¿El límite del factor de carga en realidad cambia con el peso de la aeronave? ¿Está arreglado para que la certificación y la operación sean más simples? Ahora el avión descargado tiene una velocidad Va más baja. Esto tiene sentido para mantener una G máxima constante. Pero si el avión puede sostener +2.5g en MTOW, ¿se romperá algo si sostiene +3.0g completamente vacío? Según tengo entendido, la fuerza de flexión del ala será la misma y esto debería ser un factor limitante en la mayoría de los aviones. ¿Qué más se puede romper? ¿Se caen los motores? ¿Se rompe la cola? Teóricamente posible, pero ¿puede esto realmente suceder?
Sí, los límites siempre los establece la peor combinación de peso, carga, velocidad de vuelo y velocidad de ráfaga esperada. Son válidos en toda la gama de parámetros por razones de simplicidad.
Tenga en cuenta que los límites del factor de carga no son directamente proporcionales al peso total de la aeronave, sino al peso de las partes que no se elevan . Un fuselaje vacío y tanques de ala llenos permiten que la aeronave tire más gs o vuele más rápido hasta que se alcance el momento máximo de flexión del ala cuando se vuela a través de la ráfaga máxima esperada. Calcular el límite de carga preciso durante cada etapa de un vuelo exigiría demasiado a cualquier piloto y aumentaría el riesgo de errores.
Todos los componentes deben dimensionarse para que fallen al 150 % de las cargas máximas calculadas. En los aviones reales, algunas consideraciones secundarias, como la disponibilidad de calibres de chapa o perfiles extruidos, ponen un límite a esta optimización local, pero técnicamente, la posibilidad de rotura es la misma para todas las partes estructurales. Todas las fallas descritas en su pregunta ocurrieron en el pasado cuando las aeronaves estaban sobrecargadas o mal diseñadas.
rafael j
Objeto que cae no reconocido