Acasă | Despre noi | feedback-ul
Documentul principal pentru încărcarea și centrarea la bord este WBM (Manualul de control al greutății și al balanței și de încărcare). Dar, în practică, nu este folosit. Alinierea este de obicei calculată manual folosind formularul Trimsheet sau utilizând automat un program special, atunci când echipajul este adus cifre gata.
WBM și Trimsheet utilizează concepte diferite pentru a determina alinierea avionului.
WBM folosește conceptul de B.A. (Brațul de echilibru). Această distanță, în centimetri de la punctul convențional, situat pe axa aeronavei din fața nasului aeronavei, până la secțiunea transversală, în planul căreia este obiectul interesului. De exemplu, mai departe în text, vor fi luate în considerare modificările 737-500. Pentru această modificare, punctul de referință este situat la 104 inci înainte de nasul aeronavei.
Cunoscând B.A. a fiecărui element al aeronavei și înmulțind-o cu greutatea corespunzătoare, obținem momentul de gravitate al elementului dat în raport cu punctul de referință.
Rezumând toate momentele din fiecare element, obținem momentul total.
Împărțind momentul total cu greutatea totală a întregii aeronave, obținem distanța (B.A.) a centrului de greutate al aeronavei de la punctul de referință.
După îndepărtarea de la această distanță a îndepărtării marginii de vârf a MAR de la origine (625,6 țoli) și împărțirea pe lungimea MAR (134,5 țoli), obținem coordonatele centrului de greutate, exprimate ca procent din MAR.
xT = (B.A. - 625,6) / 134,5 * 100%
Trimsheet folosește conceptul de LI (Loaded Index). Acesta este un concept condițional care este numeric egal cu momentul în care gravitatea aeronavei față de un punct îndepărtat cu 648,5 inci (737-500) de la punctul de referință utilizat în WBM. Adică, aproximativ de la centrul avionului. Pentru comoditate, acest moment este împărțit la o constantă de 30.000 și, pentru a evita valorile negative, se adaugă o constantă de 40 la rezultatul divizării.
LI = [G * (B.A. - 648.5)] / 30000 + 40, unde G - greutatea aeronavei în varianta avută în vedere (gol, echipat fără combustibil, decolare, aterizare etc.);
B.A. - distanța de la punctul de referință WBM la centrul de greutate al aeronavei.
Punctul de plecare în calcularea centrii Trimsheet este valorile calculate DOW și DOI.
DOW (Greutate de operare uscată) include greutatea avionului echipat, greutatea echipajului, bagajele echipajului, bucătăria și apa, încărcate la sistemul de alimentare cu apă.
DOI (indicele de operare uscat) - momentul centrului de greutate al aeronavei în starea descrisă mai sus, calculată conform descrierii de mai sus.
Calculul suplimentar al deplasării centrului de greutate în timpul încărcării aeronavei are loc în conformitate cu următoarea procedură: Pentru fiecare compartiment al trunchiului, fiecare secțiune a cabinei pasagerilor, fiecare cantitate de combustibil alimentată, se calculează modificările în LI. Aceste modificări sunt rezumate, iar LI necesar al aeronavei este obținut.
Dacă adăugați o corecție la plasarea bagajelor în DOI, veți obține un DLI (Indexul Deadweight).
Atunci când DLI este adăugată o corecție pentru cazarea pasagerilor, obținem LIZFW (Indicele încărcat la Zero Fuel Weight).
Adăugând un amendament la cantitatea de combustibil aflat la bord, obținem LITOW (Indicele încărcat la greutatea de decolare) sau LILAW (Indicele încărcat la greutatea nominală).
Cunoscând LI-ul aeronavei, puteți calcula poziția centrului de greutate în% din MAR folosind formula de mai sus:
xT = (B.A. - 625,6) / 134,5 * 100%. unde B.A. se bazează pe următoarea relație:
B.A. = [(LI-40) * 30000] / G +648,5. unde G este greutatea corespunzătoare a aeronavei.
Sau, acest calcul se face grafic pe un formular Trimsheet.
În fotografie - un pic nu a calculat cu centrarea.
Traiectoria de decolare se extinde de la punctul de lansare până la o urcare de 1500 de picioare sau la sfârșitul tragerii cu VFTO (viteza finală de decolare), care dintre aceste puncte este mai mare.
Greutatea maximă la decolare a unei aeronave este limitată de următoarele condiții:
1. Energia maximă admisă absorbită de frâne în cazul decolării întrerupte.
2. Distanța de decolare disponibilă.
3. Masa maximă la decolare certificată.
4. Viteza maximă admisă de desprindere de pe pista (pe rezistența pneumatică). De obicei, 225 noduri, dar poate 195 noduri. Această viteză este scrisă direct pe pneumă.
5. viteza minimă de evoluție a decolării; VMCG (viteza minimă de control la sol)
6. Gradientul maxim de urcare admisibil.
7. Timpul de funcționare maxim admisibil al motorului la decolare (5 minute), în cazul decolării continue pentru un set de altitudine și accelerație necesare pentru mecanizarea recoltării.
8. Înălțimea minimă permisă peste obstacole.
Împărțim aceste condiții în două grupuri: primul - de la 1 la 5 (restricțiile impuse de pista folosit) și al doilea - de la 6 la 8 (restricții care asigură siguranța zborului după separarea de pista).
Articole similare
Trimiteți-le prietenilor: