aan het 

34


werk kunnen. Er zal een goede planning moeten komen die rekening houdt met de modificatie en de 

omscholing van de piloten zodat er geen conflict komt tussen tijd en geld. 

3.1.4 Hangar 

Wanneer de definitieve modificatie uiteindelijk plaats gaat vinden, zal het vliegtuig deze periode aan 

de grond staan in één van de hangars van ALA. De modificatie zal gebeuren tijdens een D-check 

waardoor het vliegtuig ongeveer 5 weken lang aan de grond staat. De gevolgen die hier echter aan 

vast zitten is dat de overige vliegtuigen die onderhoud nodig hebben, niet gerepareerd kunnen 

worden. Dit is echter geen mogelijke optie, dus is het van belang dat er extra ruimte in de vorm van 

hangars gehuurd worden. Het is mogelijk om dit modificatieproces uit te besteden aan een andere 

luchtvaartmaatschappij. Op deze manier kan hun hangaar voor de modificatie worden gebruikt. Om 

het nieuwe systeem in de bouwen is tijd nodig. Dit houdt in dat het vliegtuig enige tijd buiten gebruik 

zal zijn. Dit zal voor de maatschappij voor verlies gaan zorgen. 

3.1.5 Manuals 

Wanneer de modificatie voltooid is, is het besturingssysteem veranderd. De oude beschrijving van de 

besturing van het vliegtuig zal niet meer samenlopen met het verbeterde systeem. De informatie in 

de manuals moet onder andere recent zijn voor het onderhoud. Het besturingssysteem in de manual 

zal dus herschreven moeten worden. In de kosten en baten (3.3) is dit terug te vinden onder de 

certificering. 

3.1.6 Testen van het toestel 

Er wordt van een modificatie verwacht dat er een verbeterd systeem komt. De modificatie mag geen 

nadelige gevolgen hebben op de vliegveiligheid. Op de grond worden al enkele testen uitgevoerd om 

na te gaan of alles in het nieuwe systeem voldoet aan de veiligheidseisen. Er mogen geen fouten 

optreden die het vliegen in gevaar brengen. 

Wanneer de testen op de grond zijn voltooid en het nieuwe systeem is goedgekeurd, worden er 

zogenaamde testpiloten ingezet. Testpiloten zijn piloten die speciaal zijn opgeleid om nieuwe 

systemen en modellen uitvoerig te testen. Ze hebben meer technische kennis dan een gewone 

verkeersvlieger. In de lucht wordt het vliegtuig blootgesteld aan allerlei testen. Er worden 

noodsituaties nagebootst en voor het vliegtuig bijna onmogelijk manoeuvres uitgevoerd. Op deze 

manier wordt gekeurd of het nieuwe systeem ook in een noodsituatie goed blijft functioneren en aan 

de wettelijke veiligheidseisen volgens het CS-25 van de EASA blijft voldoen. 

35


3.2 Ontwerpaspecten 

De eisen waar de modificatie aan moet worden voldaan worden onderverdeeld in veiligheid (3.2.1) 

en onderhoud (3.2.2). 

3.2.1 Veiligheid 

Aan de veiligheid zijn een aantal eisen gesteld. De luchtvaartmaatschappij hoort zich dan ook aan 

deze eisen te houden. Zoals eerder vermeld zijn er onder andere eisen gesteld aan back-up 

systemenen. Deze systemen moeten het van de hoofdsystemen overnemen als deze het begeven. 

De hydraulische systemen zijn onder andere uitgevoerd met een Ram Air Turbine (RAT). Een Ram Air 

Turbine is in staat om elektrische stroom te leveren. Deze stroom wordt dan gebruikt om de 

systemen te voorzien van elektriciteit om deze draaiende te houden. Op deze manier zijn de 

systemen niet afhankelijk van een bron waar ze hun elektriciteit/hydrauliek vandaan halen. De 

Auxiliary Power Unit (APU) zorgt voor genoeg energievoorziening voor de motoren om deze te 

starten. De condities hoog in de lucht zijn natuurlijk anders dan op de grond. Denk hierbij aan de 

luchtdruk. Op zeeniveau is deze hoger dan in de troposfeer. Alle systemen en onderdelen in het 

vliegtuig moeten hier natuurlijk wel tegen bestand zijn. De materialen kunnen door de wisselende 

condities verzwakken of uiteindelijk zelfs stuk gaan. Zo’n proces moet natuurlijk snel geconstateerd 

worden voordat de situatie escaleert en er ongelukken gebeuren. Dit is nog maar een van de weinige 

processen waardoor systemen of onderdelen het kunnen begeven. De piloten kunnen op twee 

manieren er op gewezen worden dat er iets mis is, door middel van geluid of op zicht, er gaat 

bijvoorbeeld een lampje branden. De volgende veiligheidsvoorwaarden worden gebruikt in de 

luchtvaart: 

1. Safe Life 

2. Fail Safe 

Ad 1 Safe Life 

De leverancier van de vliegtuigcomponenten voert vooraf een aantal testen uit met deze 

componenten. Aan de uitslag van deze test hangt de leverancier een periode. Dit houd in dat in die 

periode het component geen defecten mag vertonen. Deze periode wordt ook wel de Safe Life 

genoemd. 

Ad 2 Fail Safe 

Van Fail Safe wordt in verschillende componenten gebruik gemaakt. Hierbij wordt een vliegtuig of 

vliegtuigonderdeel zo ontworpen, dat wanneer het breekt, de krachten worden opgenomen door 

andere onderdelen. Op deze manier zorgt Fail Safe ervoor dat een falend component niet meteen 

leid tot een ernstig ongeval. Een goed voorbeeld is een vleugel van een Lockheed F-104 Starfighter. 

Deze vleugel bevat zeven vleugelliggers. Mocht dus een van deze vleugelliggers falen dan zijn er nog 

genoeg over om dit over te nemen. 

3.2.2 Onderhoud 

Het gemodificeerde vliegtuig moet aan het begin natuurlijk grondig getest worden. Maar ook in de 

loop der tijd moet er nog vaak naar de werking van het fly-by-wire systeem gekeken worden. Een 

vliegtuig moet om aan de CS-25 te voldoen, om de zoveel tijd een bepaalde onderhoudsbeurt 

hebben gehad. Als er tussentijds een defect optreed wordt in de meeste gevallen dit in de cockpit al 

weergegeven. Daar staat welk onderdeel vervangen moet worden. Vaak is dit een simpele ingreep 

omdat het fly-by-wire systeem onderhoudsvriendelijk is. 

Om de zoveel tijd moet er gecontroleerd worden of het systeem en de rest van het vliegtuig naar 

behoren werkt. De kleine en korte controles moeten vaak worden gedaan. Het vliegtuig mag niet 

beschadigd zijn en moet er netjes uitzien. Onder andere wordt de vloeistofdruk en de elektrische 

spanning gemeten. Als hieruit blijkt dat iets niet naar behoren werkt, dan moet dit zo snel mogelijk 

36


opgelost worden. Immers hoe langer een vliegtuig stil staat des te meer inkomsten er worden 

misgelopen. Deze kleine controles noemen we de A- en B-checks. 

Na een aantal maanden moet er een zwaardere controle plaatsvinden, dit is de C-check. Deze 

controles zijn grondiger en worden daarom uitgevoerd in de hangar. Alle onderdelen, waarvan 

bekend is dat ze na verloop van tijd minder goed functioneren, worden geïnspecteerd en zo nodig 

vervangen. Het vliegtuig kan dan vaak ruim een week niet worden ingezet voor vluchten. 

Tot slot is er na een bepaald aantal jaren of vlieguren een zeer grondige controle nodig om de 

veiligheid van de inzittende te kunnen garanderen. Dit is de D-check. Bij deze controle wordt bijna 

het gehele toestel gedemonteerd en daarna weer in elkaar gezet. Dit kost erg veel tijd en daarom zijn 

er ook veel werknemers bezig met deze klus. Al bij een kleine afwijking of slijtage wordt het 

onderdeel weggegooid en vervangen. Het vliegtuig is vaak een maand of langer niet te gebruiken en 

kost de vliegtuigmaatschappij vaak enkele miljoenen euro’s per vliegtuig. 

3.3 Kosten en baten 

Aan de hand van een kosten en baten onderzoek kan er worden bepaalt of het rendabel is het Airbus 

fly-by-wire systeem in te bouwen in een Boeing met een conventioneel besturingssysteem. 

Luchtvaartmaatschappij ALA geeft aan vijf Boeings van het type 737 te willen modificeren. In dit 

onderzoek zullen de kosten (3.3.1) en baten (3.3.2) worden geanalyseerd aan de hand van één 

vliegtuig. Er wordt ook gekeken of de baten voldoende tegen de kosten opwegen (3.3.3). Alle kosten 

en baten zijn overzichtelijk en uitgewerkt in tabelvorm te lezen in bijlage VI. 

3.3.1 Kosten 

De kosten die tijdens en na de modificatie worden gemaakt, kunnen worden verdeeld in twee 

soorten kosten. De vasten kosten (3.3.1a) die worden gemaakt zijn eenmalig en noodzakelijk voor de 

inbouw en aanschaf van de onderdelen. Na de modificatie worden en kosten gemaakt die niet 

eenmalig zijn, deze kosten kunnen variëren en worden dus variabele kosten (3.3.1b) genoemd. 

3.3.1a Vaste kosten 

De vast kosten voor de modificatie van een conventioneel systeem naar een fly-by-wire systeem zijn 

eenmalig. Onder de vaste kosten wordt verstaan de kosten die ALA zal moeten uitgeven. Deze kosten 

kunnen vooraf worden berekend. De kosten zullen worden onderverdeeld in: 

1. Installatie 

2. Omscholing en personeel 

3. Certificatie 

Ad 1 Installatie 

Voordat de installatie van het nieuwe systeem kan beginnen zal het oude systeem moeten worden 

verwijderd. Dit verwijderen zal worden gedaan door vier monteurs die al bekend zijn met het 

conventionele systeem en dus niet speciaal hoeven worden opgeleid. De totale uitbouw zal aan 

hangaarkosten en verlies omdat het vliegtuig niet inzetbaar is € 64.000,- bedragen. 

Nu het oude systeem is uitgebouwd kan worden begonnen met het inbouwen van het fly-by-wire 

systeem. Deze inbouw zal worden gedaan door een groep speciaal hiervoor opgeleide monteurs. Er 

wordt van uitgegaan dat de installatie 100 uur in beslag neemt. Het totale bedrag van de 

onderdelen, hangaarkosten en verlies omdat het vliegtuig niet inzetbaar is, is €676500,-. De 

uiteindelijke vaste kosten van de installatie bedraagt €740.500,-. 

Ad 2 Omscholing en personeel 

Voor de inbouw van het fly-by-wire systeem zullen de acht monteurs moeten worden omgeschoold. 

Dit omscholen wordt in groepsverband gedaan en kost €500,- per uur en er wordt uitgegaan van 30 

uur omscholen. Ook de zes Boeing piloten moeten worden omgeschoold om te leren vliegen met het 

37


fly-by-wire systeem dit omscholen gebeurt op een simulator en kost €2000,- per piloot. De totale 

installatie (uitbouw en inbouw) zal €43.200,- bedragen aan arbeidsloon. Als alle omscholing en 

arbeidslonen nu worden opgeteld zijn de vaste kosten hiervoor €70.200,-. 

Ad 3 Certificatie 

Omdat het vliegtuig nu niet meer aan zijn standaard certificatie voldoet zal deze opnieuw moeten 

worden goedgekeurd. Bij dit proces komen er speciaal opgeleide technici en testvliegers het vliegtuig 

grondig testen of het voldoet aan de wettelijke eisen. Dit totale certificatieproces kost €100.000,-. 

3.3.1b Variabele kosten 

Variabele kosten zijn kosten die niet direct kunnen worden toegerekend aan het product. Deze 

variabele kosten kunnen elke maand variëren ze kunnen worden onderverdeeld in: 

1. brandstofgebruik 

2. energieverbruik 

Ad1 Brandstof gebruik 

Tijdens het certificeren van het vliegtuig moet er ook gevlogen worden. Tijdens deze vluchten wordt 

er gecontroleerd of alles goed is aangesloten en of het nieuwe fly-by-wire systeem goed werkt. Deze 

vluchten gaan echter niet kosteloos en hiervoor moet het vliegtuig ook meerdere malen worden 

volgetankt. 

Ad2 Energieverbruik 

Het modificatieproces gaat uiteraard niet zonder energieverbruik. Zowel bij de uitbouw als inbouw 

wordt energie verbruikt. Alle apparatuur moet voorzien worden van stroom. Tevens moet de 

hangaar verlicht worden en ook voorzien worden van stroom. 

3.3.2 Baten 

In het onderzoek naar de baten kunnen deze worden onderverdeeld in drie soorten: 

1. Gewichtsbesparing 

2. Onderhoud 

3. Operationeelheid 

Ad1 Gewichtsbesparing 

Door het gebruik van het fly-by-wire systeem wordt het vliegtuig lichter. Deze gewichtsbesparing 

komt voort uit het gebruik van elektrische kabels die lichter zijn dan de massieve staalkabels bij het 

conventionele besturingssysteem. Door deze gewichtsbesparing kan een luchtvaartmaatschappij 

voor een aantal verschillende opties gaan waarop zij wil bezuinigen. Één hiervan is een daling in het 

brandstofkosten door een lager vlieggewicht. Dit kan zich vervolgens ook vertalen in het vergroten 

van de maximale vliegafstand. Ook kan er worden gekozen om extra vracht mee te nemen. 

Er is een assumptie gemaakt voor besparing van brandstof van €15.000,- op jaar basis. 

Ad 2 Onderhoud 

Door het fly-by-wire systeem blijft het onderhoud redelijk hetzelfde er wordt uitgegaan van een 

besparing van een minimale besparing per onderhoudsuur. De besparing is wel merkbaar in de 

hangaar kosten en daarom wordt aangenomen dat de besparing op onderhoud €1500,- per jaar is. 

Ad 3 Operationeelheid 

Omdat er een besparing op gewicht is kan er langer gevlogen worden. Deze langere vluchttijd 

vertaald zich in meer inkomsten door vliegtickets. Op jaarbasis wordt uitgegaan van €4000,- meer 

inkomsten door langere vliegtijd. 

38


3.3.3 Opbrengsten 

Voor de opdrachtgever is het van belang dat het nieuwe systeem geen slechte investering is. Bij de 

opbrengsten is er alleen gekeken naar de vaste aanschafkosten van de modificatie. De variabele 

kosten zijn dus niet meegenomen is het modificatie kosten plaatje. Het nieuwe systeem kost voor de 

opdrachtgever €910.700,-. De baten op jaarbasis bedragen €21.500. Wanneer de kosten tegen de 

baten worden afgewogen ontstaat er een break-even point (figuur 3.28). Het break-even point is het 

punt waar de baten de kosten hebben terugverdiend. In dit geval ligt het break-even point bij 42 jaar. 

Figuur 3.28 Break-even point 

3.4 Conclusie 

De projectgroep heeft de opdracht gekregen om te bepalen of de modificatie van een conventioneel 

systeem naar een fly-by-wire systeem rendabel zou zijn voor de opdrachtgever. Met de 

achterliggende informatie over beide systemen wordt er uiteindelijk een advies gegeven. 

Aan de hand van het voor- en nadelen onderzoek kan worden geconcludeerd dat het fly-by-wire 

systeem meer voordelen heeft dan het conventionele systeem. Het fly-by-wire systeem is veiliger ten 

opzichte van het conventionele systeem omdat er maximum protections zijn. Duurzamer omdat er 

vanwege minder bewegende delen minder slijtage is, en onderhoudsvriendelijker omdat een fout in 

het systeem snel is op te sporen dankzij de computers. Omdat het fly-by-wire systeem meer gebruikt 

maakt van computers is de kans op menselijke fouten een stuk lager. Door het gebruik van deze 

computer is het systeem ook lichter waardoor er meer bagage vervoerd kan worden en de kerosine 

kosten lager zullen zijn. 

Echter de opdracht was om te onderzoeken of de modificatie van het conventionele systeem naar 

het fly-by-wire systeem rendabel zou zijn voor de opdrachtgever. Hierbij is gekeken naar de vaste 

kosten en de variabelen kosten. Voor de opbrengsten is alleen gekeken naar de vaste aanschafkosten 

van de modificatie. Mede door dit laatste is er niet gekozen om het systeem te modificeren. De 

gemiddelde levensduur van een Boeing 737 is een stuk minder lang dan het punt wanneer de 

modificatie rendabel wordt. 

De kosten zijn dusdanig hoog dat dit niet opweegt tegen de voordelen van het fly-by-wire systeem. 

Daarom wordt het ombouwen van een conventioneel systeem naar een fly-by-wire systeem door de 

projectgroep afgeraden. 

39


Termenlijst 

Woord uit de tekst Vertaling Beschrijving 

Ailerons Rolroer Het roelroer is bevetigd aan de 

achterrand van de vleugel en 

zorgt ervoor dat een vliegtuig 

kan rollen. 

Airbus A320 Airbus A320 Een merk voor een 

verkeersvliegtuig, 

geproduceerd door 

verschillende Europese 

fabrikanten. 

Aircraft-on-ground Vliegtuig aan de grond Het vliegtuig is enige tijd buiten 

gebruik en staat op de grond of 

in de hangar. 

Armed Gereed Hier wordt het speedbrake 

systeem automatisch geregeld. 

Auxiliary Power Unit (APU) Hulp systeem voor voeding Een kleine vliegtuig motor die 

gebruikt wordt om de airconditioning 

etc. te voorzien 

van elektrische power. 

Boeing 737 Boeing 737 Een merk voor een 

verkeersvliegtuig, 

geproduceerd door 

Amerikaanse fabrikanten. 

Cable-drive Kabel besturing Aansturing door kabels. 

Centre of gravity Centrum van de zwaartekracht Punt waarop een lichaam 

balanceerd. 

Cessna Cessna Klein sportvliegtuig. 

Cockpit Cockpit Het voorste deel in het vliegtuig 

van waaruit de piloot het 

vliegtuig bestuurd. 

Control column Bedieningspaneel Bedieningspaneel in de cockpit 

Down Omlaag In deze stand zijn de spoilers 

naar beneden. 

Drag Weerstand De tegenwerkende kracht van 

de lucht tegen het vliegtuig die 

ontstaat door het vliegtuig te 

bewegen. 

Dutch roll Periodieke rolbeweging De cyclus rollen leidt tot gieren 

en gieren leidt tot rollen. 

Elevator Hoogteroer Een bewegend oppervlak 

bevestigt aan het stabilo. 

Wordt gebruikt voor het op en 

neer bewegen van de neus van 

het vliegtuig. 

Elevator Ailerons Computers Elevator aileron computers Aansturing van de elevator en 

aileron 

Elevator and Ailerons Control Elevator and aileron bediening De besturing van de elevator en 

(ELAC) 

de aileron. 

Elevator feel computer Stall waarschuwing computer Computer die de waarschuwing 

40


van een stall beweging 

registreert. 

Elevator Feel & Centering Unit Stall registratie Deze kan registreren of het 

vliegtuig zich in een stall positie 

bevindt. 

Elevator Feel system Stall waarschuwing systeem Er zal een waarschuwing voor 

stall komen in dit systeem. 

Engine driven pump Motor gestuurde pomp Een pomp die aangedreven 

wordt door de motoren van het 

European Aviation Safety 

Agency (EASA) 

European Aviation Safety Agency 

(EASA) 

vliegtuig. 

Het belangrijkste bedrijf voor 

de luchtvaart die de Europese 

wetgeving en certificering voor 

vliegtuigen regelt. 

Fail Safe Faalveilig Wanneer een component 

breekt of er een defect 

optreedt zullen de krachten 

worden opgevangen door 

andere onderdelen. 

First officer Co-piloot De persoon die naast de piloot 

in de cockpit zit. Hij is niet de 

leidinggevende (First officer) 

maar een back-up voor de First 

officer. 

Flap(s) Kleppen Kleppen die bevestigd zijn aan 

de achterrand van de vleugel. 

Ze worden meestal gebruikt om 

de lift en weerstand te 

vergroten tijdens de start of de 

landing. 

Flap control lever Kleppen hendel Hendel waarmee de kleppen 

kunnen worde bediend en in 

verschillende standen kunnen 

worden gebracht. 

Flight Vlieg Vlieg. 

Flight Augmentation Computer 

(FAC) 

Vlucht toenemende computer De FAC bestuurd elementaire 

functies zoals de automatische 

trim, de auto rudder en de yaw 

demper. Daarnaast zorgt de 

FAC dat de juiste snelheid op 

de displays wordt 

geprojecteerd. Ook zorgt hij 

ervoor dat het vliegtuig in de 

automatische piloot, geen te 

hoge angle of attack bereikt. 

Flight control(s) Vlucht instrumenten Oppervlakken aan het vliegtuig 

die kunnen worden bediend 

vanuit de cockpit en het 

vliegtuig besturen. 

Flightspoilers Vluchtspoiler Vluchtspoilers die de lift 

verminderen zonder de 

41


Flight Management and Guidance 

Computer (FMGC) 

Flight Management and Guidance 

Computer (FMGC) 

snelheid te veranderen. 

Computer die verschillende 

gegevens doorgeeft aan de 

cockpit, zoals: richting, snelheid 

en hoogte. 

Fly-by-wire Fly-by-wire Een systeem die de beweging 

van de piloot detecteert en ze 

elektronisch overbrengt. 

Daarnaast kan hij zelf het 

vliegtuig bijsturen en zo 

stabiele houden. 

Fowler flap Fowler klep Klep die uit de vleugel schuift. 

Groundspoilers Grondspoiler Kleppen op de vleugel omhoog 

klappen wanneer het vliegtuig 

de grond raakt tijdens de 

landing. Ze geven extra 

remkracht. 

Hydraulic power control unit Bediening van de hydraulica Regelt de hydraulische druk 

naar de spoiler. 

Inclinometer Bochtenmeter Het onderste gedeelte van de 

bochtaanwijzer. Er bevindt zich 

hierin een balletje die aangeeft 

hoe zuiver een bocht is. 

Krueger flap Krueger klep Klep die aan de voorrand van 

de vleugel is bevestigd en naar 

voren draait. 

Large aeroplanes Grote vliegtuigen Verkeersvliegtuigen. 

Leading edge Voorrand van de vleugel De voorste rand van de vleugel, 

als we het vliegtuig vanaf de 

zijkant. 

Manuals Vliegtuig handboek Handboek van het vliegtuig 

waarin alle systemen 

beschreven zijn. 

Overheadpanel Bedieningspaneel Bedieningspaneel in de cockpit. 

Pedestal Standaard Standaard. 

Pitch Stijgen/dalen De stijgende of dalende 

beweging van het vliegtuig om 

de langs-as 

Power Transfer Unit (PTU) Verbind stuk tussen twee Een element dat twee 

systemen. 

systemen met elkaar verbindt. 

Primary Flight Controls Primaire vluchtinstrumenten De belangrijkste instrumenten 

die het mogelijk maken dat een 

vliegtuig bestuurbaar is. 

Reverse Achteruit Achteruit. 

Rudder Roer Beweegbaar oppervlak aan het 

verticale stabilo. Dit oppervlak 

kan worden bestuurd vanuit de 

cockpit. 

Rudder Power Control Unit Rudder bedieningssysteem. Bestuursysteem van de rudder. 

Rum Air Turbine (RAT) Aandrijvings motor Een motor die ingeschakeld 

wordt wanneer zowel systeem 

42


1 als 2 uitvalt en het back-up 

systeem aandrijft. 

Safe Life Veilige levensduur Periode waarin de component 

geen defect mag hebben. 

Secondary flight controls Secundaire vluchtinstrumenten De instrumenten die het werk 

voor de piloot makkelijk 

maken. Ze zijn niet nodig om 

het vliegtuig te kunnen 

besturen, maar helpen erbij. 

Servojacks Servojacks Dit is een hydraulisch 

krachtmechanische dat een 

hydraulische druk omzet in een 

beweging. 

Side stick Zij stuur Een klein aan de zijkant 

geplaatst stuur dat 

voornamelijk in de airbus is 

geplaatst. 

Side stick priority pushbutton Side stick inschakel drukknop Met deze drukknop kan een 

van de side sticks worden 

ingeschakeld. 

Side stick transducer unit Side stick omzet systeem Dit systeem zet de beweging 

van de side stick om in een 

spanning. 

Slat(s) Kleppen Een beweegbaar oppervlak aan 

de voorrand van de vleugel. Het 

oppervlak kan worden 

bestuurd vanuit de cockpit en 

helpt het vliegtuig aan meer lift 

zonder de weerstand te 

vergroten. 

Slotted flap Klep met een smalle opening Een klep aan de achterrand van 

de vleugel met een smalle 

opening. 

Speed brake armed Remmen gereed Lampje met de indicatie dat de 

speed brake hendel 

automatisch wordt bediend. 

Speedbrakes Snelheidsremmen Vlucht- en de grondspoilers 

samen. 

Split flap Gespleten klep Klep die onder de achterrand 

van de vleugel vandaan naar 

beneden gaat. 

Spoilers(s) Spoiler Remmen van het vliegtuig die 

op de vleugels zijn bevestigd. 

Spoiler Elevator Computer Spoiler elevator computer Aanstuur systeem van de 

(SEC) 

spoilers en elevator 

Spoiler mixer Spoiler mixer Quadrant waar de kabels van 

de spoilers aan zitten op de 

spoilers te bedienen. 

Spoilers power control unit Spoiler biedingssysteem Bediening van de spoilers. 

Stall Overtrek Een overtrek beweging 

Stella Aviation Academy Stella Luchtvaartschool Luchtvaartschool gevestigd in 

43


Maastricht. 

Thrust Vermogen Een kracht die wordt 

geproduceerd door een 

propellor of een straalmotor. 

Thrust reverses Stuwkracht Stuwkracht. 

Torque krachtenmoment Moment aan krachten die 

rotatie veroorzaakt. 

Touchdown Grondcontact Het moment wanneer het 

vliegtuig na een vlucht weer 

contact maakt met de grond. 

Trailing edge Achterrand van de vleugel De achterste rand van het 

vliegtuig als we het vliegtuig 

vanaf de zijkant bekijken. 

Trim Trim Beweegbaar oppervlak aan het 

hoogteroer bevestigd. Deze kan 

vanuit de cockpit worden 

Trimmable Horizontal 

Stabilizer (THS) 

ingesteld. 

Trimbaar horzintaal stabilo Dit is een systeem dat ervoor 

zorgt dat de elevator kan 

kantelen. 

Turncoördinator Schuivingsmeter Meter die meet of het vliegtuig 

recht vliegt of dat het wegglijdt. 

Weight gewicht Het gewicht en de lading in het 

vliegtuig samen. 

44


Literatuurlijst 

Anderson, J. D., jr. 

Introduction to Flight 

5 e druk 

New York, 2005 

Bakker‐Ringeling, C. 

Vergadertechnieken en notuleren 

7 e druk 

Apeldoorn, 1992 

Bramson, Alan 

Be a better pilot 

1 e druk 

London 1880 

Davis, D.P. 

Handling the Big Jets 

reprinted in 1992 

De Remer, Dale & Donald W. McLean 

Global Navigation for pilots, International flight techniques & procedures 

Caspar Wyoming, 1998 

Ijspeert, Simon 

Projectboek Periode 3; Modificatie Flight Controls 

Amsterdam, Januari 2010 

Kermode, A.C. 

Mechanics of Flight 

8 e druk 

London, 1979 

Langedijk, C.J.A. 

Vliegtuigsystemen 2 

Amsterdam, 1991 

Nelson, Robert C. 

Flight stability and automatic control 

2 e druk 

Singapore 1998 

Pallett, E.H.J. 

Aircraft Instruments & Integrated Systems 

2nd edition 

Sussex, 1992 

45


Internetsite´s: 

http://www.smartcockpit.com/plane/airbus/A320/ 17 februari 

http://www.smartcockpit.com/plane/boeing/B737/ 17 februari 

http://www.aviationtoday.com/av/categories/atc/13015.html 30 januari 

http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/short.html 29 januari 

http://www.airliners.net/aviation-forums/ 4 februari 

Tevens zijn een aantal manuals gebruikt uit de leraren kamer. 

46


Bijlagenlijst 

I. Projectopdracht ………………………………………………………………………………………………………………….. 1 

II. Plaatsing bedieningssysteem flight controls ……………………………………………………………………….. 2 

III. Protections A320 …………………………………………………………………………………………………………………. 3 

IV. Trimmable horizontal stabilizer A320 ………………………………………………………………………………….. 4 

V. Schema back-up A320 …………………………………………………………………………………………………………. 5 

VI. Kosten en Baten ………………………………………………………………………………………………………………….. 6 

VII. Piramide model …………………………………………………………………………………………………………………… 7 

VIII. Groepsafspraken ……………………………………………………………………………………………………………….. 8 

IX. Zelfsturende opdracht ……………………………………………………………………………………………………….. 10 

X. Procesverslag……………………………………………………………………………………………………………………… 15 

47


Bijlage I projectopdracht 

1


Bijlage II Plaatsing bedieningssysteem flight controls 

1. Aileron controle (draaibeweging) 

2. Elevator controle (trek/duw beweging) 

3. Rudder controle 

1. Flaps en slats controle* 

2. Spoiler controle (speed break) 

3. Elevator trim controle 

*selectie 1 en 2 is voor de slats 

2


Bijlage III Protections A320 

Alle uitslagen van de stuurknuppel worden gecontroleerd deze controle gebeurt in de flight control 

computer (hierna FCC). De FCC controleert of de uitslag die de piloot geeft tussen maximale limieten 

ligt, buiten deze limieten loopt het vliegtuig kans op schade of oncontroleerbare manoeuvres daarom 

zal de FCC er voor zorgen dat de maximale of minimale limieten nooit worden overschreden. 

De beveiligingen en limieten die de FCC stelt zijn. 

1. Pitch protections 

2. Loadfactor limitation 

3. High angle of attack protection 

4. High speed protection 

5. Bank protection 

Ad 1 Pitch protections 

Er zit een maximum aan de pitch van het vliegtuig ten opzichte van de horizon. Dit geldt voor zowel 

een maximum boven de horizon als een maximum onder de horizon. 

Ad 2 Loadfactor protection 

Er is een maximum aan g-krachten gesteld omdat hierboven de structuur van het vliegtuig niet meer 

gewaarborgd is. Als de FCC registreert dat de g-kracht limieten bijna worden overschreden zal deze 

ingrijpen door de roeruitslagen te beïnvloeden zodat er een minder scherpe manoeuvre kan worden 

gemaakt. De g-krachtlimieten zijn in een normale vlucht -1g en +2.5g. 

Ad 3 High angle of attack protection 

Er is een maximum aan de invalshoek α om er voor de zorgen dat het vliegtuig niet stallt. De high 

angle of attack protection heeft altijd voorrang op de andere protections en zal dus nooit kunnen 

worden overschreden. 

Ad 4 High speed protection 

De high speed protection zorgt ervoor dat de maximum vliegsnelheid niet wordt overschreden. De 

maximum vliegsnelheid kan variëren omdat de machsnelheid ook een maximum heeft. 

Ad 5 Bank protection 

De bank protection zorgt er voor dat de maximum kanteling van het vliegtuig niet wordt 

overschreden. De bank protection heeft verschillende limieten onder verschillende omstandigheden. 

Normaal gesproken is de maximum bank 67°. Op het moment dat de angle of attack protection actief 

is zal de maximum toelaatbare kanteling worden verlaagd naar 45°. Als de maximum speed 

protection actief is zal er helemaal geen kanteling worden toegestaan, het maximum is dan 0°. 

3


Bijlage IV Trimmable horizontal stabilizer 

De Airbus A320 heeft een Trimmable Horizontal Stabilizer (THS). De functie van THS is het laten 

kantelen van de gehele elevator. Omdat door deze kanteling de standhoek van de elevator 

veranderd, veranderd ook de lift. Dit kan in sommige vliegsituaties voordelig zijn, te denken aan een 

verschuiving van het zwaartepunt tijdens de vlucht waardoor de pitch van het vliegtuig kan 

veranderen en de piloot constant tegen moet sturen om het vliegtuig horizontaal te houden. De 

piloot kan de elevator dan bij trimmen waardoor het vliegtuig weer horizontaal blijft vliegen. 

In figuur 1 is te zien hoe de THS er vanuit de cockpit uit ziet. De piloot kan aan trim, de zwart-wit 

geblokte wielen, draaien om de elevator te verstellen. Deze beweging wordt helemaal mechanisch 

doorgegeven naar de THS, alleen het bewegen van de elevator gebeurt hydraulisch. 

Figuur 1 THS in de cockpit 

In figuur 2 is de THS te zien en de elevator die deze beweegt. Door de THS verschuift de standhoek 

van de elevator. 

Figuur 2 werking THS 

4


Bijlage V Schema back-up A320 

Hieronder is een schema te zien van aansturing van de flightcontrols. De mechanische aansturing van 

de THS en rudder is hierin opgenomen. 

5


Bijlage VI Kosten en baten 

Installatie Aantal Prijs per stuk Totaal 

SEC 3 12.500,- 37.500,- 

ELAC 2 15.000,- 30.000,- 

FAC 2 12.500,- 25.000,- 

Side stick 2 5.000,- 10.000,- 

Servojack 24 1.000,- 24.000,- 

Elektrische kabels 20000 meter 7,- 140.000,- 

Aanpassing cockpit 1 10.000,- 10.000,- 

Huur hangar 100 uur 1.000,- 100.000,- 

Vliegtuig 

inzetbaar 

niet 100 uur 3000,- 300.000,- 

Totaal 676.500,- 

Uitbouw Aantal (uren) Prijs (uren) Totaal 

Huur hangaar 16 1.000,- 16.000,- 

Vliegtuig 

inzetbaar 

niet 16 3000,- 48.000,- 

Totaal 

Assumpties: 

64.000,- 

-er zijn vier monteurs nodig voor de uitbouw van het conventionele systeem 

-airbus heeft een capaciteit van 150 passagiers 

-verondersteld word dat de maatschappij een winst maakt van 5,- per passagier 

Personeel Uren Prijs per uur Totaal 

Personeel 

(4 monteurs) 

uitbouw 16 50,- (per persoon) 3.200,- 

Personeel 

(8 personen) 

inbouw 100 50,- (per persoon) 40.000,- 

Omscholing monteurs 

voor de inbouw 

30 500,- 15.000,- 

Omscholing 6 piloten 10 1.200,- 12.000,- 

Totaal 

Assumpties: 

70.200,- 

-voor de inbouw van het fly by wire systeem zijn 8 monteurs nodig 

-de omscholingskosten van één piloot is 200,- per uur 

Certificering 100.000,- 

Totale kosten 910.700,- 

Baten Totaal 

Brandstof 15.000,- 

6


Onderhoud 1.500,- 

Operationeel 4.000,- 

Totaal 21.500,- 

Assumpties: 

-Van conventioneel naar fly by wire scheelt ongeveer 750 kilo 

-De tank van een Boeing 737 is ongeveer 30000 liter 

-Een Airbus A320 is ongeveer 120 uur per week operationeel 

-Dit zijn ongeveer 3 vluchten per dag en 21 vluchten per week en 70 per maand 

-De huidige kerosine prijs is ongeveer 80 cent 

-Met het fly by wire systeem kan het vliegtuig 1 uur in de maand minder worden gecheckt 

-hierdoor kan het 6 uur per maand meer vliegen 

Totale baten 

(per jaar) 

21.500,- 

7


Bijlage VII Piramidemodel 

8


Bijlage VIII Groepsafspraken 

Vaste vergaderdata: Bijvoorbeeld op de maandag. 

Deadline wordt vastgesteld tijdens een vergadering. Bijvoorbeeld: We hebben op maandag 

vergaderd en we hebben 7 dagen om de stukken compleet in te leveren. Dan is de deadline om je 

stuk af te maken op de zaterdag voor 12:00. De spellingcontroleur (buddy) controleert je stukje op 

zaterdag of zondag. Alle stukken zullen dus voor maandag klaar zijn en worden op de volgende 

vergadering uitvoerig behandeld. 

De kwaliteit van de ingeleverde taken moet voldoende zijn. Deze taak dient te worden goedgekeurd 

door alle groepsleden tijdens een vergadering. Dat houdt in dat de stukken objectief in orde moeten 

zijn, qua opmaak in orde moeten zijn en qua spelling in orde moet zijn. 

Voorzitter: 

Belt (of mailt) 4 dagen voor de deadline alle groepsleden afzonderlijk op, om te vragen hoe het met 

de taak gaat. 

Hoe staat het ervoor? Zijn er moeilijkheden? Hulp nodig? Wat vind je moeilijk? 

Belt (of mailt) 2 dagen voor de deadline alle groepsleden afzonderlijk op, om te vragen of de deadline 

bij iedereen gehaald gaat worden. 

Gaat het lukken om het voor de deadline af te krijgen? Kan iemand je helpen of kan jij iemand anders 

helpen die in moeilijkheden komt? 

Iedere week een andere voorzitter en notulist volgens het samengestelde schema. De tekst wordt 

opgemaakt volgens de hier onderstaande regels. Per week wordt er iemand aangewezen om alle 

taken bij elkaar te voegen. 

- Hoofdstukken 16 

- Tussenkopjes 14 

- Tekst 11 

- Streep rood 

- Streepdikte op 0,75 punts 

- Tekst naast de afbeelding 

- Afbeeldingen in een blauwe tabel (lichte lijst accent 1) 

- Termen met een sterretje 

- Alles opslaan in doc 

- Verslag is in het Nederlands 

Bij twee keer een taak te laat ingeleverd of niet komen opdagen op geplande vergaderingen of com- 

projectles zonder geldige reden, krijgt die persoon een zogenaamde waarschuwing. De projectdocent 

wordt hier van op de hoogte gebracht. Bij een derde keer wordt in overleg met de projectdocent 

deze persoon uit de projectgroep verwijderd. 

9


Bijlage IX Zelfsturende opdracht 

Situatie 1: Longe-range cruise 

Opgave 1.1 

Er is op schaal een Airbus A300 getekend, afgebeeld in figuur 1. 

Figuur 1 Airbus A300 

Opgave 1.2 

Doormiddel van de drie evenwichtsvergelijkingen (horizontale, verticale en moment) konden we de 

onbekende krachten L, Lt en D uitrekenen. 

ΣFx=0 -100kN + D = 0 

D= 100kN 

ΣML=0 (-100Kn*3)+(1500Kn*2) – (Lt*23,5)=0 

Lt= 114,89 kN 

↑+ΣFZ=0 -1500Kn – 114,89 Kn + L = 0 

L= 1614,89 Kn 

Opgave 1.3 

We moeten de waardes T, p en ρ berekenen met behulp van ICAO document 7488. Er wordt 

uitgegaan van een cruise op 30.000ft. 

Om de temperatuur op 30.000ft te berekenen doen we: 0,0065 * 9144 = 59,436 de temperatuur 

verschil tot de grond is: 15 – 59,436 = -44,463 °C dit is omgerekend 228,8K. 

De druk kan worden berekende met de volgende formule: 

P= pb (-g0*(H-Hb)/R*T) 

Pb is 

G0 is de zwaartekracht 

H is hoogte 

10


R is de gasconstante 

T is de temperatuur in kelvin 

Alle variabelen zijn bekend dus we kunnen nu alles invullen: 22600 x (-(9,81 x (9144 – 11000)) / (287 

x 216.5) = 30048,95 bar 

De dichtheid ρ kan worden berekend met de formule ρ= P/R*T. Alle variabelen zijn bekend uit de 

vorige formule dus we kunnen nu invullen ρ = (30048,95 / 287 * 228,564) = 0,458 kg/m 3 

Opgave 1.4 

Op pagina 165 van Introduction to flight staat dat de geluidssnelheid 347 m/s is. Dit staat gelijk aan 

Mach 1. 

Omdat het vliegtuig met 0.78 mach vliegt maken we gebruikt van de volgende formules: 

De gegevens zijn: 

T = 288,15K 

K=1.4 

R=287,05287 

a = (1,4 * 287,05287 * 288,15) 5 = 340,294 m/s 

Tas = 340,294 * 0,78 * = 236,468 m/s 

Opgave 1.5 

Om αw te berekenen zullen we de formule voor de lift moeten gebruiken. Deze is als volgt: 

Cl=L/q*A. 

- L staat hier voor de liftkracht 

- q staat hier voor de dynamische druk 

- A staat voor het vleugeloppervlak 

Uit vraag 1.2 weten we dat de liftkracht 1614890 N is. 

De lift kunnen we berekenen met de volgende formule: 

= 0,48505 

We kunnen nu uit de tabel in bijlage III halen dat de bijbehorende hoek α 2,0 is. 

Opgave 1.6 

Ook bij deze vraag maken we weer gebruik van de formule voor de lift: Cl=Lt/q*A. 

q blijft in deze vraag hetzelfde. Lt weten we nog uit vraag 1.2 en was 114890 N. A is gegeven en is 

69,50 m 2 . 

We vullen nu alles in en krijgen: 

= -0,129 

We kunnen uit de liftcurve in bijlage IV halen wat de hoek α is we gaan hierbij van uit, dat de uitslag 

van de elevator is 0°. We komen op een hoek α van 1,6°. 

11


Situatie 2: cruise at M0,65 

Opgave 2.1 

Omdat we invalshoek αw willen weten moeten we eerst Cl uitrekenen met de formule Cl=L/q*A. 

Als allereerst zullen we de nieuwe TAS berekenen de gegevens zijn: 

Tmsl = 288,15 

Mach = 0,65 

K = 1,4 

R = 287,05287 

a = (1.4 * 287,05287 * 288,15) 5 =340,294 

Uit opgave 1.3 hebben T = 228,8 berekend op 30000ft. 

= 197,099 m/s 

= 0,698 

Deze 0,698 geeft een α van 3,4 graden 

Om de standhoek te berekenen kunnen we de volgende formule gebruiken: 

invalshoek + baanhoek = instelhoek + standhoek 

3,4 + 0 = 1.5 +1,9 

De neus van het vliegtuig is dus met 1.9 graden omhoog gegaan, met een nieuwe standhoek van 3.4 

graden. 

Opgave 2.2 

We moeten de nieuwe invalshoek van het horizontale staartvlak de nieuwe standhoek berekenen. In 

de bijlage IV lezen we af welke liftcoëfficiënt hierbij zou horen als de elevator nog steeds niet zou zijn 

uitgeslagen. 

invalshoek + baanhoek = instelhoek + standhoek 

3,5 + 0 = 1,6 + 1,9 

De standhoek is met 1,9 graden gestegen. De liftcoëfficiënt levert dan na aflezen uit de grafiek 0,07 

op. 

Opgave 2.3 

Om de nieuwe liftcoëfficiënt van het horizontale staartvlak te berekenen hebben we de volgende 

formule nodig 

12


= 0,187 

Dit is de liftcoëfficiënt wanneer het vliegtuig in evenwicht is. Uit Bijlage IV geeft dat δ gelijk moet zijn 

aan 1,8:. 

Opgave 2.4 

In figuur 2 is een VLS afgebeeld van een uitgeslagen elevator. Het scharnierpunt A is hierin 

aangegeven. Een hydraulische actuator geeft een duwkracht in punt B om de elevator omhoog te 

laten klappen. 

Er werken ook nog andere krachten op de elevator. Dit zijn de zwaartekracht en de kracht die de 

langsstromende lucht uitoefent op de uitgeslagen elevator 

Figuur 2 VLS elevator 

Opgave 2.5 

Een trimmable horizontal stabilzer (THS) zorgt ervoor dat je de stuurknuppels los kunt laten tijdens 

een vlucht zonder dat de pitch veranderd. Deze THS is een hydraulisch systeem dat het gehele 

staartvlak van het vliegtuig laat bewegen. De standhoek van het horizontale staartvlak wordt dus 

aangepast. 

In aerodynamische termen zorgt de THS er als het ware voor dat er een balans komt tijdens de 

vlucht. Omdat het zwaartepunt van het vliegtuig voordurend veranderd gedurende een vlucht is dit 

systeem geplaatst. Dit systeem verandert de standhoek en zorgt ervoor dat er niet continu gebruik 

word gemaakt van de elevators om het vliegtuig horizontaal te houden. 

In figuur 3 is een schematische afbeelding van de THS en in figuur 4 is een foto van een horizontaal 

staartvlak met THS te zien. 

Figuur 3 schematische THS 

13


Figuur 4 horizontaal staartvlak met THS 

Opgave 2.6 

Met de α uit opgave 2.3 kunnen we de grote van de rotatie op de THS bereken. 

Δα = α1 – α2 

Δα = 3,5 – 1,8 = 1,7° is de rotatie 

14


Bijlage X Procesverslag 

In periode 3 van het eerste jaar van aviation studies 2009/2010 is de volgende projectgroep 

samengesteld. Deze bestaat uit Amber Beekelaar, Matthijs van Essen, Joran Jonathans, Hessel 

Kramer, Tessa Lehman de Lehnsfeld, Jeroen Meerman, Matthijs Niemeijer en Graham Sneper. Deze 

laatste is echter nooit komen opdagen en heeft dus niet deelgenomen aan het project. 

De projectgenoten hadden vooraf een zelfde doel voor ogen. Men had ongeveer dezelfde 

verwachtingen van het project, hetgeen de samenwerking heeft bevorderd. Aan het begin heeft 

iedereen zijn ervaringen met het vorige project toegelicht zodat we hiervan zouden kunnen leren. 

Het plan van aanpak hebben we in de eerste week gemaakt. Het zag er goed uit, er ontbrak alleen 

een zogeheten ‘milestone’. Door middel van dit schema konden we zien wanneer een bepaald 

gedeelte van het project helemaal in orde moest zijn. In de loop der tijd hebben we één milestone 

moeten verplaatsen omdat hoofdstuk 2 meer tijd in beslag zou nemen dan dat we vantevoren 

hadden ingepland. Verder heeft iedereen zich keurig aan de afspraken gehouden en kunnen we 

zeggen dat we een goede prestatie hebben neergezet. 

De projectgroep is ons allen goed bevallen. Men kon goed met elkaar opschieten en kon veel van 

elkaar leren. Daarnaast waren we kritisch naar elkaar toe, we corrigeerden elkaars teksten d/m/v/ 

het zgn. buddysysteem. Dit systeem houdt in dat ieder een partner kreeg toegewezen om diens 

teksten te controleren. 

Naast het project hebben we ook goed contact met elkaar gehad. Door bij de projectlessen te 

oefenen met de presentaties heeft ieder zijn kennis over een bepaald onderwerp met de anderen 

kunnen delen. We kijken hier met positieve gevoelens op terug. 

15

Modificatie Flight Controls - Portfolio Matthijs van Essen

Create successful ePaper yourself

Delete template?

Save as template?