I dati di peso e bilanciamento dell’aeromobile sono informazioni importanti per un pilota che deve essere rivalutato frequentemente. Sebbene l’aeromobile sia stato pesato durante il processo di certificazione, questi dati non sono validi a tempo indeterminato. Le modifiche o le modifiche alle apparecchiature influiscono sul peso e sui dati di bilanciamento. Troppo spesso i piloti riducono il peso dell’aereo e l’equilibrio in una “regola pratica” come: “Se ho tre passeggeri, posso caricare solo 100 galloni di carburante; quattro passeggeri, 70 galloni”.

Il calcolo del peso e dell’equilibrio dovrebbe far parte di ogni briefing preflight. Non dare mai per scontato che tre passeggeri abbiano sempre lo stesso peso. Invece, fai un calcolo completo di tutti gli articoli da caricare sull’aereo, compreso il bagaglio, nonché il pilota e il passeggero. Si raccomanda di pesare tutti i sacchi per effettuare un calcolo preciso di come è posizionato il CG dell’aeromobile.

L’importanza del CG è stata sottolineata nella discussione sulla stabilità, la controllabilità e le prestazioni. La distribuzione diseguale del carico provoca incidenti. Un pilota competente comprende e rispetta gli effetti del CG su un aeromobile. Il peso e l’equilibrio sono componenti fondamentali nell’utilizzo di un aeromobile al massimo delle sue potenzialità. Il pilota deve sapere quanto carburante può essere caricato sull’aeromobile senza violare i limiti di CG, nonché limiti di peso per condurre voli lunghi o brevi con o senza un completo completo di passeggeri consentiti. Ad esempio, un aereo ha quattro posti e può trasportare 60 galloni di carburante. Quanti passeggeri può trasportare in sicurezza l’aereo? Tutti quei sedili possono essere sempre occupati con i diversi carichi di carburante? Quattro persone che pesano ciascuna 150 libbre portano a un calcolo del peso e dell’equilibrio diverso rispetto a quattro persone che pesano ciascuna 200 libbre. Il secondo scenario carica ulteriori 200 libbre sull’aereo ed è pari a circa 30 galloni di carburante.

Il peso aggiuntivo può o meno posizionare il CG all’esterno dell’inviluppo CG, ma il peso lordo massimo potrebbe essere superato. Il peso in eccesso può sovraccaricare l’aereo e degradare le prestazioni.

Gli aeromobili sono certificati per il peso e l’equilibrio per due ragioni principali: l’effetto del peso sulla struttura primaria dell’aeromobile e le sue caratteristiche prestazionali; L’effetto della posizione di questo peso sulle caratteristiche di volo, in particolare nel recupero e nella stabilità dello stallo e dello spin.

Gli aerei, come i palloncini e il controllo dello spostamento del peso, non richiedono calcoli di peso e bilanciamento perché il carico è sospeso al di sotto del meccanismo di sollevamento. La gamma CG in questi tipi di aeromobili è tale che è difficile superare i limiti di carico. Ad esempio, la posizione del sedile posteriore e il carburante di un aeromobile di controllo dello spostamento del peso sono il più vicino possibile al punto di sospensione con l’aeromobile in atteggiamento sospeso. Pertanto, le variazioni di carico hanno scarso effetto sul CG. Questo vale anche per il cesto di palloncini o la gondola. Mentre è difficile

Il pilota nell’immagine in alto vola a 120 nodi. Dopo aver realizzato l’errore, il pilota si appoggia forte e utilizza un angolo di inclinazione di 30° per invertire la rotta. Questo aereo richiede circa 4.000 piedi per girare di 180° e lo esce dal canyon in sicurezza. Il pilota nell’immagine in basso vola a 140 nodi e utilizza anche un angolo di sponda di 30° nel tentativo di invertire la rotta. L’aereo, sebbene vola solo 20 nodi più veloce dell’aereo nell’immagine in alto, richiede oltre 6.000 piedi per invertire la rotta verso la sicurezza. Sfortunatamente, il canyon è largo solo 5.000 piedi e l’aereo colpirà il muro del canyon. Il punto è che la velocità dell’aria è il fattore più influente nel determinare quanta distanza è necessaria per girare. Molti piloti hanno commesso l’errore di aumentare la pendenza del loro angolo di sponda quando una semplice riduzione della velocità sarebbe stata più appropriata. Per superare i limiti di CG in questi velivoli, i piloti non dovrebbero mai sovraccaricare un aereo perché il sovraccarico provoca danni strutturali e guasti. Il calcolo del peso e dell’equilibrio non è richiesto, ma i piloti dovrebbero calcolare il peso e rimanere entro il limite stabilito dal produttore.

4.10.1 Effetto del peso sulle prestazioni di volo #

Il decollo/salita e le prestazioni di atterraggio di un aeromobile sono determinate sulla base del suo massimo decollo e pesi di atterraggio consentiti. Un peso lordo più pesante si traduce in una corsa di decollo più lunga e una salita meno profonda, una velocità di atterraggio più veloce e un tiro di atterraggio più lungo. Anche un lieve sovraccarico può rendere impossibile per l’aeromobile eliminare un ostacolo che normalmente non sarebbe un problema durante il decollo in condizioni più favorevoli.

Gli effetti dannosi del sovraccarico sulle prestazioni non si limitano ai pericoli immediati legati ai decolli e agli atterraggi. Il sovraccarico ha un effetto negativo su tutte le prestazioni di salita e crociera che porta al surriscaldamento durante le salite, all’aggiunta di parti del motore, all’aumento del consumo di carburante, alle velocità di crociera più basse e alla portata ridotta.

I produttori di aeromobili moderni forniscono dati di peso e bilanciamento con ogni aeromobile prodotto. In genere, queste informazioni possono essere trovate nell’AFM/POH approvato dalla FAA e ora vengono forniti grafici di facile lettura per determinare il peso e i dati di equilibrio. L’aumento delle prestazioni e della capacità di carico di questi aeromobili richiedono una stretta aderenza alle limitazioni operative prescritte dal produttore. Le deviazioni dalle raccomandazioni possono provocare danni strutturali o guasto completo della struttura dell’aeromobile. Anche se un aeromobile è caricato bene entro i limiti di peso massimo, è imperativo che la distribuzione del peso rientri nei limiti della posizione del CG. Il precedente breve studio dell’aerodinamica e dei fattori di carico indica le ragioni di questa precauzione. La discussione seguente contiene informazioni di base su alcuni dei motivi per cui le condizioni di peso e equilibrio sono importanti per il volo sicuro di un aeromobile.

In alcuni aeromobili, non è possibile riempire tutti i sedili, i vani bagagli e i serbatoi del carburante e rimanere comunque entro limiti di peso o equilibrio approvati. Ad esempio, in diversi popolari velivoli a quattro posti, i serbatoi del carburante potrebbero non essere riempiti al massimo quando vengono trasportati quattro occupanti e il loro bagaglio. In un certo velivolo a due posti, nessun bagaglio può essere trasportato nello scompartimento a poppa dei sedili quando si devono praticare le rotazioni. È importante che un pilota sia consapevole del peso e dei limiti di bilanciamento dell’aeromobile in volo e delle ragioni di queste limitazioni.

4.10.2 Effetto del peso sulla struttura dell’aeromobile #

L’effetto del peso aggiuntivo sulla struttura ad ala di un aeromobile non è immediatamente evidente. I requisiti di aeronavigabilità prescrivono che la struttura di un aeromobile certificata nella categoria normale (in cui le acrobazie sono vietate) devono essere sufficientemente forti da resistere a un fattore di carico di 3,8 g per prendersi cura dei carichi dinamici causati da manovre e raffiche. Ciò significa che la struttura primaria dell’aeromobile può sopportare un carico di 3,8 volte il peso lordo approvato dell’aeromobile senza che si verifichi un cedimento strutturale. Se questo è accettato come indicativo dei fattori di carico che possono essere imposti durante le operazioni per le quali l’aeromobile è destinato, un sovraccarico di 100 libbre impone un potenziale sovraccarico strutturale di 380 libbre. La stessa considerazione è ancora più impressionante nel caso di aeromobili di utilità e categoria acrobatica, che hanno requisiti di fattore di carico rispettivamente di 4,4 e 6,0.

I guasti strutturali che derivano dal sovraccarico possono essere drammatici e catastrofici, ma più spesso influenzano progressivamente i componenti strutturali in un modo difficile da rilevare e costoso da riparare. Il sovraccarico abituale tende a causare sollecitazioni cumulative e danni che potrebbero non essere rilevati durante le ispezioni preflight e provocare un cedimento strutturale successivamente durante le operazioni del tutto normali. Si ritiene che la sollecitazione aggiuntiva posta sulle parti strutturali mediante sovraccarico acceleri il verificarsi di rotture di fatica metallica.

La conoscenza dei fattori di carico imposta dalle manovre di volo e dalle raffiche sottolinea le conseguenze di un aumento del peso lordo di un aeromobile. La struttura di un aeromobile che sta per subire un fattore di carico di 3 g, come nel recupero da un’immersione ripida, deve essere preparata a resistere a un carico aggiuntivo di 300 libbre per ogni aumento di peso di 100 libbre. Va notato che ciò sarebbe imposto dall’aggiunta di circa 16 galloni di carburante non necessario in un particolare aeromobile. Gli aerei civili certificati FAA sono stati analizzati strutturalmente e testati per il volo al massimo peso lordo autorizzato e entro le velocità indicate per il tipo di voli da eseguire. I voli a pesi superiori a questo importo sono del tutto possibili e spesso rientrano nelle capacità prestazionali di un aeromobile. Questo fatto non dovrebbe fuorviare il pilota, poiché il pilota potrebbe non rendersi conto che i carichi per i quali l’aereo non è stato progettato vengono imposti a tutta o parte della struttura.

Nel caricare un aeromobile con passeggeri o merci, la struttura deve essere presa in considerazione. I sedili, i vani bagagli e i pavimenti delle cabine sono progettati per un certo carico o concentrazione di carico e non di più. Ad esempio, uno scomparto per bagaglio leggero può essere placcato per 20 libbre a causa della forza limitata della sua struttura di supporto anche se l’aereo potrebbe non essere sovraccarico o fuori dai limiti di CG con più peso in quella posizione.

4.10.3 Effetto del peso sulla stabilità e controllabilità #

Il sovraccarico influisce anche sulla stabilità. Un aeromobile stabile e controllabile quando viene caricato normalmente può avere caratteristiche di volo molto diverse in caso di sovraccarico. Sebbene la distribuzione del peso abbia l’effetto più diretto su questo, ci si può aspettare che un aumento del peso lordo dell’aeromobile abbia un effetto negativo sulla stabilità, indipendentemente dalla posizione del CG. La stabilità di molti velivoli certificati è completamente insoddisfacente se il peso lordo viene superato.

4.10.4 Effetto della distribuzione del carico #

L’effetto della posizione del CG sul carico imposto all’ala di un aeromobile in volo è significativo per le prestazioni di salita e crociera. Un aereo con carico in avanti è “più pesante” e di conseguenza più lento dello stesso velivolo con il CG più a poppa.

La Figura 4-55 illustra perché questo è vero. Con il caricamento in avanti, nella maggior parte degli aerei è richiesto il rivestimento “naso-up” per mantenere il volo di crociera a livello. L’assetto del naso verso l’alto comporta l’impostazione delle superfici della coda per produrre un carico discendente maggiore sulla parte di poppa della fusoliera, che si aggiunge al carico dell’ala e alla portanza totale richiesta dall’ala se si vuole mantenere l’altitudine. Ciò richiede un AOA più alto dell’ala, che si traduce in una maggiore resistenza e, a sua volta, produce una velocità di stallo più elevata.

Con il carico di poppa e il rivestimento “naso-in giù”, le superfici della coda esercitano un carico inferiore, alleviando l’ala di quel carico e sollevamento delle ali necessari per mantenere l’altitudine. L’AOA dell’ala richiesto è inferiore, quindi la resistenza è inferiore, consentendo una velocità di crociera più veloce. Teoricamente, un carico neutro sulle superfici della coda durante il volo di crociera produrrebbe le prestazioni complessive più efficienti e la velocità di crociera più veloce, ma comporterebbe anche instabilità. Gli aerei moderni sono progettati per richiedere un carico di carico sulla coda per stabilità e controllabilità.

Un’indicazione zero sul controllo della linguetta di assetto non è necessariamente la stessa di “Trim neutro” a causa della forza esercitata dal downwash dalle ali e dalla fusoliera sulle superfici della coda.

Gli effetti della distribuzione del carico utile dell’aeromobile hanno un’influenza significativa sulle sue caratteristiche di volo, anche quando il carico è entro i limiti CG e il peso lordo massimo consentito. Importanti tra questi effetti sono i cambiamenti nella controllabilità, nella stabilità e nel carico effettivo imposto sull’ala.

In genere, un aereo diventa meno controllabile, specialmente a velocità di volo lente, poiché il CG viene spostato più a poppa. Un aereo che si riprende in modo pulito da un giro prolungato con il CG in una posizione potrebbe non rispondere completamente ai normali tentativi di recupero quando il CG viene spostato a poppa di uno o due pollici.

È pratica comune per i progettisti di aeromobili stabilire un limite di CG di poppa che si trova entro un pollice dal massimo che consente il normale recupero da un giro di un giro. Quando si certifica un aeromobile nella categoria di utilità per consentire rotazioni intenzionali, il limite di CG di poppa viene solitamente stabilito a un punto di diversi pollici in avanti rispetto a quello consentito per la certificazione nella categoria normale.

Un altro fattore che influisce sulla controllabilità, che è diventato più importante negli attuali progetti di aeromobili di grandi dimensioni, è l’effetto dei bracci a lungo momento sulle posizioni delle attrezzature pesanti e del carico. Lo stesso aeromobile può essere caricato al massimo del peso lordo entro i suoi limiti di CG concentrando carburante, passeggeri e merci vicino al CG di progetto, o disperdendo carichi di carburante e cargo nei serbatoi alari e nei contenitori di carico a prua ea poppa della cabina.

Con lo stesso peso totale e CG, manovrare l’aeromobile o mantenere il volo livellato in aria turbolenta richiede l’applicazione di maggiori forze di controllo quando il carico viene disperso. I bracci del momento più lungo alle posizioni dei carichi pesanti e del carico devono essere superati dall’azione delle superfici di controllo. Un aereo con serbatoi ali fuoribordo o serbatoi di punta tende ad essere lento nel rollio quando le situazioni di controllo sono marginali, mentre uno con i contenitori per il carico completo del muso e di poppa tende a essere meno reattivo ai controlli dell’ascensore.

Il limite di CG all’indietro di un aeromobile è determinato in gran parte da considerazioni di stabilità. I requisiti di aeronavigabilità originali per un certificato di tipo specificano che un aeromobile in volo a una certa velocità smorza lo spostamento verticale del muso entro un certo numero di oscillazioni. Un aereo caricato troppo all’indietro potrebbe non farlo. Invece, quando il naso viene momentaneamente tirato su, può alternativamente salire e tuffarsi diventando più ripidi ad ogni oscillazione. Questa instabilità non è solo scomoda per gli occupanti, ma potrebbe persino diventare pericolosa rendendo l’aereo ingestibile in determinate condizioni.

Il recupero da una stalla in qualsiasi aereo diventa progressivamente più difficile man mano che il suo CG si muove a poppa. Ciò è particolarmente importante nel recupero della rotazione, poiché c’è un punto nel carico all’indietro di qualsiasi aeromobile in cui si sviluppa una rotazione “piatta”. Una rotazione piatta è quella in cui la forza centrifuga, agendo attraverso un CG posizionato bene nella parte posteriore, estrae la coda dell’aereo lontano dall’asse della rotazione, rendendo impossibile abbassare il muso e recuperare.

Un aeromobile caricato fino al limite posteriore della sua gamma CG consentita gestisce in modo diverso a curve e manovre di stallo e ha caratteristiche di atterraggio diverse rispetto a quando è caricato vicino al limite di avanzamento.

Il limite di CG in avanti è determinato da una serie di considerazioni. Come misura di sicurezza, è necessario che il dispositivo di rifilatura, sia a linguetta che stabilizzatore regolabile, sia in grado di tenere l’aereo in una normale planata allo spegnimento. Un aeromobile convenzionale deve essere in grado di atterrare completamente in stallo, spegnimento per garantire la velocità di atterraggio minima in caso di emergenza. Un aeromobile a ruota di coda caricato eccessivamente pesante è difficile da rullare, in particolare con i venti forti. Può essere facilmente annusato mediante l’uso dei freni, ed è difficile atterrare senza rimbalzare poiché tende a cadere sulle ruote poiché viene rallentato e svasato per l’atterraggio. Difficoltà di sterzata a terra possono verificarsi negli aerei del tipo a ruota anteriore, in particolare durante il rollio di atterraggio e il decollo. Per riassumere gli effetti della distribuzione del carico:

• La posizione CG influenza la portanza e l’AOA dell’ala, la quantità e la direzione della forza sulla coda e il grado di deflessione dello stabilizzatore necessario per fornire la forza di coda corretta per l’equilibrio. Quest’ultimo è molto importante per la sua relazione con la forza di controllo dell’ascensore.
• L’aereo si blocca a una velocità più elevata con una posizione di CG in avanti. Questo perché l’AOA di stallo viene raggiunto a una velocità maggiore a causa dell’aumento del carico alare.
• Normalmente esistono forze di controllo dell’ascensore più elevate con una posizione CG in avanti a causa della maggiore deflessione dello stabilizzatore necessaria per bilanciare l’aereo.
• L’aereo naviga più velocemente con una posizione in CG a poppa a causa della resistenza ridotta. La resistenza è ridotta perché per sostenere l’aereo è necessaria una minore AOA e una minore deflessione verso il basso dello stabilizzatore per sostenere l’aereo e superare la tendenza al beccheggio a testa bassa.
• L’aereo diventa meno stabile quando il CG viene spostato all’indietro. Questo perché quando il CG viene spostato all’indietro provoca un aumento dell’AOA. Pertanto, il contributo dell’ala alla stabilità dell’aeromobile è ora ridotto, mentre il contributo di coda è ancora stabilizzante. Quando viene raggiunto il punto che i contributi dell’ala e della coda bilanciano, esiste una stabilità neutra. Qualsiasi movimento CG più a poppa si traduce in un aeromobile instabile.
• Una posizione in CG in avanti aumenta la necessità di una maggiore pressione dell’ascensore posteriore. L’ascensore potrebbe non essere più in grado di opporsi a qualsiasi aumento del pitching naso-basso.

È necessario un adeguato controllo dell’ascensore per controllare l’aereo per tutta la gamma di velocità fino alla stalla.

Una discussione dettagliata e ulteriori informazioni relative al peso e all’equilibrio possono essere trovate nel Capitolo 9, Peso e bilanciamento.