Avion : facteurs de charge
En aérodynamique, le facteur de charge maximal (à un angle d'inclinaison donné) est une proportion entre la portance et le poids et a une relation trigonométrique. Le facteur de charge est mesuré en Gs (accélération de la gravité), unité de force égale à la force exercée par la gravité sur un corps au repos et indique la force à laquelle un corps est soumis lorsqu'il est accéléré. Toute force appliquée à un aéronef pour dévier son vol d'une ligne droite produit une contrainte sur sa structure. La quantité de cette force est le facteur de charge. Bien qu'un cours d'aérodynamique ne soit pas une condition préalable à l'obtention d'une licence de pilote, le pilote compétent doit avoir une solide compréhension des forces qui agissent sur l'aéronef, de l'utilisation avantageuse de ces forces et des limites de fonctionnement de l'aéronef piloté.
Par exemple, un facteur de charge de 3 signifie que la charge totale sur la structure d'un avion est trois fois son poids. Étant donné que les facteurs de charge sont exprimés en termes de Gs, un facteur de charge de 3 peut être qualifié de 3 Gs, ou un facteur de charge de 4 de 4 Gs.
Si un avion est relevé d'une plongée, soumettant le pilote à 3 G, il ou elle serait pressé(e) contre le siège avec une force égale à trois fois son poids. Étant donné que les aéronefs modernes fonctionnent à des vitesses nettement plus élevées que les aéronefs plus anciens, ce qui augmente le potentiel de facteurs de charge importants, cet effet est devenu une considération primordiale dans la conception de la structure de tous les aéronefs.
La conception structurelle des aéronefs étant prévue pour ne supporter qu'une certaine quantité de surcharge, la connaissance des facteurs de charge est devenue essentielle pour tous les pilotes. Les facteurs de charge sont importants pour deux raisons :
1. Il est possible pour un pilote d'imposer une surcharge dangereuse aux structures de l'avion.
2. Un facteur de charge accru augmente la vitesse de décrochage et rend les décrochages possibles à des vitesses de vol apparemment sûres.
Facteurs de charge dans la conception des aéronefs
La réponse à la question « Quelle doit être la puissance d'un avion ? est déterminé en grande partie par l'utilisation à laquelle l'aéronef est soumis. Il s'agit d'un problème difficile car les charges maximales possibles sont beaucoup trop élevées pour être utilisées dans une conception efficace. Il est vrai que n'importe quel pilote peut effectuer un atterrissage très dur ou une remontée extrêmement brusque après un piqué, ce qui entraînerait des charges anormales. Cependant, ces charges extrêmement anormales doivent être quelque peu écartées si l'on construit des avions qui décollent rapidement, atterrissent lentement et transportent des charges utiles intéressantes.
Le problème des facteurs de charge dans la conception des aéronefs consiste à savoir comment déterminer les facteurs de charge les plus élevés auxquels on peut s'attendre en fonctionnement normal dans diverses situations opérationnelles. Ces facteurs de charge sont appelés « facteurs de charge limite ». Pour des raisons de sécurité, il est exigé que l'aéronef soit conçu pour supporter ces facteurs de charge sans aucun dommage structurel. Bien que le Code of Federal Regulations (CFR) exige que la structure de l'aéronef soit capable de supporter une fois et demie ces facteurs de charge limites sans défaillance, il est admis que des parties de l'aéronef peuvent se plier ou se tordre sous ces charges et que certains dommages structuraux peut se produire.
Ce facteur de limite de charge de 1,5 est appelé « facteur de sécurité » et prévoit, dans une certaine mesure, des charges supérieures à celles attendues en fonctionnement normal et raisonnable. Cette réserve de force n'est pas quelque chose dont les pilotes devraient délibérément abuser; il est plutôt là pour vous protéger lorsque vous rencontrez des conditions inattendues.
Les considérations ci-dessus s'appliquent à toutes les conditions de chargement, qu'elles soient dues à des rafales, des manœuvres ou des atterrissages. Les exigences de facteur de charge de rafale actuellement en vigueur sont sensiblement les mêmes que celles qui existent depuis des années. Des centaines de milliers d'heures de fonctionnement ont prouvé qu'ils étaient adéquats pour la sécurité. Étant donné que le pilote a peu de contrôle sur les facteurs de charge de rafale (sauf pour réduire la vitesse de l'avion en cas d'air agité), les exigences de charge de rafale sont sensiblement les mêmes pour la plupart des aéronefs de type aviation générale, quelle que soit leur utilisation opérationnelle. Généralement, les facteurs de charge de rafale contrôlent la conception des aéronefs destinés à un usage strictement non acrobatique.
Une situation entièrement différente existe dans la conception des aéronefs avec des facteurs de charge de manœuvre. Il est nécessaire de discuter de cette question séparément en ce qui concerne : (1) les aéronefs conçus conformément au système de catégories (c'est-à-dire, normal, utilitaire, acrobatique) ; et (2) des conceptions plus anciennes construites selon des exigences qui ne prévoyaient pas de catégories opérationnelles.
Les aéronefs conçus selon le système de catégories sont facilement identifiables par une plaquette dans le poste de pilotage, qui indique la ou les catégories opérationnelles dans lesquelles l'aéronef est certifié. Les facteurs de charge maximum de sécurité (facteurs de charge limite) spécifiés pour les aéronefs dans les différentes catégories sont :
CATÉGORIE : Normal ..... FACTEUR DE CHARGE LIMITE : 3,8 à –1,52
CATÉGORIE : utilitaire (acrobaties légères, y compris les pirouettes) ..... FACTEUR DE CHARGE LIMITE : 4,4 à -1,76
CATÉGORIE : Acrobatique ..... FACTEUR DE CHARGE LIMITE : 6,0 à –3,00
CATÉGORIE : Normale ( pour les aéronefs dont la masse brute est supérieure à 4 000 livres, le facteur de charge limite est réduit. Aux charges limites indiquées ci-dessus, un facteur de sécurité de 50 % est ajouté.)
Il y a une graduation vers le haut du facteur de charge avec l'augmentation de la sévérité des manœuvres. Le système de catégories prévoit l'utilité maximale d'un aéronef. Si un fonctionnement normal seul est prévu, le facteur de charge requis (et par conséquent le poids de l'aéronef) est inférieur à celui si l'aéronef doit être utilisé dans des manœuvres d'entraînement ou acrobatiques car ils entraînent des charges de manœuvre plus élevées.
Les aéronefs qui n'ont pas de plaque de catégorie sont des conceptions qui ont été construites selon des exigences techniques antérieures dans lesquelles aucune restriction opérationnelle n'a été spécifiquement donnée aux pilotes. Pour les aéronefs de ce type (jusqu'à des masses d'environ 4 000 livres), la résistance requise est comparable à celle des aéronefs de la catégorie utilitaires actuels, et les mêmes types d'exploitation sont autorisés. Pour les aéronefs de ce type de plus de 4 000 livres, les facteurs de charge diminuent avec le poids. Ces aéronefs doivent être considérés comme étant comparables aux aéronefs de la catégorie normale conçus dans le cadre du système de catégories, et ils doivent être exploités en conséquence.
Facteurs de charge dans les virages serrés
A altitude constante, lors d'un virage coordonné de tout aéronef, le facteur de charge est le résultat de deux forces : la force centrifuge et la masse. Pour un angle d'inclinaison donné, la ROT varie avec la vitesse - plus la vitesse est élevée, plus la ROT est lente. Cela compense la force centrifuge supplémentaire, permettant au facteur de charge de rester le même.
La figure révèle un fait important concernant les virages : le facteur de charge augmente à un rythme effréné après qu'une inclinaison a atteint 45 ° ou 50 °. Le facteur de charge pour tout aéronef en virage coordonné en palier à 60° d'inclinaison est de 2 Gs. Le facteur de charge dans une inclinaison à 80° est de 5,76 Gs. L'aile doit produire une portance égale à ces facteurs de charge si l'altitude doit être maintenue.
Il convient de noter à quelle vitesse la ligne indiquant le facteur de charge augmente à mesure qu'elle s'approche de la ligne d'inclinaison à 90 °, qu'elle n'atteint jamais tout à fait car un virage à altitude constante incliné à 90 ° n'est pas mathématiquement possible. Un aéronef peut être incliné à 90° dans un virage coordonné s'il n'essaie pas de maintenir l'altitude. Un aéronef qui peut être tenu dans un virage incliné à 90° est capable d'effectuer un vol rectiligne en lame de couteau. A un peu plus de 80°, le facteur de charge dépasse la limite de 6 Gs, facteur de charge limite d'un avion acrobatique.
Pour un virage coordonné à altitude constante, l'inclinaison maximale approximative d'un avion d'aviation générale moyen est de 60°. Ce banc et le réglage de puissance nécessaire qui en résulte atteignent la limite de ce type d'avion. Une inclinaison supplémentaire de 10° augmente le facteur de charge d'environ 1 G, le rapprochant du point de rendement établi pour ces avions.
Facteurs de charge et vitesses de décrochage
Tout aéronef, dans les limites de sa structure, peut être en décrochage à n'importe quelle vitesse. Lorsqu'un AOA suffisamment élevé est imposé, le flux d'air régulier sur un profil aérodynamique se rompt et se sépare, produisant un changement brusque des caractéristiques de vol et une perte soudaine de portance, ce qui entraîne un décrochage.
Une étude de cet effet a révélé que la vitesse de décrochage d'un avion augmente proportionnellement à la racine carrée du facteur de charge. Cela signifie qu'un avion avec une vitesse normale de décrochage non accéléré de 50 nœuds peut être décroché à 100 nœuds en induisant un facteur de charge de 4 Gs. S'il était possible que cet avion supporte un facteur de charge de neuf, il pourrait être décroché à une vitesse de 150 nœuds. Un pilote doit être conscient de ce qui suit :
• Le danger de faire décrocher l'avion par inadvertance en augmentant le facteur de charge, comme dans un virage serré ou une spirale ;
• Lors du décrochage intentionnel d'un avion au-dessus de sa vitesse de manœuvre de conception, un facteur de charge énorme est imposé.
Les chiffres montrent que l'inclinaison d'un avion de plus de 72° dans un virage serré produit un facteur de charge de 3, et la vitesse de décrochage est augmentée de manière significative. Si ce virage est effectué dans un aéronef avec une vitesse normale de décrochage non accéléré de 45 nœuds, la vitesse anémométrique doit être maintenue supérieure à 75 nœuds pour éviter de provoquer un décrochage. Un effet similaire est ressenti lors d'une remontée rapide ou de toute manœuvre produisant des facteurs de charge supérieurs à 1 G. Cette perte de contrôle soudaine et inattendue, en particulier dans un virage serré ou une application brusque de la commande de profondeur arrière près du sol, a causé de nombreux accidents.
Étant donné que le facteur de charge est élevé au carré lorsque la vitesse de décrochage double, des charges énormes peuvent être imposées aux structures en décrochant un aéronef à des vitesses relativement élevées.
Les informations suivantes s'appliquent principalement aux avions à voilure fixe. La vitesse maximale à laquelle un avion peut être décroché en toute sécurité est désormais déterminée pour toutes les nouvelles conceptions.
Cette vitesse est appelée "vitesse de manœuvre de conception" (VA), qui est la vitesse en dessous de laquelle vous pouvez déplacer une seule commande de vol, une fois, jusqu'à sa déviation complète, pour un seul axe de rotation de l'avion (tangage, roulis ou lacet) , en air calme, sans risque d'endommagement de l'avion. VA doit être inscrit dans le manuel de vol de l'avion/le manuel d'utilisation du pilote (AFM/POH) approuvé par la FAA pour tous les avions de conception récente. Pour les avions d'aviation générale plus anciens, cette vitesse est d'environ 1,7 fois la vitesse de décrochage normale. Ainsi, un avion plus ancien qui décroche normalement à 60 nœuds ne doit jamais être décroché à plus de 102 nœuds (60 nœuds × 1,7 = 102 nœuds). Un avion ayant une vitesse de décrochage normale de 60 nœuds décroché à 102 nœuds subit un facteur de charge égal au carré de l'augmentation de vitesse, soit 2,89 Gs (1,7 × 1,7 = 2,89 Gs).
Étant donné que l'effet de levier dans le système de commande varie selon les différents aéronefs (certains types utilisent des gouvernes "équilibrées" tandis que d'autres ne le font pas), la pression exercée par le pilote sur les commandes ne peut pas être acceptée comme un indice des facteurs de charge produits dans différents aéronefs. Dans la plupart des cas, les facteurs de charge peuvent être jugés par le pilote expérimenté à partir de la sensation de pression du siège. Les facteurs de charge peuvent également être mesurés par un instrument appelé « accéléromètre », mais cet instrument n'est pas courant dans les avions d'entraînement de l'aviation générale. Le développement de la capacité à juger des facteurs de charge à partir de la sensation de leur effet sur le corps est important. La connaissance de ces principes est essentielle au développement de la capacité d'estimer les facteurs de charge.
Une connaissance approfondie des facteurs de charge induits par les différents degrés d'inclinaison et de la VA permet de prévenir deux des types d'accidents les plus graves :
1. Décrochages dans des virages serrés ou manœuvres excessives près du sol
2. Défaillances structurelles lors d'acrobaties ou d'autres manœuvres violentes résultant d'une perte de contrôle
Facteurs de charge et manœuvres de vol
Les facteurs de charge critiques s'appliquent à toutes les manœuvres de vol, à l'exception du vol rectiligne non accéléré où un facteur de charge de 1 G est toujours présent. Certaines manœuvres considérées dans cette section sont connues pour impliquer des facteurs de charge relativement élevés. L'application complète des commandes de tangage, de roulis ou de lacet doit être limitée aux vitesses inférieures à la vitesse de manœuvre. Évitez les entrées de commande alternées rapides et importantes, en particulier en combinaison avec de grands changements de tangage, de roulis ou de lacet (par exemple, de grands angles de dérapage) car ils peuvent entraîner des défaillances structurelles à n'importe quelle vitesse, y compris en dessous de VA.
Se tourne
Les facteurs de charge accrus sont une caractéristique de tous les virages relevés. Comme indiqué dans la section sur les facteurs de charge dans les virages serrés, les facteurs de charge deviennent importants pour les performances de vol et la charge sur la structure de l'aile lorsque l'inclinaison augmente au-delà d'environ 45°.
Le facteur de rendement de l'avion léger moyen est atteint à une inclinaison d'environ 70° à 75°, et la vitesse de décrochage est augmentée d'environ la moitié à une inclinaison d'environ 63°.
Stalles
Le décrochage normal entré à partir d'un vol rectiligne en palier, ou d'une montée rectiligne non accélérée, ne produit pas de facteurs de charge supplémentaires au-delà de 1 G de vol rectiligne en palier. Lorsque le décrochage se produit, cependant, ce facteur de charge peut être réduit vers zéro, le facteur auquel rien ne semble avoir de poids. Le pilote éprouve une sensation de « flotter librement dans l'espace ». Si la récupération est effectuée en poussant la commande de profondeur vers l'avant, des facteurs de charge négatifs (ou ceux qui imposent une charge vers le bas sur les ailes et soulèvent le pilote du siège) peuvent être produits.
Lors de la remontée suivant la sortie de décrochage, des facteurs de charge importants sont parfois induits. Celles-ci peuvent être encore augmentées par inadvertance lors d'une plongée excessive (et par conséquent d'une vitesse élevée) et de remontées brusques jusqu'au vol en palier. L'un mène généralement à l'autre, augmentant ainsi le facteur de charge. Des tractions brusques à des vitesses de plongée élevées peuvent imposer des charges critiques sur les structures de l'aéronef et peuvent produire des décrochages récurrents ou secondaires en augmentant l'angle d'attaque jusqu'à celui du décrochage.
En règle générale, une sortie d'un décrochage effectué en plongeant uniquement jusqu'à la vitesse de croisière ou de manœuvre de conception, avec une remontée progressive dès que la vitesse est en toute sécurité au-dessus du décrochage, peut être effectuée avec un facteur de charge ne dépassant pas 2 ou 2,5 Gs. Un facteur de charge plus élevé ne devrait jamais être nécessaire à moins que la récupération n'ait été effectuée avec le nez de l'avion proche ou au-delà de l'assiette verticale ou à des altitudes extrêmement basses pour éviter de plonger dans le sol.
Tours
Une vrille stabilisée n'est pas différente d'un décrochage dans n'importe quel élément autre que la rotation et les mêmes considérations de facteur de charge s'appliquent à la sortie de vrille qu'à la sortie de décrochage. Étant donné que les récupérations en vrille sont généralement effectuées avec le nez beaucoup plus bas que ce qui est courant dans les récupérations de décrochage, des vitesses anémométriques plus élevées et, par conséquent, des facteurs de charge plus élevés sont à prévoir. Le facteur de charge dans une récupération de spin appropriée est généralement d'environ 2,5 Gs.
Le facteur de charge pendant une vrille varie avec les caractéristiques de vrille de chaque avion, mais se trouve généralement légèrement au-dessus du 1 G de vol en palier. Il y a deux raisons à cela :
1. La vitesse en vrille est très faible, généralement à moins de 2 nœuds des vitesses de décrochage non accélérées.
2. Un aéronef pivote au lieu de tourner lorsqu'il est en vrille.
Stalles à grande vitesse
L'avion léger moyen n'est pas construit pour résister à l'application répétée de facteurs de charge communs aux décrochages à grande vitesse. Le facteur de charge nécessaire à ces manœuvres produit une contrainte sur la structure des ailes et de la queue, ce qui ne laisse pas une marge de sécurité raisonnable dans la plupart des avions légers.
La seule façon dont ce décrochage peut être induit à une vitesse supérieure au décrochage normal implique l'imposition d'un facteur de charge supplémentaire, qui peut être accompli en tirant fortement sur la commande de profondeur. Une vitesse de 1,7 fois la vitesse de décrochage (environ 102 nœuds dans un avion léger avec une vitesse de décrochage de 60 nœuds) produit un facteur de charge de 3 Gs. Seule une très faible marge d'erreur peut être admise pour les acrobaties en avion léger. Pour illustrer la rapidité avec laquelle le facteur de charge augmente avec la vitesse, un décrochage à grande vitesse à 112 nœuds dans le même avion produirait un facteur de charge de 4 Gs.
Chandelles et Huit paresseux
Un chandelle est un virage en montée aux performances maximales commençant à partir d'un vol approximativement rectiligne et en palier et se terminant à la fin d'un virage précis de 180 ° dans une assiette à plat et en cabré à la vitesse minimale contrôlable. Dans cette manœuvre de vol, l'avion est dans un virage en forte montée et décroche presque pour prendre de l'altitude tout en changeant de direction. Un huit paresseux tire son nom de la manière dont l'axe longitudinal étendu de l'aéronef est conçu pour tracer un schéma de vol sous la forme d'un chiffre "8" couché sur le côté. Il serait difficile de faire une déclaration définitive concernant les facteurs de charge dans ces manœuvres car les deux impliquent des plongées et des tractions douces et peu profondes. Les facteurs de charge encourus dépendent directement de la vitesse des plongeons et de la brusquerie des tractions lors de ces manœuvres.
Généralement, mieux la manœuvre est effectuée, moins le facteur de charge induit est extrême. Un chandelle ou un lazy eight dont le pull-up produit un facteur de charge supérieur à 2 Gs n'entraînera pas un gain d'altitude aussi important ; dans les aéronefs de faible puissance, cela peut entraîner une perte nette d'altitude.
Le pull-up le plus doux possible, avec un facteur de charge modéré, offre le plus grand gain d'altitude dans un chandelle et se traduit par une meilleure performance globale dans les chandelles et les huit paresseux. La vitesse d'entrée recommandée pour ces manœuvres est généralement proche de la vitesse de manœuvre de conception du constructeur, ce qui permet un développement maximal des facteurs de charge sans dépasser les limites de charge.
Air agité
Tous les avions certifiés standard sont conçus pour résister aux charges imposées par des rafales d'intensité considérable. Les facteurs de charge de rafale augmentent avec l'augmentation de la vitesse et la force utilisée à des fins de conception correspond généralement à la vitesse de vol la plus élevée. En air extrêmement agité, comme dans les orages ou les conditions frontales, il est sage de réduire la vitesse à la vitesse de manœuvre de conception. Quelle que soit la vitesse maintenue, il peut y avoir des rafales qui peuvent produire des charges qui dépassent les limites de charge.
Chaque avion spécifique est conçu avec une charge G spécifique qui peut être imposée à l'avion sans causer de dommages structurels. Il existe deux types de facteurs de charge pris en compte dans la conception des avions : la charge limite et la charge ultime. La charge limite est une force appliquée à un aéronef qui provoque une flexion de la structure de l'aéronef qui ne reprend pas sa forme d'origine. La charge ultime est le facteur de charge appliqué à l'avion au-delà de la charge limite et à quel point le matériau de l'avion subit une défaillance structurelle (casse). Des facteurs de charge inférieurs à la charge limite peuvent être maintenus sans compromettre l'intégrité de la structure de l'aéronef.
Des vitesses allant jusqu'à la vitesse de manœuvre, mais ne la dépassant pas, permettent à un aéronef de décrocher avant de subir une augmentation du facteur de charge qui dépasserait la charge limite de l'aéronef.
La plupart des AFM/POH incluent désormais des informations sur la pénétration de l'air turbulent, qui aident les pilotes d'aujourd'hui à piloter en toute sécurité des avions capables d'une large gamme de vitesses et d'altitudes. Il est important que le pilote se souvienne que les vitesses de plongée maximales « à ne jamais dépasser » sont déterminées uniquement en air calme. Les plongées à grande vitesse ou les acrobaties impliquant une vitesse supérieure à la vitesse de manœuvre connue ne doivent jamais être pratiquées dans un air agité ou turbulent.
Diagramme Vg
La force opérationnelle en vol d'un aéronef est présentée sur un graphique dont l'échelle verticale est basée sur le facteur de charge. Le diagramme est appelé diagramme Vg — vitesse par rapport aux charges G ou facteur de charge. Chaque avion a son propre diagramme Vg qui est valide à une certaine masse et altitude.
Les lignes de portance maximale (lignes courbes) sont les premiers éléments importants du diagramme Vg. L'avion de la figure est capable de développer pas plus de +1 G à 64 mph, la vitesse de décrochage au niveau des ailes de l'avion. Étant donné que le facteur de charge maximal varie avec le carré de la vitesse, la capacité de portance positive maximale de cet avion est de 2 G à 92 mph, 3 G à 112 mph, 4,4 G à 137 mph, etc. Tout facteur de charge au-dessus de cette ligne n'est pas disponible sur le plan aérodynamique (c'est-à-dire que l'avion ne peut pas voler au-dessus de la ligne de capacité de portance maximale car il décroche). La même situation existe pour le vol à portance négative à l'exception que la vitesse nécessaire pour produire un facteur de charge négatif donné est supérieure à celle nécessaire pour produire le même facteur de charge positif.
Si l'aéronef vole à un facteur de charge positif supérieur au facteur de charge limite positif de 4,4, des dommages structurels sont possibles. Lorsque l'aéronef est exploité dans cette région, une déformation permanente indésirable de la structure primaire peut avoir lieu et un taux élevé de dommages par fatigue est encouru. Le fonctionnement au-dessus du facteur de charge limite doit être évité en fonctionnement normal.
Il y a deux autres points importants sur le diagramme Vg. Un point est l'intersection du facteur de charge limite positif et de la ligne de capacité de portance positive maximale. La vitesse anémométrique à ce point est la vitesse anémométrique minimale à laquelle la charge limite peut être développée de manière aérodynamique. Toute vitesse supérieure à celle-ci fournit une capacité de portance positive suffisante pour endommager l'aéronef. Inversement, toute vitesse inférieure à celle-ci ne fournit pas une capacité de portance positive suffisante pour causer des dommages dus à des charges de vol excessives. Le terme habituel donné à cette vitesse est « vitesse de manœuvre », car la prise en compte de l'aérodynamique subsonique prédirait le rayon de virage minimal utilisable ou la maniabilité à se produire dans ces conditions. La vitesse de manœuvre est un point de référence précieux, car un avion opérant en dessous de ce point ne peut pas produire une charge de vol positive dommageable.
L'autre point important sur le diagramme Vg est l'intersection du facteur de charge limite négatif et de la ligne de capacité de portance négative maximale. Toute vitesse supérieure à celle-ci fournit une capacité de portance négative suffisante pour endommager l'aéronef; toute vitesse inférieure à celle-ci ne fournit pas une capacité de portance négative suffisante pour endommager l'aéronef à cause de charges de vol excessives.
La vitesse anémométrique limite (ou vitesse de ligne rouge) est un point de référence de conception pour l'avion - cet avion est limité à 225 mph. Si le vol est tenté au-delà de la vitesse anémométrique limite, des dommages structurels ou une défaillance structurelle peuvent résulter de divers phénomènes.
L'aéronef en vol est limité à un régime de vitesses et de G qui ne dépassent pas la vitesse limite (ou ligne rouge), ne dépassent pas le facteur de charge limite et ne peuvent pas dépasser la capacité de portance maximale. L'aéronef doit être utilisé dans cette « enveloppe » pour éviter tout dommage structurel et garantir que l'ascenseur de service prévu de l'aéronef est obtenu. Le pilote doit comprendre que le diagramme Vg décrit la combinaison autorisée de vitesses anémométriques et de facteurs de charge pour un fonctionnement en toute sécurité. Toute manœuvre, rafale ou rafale plus manœuvre en dehors de l'enveloppe structurelle peut causer des dommages structurels et raccourcir efficacement la durée de vie de l'avion.
Taux de virage
Le taux de virage (ROT) est le nombre de degrés (exprimé en degrés par seconde) de changement de cap effectué par un avion. Le ROT peut être déterminé en prenant la constante de 1 091, en la multipliant par la tangente de n'importe quel angle d'inclinaison et en divisant ce produit par une vitesse anémométrique donnée en nœuds, comme illustré sur la figure. Si la vitesse est augmentée et que le ROT souhaité doit être constant, l'angle d'inclinaison doit être augmenté, sinon le ROT diminue. De même, si la vitesse est maintenue constante, la ROT d'un avion augmente si l'angle d'inclinaison est augmenté. La formule des figures illustre la relation entre l'angle d'inclinaison et la vitesse anémométrique lorsqu'ils affectent le ROT.
REMARQUE : Toutes les vitesses indiquées dans cette section sont des vitesses vraies (TAS).
La vitesse anémométrique affecte de manière significative la ROT d'un avion. Si la vitesse est augmentée, la ROT est réduite si vous utilisez le même angle d'inclinaison utilisé à la vitesse inférieure. Par conséquent, si la vitesse est augmentée comme illustré sur la figure, on peut en déduire que l'angle d'inclinaison doit être augmenté afin d'obtenir le même ROT obtenu sur la figure.
Qu'est-ce que cela signifie d'un côté pratique? Si une vitesse et un angle d'inclinaison donnés produisent une ROT spécifique, des conclusions supplémentaires peuvent être tirées. Sachant que le ROT est un nombre donné de degrés de changement par seconde, le nombre de secondes qu'il faut pour parcourir 360° (un cercle) peut être déterminé par une simple division. Par exemple, si vous vous déplacez à 120 nœuds avec un angle d'inclinaison de 30°, la ROT est de 5,25° par seconde et il faut 68,6 secondes (360° divisé par 5,25 = 68,6 secondes) pour faire un cercle complet. De même, si vous volez à 240 nœuds TAS et utilisez un angle d'inclinaison de 30°, la ROT n'est que d'environ 2,63° par seconde et il faut environ 137 secondes pour boucler un cercle de 360°. En regardant la formule, toute augmentation de la vitesse est directement proportionnelle au temps que prend l'avion pour parcourir un arc.
Alors pourquoi est-ce important de comprendre? Une fois que le ROT est compris, un pilote peut déterminer la distance requise pour effectuer ce virage particulier, qui est expliqué en rayon de virage.
Rayon de virage
Le rayon de virage est directement lié au ROT, qui, expliqué précédemment, est fonction à la fois de l'angle d'inclinaison et de la vitesse. Si l'angle d'inclinaison est maintenu constant et que la vitesse est augmentée, le rayon du virage change (augmente). Une vitesse anémométrique plus élevée amène l'avion à parcourir un arc plus long en raison d'une vitesse plus élevée. Un avion voyageant à 120 nœuds est capable de tourner un cercle de 360° dans un rayon plus étroit qu'un avion voyageant à 240 nœuds. Afin de compenser l'augmentation de la vitesse, l'angle d'inclinaison devrait être augmenté.
Le rayon de virage (R) peut être calculé à l'aide d'une formule simple. Le rayon de virage est égal à la vitesse au carré (V2) divisée par 11,26 fois la tangente de l'angle d'inclinaison. R=V²/11,26 × tangente de l'angle d'inclinaison
En utilisant les exemples fournis sur les figures, le rayon de virage pour chacune des deux vitesses peut être calculé.
Notez que si la vitesse est doublée, le rayon est quadruplé.
Une autre façon de déterminer le rayon de virage est la vitesse en utilisant les pieds par seconde (fps), π (3,1415) et le ROT. Dans l'un des exemples précédents, il a été déterminé qu'un avion avec un ROT de 5,25 degrés par seconde avait besoin de 68,6 secondes pour faire un cercle complet. La vitesse d'un avion (en nœuds) peut être convertie en fps en la multipliant par une constante de 1,69. Par conséquent, un avion voyageant à 120 nœuds (TAS) voyage à 202,8 fps. Connaître la vitesse en fps (202,8) multipliée par le temps qu'un avion met pour boucler un cercle (68,6 secondes) peut déterminer la taille du cercle ; 202,8 fois 68,6 équivaut à 13 912 pieds. La division par π donne un diamètre de 4 428 pieds, qui, lorsqu'il est divisé par 2, équivaut à un rayon de 2 214 pieds, un pied à l'intérieur de celui déterminé par l'utilisation de la formule de la figure.
Dans Figure, le pilote entre dans un canyon et décide de faire un virage à 180° pour sortir. Le pilote utilise un angle d'inclinaison de 30° dans son virage.
