In der Aerodynamik ist der Belastungsfaktor das Verhältnis der maximalen Belastung, die ein Flugzeug zum Bruttogewicht des Flugzeugs tragen kann. Der Belastungsfaktor wird in Gs (Schwerkraftbeschleunigung) gemessen, einer Krafteinheit, die der Kraft, die durch die Schwerkraft auf einen Ruhekörper ausgeübt wird, gleich ist, und gibt die Kraft an, der ein Körper beim Beschleunigen ausgesetzt wird. Jede Kraft, die auf ein Flugzeug ausgeübt wird, um seinen Flug von einer geraden Linie abzulenken, erzeugt eine Belastung seiner Struktur, und die Höhe dieser Kraft ist der Lastfaktor. Während ein Aerodynamik-Kurs keine Voraussetzung für die Erlangung einer Pilotenlizenz ist, sollte der kompetente Pilot ein solides Verständnis der auf das Flugzeug wirkenden Kräfte, der vorteilhaften Nutzung dieser Kräfte und der betrieblichen Einschränkungen des geflogenen Flugzeugs haben.

Ein Lastfaktor von 3 bedeutet beispielsweise, dass die Gesamtlast auf der Flugzeugstruktur das Dreifache seines Bruttogewichts beträgt. Da Lastfaktoren in Gs ausgedrückt werden, kann ein Lastfaktor von 3 als 3 g oder ein Lastfaktor von 4 als 4 g gesprochen werden.

Wenn ein Flugzeug aus einem Tauchgang hochgezogen wird und der Pilot auf 3 Gs unterwirft, wird er mit einer Kraft in den Sitz gedrückt, die dem Dreifachen seines Gewichts entspricht. Da moderne Flugzeuge mit deutlich höheren Geschwindigkeiten als ältere Flugzeuge arbeiten und die Größe des Lastfaktors erhöhen, ist dieser Effekt bei der Gestaltung der Struktur aller Flugzeuge zu einer vorrangigen Überlegung geworden.

Mit der strukturellen Auslegung von Flugzeugen, die nur einem gewissen Maß an Überlast standhalten, ist die Kenntnis der Lastfaktoren für alle Piloten unerlässlich geworden. Lastfaktoren sind aus zwei Gründen wichtig: Es ist möglich, dass ein Pilot die Flugzeugstrukturen einer gefährlichen Überlastung auferlegt. Ein erhöhter Belastungsfaktor erhöht die Abwürgengeschwindigkeit und ermöglicht bei scheinbar sicheren Fluggeschwindigkeiten Stalls.

4.9.1 Belastungsfaktoren im Flugzeugdesign #

Die Antwort auf die Frage „Wie stark sollte ein Flugzeug sein?“ wird weitgehend durch die Verwendung bestimmt, der das Flugzeug ausgesetzt ist. Dies ist ein schwieriges Problem, da die maximal möglichen Lasten für den Einsatz in effizienter Konstruktion viel zu hoch sind. Es ist wahr, dass jeder Pilot eine sehr harte Landung oder ein extrem scharfes Hochziehen von einem Tauchgang durchführen kann, was zu abnormalen Belastungen führen würde. Solche extrem abnormalen Lasten müssen jedoch etwas entlassen werden, wenn Flugzeuge gebaut werden, die schnell starten, langsam landen und lohnende Nutzlasten transportieren.

Das Problem der Lastfaktoren bei der Flugzeugkonstruktion besteht darin, die höchsten Belastungsfaktoren zu bestimmen, die im Normalbetrieb in verschiedenen Betriebssituationen zu erwarten sind. Diese Lastfaktoren werden als „Limit-Lastfaktoren“ bezeichnet. Aus Sicherheitsgründen ist es erforderlich, dass das Flugzeug so ausgelegt ist, dass es diesen Lastfaktoren ohne strukturelle Schäden standhält. Obwohl der Code of Federal Regulations (CFR) verlangt, dass die Flugzeugstruktur eineinhalb Mal diese Grenzlastfaktoren ohne Ausfall unterstützen kann, wird akzeptiert, dass sich Teile des Flugzeugs unter diesen Lasten biegen oder verdrehen können und dass einige strukturelle Schäden auftreten können.

Dieser 1,5-Lastgrenzfaktor wird als „Sicherheitsfaktor“ bezeichnet und bietet in gewissem Maße höhere Lasten als die im normalen und angemessenen Betrieb erwarteten Lasten. Diese Kraftreserve ist nicht etwas, das Piloten absichtlich missbrauchen sollten. Vielmehr dient es zum Schutz bei unerwarteten Bedingungen.

Die obigen Überlegungen gelten für alle Ladebedingungen, sei es auf Böen, Manövern oder Landungen. Die Anforderungen an die Böenlastfaktoren sind im Wesentlichen die gleichen wie die, die seit Jahren bestehen. Hunderttausende Betriebsstunden haben sich als ausreichend für die Sicherheit erwiesen. Da der Pilot wenig Kontrolle über die Böenlastfaktoren hat (mit Ausnahme der Geschwindigkeit des Flugzeugs, wenn raue Luft angetroffen wird), sind die Anforderungen an die Böenbelastung für die meisten Flugzeuge vom Typ allgemeiner Luftfahrt unabhängig von ihrer Betriebsnutzung im Wesentlichen gleich. Im Allgemeinen steuern die Böenbelastungsfaktoren das Design von Flugzeugen, die für eine streng nichtakrobatische Verwendung bestimmt sind.

Eine ganz andere Situation gibt es bei der Flugzeugkonstruktion mit Manövrierlastfaktoren. Es ist notwendig, diese Angelegenheit in Bezug auf: (1) Flugzeuge gemäß dem Kategoriesystem (d. H. Normal, Nutzen, akrobatisch) zu diskutieren; und (2) ältere Konstruktionen, die nach Anforderungen gebaut wurden, die keine Betriebskategorien vorsiehten.

Flugzeuge, die unter dem Kategoriesystem entworfen wurden, werden leicht durch ein Plakat im Flugdeck identifiziert, in dem die Betriebskategorie (oder Kategorien) angegeben ist, in der das Flugzeug zertifiziert ist. Die für Flugzeuge in den verschiedenen Kategorien festgelegten maximalen sicheren Lastfaktoren (Limit-Lastfaktoren) sind: Kategorie Grenzlastfaktor Normal 3,8 bis –1,52, Versorgungsunternehmen (Mild Acrobatics, einschließlich Spins) 4,4 bis –1,76, Akrobatik 6,0 –3.00. Bei Flugzeugen mit einem Bruttogewicht von mehr als 4.000 Pfund wird der Grenzlastfaktor reduziert. Zu den oben angegebenen Grenzlasten wird ein Sicherheitsfaktor von 50 Prozent addiert.

Der Lastfaktor steigt mit zunehmender Schwere der Manöver. Das Kategoriesystem sorgt für maximalen Nutzen eines Flugzeugs. Wenn der normale Betrieb alleine beabsichtigt ist, ist der erforderliche Lastfaktor (und folglich das Gewicht des Flugzeugs) geringer als wenn das Flugzeug in Ausbildungs- oder Akrobatikmanövern eingesetzt werden soll, da diese zu höheren Manövrierlasten führen.

Flugzeuge, die nicht die Kategorie Plakat haben, sind Konstruktionen, die unter früheren technischen Anforderungen konstruiert wurden, in denen den Piloten keine betrieblichen Einschränkungen vorgegeben wurden. Für Flugzeuge dieses Typs (bis zu Gewichten von etwa 4.000 Pfund) ist die erforderliche Stärke vergleichbar mit Flugzeugen der heutigen Gebrauchskategorie, und die gleichen Betriebsarten sind zulässig. Bei Flugzeugen dieses Typs über 4.000 Pfund nehmen die Belastungsfaktoren mit dem Gewicht ab. Diese Flugzeuge sollten als vergleichbar mit den Flugzeugen der normalen Kategorie angesehen werden, die unter dem Kategoriesystem entwickelt wurden, und sie sollten entsprechend betrieben werden.

4.9.2 Lastfaktoren in steilen Kurven #

In einer konstanten Höhe, koordinierter Wende in jedem Flugzeug, ist der Lastfaktor das Ergebnis von zwei Kräften: Fliehkraft und Schwerkraft. [Abbildung 4-44] Bei jedem gegebenen Bankwinkel variiert die Fäulnis mit der Fluggeschwindigkeit – je höher die Geschwindigkeit, desto langsamer die Fäulnis. Dies kompensiert die zusätzliche Zentrifugalkraft und lässt den Lastfaktor gleich bleiben.

Abbildung 4-45 zeigt eine wichtige Tatsache über die Windungen: Der Lastfaktor steigt mit einem hervorragenden Kurs, nachdem eine Bank 45 ° oder 50 ° erreicht hat. Der Lastfaktor für jedes Flugzeug in einer 60°-Bank beträgt 2 Gs. Der Lastfaktor in einer 80°-Bank beträgt 5,76 gs. Der Flügel muss diesen Lastfaktoren entsprechen, wenn die Höhe beibehalten werden soll.

Es sollte beachtet werden, wie schnell der Lastfaktor ansteigt, wenn er sich der 90 ° -Banklinie nähert, die er nie ganz erreicht, da eine 90 ° -Bank-, konstante Höhendrehung mathematisch nicht möglich ist. Ein Flugzeug kann um 90° gesandt werden, jedoch nicht in einer koordinierten Kurve. Ein Flugzeug, das in einer 90°-Rutschkurve gehalten werden kann, ist in der Lage, einen geraden Flug mit Messern zu erreichen. Bei etwas mehr als 80° überschreitet der Lastfaktor die Grenze von 6 g, den Grenzlastfaktor eines akrobatischen Flugzeugs.

Für eine koordinierte, konstante Höhendrehung beträgt die ungefähre maximale Bank für das durchschnittliche Luftfahrtflugzeug 60 °. Diese Bank und ihre daraus resultierende notwendige Leistungseinstellung erreichen die Grenze dieses Flugzeugtyps. Eine zusätzliche 10°-Bank erhöht den Belastungsfaktor um ca. 1 g und bringt ihn nahe an die für diese Flugzeuge festgelegte Fließgrenze. [Abbildung 4-46]

4.9.3 Lastfaktoren und Abwürgen #

Jedes Flugzeug kann innerhalb der Grenzen seiner Struktur bei jeder Fluggeschwindigkeit blockiert werden. Wenn eine ausreichend hohe AOA auferlegt wird, bricht der glatte Luftstrom über ein Schaufelblatt auf und trennt sich, was zu einer abrupten Änderung der Flugeigenschaften und einem plötzlichen Auftriebsverlust führt, der zu einem Stillstand führt.

Eine Untersuchung dieses Effekts hat gezeigt, dass die Abwürgengeschwindigkeit des Flugzeugs proportional zur Quadratwurzel des Lastfaktors zunimmt. Dies bedeutet, dass ein Flugzeug mit einer normalen, nicht beschleunigten Abklinggeschwindigkeit von 50 Knoten bei 100 Knoten blockiert werden kann, indem ein Lastfaktor von 4 g induziert wird. Wenn dieses Flugzeug einem Lastfaktor von neun standhalten könnte, könnte es mit einer Geschwindigkeit von 150 Knoten blockiert werden. Ein Pilot sollte sich bewusst sein:

• von der Gefahr, das Flugzeug versehentlich zu blockieren, indem der Lastfaktor wie in einer steilen Kurve oder Spirale erhöht wird;
• Wenn ein Flugzeug absichtlich über seine Geschwindigkeit gesetzt wird, wird ein enormer Belastungsfaktor auferlegt.

Die Abbildungen 4-45 und 4-46 zeigen, dass das Abspannen eines Flugzeugs von mehr als 72 ° in einer steilen Kurve einen Lastfaktor von 3 ergibt und die Abwürgengeschwindigkeit erheblich erhöht wird. Wenn diese Wende in einem Flugzeug mit einer normalen, nicht beschleunigten Abwechslungsgeschwindigkeit von 45 Knoten erfolgt, muss die Fluggeschwindigkeit größer als 75 Knoten gehalten werden, um das Einleiten eines Stalls zu verhindern. Ein ähnlicher Effekt tritt bei einem schnellen Anziehen oder einem Manöver auf, das Lastfaktoren über 1 g erzeugt. Dieser plötzliche, unerwartete Kontrollverlust, insbesondere bei einer steilen Kurvenfahrt oder einem abrupten Aufzug der hinteren Aufzugssteuerung in Bodennähe, hat viele Unfälle verursacht.

Da sich der Lastfaktor mit der Verdoppelung der Stallgeschwindigkeit quadratisch verdoppelt, können enorme Belastungen auf Strukturen auferlegt werden, indem ein Flugzeug mit relativ hohen Geschwindigkeiten abgestellt wird.

Die Höchstgeschwindigkeit, mit der ein Flugzeug sicher blockiert werden kann, wird nun für alle neuen Designs bestimmt. Diese Geschwindigkeit wird als „Design Manövriergeschwindigkeit“ (VA) bezeichnet und muss im von der FAA zugelassenen Flughandbuch für Flugzeuge / Pilotenhandbuch (AFM / POH) aller kürzlich entworfenen Flugzeuge eingetragen werden. Bei älteren Flugzeugen der allgemeinen Luftfahrt beträgt diese Geschwindigkeit ungefähr das 1,7-fache der normalen Standgeschwindigkeit. Somit darf ein älteres Flugzeug, das normalerweise bei 60 Knoten blockiert, niemals bei über 102 Knoten (60 Knoten x 1,7 = 102 Knoten) stehen bleiben. Ein Flugzeug mit einer normalen Abklinggeschwindigkeit von 60 Knoten, die mit 102 Knoten blockiert ist, unterliegt einem Lastfaktor, der dem Quadrat der Geschwindigkeitszunahme entspricht, oder 2,89 gs (1,7 x 1,7 = 2,89 gs). (Die obigen Zahlen sind Annäherungen, die als Orientierungshilfe gelten und nicht die genauen Antworten auf Probleme sind. Die Entwurfs-Manövriergeschwindigkeit sollte anhand der vom Hersteller bereitgestellten Betriebsbeschränkungen des jeweiligen Flugzeugs bestimmt werden.)

Da die Hebelwirkung im Steuerungssystem mit verschiedenen Flugzeugen variiert (einige Typen verwenden „ausgeglichene“ Steuerflächen, andere nicht), kann der auf die Steuerung ausgeübte Druck nicht als Index der in verschiedenen Flugzeugen erzeugten Lastfaktoren akzeptiert werden. In den meisten Fällen können Belastungsfaktoren vom erfahrenen Piloten anhand des Sitzdrucks beurteilt werden. Lastfaktoren können auch mit einem Instrument namens „Beschleunigungsmesser“ gemessen werden, aber dieses Instrument ist in allgemeinen Luftfahrttrainingsflugzeugen nicht üblich. Die Entwicklung der Fähigkeit, Belastungsfaktoren anhand des Gefühls ihrer Wirkung auf den Körper zu beurteilen, ist wichtig. Die Kenntnis dieser Prinzipien ist für die Entwicklung der Fähigkeit, Lastfaktoren abzuschätzen, von wesentlicher Bedeutung.

Eine gründliche Kenntnis der Belastungsfaktoren, die durch unterschiedliche Ausmaße an Ufer und VA induziert werden, hilft bei der Verhinderung von zwei der schwerwiegendsten Arten von Unfällen: Stalls von steilen Kurven oder übermäßiges Manövrieren in Bodennähe; strukturelle Ausfälle während der Akrobatik oder anderer gewalttätiger Manöver, die aus dem Verlust der Kontrolle resultieren.

4.9.4 Lastfaktoren und Flugmanöver #

Bei allen Flugmanövern gelten kritische Belastungsfaktoren mit Ausnahme des nicht beschleunigten geraden Fluges, bei dem immer ein Lastfaktor von 1 g vorhanden ist. Bestimmte in diesem Abschnitt betrachtete Manöver sind bekanntermaßen relativ hohe Lastfaktoren.

4.9.5 Umdrehungen #

Erhöhte Belastungsfaktoren sind ein Merkmal aller Kurvenfahrten. Wie im Abschnitt über Lastfaktoren in steilen Windungen erwähnt, werden Lastfaktoren sowohl für die Flugleistung als auch für die Belastung der Flügelstruktur von Bedeutung, wenn die Bank über ungefähr 45 ° ansteigt.

Der Ertragsfaktor der mittleren Lichtebene wird an einer Bank von ungefähr 70° bis 75° erreicht und die Abwürgengeschwindigkeit wird an einer Bank von etwa 70° um etwa die Hälfte erhöht.

4.9.6 Stände #

Der normale Stall, der vom Geradeausflug oder einem nicht beschleunigten geraden Aufstieg erfolgte, führt nicht zu zusätzlichen Lastfaktoren, die über die 1 g geraden Flug hinausgehen. Wenn der Stall jedoch auftritt, kann dieser Lastfaktor gegen Null reduziert werden, der Faktor, bei dem nichts Gewicht zu haben scheint. Der Pilot erlebt das Gefühl, „frei im Weltraum zu schweben“. Wenn die Aufzugssteuerung durch das Vorwärtsrasten der Aufzugssteuerung bewirkt wird, können negative Lastfaktoren (oder solche, die die Flügel nach unten belasten und den Piloten vom Sitz anheben) erzeugt werden.

Während des Pull-ups nach der Stall-Wiederherstellung werden manchmal signifikante Belastungsfaktoren induziert. Diese können bei übermäßigem Tauchen (und folglich hoher Fluggeschwindigkeit) und abrupten Pullups weiter erhöht werden, um den Flug zu eben. Eins führt in der Regel zum anderen, wodurch der Lastfaktor erhöht wird. Abrupte Klimmzüge bei hohen Tauchgeschwindigkeiten können den Flugzeugstrukturen kritische Lasten auferlegen und wiederkehrende oder sekundäre Ställe erzeugen, indem die AOA auf die des Abwürgens erhöht wird.

Als Verallgemeinerung kann eine Erholung von einem Stall durch Tauchen nur zu Kreuzfahrten oder zur Gestaltung der Fluggeschwindigkeit mit einem allmählichen Anfahren durchgeführt werden, sobald die Fluggeschwindigkeit sicher über dem Stillstand liegt, mit einem Lastfaktor, der 2 oder 2,5 g nicht überschreitet. Ein höherer Lastfaktor sollte niemals erforderlich sein, es sei denn, die Nase des Flugzeugs in der Nähe oder außerhalb der vertikalen Lage oder in extrem niedrigen Höhen, um das Eintauchen in den Boden zu vermeiden, erfolgte.

4.9.7 Drehungen #

Ein stabilisierter Spin unterscheidet sich nicht von einem Stall in einem anderen Element als der Rotation, und die gleichen Belastungsfaktoren gelten für die Spin-Wiederherstellung wie für die Stall-Wiederherstellung. Da Spin-Wiederherstellungen in der Regel mit viel niedrigeren Nasen als bei Stillstandswiederherstellungen durchgeführt werden, sind höhere Fluggeschwindigkeiten und folglich höhere Belastungsfaktoren zu erwarten. Der Belastungsfaktor bei einer ordnungsgemäßen Spin-Wiederherstellung beträgt normalerweise etwa 2,5 g.

Der Belastungsfaktor während eines Spins variiert mit den Spin-Eigenschaften jedes Flugzeugs, liegt jedoch normalerweise leicht über dem 1 g Level-Flug. Dafür gibt es zwei Gründe: Die Fluggeschwindigkeit in einem Spin ist sehr niedrig, normalerweise innerhalb von 2 Knoten der nicht beschleunigten Abwürgengeschwindigkeit. Flugzeuge schwenken und nicht drehen, während es sich im Dreh befindet.

4.9.8 Hochgeschwindigkeitsstände #

Die durchschnittliche Lichtebene ist nicht so gebaut, dass sie dem wiederholten Anlegen von Belastungsfaktoren, die für Hochgeschwindigkeitsställe gemeinsam sind, widersteht. Der für diese Manöver erforderliche Belastungsfaktor führt zu einer Belastung der Flügel und der Heckstruktur, was in den meisten leichten Flugzeugen keine angemessene Sicherheitsmarge hinterlässt.

Die einzige Möglichkeit, wie dieser Block bei einer Fluggeschwindigkeit über dem normalen Abwürgen induziert werden kann, besteht darin, einen zusätzlichen Lastfaktor aufzuerlegen, der durch ein starkes Ziehen an der Aufzugssteuerung bewirkt werden kann. Eine Geschwindigkeit von 1,7-fachem Abwürgen (etwa 102 Knoten in einem Leichtflugzeug mit einer Stallgeschwindigkeit von 60 Knoten) erzeugt einen Lastfaktor von 3 Gs. Für die Akrobatik in Leichtflugzeugen kann nur eine sehr enge Fehlergrenze eingeräumt werden. Um zu veranschaulichen, wie schnell der Lastfaktor mit der Fluggeschwindigkeit zunimmt, würde ein Hochgeschwindigkeitsstopp mit 112 Knoten im selben Flugzeug einen Lastfaktor von 4 g erzeugen.

4.9.9 Chandelles und Lazy Eights #

Eine Chandelle ist eine Kletterkurve mit maximaler Leistung, die von ungefähr gerade- und ebenen Flug beginnt und mit der Fertigstellung einer genauen 180 ° -Drehung in einer nasehohen Einstellung mit minimaler steuerbarer Fluggeschwindigkeit endet. Bei diesem Flugmanöver befindet sich das Flugzeug in einer steilen Kletterkurve und fast Stalls, um bei der Richtungsänderung an Höhe zu gewinnen. Eine Lazy-Acht leitet ihren Namen von der Art und Weise ab, wie die verlängerte Längsachse des Flugzeugs dazu gebracht wird, ein Flugmuster in Form einer auf ihrer Seite liegenden Figur „8“ zu verfolgen. Es wäre schwierig, eine bestimmte Aussage über Lastfaktoren in diesen Manövern zu treffen, da beides glatte, flache Tauchgänge und Klimmzüge beinhaltet. Die anfallenden Belastungsfaktoren hängen direkt von der Geschwindigkeit der Tauchgänge und der Abruptheit der Klimmzüge während dieser Manöver ab.

Je besser das Manöver durchgeführt wird, desto weniger extrem ist der Lastfaktor induziert. Ein Chandelle oder Lazy Eight, bei dem der Pull-up einen Lastfaktor von mehr als 2 g erzeugt, führt nicht zu einem so großen Höhengewinn, und in Flugzeugen mit geringer Leistung kann dies zu einem Nettohöhenverlust führen.

Das sanfteste Pull-up mit einem moderaten Lastfaktor liefert den größten Höhengewinn in einer Chandelle und führt sowohl in Chandelles als auch in Lazy Eight zu einer besseren Gesamtleistung. Die empfohlene Einstiegsgeschwindigkeit für diese Manöver liegt in der Regel nahe der Design-Manövriergeschwindigkeit, die maximale Entwicklung von Lastfaktoren ermöglicht, ohne die Belastungsgrenzen zu überschreiten.

4.9.10 Raue Luft #

Alle standard zertifizierten Flugzeuge sind so ausgelegt, dass sie Belastungen durch Böen mit erheblicher Intensität standhalten. Die Böenlastfaktoren nehmen mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zu, und die für Konstruktionszwecke verwendete Stärke entspricht normalerweise der höchsten Fluggeschwindigkeit. Bei extrem rauer Luft, wie bei Gewittern oder Frontalbedingungen, ist es sinnvoll, die Geschwindigkeit auf die Geschwindigkeit des Designmanövrierens zu reduzieren. Unabhängig von der gehaltenen Geschwindigkeit kann es zu Böen kommen, die Lasten erzeugen können, die die Lastgrenzen überschreiten.

Jedes bestimmte Flugzeug ist mit einer spezifischen G-Belastung ausgelegt, die dem Flugzeug auferlegt werden kann, ohne strukturelle Schäden zu verursachen. Es gibt zwei Arten von Lastfaktoren, die in Bezug auf die Flugzeugkonstruktion, die Grenzlast und die Endlast berücksichtigt werden. Die Grenzlast ist eine Kraft, die auf ein Flugzeug ausgeübt wird, das eine Biegung der Flugzeugstruktur bewirkt, die nicht zur ursprünglichen Form zurückkehrt. Die Endlast ist der auf das Flugzeug über die Grenzlast hinausgehende Lastfaktor und an diesem Punkt erfährt das Flugzeugmaterial strukturelles Versagen (Bruch). Lastfaktoren, die unter der Grenzlast liegen, können ohne die Integrität der Flugzeugstruktur beeinträchtigt werden.

Geschwindigkeiten bis zur Rangiergeschwindigkeit ermöglichen es einem Flugzeug, vor dem Auftreten eines Lastfaktors zu blockieren, der die Grenzlast des Flugzeugs überschreiten würde.

Die meisten AFM / POH enthalten jetzt turbulente Luftdurchdringungsinformationen, die den heutigen Piloten helfen, Flugzeuge sicher zu fliegen, die eine Vielzahl von Geschwindigkeiten und Höhen bieten. Es ist wichtig, dass der Pilot sich daran erinnert, dass die maximalen „Nie überschreiten“-Plakattauchgeschwindigkeiten nur für glatte Luft bestimmt werden. Hochgeschwindigkeitstauchgänge oder Akrobatik mit Geschwindigkeit oberhalb der bekannten Manövriergeschwindigkeit sollten niemals in rauer oder turbulenter Luft durchgeführt werden.

4.9.11 VG-Diagramm #

Die Flugbetriebsstärke eines Flugzeugs wird in einem Diagramm dargestellt, dessen vertikale Skala auf dem Lastfaktor basiert. [Abbildung 4-47] Das Diagramm wird als VG-Diagramm bezeichnet – Geschwindigkeit gegenüber G-Last oder Lastfaktor. Jedes Flugzeug hat ein eigenes VG-Diagramm, das bei einem bestimmten Gewicht und einer bestimmten Höhe gültig ist.

Die Linien der maximalen Aufzugsfähigkeit (gebogene Linien) sind die ersten wichtigen Elemente im VG-Diagramm. Das Flugzeug in der Abbildung 4-47 kann nicht mehr als +1 g bei 62 Meilen pro Stunde entwickeln, wobei die Standgeschwindigkeit des Flugzeugs auf Flügelniveau steht. Da der maximale Lastfaktor mit dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit variiert, beträgt die maximale positive Hubfähigkeit dieses Flugzeugs 2 g bei 92 Meilen pro Stunde, 3 g bei 112 Meilen pro Stunde, 4,4 g bei 137 Meilen pro Stunde und so weiter. Jeder Lastfaktor über dieser Linie ist aerodynamisch nicht verfügbar (d. H. Das Flugzeug kann nicht über die Linie der maximalen Aufzugsfähigkeit fliegen, da es blockiert). Die gleiche Situation besteht für einen negativen Auftriebsflug, mit der Ausnahme, dass die Geschwindigkeit, die erforderlich ist, um einen bestimmten negativen Lastfaktor zu erzeugen, höher ist als die, um denselben positiven Lastfaktor zu erzeugen.

Wird das Flugzeug mit einem positiven Lastfaktor über dem positiven Grenzlastfaktor von 4,4 geflogen, ist eine strukturelle Beschädigung möglich. Wenn das Flugzeug in diesem Bereich betrieben wird, kann es zu einer unangenehmen dauerhaften Verformung der Primärstruktur kommen und es kommt zu einer hohen Rate an Ermüdungsschäden. Betrieb oberhalb des Grenzlastfaktors ist im Normalbetrieb zu vermeiden.

Das VG-Diagramm enthält zwei weitere wichtige Punkte. Ein Punkt ist der Schnittpunkt des positiven Grenzlastfaktors und der Linie der maximalen positiven Auftriebsfähigkeit. Die Fluggeschwindigkeit an diesem Punkt ist die minimale Fluggeschwindigkeit, bei der die Grenzlast aerodynamisch entwickelt werden kann. Jede größere Fluggeschwindigkeit, die über diese hinausgeht, liefert eine positive Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um das Flugzeug zu beschädigen; Umgekehrt bietet eine geringere Fluggeschwindigkeit keine positive Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um Schäden durch übermäßige Fluglasten zu verursachen. Der übliche Begriff für diese Geschwindigkeit ist „Manövriergeschwindigkeit“, da die Berücksichtigung von Unterschall

Die Aerodynamik würde den minimalen nutzbaren Wenderadius oder die Manövrierfähigkeit voraussagen, die unter diesem Zustand auftreten kann. Die Manövergeschwindigkeit ist ein wertvoller Bezugspunkt, da ein Flugzeug, das unter diesem Punkt arbeitet, keine schädliche positive Fluglast erzeugen kann. Jede Kombination aus Manöver und Böen kann keinen Schaden durch übermäßige Luftlast verursachen, wenn das Flugzeug unter der Manövergeschwindigkeit liegt.

Der andere Bedeutungspunkt für das VG-Diagramm ist der Schnittpunkt des negativen Grenzlastfaktors und der maximalen negativen Hubfähigkeit. Jede größere Fluggeschwindigkeit, die über diese hinausgeht, stellt eine negative Auftriebsfähigkeit bereit, die ausreicht, um das Flugzeug zu beschädigen; Eine geringere Fluggeschwindigkeit bietet keine negative Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um das Flugzeug durch übermäßige Fluglasten zu beschädigen.

Die Grenzfluggeschwindigkeit (oder Redline-Geschwindigkeit) ist ein Entwurfsreferenzpunkt für das Flugzeug – dieses Flugzeug ist auf 225 Meilen pro Stunde begrenzt. Wenn der Flug über die Grenzgeschwindigkeit hinaus versucht wird, können strukturelle Schäden oder strukturelle Ausfälle aus einer Vielzahl von Phänomenen resultieren.

Das Flugzeug im Flug ist auf ein Regime von Fluggeschwindigkeiten und GS beschränkt, die die Grenzgeschwindigkeit (oder Redline) nicht überschreiten, den Grenzlastfaktor nicht überschreiten und die maximale Hubfähigkeit nicht überschreiten können. Das Flugzeug muss innerhalb dieser „Umschlag“ betrieben werden, um strukturelle Schäden zu vermeiden und sicherzustellen, dass der erwartete Servicelift des Flugzeugs erhalten wird. Der Pilot muss das VG-Diagramm so schätzen, dass es die zulässige Kombination von Fluggeschwindigkeiten und Lastfaktoren für einen sicheren Betrieb beschreibt. Alle Manöver, Böen oder Böen-Plus-Manöver außerhalb der strukturellen Hülle können strukturelle Schäden verursachen und die Lebensdauer des Flugzeugs effektiv verkürzen.

4.9.12 Wenderate #

Die Drehrate (Rot) ist die Anzahl der Grade (ausgedrückt in Grad pro Sekunde) der Kursänderung, die ein Flugzeug vornimmt. Die Fäulnis kann bestimmt werden, indem die Konstante von 1.091 genommen wird, sie mit der Tangente eines beliebigen Bogenwinkels multipliziert wird und das Produkt durch eine gegebene Fluggeschwindigkeit in Knoten dividiert wird, wie in Abbildung 4-48 dargestellt. Wenn die Fluggeschwindigkeit erhöht wird und die gewünschte Fäulnis konstant sein soll, muss der Winkel der Bank erhöht werden, andernfalls nimmt die Fäulnis ab. Wenn die Fluggeschwindigkeit konstant gehalten wird, erhöht sich ebenfalls die Fäulnis eines Flugzeugs, wenn der Uferwinkel vergrößert wird. Die Formel in den Abbildungen 4-48 bis 4-50 zeigt die Beziehung zwischen Bankwinkel und Fluggeschwindigkeit, da sie die Fäulnis beeinflussen.

HINWEIS: Alle in diesem Abschnitt beschriebenen Fluggeschwindigkeiten sind True AirSpeed (TAS).

Die Fluggeschwindigkeit wirkt sich erheblich auf die Fäulnis eines Flugzeugs aus. Wird die Fluggeschwindigkeit erhöht, wird die Fäulnis verringert, wenn der gleiche Bankwinkel bei niedrigerer Geschwindigkeit verwendet wird. Wenn daher die Fluggeschwindigkeit erhöht wird, wie in Abbildung 4-49 dargestellt, kann geschlossen werden, dass der Winkel der Bank erhöht werden muss, um die gleiche Fäulnis in Abbildung 4-50 zu erreichen.

Was bedeutet das auf einer praktikablen Seite? Wenn eine bestimmte Fluggeschwindigkeit und ein vorgegebener Winkel einen bestimmten Fäulnis erzeugen, können zusätzliche Schlussfolgerungen gezogen werden. Wenn man weiß, dass die Fäulnis eine bestimmte Anzahl von Änderungsgraden pro Sekunde ist, kann die Anzahl der Sekunden, die für die Fahrt um 360 ° (ein Kreis) erforderlich sind, durch einfache Teilung bestimmt werden. Wenn Sie sich beispielsweise mit einem Winkel von 30 ° mit 120 Knoten bewegen, beträgt die Fäulnis 5,25 ° pro Sekunde und es dauert 68,6 Sekunden (360 ° geteilt durch 5,25 = 68,6 Sekunden), um einen vollständigen Kreis zu bilden. Ebenso beträgt die Fäulnis, wenn sie mit 240 Knoten TAs fliegt und einen 30°-Bankwinkel verwendet, nur etwa 2,63° pro Sekunde und es dauert etwa 137 Sekunden, um einen 360°-Kreis zu vervollständigen. Bei Betrachtung der Formel ist jede Erhöhung der Fluggeschwindigkeit direkt proportional zu der Zeit, die das Flugzeug benötigt, um einen Bogen zu befahren.

Warum ist das zu verstehen wichtig? Sobald die Fäulnis verstanden ist, kann ein Pilot den Abstand bestimmen, der erforderlich ist, um die bestimmte Kurve zu machen, die im Umdrehungsradius erklärt wird.

4.9.13 Wenderadius #

Der Abbiegeradius ist direkt mit der Fäulnis verbunden, die zuvor erklärt wurde, ist sowohl eine Funktion des Winkels als auch der Fluggeschwindigkeit. Wird der Bankwinkel konstant gehalten und die Fluggeschwindigkeit erhöht, ändert sich der Radius der Drehung (steigert). Eine höhere Fluggeschwindigkeit bewirkt, dass das Flugzeug aufgrund einer höheren Geschwindigkeit durch einen längeren Bogen fährt. Ein Flugzeug mit 120 Knoten kann einen 360°-Kreis in einem engeren Radius drehen als ein Flugzeug mit 240 Knoten. Um die Fluggeschwindigkeit zu kompensieren, müsste der Uferwinkel erhöht werden.

Der Turnradius (R) kann mit einer einfachen Formel berechnet werden. Der Drehradius ist gleich der Geschwindigkeitsquadrat (V²) geteilt durch das 11,26-fache der Tangente des Uferwinkels. R = V² / (11,26 x Tangente des Uferwinkels).

Anhand der in den Abbildungen 4-48 bis 4-50 angegebenen Beispiele kann der Wenderadius für jede der beiden Geschwindigkeiten berechnet werden. Beachten Sie, dass der Radius bei einer Verdoppelung der Geschwindigkeit quadratisch ist. [Abbildungen 4-51 und 4-52]

Eine andere Möglichkeit, den Drehradius zu bestimmen, ist die Geschwindigkeit bei der Verwendung von Fuß pro Sekunde (fps), π (3.1415) und der Fäulnis. Anhand des Beispiels auf Seite 4-34 in der oberen rechten Spalte wurde festgestellt, dass ein Flugzeug mit einer Fäulnis von 5,25 Grad pro Sekunde 68,6 Sekunden benötigte, um einen vollständigen Kreis zu bilden. Die Geschwindigkeit eines Flugzeugs (in Knoten) kann durch Multiplikation mit einer Konstante von 1,69 in FPS umgewandelt werden. Daher fährt ein Flugzeug mit 120 Knoten (TAS) mit 202,8 fps. Wenn Sie die Geschwindigkeit in fps (202,8) kennen, multipliziert mit der Zeit, die ein Flugzeug benötigt, um einen Kreis zu vervollständigen (68,6 Sekunden), kann die Größe des Kreises bestimmen. 202,8 mal 68,6 entspricht 13.912 Fuß. Das Dividieren durch π ergibt einen Durchmesser von 4,428 Fuß, der, wenn er durch 2 geteilt wird, einem Radius von 2,214 Fuß entspricht [Abbildung 4-53], ein Fuß innerhalb, der durch die Verwendung der Formel in Abbildung 4-51 bestimmt wird.

In Abbildung 4-54 betritt der Pilot eine Schlucht und beschließt, sich um 180 ° zum Ausgang zu drehen. Der Pilot verwendet wiederum einen 30°-Bankwinkel.