Flugzeug: Belastungsfaktoren - Airplane: Load Factors
In der Aerodynamik ist der maximale Lastfaktor (bei gegebenem Querneigungswinkel) ein Verhältnis zwischen Auftrieb und Gewicht und hat eine trigonometrische Beziehung. Der Lastfaktor wird in Gs (Erdbeschleunigung) gemessen, einer Krafteinheit, die der Kraft entspricht, die die Schwerkraft auf einen ruhenden Körper ausübt, und gibt die Kraft an, der ein Körper ausgesetzt ist, wenn er beschleunigt wird. Jede Kraft, die auf ein Flugzeug ausgeübt wird, um seinen Flug von einer geraden Linie abzulenken, erzeugt eine Belastung seiner Struktur. Der Betrag dieser Kraft ist der Belastungsfaktor. Während ein Kurs in Aerodynamik keine Voraussetzung für die Erlangung einer Pilotenlizenz ist, sollte der kompetente Pilot ein solides Verständnis der auf das Flugzeug wirkenden Kräfte, der vorteilhaften Nutzung dieser Kräfte und der Betriebsgrenzen des zu fliegenden Flugzeugs haben.
Ein Belastungsfaktor von 3 bedeutet beispielsweise, dass die Gesamtbelastung einer Flugzeugstruktur das Dreifache ihres Gewichts beträgt. Da Belastungsfaktoren in Gs ausgedrückt werden, kann ein Belastungsfaktor von 3 als 3 Gs oder ein Belastungsfaktor von 4 als 4 Gs bezeichnet werden.
Wenn ein Flugzeug aus einem Sturzflug hochgezogen wird und der Pilot 3 G ausgesetzt wird, würde er oder sie mit einer Kraft in den Sitz gedrückt, die dem Dreifachen seines oder ihres Gewichts entspricht. Da moderne Flugzeuge mit erheblich höheren Geschwindigkeiten als ältere Flugzeuge operieren, wodurch das Potential für große Lastfaktoren erhöht wird, ist dieser Effekt zu einer Hauptüberlegung bei der Gestaltung der Struktur aller Flugzeuge geworden.
Da die Konstruktion von Flugzeugen nur für eine gewisse Überlast ausgelegt ist, ist die Kenntnis der Belastungsfaktoren für alle Piloten unerlässlich geworden. Lastfaktoren sind aus zwei Gründen wichtig:
1. Es ist möglich, dass ein Pilot die Flugzeugstrukturen einer gefährlichen Überlastung aussetzt.
2. Ein erhöhter Lastfaktor erhöht die Abrissgeschwindigkeit und ermöglicht Abrisse bei scheinbar sicheren Fluggeschwindigkeiten.
Belastungsfaktoren im Flugzeugdesign
Die Antwort auf die Frage „Wie stark sollte ein Flugzeug sein?“ wird maßgeblich durch die Nutzung bestimmt, der das Flugzeug ausgesetzt ist. Dies ist ein schwieriges Problem, da die maximal möglichen Lasten viel zu hoch sind, um in einem effizienten Design verwendet zu werden. Es ist wahr, dass jeder Pilot eine sehr harte Landung oder einen extrem scharfen Hochzug nach einem Sturzflug machen kann, was zu ungewöhnlichen Belastungen führen würde. Solche extrem anormalen Belastungen müssen jedoch etwas abgetan werden, wenn Flugzeuge gebaut werden, die schnell starten, langsam landen und lohnende Nutzlasten tragen.
Das Problem der Belastungsfaktoren bei der Flugzeugkonstruktion besteht darin, die höchsten Belastungsfaktoren zu bestimmen, die im Normalbetrieb unter verschiedenen Betriebssituationen zu erwarten sind. Diese Lastfaktoren werden als „Grenzlastfaktoren“ bezeichnet. Aus Sicherheitsgründen ist es erforderlich, dass das Flugzeug so konstruiert ist, dass es diesen Belastungsfaktoren ohne strukturelle Schäden standhält. Obwohl der Code of Federal Regulations (CFR) vorschreibt, dass die Flugzeugstruktur in der Lage sein muss, das Eineinhalbfache dieser Grenzbelastungsfaktoren ohne Ausfall zu tragen, wird akzeptiert, dass sich Teile des Flugzeugs unter diesen Belastungen verbiegen oder verdrehen und einige strukturelle Schäden auftreten können kann auftreten.
Dieser Belastungsgrenzfaktor von 1,5 wird als „Sicherheitsfaktor“ bezeichnet und sorgt in gewissem Maße für Belastungen, die höher sind als bei normalem und angemessenem Betrieb zu erwarten. Diese Kraftreserve sollten Piloten nicht mutwillig missbrauchen; Vielmehr dient es dem Schutz, wenn unerwartete Bedingungen auftreten.
Die obigen Überlegungen gelten für alle Beladungszustände, seien es Böen, Manöver oder Landungen. Die jetzt geltenden Anforderungen an den Böenlastfaktor sind im Wesentlichen die gleichen wie die seit Jahren bestehenden. Hunderttausende von Betriebsstunden haben bewiesen, dass sie für die Sicherheit ausreichend sind. Da der Pilot wenig Kontrolle über Böenbelastungsfaktoren hat (außer um die Geschwindigkeit des Flugzeugs zu verringern, wenn raue Luft angetroffen wird), sind die Anforderungen an die Böenbelastung im Wesentlichen die gleichen für die meisten Flugzeuge des Typs der allgemeinen Luftfahrt, unabhängig von ihrer betrieblichen Verwendung. Im Allgemeinen steuern die Böenlastfaktoren die Konstruktion von Flugzeugen, die für eine streng nicht akrobatische Verwendung bestimmt sind.
Eine völlig andere Situation besteht beim Flugzeugdesign mit Manövrierlastfaktoren. Es ist notwendig, diese Angelegenheit separat zu erörtern in Bezug auf: (1) Luftfahrzeuge, die in Übereinstimmung mit dem Kategoriesystem konstruiert sind (dh normal, nützlich, akrobatisch); und (2) ältere Konstruktionen, die gemäß Anforderungen gebaut wurden, die keine Betriebskategorien vorsahen.
Flugzeuge, die nach dem Kategoriesystem konstruiert wurden, sind leicht durch ein Schild im Flugdeck zu identifizieren, das die Betriebskategorie (oder -kategorien) angibt, in der das Flugzeug zugelassen ist. Die für Luftfahrzeuge in den verschiedenen Kategorien festgelegten maximalen sicheren Belastungsfaktoren (Grenzbelastungsfaktoren) sind:
KATEGORIE: Normal ..... GRENZLASTFAKTOR: 3,8 bis –1,52
KATEGORIE: Utility (leichte Akrobatik, inkl. Spins) ..... GRENZLASTFAKTOR: 4,4 bis –1,76
KATEGORIE: Akrobatik ..... GRENZLASTFAKTOR: 6,0 bis –3,00
KATEGORIE: Normal ( Für Flugzeuge mit einem Bruttogewicht von mehr als 4.000 Pfund wird der Grenzlastfaktor reduziert. Zu den oben angegebenen Grenzlasten wird ein Sicherheitsfaktor von 50 Prozent hinzugefügt.)
Mit zunehmender Härte der Manöver erfolgt eine Abstufung des Ladefaktors nach oben. Das Kategoriensystem sorgt für maximalen Nutzen eines Flugzeugs. Wenn nur ein normaler Betrieb beabsichtigt ist, ist der erforderliche Ladefaktor (und folglich das Gewicht des Flugzeugs) geringer, als wenn das Flugzeug zu Trainings- oder Kunstflugmanövern eingesetzt werden soll, da dies zu höheren Manövrierlasten führt.
Flugzeuge, die nicht über das Kategorieschild verfügen, sind Konstruktionen, die unter früheren technischen Anforderungen gebaut wurden, bei denen den Piloten keine Betriebsbeschränkungen speziell auferlegt wurden. Für Flugzeuge dieses Typs (bis zu einem Gewicht von etwa 4.000 Pfund) ist die erforderliche Festigkeit vergleichbar mit heutigen Flugzeugen der Gebrauchskategorie, und die gleichen Betriebsarten sind zulässig. Bei Flugzeugen dieses Typs über 4.000 Pfund nehmen die Belastungsfaktoren mit dem Gewicht ab. Diese Flugzeuge sollten als vergleichbar mit den Flugzeugen der normalen Kategorie angesehen werden, die nach dem Kategoriesystem konstruiert wurden, und sie sollten entsprechend betrieben werden.
Belastungsfaktoren in Steilkurven
Bei konstanter Höhe, während einer koordinierten Kurve in jedem Flugzeug, ist der Belastungsfaktor das Ergebnis von zwei Kräften: Zentrifugalkraft und Gewicht. Für jeden gegebenen Querneigungswinkel variiert die ROT mit der Fluggeschwindigkeit – je höher die Geschwindigkeit, desto langsamer die ROT. Dadurch wird die zusätzliche Zentrifugalkraft kompensiert, wodurch der Lastfaktor gleich bleiben kann.
Die Abbildung zeigt eine wichtige Tatsache über Kurven – der Belastungsfaktor steigt mit einer enormen Geschwindigkeit, nachdem eine Schräglage 45° oder 50° erreicht hat. Der Belastungsfaktor für jedes Flugzeug in einer koordinierten horizontalen Kurve bei einer Querneigung von 60° beträgt 2 Gs. Der Belastungsfaktor in einer 80°-Böschung beträgt 5,76 Gs. Der Flügel muss Auftrieb erzeugen, der diesen Belastungsfaktoren entspricht, wenn die Höhe beibehalten werden soll.
Es sollte beachtet werden, wie schnell die Linie, die den Belastungsfaktor bezeichnet, ansteigt, wenn sie sich der 90°-Böschungslinie nähert, die sie nie ganz erreicht, weil eine 90°-Neigungskurve mit konstanter Höhe mathematisch nicht möglich ist. Ein Flugzeug kann in einer koordinierten Kurve auf 90 ° geneigt werden, wenn es nicht versucht, die Höhe zu halten. Ein Flugzeug, das in einer um 90° geneigten Rutschkurve gehalten werden kann, ist in der Lage, einen geraden, messerscharfen Flug durchzuführen. Mit etwas mehr als 80° überschreitet der Belastungsfaktor die Grenze von 6 Gs, dem Grenzbelastungsfaktor eines Kunstflugzeugs.
Für eine koordinierte Kurve mit konstanter Höhe beträgt die ungefähre maximale Querneigung für ein durchschnittliches Flugzeug der allgemeinen Luftfahrt 60°. Diese Bank und die daraus resultierende notwendige Leistungseinstellung stoßen bei diesem Flugzeugtyp an ihre Grenzen. Eine zusätzliche Querneigung von 10° erhöht den Belastungsfaktor um etwa 1 G und bringt ihn nahe an die für diese Flugzeuge festgelegte Streckgrenze.
Lastfaktoren und Abwürgegeschwindigkeiten
Jedes Flugzeug kann innerhalb der Grenzen seiner Struktur bei jeder Fluggeschwindigkeit abgewürgt werden. Wenn ein ausreichend hoher AOA auferlegt wird, bricht die gleichmäßige Luftströmung über einem Tragflügel auf und trennt sich, was eine abrupte Änderung der Flugeigenschaften und einen plötzlichen Auftriebsverlust erzeugt, was zu einem Strömungsabriss führt.
Eine Untersuchung dieses Effekts hat ergeben, dass die Abwürgegeschwindigkeit eines Flugzeugs proportional zur Quadratwurzel des Lastfaktors zunimmt. Dies bedeutet, dass ein Flugzeug mit einer normalen, unbeschleunigten Abwürgegeschwindigkeit von 50 Knoten bei 100 Knoten abgewürgt werden kann, indem ein Lastfaktor von 4 Gs herbeigeführt wird. Wenn dieses Flugzeug einem Lastfaktor von neun standhalten könnte, könnte es bei einer Geschwindigkeit von 150 Knoten ins Stocken geraten. Ein Pilot sollte sich über Folgendes im Klaren sein:
• Die Gefahr des unbeabsichtigten Überziehens des Flugzeugs durch Erhöhung des Lastfaktors, wie in einer Steilkurve oder Spirale;
• Wenn ein Flugzeug absichtlich über seine vorgesehene Manövriergeschwindigkeit hinausgezögert wird, wird ein enormer Belastungsfaktor auferlegt.
Die Zahlen zeigen, dass ein Flugzeug mit einer Schräglage von mehr als 72° in einer Steilkurve einen Lastfaktor von 3 erzeugt und die Abwürgegeschwindigkeit signifikant erhöht wird. Wenn diese Kurve in einem Flugzeug mit einer normalen, nicht beschleunigten Strömungsabrissgeschwindigkeit von 45 Knoten durchgeführt wird, muss die Fluggeschwindigkeit größer als 75 Knoten gehalten werden, um einen Strömungsabriss zu verhindern. Ein ähnlicher Effekt tritt bei einem schnellen Hochziehen oder einem Manöver auf, das Lastfaktoren über 1 G erzeugt. Dieser plötzliche, unerwartete Kontrollverlust, insbesondere bei einer steilen Kurve oder einer abrupten Anwendung der hinteren Höhenrudersteuerung in Bodennähe, hat viele Unfälle verursacht.
Da der Belastungsfaktor quadriert wird, wenn sich die Abwürggeschwindigkeit verdoppelt, können enorme Belastungen auf Strukturen ausgeübt werden, indem ein Flugzeug bei relativ hohen Fluggeschwindigkeiten abgewürgt wird.
Die folgenden Informationen gelten in erster Linie für Flächenflugzeuge. Die Höchstgeschwindigkeit, bei der ein Flugzeug gefahrlos abgewürgt werden darf, wird jetzt für alle neuen Konstruktionen festgelegt.
Diese Geschwindigkeit wird als „Design Manövriergeschwindigkeit“ (VA) bezeichnet. Dies ist die Geschwindigkeit, unter der Sie eine einzelne Flugsteuerung einmal bis zu ihrer vollen Auslenkung bewegen können, und zwar nur für eine Achse der Flugzeugrotation (Nick, Roll oder Gieren). , in ruhiger Luft, ohne Risiko einer Beschädigung des Flugzeugs. VA muss in das von der FAA genehmigte Airplane Flight Manual/Pilot's Operating Handbook (AFM/POH) aller kürzlich konstruierten Flugzeuge eingetragen werden. Bei älteren Flugzeugen der allgemeinen Luftfahrt beträgt diese Geschwindigkeit etwa das 1,7-fache der normalen Abwürgegeschwindigkeit. Daher darf ein älteres Flugzeug, das normalerweise bei 60 Knoten abwürgt, niemals bei über 102 Knoten (60 Knoten × 1,7 = 102 Knoten) abgewürgt werden. Ein Flugzeug mit einer normalen Abwürgegeschwindigkeit von 60 Knoten, das bei 102 Knoten abgewürgt wird, erfährt einen Belastungsfaktor, der dem Quadrat der Geschwindigkeitszunahme oder 2,89 Gs (1,7 × 1,7 = 2,89 Gs) entspricht.
Da die Hebelwirkung im Steuerungssystem bei verschiedenen Flugzeugen unterschiedlich ist (einige Typen verwenden „ausgeglichene“ Steuerflächen, andere nicht), kann der vom Piloten auf die Steuerung ausgeübte Druck nicht als Index für die Belastungsfaktoren akzeptiert werden, die in verschiedenen Flugzeugen erzeugt werden. In den meisten Fällen können die Belastungsfaktoren vom erfahrenen Piloten anhand des Gefühls des Sitzdrucks beurteilt werden. Lastfaktoren können auch mit einem Instrument gemessen werden, das als „Beschleunigungsmesser“ bezeichnet wird, aber dieses Instrument ist in Trainingsflugzeugen der allgemeinen Luftfahrt nicht üblich. Wichtig ist die Entwicklung der Fähigkeit, Belastungsfaktoren nach dem Gefühl ihrer Wirkung auf den Körper zu beurteilen. Die Kenntnis dieser Prinzipien ist wesentlich für die Entwicklung der Fähigkeit, Belastungsfaktoren abzuschätzen.
Eine gründliche Kenntnis der Belastungsfaktoren, die durch unterschiedliche Neigungsgrade und die VA hervorgerufen werden, hilft bei der Vermeidung von zwei der schwerwiegendsten Arten von Unfällen:
1. Abwürgen durch Steilkurven oder übermäßiges Manövrieren in Bodennähe
2. Strukturversagen während Akrobatik oder anderen heftigen Manövern, die aus Kontrollverlust resultieren
Ladefaktoren und Flugmanöver
Kritische Belastungsfaktoren gelten für alle Flugmanöver mit Ausnahme des unbeschleunigten Geradeausflugs, bei dem immer ein Belastungsfaktor von 1 G vorhanden ist. Bestimmte Manöver, die in diesem Abschnitt betrachtet werden, beinhalten bekanntermaßen relativ hohe Belastungsfaktoren. Die volle Anwendung der Nick-, Roll- oder Giersteuerung sollte auf Geschwindigkeiten unterhalb der Manövriergeschwindigkeit beschränkt werden. Vermeiden Sie schnelle und große abwechselnde Steuereingaben, insbesondere in Kombination mit großen Nick-, Roll- oder Gieränderungen (z. B. große Schwimmwinkel), da sie bei jeder Geschwindigkeit, einschließlich unter VA, zu strukturellen Schäden führen können.
Wendet sich
Erhöhte Belastungsfaktoren sind ein Merkmal aller Steilkurven. Wie im Abschnitt über Belastungsfaktoren in Steilkurven angemerkt, werden Belastungsfaktoren sowohl für die Flugleistung als auch für die Belastung der Flügelstruktur bedeutsam, wenn die Querneigung über etwa 45° hinaus ansteigt.
Bei einer Querneigung von ca. 70° bis 75° wird der Fließfaktor der mittleren Lichtebene erreicht, bei einer Querneigung von ca. 63° wird die Abrissgeschwindigkeit um ca. die Hälfte erhöht.
Stände
Der normale Strömungsabriss, der bei einem Geradeausflug oder einem unbeschleunigten geraden Steigflug eingetreten ist, erzeugt keine zusätzlichen Belastungsfaktoren über 1 G des Geradeausflugs hinaus. Wenn der Strömungsabriss auftritt, kann dieser Belastungsfaktor jedoch auf Null reduziert werden, den Faktor, bei dem nichts Gewicht zu haben scheint. Der Pilot erfährt das Gefühl, „frei im Raum zu schweben“. Wenn die Bergung durch Vorwärtsschnellen der Höhenrudersteuerung bewirkt wird, können negative Lastfaktoren (oder solche, die den Flügeln eine Abwärtslast auferlegen und den Piloten vom Sitz heben) erzeugt werden.
Während des Hochziehens nach der Stall-Erholung werden manchmal signifikante Belastungsfaktoren induziert. Diese können bei übermäßigem Tauchen (und folglich hoher Fluggeschwindigkeit) und abruptem Hochziehen in den Horizontalflug unbeabsichtigt weiter erhöht werden. Das eine führt in der Regel zum anderen und erhöht so den Ladefaktor. Abrupte Klimmzüge bei hohen Tauchgeschwindigkeiten können kritische Belastungen auf Flugzeugstrukturen ausüben und können wiederholte oder sekundäre Strömungsabrisse erzeugen, indem sie den AOA auf den des Strömungsabrisses erhöhen.
Als Verallgemeinerung kann eine Erholung von einem Strömungsabriss, der nur durch Tauchen auf Reiseflug- oder Entwurfsmanöverfluggeschwindigkeit erfolgt, mit einem allmählichen Hochziehen, sobald die Fluggeschwindigkeit sicher über dem Strömungsabriss liegt, mit einem Lastfaktor von nicht mehr als 2 oder 2,5 Gs durchgeführt werden. Ein höherer Lastfaktor sollte niemals erforderlich sein, es sei denn, die Bergung wurde mit der Nase des Flugzeugs nahe oder jenseits der vertikalen Lage oder in extrem niedrigen Höhen durchgeführt, um ein Eintauchen in den Boden zu vermeiden.
Spins
Ein stabilisiertes Trudeln unterscheidet sich in keinem anderen Element als der Drehung von einem Strömungsabriss, und für die Wiederherstellung des Trudelns gelten die gleichen Lastfaktorüberlegungen wie für die Wiederherstellung des Strömungsabrisses. Da Trudelerholungen normalerweise mit einer viel niedrigeren Nase bewirkt werden, als dies bei Stallerholungen üblich ist, sind höhere Fluggeschwindigkeiten und folglich höhere Belastungsfaktoren zu erwarten. Der Belastungsfaktor bei einer ordnungsgemäßen Spin-Erholung wird gewöhnlich mit etwa 2,5 Gs gefunden.
Der Lastfaktor während einer Drehung variiert mit den Drehungseigenschaften jedes Flugzeugs, liegt jedoch normalerweise etwas über 1 G des Horizontalflugs. Dafür gibt es zwei Gründe:
1. Die Fluggeschwindigkeit in einem Trudeln ist sehr gering, normalerweise innerhalb von 2 Knoten der unbeschleunigten Stalling-Geschwindigkeiten.
2. Ein Flugzeug schwenkt, anstatt sich zu drehen, während es sich in einem Trudeln befindet.
High-Speed-Stalls
Das durchschnittliche Leichtflugzeug ist nicht dafür ausgelegt, der wiederholten Anwendung von Belastungsfaktoren standzuhalten, die bei Hochgeschwindigkeitsabrissen üblich sind. Der für diese Manöver erforderliche Belastungsfaktor erzeugt eine Belastung der Tragflächen und der Heckstruktur, die bei den meisten Leichtflugzeugen keinen angemessenen Sicherheitsspielraum lässt.
Der einzige Weg, wie dieser Strömungsabriss bei einer Fluggeschwindigkeit über dem normalen Strömungsabriss herbeigeführt werden kann, beinhaltet das Auferlegen eines zusätzlichen Belastungsfaktors, der durch ein starkes Ziehen an der Höhenrudersteuerung erreicht werden kann. Eine Geschwindigkeit des 1,7-fachen der Überziehgeschwindigkeit (etwa 102 Knoten in einem Leichtflugzeug mit einer Überziehgeschwindigkeit von 60 Knoten) erzeugt einen Lastfaktor von 3 Gs. Für Akrobatik in Leichtflugzeugen darf nur eine sehr geringe Fehlerquote zugelassen werden. Um zu veranschaulichen, wie schnell der Lastfaktor mit der Fluggeschwindigkeit zunimmt, würde ein Hochgeschwindigkeits-Stirn bei 112 Knoten im selben Flugzeug einen Lastfaktor von 4 Gs erzeugen.
Kronleuchter und Lazy Eights
Eine Chandelle ist eine Kletterkurve mit maximaler Leistung, die bei einem ungefähr geraden Flug beginnt und nach Abschluss einer präzisen 180 ° -Kurve in einer Flughöhe auf Flügelhöhe und Nasenhöhe bei minimal kontrollierbarer Fluggeschwindigkeit endet. Bei diesem Flugmanöver befindet sich das Flugzeug in einer steilen Steigkurve und kommt fast zum Stillstand, um an Höhe zu gewinnen, während es die Richtung ändert. Eine Lazy Eight leitet ihren Namen von der Art und Weise ab, wie die verlängerte Längsachse des Flugzeugs ein Flugmuster in Form einer auf der Seite liegenden Zahl „8“ nachzeichnet. Es wäre schwierig, eine definitive Aussage über die Belastungsfaktoren bei diesen Manövern zu machen, da beide sanfte, flache Sprünge und Klimmzüge beinhalten. Die auftretenden Belastungsfaktoren hängen direkt von der Geschwindigkeit der Sprünge und der Abruptheit der Klimmzüge bei diesen Manövern ab.
Allgemein gilt, je besser das Manöver durchgeführt wird, desto weniger extrem ist der induzierte Belastungsfaktor. Ein Chandelle oder Lazy Eight, bei dem der Klimmzug einen Belastungsfaktor von mehr als 2 Gs erzeugt, führt nicht zu einem so großen Höhengewinn. Bei Flugzeugen mit geringer Leistung kann dies zu einem Nettoverlust an Höhe führen.
Ein möglichst sanfter Klimmzug mit moderatem Belastungsfaktor liefert den größten Höhengewinn in einem Chandelle und führt zu einer besseren Gesamtleistung sowohl in Chandelle als auch in Lazy Eights. Die empfohlene Eintrittsgeschwindigkeit für diese Manöver liegt im Allgemeinen in der Nähe der vom Hersteller vorgesehenen Manövriergeschwindigkeit, was eine maximale Entwicklung der Lastfaktoren ermöglicht, ohne die Lastgrenzen zu überschreiten.
Raue Luft
Alle standardmäßig zugelassenen Flugzeuge sind so konstruiert, dass sie den Belastungen durch Böen von beträchtlicher Intensität standhalten. Die Böenlastfaktoren nehmen mit zunehmender Fluggeschwindigkeit zu, und die für Konstruktionszwecke verwendete Stärke entspricht normalerweise der höchsten Fluggeschwindigkeit. In extrem rauer Luft, wie bei Gewitter oder Frontalbedingungen, ist es ratsam, die Geschwindigkeit auf die ausgelegte Manövriergeschwindigkeit zu reduzieren. Unabhängig von der gehaltenen Geschwindigkeit können Böen auftreten, die Lasten erzeugen können, die die Lastgrenzen überschreiten.
Jedes spezifische Flugzeug ist mit einer spezifischen G-Belastung konstruiert, die dem Flugzeug auferlegt werden kann, ohne strukturelle Schäden zu verursachen. Es gibt zwei Arten von Belastungsfaktoren, die beim Flugzeugdesign berücksichtigt werden: Grenzlast und Höchstlast. Die Grenzlast ist eine auf ein Flugzeug ausgeübte Kraft, die eine Biegung der Flugzeugstruktur verursacht, die nicht in die ursprüngliche Form zurückkehrt. Die Höchstlast ist der Lastfaktor, der auf das Flugzeug über die Grenzlast hinaus angewendet wird und an dem das Flugzeugmaterial strukturelles Versagen (Bruch) erfährt. Lastfaktoren, die niedriger als die Grenzlast sind, können aufrechterhalten werden, ohne die Integrität der Flugzeugstruktur zu beeinträchtigen.
Geschwindigkeiten bis zur Manövriergeschwindigkeit, aber nicht darüber hinaus, ermöglichen es einem Flugzeug, abzuwürgen, bevor es einen Anstieg des Lastfaktors erfährt, der die Grenzlast des Flugzeugs überschreiten würde.
Die meisten AFM/POH enthalten jetzt Informationen zur turbulenten Luftdurchdringung, die den heutigen Piloten helfen, Flugzeuge mit einem breiten Geschwindigkeits- und Höhenbereich sicher zu fliegen. Es ist wichtig für den Piloten, sich daran zu erinnern, dass die maximalen Tauchgeschwindigkeiten, die niemals überschritten werden, nur für ruhige Luft bestimmt sind. Hochgeschwindigkeitssprünge oder Akrobatik, bei denen die Geschwindigkeit über der bekannten Manövriergeschwindigkeit liegt, sollten niemals in rauer oder turbulenter Luft geübt werden.
Vg-Diagramm
Die Flugbetriebsstärke eines Flugzeugs wird in einem Diagramm dargestellt, dessen vertikale Skala auf dem Lastfaktor basiert. Das Diagramm wird als Vg-Diagramm bezeichnet – Geschwindigkeit gegen G-Lasten oder Lastfaktor. Jedes Flugzeug hat ein eigenes Vg-Diagramm, das ab einem bestimmten Gewicht und einer bestimmten Höhe gültig ist.
Die Linien der maximalen Auftriebsfähigkeit (gekrümmte Linien) sind die ersten wichtigen Punkte im Vg-Diagramm. Das Flugzeug in Abbildung ist in der Lage, nicht mehr als +1 G bei 64 mph, der Strömungsabrissgeschwindigkeit des Flugzeugs auf Flügelebene, zu entwickeln. Da der maximale Lastfaktor mit dem Quadrat der Fluggeschwindigkeit variiert, beträgt die maximale positive Auftriebsfähigkeit dieses Flugzeugs 2 G bei 92 mph, 3 G bei 112 mph, 4,4 G bei 137 mph und so weiter. Jeder Lastfaktor über dieser Linie ist aerodynamisch nicht verfügbar (dh das Flugzeug kann nicht über der Linie der maximalen Auftriebsfähigkeit fliegen, weil es abwürgt). Die gleiche Situation besteht für den Flug mit negativem Auftrieb, mit der Ausnahme, dass die Geschwindigkeit, die zum Erzeugen eines gegebenen negativen Lastfaktors erforderlich ist, höher ist als die zum Erzeugen des gleichen positiven Lastfaktors.
Wenn das Flugzeug mit einem positiven Lastfaktor geflogen wird, der größer als der positive Grenzlastfaktor von 4,4 ist, sind strukturelle Schäden möglich. Wenn das Flugzeug in diesem Bereich betrieben wird, kann es zu einer unerwünschten dauerhaften Verformung der Primärstruktur kommen, und es kommt zu einer hohen Rate an Ermüdungsschäden. Ein Betrieb oberhalb des Grenzlastfaktors ist im Normalbetrieb zu vermeiden.
Es gibt zwei weitere wichtige Punkte im Vg-Diagramm. Ein Punkt ist der Schnittpunkt des positiven Grenzlastfaktors und der Linie der maximalen positiven Auftriebsfähigkeit. Die Fluggeschwindigkeit an diesem Punkt ist die minimale Fluggeschwindigkeit, bei der die Grenzlast aerodynamisch entwickelt werden kann. Jede Fluggeschwindigkeit, die größer als diese ist, liefert eine positive Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um das Flugzeug zu beschädigen. Umgekehrt bietet eine niedrigere Fluggeschwindigkeit keine positive Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um Schäden durch übermäßige Fluglasten zu verursachen. Der übliche Begriff für diese Geschwindigkeit ist „Manövriergeschwindigkeit“, da die Berücksichtigung der Unterschallaerodynamik den minimal nutzbaren Wenderadius oder die Manövrierfähigkeit vorhersagen würde, die unter dieser Bedingung auftreten. Die Manövergeschwindigkeit ist ein wertvoller Bezugspunkt, da ein Flugzeug, das unterhalb dieses Punktes operiert, keine schädliche positive Fluglast erzeugen kann.
Der andere wichtige Punkt im Vg-Diagramm ist der Schnittpunkt des negativen Grenzlastfaktors und der Linie der maximalen negativen Auftriebsfähigkeit. Jede Fluggeschwindigkeit, die größer ist, bietet eine negative Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um das Flugzeug zu beschädigen; jede niedrigere Fluggeschwindigkeit bietet keine negative Auftriebsfähigkeit, die ausreicht, um das Flugzeug durch übermäßige Fluglasten zu beschädigen.
Die Grenzfluggeschwindigkeit (oder Redline-Geschwindigkeit) ist ein Konstruktionsreferenzpunkt für das Flugzeug – dieses Flugzeug ist auf 225 mph begrenzt. Wenn versucht wird, über die Grenzgeschwindigkeit hinaus zu fliegen, kann es durch eine Vielzahl von Phänomenen zu strukturellen Schäden oder strukturellem Versagen kommen.
Das Flugzeug im Flug ist auf ein Regime von Fluggeschwindigkeiten und Gs beschränkt, die die Grenzgeschwindigkeit (oder Redline-Geschwindigkeit) nicht überschreiten, den Grenzlastfaktor nicht überschreiten und die maximale Auftriebsfähigkeit nicht überschreiten können. Das Flugzeug muss innerhalb dieser „Hülle“ betrieben werden, um strukturelle Schäden zu vermeiden und sicherzustellen, dass der erwartete Auftrieb des Flugzeugs erreicht wird. Der Pilot muss das Vg-Diagramm als Beschreibung der zulässigen Kombination von Fluggeschwindigkeiten und Lastfaktoren für einen sicheren Betrieb verstehen. Jedes Manöver, Böe oder Böe plus Manöver außerhalb der strukturellen Hülle kann strukturelle Schäden verursachen und die Lebensdauer des Flugzeugs effektiv verkürzen.
Wendegeschwindigkeit
Die Drehrate (ROT) ist die Gradzahl (ausgedrückt in Grad pro Sekunde) der Kursänderung, die ein Flugzeug macht. Die ROT kann bestimmt werden, indem man die Konstante 1.091 nimmt, sie mit dem Tangens eines beliebigen Querneigungswinkels multipliziert und dieses Produkt durch eine gegebene Fluggeschwindigkeit in Knoten dividiert, wie in Abbildung dargestellt. Wenn die Fluggeschwindigkeit erhöht wird und die gewünschte ROT konstant sein soll, muss der Querneigungswinkel erhöht werden, andernfalls nimmt die ROT ab. Wenn die Fluggeschwindigkeit konstant gehalten wird, erhöht sich die ROT eines Flugzeugs ebenso, wenn der Querneigungswinkel erhöht wird. Die Formel in den Abbildungen zeigt die Beziehung zwischen Querneigungswinkel und Fluggeschwindigkeit, wie sie die ROT beeinflussen.
HINWEIS: Die gesamte in diesem Abschnitt beschriebene Fluggeschwindigkeit ist die wahre Fluggeschwindigkeit (TAS).
Die Fluggeschwindigkeit wirkt sich erheblich auf die ROT eines Flugzeugs aus. Wenn die Fluggeschwindigkeit erhöht wird, wird die ROT reduziert, wenn derselbe Querneigungswinkel verwendet wird, der bei niedrigerer Geschwindigkeit verwendet wird. Wenn die Fluggeschwindigkeit wie in Figur dargestellt erhöht wird, kann daher gefolgert werden, dass der Querneigungswinkel erhöht werden muss, um die gleiche ROT wie in Figur erreicht zu erreichen.
Was bedeutet das auf einer praktikablen Seite? Wenn eine gegebene Fluggeschwindigkeit und ein gegebener Querneigungswinkel eine spezifische ROT erzeugen, können zusätzliche Schlussfolgerungen gezogen werden. Wenn man weiß, dass die ROT eine bestimmte Anzahl von Änderungsgraden pro Sekunde ist, kann die Anzahl der Sekunden, die benötigt werden, um 360 ° (einen Kreis) zurückzulegen, durch einfache Division bestimmt werden. Wenn Sie sich beispielsweise mit 120 Knoten und einem Querneigungswinkel von 30 ° bewegen, beträgt die ROT 5,25 ° pro Sekunde und es dauert 68,6 Sekunden (360 ° geteilt durch 5,25 = 68,6 Sekunden), um einen vollständigen Kreis zu machen. Wenn Sie mit 240 Knoten TAS fliegen und einen Querneigungswinkel von 30 ° verwenden, beträgt die ROT nur etwa 2,63 ° pro Sekunde und es dauert etwa 137 Sekunden, um einen 360 ° -Kreis zu absolvieren. Wenn man sich die Formel ansieht, ist jede Erhöhung der Fluggeschwindigkeit direkt proportional zu der Zeit, die das Flugzeug benötigt, um einen Bogen zu fliegen.
Warum ist es also wichtig, das zu verstehen? Sobald der ROT verstanden ist, kann ein Pilot die Entfernung bestimmen, die erforderlich ist, um diese bestimmte Kurve zu machen, die als Kurvenradius erklärt wird.
Wenderadius
Der Wenderadius ist direkt mit der ROT verbunden, die zuvor erklärt wurde, ist eine Funktion sowohl des Querneigungswinkels als auch der Fluggeschwindigkeit. Wenn der Querneigungswinkel konstant gehalten wird und die Fluggeschwindigkeit erhöht wird, ändert sich der Kurvenradius (erhöht sich). Eine höhere Fluggeschwindigkeit bewirkt, dass das Flugzeug aufgrund einer höheren Geschwindigkeit einen längeren Bogen durchfliegt. Ein Flugzeug, das mit 120 Knoten fliegt, kann einen 360°-Kreis in einem engeren Radius drehen als ein Flugzeug, das mit 240 Knoten fliegt. Um die Zunahme der Fluggeschwindigkeit zu kompensieren, müsste der Querneigungswinkel erhöht werden.
Der Kurvenradius (R) kann mit einer einfachen Formel berechnet werden. Der Kurvenradius ist gleich dem Quadrat der Geschwindigkeit (V2) dividiert durch das 11,26-fache des Tangens des Querneigungswinkels. R=V²/11,26 × Tangens des Querneigungswinkels
Unter Verwendung der in den Figuren bereitgestellten Beispiele kann der Kurvenradius für jede der zwei Geschwindigkeiten berechnet werden.
Beachten Sie, dass sich der Radius vervierfacht, wenn die Geschwindigkeit verdoppelt wird.
Eine andere Möglichkeit, den Kurvenradius zu bestimmen, ist die Geschwindigkeit unter Verwendung von Fuß pro Sekunde (fps), π (3,1415) und ROT. In einem der vorherigen Beispiele wurde festgestellt, dass ein Flugzeug mit einer ROT von 5,25 Grad pro Sekunde 68,6 Sekunden benötigt, um einen vollständigen Kreis zu machen. Die Geschwindigkeit eines Flugzeugs (in Knoten) kann in fps umgerechnet werden, indem sie mit einer Konstanten von 1,69 multipliziert wird. Daher fliegt ein Flugzeug, das mit 120 Knoten (TAS) fliegt, mit 202,8 fps. Die Kenntnis der Geschwindigkeit in fps (202,8) multipliziert mit der Zeit, die ein Flugzeug benötigt, um einen Kreis zu vollenden (68,6 Sekunden), kann die Größe des Kreises bestimmen; 202,8 mal 68,6 ergibt 13.912 Fuß. Das Teilen durch π ergibt einen Durchmesser von 4.428 Fuß, was, wenn es durch 2 geteilt wird, einem Radius von 2.214 Fuß entspricht, ein Fuß innerhalb dessen, der durch die Verwendung der Formel in Abbildung bestimmt wird.
In Abbildung betritt der Pilot eine Schlucht und beschließt, sich um 180° zu drehen, um sie zu verlassen. Der Pilot verwendet in seiner Kurve einen Querneigungswinkel von 30°.
