In de aerodynamica is de belastingsfactor de verhouding van de maximale belasting die een vliegtuig kan dragen tot het brutogewicht van het vliegtuig. De belastingsfactor wordt gemeten in GS (versnelling van de zwaartekracht), een eenheid van kracht gelijk aan de kracht die wordt uitgeoefend door zwaartekracht op een lichaam in rust en geeft de kracht aan waaraan een lichaam wordt onderworpen wanneer het wordt versneld. Elke kracht die op een vliegtuig wordt uitgeoefend om zijn vlucht van een rechte lijn af te weren, veroorzaakt een belasting op zijn structuur, en de hoeveelheid van deze kracht is de belastingsfactor. Hoewel een cursus aerodynamica geen voorwaarde is voor het verkrijgen van een vliegbrevet, moet de competente piloot een goed begrip hebben van de krachten die op het vliegtuig werken, het voordelige gebruik van deze krachten en de operationele beperkingen van het vliegtuig dat wordt gevlogen.

Een belastingsfactor van 3 betekent bijvoorbeeld dat de totale belasting op de structuur van een vliegtuig drie keer het brutogewicht is. Aangezien belastingsfactoren worden uitgedrukt in termen van GS, kan een belastingsfactor van 3 worden genoemd als 3 GS, of een belastingsfactor van 4 als 4 Gs.

Als een vliegtuig uit een duik wordt getrokken, waarbij de piloot wordt onderworpen aan 3 GS, zou hij of zij met een kracht gelijk aan drie keer zijn of haar gewicht in de stoel worden gedrukt. Aangezien moderne vliegtuigen met aanzienlijk hogere snelheden werken dan oudere vliegtuigen, waardoor de omvang van de belastingsfactor toeneemt, is dit effect een primaire overweging geworden bij het ontwerp van de structuur van alle vliegtuigen.

Met het structurele ontwerp van vliegtuigen die gepland zijn om slechts een zekere mate van overbelasting te weerstaan, is kennis van belastingsfactoren essentieel geworden voor alle piloten. Belastingsfactoren zijn om twee redenen belangrijk: het is mogelijk dat een piloot een gevaarlijke overbelasting op de vliegtuigstructuren oplegt. Een verhoogde belastingsfactor verhoogt de afslagsnelheid en maakt stalling mogelijk bij schijnbaar veilige vliegsnelheden.

4.9.1 Belastingsfactoren in vliegtuigontwerp #

Het antwoord op de vraag “Hoe sterk moet een vliegtuig zijn?” wordt grotendeels bepaald door het gebruik waaraan het vliegtuig wordt onderworpen. Dit is een moeilijk probleem omdat de maximaal mogelijke belastingen veel te hoog zijn voor gebruik in een efficiënt ontwerp. Het is waar dat elke piloot een zeer harde landing kan maken of een extreem scherpe pull-up van een duik, wat zou resulteren in abnormale belastingen. Dergelijke extreem abnormale belastingen moeten echter enigszins worden afgewezen als vliegtuigen worden gebouwd die snel opstijgen, langzaam landen en waardevolle ladingen vervoeren.

Het probleem van belastingsfactoren in het ontwerp van vliegtuigen wordt hoe de hoogste belastingsfactoren kunnen worden bepaald die kunnen worden verwacht in normale werking in verschillende operationele situaties. Deze belastingsfactoren worden “beperkende belastingsfactoren” genoemd. Om veiligheidsredenen is het vereist dat het vliegtuig is ontworpen om deze belastingsfactoren zonder structurele schade te weerstaan. Hoewel de Code of Federal Regulations (CFR) vereist dat de vliegtuigstructuur anderhalf keer deze limietbelastingsfactoren kan ondersteunen zonder te falen, wordt aangenomen dat delen van het vliegtuig onder deze belasting kunnen buigen of draaien en dat er enige structurele schade kan optreden.

Deze factor van 1,5 belastingslimiet wordt de “factor van veiligheid” genoemd en biedt tot op zekere hoogte belastingen die hoger zijn dan verwacht onder normale en redelijke werking. Deze krachtreserve is niet iets dat piloten opzettelijk zouden moeten misbruiken; Het is er eerder voor bescherming bij het tegenkomen van onverwachte omstandigheden.

De bovenstaande overwegingen zijn van toepassing op alle belastingsomstandigheden, of ze nu te wijten zijn aan windstoten, manoeuvres of landingen. De vereisten voor de windvlaagbelasting zijn nu in wezen hetzelfde als die welke al jaren bestaan. Honderdduizenden operationele uren hebben bewezen dat ze voldoende zijn voor de veiligheid. Omdat de piloot weinig controle heeft over de windvlaagbelastingsfactoren (behalve om de snelheid van het vliegtuig te verminderen wanneer ruwe lucht wordt aangetroffen), zijn de windvlaagbelastingsvereisten in wezen hetzelfde voor de meeste vliegtuigen van het type algemene luchtvaart, ongeacht hun operationele gebruik. Over het algemeen regelen de windvlaagfactoren het ontwerp van vliegtuigen die bedoeld zijn voor strikt niet-nacrobatisch gebruik.

Er is een heel andere situatie in het ontwerp van vliegtuigen met manoeuvreerende belastingsfactoren. Het is noodzakelijk om deze kwestie afzonderlijk te bespreken met betrekking tot: (1) vliegtuigen ontworpen in overeenstemming met het categoriesysteem (d.w.z. normaal, nut, acrobatisch); en (2) oudere ontwerpen gebouwd volgens vereisten die niet in operationele categorieën voorzien.

Vliegtuigen die onder het categoriesysteem zijn ontworpen, worden gemakkelijk geïdentificeerd door een plakkaat in de cockpit, waarin de operationele categorie (of categorieën) waarin het vliegtuig is gecertificeerd, vermeldt. De maximale veilige belastingsfactoren (beperkingsbelastingsfactoren) gespecificeerd voor vliegtuigen in de verschillende categorieën zijn: Categoriebegrenzingsfactor normaal 3,8 tot –1,52, nut (milde acrobatiek, inclusief spins) 4,4 tot –1,76, acrobatische 6,0 tot –3.00. Voor vliegtuigen met een brutogewicht van meer dan 4.000 pond wordt de limietbelastingsfactor verminderd. Aan de hierboven gegeven limietbelastingen wordt een veiligheidsfactor van 50 procent toegevoegd.

Er is een opwaartse graduatie in belastingsfactor met de toenemende ernst van de manoeuvres. Het categoriesysteem zorgt voor maximaal nut van een vliegtuig. Als alleen de normale werking is bedoeld, is de vereiste belastingsfactor (en bijgevolg het gewicht van het vliegtuig) minder dan wanneer het vliegtuig moet worden gebruikt in training of acrobatische manoeuvres, omdat ze leiden tot hogere manoeuvreerbelastingen.

Vliegtuigen die niet de categorie plakkaat hebben, zijn ontwerpen die zijn geconstrueerd onder eerdere technische vereisten waarin geen operationele beperkingen specifiek aan de piloten werden gegeven. Voor vliegtuigen van dit type (tot ongeveer 4.000 pond gewichten) is de vereiste sterkte vergelijkbaar met de huidige vliegtuigen van nutsvoorzieningen en zijn dezelfde soorten operaties toegestaan. Voor vliegtuigen van dit type meer dan 4.000 pond, nemen de belastingsfactoren af met het gewicht. Deze vliegtuigen moeten worden beschouwd als vergelijkbaar met de normale categorie vliegtuigen die onder het categoriesysteem zijn ontworpen, en ze moeten dienovereenkomstig worden geëxploiteerd.

4.9.2 Belastingsfactoren in steile bochten #

In een constante hoogte, gecoördineerde bocht in elk vliegtuig, is de belastingsfactor het resultaat van twee krachten: centrifugale kracht en zwaartekracht. [Figuur 4-44] Voor een bepaalde bankhoek varieert de rot met de luchtsnelheid – hoe hoger de snelheid, hoe langzamer de rot. Dit compenseert de extra centrifugale kracht, waardoor de belastingsfactor hetzelfde blijft.

Figuur 4-45 onthult een belangrijk feit over bochten: de belastingsfactor neemt toe met een geweldig tempo nadat een bank 45° of 50° heeft bereikt. De belastingsfactor voor elk vliegtuig in een 60° bank is 2 GS. De belastingsfactor in een 80° bank is 5,76 GS. De vleugel moet een lift produceren die gelijk is aan deze belastingsfactoren als de hoogte moet worden gehandhaafd.

Opgemerkt moet worden hoe snel de lijn die de belastingsfactor aanduidt, stijgt als deze de 90°-banklijn nadert, die het nooit helemaal bereikt omdat een 90° gebogen, constante hoogtedraai wiskundig niet mogelijk is. Een vliegtuig mag tot 90° worden gestort, maar niet in een gecoördineerde bocht. Een vliegtuig dat kan worden vastgehouden in een 90 ° slippende bocht, is in staat om een rechte mes te vliegen. Bij iets meer dan 80° overschrijdt de belastingsfactor de limiet van 6 GS, de limietbelastingsfactor van een acrobatisch vliegtuig.

Voor een gecoördineerde bocht met constante hoogte is de geschatte maximale bank voor het gemiddelde luchtvaartvliegtuig 60°. Deze bank en haar resulterende noodzakelijke vermogensinstelling bereiken de limiet van dit type vliegtuig. Een extra bank van 10° verhoogt de belastbaarheid met ongeveer 1 g, waardoor deze dicht bij het opbrengstpunt voor deze vliegtuigen komt. [Figuur 4-46]

4.9.3 Laadfactoren en afslagsnelheden #

Elk vliegtuig, binnen de grenzen van zijn structuur, kan bij elke luchtsnelheid worden stilgelegd. Wanneer een voldoende hoge AOA wordt opgelegd, breekt de soepele luchtstroom over een vleugelprofiel af en scheidt, waardoor een abrupte verandering van vliegkenmerken en een plotseling verlies van lift ontstaat, wat resulteert in een stalling.

Een studie van dit effect heeft aangetoond dat de afslagsnelheid van het vliegtuig toeneemt in verhouding tot de vierkantswortel van de belastingsfactor. Dit betekent dat een vliegtuig met een normale niet-versnelde stallingsnelheid van 50 knopen kan worden geblokkeerd met 100 knopen door een belastingsfactor van 4 g te induceren. Als het mogelijk zou zijn voor dit vliegtuig om een belastingsfactor van negen te weerstaan, zou het kunnen worden vastgezet met een snelheid van 150 knopen. Een piloot moet zich bewust zijn:

• van het gevaar dat het vliegtuig onbedoeld wordt stilgelegd door de belastingsfactor te verhogen, zoals in een steile bocht of spiraal;
• Wanneer een vliegtuig opzettelijk boven zijn ontwerpmanoeuvreersnelheid afslaat, wordt een enorme belastingsfactor opgelegd.

Figuren 4-45 en 4-46 laten zien dat het bankieren van een vliegtuig van meer dan 72° in een steile bocht een belastingsfactor van 3 produceert, en de afslagsnelheid wordt aanzienlijk verhoogd. Als deze bocht wordt gemaakt in een vliegtuig met een normale, niet-versnelde afslagsnelheid van 45 knopen, moet de luchtsnelheid meer dan 75 knopen worden gehouden om een stalling te voorkomen. Een soortgelijk effect wordt ervaren bij een snelle pull-up, of een manoeuvre die belastingsfactoren boven 1 g produceert. Dit plotselinge, onverwachte verlies van controle, vooral in een steile bocht of abrupte toepassing van de achterliftbediening bij de grond, heeft veel ongelukken veroorzaakt.

Aangezien de belastingsfactor in het kwadraat is naarmate de afslagsnelheid verdubbelt, kunnen enorme belastingen worden uitgeoefend op constructies door een vliegtuig bij relatief hoge luchtsnelheden te laten afslaan.

De maximale snelheid waarmee een vliegtuig veilig kan worden stilgelegd, wordt nu bepaald voor alle nieuwe ontwerpen. Deze snelheid wordt de “design manoeuvreersnelheid” (VA) genoemd en moet worden ingevoerd in de door de FAA goedgekeurde vlieghandleiding/piloot’s Operating Handbook (AFM/POH) van alle recent ontworpen vliegtuigen. Voor oudere vliegtuigen van de algemene luchtvaart is deze snelheid ongeveer 1,7 keer de normale afslagsnelheid. Een ouder vliegtuig dat normaal gesproken 60 knopen afslaat, mag dus nooit worden stilgelegd bij meer dan 102 knopen (60 knopen x 1,7 = 102 knopen). Een vliegtuig met een normale slingersnelheid van 60 knopen die tot 102 knopen vastliep, ondergaat een belastingsfactor die gelijk is aan het kwadraat van de toename in snelheid, of 2,89 gs (1,7 x 1,7 = 2,89 gs). (De bovenstaande cijfers zijn benaderingen die als richtlijn moeten worden beschouwd en zijn niet de exacte antwoorden op een reeks problemen. De ontwerpmanoeuvreersnelheid moet worden bepaald uit de operationele beperkingen van het specifieke vliegtuig door de fabrikant.)

Aangezien de hefboomwerking in het besturingssysteem varieert met verschillende vliegtuigen (sommige typen maken gebruik van “gebalanceerde” stuuroppervlakken, terwijl andere dat niet doen), kan de druk die door de piloot op de bedieningselementen wordt uitgeoefend, niet worden geaccepteerd als een index van de belastingsfactoren die in verschillende vliegtuigen worden geproduceerd. In de meeste gevallen kunnen belastingsfactoren worden beoordeeld door de ervaren piloot op basis van het gevoel van stoeldruk. Belastingsfactoren kunnen ook worden gemeten door een instrument dat een “accelerometer” wordt genoemd, maar dit instrument is niet gebruikelijk in trainingsvliegtuigen voor algemene luchtvaart. De ontwikkeling van het vermogen om belastingsfactoren te beoordelen op basis van het gevoel van hun effect op het lichaam is belangrijk. Kennis van deze principes is essentieel voor de ontwikkeling van het vermogen om belastingsfactoren te schatten.

een grondige kennis van belastingsfactoren die worden veroorzaakt door verschillende gradaties van bank en de VA-hulpmiddelen bij het voorkomen van twee van de meest ernstige soorten ongevallen: stallen van steile bochten of overmatig manoeuvreren bij de grond; Structurele storingen tijdens acrobatiek of andere gewelddadige manoeuvres als gevolg van verlies van controle.

4.9.4 Laadfactoren en vluchtmanoeuvres #

Kritische belastingsfactoren zijn van toepassing op alle vluchtmanoeuvres, behalve de niet-versnelde rechte vlucht, waarbij altijd een belastingsfactor van 1 g aanwezig is. Van bepaalde manoeuvres die in deze sectie worden overwogen, is bekend dat ze relatief hoge belastingsfactoren met zich meebrengen.

4.9.5 beurten #

Verhoogde belastingsfactoren zijn een kenmerk van alle gebankte bochten. Zoals opgemerkt in de sectie over belastingsfactoren in steile bochten, worden belastingsfactoren significant voor zowel de vliegprestaties als de belasting op de vleugelstructuur, aangezien de bank verder toeneemt dan ongeveer 45°.

De opbrengstfactor van het gemiddelde lichtvlak wordt bereikt bij een oever van ongeveer 70° tot 75°, en de slaatsnelheid wordt met ongeveer de helft verhoogd bij een oever van ongeveer 70°.

4.9.6 Stalls #

De normale stal die wordt ingevoerd door straight-and-level vlucht, of een niet-versnelde rechte klim, produceert geen extra belastingsfactoren die verder gaan dan de 1 g straight-and-level vlucht. Naarmate de stalling echter optreedt, kan deze belastingsfactor worden teruggebracht tot nul, de factor waarbij niets lijkt te hebben gewicht. De piloot ervaart een gevoel van ‘zwevend vrij in de ruimte’. Als het herstel wordt bewerkstelligd door de liftbediening naar voren te breken, kunnen negatieve belastingsfactoren (of degenen die een neerwaartse belasting op de vleugels opleggen en de piloot van de stoel tillen) worden geproduceerd.

Tijdens de pull-up na het herstel van de stal worden soms significante belastingsfactoren geïnduceerd. Deze kunnen onbedoeld verder worden verhoogd tijdens overmatig duiken (en bijgevolg hoge luchtsnelheid) en abrupte pull-ups naar een niveauvlieg. De ene leidt meestal tot de andere, waardoor de belastingsfactor toeneemt. Abrupte pull-ups bij hoge duiksnelheden kunnen kritieke belastingen opleggen aan vliegtuigstructuren en kunnen terugkerende of secundaire stallen veroorzaken door de AOA te verhogen tot die van afslaan.

Als generalisatie kan een herstel van een stal gemaakt door alleen te cruisen of ontwerpmanoeuvreerende luchtsnelheid, met een geleidelijke pull-up zodra de luchtsnelheid veilig boven het afslaan is, worden bewerkstelligd met een belastingsfactor die niet hoger is dan 2 of 2,5 g. Een hogere belastingsfactor zou nooit nodig moeten zijn, tenzij herstel is uitgevoerd met de neus van het vliegtuig dichtbij of buiten de verticale houding, of op extreem lage hoogten om te voorkomen dat u in de grond duikt.

4.9.7 Spins #

Een gestabiliseerde spin verschilt niet van een stalling in een ander element dan rotatie en dezelfde overwegingen van de belastingsfactor zijn van toepassing op spinterugwinning zoals van toepassing is op STAL-herstel. Aangezien spinterugwinningen meestal worden uitgevoerd met de neus veel lager dan gebruikelijk is bij kraamherstel, zijn hogere luchtsnelheden en bijgevolg hogere belastingsfactoren te verwachten. De belastingsfactor bij een goed spinherstel blijkt meestal ongeveer 2,5 gs te zijn.

De belastingsfactor tijdens een spin varieert met de spinkarakteristieken van elk vliegtuig, maar blijkt meestal iets boven de 1 g vlakke vlucht te liggen. Hier zijn twee redenen voor: de luchtsnelheid in een spin is erg laag, meestal binnen 2 knopen van de niet-versnelde afslagsnelheden. Vliegtuig draait in plaats van draait, terwijl het in een spin is.

4.9.8 Snelle stallen #

Het gemiddelde lichtvlak is niet gebouwd om bestand te zijn tegen de herhaalde toepassing van belastingsfactoren die gebruikelijk zijn bij stallen met hoge snelheid. De belastingsfactor die nodig is voor deze manoeuvres veroorzaakt een spanning op de vleugels en de staartstructuur, wat geen redelijke veiligheidsmarge achterlaat in de meeste lichte vliegtuigen.

De enige manier waarop deze stal kan worden geïnduceerd bij een luchtsnelheid boven normaal afslaan, is het opleggen van een toegevoegde belastingsfactor, die kan worden bereikt door een ernstige trekkracht aan de liftbediening. Een snelheid van 1,7 keer de toerentalsnelheid (ongeveer 102 knopen in een licht vliegtuig met een afslagsnelheid van 60 knopen) produceert een belastingsfactor van 3 gs. Alleen een zeer smalle marge voor fouten kan worden toegestaan voor acrobatiek in lichte vliegtuigen. Om te illustreren hoe snel de belastingsfactor toeneemt met de luchtsnelheid, zou een hogesnelheidsstall bij 112 knopen in hetzelfde vliegtuig een belastingsfactor van 4 GS produceren.

4.9.9 Chandelles en luie achten #

Een chandelle is een maximale prestatie-klimbocht die begint bij ongeveer straight-and-level vlucht en eindigt bij het voltooien van een nauwkeurige 180° bocht in een vleugelniveau, neushoge houding bij de minimaal regelbare luchtsnelheid. In deze vluchtmanoeuvre bevindt het vliegtuig zich in een steile klim en loopt bijna af om hoogte te krijgen terwijl ze van richting verandert. Een luie acht ontleent zijn naam aan de manier waarop de verlengde lengteas van het vliegtuig is gemaakt om een vluchtpatroon in de vorm van een figuur “8” op zijn kant te traceren. Het zou moeilijk zijn om een duidelijke uitspraak te doen over belastingsfactoren in deze manoeuvres, aangezien beide betrekking hebben op soepele, ondiepe duiken en pull-ups. De belastingfactoren die worden opgelopen, zijn direct afhankelijk van de snelheid van de duiken en de abrupte van de pull-ups tijdens deze manoeuvres.

Over het algemeen geldt dat hoe beter de manoeuvre wordt uitgevoerd, hoe minder extreem de belastingsfactor wordt geïnduceerd. Een chandelle of luie acht waarin de pull-up een belastingsfactor van meer dan 2 gs produceert, zal niet resulteren in een grote winst in hoogte, en in vliegtuigen met een laag vermogen kan dit leiden tot een nettoverlies van hoogte.

De soepelste pull-up die mogelijk is, met een matige belastingsfactor, levert de grootste winst in hoogte in een chandelle en resulteert in een betere algehele prestatie in zowel chandelles als luie achten. De aanbevolen instapsnelheid voor deze manoeuvres ligt over het algemeen in de buurt van de ontwerpsnelheid van de fabrikant, waardoor maximale ontwikkeling van belastingsfactoren mogelijk is zonder de belastingslimieten te overschrijden.

4.9.10 Ruwe lucht #

Alle standaard gecertificeerde vliegtuigen zijn ontworpen om bestand te zijn tegen belastingen die worden opgelegd door windstoten van aanzienlijke intensiteit. Windvlaagbelastingsfactoren nemen toe met toenemende luchtsnelheid en de sterkte die voor ontwerpdoeleinden wordt gebruikt, komt meestal overeen met de vliegsnelheid van het hoogste niveau. In extreem ruwe lucht, zoals bij onweer of frontale omstandigheden, is het verstandig om de snelheid naar de manoeuvreersnelheid van het ontwerp te verminderen. Ongeacht de snelheid die wordt vastgehouden, kunnen er windstoten zijn die belasting kunnen produceren die de belastingslimieten overschrijden.

Elk specifiek vliegtuig is ontworpen met een specifieke G-belasting die aan het vliegtuig kan worden opgelegd zonder structurele schade aan te richten. Er zijn twee soorten belastingsfactoren die worden meegewogen in het ontwerp van het vliegtuig, limietbelasting en uiteindelijke belasting. De limietbelasting is een kracht die wordt uitgeoefend op een vliegtuig die een buiging van de vliegtuigstructuur veroorzaakt die niet terugkeert naar de oorspronkelijke vorm. De uiteindelijke belasting is de belastingsfactor die wordt toegepast op het vliegtuig buiten de limietbelasting en op welk punt het vliegtuigmateriaal structureel faalt (breuk). Belastingsfactoren die lager zijn dan de limietbelasting kunnen worden volgehouden zonder de integriteit van de vliegtuigstructuur in gevaar te brengen.

Snelheden tot maar niet overschrijdend de manoeuvreersnelheid stelt een vliegtuig in staat om te stoppen voordat een toename van de belastingsfactor ervaart die de limietbelasting van het vliegtuig zou overschrijden.

De meeste AFM/POH bevatten nu turbulente luchtpenetratie-informatie, die de piloten van vandaag helpen om veilig vliegtuigen te vliegen die in staat zijn om een breed scala aan snelheden en hoogten te bereiken. Het is belangrijk voor de piloot om te onthouden dat de maximale “nooit overschreden” plakkaatduiksnelheden alleen voor gladde lucht worden bepaald. Hogesnelheidsduiken of acrobatiek met snelheid boven de bekende manoeuvreersnelheid mag nooit worden beoefend in ruwe of turbulente lucht.

4.9.11 VG-diagram #

De vliegkracht van een vliegtuig wordt gepresenteerd in een grafiek waarvan de verticale schaal is gebaseerd op belastingsfactor. [Figuur 4-47] Het diagram wordt een VG-diagram genoemd – snelheid versus G-belasting of belastingsfactor. Elk vliegtuig heeft zijn eigen VG-diagram dat geldig is op een bepaald gewicht en een bepaald gewicht.

De lijnen van maximale liftcapaciteit (gebogen lijnen) zijn de eerste items van belang op het VG-diagram. Het vliegtuig in figuur 4-47 is in staat om niet meer dan +1 g te ontwikkelen bij 62 mph, de slingersnelheid van het vleugelniveau van het vliegtuig. Aangezien de maximale belastingsfactor varieert met het kwadraat van de luchtsnelheid, is het maximale positieve liftvermogen van dit vliegtuig 2 g bij 92 mph, 3 g bij 112 mph, 4,4 g bij 137 mph, enzovoort. Elke belastingsfactor boven deze lijn is aerodynamisch niet beschikbaar (d.w.z. het vliegtuig kan niet boven de lijn van maximale liftcapaciteit vliegen omdat het afslaat). Dezelfde situatie bestaat voor een negatieve liftvlucht, met uitzondering dat de snelheid die nodig is om een bepaalde negatieve belastingsfactor te produceren hoger is dan die om dezelfde positieve belastingsfactor te produceren.

Als het vliegtuig wordt gevlogen met een positieve belastingsfactor die groter is dan de positieve limietbelastingsfactor van 4,4, is structurele schade mogelijk. Wanneer het vliegtuig in deze regio wordt gebruikt, kan er aanstootgevende permanente vervorming van de primaire structuur plaatsvinden en ontstaat er een hoge mate van vermoeiingsschade. Werking boven de begrenzingsfactor moet bij normaal bedrijf worden vermeden.

Er zijn nog twee andere belangrijke punten in het VG-diagram. Een punt is de kruising van de positieve limietbelastingsfactor en de lijn van het maximale positieve liftvermogen. De luchtsnelheid op dit punt is de minimale luchtsnelheid waarbij de limietbelasting aerodynamisch kan worden ontwikkeld. Elke luchtsnelheid die groter is dan dit, biedt een positieve liftcapaciteit die voldoende is om het vliegtuig te beschadigen; Omgekeerd biedt elke luchtsnelheid die lager is dan deze geen positieve liftcapaciteit die voldoende is om schade te veroorzaken door overmatige vliegbelastingen. De gebruikelijke term die aan deze snelheid wordt gegeven, is ‘manoeuvreersnelheid’, aangezien het in overweging wordt genomen van subsonische

Aerodynamica zou voorspellen dat minimaal bruikbare draaicirkel of manoeuvreerbaarheid bij deze aandoening optreedt. De manoeuvresnelheid is een waardevol referentiepunt, aangezien een vliegtuig dat onder dit punt opereert geen schadelijke positieve vluchtbelasting kan produceren. Elke combinatie van manoeuvre en windvlaag kan geen schade veroorzaken als gevolg van overtollige luchtbelasting wanneer het vliegtuig onder de manoeuvreersnelheid ligt.

Het andere punt van belang op het VG-diagram is de kruising van de negatieve limietbelastingsfactor en de lijn van het maximale negatieve hefvermogen. Elke luchtsnelheid die groter is dan dit, biedt een negatief hefvermogen dat voldoende is om het vliegtuig te beschadigen; Elke luchtsnelheid die lager is dan deze, biedt geen negatieve liftcapaciteit die voldoende is om het vliegtuig te beschadigen door overmatige vliegbelastingen.

De Limit Airspeed (of Redline Speed) is een ontwerpreferentiepunt voor het vliegtuig – dit vliegtuig is beperkt tot 225 mph. Als de vlucht wordt geprobeerd buiten de limiet van de luchtsnelheid, kan structurele schade of structurele storing het gevolg zijn van verschillende verschijnselen.

Het vliegtuig tijdens de vlucht is beperkt tot een regime van luchtsnelheden en GS die de limiet (of redline) snelheid niet overschrijden, de limietbelastingsfactor niet overschrijden en het maximale hefvermogen niet overschrijden. Het vliegtuig moet binnen deze “envelop” worden gebruikt om structurele schade te voorkomen en ervoor te zorgen dat de verwachte dienstlift van het vliegtuig wordt verkregen. De piloot moet het VG-diagram waarderen als het beschrijven van de toelaatbare combinatie van luchtsnelheden en belastingsfactoren voor een veilige werking. Elke manoeuvre, windvlaag of windvlaag plus manoeuvre buiten de structurele omhulling kan structurele schade veroorzaken en de levensduur van het vliegtuig effectief verkorten.

4.9.12 Draaisnelheid #

De snelheid van de beurt (ROT) is het aantal graden (uitgedrukt in graden per seconde) van koersverandering die een vliegtuig maakt. De rot kan worden bepaald door de constante van 1.091 te nemen, deze te vermenigvuldigen met de raaklijn van elke oeverhoek en dat product te delen door een bepaalde luchtsnelheid in knopen zoals geïllustreerd in figuur 4-48. Als de luchtsnelheid wordt verhoogd en de gewenste rot constant moet zijn, moet de hoek van de oever worden verhoogd, anders neemt de rot af. Evenzo, als de luchtsnelheid constant wordt gehouden, neemt de rot van een vliegtuig toe als de hoek van de oever wordt vergroot. De formule in Figuren 4-48 tot en met 4-50 geeft de relatie weer tussen de hoek en de luchtsnelheid omdat ze de rot beïnvloeden.

Opmerking: Alle luchtsnelheid die in deze sectie wordt besproken, is True Airspeed (TAS).

Luchtsnelheid heeft een aanzienlijke invloed op de rot van een vliegtuig. Als de luchtsnelheid wordt verhoogd, wordt de rot verminderd bij gebruik van dezelfde hellingshoek die bij de lagere snelheid wordt gebruikt. Daarom, als de luchtsnelheid wordt verhoogd zoals geïllustreerd in figuur 4-49, kan worden afgeleid dat de hoek van de oever moet worden verhoogd om dezelfde rot te bereiken die wordt bereikt in figuur 4-50.

Wat betekent dit aan de praktische kant? Als een bepaalde luchtsnelheid en een hellingshoek een specifieke rot produceren, kunnen aanvullende conclusies worden getrokken. Weten dat de rot een bepaald aantal graden van verandering per seconde is, kan het aantal seconden dat nodig is om 360° (een cirkel) te reizen, worden bepaald door eenvoudige deling. Als u bijvoorbeeld beweegt met een hoek van 120 knopen met een hoek van 30°, is de rot 5,25° per seconde en duurt het 68,6 seconden (360° gedeeld door 5,25 = 68,6 seconden) om een volledige cirkel te maken. Evenzo, als je met een 240 knopen TA’s vliegt en een 30°-hoek van de oever gebruikt, is de rot slechts ongeveer 2,63 ° per seconde en het duurt ongeveer 137 seconden om een cirkel van 360 ° te voltooien. Als we naar de formule kijken, is elke toename van de luchtsnelheid recht evenredig met de tijd die het vliegtuig nodig heeft om een boog af te leggen.

Dus waarom is dit belangrijk om te begrijpen? Zodra de rot is begrepen, kan een piloot de afstand bepalen die nodig is om die specifieke bocht te maken die in de draaistraal wordt uitgelegd.

4.9.13 Draaicirkel #

De draaistraal is direct gekoppeld aan de rot, die eerder werd uitgelegd een functie is van zowel de oeverhoek als de luchtsnelheid. Als de bankhoek constant wordt gehouden en de luchtsnelheid wordt verhoogd, verandert de straal van de beurt (verhoogt). Een hogere luchtsnelheid zorgt ervoor dat het vliegtuig door een langere boog reist vanwege een hogere snelheid. Een vliegtuig dat met 120 knopen reist, kan een cirkel van 360° draaien in een kleinere straal dan een vliegtuig dat met 240 knopen rijdt. Om de toename van de luchtsnelheid te compenseren, zou de bankhoek moeten worden verhoogd.

De draaistraal (R) kan worden berekend met behulp van een eenvoudige formule. De draaistraal is gelijk aan de snelheid in het kwadraat (V²) gedeeld door 11,26 keer de raaklijn van de oeverhoek. R = V² / (11,26 x raaklijn van de bankhoek).

Met behulp van de voorbeelden in de figuren 4-48 tot en met 4-50 kan de draaistraal voor elk van de twee snelheden worden berekend. Merk op dat als de snelheid wordt verdubbeld, de straal vierkant is. [Figuur 4-51 en 4-52]

Een andere manier om de draaistraal te bepalen, is snelheid bij het gebruik van voeten per seconde (FPS), π (3.1415) en de rot. Aan de hand van het voorbeeld op pagina 4-34 in de rechterbovenkolom werd vastgesteld dat een vliegtuig met een rot van 5,25 graden per seconde 68,6 seconden nodig had om een volledige cirkel te maken. De snelheid van een vliegtuig (in knopen) kan worden omgezet in FPS door het te vermenigvuldigen met een constante van 1,69. Daarom reist een vliegtuig met een snelheid van 120 knopen (TAS) met 202,8 fps. Het kennen van de snelheid in FPS (202,8) vermenigvuldigd met de tijd dat een vliegtuig nodig heeft om een cirkel te voltooien (68,6 seconden) kan de grootte van de cirkel bepalen; 202,8 keer 68,6 is gelijk aan 13.912 voet. Deling door π levert een diameter van 4.428 voet op, die, wanneer gedeeld door 2, gelijk is aan een straal van 2.214 voet [Figuur 4-53], een voet binnen die bepaald door het gebruik van de formule in figuur 4-51.

In figuur 4-54 gaat de piloot een kloof binnen en besluit 180° te draaien om af te sluiten. De piloot gebruikt een hoek van 30 ° in zijn beurt.