W aerodynamice współczynnik obciążenia to stosunek maksymalnego obciążenia, jakie samolot może utrzymać do masy brutto samolotu. Współczynnik obciążenia jest mierzony w GS (przyspieszenie grawitacji), jednostce siły równej sile wywieranej przez grawitację na ciało w spoczynku i wskazuje siłę, jaką ciało jest poddawane, gdy jest przyspieszane. Każda siła przyłożona do statku powietrznego w celu odchylenia jego lotu z linii prostej powoduje naprężenie na jego strukturę, a wielkość tej siły jest współczynnikiem obciążenia. Chociaż kurs aerodynamiki nie jest warunkiem wstępnym uzyskania licencji pilota, kompetentny pilot powinien mieć solidne zrozumienie sił działających na statek powietrzny, korzystne wykorzystanie tych sił oraz ograniczenia eksploatacji latającego samolotu.

Na przykład współczynnik obciążenia 3 oznacza, że całkowite obciążenie konstrukcji statku powietrznego jest trzykrotnie większe niż jego masa brutto. Ponieważ współczynniki obciążenia są wyrażone w GS, współczynnik obciążenia równy 3 może być określany jako 3 GS lub współczynnik obciążenia 4 jako 4 GS.

Jeśli statek powietrzny zostanie wyciągnięty z nurkowania, poddając pilota 3 GS, zostanie wciśnięty w siedzenie z siłą trzykrotną jego wagi. Ponieważ nowoczesne statki powietrzne pracują ze znacznie wyższymi prędkościami niż starsze statki powietrzne, zwiększając wielkość współczynnika obciążenia, efekt ten stał się głównym czynnikiem w projektowaniu konstrukcji wszystkich statków powietrznych.

Wraz z projektem konstrukcyjnym samolotu, który ma wytrzymać tylko pewne przeciążenie, znajomość współczynników obciążenia stała się niezbędna dla wszystkich pilotów. Współczynniki obciążenia są ważne z dwóch powodów: możliwe jest, aby pilot nałożył na konstrukcje samolotu niebezpieczne przeciążenie. Zwiększony współczynnik obciążenia zwiększa prędkość przeciągania i umożliwia przeciągnięcia przy pozornie bezpiecznych prędkościach lotu.

4.9.1 Współczynniki obciążenia w projektowaniu samolotów #

Odpowiedź na pytanie „Jak mocny powinien być samolot?” zależy w dużej mierze od zastosowania, któremu poddawany jest statek powietrzny. Jest to trudny problem, ponieważ maksymalne możliwe obciążenia są zbyt wysokie, aby można je było wykorzystać w wydajnym projektowaniu. Prawdą jest, że każdy pilot może wykonać bardzo twarde lądowanie lub bardzo ostre podciągnięcie z nurkowania, co spowodowałoby nieprawidłowe obciążenia. Jednak tak bardzo nienormalne obciążenia muszą zostać nieco odrzucone, jeśli budowane są samoloty, które wystartują szybko, lądują powoli i przewożą wartościowe ładunki.

Problem współczynników obciążenia w projektowaniu statków powietrznych polega na tym, jak określić najwyższe współczynniki obciążenia, których można oczekiwać w normalnej eksploatacji w różnych sytuacjach operacyjnych. Te współczynniki obciążenia nazywane są „limitu współczynników obciążenia”. Ze względów bezpieczeństwa wymagane jest, aby statek powietrzny był zaprojektowany tak, aby wytrzymał te współczynniki obciążenia bez żadnych uszkodzeń konstrukcyjnych. Chociaż Kodeks Przepisów Federalnych (CFR) wymaga, aby struktura statku powietrznego była w stanie podtrzymać jedno i pół razy te współczynniki obciążenia bez awarii, przyjmuje się, że części statku powietrznego mogą zginać się lub skręcać pod tymi obciążeniami i mogą wystąpić pewne uszkodzenia konstrukcyjne.

Ten współczynnik graniczny obciążenia 1,5 nazywany jest „współczynnikiem bezpieczeństwa” i zapewnia w pewnym stopniu obciążenia wyższe niż oczekiwane przy normalnej i rozsądnej pracy. Ta rezerwa sił nie jest czymś, czego piloci powinni umyślnie nadużywać; Raczej jest tam dla ochrony, gdy napotykasz nieoczekiwane warunki.

Powyższe rozważania dotyczą wszystkich warunków obciążenia, niezależnie od tego, czy są spowodowane podmuchami, manewrami lub lądowaniami. Obecnie obowiązujące wymagania dotyczące współczynnika obciążenia podmuchu są zasadniczo takie same, jak te, które istnieją od lat. Setki tysięcy godzin pracy udowodniło, że są odpowiednie dla bezpieczeństwa. Ponieważ pilot ma niewielką kontrolę nad współczynnikami obciążenia podmuchów (z wyjątkiem zmniejszenia prędkości statku powietrznego w przypadku napotkania wzburzonego powietrza), wymagania dotyczące obciążenia podmuchami są zasadniczo takie same dla większości samolotów typu ogólnego lotnictwa, niezależnie od ich zastosowania operacyjnego. Ogólnie rzecz biorąc, współczynniki obciążenia podmuchu kontrolują projekt samolotów, które są przeznaczone do użytku ściśle nienadrodkowego.

W projektowaniu samolotów istnieje zupełnie inna sytuacja z manewrowymi współczynnikami obciążenia. Konieczne jest oddzielne omówienie tej sprawy w odniesieniu do: (1) samolotu zaprojektowanego zgodnie z systemem kategorii (tj. normalnym, użytkowym, akrobatycznym); oraz (2) starsze projekty zbudowane zgodnie z wymaganiami, które nie przewidują kategorii operacyjnych.

Samoloty zaprojektowane w ramach systemu kategorii są łatwo identyfikowane za pomocą tabliczki na pokładzie lotu, która określa kategorię operacyjną (lub kategorie), w której samolot jest certyfikowany. Maksymalne bezpieczne współczynniki obciążenia (ograniczone współczynniki obciążenia) określone dla statków powietrznych w różnych kategoriach to: Limit kategorii Współczynnik obciążenia Normalny 3,8 do –1,52, Użyteczność (łagodne akrobacje, w tym obroty) 4,4 do –1,76, Akrobatyczne 6,0 do –3,00. W przypadku samolotów o masie brutto przekraczającej 4000 funtów zmniejsza się współczynnik obciążenia granicznego. Do podanych powyżej obciążeń granicznych dodaje się współczynnik bezpieczeństwa 50 procent.

Wzrost współczynnika obciążenia występuje w górę wraz ze wzrostem nasilenia manewrów. System kategorii zapewnia maksymalną użyteczność samolotu. Jeśli zamierzona jest sama normalna praca, wymagany współczynnik obciążenia (a w konsekwencji masa statku powietrznego) jest mniejszy niż w przypadku, gdy statek powietrzny ma być używany do manewrów treningowych lub akrobatycznych, ponieważ powodują większe obciążenia manewrowe.

Samoloty, które nie mają tabliczki kategorii, to projekty, które zostały zbudowane zgodnie z wcześniejszymi wymaganiami inżynieryjnymi, w których pilotom nie nadano żadnych ograniczeń operacyjnych. W przypadku statków powietrznych tego typu (do wad około 4000 funtów) wymagana wytrzymałość jest porównywalna z dzisiejszymi samolotami kategorii użytkowej, a te same rodzaje operacji są dopuszczalne. W przypadku samolotów tego typu powyżej 4000 funtów współczynniki obciążenia zmniejszają się wraz z ciężarem. Te statki powietrzne powinny być traktowane jako porównywalne z samolotami kategorii normalnej zaprojektowane w systemie kategorii i powinny być odpowiednio obsługiwane.

4.9.2 Współczynniki obciążenia w stromych zakrętach #

Przy stałej wysokości, skoordynowany obrót w każdym samolocie, współczynnik obciążenia jest wynikiem dwóch sił: siły odśrodkowej i grawitacji. [Rysunek 4-44] Dla dowolnego kąta przechylenia zgnilizna zmienia się wraz z prędkością lotu — im wyższa prędkość, tym wolniejsza zgnilizna. Kompensuje to dodatkową siłę odśrodkową, dzięki czemu współczynnik obciążenia pozostaje taki sam.

Rysunek 4-45 ujawnia ważny fakt na temat zwojów — współczynnik obciążenia wzrasta przy straszliwym tempie po osiągnięciu przez bank o 45° lub 50°. Współczynnik obciążenia dla każdego samolotu w banku 60° wynosi 2 GS. Współczynnik obciążenia w banku 80° wynosi 5,76 g. Skrzydło musi generować siłę nośną równą tym współczynnikom obciążenia, jeśli ma być zachowana wysokość.

Należy zauważyć, jak szybko linia oznaczająca współczynnik obciążenia wzrasta, gdy zbliża się do linii brzegowej 90°, do której nigdy nie dochodzi do końca, ponieważ 90 ° zboczony, stała wysokość skrętu nie jest matematycznie możliwa. Samolot może być przechylony do 90°, ale nie w skoordynowanym zakręcie. Samolot, który może być trzymany w 90 ° poślizgu, jest zdolny do prostego lotu nożowego. Przy nieco więcej niż 80° współczynnik obciążenia przekracza limit 6 GS, czyli graniczny współczynnik obciążenia samolotu akrobatycznego.

Dla skoordynowanego, stałego zakrętu wysokości, przybliżony maksymalny brzeg dla przeciętnego samolotu lotniczego wynosi 60°. Ten bank i wynikające z niego niezbędne ustawienie mocy osiągają granicę tego typu samolotów. Dodatkowy bank 10° zwiększa współczynnik obciążenia o około 1 g, zbliżając go do ustawionego dla tych samolotów granicy plastyczności. [Rysunek 4-46]

4.9.3 Współczynniki obciążenia i prędkości przeciągania #

Każdy statek powietrzny, w granicach swojej konstrukcji, może zostać zatrzymany przy dowolnej prędkości lotu. Gdy narzucone jest wystarczająco wysokie AOA, płynny przepływ powietrza nad profilem rozpada się i rozdziela, powodując nagłą zmianę charakterystyki lotu i nagłą utratę podnoszenia, co skutkuje przeciągnięciem.

Badanie tego efektu wykazało, że prędkość przeciągania samolotu wzrasta proporcjonalnie do pierwiastka kwadratowego współczynnika obciążenia. Oznacza to, że statek powietrzny o normalnej prędkości przeciągania bez przyspieszenia 50 węzłów może zostać zatrzymany z prędkością 100 węzłów, wywołując współczynnik obciążenia 4 g. Gdyby to było możliwe, aby ten samolot wytrzymał współczynnik obciążenia równy dziewięć, mógłby zostać zatrzymany z prędkością 150 węzłów. Pilot powinien być świadomy:

• o niebezpieczeństwie nieumyślnego przeciągnięcia samolotu poprzez zwiększenie współczynnika obciążenia, jak w stromym zakręcie lub spirali;
• Podczas celowego przeciągania samolotu powyżej jego projektowej prędkości manewrowania narzucany jest ogromny współczynnik obciążenia.

Rysunki 4-45 i 4-46 pokazują, że przechylenie samolotu większego niż 72° w stromym zakręcie daje współczynnik obciążenia równy 3, a prędkość przeciągania znacznie wzrasta. Jeśli ten zakręt jest wykonywany w samolocie o normalnej prędkości przeciągania bez przyspieszenia 45 węzłów, prędkość lotu musi być większa niż 75 węzłów, aby zapobiec przeciągnięciu przeciągnięcia. Podobny efekt występuje w szybkim podciągnięciu lub jakimkolwiek manewrze powodującym współczynnik obciążenia powyżej 1 g. Ta nagła, nieoczekiwana utrata kontroli, szczególnie w stromym zakręcie lub nagłym zastosowaniu tylnej kontroli windy w pobliżu ziemi, spowodowała wiele wypadków.

Ponieważ współczynnik obciążenia jest dopasowany do kwadratu, gdy prędkość przeciągania podwaja się, ogromne obciążenia mogą być nakładane na konstrukcje poprzez przeciąganie samolotu przy stosunkowo dużych prędkościach.

Maksymalna prędkość, z jaką samolot może być bezpiecznie zatrzymany, jest teraz określana dla wszystkich nowych projektów. Prędkość ta nazywana jest „prędkością manewrowania projektowego” (VA) i musi być wprowadzona do zatwierdzonej przez FAA podręcznika obsługi samolotu/podręcznika obsługi pilota (AFM/POH) wszystkich ostatnio zaprojektowanych samolotów. W przypadku starszych samolotów lotnictwa ogólnego ta prędkość jest około 1,7 razy większa od normalnej prędkości przeciągania. Tak więc starszy statek powietrzny, który normalnie przeciąga się z prędkością 60 węzłów, nigdy nie może być zatrzymany z prędkością powyżej 102 węzłów (60 węzłów x 1,7 = 102 węzły). Samolot o normalnej prędkości przeciągania 60 węzłów zatrzymany przy 102 węzłach podlega współczynnikowi obciążenia równemu kwadratowi wzrostu prędkości, czyli 2,89 gs (1,7 x 1,7 = 2,89 gs). (Powyższe liczby są przybliżeniami, które należy traktować jako wytyczne i nie są dokładnymi odpowiedziami na jakikolwiek zestaw problemów. Prędkość manewrowania projektowego powinna być określona na podstawie ograniczeń eksploatacyjnych danego statku powietrznego dostarczonych przez producenta).

Ponieważ dźwignia w systemie sterowania różni się w zależności od samolotu (niektóre typy wykorzystują „zbalansowane” powierzchnie kontrolne, podczas gdy inne nie), ciśnienie wywierane przez pilota na sterowanie nie może być akceptowane jako wskaźnik współczynników obciążenia wytwarzanych w różnych statkach powietrznych. W większości przypadków współczynniki obciążenia można ocenić przez doświadczonego pilota na podstawie wyczucia nacisku siedzenia. Współczynniki obciążenia można również mierzyć za pomocą instrumentu zwanego „akcelerometrem”, ale ten instrument nie jest powszechny w samolotach szkoleniowych w ogólnym lotnictwie. Ważny jest rozwój zdolności oceniania współczynników obciążenia na podstawie wyczucia ich wpływu na ciało. Znajomość tych zasad jest niezbędna do rozwoju umiejętności oszacowania współczynników obciążenia.

Dokładna znajomość współczynników obciążenia wywołana przez różne stopnie przechylenia i VA pomaga w zapobieganiu dwóm najpoważniejszym rodzajom wypadków: przeciągnięciach po stromych zakrętach lub nadmierne manewrowanie w pobliżu ziemi; Awarie konstrukcyjne podczas akrobacji lub innych gwałtownych manewrów wynikających z utraty kontroli.

4.9.4 Współczynniki obciążenia i manewry lotu #

Krytyczne współczynniki obciążenia mają zastosowanie do wszystkich manewrów lotu z wyjątkiem nieprzyspieszonego prostego lotu, w którym współczynnik obciążenia 1 g jest zawsze obecny. Wiadomo, że niektóre manewry omówione w tej sekcji obejmują stosunkowo wysokie współczynniki obciążenia.

4.9.5 obrotów #

Zwiększone współczynniki obciążenia są cechą charakterystyczną wszystkich zakrętów bankowych. Jak zauważono w rozdziale dotyczącym współczynników obciążenia w stromych zakrętach, współczynniki obciążenia stają się istotne zarówno dla wydajności lotu, jak i obciążenia konstrukcji skrzydeł, gdy brzeg wzrasta powyżej około 45°.

Współczynnik plastyczności przeciętnej płaszczyzny świetlnej osiąga się przy brzegu około 70° do 75°, a prędkość przeciągania jest zwiększona o około połowę przy brzegu około 70°.

4.9.6 Stoiska #

Normalne przeciągnięcie wchodzące z lotu na poziomie prostym i nieprzyspieszonym prostym wzniesieniu nie powoduje dodatkowych współczynników obciążenia poza 1 g lotu na poziomie prostym i poziomym. Jednak gdy zachodzi przeciągnięcie, ten współczynnik obciążenia może być zmniejszony do zera, czyli współczynnik, przy którym nic nie wydaje się mieć wagi. Pilot odczuwa wrażenie „upływu wolnego w kosmosie”. Jeśli odzysk zostanie dokonany przez przesunięcie sterowania windą do przodu, mogą zostać wytworzone ujemne współczynniki obciążenia (lub te, które nakładają obciążenie na skrzydła i podnoszą pilota z siedzenia).

Podczas podciągania po odzyskaniu przeciągnięcia czasami indukowane są znaczące współczynniki obciążenia. Mogą one być dalej zwiększane nieumyślnie podczas nadmiernego nurkowania (a w konsekwencji z dużą prędkością lotu) i nagłymi podciągnięciami do lotu poziomego. Jeden zwykle prowadzi do drugiego, zwiększając w ten sposób współczynnik obciążenia. Nagłe podciąganie przy dużych prędkościach nurkowania może nakładać krytyczne obciążenia na konstrukcje samolotów i może powodować powtarzające się lub wtórne przeciągnięcia poprzez zwiększenie AOA do przeciągania.

W uogólnieniu, odzyskiwanie z przeciągnięcia spowodowanego nurkowaniem tylko w celu przelotu lub manewrowania projektowego manewrowania prędkością, ze stopniowym podciąganiem, gdy tylko prędkość lotu jest bezpiecznie powyżej przeciągania, może być wykonana z współczynnikiem obciążenia nie przekraczającym 2 lub 2,5 g. Wyższy współczynnik obciążenia nigdy nie powinien być konieczny, chyba że odzyskiwanie zostało wykonane z nosem samolotu w pobliżu lub poza pionowym położeniem lub na bardzo niskich wysokościach, aby uniknąć zanurzenia się w ziemi.

4.9.7 Spiny #

Stabilizowany wirowanie nie różni się od przeciągnięcia w jakimkolwiek elemencie innym niż obrót i te same względy współczynnika obciążenia mają zastosowanie do odzyskiwania wirowania, co w przypadku odzyskiwania przeciągnięcia. Ponieważ odzyski wirowania są zwykle wykonywane, a nos jest znacznie niższy niż jest to powszechne w przypadku odzyskiwania przeciągnięcia, należy oczekiwać wyższych prędkości lotu, a co za tym idzie wyższych współczynników obciążenia. Współczynnik obciążenia w prawidłowym odzyskiwaniu wirowania zwykle wynosi około 2,5 g.

Współczynnik obciążenia podczas wirowania różni się w zależności od charakterystyki wirowania każdego samolotu, ale zwykle okazuje się, że jest nieco powyżej 1 g lotu poziomego. Są dwa powody: prędkość lotu w obrocie jest bardzo niska, zwykle w promieniu 2 węzłów od nieprzyspieszonych prędkości przeciągania. Samolot obraca się, a nie obraca, gdy jest w obrocie.

4.9.8 Szybkie stragany #

Przeciętna płaszczyzna świetlna nie jest zbudowana tak, aby wytrzymać wielokrotne stosowanie współczynników obciążenia wspólnych dla przeciągów dużych prędkości. Współczynnik obciążenia niezbędny dla tych manewrów powoduje obciążenie skrzydeł i struktury ogona, co nie pozostawia rozsądnego marginesu bezpieczeństwa w większości lekkich samolotów.

Jedynym sposobem, w jaki to stragan można wywołać przy prędkości lotu powyżej normalnego przeciągania, jest nałożenie dodatkowego współczynnika obciążenia, co może być wykonane przez silne pociągnięcie sterowania windą. Prędkość 1,7-krotna prędkość przeciągania (około 102 węzłów w lekkim samolocie o prędkości przeciągania 60 węzłów) daje współczynnik obciążenia 3 g. Tylko bardzo wąski margines błędu może być dozwolony dla akrobatyki w lekkich samolotach. Aby zilustrować, jak szybko współczynnik obciążenia wzrasta wraz z prędkością lotu, szybkie przeciągnięcie przy 112 węzłach w tym samym samolocie dałoby współczynnik obciążenia 4 g.

4.9.9 Chandelles i Lazy Eights #

Chandelle to skręt wspinaczkowy o maksymalnej wydajności, zaczynający się od lotu w przybliżeniu na poziomie prostym i poziomym, a kończący się po zakończeniu precyzyjnego obrotu o 180° w nachyleniu na poziomie skrzydeł i wysokim nachyleniu przy minimalnej kontrolowanej prędkości lotu. W tym manewrze samolot znajduje się w stromym zakręcie wspinaczkowym i prawie zatrzymuje się, aby uzyskać wysokość, zmieniając kierunek. Leniwa ósemka wywodzi swoją nazwę od sposobu, w jaki wydłużona oś podłużna samolotu ma na celu prześledzenie wzoru lotu w postaci figury „8” leżącej na boku. Trudno byłoby złożyć jednoznaczne oświadczenie dotyczące współczynników obciążenia w tych manewrach, ponieważ oba obejmują płynne, płytkie nurkowania i podciąganie. Powstałe współczynniki obciążenia zależą bezpośrednio od prędkości nurkowania i gwałtowności podciągania podczas tych manewrów.

Ogólnie rzecz biorąc, im lepszy manewr jest wykonywany, tym mniej indukowany jest współczynnik obciążenia. Chandelle lub Lazy Eight, w której podciąganie generuje współczynnik obciążenia większy niż 2 GS, nie spowoduje tak dużego wzrostu wysokości, a w samolocie o małej mocy może skutkować utratą wysokości netto.

Najbardziej płynne podciąganie, z umiarkowanym współczynnikiem obciążenia, zapewnia największy wzrost wysokości w Chandelle i zapewnia lepszą ogólną wydajność zarówno w Chandelles, jak i Lazy Eights. Zalecana prędkość wejścia dla tych manewrów jest na ogół zbliżona do projektowej prędkości manewrowania producenta, co pozwala na maksymalny rozwój współczynników obciążenia bez przekraczania limitów obciążenia.

4.9.10 Szorstkie powietrze #

Wszystkie samoloty z certyfikatem standardowym są zaprojektowane tak, aby wytrzymać obciążenia narzucane przez podmuchy o znacznej intensywności. Współczynniki obciążenia podmuchów rosną wraz ze wzrostem prędkości lotu, a siła wykorzystywana do celów projektowych zwykle odpowiada najwyższej prędkości lotu. W wyjątkowo wzburzonym powietrzu, jak w przypadku burzy lub warunków czołowych, rozsądnie jest zmniejszyć prędkość do prędkości manewrowania projektowego. Niezależnie od utrzymywanej prędkości, mogą pojawić się podmuchy, które mogą wytwarzać obciążenia przekraczające limity obciążenia.

Każdy konkretny statek powietrzny jest zaprojektowany z określonym obciążeniem G, który może być nałożony na statek powietrzny bez powodowania uszkodzeń konstrukcyjnych. Istnieją dwa rodzaje współczynników obciążenia uwzględnionych w konstrukcji statku powietrznego, obciążenie graniczne i obciążenie końcowe. Obciążenie graniczne to siła przyłożona do statku powietrznego, która powoduje zgięcie konstrukcji samolotu, która nie powraca do pierwotnego kształtu. Ostateczne obciążenie to współczynnik obciążenia przyłożony do statku powietrznego poza obciążeniem granicznym i w którym to momencie materiał samolotu doświadcza awarii konstrukcyjnej (łamania). Współczynniki obciążenia niższe niż obciążenie graniczne mogą być utrzymane bez naruszania integralności konstrukcji statku powietrznego.

Prędkość do, ale nie przekraczająca prędkości manewrowania, pozwala statkowi hamować przed wystąpieniem wzrostu współczynnika obciążenia, który przekroczyłby obciążenie graniczne samolotu.

Większość AFM/POH zawiera teraz informacje o turbulentnej penetracji powietrza, które pomagają dzisiejszym pilotom bezpiecznie latać samolotami zdolnymi do szerokiego zakresu prędkości i wysokości. Ważne jest, aby pilot pamiętał, że maksymalne prędkości nurkowania w tabliczce „Nigdy nie przekroczone” są określane tylko dla płynnego powietrza. Nurkowanie z dużą prędkością lub akrobacje z prędkością powyżej znanej prędkości manewrowania nigdy nie powinny być ćwiczone w szorstkim lub turbulentnym powietrzu.

4.9.11 Wykres VG #

Siła operacyjna lotu samolotu jest przedstawiona na wykresie, którego skala pionowa jest oparta na współczynniku obciążenia. [Rysunek 4-47] Wykres nazywany jest wykresem VG — prędkość w funkcji G obciążeń lub współczynnik obciążenia. Każdy statek powietrzny ma własny wykres VG, który jest ważny przy określonej wadze i wysokości.

Linie maksymalnego udźwigu (linie zakrzywione) są pierwszymi ważnymi elementami na diagramie VG. Samolot na rysunku 4-47 jest w stanie rozwinąć nie więcej niż +1 g przy 62 mil na godzinę, co oznacza prędkość przeciągnięcia samolotu na poziomie skrzydła. Ponieważ maksymalny współczynnik obciążenia zmienia się w zależności od kwadratu prędkości lotu, maksymalna dodatnia nośność tego samolotu wynosi 2 g przy 92 mil na godzinę, 3 g przy 112 mil na godzinę, 4,4 g przy 137 mil na godzinę i tak dalej. Jakikolwiek współczynnik obciążenia powyżej tej linii jest niedostępny aerodynamicznie (tj. statek powietrzny nie może latać powyżej linii maksymalnego udźwigu, ponieważ zatrzymuje się). Taka sama sytuacja ma miejsce w przypadku ujemnego lotu nośnego, z wyjątkiem tego, że prędkość niezbędna do wytworzenia danego ujemnego współczynnika obciążenia jest wyższa niż prędkość do uzyskania tego samego dodatniego współczynnika obciążenia.

Jeśli statek powietrzny jest przelatywany przy dodatnim współczynniku obciążenia większym niż dodatni graniczny współczynnik obciążenia wynoszący 4,4, możliwe jest uszkodzenie konstrukcyjne. Gdy statek powietrzny jest eksploatowany w tym obszarze, może nastąpić budzące zastrzeżenia trwałe odkształcenie konstrukcji pierwotnej i wystąpić wysokie tempo uszkodzenia zmęczeniowego. Podczas normalnej pracy należy unikać pracy powyżej granicy współczynnika obciążenia.

Istnieją dwa inne ważne punkty na diagramie VG. Jednym z punktów jest przecięcie dodatniego granicznego współczynnika obciążenia i linia maksymalnego dodatniego udźwigu. Prędkość w tym momencie to minimalna prędkość, przy której obciążenie graniczne może być rozwijane aerodynamicznie. Jakakolwiek prędkość lotu większa niż ta zapewnia dodatnią zdolność podnoszenia wystarczającą do uszkodzenia statku powietrznego; I odwrotnie, każda prędkość lotu mniejsza niż ta nie zapewnia dodatniego udźwigu wystarczającego do spowodowania uszkodzeń spowodowanych nadmiernymi obciążeniami lotu. Zwykłym terminem podawanym tej prędkości jest „prędkość manewrowania”, ponieważ rozważenie poddźwiękowego

Aerodynamika przewidywałaby minimalny użyteczny promień skrętu lub zwrotność w tym stanie. Prędkość manewru jest cennym punktem odniesienia, ponieważ samolot operujący poniżej tego punktu nie może spowodować szkodliwego dodatniego obciążenia lotu. Jakakolwiek kombinacja manewru i podmuchu nie może spowodować uszkodzeń z powodu nadmiernego obciążenia powietrznego, gdy samolot jest poniżej prędkości manewru.

Innym ważnym punktem na wykresie VG jest przecięcie ujemnego granicznego współczynnika obciążenia i linia maksymalnego ujemnego podnoszenia. Każda prędkość lotu większa niż ta zapewnia ujemną nośność wystarczającą do uszkodzenia statku powietrznego; Jakakolwiek prędkość lotu mniejsza niż ta nie zapewnia ujemnego podnoszenia wystarczającego do uszkodzenia samolotu przed nadmiernym obciążeniem lotu.

Limit prędkości (lub prędkości czerwonej linii) jest punktowym punktem odniesienia dla samolotu — ten samolot jest ograniczony do 225 mil na godzinę. W przypadku próby lotu poza limitem prędkości lotu, uszkodzenie konstrukcyjne lub uszkodzenie konstrukcyjne mogą wynikać z różnych zjawisk.

Samolot w locie jest ograniczony do reżimu prędkości lotu i GS, które nie przekraczają prędkości granicznej (lub czerwonej linii), nie przekraczają współczynnika obciążenia granicznego i nie mogą przekraczać maksymalnego udźwigu. Samolot musi być eksploatowany w ramach tej „koperty”, aby zapobiec uszkodzeniom konstrukcyjnym i zapewnić uzyskanie przewidywanego podniesienia serwisowego statku powietrznego. Pilot musi docenić wykres VG jako opisujący dopuszczalną kombinację prędkości lotu i współczynników obciążenia dla bezpiecznej pracy. Wszelkie manewry, podmuchy lub podmuchy plus manewr poza obwiednią konstrukcyjną mogą spowodować uszkodzenie konstrukcyjne i skutecznie skrócić żywotność samolotu.

4.9.12 Stopa zwrotu #

Szybkość obrotu (ROT) to liczba stopni (wyrażona w stopniach na sekundę) zmiany kursu, którą wprowadza samolot. Zgniliznę można określić, przyjmując stałą 1091, mnożąc ją przez styczną dowolnego kąta przechylenia i dzieląc ten produkt przez daną prędkość lotu w węzłach, jak pokazano na rysunku 4-48. Jeśli prędkość lotu zostanie zwiększona, a żądana zgnilizna ma być stała, należy zwiększyć kąt przechylenia, w przeciwnym razie zgnilizna spada. Podobnie, jeśli prędkość lotu jest utrzymywana na stałym poziomie, zgnilizna samolotu wzrasta, jeśli kąt przechylenia zostanie zwiększony. Wzór na rysunkach 4-48 do 4-50 przedstawia zależność między kątem przechylenia a prędkością lotu, gdy wpływają one na zgniliznę.

Uwaga: Wszystkie prędkości omówione w tej sekcji to prawdziwa prędkość lotu (TA).

Prędkość lotu znacząco wpływa na zgniliznę samolotu. Jeśli prędkość lotu zostanie zwiększona, zgnilizna zostanie zmniejszona, jeśli użyjesz tego samego kąta, który zastosowano przy niższej prędkości. Dlatego też, jeśli prędkość lotu zostanie zwiększona, jak pokazano na rysunku 4-49, można wywnioskować, że kąt przechylenia musi zostać zwiększony, aby osiągnąć tę samą zgnilicę osiągnięte na rysunku 4-50.

Co to oznacza po praktycznej stronie? Jeśli dana prędkość lotu i kąt nachylenia powodują specyficzną zgniliznę, można wyciągnąć dodatkowe wnioski. Wiedząc, że zgnilizna jest określoną liczbą stopni zmiany na sekundę, liczba sekund potrzebna do przebycia 360° (koło) może być określona przez proste podział. Na przykład, jeśli poruszasz się z prędkością 120 węzłów z kątem 30°, zgnilizna wynosi 5,25° na sekundę i zajmuje 68,6 sekundy (360° podzielone przez 5,25 = 68,6 sekundy), aby utworzyć pełne koło. Podobnie, jeśli lecisz z prędkością 240 węzłów TAS i używając kąta 30° przechylenia, zgnilizna wynosi tylko około 2,63° na sekundę, a wykonanie koła 360° zajmuje około 137 sekund. Patrząc na wzór, każdy wzrost prędkości lotu jest wprost proporcjonalny do czasu, jaki samolot zajmuje przebycie łuku.

Dlaczego więc ważne jest, aby zrozumieć? Gdy zgnilizna zostanie zrozumiana, pilot może określić odległość wymaganą do wykonania tego konkretnego zakrętu, który jest wyjaśniony w promieniu zakrętu.

4.9.13 Promień zakrętu #

Promień skrętu jest bezpośrednio powiązany z zgnilizną, co wyjaśnione wcześniej jest funkcją zarówno kąta nachylenia, jak i prędkości lotu. Jeśli kąt nachylenia jest utrzymywany na stałym poziomie, a prędkość lotu jest zwiększona, promień skrętu zmienia się (wzrost). Większa prędkość lotu powoduje, że samolot porusza się po dłuższym łuku ze względu na większą prędkość. Samolot poruszający się z prędkością 120 węzłów jest w stanie obrócić koło o 360 ° w ciaśniejszym promieniu niż samolot poruszający się z prędkością 240 węzłów. Aby zrekompensować wzrost prędkości lotu, trzeba by zwiększyć kąt nachylenia.

Promień skrętu (R) można obliczyć za pomocą prostego wzoru. Promień skrętu jest równy prędkości do kwadratu (V²) podzielonej przez 11,26-krotność stycznej kąta przechylenia. R = V² / (11,26 x styczna kąta przechylenia).

Korzystając z przykładów podanych na rysunkach 4-48 do 4-50, można obliczyć promień skrętu dla każdej z dwóch prędkości. Zauważ, że jeśli prędkość jest podwojona, promień jest kwadratowy. [Rysunki 4-51 i 4-52]

Innym sposobem określenia promienia skrętu jest prędkość przy użyciu stóp na sekundę (fps), π (3.1415) i zgnilizny. Posługując się przykładem na stronie 4-34 w prawym górnym kolumnie ustalono, że samolot z zgnilizną 5,25 stopnia na sekundę wymaga 68,6 sekundy, aby wykonać pełne koło. Prędkość statku powietrznego (w węzłach) można przeliczyć na fps, mnożąc ją przez stałą 1,69. Dlatego samolot poruszający się z prędkością 120 węzłów (TA) podróżuje z prędkością 202,8 fps. Znajomość prędkości w kl./s (202.8) pomnożona przez czas, jaki samolot zajmuje dokończenie koła (68,6 sekundy) może określić rozmiar okręgu; 202,8 razy 68,6 to 13 912 stóp. Dzielenie przez π daje średnicę 4428 stóp, co po podzieleniu przez 2 równa się promieniowi 2214 stóp [Rysunek 4-53], a stopa w środku określona przez użycie wzoru na rysunku 4-51.

Na rysunku 4-54 pilot wchodzi do kanionu i postanawia skręcić o 180°, aby wyjść. Pilot używa w swojej turze kąta przechylenia 30°.