Belastningsfaktorer

Belastningsfaktorer: driftsgrænser for flyvemaskiner.

De foregående afsnit fra undersiderne på sidenFlyvemaskiner har kun kortfattet behandlet nogle af de praktiske aspekter af flyvningens principper. For at blive pilot er det ikke nødvendigt at gennemgå et detaljeret teknisk kursus i aerodynamikvidenskab. Med ansvar for passagerernes sikkerhed skal den kompetente pilot imidlertid have et velfunderet begreb om de kræfter, der virker på flyet, og den fordelagtige udnyttelse af disse kræfter samt om det pågældende flys driftsbegrænsninger. Enhver kraft, der påføres et fly for at afvige dets flyvning fra en lige linje, medfører en belastning af dets struktur; størrelsen af denne kraft betegnes “belastningsfaktor”.

En belastningsfaktor er forholdet mellem den samlede luftlast, der virker på flyet, og flyets bruttovægt. En belastningsfaktor på 3 betyder f.eks., at den samlede belastning på en flyvemaskines struktur er tre gange dens bruttovægt. Belastningsfaktorer udtrykkes normalt i “G” – dvs. en belastningsfaktor på 3 kan omtales som 3 G’s, eller en belastningsfaktor på 4 som 4 G’s.

Det er interessant at bemærke, at når et fly udsættes for 3 G’s i et optræk fra et dyk, vil man blive presset ned i sædet med en kraft, der svarer til tre gange personens vægt. Man kan således få et indtryk af størrelsen af den belastningsfaktor, der opnås ved en hvilken som helst manøvre, ved at tage hensyn til, i hvilken grad man presses ned i sædet. Da driftshastigheden i moderne fly er steget betydeligt, er denne effekt blevet så udtalt, at den er blevet en primær overvejelse ved konstruktionen af strukturen for alle fly.

Med den strukturelle konstruktion af fly, der er planlagt til kun at kunne modstå en vis mængde overbelastning, er kendskab til belastningsfaktorer blevet afgørende for alle piloter. Belastningsfaktorer er vigtige for piloten af to forskellige årsager:

1. På grund af den åbenbart farlige overbelastning, som det er muligt for en pilot at påføre flyets strukturer, og

2. Fordi en øget belastningsfaktor øger stallinghastigheden og gør stalls mulige ved tilsyneladende sikre flyvehastigheder.

Belastningsfaktorer i flykonstruktion

Svaret på spørgsmålet “hvor stærkt skal et fly være” bestemmes i høj grad af den brug, som flyet vil blive udsat for. Dette er et vanskeligt problem, fordi de maksimalt mulige belastninger er alt for høje til, at de kan anvendes til effektiv konstruktion. Det er rigtigt, at enhver pilot kan foretage en meget hård landing eller et ekstremt skarpt optræk fra et dyk, hvilket ville resultere i unormale belastninger. Sådanne ekstremt unormale belastninger må imidlertid afvises i nogen grad, hvis der skal bygges fly, der kan lette hurtigt, lande langsomt og bære en værdifuld nyttelast.

Problemet med belastningsfaktorer i forbindelse med flykonstruktion reduceres derefter til at bestemme de højeste belastningsfaktorer, der kan forventes i normal drift under forskellige driftssituationer. Disse belastningsfaktorer kaldes “grænsebelastningsfaktorer”. Af sikkerhedshensyn kræves det, at flyet skal være konstrueret til at kunne modstå disse belastningsfaktorer uden strukturelle skader. Selv om Code of Federal Regulations kræver, at flyets struktur skal kunne bære halvanden og en halv gang disse grænsebelastningsfaktorer uden svigt, accepteres det, at dele af flyet kan bøje eller vride sig under disse belastninger, og at der kan opstå visse strukturelle skader.

Denne 1.5-værdi kaldes “sikkerhedsfaktoren” og giver til en vis grad mulighed for belastninger, der er højere end dem, der forventes under normal og rimelig drift.

Denne styrke-reserve er imidlertid ikke noget, som piloter bevidst bør misbruge; den er der snarere til deres beskyttelse, når de støder på uventede forhold.

Overstående betragtninger gælder for alle belastningsforhold, uanset om de skyldes vindstød, manøvrer eller landinger. De nu gældende krav til vindstødbelastningsfaktor er i alt væsentligt de samme som dem, der har været gældende i årevis. Hundredtusindvis af driftstimer har vist, at de er tilstrækkelige med hensyn til sikkerhed. Da piloten kun har ringe kontrol over vindstødbelastningsfaktorerne (bortset fra at reducere flyets hastighed, når der er tale om hård luft), er kravene til vindstødbelastning stort set de samme for de fleste fly af typen almenflyvningsfly, uanset deres operationelle anvendelse. Generelt styrer vindstødbelastningsfaktorerne konstruktionen af fly, som er beregnet til strengt ikke-akrobatisk brug.

En helt anden situation eksisterer ved konstruktion af fly med manøvrebelastningsfaktorer. Det er nødvendigt at drøfte dette spørgsmål særskilt med hensyn til: (1) flyvemaskiner, der er konstrueret i overensstemmelse med kategorisystemet (dvs. normal, brugskunst, akrobatik), og (2) flyvemaskiner af ældre konstruktion, som blev bygget i henhold til krav, der ikke indeholdt operationelle kategorier.

Flyvemaskiner, der er konstrueret i henhold til kategorisystemet, identificeres let ved hjælp af et plakat i cockpittet, som angiver den operationelle kategori (eller de operationelle kategorier), som flyet er certificeret til. De maksimale sikre belastningsfaktorer (grænsebelastningsfaktorer), der er specificeret for flyvemaskiner i de forskellige kategorier, er som følger:

CATEGORI LIMIT LOAD

Normal* 3,8 til -1.52

Utility (mild akrobatik, herunder spins) 4,4 til -1,76

Akrobatisk 6,0 til -3,0

* For flyvemaskiner med en bruttovægt på mere end 4.000 pund er grænsebelastningsfaktoren reduceret. Til de ovenfor angivne grænsebelastninger lægges en sikkerhedsfaktor på 50 %.

Der er en opadgående graduering af belastningsfaktoren med stigende sværhedsgrad af manøvrerne. Kategorisystemet giver mulighed for at opnå den maksimale anvendelighed af et fly. Hvis der udelukkende er tale om normal drift, er den krævede belastningsfaktor (og dermed flyets vægt) mindre, end hvis flyet skal anvendes til træning eller akrobatiske manøvrer, da de resulterer i højere manøvrebelastninger.

Flyvemaskiner, der ikke har kategoriplaceret, er konstruktioner, der blev bygget i henhold til tidligere tekniske krav, hvor der ikke specifikt blev givet nogen operationelle begrænsninger til piloterne. For flyvemaskiner af denne type (op til en vægt på ca. 4.000 pund) er den krævede styrke sammenlignelig med nutidens brugskategoriflyvemaskiner, og de samme typer operationer er tilladte. For flyvemaskiner af denne type over 4.000 pund falder belastningsfaktorerne med vægten, således at disse flyvemaskiner bør betragtes som værende sammenlignelige med flyvemaskiner af normal kategori, der er konstrueret under kategorisystemet, og de bør opereres i overensstemmelse hermed.

Belastningsfaktorer i stejle sving

I et koordineret sving i konstant højde i et hvilket som helst fly er belastningsfaktoren et resultat af to kræfter: centrifugalkraft og tyngdekraften.

Figur 1: To kræfter forårsager belastningsfaktoren under sving.

For enhver given hældningsvinkel varierer svinghastigheden med lufthastigheden; jo højere hastighed, jo langsommere svinghastighed. Dette kompenserer for den ekstra centrifugalkraft, hvilket gør, at belastningsfaktoren forbliver den samme.

Figur 2 afslører en vigtig kendsgerning om sving – at belastningsfaktoren stiger med en forfærdelig hastighed, efter at en hældning har nået 45° eller 50°. Belastningsfaktoren for et fly i en 60° hældning er 2 G for ethvert fly i en 60° hældning. Belastningsfaktoren i en 80° hældning er 5,76 G’s. Vingen skal producere en løfteevne svarende til disse belastningsfaktorer, hvis højden skal opretholdes.

Figur 2: Hældningsvinklen ændrer belastningsfaktoren.

Det skal bemærkes, hvor hurtigt linjen, der angiver belastningsfaktoren, stiger, når den nærmer sig 90°-hældningslinjen, som den først når i uendelighed. Et sving med 90° hældning og konstant højde er matematisk set ikke muligt. Det er rigtigt, at et fly kan bankes til 90°, men ikke i en koordineret drejning; et fly, der kan holdes i en 90° banket glidende drejning, er i stand til at flyve med lige knivsæg. Ved lidt mere end 80° overskrider belastningsfaktoren grænsen på 6 G, som er grænsebelastningsfaktoren for et akrobatisk fly.

For et koordineret sving med konstant højde er den omtrentlige maksimale hældning for et gennemsnitligt almenflyvningsfly 60°. Denne hældning og den deraf følgende nødvendige effektindstilling når grænsen for denne type flyvemaskine. En yderligere hældning på 10° vil øge belastningsfaktoren med ca. 1 G, hvilket bringer den tæt på det flyvepunkt, der er fastsat for disse flyvemaskiner.

Belastningsfaktorer og stallingshastigheder

Alle flyvemaskiner kan inden for rammerne af deres struktur stalles ved enhver hastighed. Når der pålægges en tilstrækkelig stor angrebsvinkel, bryder den jævne luftstrøm over et flyveprofil op og adskilles, hvilket medfører en brat ændring af flyveegenskaberne og et pludseligt tab af løfteevne, hvilket resulterer i stall.

En undersøgelse af denne effekt har vist, at flyets stallhastighed stiger i forhold til kvadratroden af belastningsfaktoren. Det betyder, at et fly med en normal uaccelereret stallingshastighed på 50 knob kan stalles ved 100 knob ved at fremkalde en belastningsfaktor på 4 G’s. Hvis det var muligt for dette fly at modstå en belastningsfaktor på 9, ville det kunne stalles ved en hastighed på 150 knob. Derfor bør en kompetent pilot være opmærksom på følgende:

– faren for utilsigtet at stalle flyet ved at øge belastningsfaktoren, som f.eks. i et stejlt sving eller en spiral, og

– at der ved bevidst at stalle et fly over dets konstruktionsmanøvrehastighed påføres en enorm belastningsfaktor.

En henvisning til diagrammerne i figur 2 og 3 vil vise, at hvis flyet i et stejlt sving bliver sat til lige over 72°, får man en belastningsfaktor på 3, og at stallingshastigheden øges betydeligt. Hvis dette sving udføres i et fly med en normal uaccelereret stallhastighed på 45 knob, skal flyvehastigheden holdes over 75 knob for at undgå at fremkalde stall. En lignende effekt opleves ved en hurtig pullup eller enhver manøvre, der frembringer belastningsfaktorer på over 1 G. Dette har været årsag til ulykker som følge af et pludseligt, uventet tab af kontrol, især i et stejlt sving eller pludselig anvendelse af den bageste elevatorstyring nær jorden.

Figur 3: Belastningsfaktoren ændrer stallhastigheden.

Da belastningsfaktoren kvadreres, når stallingshastigheden fordobles, kan man indse, at der kan påføres konstruktioner enorme belastninger ved at stalle et fly ved relativt høje flyvehastigheder.

Den maksimale hastighed, ved hvilken et fly kan stalles sikkert, er nu fastlagt for alle nye konstruktioner.

Denne hastighed kaldes “design manøvrehastighed” (VA) og skal angives i den FAA-godkendte flyvehåndbog eller pilotens driftshåndbog (AFM/POH) for alle nyligt konstruerede flyvemaskiner. For ældre flyvemaskiner til almenflyvning vil denne hastighed være ca. 1,7 gange den normale stallinghastighed. Et ældre fly, der normalt staller ved 60 knob, må således aldrig stalles ved over 102 knob (60 knob x 1,7 = 102 knob). Et fly med en normal stallinghastighed på 60 knob vil, når det staller ved 102 knob, blive udsat for en belastningsfaktor svarende til kvadratet på hastighedsforøgelsen eller 2,89 G (1,7 x 1,7 = 2,89 G). (Ovenstående tal er en tilnærmelse, der skal betragtes som en rettesnor og er ikke de nøjagtige svar på et sæt problemer. Den konstruktionsbestemte manøvrehastighed bør bestemmes ud fra det pågældende flys driftsbegrænsninger, når de oplyses af fabrikanten.)

Da løftestangen i styresystemet varierer med forskellige flyvemaskiner, og nogle typer anvender “afbalancerede” styreflader, mens andre ikke gør det, kan det tryk, som piloten udøver på styretøjet, ikke accepteres som et indeks for de belastningsfaktorer, der frembringes i forskellige flyvemaskiner. I de fleste tilfælde kan den erfarne pilot bedømme belastningsfaktorerne ud fra følelsen af sædets tryk. De kan også måles med et instrument kaldet et “accelerometer”, men da dette instrument ikke er almindeligt i træningsfly til almenflyvning, er det vigtigt at udvikle evnen til at bedømme belastningsfaktorerne ud fra følelsen af deres virkning på kroppen. Et kendskab til de principper, der er skitseret ovenfor, er afgørende for udviklingen af denne evne til at vurdere belastningsfaktorer.

Et grundigt kendskab til de belastningsfaktorer, der fremkaldes af forskellige grader af hældning, og betydningen af designmanøvrehastighed (VA) vil bidrage til at forebygge to af de alvorligste typer ulykker:

1. Stallinger som følge af stejle sving eller overdreven manøvrering nær jorden og

2. Struktursvigt under akrobatik eller andre voldsomme manøvrer som følge af tab af kontrol.

Belastningsfaktorer og flyvemanøvrer

Kritiske belastningsfaktorer gælder for alle flyvemanøvrer undtagen uaccelereret ligeflyvning, hvor der altid er en belastningsfaktor på 1 G. Visse manøvrer, der behandles i dette afsnit, er kendt for at indebære relativt høje belastningsfaktorer.

VENDINGER – Forøgede belastningsfaktorer er karakteristiske for alle drejninger med hældning. Som nævnt i afsnittet om belastningsfaktorer i stejle sving og især i figur 2 og 3, får belastningsfaktorerne betydning både for flyvepræstationer og for belastningen af vingestrukturen, efterhånden som hældningen øges ud over ca. 45°.

Flyvefaktoren for det gennemsnitlige lette fly nås ved en hældning på ca. 70° til 75°, og stallingshastigheden øges med ca. halvdelen ved en hældning på ca. 63°.

STALLS-Det normale stall, der indtræder fra lige flyvning i niveau eller en uaccelereret lige stigning, vil ikke give ekstra belastningsfaktorer ud over 1 G ved lige flyvning i niveau. Når overtrækket opstår, kan denne belastningsfaktor imidlertid reduceres mod nul, den faktor, hvor intet synes at have vægt, og piloten har en følelse af at “svæve frit i rummet”. I tilfælde af, at opsvinget sker ved at slå elevatorkontrollen fremad, kan der opstå negative belastningsfaktorer, dvs. de faktorer, der påfører vingerne en nedadgående belastning og løfter piloten fra sædet.

Under optrækket efter opsvinget efter stall recovery induceres der undertiden betydelige belastningsfaktorer. Disse kan utilsigtet forøges yderligere under overdreven dykning (og dermed høj flyvehastighed) og pludselige optræk til plan flyvning. Det ene fører normalt til det andet og øger således belastningsfaktoren. Bratte pullups ved høje dykkehastigheder kan påføre kritiske belastninger på flyets strukturer og kan medføre tilbagevendende eller sekundære stalls ved at øge angrebsvinklen til stallingvinklen.

Som en generalisering kan en genopretning fra et stall ved kun at dykke til march- eller designmanøvrehastighed med en gradvis pullup, så snart flyvehastigheden er sikkert over stalling, foretages med en belastningsfaktor, der ikke overstiger 2 eller 2,5 G’s. En højere belastningsfaktor bør aldrig være nødvendig, medmindre genopretning er blevet udført med flyets næse tæt på eller ud over den lodrette stilling eller i ekstremt lave højder for at undgå at dykke ned i jorden.

SPINS – Da et stabiliseret spin ikke adskiller sig væsentligt fra et stall i andre elementer end rotation, gælder de samme overvejelser om belastningsfaktor som dem, der gælder for stallgenopretning. Da spin-opsving normalt udføres med næsen meget lavere end det er almindeligt ved stallopsving, må der forventes højere lufthastigheder og følgelig højere belastningsfaktorer. Belastningsfaktoren i en korrekt spin-genopretning vil normalt være ca. 2,5 G.

Belastningsfaktoren under et spin vil variere med hvert flys spinkarakteristika, men vil normalt ligge lidt over 1 G ved jævnflyvning. Der er to grunde til, at dette er sandt:

1. Den belastningsfaktor, der er nødvendig for disse manøvrer, medfører en belastning af vingerne og halekonstruktionen, som ikke efterlader en rimelig sikkerhedsmargen i de fleste lette fly.

Den eneste måde, hvorpå dette stall kan fremkaldes ved en flyvehastighed over normal stalling, indebærer, at der pålægges en ekstra belastningsfaktor, hvilket kan opnås ved et kraftigt træk i elevatorstyret. En hastighed på 1,7 gange stallingshastigheden (ca. 102 knob i et let fly med en stallingshastighed på 60 knob) vil give en belastningsfaktor på 3 G’s. Endvidere kan der kun tillades en meget lille fejlmargin for akrobatik i lette flyvemaskiner. For at illustrere, hvor hurtigt belastningsfaktoren stiger med flyvehastigheden, vil et højhastigheds-stall ved 112 knob i samme fly give en belastningsfaktor på 4 G.

CHANDELLER OG LAZY EIGHTS-Det ville være vanskeligt at udtale sig entydigt om belastningsfaktorerne i disse manøvrer, da begge involverer glatte, lavvandede dyk og pullups. De påførte belastningsfaktorer afhænger direkte af dykkernes hastighed og pullupsenes bratte karakter.

Generelt gælder det, at jo bedre manøvren udføres, jo mindre ekstrem vil den påførte belastningsfaktor være. En chandelle eller lazy eight, hvor pullup’et giver en belastningsfaktor på mere end 2 G, vil ikke resultere i en så stor højdeforøgelse, og i lavtydende fly kan det resultere i et nettotab af højde.

Den blødest mulige pullup med en moderat belastningsfaktor vil give den største højdeforøgelse i en chandelle og vil resultere i en bedre samlet præstation i både chandeller og lazy eights.

Det skal endvidere bemærkes, at den anbefalede indgangshastighed for disse manøvrer generelt ligger tæt på fabrikantens konstruktionsmanøvrehastighed, hvilket giver mulighed for maksimal udvikling af belastningsfaktorerne uden at overskride belastningsgrænserne.

RUGHEDSLØFT – Alle certificerede fly er konstrueret til at modstå belastninger fra vindstød af betydelig intensitet. Vindstødbelastningsfaktorerne øges med stigende flyvehastighed, og den styrke, der anvendes til konstruktionsformål, svarer normalt til den højeste flyvehastighed i niveau. I ekstremt hård luft, som f.eks. i tordenvejr eller frontale forhold, er det klogt at reducere hastigheden til designmanøvrehastigheden.

Uanset hvilken hastighed der holdes, kan der forekomme vindstød, som kan frembringe belastninger, der overstiger belastningsgrænserne.

De fleste flyvehåndbøger for fly omfatter nu oplysninger om indtrængning af turbulent luft. Operatører af moderne fly, der kan flyve med et bredt spektrum af hastigheder og højder, er begunstiget af denne ekstra funktion både med hensyn til komfort og sikkerhed. I denne forbindelse skal det bemærkes, at de maksimale “never-exceed”-plakatdykkerhastigheder kun er fastsat for jævn luft.

Høje dykhastigheder eller akrobatik, der involverer en hastighed over den kendte manøvrehastighed, bør aldrig praktiseres i hård eller turbulent luft.

Sammenfattende skal man huske, at de belastningsfaktorer, der fremkaldes af forsætlig akrobatik, pludselige optræk fra dyk, højhastigheds-stallinger og vindstød ved høje lufthastigheder, alle lægger ekstra belastning på hele flyets struktur.

Belastning af strukturen omfatter kræfter på enhver del af flyet. Der er en tendens til, at den uvidende kun tænker på belastningsfaktorer med hensyn til deres virkning på spars og stræben. De fleste strukturelle svigt som følge af for høje belastningsfaktorer involverer ribbenstrukturen inden for vinge- og halevingernes for- og bagkanter og hale-gruppen.

Det kritiske område i stofbeklædte fly er beklædningen omkring en tredjedel af chordet agter på vingeoverfladen.

Den kumulative virkning af sådanne belastninger over en lang periode kan have tendens til at løsne og svække vitale dele, således at et egentligt svigt kan opstå senere, når flyet betjenes på normal vis.

Vg-diagram

Den flyveoperationelle styrke for et fly er vist på en graf, hvis horisontale skala er baseret på belastningsfaktoren.

Figur 4: Typisk Vg-diagram.

Diagrammet kaldes et Vg-diagram – hastighed versus “g”-belastninger eller belastningsfaktor.

Hvert fly har sit eget Vg-diagram, som er gyldigt ved en bestemt vægt og højde.

Linjerne for maksimal løfteevne (buede linjer) er de første punkter af betydning på Vg-diagrammet.

Den pågældende flyvemaskine på illustrationen er ikke i stand til at udvikle mere end én positiv “g” ved 62 m.p.h., flyets stallhastighed i vingehøjde.

Da den maksimale belastningsfaktor varierer med kvadratet på lufthastigheden, er den maksimale positive løfteevne for dette fly 2 “g” ved 92 m.p.h., 3 “g” ved 112 m.p.h., 4,4 “g” ved 137 m.p.h. og så videre. Enhver belastningsfaktor over denne linje er aerodynamisk set utilgængelig; dvs. at det pågældende fly ikke kan flyve over linjen for maksimal løfteevne (det vil gå i stå). I det væsentlige eksisterer den samme situation for flyvning med negativ løfteevne med den undtagelse, at den hastighed, der er nødvendig for at frembringe en given negativ belastningsfaktor, er højere end den hastighed, der er nødvendig for at frembringe den samme positive belastningsfaktor.

Hvis den pågældende flyvemaskine flyves med en positiv belastningsfaktor, der er større end den positive grænsebelastningsfaktor på 4,4, vil der være mulighed for strukturelle skader. Når flyet opereres i dette område, kan der ske en uacceptabel permanent deformation af den primære struktur, og der kan opstå en høj grad af træthedsskader. Drift over grænsebelastningsfaktoren skal undgås i normal drift.

Der er to andre punkter af betydning på Vg-diagrammet. Det første er skæringspunktet mellem den positive grænsebelastningsfaktor og linjen for den maksimale positive løfteevne. Lufthastigheden i dette punkt er den mindste lufthastighed, ved hvilken grænsebelastningen kan udvikles aerodynamisk. Enhver lufthastighed, der er større end dette punkt, giver en positiv løfteevne, der er tilstrækkelig til at beskadige flyet; enhver lufthastighed, der er mindre, giver ikke en positiv løfteevne, der er tilstrækkelig til at forårsage skade som følge af for store flyvebelastninger. Den sædvanlige betegnelse for denne hastighed er “manøvrehastighed”, da man i betragtning af subsonisk aerodynamik vil forudsige, at den mindste anvendelige svingradius vil opstå ved denne tilstand. Manøvrehastigheden er et værdifuldt referencepunkt, da et fly, der opererer under dette punkt, ikke kan frembringe en skadelig positiv flyvebelastning. Enhver kombination af manøvre og vindstød kan ikke forårsage skade på grund af overdreven luftlast, når flyet befinder sig under manøvrehastigheden.

Det næste punkt er skæringspunktet mellem den negative grænsebelastningsfaktor og linjen for maksimal negativ løfteevne.

Alle lufthastigheder større end dette giver en negativ løfteevne, der er tilstrækkelig til at beskadige flyet; alle lufthastigheder mindre giver ikke en negativ løfteevne, der er tilstrækkelig til at beskadige flyet på grund af overdreven flyvebelastning.

Grænseflyvehastigheden (eller redline-hastigheden) er et designreferencepunkt for flyet – det pågældende fly er begrænset til 225 m.p.h. Hvis der forsøges flyvning ud over grænseflyvehastigheden, kan der opstå strukturskade eller strukturelt svigt som følge af en række forskellige fænomener.

Det betyder, at flyet under flyvning er begrænset til et regime af lufthastigheder og g’er, som ikke overstiger grænsehastigheden (eller redline-hastigheden), ikke overstiger grænsebelastningsfaktoren og ikke kan overskride den maksimale løfteevne. Flyet skal opereres inden for dette “område” for at undgå strukturelle skader og for at sikre, at flyets forventede driftslift opnås. Piloten skal forstå Vg-diagrammet som en beskrivelse af den tilladte kombination af lufthastigheder og belastningsfaktorer for sikker drift. Enhver manøvre, vindstød eller vindstød plus manøvre uden for den strukturelle konvolut kan forårsage strukturelle skader og effektivt forkorte flyets levetid.

Dette afslutter siden om belastningsfaktorer. Du kan nu gå videre til siden om vægt og balance eller prøve FAA Principles of Flight Test.

Leave a Reply

Skriv et svar

Din e-mailadresse vil ikke blive publiceret.