Ändert sich die Belastungsfaktorgrenze in der Realität mit dem Flugzeuggewicht? Ist es behoben, um die Zertifizierung und den Betrieb zu vereinfachen? Jetzt haben unbeladene Flugzeuge eine geringere Va-Geschwindigkeit. Dies ist sinnvoll, um das maximale G konstant zu halten. Aber wenn das Flugzeug +2,5 g bei MTOW aushalten kann, wird irgendetwas kaputt gehen, wenn es +3,0 g vollständig leer aushält? Soweit ich weiß, wird die Flügelbiegekraft gleich sein und dies sollte in den meisten Flugzeugen der begrenzende Faktor sein? Was kann noch kaputt gehen? Motoren fallen aus? Schwanz bricht ab? Theoretisch möglich, aber kann das wirklich passieren?
Ja, die Grenzen werden immer durch die schlechteste Kombination aus Gewicht, Zuladung, Fluggeschwindigkeit und erwarteter Böengeschwindigkeit gesetzt. Sie gelten der Einfachheit halber über den gesamten Parameterbereich.
Beachten Sie, dass die Lastfaktorgrenzen nicht direkt proportional zum Gesamtgewicht des Flugzeugs sind, sondern zum Gewicht der nichttragenden Teile . Ein leerer Rumpf und volle Flügeltanks ermöglichen es dem Flugzeug, mehr gs zu ziehen oder schneller zu fliegen, bis das maximale Flügelbiegemoment erreicht ist, wenn es durch die maximal erwartete Böe fliegt. Die Berechnung der genauen Belastungsgrenze während jeder Flugphase würde jeden Piloten überfordern und das Fehlerrisiko erhöhen.
Alle Komponenten sollten so dimensioniert sein, dass sie bei 150 % der berechneten Maximallast ausfallen. In realen Flugzeugen setzen einige sekundäre Überlegungen wie die Verfügbarkeit von Blechstärken oder extrudierten Profilen dieser lokalen Optimierung Grenzen, aber technisch gesehen ist die Wahrscheinlichkeit eines Bruchs für alle Strukturteile gleich. Alle in Ihrer Frage beschriebenen Fehler sind in der Vergangenheit aufgetreten, als Flugzeuge überlastet oder falsch konstruiert waren.
Ralf J
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