De gewichts- en balansgegevens van het vliegtuig zijn belangrijke informatie voor een piloot die vaak opnieuw moet worden geëvalueerd. Hoewel het vliegtuig tijdens het certificeringsproces werd gewogen, zijn deze gegevens niet voor onbepaalde tijd geldig. Wijzigingen of wijzigingen in de apparatuur beïnvloeden de gegevens over het gewicht en de balans. Te vaak verminderen piloten het gewicht en de balans van het vliegtuig tot een “vuistregel”, zoals: “Als ik drie passagiers heb, kan ik slechts 100 gallons brandstof laden; vier passagiers, 70 gallons.”

Gewichts- en balansberekeningen moeten deel uitmaken van elke preflight-briefing. Ga er nooit vanuit dat drie passagiers altijd van gelijk gewicht zijn. Voer in plaats daarvan een volledige berekening uit van alle items die op het vliegtuig moeten worden geladen, inclusief bagage, evenals de piloot en passagier. Het wordt aanbevolen dat alle zakken worden gewogen om een nauwkeurige berekening te maken van hoe het vliegtuig CG wordt gepositioneerd.

Het belang van het CG werd benadrukt in de discussie over stabiliteit, controleerbaarheid en prestaties. Ongelijke belastingverdeling veroorzaakt ongevallen. Een bekwame piloot begrijpt en respecteert de effecten van CG op een vliegtuig. Gewicht en balans zijn cruciale componenten in het gebruik van een vliegtuig ten volle. De piloot moet weten hoeveel brandstof op het vliegtuig kan worden geladen zonder de CG-limieten te schenden, evenals gewichtslimieten om lange of korte vluchten uit te voeren met of zonder een volledig aanvulling van toegestane passagiers. Een vliegtuig heeft bijvoorbeeld vier stoelen en kan 60 gallons brandstof vervoeren. Hoeveel passagiers kan het vliegtuig veilig vervoeren? Kunnen al die stoelen te allen tijde bezet zijn met de variërende brandstofbelastingen? Vier mensen die elk 150 pond wegen, leiden tot een ander gewicht en evenwichtsberekening dan vier mensen die elk 200 pond wegen. Het tweede scenario laadt nog eens 200 pond op het vliegtuig en is gelijk aan ongeveer 30 gallons brandstof.

Het extra gewicht kan de CG al dan niet buiten de CG-envelop plaatsen, maar het maximale brutogewicht kan worden overschreden. Het overtollige gewicht kan het vliegtuig overbelasten en de prestaties verminderen.

Vliegtuigen zijn gecertificeerd voor gewicht en balans om twee belangrijke redenen: het effect van het gewicht op de primaire structuur van het vliegtuig en de prestatiekenmerken; Het effect van de locatie van dit gewicht op de vliegeigenschappen, met name bij het herstel en de stabiliteit van spins.

Vliegtuigen, zoals ballonnen en gewichtsverschuivingsregeling, vereisen geen berekeningen van gewicht en balans omdat de belasting onder het hefmechanisme wordt geschoven. Het CG-bereik in dit soort vliegtuigen is zodanig dat het moeilijk is om de laadlimieten te overschrijden. De positie van de achterbank en de brandstof van een gewichtsverschuivingsbesturingsvliegtuig zijn bijvoorbeeld zo dicht mogelijk bij het hangpunt met het vliegtuig in een hangende houding. De belastingsvariaties hebben dus weinig effect op het CG. Dit geldt ook voor de ballonmand of gondel. Terwijl het moeilijk is

De piloot in de bovenste afbeelding vliegt met 120 knopen. Na het realiseren van de fout, gaat de piloot hard en gebruikt een hoek van 30 ° om van koers te veranderen. Dit vliegtuig heeft ongeveer 4.000 voet nodig om 180 ° te draaien en komt veilig uit de kloof. De piloot in de onderste afbeelding vliegt met 140 knopen en gebruikt ook een hoek van 30 ° bank in een poging om van koers te veranderen. Hoewel het vliegtuig, hoewel het slechts 20 knopen sneller vliegt dan het vliegtuig in de bovenste afbeelding, meer dan 6.000 voet nodig heeft om van koers naar veiligheid te keren. Helaas is de kloof slechts 5.000 voet breed en het vliegtuig zal de muur van de kloof raken. Het punt is dat luchtsnelheid de meest invloedrijke factor is om te bepalen hoeveel afstand nodig is om te draaien. Veel piloten hebben de fout gemaakt om de steilheid van hun oeverhoek te vergroten, wanneer een eenvoudige vermindering van de snelheid geschikter zou zijn geweest. Om de CG-limieten in deze vliegtuigen te overschrijden, mogen piloten nooit een vliegtuig overbelasten, omdat overbelasting structurele schade en storingen veroorzaakt. Gewichts- en balansberekeningen zijn niet vereist, maar piloten moeten het gewicht berekenen en binnen de vastgestelde limiet van de fabrikant blijven.

4.10.1 Effect van gewicht op vliegprestaties #

De start-/klim- en landingsprestaties van een vliegtuig worden bepaald op basis van de maximaal toelaatbare start- en landingsgewichten. Een zwaarder brutogewicht resulteert in een langere start en een ondiepere klim, en een snellere touchdown-snelheid en een langere landingsrol. Zelfs een kleine overbelasting kan het voor het vliegtuig onmogelijk maken om een obstakel weg te nemen dat normaal gesproken geen probleem zou zijn tijdens het opstijgen onder gunstiger omstandigheden.

De nadelige effecten van overbelasting op de prestaties zijn niet beperkt tot de onmiddellijke gevaren die gepaard gaan met het opstijgen en landen. Overbelasting heeft een negatief effect op alle klim- en cruiseprestaties, wat leidt tot oververhitting tijdens beklimmingen, extra slijtage aan motoronderdelen, verhoogd brandstofverbruik, lagere kruissnelheden en een lager bereik.

De fabrikanten van moderne vliegtuigen leveren gewichts- en balansgegevens met elk geproduceerd vliegtuig. Over het algemeen kan deze informatie worden gevonden in de door de FAA goedgekeurde AFM/POH en gemakkelijk leesbare grafieken voor het bepalen van gewichts- en balansgegevens worden nu verstrekt. Verhoogde prestaties en draagvermogen van deze vliegtuigen vereisen strikte naleving van de door de fabrikant voorgeschreven bedrijfsbeperkingen. Afwijkingen van de aanbevelingen kunnen leiden tot structurele schade of volledig falen van de structuur van het vliegtuig. Zelfs als een vliegtuig goed binnen de maximale gewichtsbeperkingen wordt geladen, is het absoluut noodzakelijk dat de gewichtsverdeling binnen de grenzen van de CG-locatie ligt. De voorgaande korte studie van aerodynamica en belastingsfactoren wijst op de redenen voor deze voorzorgsmaatregel. De volgende discussie is achtergrondinformatie over enkele van de redenen waarom gewichts- en balansomstandigheden belangrijk zijn voor de veilige vlucht van een vliegtuig.

In sommige vliegtuigen is het niet mogelijk om alle stoelen, bagagecompartimenten en brandstoftanks te vullen en toch binnen de goedgekeurde gewichts- of balanslimieten te blijven. In verschillende populaire vliegtuigen met vier plaatsen mogen de brandstoftanks bijvoorbeeld niet tot de capaciteit worden gevuld wanneer vier inzittenden en hun bagage worden vervoerd. In een bepaald vliegtuig met twee plaatsen mag er geen bagage in het compartiment achter de stoelen worden vervoerd wanneer spins moeten worden geoefend. Het is belangrijk dat een piloot zich bewust is van de gewichts- en balansbeperkingen van het vliegtuig dat wordt gevlogen en de redenen voor deze beperkingen.

4.10.2 Effect van gewicht op de structuur van het vliegtuig #

Het effect van extra gewicht op de vleugelstructuur van een vliegtuig is niet meteen duidelijk. Luchtwaardigheidseisen schrijven voor dat de structuur van een luchtvaartuig gecertificeerd in de normale categorie (waarbij acrobatiek verboden is) sterk genoeg moet zijn om een belastingsfactor van 3,8 GS te weerstaan om dynamische belastingen veroorzaakt door manoeuvreren en windstoten te kunnen wegnemen. Dit betekent dat de primaire structuur van het vliegtuig bestand is tegen een belasting van 3,8 keer het goedgekeurde brutogewicht van het vliegtuig zonder structurele storing. Als dit wordt geaccepteerd als indicatief voor de belastingsfactoren die kunnen worden opgelegd tijdens operaties waarvoor het vliegtuig is bedoeld, legt een overbelasting van 100 pond een potentiële structurele overbelasting van 380 pond op. Dezelfde overweging is nog indrukwekkender in het geval van vliegtuigen van nutsbedrijven en acrobatische categorie, die een belastingsfactorvereisten hebben van respectievelijk 4,4 en 6,0.

Structurele storingen die het gevolg zijn van overbelasting kunnen dramatisch en catastrofaal zijn, maar vaker beïnvloeden ze structurele componenten progressief op een manier die moeilijk te detecteren en duur is om te repareren. Gewone overbelasting heeft de neiging om cumulatieve stress en schade te veroorzaken die mogelijk niet worden gedetecteerd tijdens preflight-inspecties en resulteren in structureel falen later tijdens volledig normale operaties. Aangenomen wordt dat de extra spanning die op structurele onderdelen wordt uitgeoefend door overbelasting, het optreden van metaalmoeheidfalen versnelt.

Kennis van belastingsfactoren die worden opgelegd door vluchtmanoeuvres en windstoten benadrukt de gevolgen van een toename van het brutogewicht van een vliegtuig. De structuur van een vliegtuig dat op het punt staat een belastingsfactor van 3 GS te ondergaan, zoals bij het herstel van een steile duik, moet worden voorbereid om een extra belasting van 300 pond te weerstaan voor elke gewichtstoename van 100 pond. Opgemerkt moet worden dat dit zou worden opgelegd door de toevoeging van ongeveer 16 gallons onnodige brandstof in een bepaald vliegtuig. FAA-gecertificeerde civiele vliegtuigen zijn structureel geanalyseerd en getest op vluchten met het maximaal toegestane brutogewicht en binnen de snelheden die zijn geboekt voor het type vluchten dat moet worden uitgevoerd. Vluchten met gewichten boven dit bedrag zijn heel goed mogelijk en vallen vaak ruim binnen de prestatiemogelijkheden van een vliegtuig. Dit feit mag de piloot niet misleiden, aangezien de piloot zich misschien niet realiseert dat belastingen waarvoor het vliegtuig niet is ontworpen, aan alle of een deel van de constructie worden opgelegd.

Bij het laden van een vliegtuig met passagiers of vracht, moet de constructie worden overwogen. Stoelen, bagagecompartimenten en cabinevloeren zijn ontworpen voor een bepaalde belasting of concentratie van belasting en niet meer. Een licht vliegtuigbagagecompartiment kan bijvoorbeeld worden geplakt voor 20 pond vanwege de beperkte sterkte van de ondersteunende structuur, ook al is het vliegtuig mogelijk niet overbelast of buiten CG-limieten met meer gewicht op die locatie.

4.10.3 Effect van gewicht op stabiliteit en controleerbaarheid #

Overbelasting ook tast stabiliteit. Een vliegtuig dat stabiel en controleerbaar is wanneer het normaal wordt geladen, kan bij overbelasting zeer verschillende vliegeigenschappen hebben. Hoewel de gewichtsverdeling hier het meest direct effect op heeft, kan worden verwacht dat een verhoging van het brutogewicht van het vliegtuig een negatief effect zal hebben op de stabiliteit, ongeacht de locatie van het CG. De stabiliteit van veel gecertificeerde vliegtuigen is volledig onbevredigend als het brutogewicht wordt overschreden.

4.10.4 Effect van lastverdeling #

Het effect van de positie van de CG op de belasting die tijdens de vlucht aan de vleugel van een vliegtuig wordt opgelegd, is aanzienlijk voor klim- en kruisprestaties. Een vliegtuig met voorwaartse belasting is “zwaarder” en bijgevolg langzamer dan hetzelfde vliegtuig met het CG verder naar achteren.

Figuur 4-55 illustreert waarom dit waar is. Bij voorwaartse belasting is “neus-up” trim vereist in de meeste vliegtuigen om een ​​gelijkmatige cruisevlucht te behouden. Neus-omhoog trim omvat het instellen van de staartoppervlakken om een grotere neerwaartse belasting op het achterste deel van de romp te produceren, wat bijdraagt ​​aan de vleugelbelasting en de totale lift die nodig is uit de vleugel als de hoogte moet worden gehandhaafd. Dit vereist een hogere AOA van de vleugel, wat resulteert in meer weerstand en op zijn beurt een hogere afslagsnelheid produceert.

Met het laden van de achterzijde en het “neus-down” trimmen, oefenen de staartoppervlakken minder neerwaartse belasting uit, waardoor de vleugel van die veel vleugelbelasting en lift wordt ontlast om de hoogte te behouden. De vereiste AOA van de vleugel is minder, dus de weerstand is minder, waardoor een snellere kruissnelheid mogelijk is. Theoretisch zou een neutrale belasting op de staartoppervlakken in de cruisevlucht de meest efficiënte algehele prestaties en de hoogste kruissnelheid opleveren, maar het zou ook resulteren in instabiliteit. Moderne vliegtuigen zijn ontworpen om een download op de staart te vereisen voor stabiliteit en controleerbaarheid.

Een nulaanduiding op de trimtab-besturing is niet noodzakelijk hetzelfde als “neutrale trim” vanwege de kracht die wordt uitgeoefend door downwash uit de vleugels en de romp op de staartoppervlakken.

De effecten van de verdeling van de nuttige belasting van het vliegtuig hebben een significante invloed op de vliegeigenschappen, zelfs wanneer de belasting binnen de CG-grenzen en het maximaal toelaatbare brutogewicht valt. Belangrijk onder deze effecten zijn veranderingen in controleerbaarheid, stabiliteit en de werkelijke belasting die aan de vleugel wordt geheven.

Over het algemeen wordt een vliegtuig minder controleerbaar, vooral bij lage vliegsnelheden, omdat het CG verder naar achteren wordt verplaatst. Een vliegtuig dat netjes herstelt van een langdurige spin met de CG op één positie, kan mogelijk niet volledig reageren op normale herstelpogingen wanneer de CG met een of twee inch naar achteren wordt bewogen.

Het is gebruikelijk voor vliegtuigontwerpers om een AFT CG-limiet vast te stellen die zich binnen één inch van het maximum bevindt, waardoor normaal herstel van een draai van één draai mogelijk is. Bij het certificeren van een vliegtuig in de nutscategorie om opzettelijke spins toe te staan, wordt de achterste CG-limiet meestal vastgesteld op een punt enkele centimeters voor dat toegestane voor certificering in de normale categorie.

Een andere factor die de beheersbaarheid beïnvloedt, die belangrijker is geworden in de huidige ontwerpen van grote vliegtuigen, is het effect van lange wapens op de posities van zwaar materieel en lading. Hetzelfde vliegtuig kan binnen zijn CG-limieten tot maximaal brutogewicht worden geladen door brandstof, passagiers en lading te concentreren in de buurt van de Design CG, of door brandstof- en vrachtbelastingen te verspreiden in vleugeltiptanks en vrachtbakken naar voren en naar achteren van de cabine.

Met hetzelfde totale gewicht en CG vereist het manoeuvreren van het vliegtuig of het handhaven van een vlakke vlucht in turbulente lucht het uitoefenen van grotere regelkrachten wanneer de belasting wordt gedispergeerd. Het langere momentarmen naar de posities van de zware brandstof- en vrachtbelastingen moeten worden overwonnen door de werking van de stuuroppervlakken. Een vliegtuig met volledige buitenboord-vleugeltanks of tiptanks is meestal traag in rol wanneer controlesituaties marginaal zijn, terwijl een met volle neus en achterste vrachtbakken minder reageert op de liftbediening.

De achterwaartse CG-limiet van een vliegtuig wordt grotendeels bepaald door overwegingen van stabiliteit. De oorspronkelijke luchtwaardigheidseisen voor een typecertificaat specificeren dat een vliegtuig tijdens de vlucht met een bepaalde snelheid de verticale verplaatsing van de neus binnen een bepaald aantal oscillaties dempt. Een vliegtuig dat te ver naar achteren is geladen, doet dit misschien niet. In plaats daarvan, wanneer de neus even omhoog wordt getrokken, kan deze afwisselend klimmen en duiken met elke oscillatie. Deze instabiliteit is niet alleen ongemakkelijk voor inzittenden, maar het kan zelfs gevaarlijk worden door het vliegtuig onder bepaalde omstandigheden onhandelbaar te maken.

Het herstel van een stal in elk vliegtuig wordt steeds moeilijker naarmate het CG naar achteren beweegt. Dit is met name belangrijk bij spinherstel, omdat er een punt is in de achterwaartse belasting van elk vliegtuig waarop een “platte” spin ontstaat. Een platte spin is er een waarbij de middelpuntvliedende kracht, die door een CG goed naar achteren werkt, de staart van het vliegtuig wegtrekt van de as van de spin, waardoor het onmogelijk wordt om de neus naar beneden te krijgen en te herstellen.

Een vliegtuig dat tot de achterste limiet van zijn toegestane CG-bereik is geladen, handelt in bochten en stalmanoeuvres anders en heeft andere landingseigenschappen dan wanneer het in de buurt van de voorwaartse limiet wordt geladen.

De voorwaartse CG-limiet wordt bepaald door een aantal overwegingen. Als veiligheidsmaatregel is het vereist dat het trimapparaat, of het nu gaat om tab of instelbare stabilisator, het vliegtuig in een normale glijbaan kan houden met de stroom uit. Een conventioneel vliegtuig moet in staat zijn om een volledige stalling, uit te schakelen, te kunnen landen om een minimale landingssnelheid in noodgevallen te garanderen. Een vliegtuig van het staartwieltype dat overdreven neuszwaar is geladen, is moeilijk te taxiën, vooral bij harde wind. Het kan gemakkelijk worden gedoucht door het gebruik van de remmen, en het is moeilijk om te landen zonder te stuiteren, omdat het de neiging heeft om op de wielen te pitchen, omdat het wordt vertraagd en uitloopt om te landen. Stuurproblemen op de grond kunnen optreden in vliegtuigen van het neuswiel, vooral tijdens de landingsrol en start. Om de effecten van belastingverdeling samen te vatten:

• De CG-positie beïnvloedt de lift en AOA van de vleugel, de hoeveelheid en de kracht van de staart en de mate van afbuiging van de stabilisator die nodig is om de juiste staartkracht voor evenwicht te leveren. Dit laatste is erg belangrijk vanwege de relatie met de liftbesturingskracht.
• Het vliegtuig stopt met een hogere snelheid met een voorwaartse CG-locatie. Dit komt omdat de afslaan AOA met een hogere snelheid wordt bereikt door verhoogde vleugelbelasting.
• Hogere liftbesturingskrachten bestaan normaal gesproken met een voorwaartse CG-locatie vanwege de verhoogde stabilisatorafbuiging die nodig is om het vliegtuig in evenwicht te brengen.
• Het vliegtuig cruist sneller met een AFT CG-locatie vanwege verminderde weerstand. De weerstand wordt verminderd omdat een kleinere AOA en minder neerwaartse doorbuiging van de stabilisator nodig zijn om het vliegtuig te ondersteunen en de neiging tot neerwaartse pitching te overwinnen.
• Het vliegtuig wordt minder stabiel naarmate het CG naar achteren wordt bewogen. Dit komt omdat wanneer de CG naar achteren wordt verplaatst, dit een toename van de AOA veroorzaakt. Daarom is de vleugelbijdrage aan de stabiliteit van het vliegtuig nu verminderd, terwijl de staartbijdrage nog steeds stabiliseert. Wanneer het punt is bereikt dat de vleugel- en staartbijdragen in evenwicht zijn, dan bestaat er neutrale stabiliteit. Elke CG-beweging verder naar achteren resulteert in een onstabiel vliegtuig.
• Een voorwaartse CG-locatie verhoogt de behoefte aan grotere rugliftdruk. De lift is mogelijk niet langer in staat om een toename van het neerzetten van de neus tegen te gaan.

Er is voldoende liftbediening nodig om het vliegtuig te besturen over het hele luchtsnelheidsbereik tot aan de stal.

Een gedetailleerde bespreking en aanvullende informatie met betrekking tot gewicht en balans is te vinden in hoofdstuk 9, Gewicht en balans.