Les données de poids et d’équilibre de l’avion sont des informations importantes pour un pilote qui doit être fréquemment réévaluée. Bien que l’avion ait été pesé pendant le processus de certification, ces données ne sont pas valides indéfiniment. Les modifications ou modifications de l’équipement affectent les données de poids et d’équilibre. Trop souvent, les pilotes réduisent le poids et l’équilibre de l’avion dans une « règle empirique » telle que : « Si j’ai trois passagers, je ne peux charger que 100 gallons de carburant ; quatre passagers, 70 gallons. »

Les calculs de poids et d’équilibre doivent faire partie de chaque briefing avant le vol. Ne présumez jamais que trois passagers ont toujours un poids égal. Au lieu de cela, effectuez un calcul complet de tous les articles à charger sur l’avion, y compris les bagages, ainsi que le pilote et le passager. Il est recommandé de peser tous les sacs pour déterminer avec précision la manière dont l’avion CG est positionné.

L’importance du CG a été soulignée dans la discussion sur la stabilité, la contrôlabilité et les performances. Une distribution de charge inégale provoque des accidents. Un pilote compétent comprend et respecte les effets de CG sur un aéronef. Le poids et l’équilibre sont des éléments essentiels dans l’utilisation d’un aéronef à son plein potentiel. Le pilote doit savoir quelle quantité de carburant peut être chargée sur l’avion sans violer les limites de CG, ainsi que les limites de poids pour effectuer des vols longs ou courts avec ou sans un effectif complet de passagers autorisés. Par exemple, un avion a quatre sièges et peut transporter 60 gallons de carburant. Combien de passagers l’avion peut-il transporter en toute sécurité ? Tous ces sièges peuvent-ils être occupés à tout moment avec les charges de carburant variables ? Quatre personnes qui pèsent chacune 150 livres entraînent un calcul de poids et d’équilibre différent de celui de quatre personnes qui pèsent chacune 200 livres. Le deuxième scénario charge 200 livres supplémentaires sur l’avion et équivaut à environ 30 gallons de carburant.

Le poids supplémentaire peut ou non placer le CG à l’extérieur de l’enveloppe CG, mais le poids brut maximum peut être dépassé. L’excès de poids peut surcharger l’avion et dégrader les performances.

Les aéronefs sont certifiés pour le poids et l’équilibre pour deux raisons principales : l’effet du poids sur la structure principale de l’avion et ses caractéristiques de performance ; L’effet de l’emplacement de ce poids sur les caractéristiques de vol, en particulier dans la récupération et la stabilité du décrochage et du spin.

Les aéronefs, tels que les ballons et le contrôle du poids, ne nécessitent pas de calculs de poids et d’équilibre, car la charge est suspendue sous le mécanisme de levage. La gamme CG de ces types d’avions est telle qu’il est difficile de dépasser les limites de charge. Par exemple, la position du siège arrière et le carburant d’un aéronef de commande de décalage de poids sont aussi proches que possible du point de suspension avec l’avion dans une attitude suspendue. Ainsi, les variations de charge ont peu d’effet sur le CG. Cela vaut également pour le panier de ballon ou la télécabine. Alors que c’est difficile

Le pilote de l’image du haut vole à 120 nœuds. Après avoir pris conscience de l’erreur, le pilote s’incline et utilise un angle de 30° pour inverser le cap. Cet avion nécessite environ 4 000 pieds pour tourner 180° et sort du canyon en toute sécurité. Le pilote de l’image du bas vole à 140 nœuds et utilise également un angle de 30° de banque pour tenter d’inverser le cap. L’avion, bien qu’il ne soit que 20 nœuds plus rapides que l’avion dans l’image du haut, nécessite plus de 6 000 pieds pour inverser la trajectoire de la sécurité. Malheureusement, le canyon ne mesure que 5 000 pieds de diamètre et l’avion atteindra le mur du canyon. Le fait est que la vitesse est le facteur le plus influent pour déterminer la distance nécessaire pour tourner. De nombreux pilotes ont fait l’erreur d’augmenter la pente de leur angle de banque alors qu’une simple réduction de la vitesse aurait été plus appropriée. Pour dépasser les limites de CG dans ces avions, les pilotes ne doivent jamais surcharger un avion car la surcharge cause des dommages structurels et des défaillances. Les calculs de poids et d’équilibre ne sont pas nécessaires, mais les pilotes doivent calculer le poids et rester dans la limite établie par le fabricant.

4.10.1 Effet du poids sur les performances de vol #

Les performances de décollage/escalade et d’atterrissage d’un aéronef sont déterminées sur la base de ses poids maximum autorisés de décollage et d’atterrissage. Un poids brut plus lourd se traduit par une course au décollage plus longue et une montée moins profonde, ainsi qu’une vitesse de touché plus rapide et un roulement d’atterrissage plus long. Même une surcharge mineure peut empêcher l’avion de franchir un obstacle qui, normalement, ne serait pas un problème lors du décollage dans des conditions plus favorables.

Les effets néfastes de la surcharge sur les performances ne se limitent pas aux dangers immédiats liés aux décollages et aux atterrissages. La surcharge a un effet négatif sur toutes les performances de montée et de croisière, ce qui entraîne une surchauffe pendant les montées, une usure accrue sur les pièces du moteur, une consommation de carburant accrue, des vitesses de croisière plus lentes et une portée réduite.

Les constructeurs d’avions modernes fournissent des données de poids et d’équilibre avec chaque avion produit. Généralement, ces informations peuvent être trouvées dans l’AFM/PoH approuvé par la FAA et des graphiques faciles à lire pour déterminer les données de poids et d’équilibre sont maintenant fournis. Les performances et la capacité de charge accrues de ces aéronefs nécessitent une stricte conformité avec les limitations de fonctionnement prescrites par le fabricant. Les écarts par rapport aux recommandations peuvent entraîner des dommages structurels ou une défaillance complète de la structure de l’aéronef. Même si un avion est bien chargé dans les limites maximales de poids, il est impératif que la répartition du poids soit dans les limites de l’emplacement du CG. La brève étude précédente sur l’aérodynamisme et les facteurs de charge indique les raisons de cette précaution. La discussion qui suit est une information de base sur certaines des raisons pour lesquelles les conditions de poids et d’équilibre sont importantes pour le vol en toute sécurité d’un aéronef.

Dans certains avions, il n’est pas possible de remplir tous les sièges, les compartiments à bagages et les réservoirs de carburant, tout en restant dans les limites de poids ou d’équilibre approuvés. Par exemple, dans plusieurs avions populaires à quatre places, les réservoirs de carburant peuvent ne pas être remplis à pleine capacité lorsque quatre occupants et leurs bagages sont transportés. Dans un certain avion à deux endroits, aucun bagage ne peut être transporté dans le compartiment à l’arrière des sièges lorsque les rotations doivent être pratiquées. Il est important qu’un pilote soit conscient des limitations de poids et d’équilibre de l’aéronef volé et des raisons de ces limitations.

4.10.2 Effet du poids sur la structure de l’avion #

L’effet d’un poids supplémentaire sur la structure de l’aile d’un aéronef n’est pas évident. Les exigences de navigabilité exigent que la structure d’un aéronef certifié dans la catégorie normale (dans laquelle les acrobaties sont interdites) doit être suffisamment solide pour résister à un facteur de charge de 3,8 g pour prendre en charge les charges dynamiques causées par les manœuvres et les rafales. Cela signifie que la structure principale de l’avion peut supporter une charge de 3,8 fois le poids brut approuvé de l’aéronef sans défaillance structurelle. Si cela est accepté comme indicatif des facteurs de charge qui peuvent être imposés lors des opérations pour lesquelles l’avion est destiné, une surcharge de 100 livres impose une surcharge structurelle potentielle de 380 livres. La même considération est encore plus impressionnante dans le cas des avions de la catégorie utilité et acrobatique, qui ont des exigences de facteur de charge de 4,4 et 6,0, respectivement.

Les défaillances structurelles qui résultent d’une surcharge peuvent être spectaculaires et catastrophiques, mais elles affectent le plus souvent les composants structurels de manière progressive, difficile à détecter et coûteuse à réparer. La surcharge habituelle a tendance à provoquer un stress cumulé et des dommages qui peuvent ne pas être détectés lors des inspections avant le vol et entraîner une défaillance structurelle plus tard lors d’opérations tout à fait normales. On pense que la contrainte supplémentaire imposée aux parties structurelles par surcharge accélére la survenue de défaillances métalliques de la fatigue.

Une connaissance des facteurs de charge imposée par les manœuvres de vol et les rafales souligne les conséquences d’une augmentation du poids brut d’un aéronef. La structure d’un avion sur le point de subir un facteur de charge de 3 G, comme lors d’une plongée abrupte, doit être préparée à supporter une charge supplémentaire de 300 livres pour chaque augmentation de poids de 100 livres. Il convient de noter que cela serait imposé par l’ajout d’environ 16 gallons de carburant inutile dans un avion particulier. Les aéronefs civils certifiés par la FAA ont été analysés de manière structurelle et testés pour le vol au poids brut maximum autorisé et dans les vitesses affichées pour le type de vols à effectuer. Les vols à des poids supérieurs à ce montant sont tout à fait possibles et sont souvent bien dans les capacités de performance d’un avion. Ce fait ne doit pas induire le pilote en erreur, car le pilote peut ne pas se rendre compte que les charges pour lesquelles l’avion n’a pas été conçue sont imposées sur tout ou partie de la structure.

Lors du chargement d’un avion avec des passagers ou des marchandises, la structure doit être prise en compte. Les sièges, les compartiments à bagages et les planchers de la cabine sont conçus pour une certaine charge ou concentration de charge et pas plus. Par exemple, un compartiment à bagages à avion léger peut être placardé pour 20 livres en raison de la résistance limitée de sa structure de support, même si l’avion peut ne pas être surchargé ou hors des limites de CG avec plus de poids à cet endroit.

4.10.3 Effet du poids sur la stabilité et la contrôlabilité #

La surcharge affecte également la stabilité. Un aéronef stable et contrôlable lorsqu’il est chargé normalement peut avoir des caractéristiques de vol très différentes en cas de surcharge. Bien que la répartition du poids ait l’effet le plus direct sur ce point, une augmentation du poids brut de l’aéronef pourrait avoir un effet néfaste sur la stabilité, quel que soit l’emplacement du CG. La stabilité de nombreux aéronefs certifiés est totalement insatisfaisante si le poids brut est dépassé.

4.10.4 Effet de la répartition des charges #

L’effet de la position du CG sur la charge imposée sur l’aile d’un aéronef en vol est important pour les performances de montée et de croisière. Un avion à chargement avancé est « plus lourd » et par conséquent, plus lent que le même avion avec le CG plus à l’arrière.

La figure 4-55 illustre pourquoi cela est vrai. Avec le chargement vers l’avant, une garniture « nose-up » est requise dans la plupart des avions pour maintenir un vol de croisière à niveau. La garniture de nez consiste à régler les surfaces de la queue pour qu’elles produisent une plus grande charge de descente sur la partie arrière du fuselage, ce qui augmente la charge de l’aile et la portance totale requise de l’aile pour maintenir l’altitude. Cela nécessite un AOA plus élevé de l’aile, ce qui entraîne plus de traînée et, à son tour, produit une vitesse de décrochage plus élevée.

Avec un chargement arrière et une garniture « nose-down », les surfaces de la queue exercent moins de chargement, soulageant l’aile de cette grande charge d’aile et de la portance nécessaire pour maintenir l’altitude. L’AOA requis de l’aile est moindre, donc la traînée est moindre, ce qui permet une vitesse de croisière plus rapide. Théoriquement, une charge neutre sur les surfaces de queue en vol de croisière produirait la performance globale la plus efficace et la vitesse de croisière la plus rapide, mais cela entraînerait également une instabilité. Les avions modernes sont conçus pour nécessiter une charge de charge sur la queue pour la stabilité et la contrôlabilité.

Une indication nulle sur la commande de la languette de garniture n’est pas nécessairement la même chose que la « garniture neutre » en raison de la force exercée par le lavage des ailes et du fuselage sur les surfaces de la queue.

Les effets de la répartition de la charge utile de l’avion ont une influence significative sur ses caractéristiques de vol, même lorsque la charge est dans les limites du CG et le poids brut maximum autorisé. Parmi ces effets, les changements de contrôlabilité, de stabilité et la charge réelle imposées à l’aile sont importants.

Généralement, un avion devient moins contrôlable, surtout à des vitesses de vol lentes, car le CG est déplacé plus à l’arrière. Un aéronef qui récupère proprement d’un spin prolongé avec le CG à une position peut ne pas répondre complètement aux tentatives de récupération normales lorsque le CG est déplacé vers l’arrière d’un ou deux pouces.

Il est courant pour les concepteurs d’aéronefs d’établir une limite de CG à moins d’un pouce du maximum, ce qui permet une récupération normale d’un spin à un tour. Lors de la certification d’un aéronef dans la catégorie des services publics pour autoriser les rotations intentionnelles, la limite de CG AFT est généralement établie à un point de plusieurs centimètres de celle autorisée pour la certification dans la catégorie normale.

Un autre facteur affectant la contrôlabilité, qui est devenu plus important dans les conceptions actuelles des gros avions, est l’effet des bras de moments longs sur les positions d’équipement lourd et de fret. Le même avion peut être chargé au poids brut maximum dans ses limites de CG en concentrant le carburant, les passagers et le fret près du CG de conception, ou en dispersant les charges de carburant et de cargaison dans les réservoirs d’aile et les bacs à cargaison vers l’avant et à l’arrière de la cabine.

Avec le même poids total et le même CG, manœuvrer l’avion ou maintenir un vol en palier dans l’air turbulent nécessite l’application de forces de contrôle plus élevées lorsque la charge est dispersée. Le moment le plus long des bras aux positions des charges de carburant et de cargaison lourds doit être surmonté par l’action des surfaces de contrôle. Un avion avec des réservoirs d’ailes ou des réservoirs à embouts extérieurs a tendance à être lent en cas de roulis lorsque les situations de contrôle sont marginales, tandis qu’un aéronef à nez plein et arrière a tendance à être moins réactif aux commandes de l’ascenseur.

La limite de CG arrière d’un avion est déterminée en grande partie par des considérations de stabilité. Les exigences de navigabilité d’origine pour un certificat de type spécifient qu’un aéronef en vol à une certaine vitesse atténue le déplacement vertical du nez dans un certain nombre d’oscillations. Un avion chargé trop loin vers l’arrière peut ne pas le faire. Au lieu de cela, lorsque le nez est momentanément relevé, il peut alternativement grimper et plonger devenant plus raide à chaque oscillation. Cette instabilité est non seulement inconfortable pour les occupants, mais elle pourrait même devenir dangereuse en rendant l’avion ingérable dans certaines conditions.

La récupération d’un décrochage dans n’importe quel avion devient progressivement plus difficile à mesure que son CG se déplace à l’arrière. Ceci est particulièrement important dans la récupération du spin, car il y a un point de chargement vers l’arrière de tout avion où se développe un spin « plat ». Un spin plat est celui dans lequel la force centrifuge, agissant à travers un CG bien située à l’arrière, éloigne la queue de l’avion de l’axe de la rotation, ce qui rend impossible de faire tomber le nez et de récupérer.

Un avion chargé jusqu’à la limite arrière de sa gamme autorisée CG se comporte différemment dans les virages et les manœuvres de décrochage et a des caractéristiques d’atterrissage différentes de celles qu’il est chargée près de la limite avant.

La limite de CG à terme est déterminée par un certain nombre de considérations. Par mesure de sécurité, il est nécessaire que le dispositif d’ajustement, qu’il soit ou un stabilisateur réglable, soit capable de maintenir l’avion dans une glisse normale avec la mise hors tension. Un aéronef classique doit être capable d’un atterrissage complet et hors tension afin d’assurer une vitesse d’atterrissage minimale en cas d’urgence. Un aéronef de type roue de queue chargé de manière excessive est difficile à rouler, en particulier par vent fort. Il peut être facilement nez en utilisant les freins, et il est difficile d’atterrir sans rebondir car il a tendance à baisser sur les roues car il est ralenti et évasé pour l’atterrissage. Des difficultés de pilotage au sol peuvent survenir dans les aéronefs de type roue-nez, en particulier lors du décollage et du décollage. Pour résumer les effets de la répartition des charges :

• La position CG influence la portance et l’AOA de l’aile, la quantité et la direction de la force sur la queue, et le degré de déviation du stabilisateur nécessaire pour fournir la force de queue appropriée pour l’équilibre. Ce dernier est très important en raison de sa relation avec la force de contrôle des ascenseurs.
• L’avion cale à une vitesse plus élevée avec un emplacement CG avant. En effet, l’AOA de décrochage est atteint à une vitesse plus élevée en raison de la charge accrue des ailes.
• Des forces de contrôle d’ascenseur plus élevées existent normalement avec un emplacement CG vers l’avant en raison de la déviation accrue du stabilisateur nécessaire pour équilibrer l’aéronef.
• L’avion navigue plus vite avec un emplacement CG arrière en raison de la réduction de la traînée. La traînée est réduite car un AOA plus petit et moins de déviation vers le bas du stabilisateur sont nécessaires pour soutenir l’avion et surmonter la tendance au pas de bas.
• L’avion devient moins stable à mesure que le CG est déplacé vers l’arrière. En effet, lorsque le CG est déplacé vers l’arrière, il provoque une augmentation de l’AOA. Par conséquent, la contribution de l’aile à la stabilité de l’avion est maintenant réduite, tandis que la contribution de la queue est toujours stabilisée. Lorsque le point est atteint pour que les contributions de l’aile et de la queue s’équilibrent, la stabilité neutre existe. Tout mouvement CG plus à l’arrière aboutit à un avion instable.
• Un emplacement CG avant augmente le besoin d’une plus grande pression d’ascenseur arrière. L’ascenseur peut ne plus être en mesure de s’opposer à toute augmentation du pas de nez.

Un contrôle adéquat des ascenseurs est nécessaire pour contrôler l’avion tout au long de la plage de vitesse jusqu’au décrochage.

Vous trouverez une discussion détaillée et des informations supplémentaires sur le poids et l’équilibre dans le chapitre 9, Poids et équilibre.