Współczynniki obciążenia

Współczynniki obciążenia: limity eksploatacyjne samolotu.

Poprzednie rozdziały z podstron strony Samolot tylko pobieżnie rozpatrywały niektóre z praktycznych punktów zasad lotu. Aby zostać pilotem, nie jest konieczny szczegółowy kurs techniczny z zakresu aerodynamiki. Jednakże, biorąc na siebie odpowiedzialność za bezpieczeństwo pasażerów, kompetentny pilot musi mieć dobrze ugruntowaną koncepcję sił, które działają na samolot, oraz korzystnego wykorzystania tych sił, jak również ograniczeń eksploatacyjnych danego samolotu. Każda siła przyłożona do samolotu w celu odchylenia jego lotu od linii prostej powoduje naprężenia w jego konstrukcji; wielkość tej siły określa się mianem „współczynnika obciążenia”

Współczynnik obciążenia to stosunek całkowitego obciążenia lotniczego działającego na samolot do masy brutto samolotu. Na przykład, współczynnik obciążenia równy 3 oznacza, że całkowite obciążenie konstrukcji samolotu jest trzykrotnie większe od jego ciężaru brutto. Współczynniki obciążenia są zwykle wyrażane w kategoriach „G” – to znaczy, współczynnik obciążenia 3 może być określany jako 3 G, lub współczynnik obciążenia 4 jako 4 G.

Interesujące jest to, że przy poddaniu samolotu działaniu 3 G w podciąganiu z nurkowania, osoba zostanie wciśnięta w fotel z siłą równą trzykrotnej wadze tej osoby. Tak więc, wyobrażenie o wielkości współczynnika obciążenia uzyskanego w dowolnym manewrze może być określone poprzez rozważenie stopnia wciśnięcia w fotel. Ponieważ prędkość operacyjna współczesnych samolotów znacznie wzrosła, efekt ten stał się tak wyraźny, że jest podstawowym czynnikiem branym pod uwagę przy projektowaniu konstrukcji wszystkich samolotów.

Przy projektowaniu konstrukcji samolotów, które mają wytrzymać tylko pewną ilość przeciążeń, znajomość współczynników obciążenia stała się niezbędna dla wszystkich pilotów. Współczynniki obciążenia są ważne dla pilota z dwóch wyraźnych powodów:

1. Z powodu oczywiście niebezpiecznego przeciążenia, jakie pilot może nałożyć na konstrukcje samolotu; oraz

2. Ponieważ zwiększony współczynnik obciążenia zwiększa prędkość przeciągnięcia i umożliwia przeciągnięcie przy pozornie bezpiecznych prędkościach lotu.

Współczynniki obciążenia w projektowaniu samolotu

Odpowiedź na pytanie „jak mocny powinien być samolot” jest w dużej mierze zdeterminowana przez zastosowanie, jakiemu samolot będzie poddany. Jest to trudny problem, ponieważ maksymalne możliwe obciążenia są o wiele za duże, aby można je było wykorzystać w efektywnym projektowaniu. Prawdą jest, że każdy pilot może wykonać bardzo twarde lądowanie lub bardzo ostre wynurzenie z nurkowania, co spowoduje powstanie nietypowych obciążeń. Jednakże, takie ekstremalnie nienormalne obciążenia muszą być nieco odrzucone, jeśli budowane są samoloty, które będą startować szybko, lądować powoli i przenosić wartościowy ładunek użyteczny.

Problem współczynników obciążenia w projektowaniu samolotów sprowadza się do określenia najwyższych współczynników obciążenia, jakich można oczekiwać w normalnej eksploatacji w różnych sytuacjach operacyjnych. Te współczynniki nośności nazywane są „współczynnikami nośności granicznej”. Ze względów bezpieczeństwa wymagane jest, aby samolot był zaprojektowany tak, aby mógł wytrzymać te współczynniki obciążenia bez żadnych uszkodzeń konstrukcji. Chociaż Kodeks Przepisów Federalnych wymaga, aby konstrukcja samolotu była w stanie wytrzymać półtorakrotność tych współczynników obciążenia granicznego bez uszkodzenia, przyjmuje się, że części samolotu mogą się zginać lub skręcać pod tymi obciążeniami i że mogą wystąpić pewne uszkodzenia konstrukcji.

Ta 1.5 jest nazywana „współczynnikiem bezpieczeństwa” i zapewnia, do pewnego stopnia, obciążenia wyższe niż spodziewane w normalnej i rozsądnej eksploatacji.

Jednakże, ta rezerwa wytrzymałości nie jest czymś, czego piloci powinni świadomie nadużywać; jest ona raczej dla ich ochrony, gdy napotkają nieoczekiwane warunki.

Powyższe rozważania odnoszą się do wszystkich warunków obciążenia, niezależnie od tego, czy są one spowodowane podmuchami, manewrami, czy lądowaniem. Obowiązujące obecnie wymagania dotyczące współczynnika obciążenia podmuchami są zasadniczo takie same jak te, które istnieją od lat. Setki tysięcy godzin pracy udowodniły, że są one odpowiednie dla bezpieczeństwa. Ponieważ pilot ma niewielką kontrolę nad współczynnikami obciążenia podmuchami (z wyjątkiem zmniejszenia prędkości samolotu w przypadku napotkania wzburzonego powietrza), wymagania dotyczące obciążenia podmuchami są zasadniczo takie same dla większości samolotów lotnictwa ogólnego, niezależnie od ich przeznaczenia operacyjnego. Ogólnie rzecz biorąc, współczynniki obciążenia podmuchami kontrolują projektowanie samolotów, które są przeznaczone do użytku ściśle nieakrobatycznego.

Zupełnie inna sytuacja występuje w projektowaniu samolotów ze współczynnikami obciążenia manewrowego. Konieczne jest oddzielne omówienie tej kwestii w odniesieniu do: (1) samolotów, które zostały zaprojektowane zgodnie z systemem kategorii (tj. Normal, Utility, Acrobatic); oraz (2) samolotów starszej konstrukcji, które zostały zbudowane zgodnie z wymaganiami, które nie przewidywały kategorii operacyjnych.

Plany zaprojektowane zgodnie z systemem kategorii są łatwo identyfikowane przez tabliczkę w kokpicie, na której podana jest kategoria (lub kategorie) operacyjna, w której samolot jest certyfikowany. Maksymalne bezpieczne współczynniki obciążenia (współczynniki obciążenia granicznego) określone dla samolotów w różnych kategoriach są następujące:

KATEGORIA OBCIĄŻENIE LIMITOWE

Normalna* 3,8 do -1.52

Użytkowe (łagodna akrobatyka, w tym obroty) 4,4 do -1,76

Akrobatyczne 6,0 do -3,0

* Dla samolotów o masie brutto powyżej 4000 funtów, współczynnik obciążenia granicznego jest zredukowany. Do podanych wyżej obciążeń granicznych dodaje się współczynnik bezpieczeństwa 50 procent.

Wraz ze wzrostem ciężkości manewrów następuje stopniowanie w górę współczynnika obciążenia. System kategorii pozwala na uzyskanie maksymalnej użyteczności samolotu. Jeśli samolot ma być eksploatowany wyłącznie w normalnych warunkach, wymagany współczynnik nośności (a co za tym idzie masa samolotu) jest mniejszy niż w przypadku, gdy samolot ma być wykorzystywany w manewrach szkoleniowych lub akrobacyjnych, gdyż powodują one większe obciążenia manewrowe.

Samoloty nie posiadające tabliczki kategorii są konstrukcjami zbudowanymi zgodnie z wcześniejszymi wymaganiami technicznymi, w których pilotom nie podano żadnych ograniczeń operacyjnych. Dla samolotów tego typu (o masie do około 4000 funtów) wymagana wytrzymałość jest porównywalna z dzisiejszymi samolotami kategorii użytkowej i dopuszczalne są te same rodzaje eksploatacji. Dla samolotów tego typu o masie powyżej 4000 funtów, współczynniki obciążenia maleją wraz z masą, tak że samoloty te powinny być uważane za porównywalne z samolotami kategorii normalnej zaprojektowanymi zgodnie z systemem kategorii i powinny być odpowiednio eksploatowane.

Współczynniki obciążenia w stromych zakrętach

W stałowysokościowym, skoordynowanym zakręcie w dowolnym samolocie, współczynnik obciążenia jest wynikiem działania dwóch sił: siły odśrodkowej i grawitacji.

Rysunek 1: Dwie siły powodują współczynnik obciążenia podczas zakrętów.

Dla dowolnego danego kąta przechyłu, prędkość zakrętu zmienia się wraz z prędkością powietrza; im większa prędkość, tym wolniejsza prędkość zakrętu. Kompensuje to dodatkową siłę odśrodkową, pozwalając utrzymać współczynnik obciążenia na tym samym poziomie.

Rysunek 2 ujawnia ważny fakt dotyczący zakrętów – współczynnik obciążenia wzrasta w zastraszającym tempie po osiągnięciu kąta przechylenia 45° lub 50°. Współczynnik obciążenia dla dowolnego samolotu przy przechyle 60° wynosi 2 G. Współczynnik obciążenia w zakręcie 80° wynosi 5,76 G. Skrzydło musi wytwarzać siłę nośną równą tym współczynnikom obciążenia, jeśli ma być utrzymana wysokość.

Rysunek 2: Kąt przechyłu zmienia współczynnik obciążenia.

Należy zauważyć, jak szybko linia oznaczająca współczynnik obciążenia wznosi się w miarę zbliżania się do linii 90° przechyłu, którą osiąga dopiero w nieskończoności. Zakręt z przechyleniem 90° i stałą wysokością jest matematycznie niemożliwy. To prawda, samolot może być przechylony do 90°, ale nie w skoordynowanym zakręcie; samolot, który może być utrzymany w zakręcie ślizgowym z przechyleniem 90°, jest zdolny do lotu po prostej z ostrzem. Przy nieco ponad 80°, współczynnik obciążenia przekracza granicę 6 G, graniczny współczynnik obciążenia samolotu akrobacyjnego.

Dla skoordynowanego zakrętu na stałej wysokości, przybliżone maksymalne przechylenie dla przeciętnego samolotu lotnictwa ogólnego wynosi 60°. Ten przechył i wynikające z niego niezbędne ustawienie mocy osiągają limit dla tego typu samolotu. Dodatkowy przechył 10° zwiększy współczynnik obciążenia o około 1 G, zbliżając go do punktu załamania ustalonego dla tych samolotów.

Współczynniki obciążenia i prędkości przeciągnięcia

Każdy samolot, w granicach swojej konstrukcji, może zostać przeciągnięty przy dowolnej prędkości lotu. Po przyłożeniu dostatecznie dużego kąta natarcia, płynny przepływ powietrza nad profilem załamuje się i rozdziela, powodując gwałtowną zmianę charakterystyki lotu i nagłą utratę siły nośnej, co skutkuje przeciągnięciem.

Badanie tego efektu ujawniło, że prędkość przeciągnięcia samolotu wzrasta proporcjonalnie do pierwiastka kwadratowego współczynnika obciążenia. Oznacza to, że samolot o normalnej prędkości przeciągnięcia bez przyspieszenia 50 węzłów może zostać przeciągnięty przy prędkości 100 węzłów poprzez wywołanie współczynnika obciążenia 4 G. Gdyby samolot ten był w stanie wytrzymać współczynnik obciążenia 9, mógłby zostać zatrzymany przy prędkości 150 węzłów. Dlatego kompetentny pilot powinien być świadomy następujących rzeczy:

– Niebezpieczeństwa nieumyślnego przeciągnięcia samolotu przez zwiększenie współczynnika obciążenia, jak w stromym zakręcie lub spirali; oraz

– Że przy celowym przeciągnięciu samolotu powyżej jego projektowej prędkości manewrowej, narzucony jest ogromny współczynnik obciążenia.

Odniesienie do wykresów na rysunkach 2 i 3 pokaże, że przechylenie samolotu do kąta nieco powyżej 72° w stromym zakręcie daje współczynnik obciążenia 3, a prędkość przeciągnięcia jest znacznie zwiększona. Jeśli ten zakręt jest wykonywany samolotem o normalnej prędkości przeciągnięcia 45 węzłów bez przyspieszenia, prędkość lotu musi być utrzymywana powyżej 75 węzłów, aby uniknąć przeciągnięcia. Podobny efekt występuje przy szybkim podciąganiu lub jakimkolwiek manewrze wytwarzającym współczynnik obciążenia powyżej 1 G. Było to przyczyną wypadków wynikających z nagłej, nieoczekiwanej utraty kontroli, szczególnie w stromym zakręcie lub przy gwałtownym użyciu steru wysokości w pobliżu ziemi.

Rysunek 3: Współczynnik obciążenia zmienia prędkość przeciągnięcia.

Ponieważ współczynnik obciążenia rośnie do kwadratu wraz z podwojeniem prędkości przeciągnięcia, można sobie uświadomić, że ogromne obciążenia mogą być nałożone na konstrukcje przez przeciągnięcie samolotu przy stosunkowo dużych prędkościach lotu.

Maksymalna prędkość, przy której samolot może być bezpiecznie przeciągnięty, jest obecnie określana dla wszystkich nowych konstrukcji.

Ponieważ dźwignia w układzie sterowania jest różna w różnych samolotach i niektóre typy stosują „zrównoważone” powierzchnie sterowe, podczas gdy inne nie, nacisk wywierany przez pilota na elementy sterujące nie może być przyjęty jako wskaźnik współczynników obciążenia wytwarzanych w różnych samolotach. W większości przypadków współczynniki nośności mogą być ocenione przez doświadczonego pilota na podstawie odczucia nacisku na fotel. Można je również zmierzyć za pomocą przyrządu zwanego „akcelerometrem”, ale ponieważ przyrząd ten nie jest powszechnie stosowany w samolotach szkoleniowych lotnictwa ogólnego, ważne jest rozwinięcie umiejętności oceny współczynników obciążenia na podstawie odczucia ich wpływu na ciało. Znajomość zasad przedstawionych powyżej jest niezbędna do rozwinięcia umiejętności szacowania współczynników obciążenia.

Dokładna znajomość współczynników obciążenia wywoływanych przez różne stopnie przechylenia oraz znaczenia projektowej prędkości manewrowej (VA) pomoże w zapobieganiu dwóm najpoważniejszym rodzajom wypadków:

1. Przeciągnięcia w wyniku stromych zakrętów lub nadmiernego manewrowania blisko ziemi; oraz

2. Uszkodzeń konstrukcji podczas akrobacji lub innych gwałtownych manewrów wynikających z utraty kontroli.

Współczynniki obciążenia i manewry lotu

Krytyczne współczynniki obciążenia dotyczą wszystkich manewrów lotu z wyjątkiem nie przyspieszonego lotu po prostej, gdzie zawsze występuje współczynnik obciążenia 1 G. Wiadomo, że niektóre manewry rozważane w tej sekcji wiążą się ze stosunkowo wysokimi współczynnikami obciążenia.

Zakręty – Zwiększone współczynniki obciążenia są charakterystyczne dla wszystkich zakrętów z przechyłem. Jak zauważono w rozdziale dotyczącym współczynników obciążenia w stromych zakrętach, a szczególnie na rysunkach 2 i 3, współczynniki obciążenia stają się znaczące zarówno dla osiągów lotu, jak i dla obciążenia konstrukcji skrzydła, gdy przechył wzrasta powyżej około 45°.

Współczynnik plastyczności przeciętnego samolotu lekkiego jest osiągany przy przechyle około 70° do 75°, a prędkość przeciągnięcia wzrasta o około połowę przy przechyle około 63°.

STALKI – Normalne przeciągnięcie w locie poziomym po prostej lub podczas nie przyspieszonego wznoszenia po prostej nie powoduje zwiększenia współczynników obciążenia ponad 1 G w locie poziomym po prostej. Jednakże w miarę przeciągnięcia, ten współczynnik obciążenia może być zmniejszony w kierunku zera, współczynnika, przy którym wydaje się, że nic nie ma wagi, a pilot ma uczucie „swobodnego unoszenia się w przestrzeni”. W przypadku, gdy wyprowadzenie z przeciągnięcia następuje przez pchnięcie steru wysokości do przodu, mogą być wytworzone ujemne współczynniki obciążenia, takie, które nakładają obciążenie na skrzydła i podnoszą pilota z fotela.

Podczas podciągania po wyprowadzeniu z przeciągnięcia, czasami są wywoływane znaczne współczynniki obciążenia. Nieumyślnie mogą one ulec dalszemu zwiększeniu podczas nadmiernego nurkowania (i w konsekwencji dużej prędkości lotu) oraz gwałtownego poderwania do lotu poziomego. Jedno zwykle prowadzi do drugiego, zwiększając w ten sposób współczynnik obciążenia. Gwałtowne poderwanie przy dużych prędkościach nurkowania może spowodować powstanie obciążeń krytycznych na struktury samolotu i może spowodować ponowne lub wtórne przeciągnięcie poprzez zwiększenie kąta natarcia do kąta przeciągnięcia. Wyższy współczynnik obciążenia nigdy nie powinien być konieczny, chyba że odzyskiwanie było wykonywane z nosem samolotu blisko lub poza pionem, lub na ekstremalnie niskich wysokościach, aby uniknąć nurkowania w ziemię.

SPINS – Ponieważ ustabilizowany spin nie różni się zasadniczo od przeciągnięcia w żadnym elemencie poza rotacją, stosuje się te same rozważania dotyczące współczynnika obciążenia, które stosuje się do odzyskiwania przeciągnięcia. Ponieważ odzyskanie wirowania zwykle odbywa się z nosem znacznie niżej niż w przypadku przeciągnięcia, należy spodziewać się wyższych prędkości lotu, a co za tym idzie wyższych współczynników obciążenia. Współczynnik obciążenia w prawidłowym spin recovery będzie zazwyczaj około 2,5 G’s.

Współczynnik obciążenia podczas spin będzie się różnić z charakterystyką spin każdego samolotu, ale jest zazwyczaj znaleźć się nieco powyżej 1 G lotu poziomego. Są dwa powody, dla których jest to prawdą:

1. Prędkość lotu w zakręcie jest bardzo mała, zwykle w granicach 2 węzłów od prędkości przeciągnięcia bez przyspieszenia; oraz

2. Samolot w zakręcie raczej się obraca niż skręca.

ZABIEGI Z WYSOKĄ PRĘDKOŚCIĄ-Przeciętny samolot lekki nie jest zbudowany tak, aby wytrzymać wielokrotne stosowanie obciążeń typowych dla przeciągnięć z dużą prędkością. Współczynnik obciążenia niezbędny do wykonania tych manewrów powoduje naprężenia w konstrukcji skrzydeł i ogona, które nie pozostawiają rozsądnego marginesu bezpieczeństwa w większości samolotów lekkich.

Jedynym sposobem wywołania przeciągnięcia przy prędkości lotu większej od prędkości normalnego przeciągnięcia jest nałożenie dodatkowego współczynnika obciążenia, co można osiągnąć przez silne pociągnięcie steru wysokości. Prędkość 1,7 razy większa od prędkości przeciągnięcia (ok. 102 węzły w lekkim samolocie z prędkością przeciągnięcia 60 węzłów) spowoduje powstanie współczynnika obciążenia 3 G. Ponadto, tylko bardzo wąski margines błędu może być dopuszczony dla akrobacji w lekkich samolotach. Aby zilustrować jak gwałtownie wzrasta współczynnik obciążenia wraz z prędkością lotu, przeciągnięcie z dużą prędkością przy 112 węzłach w tym samym samolocie wytworzyłoby współczynnik obciążenia 4 G’s.

CHANDELE I LAZY EIGHTS- Trudno byłoby jednoznacznie określić współczynniki obciążenia w tych manewrach, ponieważ oba obejmują płynne, płytkie nurkowania i podciągnięcia. Współczynniki obciążenia zależą bezpośrednio od szybkości nurkowania i gwałtowności podciągnięć.

Ogólnie, im lepiej manewr jest wykonany, tym mniej ekstremalny będzie wywołany współczynnik obciążenia. Chandelle lub leniwe ósemki, w których podciągnięcie wywołuje współczynnik obciążenia większy niż 2 G nie dadzą tak dużego przyrostu wysokości, a w samolotach o małej mocy mogą spowodować utratę wysokości netto.

Najłagodniejsze możliwe podciągnięcie, z umiarkowanym współczynnikiem obciążenia, da największy przyrost wysokości w chandelle i spowoduje lepsze ogólne osiągi zarówno w chandelle jak i leniwych ósemkach.

Ponadto, należy zauważyć, że zalecana prędkość początkowa dla tych manewrów jest na ogół zbliżona do prędkości manewrowej projektowanej przez producenta, co pozwala na maksymalne rozwinięcie współczynników obciążenia bez przekraczania limitów obciążenia.

PRZESTRZEŻONE POWIETRZE-Wszystkie certyfikowane samoloty są zaprojektowane tak, aby wytrzymać obciążenia wywołane przez podmuchy o znacznej intensywności. Współczynniki obciążenia podmuchami wzrastają wraz ze wzrostem prędkości lotu, a wytrzymałość stosowana do celów projektowych odpowiada zwykle najwyższej prędkości lotu poziomego. W ekstremalnie wzburzonym powietrzu, jak podczas burzy lub frontu, rozsądnie jest zmniejszyć prędkość do projektowej prędkości manewrowej.

Niezależnie od utrzymywanej prędkości, mogą wystąpić podmuchy, które mogą wytworzyć obciążenia przekraczające limity nośności.

Większość instrukcji użytkowania samolotu w locie zawiera obecnie informacje o penetracji turbulentnego powietrza. Operatorzy nowoczesnych samolotów, mogących latać w szerokim zakresie prędkości i wysokości, korzystają z tej dodatkowej funkcji zarówno pod względem komfortu, jak i bezpieczeństwa. W związku z tym należy zauważyć, że maksymalne prędkości nurkowania podane na tabliczce „nigdy nie przekraczaj” są określone tylko dla gładkiego powietrza.

Nurkowania z dużymi prędkościami lub akrobacje z prędkością przekraczającą znaną prędkość manewrową nie powinny być nigdy praktykowane w powietrzu burzliwym lub turbulentnym.

Podsumowując, należy pamiętać, że czynniki obciążające wywołane przez celowe akrobacje, gwałtowne wynurzenia z nurkowania, przeciągnięcia z dużymi prędkościami i podmuchy przy dużych prędkościach powietrza powodują dodatkowe obciążenie całej konstrukcji samolotu.

Odciążenie konstrukcji obejmuje siły działające na każdą część samolotu. Osoby niezorientowane mają tendencję do myślenia o współczynnikach obciążenia tylko w kategoriach ich wpływu na dźwigary i rozpórki. Większość uszkodzeń strukturalnych spowodowanych nadmiernymi współczynnikami obciążenia dotyczy struktury żeber w obrębie krawędzi natarcia i spływu skrzydeł i grupy ogonowej.

Obszarem krytycznym w samolotach pokrytych tkaniną jest pokrycie około jednej trzeciej cięciwy w kierunku rufy na górnej powierzchni skrzydła.

Skumulowany efekt takich obciążeń przez długi okres czasu może mieć tendencję do rozluźnienia i osłabienia istotnych części tak, że rzeczywiste uszkodzenie może nastąpić później, gdy samolot jest eksploatowany w normalny sposób.

Wykres Vg

Wytrzymałość eksploatacyjna samolotu w locie jest przedstawiona na wykresie, którego skala pozioma jest oparta na współczynniku obciążenia.

Rysunek 4: Typowy wykres Vg.

Wykres ten nazywany jest wykresem Vg – prędkość w stosunku do obciążeń „g” lub współczynnika obciążenia.

Każdy samolot ma swój własny wykres Vg, który obowiązuje dla określonej masy i wysokości.

Linie maksymalnej zdolności unoszenia (linie zakrzywione) są pierwszymi ważnymi elementami na wykresie Vg.

Przedmiotowy samolot na rysunku jest zdolny do rozwinięcia nie więcej niż jednego dodatniego „g” przy prędkości 62 m.p.h, Ponieważ maksymalny współczynnik obciążenia zmienia się wraz z kwadratem prędkości lotu, maksymalna dodatnia siła nośna tego samolotu wynosi 2 „g” przy 92 m.p.h., 3 „g” przy 112 m.p.h., 4,4 „g” przy 137 m.p.h. itd. Każdy współczynnik obciążenia powyżej tej linii jest nieosiągalny aerodynamicznie; tzn. samolot nie może lecieć powyżej linii maksymalnej zdolności nośnej (przeciągnie się). Zasadniczo taka sama sytuacja występuje w przypadku lotu z ujemnym współczynnikiem nośności, z tym wyjątkiem, że prędkość niezbędna do wytworzenia danego ujemnego współczynnika nośności jest większa niż do wytworzenia takiego samego dodatniego współczynnika nośności.

Jeśli przedmiotowy samolot będzie latał z dodatnim współczynnikiem nośności większym niż dodatni graniczny współczynnik nośności 4,4, możliwe jest wystąpienie uszkodzeń konstrukcji. Gdy samolot jest eksploatowany w tym rejonie, może dojść do niepożądanych trwałych odkształceń struktury pierwotnej oraz do wysokiego wskaźnika uszkodzeń zmęczeniowych. W normalnej eksploatacji należy unikać eksploatacji powyżej granicznego współczynnika obciążenia.

Na wykresie Vg znajdują się jeszcze dwa ważne punkty. Pierwszym z nich jest punkt przecięcia dodatniego granicznego współczynnika nośności z linią maksymalnej dodatniej zdolności nośnej. Prędkość lotu w tym punkcie jest minimalną prędkością lotu, przy której obciążenie graniczne może być rozwijane aerodynamicznie. Każda prędkość większa od tej wartości zapewnia siłę nośną wystarczającą do uszkodzenia samolotu; każda mniejsza prędkość nie zapewnia siły nośnej wystarczającej do spowodowania uszkodzenia na skutek nadmiernych obciążeń w locie. Zwykle prędkość tę określa się jako „prędkość manewrową”, ponieważ z punktu widzenia aerodynamiki poddźwiękowej, minimalny użyteczny promień skrętu powinien występować w tych warunkach. Prędkość manewrowa jest cennym punktem odniesienia, ponieważ samolot działający poniżej tego punktu nie może wytworzyć szkodliwego dodatniego obciążenia w locie. Każda kombinacja manewru i podmuchu nie może spowodować uszkodzenia z powodu nadmiernego obciążenia powietrza, gdy samolot znajduje się poniżej prędkości manewrowej.

Następnym punktem jest punkt przecięcia ujemnego granicznego współczynnika obciążenia i linii maksymalnej zdolności unoszenia ujemnego.

Każda prędkość lotnicza większa od tego punktu zapewnia zdolność unoszenia ujemnego wystarczającą do uszkodzenia samolotu; każda mniejsza prędkość lotnicza nie zapewnia zdolności unoszenia ujemnego wystarczającej do uszkodzenia samolotu z powodu nadmiernych obciążeń lotu.

Graniczna prędkość lotu (lub prędkość redline) jest konstrukcyjnym punktem odniesienia dla samolotu – przedmiotowy samolot jest ograniczony do 225 m.p.h. Próba lotu powyżej granicznej prędkości lotu może spowodować uszkodzenie konstrukcji lub zniszczenie konstrukcji na skutek różnych zjawisk.

Tak więc samolot w locie jest ograniczony do reżimu prędkości powietrza i g, które nie przekraczają prędkości granicznej (lub redline), nie przekraczają granicznego współczynnika obciążenia i nie mogą przekroczyć maksymalnej zdolności unoszenia. Samolot musi być użytkowany w ramach tej „obwiedni”, aby zapobiec uszkodzeniom konstrukcji i zapewnić uzyskanie przewidywanej wysokości użytkowej samolotu. Pilot musi rozumieć wykres Vg jako opisujący dopuszczalną kombinację prędkości lotu i współczynników obciążenia dla bezpiecznej eksploatacji. Każdy manewr, podmuch, lub podmuch plus manewr poza obwiednią strukturalną może spowodować uszkodzenie konstrukcji i skutecznie skrócić żywotność samolotu.

Na tym kończymy stronę poświęconą współczynnikom obciążenia. Możesz teraz przejść do strony Ciężar i wyważenie lub wypróbować Zasady testu w locie FAA.

Leave a Reply

Dodaj komentarz

Twój adres e-mail nie zostanie opublikowany.