Dane dotyczące wagi i równowagi statku powietrznego są ważną informacją dla pilota, który musi być często ponownie oceniany. Chociaż statek powietrzny został zważony podczas procesu certyfikacji, dane te nie są ważne w nieskończoność. Zmiany lub modyfikacje sprzętu wpływają na wagę i dane dotyczące wagi. Zbyt często piloci zmniejszają wagę samolotu i wyważają do „zasady kciuka”, takiej jak: „Jeśli mam trzech pasażerów, mogę załadować tylko 100 galonów paliwa; czterech pasażerów, 70 galonów”.

Obliczenia wagi i wagi powinny być częścią każdej odprawy przed lotem. Nigdy nie zakładaj, że trzech pasażerów ma zawsze taką samą wagę. Zamiast tego wykonaj pełne obliczenie wszystkich przedmiotów, które mają zostać załadowane do samolotu, w tym bagażu, a także pilota i pasażera. Zaleca się, aby wszystkie worki były ważone w celu dokładnego obliczenia sposobu położenia samolotu CG.

Znaczenie CG zostało podkreślone w dyskusji na temat stabilności, kontroli i wydajności. Nierówny rozkład obciążenia powoduje wypadki. Kompetentny pilot rozumie i szanuje wpływ CG na statek powietrzny. Waga i równowaga są kluczowymi elementami wykorzystania samolotu w jego pełnym potencjale. Pilot musi wiedzieć, ile paliwa można załadować na statek powietrzny bez naruszania limitów CG, a także limitów wagowych do prowadzenia długich lub krótkich lotów z lub bez pełnego zestawu dopuszczalnych pasażerów. Na przykład samolot ma cztery miejsca i może przenosić 60 galonów paliwa. Ilu pasażerów może bezpiecznie przewozić samolot? Czy wszystkie te miejsca mogą być zawsze zajęte przy zmiennych obciążeniach paliwa? Cztery osoby, z których każdy waży 150 funtów, prowadzi do innego obliczenia wagi i wagi niż cztery osoby, z których każda waży 200 funtów. Drugi scenariusz ładuje dodatkowe 200 funtów na samolot i wynosi około 30 galonów paliwa.

Dodatkowa waga może, ale nie musi, umieścić CG poza kopertą CG, ale maksymalna waga brutto może zostać przekroczona. Nadwaga może nadmiernie obciążać samolot i obniżyć wydajność.

Samoloty są certyfikowane pod względem masy i równowagi z dwóch głównych powodów: wpływu ciężaru na podstawową strukturę statku powietrznego i jego charakterystykę wydajności; Wpływ lokalizacji tego ciężaru na charakterystykę lotu, szczególnie w przypadku odzyskiwania i stabilności przeciągnięcia i wirowania.

Samoloty, takie jak balony i kontrola przesunięcia ciężaru, nie wymagają obliczeń wagi i wyważenia, ponieważ obciążenie jest zawieszone poniżej mechanizmu podnoszenia. Zakres CG w tego typu samolotach jest taki, że trudno jest przekroczyć limity obciążenia. Na przykład pozycja tylnego siedzenia i paliwo samolotu sterującego z przesunięciem ciężaru są jak najbliżej punktu zawieszenia z samolotem w zawieszeniu. Tak więc zmiany obciążenia mają niewielki wpływ na CG. Dotyczy to również koszyka balonowego lub gondoli. Chociaż jest to trudne

Pilot na górnym zdjęciu leci z prędkością 120 węzłów. Po uświadomieniu sobie błędu, pilot ciężko przesuwa się i używa kąta przechylenia 30 ° do odwrócenia kursu. Ten samolot wymaga około 4000 stóp, aby skręcić o 180° i bezpiecznie wydostać się z kanionu. Pilot na dolnym obrazie leci z prędkością 140 węzłów, a także używa kąta 30° przechylenia, próbując odwrócić kurs. Samolot, chociaż leci tylko o 20 węzłów szybciej niż samolot na górnym obrazie, wymaga ponad 6000 stóp, aby odwrócić kurs w bezpieczne miejsce. Niestety, kanion ma tylko 5000 stóp średnicy, a samolot uderzy w ścianę kanionu. Chodzi o to, że prędkość lotu jest najbardziej wpływowym czynnikiem przy określaniu, jaka odległość jest wymagana do skrętu. Wielu pilotów popełniło błąd polegający na zwiększeniu stromości kąta nachylenia, podczas gdy bardziej odpowiednie byłoby proste zmniejszenie prędkości. Aby przekroczyć limity CG w tych samolotach, piloci nigdy nie powinni przeciążać statku powietrznego, ponieważ przeciążenie powoduje uszkodzenia konstrukcyjne i awarie. Obliczenia wagi i wagi nie są wymagane, ale piloci powinni obliczyć wagę i pozostać w ustalonym limicie producenta.

4.10.1 Wpływ wagi na wydajność lotu #

Wydajność startu/wznoszenia i lądowania statku powietrznego określa się na podstawie jego maksymalnego dopuszczalnego ciężaru startu i lądowania. Większa masa brutto skutkuje dłuższym startem i płytszym wznoszeniem oraz szybszą prędkością przyziemienia i dłuższym rzutem na lądowanie. Nawet niewielkie przeciążenie może uniemożliwić samolotowi usunięcie przeszkody, która normalnie nie stanowiłaby problemu podczas startu w korzystniejszych warunkach.

Szkodliwy wpływ przeciążenia na wydajność nie ogranicza się do bezpośrednich zagrożeń związanych z startami i lądowaniami. Przeciążenie ma niekorzystny wpływ na wszystkie osiągi wznoszenia i rejsu, co prowadzi do przegrzania podczas podjazdów, dodatkowego zużycia części silnika, zwiększonego zużycia paliwa, wolniejszych prędkości przelotowych i zmniejszonego zasięgu.

Producenci nowoczesnych samolotów dostarczają dane o wadze i wyważeniu przy każdym wyprodukowanym statku powietrznym. Ogólnie rzecz biorąc, informacje te można znaleźć w zatwierdzonych przez FAA wykresach AFM/POH i teraz dostępne są łatwe do odczytania wykresy do określania wagi i równowagi danych. Zwiększona wydajność i nośność tych samolotów wymagają ścisłego przestrzegania ograniczeń eksploatacyjnych określonych przez producenta. Odchylenia od zaleceń mogą spowodować uszkodzenie konstrukcyjne lub całkowite uszkodzenie konstrukcji statku powietrznego. Nawet jeśli statek powietrzny jest dobrze załadowany w granicach maksymalnej masy, konieczne jest, aby rozkład masy znajdował się w granicach lokalizacji CG. Poprzednie krótkie badanie aerodynamiki i współczynników obciążenia wskazuje na przyczyny tego środka ostrożności. Poniższa dyskusja zawiera podstawowe informacje na temat niektórych powodów, dla których warunki wagi i równowagi są ważne dla bezpiecznego lotu samolotu.

W niektórych statkach powietrznych nie jest możliwe napełnienie wszystkich miejsc, przedziałów bagażowych i zbiorników paliwa, a także utrzymanie w zatwierdzonych granicach wagi lub równowagi. Na przykład w kilku popularnych samolotach czteromiejscowych zbiorniki paliwa mogą nie być napełnione do pojemności, gdy przewozi się czterech pasażerów i ich bagaż. W pewnym dwumiejscowym samolocie nie można przewozić bagażu w przedziale za siedzeniami, gdy mają być ćwiczone obroty. Ważne jest, aby pilot zdawał sobie sprawę z ograniczeń wagi i wyważenia latanego samolotu oraz przyczyn tych ograniczeń.

4.10.2 Wpływ wagi na konstrukcję samolotu #

Wpływ dodatkowej masy na strukturę skrzydła samolotu nie jest łatwo widoczny. Wymagania zdatności do lotu przewidują, że konstrukcja statku powietrznego certyfikowanego w kategorii normalnej (w której akrobacje są zabronione) musi być wystarczająco mocna, aby wytrzymać współczynnik obciążenia 3,8 GS, aby zadbać o obciążenia dynamiczne spowodowane manewrowaniem i porywami. Oznacza to, że podstawowa konstrukcja statku powietrznego może wytrzymać 3,8-krotność zatwierdzonej masy brutto statku powietrznego bez wystąpienia awarii konstrukcyjnej. Jeśli zostanie to przyjęte jako wskazujące na współczynniki obciążenia, które mogą zostać narzucone podczas operacji, do których samolot jest przeznaczony, przeciążenie 100-funtowe powoduje potencjalne przeciążenie strukturalne w wysokości 380 funtów. Ta sama uwaga jest jeszcze bardziej imponująca w przypadku samolotów kategorii użytkowej i akrobatycznej, które mają wymagania dotyczące współczynnika obciążenia odpowiednio 4,4 i 6,0.

Awarie konstrukcyjne wynikające z przeciążenia mogą być dramatyczne i katastrofalne, ale częściej wpływają na elementy konstrukcyjne w sposób trudny do wykrycia i kosztowny w naprawie. Nawykowe przeciążenie ma tendencję do powodowania skumulowanego naprężenia i uszkodzeń, które mogą nie zostać wykryte podczas kontroli przed lotem i powodują awarię strukturalną później podczas całkowicie normalnych operacji. Uważa się, że dodatkowe naprężenie nałożone na części konstrukcyjne przez przeciążenie przyspiesza występowanie metalicznych uszkodzeń zmęczeniowych.

Znajomość współczynników obciążenia narzucona przez manewry i podmuchy lotu podkreśla konsekwencje wzrostu masy brutto samolotu. Konstrukcja samolotu, który ma zostać poddany współczynnikowi obciążenia 3 g, podobnie jak w przypadku powrotu po stromym nurkowaniu, musi być przygotowana do wytrzymania dodatkowego obciążenia 300 funtów na każdy 100-funtowy wzrost masy. Należy zauważyć, że zostanie to narzucone przez dodanie około 16 galonów niepotrzebnego paliwa w konkretnym samolocie. Samoloty cywilne z certyfikatem FAA zostały przeanalizowane konstrukcyjnie i przetestowane pod kątem lotu przy maksymalnej dopuszczalnej masie brutto oraz w zakresie prędkości zamieszczonych dla rodzaju lotów, które mają być wykonane. Loty o ciężarach przekraczających tę kwotę są całkiem możliwe i często mieszczą się w zakresie wydajności samolotu. Fakt ten nie powinien wprowadzać w błąd pilota, ponieważ pilot może nie zdawać sobie sprawy, że obciążenia, dla których samolot nie został zaprojektowany, są nakładane na całą lub część konstrukcji.

W przypadku załadunku statku powietrznego z pasażerami lub ładunkiem należy wziąć pod uwagę konstrukcję. Siedzenia, przedziały bagażowe i podłogi w kabinie są zaprojektowane do określonego obciążenia lub stężenia obciążenia i nie więcej. Na przykład przedział bagażowy lekkiego samolotu może być umieszczony na 20 funtów ze względu na ograniczoną wytrzymałość jego konstrukcji nośnej, nawet jeśli statek powietrzny może nie być przeciążony lub nie ma limitów CG z większą wagą w tym miejscu.

4.10.3 Wpływ wagi na stabilność i kontrolę #

Przeciążenie wpływa również na stabilność. Samolot, który jest stabilny i możliwy do kontrolowania, gdy jest normalnie załadowany, może mieć bardzo różne charakterystyki lotu, gdy jest przeciążony. Chociaż rozkład masy ma na to najbardziej bezpośredni wpływ, można oczekiwać, że wzrost masy brutto statku powietrznego będzie miał niekorzystny wpływ na stabilność, niezależnie od lokalizacji CG. Stabilność wielu certyfikowanych statków powietrznych jest całkowicie niezadowalająca, jeśli masa brutto zostanie przekroczona.

4.10.4 Wpływ rozkładu obciążenia #

Wpływ położenia CG na ładunek nałożony na skrzydło samolotu podczas lotu jest istotny dla wznoszenia się i przelotu. Samolot z obciążeniem do przodu jest „cięższy” i w konsekwencji wolniejszy niż ten sam statek powietrzny z CG dalej na rufie.

Rysunek 4-55 ilustruje, dlaczego to prawda. W przypadku ładowania do przodu w większości samolotów wymagane jest trymowanie „napinacz”, aby utrzymać lot na poziomie. Wykończenie nosem w górę polega na ustawieniu powierzchni ogona tak, aby spowodować większe obciążenie na rufową część kadłuba, co zwiększa obciążenie skrzydła i całkowite uniesienie wymagane od skrzydła, jeśli ma być utrzymana wysokość. Wymaga to wyższego AOA skrzydła, co skutkuje większym oporem, a co za tym idzie, daje większą prędkość przeciągania.

Przy obciążeniu rufowym i wykończeniu „nom-down” powierzchnie ogona wywierają mniejsze obciążenie, odciążając skrzydło tak dużego obciążenia skrzydła i podnoszenia wymaganego do utrzymania wysokości. Wymagane AOA skrzydła jest mniejsze, więc opór jest mniejszy, co pozwala na szybszą prędkość przelotową. Teoretycznie neutralne obciążenie powierzchni ogona podczas lotu rejsowego dałoby najbardziej efektywną ogólną wydajność i najszybszą prędkość przelotową, ale skutkowałoby również niestabilnością. Nowoczesne samoloty są zaprojektowane tak, aby wymagały obciążenia ogona w celu zapewnienia stabilności i kontroli.

Wskaźnik zerowy na regulatorze trymu niekoniecznie jest taki sam jak „neutralne trymowanie” ze względu na siłę wywieraną przez skrzydła ze skrzydeł i kadłub na powierzchniach ogonowych.

Skutki rozkładu użytecznego obciążenia statku powietrznego mają istotny wpływ na jego charakterystykę lotu, nawet jeśli obciążenie mieści się w granicach CG i maksymalna dopuszczalna masa brutto. Ważne wśród tych efektów są zmiany w sterowalności, stabilności i rzeczywiste obciążenie nałożone na skrzydło.

Ogólnie rzecz biorąc, statek powietrzny staje się mniej kontrolowany, szczególnie przy niskich prędkościach lotu, ponieważ CG jest przesuwany dalej na rufie. Samolot, który czysto odzyskuje się po dłuższym obrocie z CG w jednej pozycji, może całkowicie nie zareagować na normalne próby powrotu do zdrowia, gdy CG jest przesuwane do tyłu o jeden lub dwa cale.

Powszechną praktyką dla projektantów samolotów jest ustalanie limitu CG na rufie, który znajduje się w odległości jednego cala od maksimum, co pozwala na normalne powrót do jednoobrotowego wirowania. Podczas certyfikacji samolotu w kategorii użytkowej, aby umożliwić celowe obrotu, limit CG AFT jest zwykle ustalany w punkcie kilku cali przed tym dopuszczalnym do certyfikacji w kategorii normalnej.

Innym czynnikiem wpływającym na sterowalność, która stała się ważniejsza w obecnych projektach dużych samolotów, jest efekt długich ramion na pozycje ciężkiego sprzętu i ładunku. Ten sam statek powietrzny może być załadowany do maksymalnej masy brutto w granicach swoich CG poprzez zatężenie paliwa, pasażerów i ładunku w pobliżu projektu CG lub rozpraszanie ładunków paliwa i ładunku w zbiornikach WingTip i pojemnikach ładunkowych do przodu i do tyłu kabiny.

Przy takiej samej masie całkowitej i CG manewrowanie samolotem lub utrzymanie lotu poziomego w turbulentnym powietrzu wymaga zastosowania większych sił kontrolnych, gdy obciążenie jest rozproszone. Dłuższe uzbrojenie w położenie ciężkich ładunków paliwa i ładunku musi zostać przezwyciężone przez działanie powierzchni sterujących. Samolot z pełnymi zewnętrznymi czołgami skrzydłowymi lub czołgami końcówek ma tendencję do powolnego przechyłu, gdy sytuacje kontrolne są marginalne, podczas gdy jeden z pełnymi pojemnikami z nosem i rufowymi przedziałami ładunkowymi jest mniej wrażliwy na sterowanie windą.

Granica CG do tyłu samolotu jest określana w dużej mierze ze względów stabilności. Oryginalne wymagania zdatności do lotu dla certyfikatu typu określają, że statek powietrzny w locie z określoną prędkością tłumi pionowe przesunięcie nosa w obrębie określonej liczby oscylacji. Samolot załadowany zbyt daleko do tyłu może tego nie zrobić. Zamiast tego, gdy nos jest na chwilę podciągnięty, może naprzemiennie wspinać się i nurkować z każdą oscylacją. Ta niestabilność jest nie tylko niewygodna dla pasażerów, ale może nawet stać się niebezpieczna, czyniąc samolot niemożliwym do opanowania pod pewnymi warunkami.

Odzyskiwanie z straganu w każdym samolocie staje się coraz trudniejsze, gdy jego CG porusza się na rufie. Jest to szczególnie ważne przy odzyskiwaniu wirowania, ponieważ istnieje punkt obciążenia do tyłu każdego samolotu, w którym rozwija się „płaski” spin. Płaski obrót to taki, w którym siła odśrodkowa, działająca przez CG umiejscowioną dobrze do tyłu, odciąga ogon samolotu od osi wirowania, uniemożliwiając opuszczenie nosa i powrót do zdrowia.

Samolot załadowany do tylnej granicy jego dopuszczalnego zakresu CG radzi sobie z zakrętami i manewrami przeciągnięcia i ma inne charakterystyki lądowania niż gdy jest załadowany w pobliżu granicy do przodu.

Limit CG do przodu jest określany przez szereg rozważań. Ze względów bezpieczeństwa wymagane jest, aby urządzenie przycinające, czy to wypustka, czy regulowany stabilizator, były w stanie utrzymać samolot w normalnym poślizgu przy wyłączonym zasilaniu. Konwencjonalny statek powietrzny musi być zdolny do pełnego przeciągnięcia, lądowania z wyłączeniem zasilania, aby zapewnić minimalną prędkość lądowania w sytuacjach awaryjnych. Samolot typu tylnego obciążony nadmiernie ciężkim nosem jest trudny do skokowania, szczególnie przy silnym wietrze. Można go łatwo przeciąć za pomocą hamulców i trudno jest lądować bez odbijania, ponieważ ma tendencję do spadania na kołach, ponieważ jest spowolniony i rozszerzony do lądowania. Trudności w kierowaniu na ziemi mogą wystąpić w statkach powietrznych typu przedniego, szczególnie podczas rzutu do lądowania i startu. Podsumowując efekty rozkładu obciążenia:

• Pozycja CG wpływa na podnoszenie i AOA skrzydła, ilość i kierunek siły na ogon oraz stopień ugięcia stabilizatora potrzebny do zapewnienia odpowiedniej siły ogona dla równowagi. To ostatnie jest bardzo ważne ze względu na jego związek z siłą kontrolną windy.
• Samolot zatrzymuje się z większą prędkością z przednią lokalizacją CG. Dzieje się tak, ponieważ przeciąganie AOA jest osiągane z większą prędkością z powodu zwiększonego obciążenia skrzydłami.
• Wyższe siły sterowania windą zwykle istnieją z przednim położeniem CG ze względu na zwiększone odchylenie stabilizatora wymagane do wyważenia samolotu.
• Samolot płynie szybciej z tylną lokalizacją CG ze względu na zmniejszony opór. Opór jest zmniejszony, ponieważ mniejsze AOA i mniejsze odchylenie stabilizatora w dół są wymagane do podparcia samolotu i przezwyciężenia tendencji do pochylania się w dół.
• Samolot staje się mniej stabilny, ponieważ CG jest przesuwany do tyłu. Dzieje się tak, ponieważ gdy CG jest przesuwany do tyłu, powoduje wzrost AOA. W związku z tym wkład skrzydła w stabilność statku powietrznego jest teraz zmniejszony, podczas gdy wkład ogona nadal się stabilizuje. Kiedy osiągniemy punkt, że wkład skrzydła i ogona równoważy, istnieje neutralna stabilność. Każdy ruch CG dalej na rufie skutkuje niestabilnym statkiem powietrznym.
• Lokalizacja do przodu CG zwiększa potrzebę większego ciśnienia podnośnika tylnego. Winda może nie być już w stanie przeciwstawić się żadnemu wzrostowi rzutu na nos w dół.

Odpowiednia kontrola windy jest potrzebna do kontrolowania samolotu w całym zakresie prędkości lotu aż do przeciągnięcia.

Szczegółowe omówienie i dodatkowe informacje dotyczące wagi i równowagi można znaleźć w rozdziale 9, Waga i równowaga.