В аеродинамікі коефіцієнт навантаження – це відношення максимального навантаження, яке літак може витримати до загальної ваги літака. Коефіцієнт навантаження вимірюється в Gs (прискорення сили тяжіння), одиниці сили, що дорівнює силі, що діє силою на тіло в стані спокою, і вказує силу, якій тіло піддається при прискоренні. Будь-яка сила, прикладена до літака, щоб відвернути його політ від прямої лінії, створює навантаження на його структуру, а величина цієї сили є коефіцієнтом навантаження. Хоча курс з аеродинаміки не є обов’язковою умовою для отримання ліцензії пілота, компетентний пілот повинен добре розуміти сили, які діють на літак, вигідне використання цих сил і експлуатаційні обмеження літака, який летить.

Наприклад, коефіцієнт навантаження 3 означає, що загальне навантаження на конструкцію літака втричі перевищує вагу брутто. Оскільки коефіцієнти навантаження виражаються в термінах Gs, коефіцієнт навантаження 3 можна говорити як 3 Gs або коефіцієнт навантаження 4 як 4 Gs.

Якщо літак підтягується з занурення, піддаючи пілота 3 Gs, він або вона буде притиснута до сидіння з силою, що втричі перевищує його вагу. Оскільки сучасні літаки працюють на значно більших швидкостях, ніж у старих, збільшуючи величину коефіцієнта навантаження, цей ефект став основним фактором при проектуванні конструкції всіх літаків.

При структурному проектуванні літаків, які планують витримувати лише певну кількість перевантаження, знання коефіцієнтів навантаження стало важливим для всіх пілотів. Коефіцієнти навантаження важливі з двох причин: пілот може накласти на конструкції літака небезпечне перевантаження. Збільшений коефіцієнт навантаження збільшує швидкість зупинки і робить можливими зупинки на, здавалося б, безпечних швидкостях польоту.

4.9.1 Коефіцієнти навантаження в проекті літака #

Відповідь на питання “Наскільки міцним має бути літак?” визначається значною мірою використанням, яким піддається ПС. Це складна проблема, оскільки максимально можливі навантаження занадто високі для використання в ефективному проектуванні. Це правда, що будь-який пілот може зробити дуже жорстку посадку або надзвичайно різке підтягування від занурення, що призведе до ненормальних навантажень. Однак такі вкрай ненормальні навантаження повинні бути дещо відкинуті, якщо будуються літаки, які швидко злітають, приземляються повільно і мають придатні корисні навантаження.

Проблема коефіцієнтів навантаження в проекті літака полягає в тому, як визначити найвищі коефіцієнти навантаження, які можна очікувати при нормальній експлуатації в різних експлуатаційних ситуаціях. Ці коефіцієнти навантаження називаються «коефіцієнти обмеження навантаження». З міркувань безпеки необхідно, щоб літак був спроектований так, щоб витримувати ці коефіцієнти навантаження без будь-яких пошкоджень конструкції. Хоча Кодекс Федеральних правил (CFR) вимагає, щоб конструкція літака була здатна підтримувати ці граничні коефіцієнти навантаження в півтора рази без збоїв, вважається, що частини літака можуть згинатися або скручуватися під цими навантаженнями і можуть виникнути деякі структурні пошкодження.

Цей коефіцієнт обмеження навантаження 1,5 називається «коефіцієнт безпеки» і забезпечує, певною мірою, навантаження, вищі, ніж очікувані при нормальній та розумній роботі. Цей запас сили не є тим, чим пілоти повинні навмисно зловживати; Швидше, він є для захисту, коли ви зустрічаєте несподівані умови.

Наведені вище міркування стосуються всіх умов навантаження, незалежно від того, чи пов’язані вони з поривами, маневрами чи посадками. Вимоги до коефіцієнта навантаження поривів, які зараз діють, по суті такі ж, як і ті, які існують роками. Сотні тисяч робочих годин довели, що вони достатні для безпеки. Оскільки пілот не має контролю над коефіцієнтами навантаження поривів (за винятком зниження швидкості літака, коли зустрічається грубе повітря), вимоги до навантаження поривів по суті однакові для більшості літаків загального авіаційного типу незалежно від їх експлуатаційного використання. Як правило, коефіцієнти навантаження поривів контролюють конструкцію літаків, які призначені для суворо некробатичного використання.

Зовсім інша ситуація в проектуванні літака з маневруючими коефіцієнтами навантаження. Необхідно обговорити це питання окремо щодо: (1) літака, розробленого відповідно до системи категорій (тобто нормальна, комунальна, акробатична); і (2) старіші проекти, побудовані відповідно до вимог, які не передбачали оперативних категорій.

Літак, розроблений за системою категорій, легко ідентифікується за допомогою плаката в польотній палубі, де вказано оперативну категорію (або категорії), в якій сертифіковано літак. Максимально безпечні коефіцієнти навантаження (коефіцієнти обмеження навантаження), визначені для літаків у різних категоріях: Коефіцієнт граничного навантаження категорії Нормальний від 3,8 до –1,52, комунальна (м’яка акробатика, включаючи спіни) 4,4 до –1,76, акробатичний 6,0 до –3.00. Для літаків з вагою більш ніж 4000 фунтів зменшено коефіцієнт граничного навантаження. До граничних навантажень, наведених вище, додається коефіцієнт безпеки 50 відсотків.

Відбувається підвищення коефіцієнта навантаження зі збільшенням тяжкості маневрів. Система категорій передбачає максимальну корисність літака. Якщо передбачається лише нормальна робота, необхідний коефіцієнт навантаження (і, отже, вага літака) буде меншим, ніж якщо літак має використовуватися для навчання або акробатичних маневрів, оскільки вони призводять до більших маневрових навантажень.

Літаки, які не мають плаката категорії, — це конструкції, які були побудовані відповідно до попередніх інженерних вимог, при яких експлуатаційні обмеження спеціально не надавалися пілотам. Для літаків цього типу (до 4000 фунтів) необхідна міцність можна порівняти з сучасними літаками категорії «Комплекс», і допустимі такі ж види експлуатації. Для літаків цього типу понад 4000 фунтів коефіцієнти навантаження зменшуються з вагою. Ці літаки слід вважати порівнянними зі звичайними літаками категорії, розробленими за системою категорій, і вони повинні експлуатуватися відповідно.

4.9.2 Коефіцієнти навантаження при крутих поворотах #

На постійній висоті, скоординованому повороті в будь-якому літаку коефіцієнт навантаження є результатом двох сил: відцентрової сили і гравітації. [Малюнок 4-44] Для будь-якого заданого кута нахилу гниль змінюється залежно від повітряної швидкості — чим вище швидкість, тим повільніше гниття. Це компенсує додаткову відцентрову силу, дозволяючи коефіцієнту навантаження залишатися незмінним.

Малюнок 4-45 показує важливий факт про повороти — коефіцієнт навантаження збільшується з приголомшливою швидкістю після того, як банк досяг 45° або 50°. Коефіцієнт навантаження для будь-якого літака в банку 60° становить 2 Gs. Коефіцієнт навантаження в банку 80° становить 5,76 гс. Якщо потрібно підтримувати висоту, крило повинно виконувати підйомну силу, рівну цим коефіцієнтам навантаження.

Слід зазначити, як швидко збільшується лінія, що позначає коефіцієнт навантаження, коли вона наближається до лінії 90°, до якої вона ніколи не досягає, оскільки поворот на 90°, постійний поворот висоти неможливий математично. Літак може бути розставлений на 90°, але не в скоординованому повороті. Літак, який можна утримувати в повороті на 90°, здатний до польоту з прямим ножем. При трохи більше 80° коефіцієнт навантаження перевищує межу 6 Gs, коефіцієнт граничного навантаження акробатичного літака.

Для скоординованого повороту з постійною висотою приблизний максимальний банк для середнього літака авіації загального призначення становить 60°. Цей банк і, як наслідок, необхідні установки потужності досягають межі цього типу літаків. Додатковий банк 10° збільшує коефіцієнт навантаження приблизно на 1 г, наближаючи його до точки прибутковості, встановленої для цих літаків. [Малюнок 4-46]

4.9.3 Коефіцієнти навантаження та швидкість зупинки #

Будь-який літак в межах його структури може бути зупинений на будь-якій швидкості повітря. Коли накладається достатньо високий AOA, плавний потік повітря над аеродинамічним шаром розпадається і відокремлюється, викликаючи різку зміну льотних характеристик і раптову втрату підйому, що призводить до зупинки.

Дослідження цього ефекту показало, що швидкість зупинки літака збільшується пропорційно квадратному кореню з коефіцієнта навантаження. Це означає, що літак із нормальною неприскореною швидкістю зупинки 50 вузлів може заглохнути на 100 вузлів, викликаючи коефіцієнт навантаження 4 Gs. Якби цей літак міг витримати коефіцієнт навантаження дев’ять, він міг би зупинитися зі швидкістю 150 вузлів. Пілот повинен знати:

• про небезпеку ненавмисного зупинення літака за рахунок збільшення коефіцієнта навантаження, як у крутому повороті або спіралі;
• При навмисному зупинці літака вище швидкості маневрування конструкції накладається величезний коефіцієнт навантаження.

На малюнках 4-45 і 4-46 показано, що банківський літак більше 72° на крутому повороті створює коефіцієнт навантаження 3, а швидкість зупинки значно збільшується. Якщо цей поворот виконується в літаку зі звичайною неприскореною швидкістю зупинки 45 вузлів, швидкість повітря повинна бути більше 75 вузлів, щоб запобігти зупинці. Подібний ефект відчувається при швидкому підтягуванні або будь-якому маневрі, що створює навантаження вище 1 г. Ця раптова, несподівана втрата контролю, особливо при крутому повороті або різкому застосуванні керування заднім ліфтом біля землі, спричинила багато аварій.

Оскільки коефіцієнт навантаження зводиться до квадрата, коли швидкість гальмування подвоюється, величезні навантаження можуть бути накладені на конструкції, якщо зупинити літак на відносно високих повітряних швидкостях.

Максимальна швидкість, з якою літак може безпечно зупинитися, тепер визначається для всіх нових конструкцій. Ця швидкість називається «Швидкість маневрування проектування» (VA) і повинна бути внесена в Посібник з польоту літака, затвердженого FAA, Посібник з експлуатації пілота (AFM/POH) усіх нещодавно розроблених літаків. Для старих літаків загального призначення ця швидкість приблизно в 1,7 рази перевищує нормальну швидкість зупинки. Таким чином, старий літак, який зазвичай зупиняється зі швидкістю 60 вузлів, ніколи не повинен зупинятися на швидкості вище 102 вузлів (60 вузлів x 1,7 = 102 вузла). Літак із нормальною швидкістю зупинки 60 вузлів, що стояв на 102 вузлах, зазнає коефіцієнта навантаження, що дорівнює квадрату збільшення швидкості, або 2,89 Gs (1,7 x 1,7 = 2,89 г). (Наведені вище цифри є приблизними, які слід розглядати як орієнтир, і вони не є точними відповідями на будь-який набір проблем. Швидкість маневрування проектування повинна визначатися на основі робочих обмежень конкретного літака, наданих виробником.)

Оскільки важіль в системі управління змінюється в залежності від різних літаків (деякі типи використовують «збалансовані» контрольні поверхні, а інші — ні), тиск, який чинить пілот на органи управління, не може бути прийнятий як індекс коефіцієнтів навантаження, вироблених у різних літаках. У більшості випадків досвідчений пілот може судити про коефіцієнт навантаження з відчуття тиску сидіння. Коефіцієнти навантаження також можна виміряти за допомогою приладу, який називається «акселерометром», але цей інструмент не є поширеним у навчальних літаках авіації загального призначення. Важливим є розвиток здатності судити про фактори навантаження від відчуття їх впливу на організм. Знання цих принципів є важливим для розвитку здатності оцінювати коефіцієнти навантаження.

Досконале знання факторів навантаження, викликаних різним ступенем берега, і VA допомагає запобігти двом найсерйознішим типам аварій: зупинках від крутих поворотів або надмірному маневруванні біля землі; Структурні збої під час акробатики або інших насильницьких маневрів внаслідок втрати контролю.

4.9.4 Коефіцієнти навантаження та маневри польоту #

Критичні коефіцієнти навантаження застосовуються до всіх маневрів польоту, за винятком прямого польоту без прискорення, де завжди присутній коефіцієнт навантаження 1 г. Відомо, що певні маневри, розглянуті в цьому розділі, включають відносно високі коефіцієнти навантаження.

4.9.5 оборотів #

Підвищені коефіцієнти навантаження є характеристикою всіх поворотів. Як зазначено в розділі про коефіцієнти навантаження при крутих поворотах, коефіцієнти навантаження стають значними як для польоту, так і для навантаження на конструкцію крила, оскільки банк збільшується приблизно за 45°.

Коефіцієнт плинності середньої світлової площини досягається на березі приблизно від 70° до 75°, а швидкість зупинки збільшується приблизно наполовину на березі приблизно 70°.

4.9.6 Стенди #

Звичайний стійл, який увійшов із прямого та рівня польоту, або безприскорене пряме підйом, не створює додаткових коефіцієнтів навантаження за межі 1 г прямого та рівня польоту. Однак, коли відбувається зупинка, цей коефіцієнт навантаження може бути зменшений до нуля, коефіцієнт, при якому, здається, нічого не має ваги. Пілот відчуває відчуття «вільного плавання в космосі». Якщо відновлення здійснюється шляхом відключення керування ліфтом вперед, можуть бути створені негативні коефіцієнти навантаження (або ті, які накладають навантаження на крила та піднімають пілота з сидіння).

Під час підтягування після відновлення зупинки іноді викликаються значні коефіцієнти навантаження. Вони можуть бути ненавмисно збільшені під час надмірного занурення (і, отже, високої швидкості повітря) і різкого підтягування до вирівнювання. Один зазвичай призводить до іншого, таким чином збільшуючи коефіцієнт навантаження. Різкі підтягування на високих швидкостях занурення можуть створювати критичні навантаження на конструкції літака і можуть викликати повторювані або вторинні зупинки, збільшуючи AOA до зупинки.

Як узагальнення, відновлення з зупинки, зроблене шляхом занурення лише до крейсерської або проектної маневрування, з поступовим підтягуванням, як тільки повітряна швидкість буде безпечно вище зупинки, може бути здійснено з коефіцієнтом навантаження, що не перевищує 2 або 2,5 GS. Більш високий коефіцієнт навантаження ніколи не повинен бути необхідним, якщо відновлення не було здійснено з носом літака поблизу або за межами вертикального положення, або на надзвичайно малих висотах, щоб уникнути занурення в землю.

4.9.7 Спіни #

Стабілізований віджим не відрізняється від зупинки в будь-якому елементі, крім обертання, і ті самі міркування щодо коефіцієнта навантаження застосовуються до відновлення віджимів, що й для відновлення зупинки. Оскільки відновлення спіну зазвичай відбувається, коли ніс набагато нижче, ніж це зазвичай при відновленні зупинки, слід очікувати більших повітряних швидкостей і, отже, більших коефіцієнтів навантаження. Коефіцієнт навантаження при правильному відновленні обертання зазвичай становить близько 2,5 г.

Коефіцієнт навантаження під час обертання змінюється залежно від характеристик обертання кожного літака, але зазвичай виявляється, що він трохи вище 1 г рівня польоту. Для цього є дві причини: швидкість повітря в обертанні дуже низька, зазвичай в межах 2 вузлів від неприскореної швидкості зупинки. Літак обертається, а не повороти, поки він знаходиться в обертанні.

4.9.8 Високошвидкісні ларьки #

Середня світлова площина не створена для того, щоб витримати багаторазове застосування коефіцієнтів навантаження, характерних для високошвидкісних зупинок. Коефіцієнт навантаження, необхідний для цих маневрів, створює навантаження на крила та конструкцію хвоста, що не залишає розумного запасу безпеки на більшості легких літаків.

Єдиний спосіб, яким цей зупинка може бути викликаний на швидкості повітря вище нормального, включає накладення додаткового коефіцієнта навантаження, що може бути досягнуто шляхом сильного тягування за управлінням ліфтом. Швидкість 1,7-кратної зупинки швидкості (близько 102 вузлів у легкому літаку зі швидкістю зупинки 60 вузлів) створює коефіцієнт навантаження 3 Gs. Для акробатики в легких літаках можна допустити лише дуже вузький запас для помилок. Щоб проілюструвати, як швидко збільшується коефіцієнт навантаження зі швидкістю повітря, високошвидкісний зупинка зі швидкістю 112 вузлів в тому ж літаку дасть коефіцієнт навантаження 4 Gs.

4.9.9 Chandelles і Lazy Eights #

Chandelle — це максимальний поворотний поворот, починаючи з приблизно прямого польоту і закінчуючи точним 180° повороту на рівні крил, носом-високим положенням на мінімальній контрольованій швидкості повітря. Під час цього маневру польоту літак знаходиться в крутому повороті і майже зупиняється, щоб отримати висоту, змінюючи напрямок. Лінива вісімка отримала свою назву від того, як розширена поздовжня вісь літака простежує схему польоту у вигляді фігури «8», що лежить на її боці. Було б важко зробити чітке твердження щодо коефіцієнтів навантаження в цих маневрах, оскільки обидва включають плавні, неглибокі занурення та підтягування. Коефіцієнти навантаження безпосередньо залежать від швидкості занурення та різкості підтягування під час цих маневрів.

Як правило, чим краще виконується маневр, тим менш екстремальний коефіцієнт навантаження. Chandelle або Lazy Eight, в якому підтягування створює коефіцієнт навантаження більше 2 Gs, не призведе до такого великого збільшення висоти, а в малопотужних літаках це може призвести до чистої втрати висоти.

Найбільш плавне підтягування з помірним коефіцієнтом навантаження забезпечує найбільший приріст у висоті в Chandelle і забезпечує кращу загальну продуктивність як у Chandelles, так і в Lazy Eights. Рекомендована швидкість входу для цих маневрів, як правило, знаходиться близько до проектної швидкості маневрування виробника, що дозволяє максимально розвивати коефіцієнт навантаження без перевищення обмежень навантаження.

4.9.10 грубе повітря #

Усі стандартні сертифіковані літаки розроблені для того, щоб витримати навантаження, накладені поривами значної інтенсивності. Коефіцієнти навантаження на пориви збільшуються зі збільшенням швидкості повітря, а міцність, що використовується для проектних цілей, зазвичай відповідає найвищій швидкості польоту. У надзвичайно грубому повітрі, як при грозах або фронтальних умовах, розумно знизити швидкість до проектної швидкості маневрування. Незалежно від утримуваної швидкості, можуть бути пориви, які можуть створювати навантаження, які перевищують межі навантаження.

Кожен конкретний літак розроблений з певним навантаженням G, яке може бути накладено на літак без пошкодження конструкції. Існує два типи коефіцієнтів навантаження, які враховуються в проекті літака, граничне навантаження та граничне навантаження. Граничне навантаження – це сила, прикладена до літака, що викликає згинання конструкції літака, яка не повертається до початкової форми. Кінцеве навантаження – це коефіцієнт навантаження, прикладений до літака, що перевищує граничне навантаження, і в цей момент матеріал літака зазнає руйнування (поломки). Коефіцієнти навантаження, нижчі за граничне навантаження, можна підтримувати без шкоди цілісності конструкції літака.

Швидкість до, але не перевищуючи швидкість маневрування, дозволяє літаку зупинятися, перш ніж відчувати збільшення коефіцієнта навантаження, яке перевищить граничне навантаження літака.

Більшість AFM/POH тепер містять інформацію про турбулентне проникнення повітря, яка допомагає сучасним пілотам безпечно керувати літаками, здатними до широкого діапазону швидкостей і висот. Для пілота важливо пам’ятати, що максимальна швидкість занурення плакатів «ніколи не перевищує» визначається лише для плавного повітря. Високошвидкісні занурення або акробатика, що включають швидкість, що перевищує відому швидкість маневрування, ніколи не слід практикувати в грубому або турбулентному повітрі.

4.9.11 Схема VG #

Польотна міцність літака представлена на графіку, вертикальна шкала якого базується на коефіцієнті навантаження. [Малюнок 4-47] Діаграма називається діаграмою VG — швидкість у залежності від навантаження G або коефіцієнт навантаження. Кожен літак має власну діаграму VG, яка дійсна на певній вазі та висоті.

Лінії максимальної підйомної здатності (вигнуті лінії) є першими важливими елементами на діаграмі VG. Літак на малюнку 4-47 здатний розвивати не більше +1 г при швидкості 62 миль на годину, швидкість зупинки літака. Оскільки максимальний коефіцієнт навантаження змінюється залежно від квадрата повітряної швидкості, максимальна позитивна здатність цього літака становить 2 г при швидкості 92 миль/год, 3 г при 112 миль/год, 4,4 г при 137 миль/год і так далі. Будь-який коефіцієнт навантаження вище цієї лінії недоступний аеродинамічно (тобто літак не може літати вище лінії максимальної підйомної здатності, оскільки він зупиняється). Така ж ситуація існує для негативного польоту, за винятком того, що швидкість, необхідна для створення даного негативного коефіцієнта навантаження, вища, ніж для отримання того ж позитивного коефіцієнта навантаження.

Якщо літак летить при позитивному коефіцієнті навантаження, що перевищує позитивний граничний коефіцієнт навантаження 4,4, можливе пошкодження конструкції. Коли літак експлуатується в цьому регіоні, може відбутися неприємна постійна деформація первинної конструкції та завдати високого рівня втомних пошкоджень. При нормальній роботі слід уникати роботи вище граничного коефіцієнта навантаження.

На діаграмі VG є ще два важливі моменти. Однією з точок є перетин коефіцієнта позитивного граничного навантаження та лінії максимальної позитивної підйомної здатності. Повітряна швидкість на цій точці є мінімальною швидкістю, з якою можна аеродинамічно розвивати граничне навантаження. Будь-яка повітряна швидкість, більша за цю, забезпечує позитивну здатність підйому, достатню для пошкодження літака; І навпаки, будь-яка повітряна швидкість, менша за цю, не забезпечує позитивної підйомної здатності, достатньої для того, щоб завдати шкоди від надмірних навантажень. Звичайним терміном, який надається цій швидкості, є «швидкість маневрування», з моменту розгляду дозвукової

Аеродинаміка передбачала б мінімальний радіус повороту або маневреність, щоб відбутися в цьому стані. Швидкість маневру є цінним орієнтиром, оскільки літак, що працює нижче цієї точки, не може створити шкідливе позитивне навантаження. Будь-яка комбінація маневру та пориву не може спричинити пошкодження через надлишкове повітряне навантаження, коли літак знаходиться нижче швидкості маневру.

Іншим важливим моментом на діаграмі VG є перетин коефіцієнта негативного граничного навантаження та лінії максимального негативного підйому. Будь-яка повітряна швидкість, більша за цю, забезпечує негативну здатність підйому, достатню для пошкодження літака; Будь-яка повітряна швидкість, менша за це, не забезпечує негативну можливість підйому, достатньої для пошкодження літака від надмірних польотів.

Обмежена швидкість повітря (або швидкість червоної лінії) є контрольною точкою для літака — цей літак обмежений 225 миль/год. Якщо спроба польоту перевищує граничну швидкість, пошкодження конструкції або руйнування конструкції можуть бути результатом різноманітних явищ.

Літак в польоті обмежений режимом повітряних швидкостей і GS, які не перевищують граничну (або червону лінію) швидкості, не перевищують граничний коефіцієнт навантаження і не можуть перевищувати максимальну вантажопідйомність. Літак повинен працювати в цьому «конверті», щоб запобігти структурним пошкодженням і забезпечити очікуваний вантажний підйомник літака. Пілот повинен оцінити діаграму VG як опису допустимої комбінації швидкостей повітря та коефіцієнтів навантаження для безпечної роботи. Будь-який маневр, порив або пориви плюс маневр поза структурою можуть завдати структурних пошкоджень і ефективно скоротити термін служби літака.

4.9.12 Норма ходу #

Швидкість повороту (гниття) — це кількість градусів (виражена в градусах за секунду) зміни курсу, яку робить літак. Гниль можна визначити, взявши константу 1091, помноживши її на тангенс будь-якого кута нахилу і розділивши цей добуток на задану повітряну швидкість у вузлах, як показано на малюнку 4-48. Якщо швидкість повітря збільшена, а бажана гниль повинна бути постійною, кут нахилу повинен бути збільшений, інакше гниль зменшується. Аналогічно, якщо швидкість повітря залишається постійною, гниль літака збільшується, якщо кут нахилу збільшується. Формула на малюнках з 4-48 по 4-50 зображує зв’язок між кутом берега і швидкістю повітря, оскільки вони впливають на гниль.

Примітка: вся повітряна швидкість, яка обговорюється в цьому розділі, є істинною повітряною швидкістю (TAS).

Повітряна швидкість істотно впливає на гниль літака. Якщо швидкість повітря збільшена, гниль зменшується, якщо використовувати той самий кут, що використовується на меншій швидкості. Таким чином, якщо швидкість повітря збільшувати, як показано на малюнку 4-49, можна зробити висновок, що кут нахилу повинен бути збільшений, щоб досягти тієї ж гнилі, досягнутої на малюнку 4-50.

Що це означає з практичної сторони? Якщо задана повітряна швидкість і кут нахилу викликають певну гниль, можна зробити додаткові висновки. Знаючи, що гниль — це задана кількість градусів зміни за секунду, кількість секунд, необхідних для руху 360° (коло), можна визначити за допомогою простого поділу. Наприклад, якщо рухатися зі швидкістю 120 вузлів з кутом нахилу 30°, гниль становить 5,25° за секунду, а для повного кола потрібно 68,6 секунди (360° поділено на 5,25 = 68,6 секунди). Аналогічно, якщо летіти зі швидкістю 240 вузлів і використовувати кут нахилу 30°, гниль становить лише близько 2,63° за секунду, а для завершення кола на 360° потрібно близько 137 секунд. Дивлячись на формулу, будь-яке збільшення швидкості повітря прямо пропорційне часу, який літак витрачає на дугу.

То чому це важливо розуміти? Після того, як гниль зрозуміла, пілот може визначити відстань, необхідну для виконання цього конкретного повороту, який пояснюється в радіусі повороту.

4.9.13 Радіус повороту #

Радіус повороту безпосередньо пов’язаний з гниллю, яка раніше пояснювалася функцією як кута берега, так і швидкості повітря. Якщо кут нахилу тримається постійним, а швидкість повітря збільшується, радіус повороту змінюється (збільшується). Вища швидкість повітря призводить до того, що літак рухається через довшу дугу завдяки більшій швидкості. Літак, що рухається зі швидкістю 120 вузлів, здатний повернути коло на 360° у більшому радіусі, ніж літак, що рухається зі швидкістю 240 вузлів. Щоб компенсувати збільшення швидкості повітря, кут нахилу потрібно було б збільшити.

Радіус повороту (R) можна обчислити за допомогою простої формули. Радіус повороту дорівнює швидкості в квадраті (V²), поділеної в 11,26 разів більше, ніж тангенс кута нахилу. r = v² / (11,26 x дотична кута нахилу).

Використовуючи приклади, наведені на малюнках 4-48-4-50, можна обчислити радіус повороту для кожної з двох швидкостей. Зауважте, що якщо швидкість подвоєна, радіус зводиться до квадрата. [Малюнки 4-51 і 4-52]

Інший спосіб визначити радіус повороту – це використання футів на секунду (FPS), π (3,1415) і гниття. Використовуючи приклад на сторінці 4-34 у верхньому правому стовпці, було визначено, що літак з гниллю 5,25 градусів на секунду потребує 68,6 секунди, щоб зробити повне коло. Швидкість літака (у вузлах) можна перетворити на FPS, помноживши його на константу 1,69. Таким чином, літак, що рухається зі швидкістю 120 вузлів (TAS), рухається зі швидкістю 202,8 кадрів в секунду. Знання швидкості в FPS (202,8), помноженої на час, який літак виконує, щоб завершити коло (68,6 секунди), може визначити розмір кола; 202,8 рази 68,6 дорівнює 13 912 футам. Ділення на π дає діаметр 4428 футів, який при поділі на 2 дорівнює радіусу 2214 футів [Малюнок 4-53], фут у межах, визначений за допомогою формули на малюнку 4-51.

На малюнку 4-54 пілот входить в каньйон і вирішує повернути на 180°, щоб вийти. У свою чергу пілот використовує кут нахилу 30°.