Nell’aerodinamica, il fattore di carico è il rapporto tra il carico massimo che un aeromobile può sostenere e il peso lordo dell’aeromobile. Il fattore di carico è misurato in GS (accelerazione di gravità), un’unità di forza uguale alla forza esercitata dalla gravità su un corpo a riposo e indica la forza alla quale un corpo è sottoposto quando viene accelerato. Qualsiasi forza applicata a un aeromobile per deviare il suo volo da una linea retta produce una sollecitazione sulla sua struttura e la quantità di questa forza è il fattore di carico. Sebbene un corso in aerodinamica non sia un prerequisito per ottenere una licenza di pilota, il pilota competente dovrebbe avere una solida conoscenza delle forze che agiscono sull’aereo, l’uso vantaggioso di queste forze e i limiti operativi dell’aereo che viene volato.

Ad esempio, un fattore di carico di 3 significa che il carico totale sulla struttura di un aeromobile è tre volte il suo peso lordo. Poiché i fattori di carico sono espressi in termini di GS, un fattore di carico di 3 può essere parlato di 3 G, o un fattore di carico di 4 come 4 G.

Se un aeromobile viene sollevato da un’immersione, sottoponendo il pilota a 3 GS, verrebbe premuto sul sedile con una forza pari a tre volte il suo peso. Poiché i moderni aeromobili funzionano a velocità significativamente più elevate rispetto agli aerei più vecchi, aumentando l’entità del fattore di carico, questo effetto è diventato una considerazione primaria nella progettazione della struttura di tutti gli aeromobili.

Con la progettazione strutturale di aeromobili progettata per resistere solo a una certa quantità di sovraccarico, una conoscenza dei fattori di carico è diventata essenziale per tutti i piloti. I fattori di carico sono importanti per due motivi: è possibile che un pilota imposti un pericoloso sovraccarico sulle strutture dell’aeromobile. Un aumento del fattore di carico aumenta la velocità di stallo e rende possibili le stalle a velocità di volo apparentemente sicure.

4.9.1 Fattori di carico nella progettazione degli aeromobili #

La risposta alla domanda “Quanto dovrebbe essere forte un aereo?” è determinato in gran parte dall’uso a cui è sottoposto l’aeromobile. Questo è un problema difficile perché i carichi massimi possibili sono troppo elevati per l’uso in una progettazione efficiente. È vero che qualsiasi pilota può effettuare un atterraggio molto duro o un pull up estremamente forte da un’immersione, il che comporterebbe carichi anomali. Tuttavia, tali carichi estremamente anormali devono essere in qualche modo eliminati se vengono costruiti aerei che decollano rapidamente, atterrano lentamente e trasportano carichi utili utili.

Il problema dei fattori di carico nella progettazione dell’aeromobile diventa come determinare i fattori di carico più elevati che ci si può aspettare nel normale funzionamento in varie situazioni operative. Questi fattori di carico sono chiamati “fattori di carico limite”. Per motivi di sicurezza, è necessario che l’aeromobile sia progettato per resistere a questi fattori di carico senza alcun danno strutturale. Sebbene il codice dei regolamenti federali (CFR) richieda che la struttura dell’aeromobile sia in grado di supportare una volta e mezza questi fattori di carico senza guasti, è accettato che parti dell’aeromobile possano piegarsi o torcere sotto questi carichi e che possano verificarsi alcuni danni strutturali.

Questo fattore di limite di carico di 1,5 è chiamato “fattore di sicurezza” e fornisce, in una certa misura, carichi superiori a quelli attesi durante il normale e ragionevole funzionamento. Questa riserva di forza non è qualcosa che i piloti dovrebbero abusare volontariamente; Piuttosto, è lì per la protezione quando si incontrano condizioni impreviste.

Le considerazioni di cui sopra si applicano a tutte le condizioni di carico, siano esse dovute a raffiche, manovre o atterraggi. I requisiti del fattore di carico di raffica ora in vigore sono sostanzialmente gli stessi di quelli che esistono da anni. Centinaia di migliaia di ore operative le hanno dimostrate adeguate per la sicurezza. Poiché il pilota ha scarso controllo sui fattori di carico della raffica (tranne per ridurre la velocità dell’aeromobile quando si incontra aria ruvida), i requisiti di carico della raffica sono sostanzialmente gli stessi per la maggior parte degli aeromobili di tipo aeronautico generale indipendentemente dal loro uso operativo. In genere, i fattori di carico della raffica controllano la progettazione di aeromobili destinati all’uso strettamente non acrobatico.

Esiste una situazione completamente diversa nella progettazione degli aerei con fattori di carico di manovra. È necessario discutere questa questione separatamente rispetto a: (1) aeromobile progettato in conformità con il sistema di categoria (cioè normale, utilità, acrobatico); e (2) progetti più vecchi costruiti in base a requisiti che non prevedevano categorie operative.

Gli aeromobili progettati con il sistema di categoria sono prontamente identificati da un cartello nel ponte di volo, che indica la categoria (o categorie) operative in cui l’aeromobile è certificato. I fattori di carico massimo di sicurezza (limiti fattori di carico limite) specificati per gli aeromobili nelle varie categorie sono: Categoria Fattore di carico limite Normale da 3,8 a –1,52, Utilità (acrobatica mite, inclusi giri) Da 4,4 a –1,76, acrobatico da 6,0 a –3.00. Per aeromobili con peso lordo superiore a 4.000 libbre, il fattore di carico limite viene ridotto. Ai carichi limite indicati sopra, viene aggiunto un fattore di sicurezza del 50 percento.

C’è una graduazione verso l’alto del fattore di carico con la crescente gravità delle manovre. Il sistema di categoria prevede la massima utilità di un aeromobile. Se si intende il solo funzionamento normale, il fattore di carico richiesto (e di conseguenza il peso dell’aeromobile) è inferiore a quello se l’aeromobile deve essere impiegato in addestramento o manovre acrobatiche poiché si traducono in carichi di manovra più elevati.

Gli aerei che non hanno il cartello di categoria sono progetti che sono stati costruiti in base ai precedenti requisiti di ingegneria in cui nessuna restrizione operativa è stata specificamente concessa ai piloti. Per aeromobili di questo tipo (fino a pesi di circa 4.000 libbre), la forza richiesta è paragonabile all’attuale aeromobile di categoria di utilità e sono consentiti gli stessi tipi di funzionamento. Per aeromobili di questo tipo oltre 4.000 libbre, i fattori di carico diminuiscono con il peso. Questi aeromobili dovrebbero essere considerati paragonabili alla categoria di velivoli di categoria normale progettata nel sistema di categoria e dovrebbero essere utilizzati di conseguenza.

4.9.2 Fattori di carico nelle curve ripide #

In un’altitudine costante, svolta coordinata in qualsiasi velivolo, il fattore di carico è il risultato di due forze: forza centrifuga e gravità. [Figura 4-44] Per un dato angolo del banco, il marciume varia con la velocità dell’aria, maggiore è la velocità, più lento è il marciume. Ciò compensa l’aggiunta di una forza centrifuga, consentendo al fattore di carico di rimanere lo stesso.

La Figura 4-45 rivela un fatto importante sulle curve: il fattore di carico aumenta a un tasso formidabile dopo che un banco ha raggiunto 45° o 50°. Il fattore di carico per qualsiasi aeromobile in una banca a 60° è di 2 GS. Il fattore di carico in un banco a 80° è di 5,76 gs. L’ala deve produrre portanza uguale a questi fattori di carico se si vuole mantenere l’altitudine.

Va notato quanto velocemente il fattore di carico che denota la linea aumenta man mano che si avvicina alla linea di banca a 90°, che non raggiunge mai del tutto perché una rotazione di altitudine costante di 90° non è matematicamente possibile. Un aeromobile può essere bloccato a 90°, ma non in una svolta coordinata. Un aereo che può essere tenuto in una curva scivolata a 90° è in grado di volare a coltello dritto. A poco più di 80°, il fattore di carico supera il limite di 6 g, il fattore di carico limite di un aeromobile acrobatico.

Per una svolta di altitudine coordinata e costante, il banco massimo approssimativo per l’aeromobile medio generale dell’aviazione è di 60°. Questa banca e la sua necessaria regolazione della potenza raggiungono il limite di questo tipo di aeromobile. Un ulteriore banco di 10° aumenta il fattore di carico di circa 1 g, portandolo vicino al punto di resa stabilito per questi aeromobili. [Figura 4-46]

4.9.3 Fattori di carico e velocità di stallo #

Qualsiasi aeromobile, entro i limiti della sua struttura, può essere bloccato a qualsiasi velocità. Quando viene imposto un AOA sufficientemente alto, il flusso d’aria regolare su un profilo alare si rompe e si separa, producendo un brusco cambiamento delle caratteristiche di volo e un’improvvisa perdita di portanza, che si traduce in uno stallo.

Uno studio di questo effetto ha rivelato che la velocità di stallo dell’aereo aumenta in proporzione alla radice quadrata del fattore di carico. Ciò significa che un aeromobile con una normale velocità di stallo non accelerata di 50 nodi può essere bloccato a 100 nodi inducendo un fattore di carico di 4 g. Se fosse possibile per questo aereo resistere a un fattore di carico di nove, potrebbe essere bloccato a una velocità di 150 nodi. Un pilota dovrebbe essere consapevole:

• del pericolo di bloccare inavvertitamente l’aeromobile aumentando il fattore di carico, come in una ripida svolta o a spirale;
• Quando si blocca intenzionalmente un aereo al di sopra della sua velocità di manovra di progettazione, viene imposto un enorme fattore di carico.

Le figure 4-45 e 4-46 mostrano che l’incassamento di un aeromobile superiore a 72° in una curva ripida produce un fattore di carico di 3 e la velocità di stallo è aumentata in modo significativo. Se questa svolta viene effettuata in un aeromobile con una normale velocità di stallo non accelerata di 45 nodi, la velocità dell’aria deve essere mantenuta superiore a 75 nodi per evitare di indurre uno stallo. Un effetto simile si verifica in un rapido pull up, o qualsiasi manovra che produce fattori di carico superiori a 1 g. Questa improvvisa perdita di controllo, in particolare in una curva ripida o un’applicazione improvvisa del controllo dell’ascensore posteriore vicino al suolo, ha causato molti incidenti.

Poiché il fattore di carico è al quadrato al doppio della velocità di stallo, possono essere imposti enormi carichi alle strutture bloccando un aeromobile a velocità relativamente elevate.

La velocità massima con cui un aeromobile può essere bloccato in sicurezza è ora determinata per tutti i nuovi progetti. Questa velocità è chiamata “Velocità di manovra di progettazione” (VA) e deve essere inserita nel manuale di volo dell’aereo approvato dalla FAA/Manuale operativo del pilota (AFM/POH) di tutti gli aerei progettati di recente. Per i vecchi aerei dell’aviazione generale, questa velocità è di circa 1,7 volte la normale velocità di stallo. Pertanto, un aeromobile più vecchio che normalmente si blocca a 60 nodi non deve mai essere bloccato a oltre 102 nodi (60 nodi x 1,7 = 102 nodi). Un aeromobile con una normale velocità di stallo di 60 nodi stalli a 102 nodi subisce un fattore di carico pari al quadrato dell’aumento della velocità, o 2,89 g (1,7 x 1,7 = 2,89 g). (Le cifre di cui sopra sono approssimazioni da considerare come guida e non sono le risposte esatte a qualsiasi insieme di problemi. La velocità di manovra di progetto dovrebbe essere determinata dai limiti operativi del particolare velivolo forniti dal produttore.)

Poiché la leva nel sistema di controllo varia a seconda dell’aereo (alcuni tipi utilizzano superfici di controllo “bilanciate” mentre altri no), la pressione esercitata dal pilota sui controlli non può essere accettata come indice dei fattori di carico prodotti in diversi aeromobili. Nella maggior parte dei casi, i fattori di carico possono essere giudicati dal pilota esperto dalla sensazione di pressione del sedile. I fattori di carico possono anche essere misurati da uno strumento chiamato “accelerometro”, ma questo strumento non è comune in generale aeromobile di addestramento dell’aviazione. Lo sviluppo della capacità di giudicare i fattori di carico dalla sensazione del loro effetto sul corpo è importante. La conoscenza di questi principi è essenziale per lo sviluppo della capacità di stimare i fattori di carico.

una conoscenza approfondita dei fattori di carico indotti da vari gradi di banca e del VA ausili nella prevenzione di due dei tipi più gravi di incidenti: stalli da curve ripide o manovre eccessive vicino al suolo; cedimenti strutturali durante le acrobazie o altre manovre violente derivanti dalla perdita di controllo.

4.9.4 Fattori di carico e manovre di volo #

I fattori di carico critici si applicano a tutte le manovre di volo tranne il volo rettilineo non accelerato in cui è sempre presente un fattore di carico di 1 g. È noto che alcune manovre considerate in questa sezione coinvolgono fattori di carico relativamente elevati.

4.9.5 giri #

L’aumento dei fattori di carico è una caratteristica di tutte le curve in bontà. Come notato nella sezione sui fattori di carico nelle curve ripide, i fattori di carico diventano significativi sia per le prestazioni di volo che per la struttura del carico sull’ala poiché la banca aumenta oltre i circa 45°.

Il fattore di rendimento del piano di luce medio viene raggiunto su un banco di circa 70° a 75° e la velocità di stallo viene aumentata di circa la metà in un banco di circa 70°.

4.9.6 Stalle #

Il normale stallo entrato dal volo dritto e livellato, o una salita dritta non accelerata, non produce fattori di carico aggiuntivi oltre l’1 g di volo rettilineo. Quando si verifica lo stallo, tuttavia, questo fattore di carico può essere ridotto verso lo zero, il fattore al quale nulla sembra avere peso. Il pilota prova una sensazione di “fluttuare libero nello spazio”. Se il recupero viene effettuato facendo scattare in avanti il controllo dell’ascensore, possono essere prodotti fattori di carico negativi (o quelli che impongono un carico di carico sulle ali e sollevare il pilota dal sedile).

Durante il pull up dopo il recupero dello stallo, a volte vengono indotti significativi fattori di carico. Questi possono essere ulteriormente aumentati inavvertitamente durante le immersioni eccessive (e di conseguenza l’elevata velocità) e brusche pull up al livello del volo. Uno di solito porta all’altro, aumentando così il fattore di carico. Pull up bruschi ad alte velocità di immersione possono imporre carichi critici sulle strutture degli aeromobili e possono produrre stalli ricorrenti o secondari aumentando l’AOA a quello dello stallo.

Come generalizzazione, un recupero da una stalla effettuata in immersioni solo alla velocità di crociera o di manovra di progettazione, con un graduale pull up non appena la velocità dell’aria è al di sopra dello stallo, può essere effettuata con un fattore di carico non superiore a 2 o 2,5 g. Un fattore di carico più elevato non dovrebbe mai essere necessario a meno che non sia stato effettuato il recupero con il muso dell’aereo vicino o oltre l’assetto verticale, o ad altitudini estremamente basse per evitare di immergersi nel terreno.

4.9.7 Giri #

Uno spin stabilizzato non è diverso da uno stallo in qualsiasi elemento diverso dalla rotazione e le stesse considerazioni sul fattore di carico si applicano al recupero dello spin applicate al recupero dello stallo. Poiché i recuperi di spin di solito vengono effettuati con il naso molto più basso di quanto non è comune nei recuperi di stallo, sono prevedibili velocità aeree più elevate e di conseguenza fattori di carico più elevati. Il fattore di carico in un corretto recupero di rotazione di solito è di circa 2,5 g.

Il fattore di carico durante una rotazione varia con le caratteristiche di rotazione di ciascun aeromobile, ma di solito si trova leggermente al di sopra di 1 g di volo di livello. Ci sono due ragioni per questo: la velocità dell’aria in una rotazione è molto bassa, di solito entro 2 nodi dalle velocità di stallo non accelerate. Pivot dell’aereo, anziché girare, mentre è in rotazione.

4.9.8 Stalle ad alta velocità #

Il piano di luce medio non è costruito per resistere all’applicazione ripetuta di fattori di carico comuni alle stalle ad alta velocità. Il fattore di carico necessario per queste manovre produce una sollecitazione sulle ali e sulla struttura della coda, che non lascia un ragionevole margine di sicurezza nella maggior parte degli aerei leggeri.

L’unico modo in cui questo stallo può essere indotto a una velocità superiore al normale stallo comporta l’imposizione di un fattore di carico aggiuntivo, che può essere ottenuto da una forte attrazione sul controllo dell’elevatore. Una velocità di 1,7 volte in stallo (circa 102 nodi in un aereo leggero con una velocità di stallo di 60 nodi) produce un fattore di carico di 3 GS. Solo un margine di errore molto ristretto può essere consentito per l’acrobazia in aerei leggeri. Per illustrare quanto rapidamente il fattore di carico aumenta con la velocità dell’aria, uno stallo ad alta velocità a 112 nodi nello stesso velivolo produrrebbe un fattore di carico di 4 g.

4.9.9 Chandelles e Lazy Eights #

Una Chandelle è una curva di arrampicata a prestazioni massime che inizia da un volo approssimativamente dritto e livellato e termina al completamento di un preciso giro di 180° in un’assetto al livello delle ali, alto al naso alla velocità minima controllabile. In questa manovra di volo, l’aereo si trova in una ripida curva di arrampicata e quasi si ferma per guadagnare altitudine mentre cambia direzione. Un pigro otto deriva il suo nome dal modo in cui l’asse longitudinale esteso dell’aereo è fatto tracciare un modello di volo sotto forma di una figura “8” che giace su un lato. Sarebbe difficile fare una dichiarazione precisa sui fattori di carico in queste manovre poiché entrambi comportano immersioni lisce e poco profonde e pull up. I fattori di carico sostenuti dipendono direttamente dalla velocità delle immersioni e dalla bruschezza dei pull up durante queste manovre.

Generalmente, migliore viene eseguita la manovra, meno estremo è il fattore di carico indotto. Un Chandelle o un Lazy otto in cui il pull-up produce un fattore di carico maggiore di 2 G non si tradurrà in un aumento di altitudine così grande, e in un velivolo a bassa potenza potrebbe comportare una perdita netta di altitudine.

Il pull up più fluido possibile, con un fattore di carico moderato, offre il maggior aumento di altitudine in una Chandelle e si traduce in una migliore prestazione complessiva sia in Chandelles che in Lazy Eights. La velocità di ingresso raccomandata per queste manovre è generalmente vicino alla velocità di manovra di progettazione del produttore che consente il massimo sviluppo di fattori di carico senza superare i limiti di carico.

4.9.10 Aria ruvida #

Tutti gli aerei certificati standard sono progettati per resistere a carichi imposti da raffiche di notevole intensità. I fattori di carico della raffica aumentano all’aumentare della velocità e la resistenza utilizzata per scopi di progettazione di solito corrisponde alla velocità di volo di livello più alto. In aria estremamente ruvida, come nei temporali o nelle condizioni frontali, è saggio ridurre la velocità alla velocità di manovra del progetto. Indipendentemente dalla velocità trattenuta, potrebbero esserci raffiche che possono produrre carichi che superano i limiti di carico.

Ogni aeromobile specifico è progettato con un carico G specifico che può essere imposto all’aereo senza causare danni strutturali. Esistono due tipi di fattori di carico considerati nella progettazione dell’aeromobile, nel carico limite e nel carico finale. Il carico limite è una forza applicata a un aeromobile che provoca una flessione della struttura dell’aeromobile che non ritorna alla forma originale. Il carico finale è il fattore di carico applicato all’aeromobile oltre il carico limite ea quel punto il materiale dell’aeromobile subisce un cedimento strutturale (rottura). I fattori di carico inferiori al carico limite possono essere sostenuti senza compromettere l’integrità della struttura dell’aeromobile.

Velocità fino a ma non superando la velocità di manovra consente a un aeromobile di bloccarsi prima di subire un aumento del fattore di carico che supererebbe il carico limite dell’aeromobile.

La maggior parte dell’AFM/POH ora include informazioni sulla penetrazione dell’aria turbolenta, che aiutano i piloti di oggi a pilotare in sicurezza aerei in grado di raggiungere un’ampia gamma di velocità e altitudini. È importante che il pilota ricordi che le velocità di immersione del cartello del cartello “mai superate” sono determinate solo per l’aria liscia. Le immersioni ad alta velocità o le acrobazie che coinvolgono la velocità al di sopra della velocità di manovra nota non dovrebbero mai essere praticate in aria ruvida o turbolenta.

4.9.11 diagramma VG #

La forza operativa di volo di un aeromobile è presentata su un grafico la cui scala verticale si basa sul fattore di carico. [Figura 4-47] Il diagramma è chiamato diagramma VG: velocità rispetto a carichi G o fattore di carico. Ogni aeromobile ha il proprio diagramma VG che è valido a un certo peso e altitudine.

Le linee di massima capacità di sollevamento (linee curve) sono i primi elementi importanti nel diagramma VG. L’aereo nella Figura 4-47 è in grado di sviluppare non più di +1 g a 62 mph, la velocità di stallo dell’ala dell’aereo. Poiché il fattore di carico massimo varia con il quadrato della velocità aerea, la capacità di sollevamento massima positiva di questo velivolo è di 2 g a 92 mph, 3 g a 112 mph, 4,4 g a 137 mph e così via. Qualsiasi fattore di carico al di sopra di questa linea non è disponibile aerodinamicamente (cioè, l’aereo non può volare al di sopra della linea di capacità di sollevamento massima perché si blocca). La stessa situazione esiste per il volo di sollevamento negativo con l’eccezione che la velocità necessaria per produrre un dato fattore di carico negativo è superiore a quella per produrre lo stesso fattore di carico positivo.

Se l’aeromobile viene pilotato con un fattore di carico positivo maggiore del fattore di carico limite positivo di 4,4, è possibile un danno strutturale. Quando l’aeromobile viene utilizzato in questa regione, può verificarsi una deformazione permanente discutibile della struttura primaria e si verifica un alto tasso di danni da fatica. Il funzionamento al di sopra del fattore di carico limite deve essere evitato durante il normale funzionamento.

Ci sono altri due punti importanti sul diagramma VG. Un punto è l’intersezione del fattore di carico limite positivo e la linea di massima capacità di sollevamento positiva. La velocità relativa a questo punto è la velocità minima alla quale il carico limite può essere sviluppato aerodinamicamente. Qualsiasi velocità maggiore di questa fornisce una capacità di sollevamento positiva sufficiente a danneggiare l’aereo; Al contrario, qualsiasi velocità relativa inferiore a questa non fornisce una capacità di sollevamento positiva sufficiente a causare danni da carichi di volo eccessivi. Il termine usuale dato a questa velocità è “velocità di manovra”, poiché considerazione del subsonico

L’aerodinamica prevede che il raggio di rotazione o la manovrabilità minime utilizzabili si verificheranno in questa condizione. La velocità di manovra è un punto di riferimento prezioso, poiché un aeromobile che opera al di sotto di questo punto non può produrre un carico di volo positivo dannoso. Qualsiasi combinazione di manovra e raffica non può causare danni dovuti all’eccesso di carico d’aria quando l’aereo è al di sotto della velocità di manovra.

L’altro punto importante sul diagramma VG è l’intersezione del fattore di carico limite negativo e la linea di massima capacità di sollevamento negativa. Qualsiasi velocità maggiore di questa fornisce una capacità di sollevamento negativa sufficiente a danneggiare l’aereo; Qualsiasi velocità inferiore a questa non fornisce una capacità di sollevamento negativa sufficiente a danneggiare l’aereo da carichi di volo eccessivi.

La velocità limite (o velocità della linea rossa) è un punto di riferimento di progettazione per l’aereo: questo velivolo è limitato a 225 mph. Se il volo viene tentato oltre la velocità limite, il danno strutturale o il cedimento strutturale possono derivare da una varietà di fenomeni.

L’aereo in volo è limitato a un regime di velocità e GS che non superano la velocità limite (o linea rossa), non superano il fattore di carico limite e non possono superare la capacità di sollevamento massima. L’aeromobile deve essere utilizzato all’interno di questa “busta” per prevenire danni strutturali e garantire che sia ottenuto il sollevamento di servizio previsto dell’aeromobile. Il pilota deve apprezzare il diagramma VG in quanto descrive la combinazione consentita di velocità e fattori di carico per un funzionamento sicuro. Qualsiasi manovra, raffica o raffica più manovra al di fuori dell’involucro strutturale può causare danni strutturali e ridurre efficacemente la durata dell’aeromobile.

4.9.12 Tasso di turno #

La velocità di svolta (rot) è il numero di gradi (espressi in gradi al secondo) di variazione di rotta che fa un aeromobile. Il marciume può essere determinato prendendo la costante di 1.091, moltiplicandola per la tangente di qualsiasi angolo di sponda e dividendo quel prodotto per una data velocità relativa in nodi come illustrato nella Figura 4-48. Se la velocità dell’aria viene aumentata e il marciume desiderato deve essere costante, l’angolo del banco deve essere aumentato, altrimenti il marciume diminuisce. Allo stesso modo, se la velocità relativa viene mantenuta costante, il marciume di un aeromobile aumenta se l’angolo del banco viene aumentato. La formula nelle figure da 4-48 a 4-50 illustra la relazione tra l’angolo del banco e la velocità dell’aria in quanto influenzano il marciume.

Nota: tutta la velocità relativa discussa in questa sezione è True Airspeed (TAS).

La velocità di trasmissione influisce in modo significativo sul marciume di un aereo. Se la velocità dell’aria viene aumentata, il marciume viene ridotto se si utilizza lo stesso angolo di banco utilizzato alla velocità inferiore. Pertanto, se la velocità relativa viene aumentata come illustrato nella Figura 4-49, si può dedurre che l’angolo del banco deve essere aumentato per ottenere lo stesso marciume ottenuto nella Figura 4-50.

Cosa significa questo da un lato praticabile? Se una data velocità e angolo di banca producono un marciume specifico, è possibile trarre ulteriori conclusioni. Sapendo che il marciume è un dato numero di gradi di variazione al secondo, il numero di secondi che impiega per viaggiare di 360° (un cerchio) può essere determinato mediante una semplice divisione. Ad esempio, se si sposta a 120 nodi con un angolo di inclinazione di 30°, il marciume è di 5,25° al secondo e ci vogliono 68,6 secondi (360° divisi per 5,25 = 68,6 secondi) per creare un cerchio completo. Allo stesso modo, se si vola a 240 nodi TAS e si utilizza un angolo di sponda di 30°, il marciume è solo di circa 2,63° al secondo e ci vogliono circa 137 secondi per completare un cerchio a 360°. Osservando la formula, qualsiasi aumento della velocità è direttamente proporzionale al tempo impiegato dall’aereo per percorrere un arco.

Allora perché è importante capire? Una volta compreso il marciume, un pilota può determinare la distanza richiesta per effettuare quella particolare svolta che è spiegata in raggio di svolta.

4.9.13 Raggio di giro #

Il raggio di svolta è direttamente collegato al marciume, che spiegato in precedenza è una funzione sia dell’angolo del banco che della velocità dell’aria. Se l’angolo di inclinazione viene mantenuto costante e la velocità dell’aria aumenta, il raggio della svolta cambia (aumenta). Una maggiore velocità fa sì che l’aereo viaggi attraverso un arco più lungo a causa di una maggiore velocità. Un aereo che viaggia a 120 nodi è in grado di ruotare un cerchio di 360° in un raggio più stretto rispetto a un aereo che viaggia a 240 nodi. Per compensare l’aumento della velocità, l’angolo del banco dovrebbe essere aumentato.

Il raggio di svolta (R) può essere calcolato utilizzando una formula semplice. Il raggio di svolta è uguale alla velocità quadrata (V²) divisa per 11,26 volte la tangente dell’angolo di sponda. R = V² / (11,26 x tangente dell’angolo di sponda).

Utilizzando gli esempi forniti nelle figure da 4-48 a 4-50, è possibile calcolare il raggio di rotazione per ciascuna delle due velocità. Si noti che se la velocità è raddoppiata, il raggio è al quadrato. [Figure 4-51 e 4-52]

Un altro modo per determinare il raggio di svolta è la velocità nell’usare i piedi al secondo (fps), π (3.1415) e il marciume. Utilizzando l’esempio a pagina 4-34 nella colonna in alto a destra, è stato determinato che un aeromobile con un marciume di 5,25 gradi al secondo richiedeva 68,6 secondi per fare un cerchio completo. La velocità di un aeromobile (in nodi) può essere convertita in FPS moltiplicandola per una costante di 1,69. Pertanto, un aereo che viaggia a 120 nodi (TAS) viaggia a 202,8 fps. Conoscere la velocità in FPS (202.8) moltiplicata per il tempo impiegato da un aeromobile per completare un cerchio (68,6 secondi) può determinare la dimensione del cerchio; 202,8 volte 68,6 equivalgono a 13.912 piedi. Dividendo per π si ottiene un diametro di 4.428 piedi, che quando diviso per 2 equivale a un raggio di 2.214 piedi [Figura 4-53], un piede all’interno di quello determinato mediante l’uso della formula in Figura 4-51.

Nella Figura 4-54, il pilota entra in un canyon e decide di girare di 180° per uscire. Il pilota utilizza un angolo di inclinazione di 30° nel suo turno.