En aérodynamique, le facteur de charge est le rapport de la charge maximale qu’un avion peut supporter au poids brut de l’avion. Le facteur de charge est mesuré en GS (accélération de la gravité), une unité de force égale à la force exercée par la gravité sur un corps au repos et indique la force à laquelle un corps est soumis lors de son accélération. Toute force appliquée à un avion pour dévier son vol d’une ligne droite produit une contrainte sur sa structure, et la quantité de cette force est le facteur de charge. Bien qu’un cours d’aérodynamisme ne soit pas une condition préalable à l’obtention d’une licence de pilote, le pilote compétent doit avoir une solide compréhension des forces qui agissent sur l’aéronef, de l’utilisation avantageuse de ces forces et des limitations de fonctionnement de l’aéronef.

Par exemple, un facteur de charge de 3 signifie que la charge totale sur la structure d’un avion est trois fois son poids brut. Étant donné que les facteurs de charge sont exprimés en termes de GS, un facteur de charge de 3 peut être exprimé en 3 g ou en facteur de charge de 4 s.

Si un avion est tiré vers le haut d’une plongée, soumettant le pilote à 3 G, il ou elle serait pressé sur le siège avec une force égale à trois fois son poids. Étant donné que les avions modernes fonctionnent à des vitesses nettement plus élevées que les avions plus anciens, augmentant l’amplitude du facteur de charge, cet effet est devenu une considération primordiale dans la conception de la structure de tous les avions.

Avec la conception structurelle des aéronefs qui ne supporte qu’une certaine surcharge, une connaissance des facteurs de charge est devenue essentielle pour tous les pilotes. Les facteurs de charge sont importants pour deux raisons : il est possible pour un pilote d’imposer une surcharge dangereuse sur les structures de l’aéronef. Un facteur de charge accru augmente la vitesse de décrochage et rend possible les décrochages à des vitesses de vol apparemment sûres.

4.9.1 Facteurs de charge dans la conception des aéronefs #

La réponse à la question « Quelle est la force d’un avion ? » est déterminée en grande partie par l’utilisation à laquelle l’avion est soumis. Il s’agit d’un problème difficile car les charges maximales possibles sont beaucoup trop élevées pour être utilisées dans une conception efficace. Il est vrai que n’importe quel pilote peut effectuer un atterrissage très dur ou une traction extrêmement aiguë à partir d’une plongée, ce qui entraînerait des charges anormales. Cependant, de telles charges extrêmement anormales doivent être écartées quelque peu si des avions sont construits qui décollent rapidement, atterrissent lentement et transportent des charges utiles intéressantes.

Le problème des facteurs de charge dans la conception de l’avion est de savoir comment déterminer les facteurs de charge les plus élevés auxquels on peut s’attendre en fonctionnement normal dans diverses situations opérationnelles. Ces facteurs de charge sont appelés « Facteurs de charge limite ». Pour des raisons de sécurité, il est nécessaire que l’avion soit conçu pour résister à ces facteurs de charge sans aucun dommage structurel. Bien que le Code of Federal Regulations (CFR) exige que la structure de l’avion soit capable de supporter une fois et demie ces facteurs de charge limite sans défaillance, il est admis que certaines parties de l’avion peuvent se plier ou se tordre sous ces charges et que certains dommages structurels peuvent se produire.

Ce facteur de limite de charge de 1,5 est appelé le « facteur de sécurité » et prévoit, dans une certaine mesure, des charges supérieures à celles attendues dans le cadre d’un fonctionnement normal et raisonnable. Cette réserve de force n’est pas quelque chose que les pilotes devraient abuser volontairement ; Au contraire, il est là pour se protéger lorsque vous rencontrez des conditions inattendues.

Les considérations ci-dessus s’appliquent à toutes les conditions de chargement, qu’elles soient dues à des rafales, des manœuvres ou des atterrissages. Les exigences en matière de facteurs de charge de rafales sont actuellement en vigueur à celles qui existent depuis des années. Des centaines de milliers d’heures d’exploitation ont prouvé qu’elles étaient suffisantes pour la sécurité. Étant donné que le pilote a peu de contrôle sur les facteurs de charge de rafale (sauf pour réduire la vitesse de l’avion lorsque de l’air agité est rencontré), les exigences de chargement des rafales sont sensiblement les mêmes pour la plupart des avions de type aéronautique générale, quelle que soit leur utilisation opérationnelle. En règle générale, les facteurs de charge de rafales contrôlent la conception des aéronefs qui sont destinés à une utilisation strictement non acrobatique.

Une situation totalement différente existe dans la conception d’avions avec des facteurs de charge de manœuvre. Il est nécessaire de discuter de cette question séparément en ce qui concerne : (1) les aéronefs conçus conformément au système de catégories (c’est-à-dire normal, utilitaire, acrobatique) ; et (2) des conceptions plus anciennes construites selon des exigences qui ne prévoyaient pas de catégories opérationnelles.

Les aéronefs conçus dans le cadre du système de catégorie sont facilement identifiés par une pancarte dans le poste de pilotage, qui indique la catégorie opérationnelle (ou les catégories) dans laquelle l’avion est certifié. Les facteurs de charge de sécurité maximum (facteurs de charge limite) spécifiés pour les aéronefs dans les différentes catégories sont les suivants : Catégorie Facteur limite de charge normale 3,8 à –1,52, Utilitaire (acrobaties légères, spins inclus) 4,4 à –1,76, acrobatique 6,0 à –3.00. Pour les aéronefs d’un poids brut supérieur à 4 000 livres, le facteur de charge limite est réduit. Aux charges limites indiquées ci-dessus, un facteur de sécurité de 50 % est ajouté.

Il y a une graduation à la hausse du facteur de charge avec la gravité croissante des manœuvres. Le système de catégories prévoit l’utilité maximale d’un aéronef. Si un fonctionnement normal est prévu, le facteur de charge requis (et par conséquent le poids de l’avion) est inférieur à celui de l’utilisation de l’aéronef lors de l’entraînement ou des manœuvres acrobatiques, car ils entraînent des charges de manœuvre plus élevées.

Les aéronefs qui n’ont pas la catégorie Placard sont des conceptions construites selon des exigences techniques antérieures dans lesquelles aucune restriction opérationnelle n’était spécifiquement accordée aux pilotes. Pour les aéronefs de ce type (jusqu’à des poids d’environ 4 000 livres), la résistance requise est comparable à celle des avions de catégorie utilitaires actuelles, et les mêmes types d’exploitation sont autorisés. Pour les avions de ce type de plus de 4 000 livres, les facteurs de charge diminuent avec le poids. Ces aéronefs devraient être considérés comme étant comparables à ceux de la catégorie normale conçus dans le cadre du système de catégorie, et ils devraient être exploités en conséquence.

4.9.2 Facteurs de charge dans les virages abrupts #

À une altitude constante, virage coordonné dans n’importe quel aéronef, le facteur de charge est le résultat de deux forces : la force centrifuge et la gravité. [Figure 4-44] Pour un angle de banc donné, la pourriture varie avec la vitesse, plus la vitesse est élevée, plus la pourriture est lente. Cela compense la force centrifuge supplémentaire, permettant au facteur de charge de rester le même.

La figure 4-45 révèle un fait important sur les virages : le facteur de charge augmente à un taux formidable après qu’une banque a atteint 45 ° ou 50 °. Le facteur de charge pour tout aéronef dans une banque à 60° est de 2 G. Le facteur de charge dans une banque à 80° est de 5,76 g. L’aile doit produire une portance égale à ces facteurs de charge pour maintenir l’altitude.

Il convient de noter la rapidité avec laquelle la ligne dénotant un facteur de charge augmente à mesure qu’elle approche de la ligne de 90°, qu’elle n’atteint jamais tout à fait, car un virage à 90° à 90° à altitude constante n’est pas mathématiquement possible. Un avion peut être mis à 90°, mais pas dans un virage coordonné. Un aéronef qui peut être maintenu dans un virage à glissement à 90° est capable d’un vol droit au couteau. À un peu plus de 80°, le facteur de charge dépasse la limite de 6 G, le facteur de charge limite d’un avion acrobatique.

Pour un virage coordonné à altitude constante, la banque maximale approximative de l’avion d’aviation générale moyen est de 60°. Cette banque et la puissance nécessaire qui en résulte atteignent la limite de ce type d’avion. Une banque supplémentaire de 10° augmente le facteur de charge d’environ 1 g, le rapprochant de la limite de rendement établie pour ces aéronefs. [Figure 4-46]

4.9.3 Facteurs de charge et vitesses de décalage #

Tout avion, dans les limites de sa structure, peut être bloqué à n’importe quelle vitesse. Lorsqu’un AOA suffisamment élevé est imposé, le flux d’air doux sur un profil aérodynamique se brise et se sépare, provoquant un changement brutal des caractéristiques de vol et une perte de portance soudaine, ce qui entraîne un décrochage.

Une étude de cet effet a révélé que la vitesse de décrochage de l’avion augmente proportionnellement à la racine carrée du facteur de charge. Cela signifie qu’un avion avec une vitesse de calage normale non accélérée de 50 nœuds peut être calé à 100 nœuds en induisant un facteur de charge de 4 G. S’il était possible que cet avion résiste à un facteur de charge de neuf, il pourrait être calé à une vitesse de 150 nœuds. Un pilote doit être conscient :

• du risque de calage par inadvertance de l’avion en augmentant le facteur de charge, comme dans un virage ou une spirale raide ;
• Lorsque vous bloquez intentionnellement un avion au-dessus de sa vitesse de manœuvre de conception, un énorme facteur de charge est imposé.

Les figures 4-45 et 4-46 montrent que la mise en service d’un avion supérieur à 72° dans un virage abrupt produit un facteur de charge de 3 et que la vitesse de décrochage est considérablement augmentée. Si ce virage est effectué dans un avion avec une vitesse de décrochage normale non accélérée de 45 nœuds, la vitesse doit être maintenue supérieure à 75 nœuds pour éviter de provoquer un décrochage. Un effet similaire est ressenti lors d’une traction rapide ou de tout facteur de charge produisant des facteurs de charge supérieurs à 1 g. Cette perte de contrôle soudaine et inattendue, en particulier lors d’un virage brusque ou d’une application brusque de la commande d’ascenseur arrière près du sol, a causé de nombreux accidents.

Étant donné que le facteur de charge est au carré lorsque la vitesse de décrochage double, des charges énormes peuvent être imposées aux structures en calant un avion à des vitesses relativement élevées.

La vitesse maximale à laquelle un avion peut être calé en toute sécurité est désormais déterminée pour toutes les nouvelles conceptions. Cette vitesse est appelée la « vitesse de manœuvre de conception » (VA) et doit être saisie dans le manuel d’exploitation du pilote d’avion approuvé par la FAA / Manuel d’utilisation du pilote (AFM/POH) de tous les avions récemment conçus. Pour les anciens avions d’aviation générale, cette vitesse est d’environ 1,7 fois la vitesse de décrochage normale. Ainsi, un avion plus ancien qui cale normalement à 60 nœuds ne doit jamais être calé à plus de 102 nœuds (60 nœuds x 1,7 = 102 nœuds). Un avion avec une vitesse de calage normale de 60 nœuds au calage à 102 nœuds subit un facteur de charge égal au carré de l’augmentation de la vitesse, soit 2,89 g (1,7 x 1,7 = 2,89 g). (Les chiffres ci-dessus sont des approximations à considérer comme un guide et ne sont pas les réponses exactes à un ensemble de problèmes. La vitesse de manœuvre de conception doit être déterminée à partir des limitations de fonctionnement de l’avion particulier fournies par le fabricant.)

Étant donné que l’effet de levier dans le système de contrôle varie selon les avions (certains types utilisent des surfaces de contrôle « équilibrées » tandis que d’autres ne le font pas), la pression exercée par le pilote sur les commandes ne peut être acceptée comme un indice des facteurs de charge produits dans différents aéronefs. Dans la plupart des cas, les facteurs de charge peuvent être jugés par le pilote expérimenté à partir de la sensation de pression du siège. Les facteurs de charge peuvent également être mesurés par un instrument appelé « accéléromètre », mais cet instrument n’est pas courant dans les avions d’entraînement de l’aviation générale. Le développement de la capacité à juger des facteurs de charge à partir de la sensation de leur effet sur le corps est important. Une connaissance de ces principes est essentielle au développement de la capacité d’estimer les facteurs de charge.

Une connaissance approfondie des facteurs de charge induits par des degrés variables de banque et de la VA aide à prévenir deux des types d’accidents les plus graves : décrochage des virages abrupts ou des manœuvres excessives près du sol ; Défaillances structurelles lors d’acrobaties ou d’autres manœuvres violentes résultant de la perte de contrôle.

4.9.4 Facteurs de charge et manœuvres de vol #

Les facteurs de charge critiques s’appliquent à toutes les manœuvres de vol, à l’exception du vol droit non accéléré où un facteur de charge de 1 g est toujours présent. Certaines manœuvres prises en compte dans cette section impliquent des facteurs de charge relativement élevés.

4.9.5 tours #

Les facteurs de charge accrus sont une caractéristique de tous les virages en banque. Comme indiqué dans la section sur les facteurs de charge dans les virages abrupts, les facteurs de charge deviennent importants à la fois pour les performances de vol et la charge sur la structure de l’aile à mesure que la banque augmente au-delà d’environ 45 °.

Le facteur de rendement du plan de lumière moyen est atteint à une banque d’environ 70° à 75°, et la vitesse de décrochage est augmentée d’environ la moitié d’une banque d’environ 70°.

4.9.6 Stands #

Le décrochage normal entré à partir d’un vol droit et palier, ou d’une montée droite non accélérée, ne produit pas de facteurs de charge supplémentaires au-delà du 1 g de vol droit et palier. Au fur et à mesure que le décrochage se produit, ce facteur de charge peut être réduit à zéro, facteur auquel rien ne semble avoir de poids. Le pilote éprouve une sensation de « flottant librement dans l’espace ». Si la récupération est effectuée en faisant tomber la commande de l’ascenseur vers l’avant, des facteurs de charge négatifs (ou ceux qui imposent une charge de décharge sur les ailes et soulèvent le pilote du siège) peuvent être produits.

Au cours de la récupération après la récupération du décrochage, des facteurs de charge importants sont parfois induits. Ceux-ci peuvent être encore augmentés par inadvertance lors de la plongée excessive (et par conséquent de la vitesse élevée) et des tractions brusques jusqu’au vol en palier. L’un conduit généralement à l’autre, augmentant ainsi le facteur de charge. Des tractions brusques à des vitesses de plongée élevées peuvent imposer des charges critiques aux structures d’aéronefs et peuvent produire des décrochages récurrents ou secondaires en augmentant l’AOA à celui du décrochage.

En général, la récupération d’un décrochage effectuée uniquement en plongeant ou en naufrage ou à la vitesse de conception, avec une traction progressive dès que la vitesse est au-dessus du décrochage, peut être affectée avec un facteur de charge ne dépassant pas 2 ou 2,5 g. Un facteur de charge plus élevé ne devrait jamais être nécessaire à moins que la récupération n’ait été effectuée avec le nez de l’avion proche ou au-delà de l’attitude verticale, ou à des altitudes extrêmement basses pour éviter de plonger dans le sol.

4.9.7 Tours #

Un spin stabilisé n’est pas différent d’un décrochage dans un élément autre que la rotation et les mêmes considérations de facteur de charge s’appliquent à la récupération de spin qu’à la récupération de décrochage. Étant donné que les récupérations de spin sont généralement effectuées avec le nez beaucoup plus bas que ce qui est courant dans les récupérations de décrochage, des vitesses plus élevées et, par conséquent, des facteurs de charge plus élevés sont à prévoir. Le facteur de charge dans une bonne récupération de spin est généralement d’environ 2,5 g.

Le facteur de charge lors d’un spin varie avec les caractéristiques de rotation de chaque avion, mais s’avère généralement légèrement supérieur au 1 g de vol en palier. Il y a deux raisons à cela : la vitesse de rotation dans un spin est très faible, généralement à moins de 2 nœuds des vitesses de décrochage non accélérées. L’avion pivote plutôt qu’il tourne, alors qu’il est en vrille.

4.9.8 Panneaux à grande vitesse #

Le plan de lumière moyen n’est pas conçu pour résister à l’application répétée de facteurs de charge communs aux décrochages à grande vitesse. Le facteur de charge nécessaire à ces manœuvres produit une contrainte sur les ailes et la structure de la queue, ce qui ne laisse pas une marge de sécurité raisonnable dans la plupart des avions légers.

La seule façon dont ce décrochage peut être induite à une vitesse supérieure à la normale implique l’imposition d’un facteur de charge supplémentaire, qui peut être accompli par une traction sévère sur la commande d’ascenseur. Une vitesse de décalage de 1,7 fois (environ 102 nœuds dans un avion léger avec une vitesse de décrochage de 60 nœuds) produit un facteur de charge de 3 G. Seule une marge d’erreur très étroite peut être autorisée pour les acrobaties dans les avions légers. Pour illustrer la rapidité avec laquelle le facteur de charge augmente avec la vitesse, un décrochage à grande vitesse à 112 nœuds dans le même avion produirait un facteur de charge de 4 G.

4.9.9 Chandelles et huit paresseux #

Une Chandelle est un virage d’escalade maximum à partir d’un vol approximativement rectiligne, et se terminant à l’achèvement d’un virage précis de 180° dans une attitude de niveau de nez à la vitesse minimale contrôlable. Dans cette manœuvre de vol, l’avion est dans un virage en pente raide et presque cale pour gagner de l’altitude tout en changeant de direction. Un huit paresseux tire son nom de la manière dont l’axe longitudinal étendu de l’aéronef est amené à tracer un schéma de vol sous la forme d’une figure « 8 » située sur le côté. Il serait difficile de faire une déclaration précise concernant les facteurs de charge dans ces manœuvres, car les deux impliquent des plongées douces et peu profondes. Les facteurs de charge encourus dépendent directement de la vitesse des plongées et de la brusquerie des tractions lors de ces manœuvres.

Généralement, plus la manœuvre est bonne, moins le facteur de charge est extrême induit. Une Chandelle ou un paresseux huit dans laquelle le traction produit un facteur de charge supérieur à 2 GS n’entraînera pas un gain d’altitude aussi important, et dans les avions à faible puissance, cela peut entraîner une perte nette d’altitude.

La traction la plus douce possible, avec un facteur de charge modéré, offre le plus grand gain d’altitude dans une Chandelle et se traduit par une meilleure performance globale à la fois chez Chandelles et paresseux. La vitesse d’entrée recommandée pour ces manœuvres est généralement proche de la vitesse de manœuvre du fabricant, ce qui permet un développement maximal des facteurs de charge sans dépasser les limites de charge.

4.9.10 Air brut #

Tous les avions certifiés standard sont conçus pour résister aux charges imposées par des rafales d’une intensité considérable. Les facteurs de charge de rafale augmentent avec l’augmentation de la vitesse, et la résistance utilisée à des fins de conception correspond généralement à la vitesse de vol de niveau la plus élevée. Dans l’air extrêmement agité, comme dans les orages ou les conditions frontales, il est sage de réduire la vitesse de manœuvre de conception. Quelle que soit la vitesse maintenue, il peut y avoir des rafales qui peuvent produire des charges dépassant les limites de charge.

Chaque avion spécifique est conçu avec un chargement G spécifique qui peut être imposé à l’avion sans causer de dommages structurels. Il existe deux types de facteurs de charge pris en compte dans la conception de l’avion, la charge limite et la charge ultime. La charge limite est une force appliquée à un aéronef qui provoque une flexion de la structure de l’avion qui ne revient pas à la forme d’origine. La charge ultime est le facteur de charge appliqué à l’aéronef au-delà de la charge limite et à quel point le matériau de l’avion subit une défaillance structurelle (casse). Les facteurs de charge inférieurs à la charge limite peuvent être maintenus sans compromettre l’intégrité de la structure de l’aéronef.

Des vitesses allant jusqu’à mais sans dépasser la vitesse de manœuvre permet à un avion de caler avant de connaître une augmentation du facteur de charge qui dépasserait la charge limite de l’avion.

La plupart des AFM/POH comprennent désormais des informations de pénétration de l’air turbulent, qui aident les pilotes d’aujourd’hui à piloter en toute sécurité des avions capables d’une large gamme de vitesses et d’altitudes. Il est important pour le pilote de se rappeler que les vitesses de plongée maximales « jamais excédées » sont déterminées uniquement pour l’air doux. Les plongées à grande vitesse ou les acrobaties impliquant une vitesse supérieure à la vitesse de manœuvre connue ne doivent jamais être pratiquées dans un air brutal ou turbulent.

4.9.11 Schéma VG #

La force de fonctionnement du vol d’un avion est présentée sur un graphique dont l’échelle verticale est basée sur le facteur de charge. [Figure 4-47] Le diagramme s’appelle un diagramme VG – vitesse par rapport aux charges G ou facteur de charge. Chaque avion a son propre diagramme VG qui est valide à un certain poids et altitude.

Les lignes de capacité maximale de levage (lignes courbes) sont les premiers éléments d’importance sur le diagramme VG. L’avion de la figure 4-47 est capable de ne pas développer plus de +1 g à 62 mph, la vitesse de décrochage au niveau de l’aile de l’avion. Étant donné que le facteur de charge maximum varie avec le carré de la vitesse, la capacité de portance positive maximale de cet avion est de 2 g à 92 mph, 3 g à 112 mph, 4,4 g à 137 mph, etc. Tout facteur de charge au-dessus de cette ligne n’est pas disponible de manière aérodynamique (c’est-à-dire que l’avion ne peut pas voler au-dessus de la ligne de capacité de levage maximale parce qu’il cale). La même situation existe pour le vol de levage négatif, à l’exception que la vitesse nécessaire pour produire un facteur de charge négatif donné est supérieure à celle pour produire le même facteur de charge positif.

Si l’aéronef vole à un facteur de charge positif supérieur au facteur de charge limite positive de 4,4, des dommages structurels sont possibles. Lorsque l’aéronef est exploité dans cette région, une déformation permanente de la structure primaire peut avoir lieu et un taux élevé de dommages à la fatigue est encouru. Le fonctionnement au-dessus du facteur de charge limite doit être évité en fonctionnement normal.

Il y a deux autres points importants sur le diagramme VG. Un point est l’intersection du facteur de charge limite positive et de la ligne de capacité de portance positive maximale. La vitesse à ce stade est la vitesse minimale à laquelle la charge limite peut être développée de manière aérodynamique. Toute vitesse supérieure à celle-ci offre une capacité de levage positive suffisante pour endommager l’avion ; À l’inverse, toute vitesse inférieure à celle-ci ne fournit pas une capacité de levage positive suffisante pour causer des dommages causés par des charges de vol excessives. Le terme habituel donné à cette vitesse est la « vitesse de manœuvre », depuis la prise en compte du subsonique

L’aérodynamisme prédirait un rayon de braquage ou une maniabilité minimal utilisable dans cette condition. La vitesse de manœuvre est un point de référence précieux, car un aéronef fonctionnant en dessous de ce point ne peut pas produire une charge de vol positive dommageable. Toute combinaison de manœuvres et de rafales ne peut pas créer de dommages dus à une charge aérienne excessive lorsque l’avion est en dessous de la vitesse de manœuvre.

L’autre point d’importance sur le diagramme VG est l’intersection du facteur de charge limite négative et de la ligne de capacité de levage négative maximale. Toute vitesse supérieure à cela fournit une capacité de levage négative suffisante pour endommager l’avion ; Toute vitesse inférieure à cela n’offre pas une capacité de levage négative suffisante pour endommager l’aéronef en raison de charges de vol excessives.

La vitesse limite (ou vitesse rouge) est un point de référence de conception pour l’avion. Cet avion est limité à 225 mph. Si le vol est tenté au-delà de la vitesse limite, des dommages structurels ou structurels peuvent résulter de divers phénomènes.

L’avion en vol est limité à un régime de vitesses et de GS qui ne dépassent pas la vitesse limite (ou rouge), ne dépassent pas le facteur de charge limite et ne peuvent pas dépasser la capacité maximale de levage. L’aéronef doit être exploité dans cette « enveloppe » pour éviter les dommages structurels et assurer la portance de service anticipée de l’avion. Le pilote doit apprécier le diagramme VG comme décrivant la combinaison admissible de vitesses et de facteurs de charge pour un fonctionnement sûr. Toute manœuvre, rafale ou rafale plus une manœuvre à l’extérieur de l’enveloppe structurelle peut causer des dommages structurels et raccourcir efficacement la durée de vie de l’avion.

4.9.12 Taux de virage #

Le taux de virage (pourriture) est le nombre de degrés (exprimés en degrés par seconde) de changement de cap effectué par un avion. La pourriture peut être déterminée en prenant la constante de 1 091, en la multipliant par la tangente de n’importe quel angle de banc et en divisant ce produit par une vitesse donnée en nœuds comme illustré à la figure 4-48. Si la vitesse est augmentée et que la pourriture souhaitée doit être constante, l’angle de rive doit être augmenté, sinon la pourriture diminue. De même, si la vitesse est maintenue constante, la pourriture d’un avion augmente si l’angle de la banque est augmenté. La formule des figures 4-48 à 4-50 décrit la relation entre l’angle de la banque et la vitesse anéantissante lorsqu’ils affectent la pourriture.

Remarque : Toute la vitesse de l’air dont il est question dans cette section est la vraie vitesse (TAS).

La vitesse d’aération affecte considérablement la pourriture d’un avion. Si la vitesse est augmentée, la pourriture est réduite si l’on utilise le même angle de banque utilisé à la vitesse inférieure. Par conséquent, si la vitesse est augmentée, comme illustré à la figure 4-49, on peut en déduire que l’angle de la banque doit être augmenté pour obtenir la même pourriture obtenue dans la figure 4-50.

Qu’est-ce que cela signifie du côté pratique ? Si une vitesse et un angle de banque donnés produisent une pourriture spécifique, des conclusions supplémentaires peuvent être tirées. Sachant que la pourriture est un nombre donné de degrés de changement par seconde, le nombre de secondes qu’il faut pour parcourir 360° (un cercle) peut être déterminé par simple division. Par exemple, si vous vous déplacez à 120 nœuds avec un angle de 30°, la pourriture est de 5,25° par seconde et il faut 68,6 secondes (360° divisée par 5,25 = 68,6 secondes) pour faire un cercle complet. De même, si vous volez à 240 nœuds de TAS et en utilisant un angle de 30° de banc, la pourriture n’est que d’environ 2,63° par seconde et il faut environ 137 secondes pour terminer un cercle à 360°. En regardant la formule, toute augmentation de la vitesse est directement proportionnelle au temps nécessaire à l’avion pour parcourir un arc.

Alors pourquoi est-ce important de comprendre ? Une fois que la pourriture est comprise, un pilote peut déterminer la distance nécessaire pour effectuer ce virage particulier qui est expliqué dans le rayon de tour.

4.9.13 Rayon de virage #

Le rayon de virage est directement lié à la pourriture, ce qui expliqué précédemment est fonction à la fois de l’angle de la banque et de la vitesse. Si l’angle d’inclinaison est maintenu constant et que la vitesse est augmentée, le rayon du virage change (augmentations). Une vitesse plus élevée fait voyager l’avion à travers un arc plus long en raison d’une plus grande vitesse. Un avion circulant à 120 nœuds est capable de tourner un cercle à 360° dans un rayon plus serré qu’un avion circulant à 240 nœuds. Afin de compenser l’augmentation de la vitesse, l’angle de la banque devrait être augmenté.

Le rayon de virage (R) peut être calculé à l’aide d’une formule simple. Le rayon de virage est égal à la vitesse au carré (V²) divisée par 11,26 fois la tangente de l’angle de banc. R = V² / (11,26 x tangente de l’angle de banc).

En utilisant les exemples fournis aux figures 4-48 à 4-50, le rayon de spire pour chacune des deux vitesses peut être calculé. Notez que si la vitesse est doublée, le rayon est au carré. [Figures 4-51 et 4-52]

Une autre façon de déterminer le rayon de virage est la vitesse d’utilisation des pieds par seconde (fps), π (3,1415) et la pourriture. En utilisant l’exemple de la page 4-34 dans la colonne supérieure droite, il a été déterminé qu’un avion avec une pourriture de 5,25 degrés par seconde nécessitait 68,6 secondes pour faire un cercle complet. La vitesse d’un avion (en nœuds) peut être convertie en FPS en la multipliant par une constante de 1,69. Par conséquent, un avion voyageant à 120 nœuds (TAS) voyage à 202,8 fps. Connaître la vitesse en fps (202,8) multiplié par le temps qu’un avion met pour terminer un cercle (68,6 secondes) peut déterminer la taille du cercle ; 202,8 fois 68,6 équivaut à 13 912 pieds. Diviser par π donne un diamètre de 4 428 pieds, divisé par 2 égal à un rayon de 2 214 pieds [Figure 4-53], un pied à l’intérieur de celui déterminé par l’utilisation de la formule de la figure 4-51.

Dans la figure 4-54, le pilote entre dans un canyon et décide de tourner 180° pour sortir. Le pilote utilise un angle de 30° de banc à son tour.