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17 Il pilotaggio dei plurimotori

Domanda: in un bimotore sotto-potenziato, qual è il compito del secondo motore?

Risposta: raddoppiare le possibilità di rotture motore, e portarci sul luogo dell’incidente.

17.1 Condizioni di funzionamento normali

In condizioni di funzionamento normali, pilotare un bimotore non è tanto diverso dal pilotare un potente, pesante e complesso monomotore. In ogni caso, peso, potenza e complessità potrebbero essere superiori a quelli cui siete abituati. Ad esempio:

Tipicamente, un bimotore ha una velocità di stallo di gran lunga superiore a quella di un monomotore nota200 ¹. Anche le altre velocità critiche aumentano proporzionalmente. Una conseguenza è che lo spazio richiesto per una virata è notevolmente maggiore.
La velocità di salita sarà notevolmente superiore. L’assetto durante la salita sarà più cabrato rispetto ad un monomotore.
Il range di velocità operative di un bimotore è più ampio di quello di un monomotore. Per esempio, un Cessna 172 ha una velocità di salita di 78 nodi ed una velocità di crociera di 105 nodi (un rapporto di 1.3), mentre un Seneca II ha una velocità di salita di 90 nodi ed una velocità di crociera di 170 nodi (un rapporto di 1.9). Livellando dopo una salita, il Seneca avrà bisogno di molto più tempo per accelerare alla sua velocità di crociera. Si avrà un’accelerazione prolungata e ripetuti trimmaggi.

In questo capitolo sono trattate le procedure ed i principi del volo dei plurimotori. Le procedure di decollo sono discusse in sezione 13.6.

17.2 Piantata motore

Questa sezione tratta ciò che accade e quali sono le azioni da attuare in caso di piantata motore.

17.2.1 Decollo abortito: campo bilanciato e non bilanciato

Gli aerei di linea non sono autorizzati al decollo se la pista disponibile non supera la lunghezza del campo bilanciato; ciò significa che, in caso di piantata motore nel punto più critico del decollo, la pista deve essere sufficientemente lunga da permettere la frenata o il decollo con il/i motore restante.

Al contrario, ai bimotori leggeri d’aviazione generale non è richiesto di restringere le loro operazioni agli aeroporti con lunghezza del campo bilanciato. Supponiamo di perdere un motore durante la corsa di decollo su di una pista più corta del campo bilanciato. In questo caso, ci sarà un periodo nel mezzo del decollo durante il quale non è possibile né frenare né completare il decollo con un solo motore. In tal caso, è necessario spegnere il motore funzionante ed azionare i freni. E’ molto meglio urtare gli alberi a fine pista quando si è "quasi" fermi, piuttosto che urtarli quando si è "quasi" alla velocità di volo. Anche se potrà sembrare ovvio, quando si è in cabina di pilotaggio è necessaria un’enorme forza di volontà per spegnere effettivamente il motore funzionante. Pensateci, e promettete a voi stessi che lo farete.

17.2.2 Salita

Supponiamo di essere in quota ed in salita a piena potenza con entrambi i motori. Supponiamo poi di avere una piantata motore. La prima cosa che potremo costatare è che il rateo di salita non è dimezzato. La ragione è semplice: come mostrato in figura 17.1, nel momento in cui un motore è arrestato, la prestazione dell’aereo non va mediata tra la prestazione che si ha con due motori ed il volo livellato, ma tra la prestazione che si ha con due motori e la planata senza motori.

Figura 17.1: Prestazione di un Bi-, Mono-, e zero-motore

Le curve di potenza mostrate grossomodo rappresentano le prestazioni di un Piper Apache, un noto bimotore leggero da addestramento. Il punto A corrisponde alla massima velocità di salita con entrambi i motori, 1150 piedi al minuto a 86 nodi. Il punto B corrisponde alla massima velocità di salita con un solo motore, 160 piedi al minuto a 82 nodi. Questi numeri corrispondono alle prestazioni a pieno carico al livello del mare in configurazione pulita. Si può calcolare che la velocità di salita con un solo motore è pari a meno del 15% della velocità di salita con entrambi i motori.

A quota 5000 piedi, la densità è tale che l’Apache ha velocità di salita nulla con un solo motore. Inoltre, se i motori, le eliche e la verniciatura dell’aereo non sono in ottimo stato, le prestazioni saranno ancora inferiori a quelle dichiarate in precedenza.

Non dobbiamo pensare che, siccome gli aerei di linea possono salire senza un motore, il nostro bimotore leggero possa fare altrettanto.

E’ effettivamente consentita la realizzazione e l’utilizzo di bimotori leggeri con scarse o nulle prestazioni di salita con un solo motore. In questi casi, la perdita di un motore a bassa quota è forse la più critica situazione che possa accadere in aviazione generale con una certa frequenza. Come nel caso di una parziale perdita di potenza di un monomotore, è necessario un atterraggio forzato. Il problema nel caso di un bimotore è che, a causa della spinta asimmetrica, è molto più facile entrare in vite rispetto al monomotore.

D’altra parte, anche se non dovessimo riuscire a salire, probabilmente non avremo una discesa particolarmente veloce. Potremmo considerare questa come un caso di "aliante rumoroso" analogo a quello già trattato in sezione 15.1. Se il problema dovesse insorgere a qualche migliaio di piedi di quota, probabilmente si potrà volare qualche decina di miglia in lenta discesa, con la possibilità di cercare un posto adatto ad un atterraggio d’emergenza.

17.2.3 Lo "Slip String"

In genere, la condizione ottimale di volo si ha quando il flusso del vento relativo è allineato alla fusoliera. In un plurimotore con spinta asimmetrica, cogliere l’effettivo angolo d’imbardata potrebbe risultare particolarmente difficile. Il sistema più diretto per ottenere l’indicazione di quale sia l’angolo di deriva è quello di utilizzare uno slip string.

Per realizzare uno "slip string", basta attaccare con un pezzo di nastro adesivo un filo di qualche decina di centimetri al muso dell’aereo, davanti al parabrezza in posizione ben visibile.

Tipicamente, la fusoliera accelera il flusso d’aria lateralmente più che longitudinalmente. Ciò accresce la sensibilità dello "slip string", che quindi mostrerà un angolo di deviazione superiore a quello di imbardata reale.

Anche con un monomotore, lo "slip string" funziona sorprendentemente bene. Questo nonostante il fatto che il flusso dell’elica diminuisca di un qualcosa la sensibilità, e la componente elicoidale del flusso ne devi la posizione leggermente da un lato.

Lo "slip string" è comunemente chiamato "fettuccia d’imbardata", anche se questa fornisce un’indicazione dell’angolo di deriva, non di imbardata (o di prua). Come discusso in sezione 19.6.3, l’angolo di deriva è l’angolo tra la fusoliera ed il vento relativo, mentre l’angolo di imbardata è definito rispetto ad una direzione fissa nello spazio. L’angolo di prua e la sua velocità di variazione sono facilmente percepibili guardando fuori dal finestrino, mentre non è facile valutare l’angolo di deriva se non utilizzando uno "slip string". La prua è misurabile con la bussola giroscopica, la variazione di prua con il variometro di prua oppure osservando la velocità di rotazione della bussola giroscopica.

L’inclinometro a pallina è spesso individuato come lo strumento di misura della deriva/scivolata, ma non è un’usanza corretta. Esso misura l’inclinazione. Come vedremo in sezione 17.2.5, è possibile che l’aereo sia inclinato ma non in scivolata. Anche in questo caso, non c’è un buon sistema per determinare l’angolo di deriva, senza lo "slip string".

17.2.4 Coordinazione

Supponiamo ora di essere il volo livellato ad una quota accettabile. Supponiamo anche di aver montato sul nostro aereo uno "slip string". A quel punto, un motore va (sorpresa!) in avaria. Per semplificare la discussione, supponiamo che a fermarsi sia il motore di destra nota201 ². Subito noteremo la comparsa di una deriva. Nel nostro caso, l’aereo s’imbarderà verso destra, come in figura 17.2. Questo perché la resistenza è distribuita all’incirca simmetricamente, mentre la spinta non lo è più. E due forze ed un braccio creano una coppia.

Figura 17.2: Motore in avaria — Coppia dovuta alla spinta asimmetrica

Questa coppia porterà in principio ad una variazione di prua. Questo sarà una pura imbardata; cioè sarà una variazione della prua dell’aereo, senza un’immediata variazione della direzione in cui l’aereo sta volando. In seguito, dopo un po’ di tempo (qualche secondo), le coppie si riequilibreranno grazie alla naturale stabilità sull’asse di imbardata (come discusso in sezione 8.2). Questo perché, in volo non coordinato, il flusso d’aria investendo il timone creerà una coppia che si oppone alla spinta asimmetrica. Se siamo riusciti a mantenere le ali livellate, saremo in una " boat turn" a destra. Lo slip string sarà deviato a destra, indicando un flusso asimmetrico, ed indicando la necessità di applicare pedale a sinistra.

Figura 17.3: Motore in avaria — Nessun intervento del pilota

A questo punto, potremmo (a) sedere e assistere da spettatori, come mostrato in figura 17.3, oppure (b) applicare pedale sinistro per riallineare lo slip string, come mostrato in figura 17.4. Dal punto di vista del controllo direzionale, la scelta operata non ha variato significativamente le cose. Nel caso (a) il flusso colpisce l’aereo (ed il timone) ad un certo angolo, mentre nel caso (b) il flusso investe l’aereo con un angolo nullo, con il timone deviato. In entrambi i casi, la forza generata dal timone è circa la stessa. La differenza più importante è che l’aereo avrà una velocità di salita migliore nel caso (b), perché il flusso è allineato alla fusoliera.

Figura 17.4: Motore in avaria — Con corretto uso della pedaliera

Vediamo cosa succede nel momento in cui le coppie di imbardata tornassero in equilibrio. Supponiamo per ora di mantenere le ali livellate. Nel caso (a), l’aereo inizierà una virata costante verso il motore in avaria. Sarà naturalmente una boat turn, a causa del flusso non coordinato che investe la fusoliera, come discusso in sezione 8.10. Questa sarà una virate perfetta "CM-turn" (come definita in sezione 8.8), cioè una variazione della direzione del moto del baricentro; la prua seguirà la "CM-turn" in modo da mantenere l’angolo di deriva costante.

Cosa forse più sorprendente è che anche nel caso (b), mantenendo le ali livellate l’aereo compirà una "CM-turn" verso il motore in avaria (destra in questo caso), anche se non rapidamente come nel caso (a). Il motivo è che la forza del timone, necessaria per equilibrare le coppie, è una forza non bilanciata. Questa forza provoca una variazione della direzione del moto del baricentro. Un modo (ma non ottimale) per fermare questa virata potrebbe essere quello di applicare ancora più pedale sinistro, che porterebbe una scivolata ad ali livellate, come vedremo più avanti con la figura 17.5. Adesso comunque vediamo la procedura corretta, che è quella di centrare lo slip string e di applicare alettoni a sinistra (in questo caso) per arrestare la virata, come mostrato in figura 17.4. Una componente a sinistra della portanza nota202 ³ bilancia la forza verso destra generata dal timone. Nuovamente abbiamo una coppia di forze con un braccio, cioè una coppia. Questa coppia generata da portanza e timone annulla quella di spinta e resistenza inizialmente introdotta dal motore in avaria.

Per sintetizzare: quando avviene la piantata motore, il primo effetto della spinta asimmetrica è un’imbardata verso il motore fermo. L’aereo varierà immediatamente la sua prua (anche se solo in seguito inizierà a modificare la sua traiettoria di volo). Cioè si avrà un angolo di deriva. Non azionando la pedaliera, l’angolo di deriva aumenterà fino a quando il flusso non coordinato che investe il timone genererà una coppia per arrestare un’ulteriore imbardata. Questo è il concetto di stabilità all’imbardata discusso in sezione 8.2. Il risultato è che l’aereo non inizia a rotare come un Frisbee — si stabilizza semplicemente con pochi gradi di angolo di deriva.

17.2.5 Percezioni e prime reazioni

Se un motore viene a mancare improvvisamente, l’imbardata iniziale verso il motore fermo è considerevole. Se invece l’arresto avviene gradualmente, l’imbardata iniziale è più difficile da percepire di quanto ci si potrebbe attendere. E’ particolarmente difficile da avvertire se avviene in virata — essa semplicemente prosegue un po’ più velocemente o lentamente del normale. Anche la risultante "boat turn" (una virata effettuata senza inclinare le ali) non è facile da percepire nota203 ⁴
Ci sono tre modi per percepire e controllare derive ed imbardate.

Se è disponibile uno slip string, la procedura è semplice. Se lo slip string devia verso un lato, bisogna azionare la pedaliera dal lato opposto fino a centrarlo. Il motto è: "Pedale opposto allo string".
Un modo meno elegante e meno preciso è quello di utilizzare l’inclinometro. Se la pallina si sposta verso un lato, premere lo stesso lato della pedaliera. Il motto è: "Pedale sulla pallina". Portare la pallina al centro, quindi (per annullare la scivolata, come discusso in seguito) rilasciare il pedale lasciando deviare la pallina di circa un terzo o metà della sua corsa originale.
Un terzo modo (in effetti il più comune) è quello di inclinare le ali e applicare timone per arrestare la "boat turn". Il vantaggio di questa procedura è quello che può essere effettuata senza utilizzare alcuno strumento. Lo svantaggio principale è che non aiuta a mantenere o recuperare il controllo in una virata nota204 ⁵ (ci sono casi in cui si desideri virare anche con un motore in avaria). In questo caso, livellate le ali e conclusa la virata, stabiliremo le condizioni ottimali di scivolata nulla innalzando il motore arrestato di qualche grado e allentando leggermente la pressione sul timone. nota205 ⁶

A questo punto, avremo azionato timone ed alettoni entrambi verso il motore funzionante. E’ necessario azionare il timone nel caso di un motore in avaria. Il motto è: "Pedale sul motore morto". Inoltre, conviene piegare il ginocchio del piede non utilizzato, sollevarlo e ripetersi un paio di volte: "il motore (destro o sinistro) è in avaria". Capiremo in seguito il motivo di tutto questo.

Per annullare la scivolata, dovremo inclinare l’aereo leggermente verso il motore funzionante. Il motto è: "sollevare il morto". Ciò porta un leggero spostamento della pallina verso il motore funzionante. Questa corretta procedura (figura 17.4) richiede un po’ più alettoni ed un po’ meno timone di quanto sarebbe necessario per un volo ad ali livellate, pallina al centro, rettilineo non coordinato (figura 17.5).

Essendo lo slip string centrato, potrebbe apparire non chiaro il fatto che la pallina dell’inclinometro non lo sia, quindi esaminiamo più a fondo la situazione dal punto di vista aerodinamico.

La spinta asimmetrica crea una coppia lungo l’asse d’imbardata che non può rimanere non bilanciata. L’azione del timone risolve l’equilibrio delle coppie, ma crea una forza che andrà anch’essa bilanciata.

Supponendo di mantenere le ali livellate invece di "sollevare il morto". La forza creata dal timone nella direzione del motore fermo sarà non bilanciata e quindi ci sono due possibilità:

Supponiamo che le forze laterali rimangano non bilanciate. L’aereo inizierà a virare. Sarà una virata ad ali livellate e coordinata che chiameremo una pseudo boat turn. A differenza della boat turn normale, il flusso attorno alla fusoliera è coordinato ma, a differenza di una virata normale, la forza orizzontale non è generata dalle ali.
Supponiamo di dare un po’ più di timone, iniziando una scivolata verso il motore fermo. La pallina è centrata, le ali sono livellate e la velocità di virata è nulla (a prescindere dallo stato del motore, date due di queste condizioni la terza viene di conseguenza). Le forze sono l’equilibrio perché il flusso non coordinato agente sulla fusoliera è sufficiente a creare una forza laterale che equilibra la forza del timone. Lo strip string è spostato a sinistra, perché stiamo applicando troppo timone. In questa situazione, come mostrato in figura 17.5, stiamo usando la fusoliera come una superficie aerodinamica. Il problema è che la fusoliera ha un rapporto portanza-resistenza molto scadente e quindi la portanza laterale viene creata dalla fusoliera al costo di un enorme aumento della resistenza. Sarebbe molto meglio utilizzare le ali, come discusso in precedenza, in combinazione con la figura 17.4.

Figura 17.5: Motore in avaria — Scivolata ad ali livellate senza virata

La tecnica migliore non è intuitiva, dato che in situazione normale il coordinamento di una virata fa sì che la velocità di virata sia proporzionale all’inclinazione delle ali (vedi sezione 11.5.2, per esempio). Con un motore in avaria, la coordinazione richiede un’inclinazione delle ali anche in volo rettilineo.

L’inclinazione richiesta da un tipico aereo può essere valutata con il seguente ragionamento: il valore del rapporto portanza-resistenza di un aereo è tipicamente attorno a 10. In volo livellato la spinta del motore deve essere un decimo della portanza. Il braccio tra le ali ed il timone è tipicamente circa tre volte il braccio tra spinta e resistenza. Dato che le coppie devono essere in equilibrio, la forza del timone (e la componente orizzontale della portanza) deve essere pari ad un terzo della spinta del motore, quindi pari ad un trentesimo della portanza. Possiamo concludere affermando che la componente orizzontale della portanza è un trentesimo della portanza totale. Un trentesimo di un radiante è pari a circa due gradi — un’inclinazione non esagerata.

Per valutare esattamente quanta inclinazione sia necessaria per mantenere un flusso coordinato attorno alla fusoliera, è possibile utilizzare lo slip string. Ad una quota sicura, volando con un solo motore alla V_YSE, applichiamo abbastanza timone in modo che lo slip string sia allineato. Incliniamo le ali per mantenere una traiettoria di volo rettilinea. Proviamo a variare la forza sulla pedaliera, per trovare la combinazione che risulti nella migliore velocità di salita.

Scopriremo che nelle condizioni di volo monomotore ottimali, la pallina dell’inclinometro non è al centro. L’aereo è inclinato, ma ha un angolo di scivolata nullo. Segnando la posizione della pallina dell’inclinometro, vedremo che essa sarà fuori centro di circa metà o un terzo del suo diametro. Potremmo usare quest’informazione per fissare con buon’approssimazione la situazione di volo coordinato con un solo motore, in modo da poterla replicare anche in assenza dello slip string.

La pallina dell’inclinometro misura l’inclinazione delle ali rispetto alla direzione E-down nota206 ⁷. L’inclinometro è a volte chiamato pallina dello slip/skid, ma è un errore nota207 ⁸ perché lo slip string (come discusso in sezione 17.2.3) fornisce l’unica informazione diretta dell’angolo di scivolata.

Annullare la scivolata è la chiave per ottimizzare le prestazioni di salita nota208 ⁹ . L’idea è quella di avere il flusso allineato alla fusoliera. La prestazione ottimale non si ottiene mettendo al centro la pallina dell’inclinometro. E’ necessario far pratica con lo slip string per imparare a combinare l’inclinazione necessaria ad ogni quantitativo di spinta asimmetrica.

17.2.6 Controllo dell’imbardata a basse velocità

Finora abbiamo trattato le condizioni di salita (sezione 17.2.2) e quelle di volo coordinato (sezione 17.2.4) con un motore in avaria. Ora prenderemo in considerazione l’effetto della velocità, aspetto molto importante.

Vediamo cosa succede se aggiungiamo alle condizioni viste in precedenza una variazione di velocità del flusso d’aria. Supponiamo di partire dalla velocità di crociera e di decelerare progressivamente. Anche qui, per semplificare la discussione, supponiamo che il motore destro sia in avaria.

La quantità di spinta asimmetrica non dipende dalla velocità, ma solo dalla potenza del motore. Al contrario, la forza generata dal timone dipende dal quadrato della velocità, e dall’angolo d’attacco del timone. Quindi, man mano che si decelera sarà necessario un valore crescente di spostamento del timone per mantenere nulla la scivolata. In questo modo, la forza laterale generata dal timone si manterrà costante, così come l’inclinazione delle ali (almeno per ora).Ad un certo punto, raggiungeremo il fondo corsa del timone. La pedaliera o lo stesso timone urterà i tamponi di fine corsa e non riusciremo a mantenere nullo l’angolo di scivolata. Supponendo di continuare a decelerare, inizierà una scivolata. Di conseguenza, il flusso investirà il timone di coda ad un certo angolo, che si andrà a sommare all’angolo di fondo corsa già imposto con la pedaliera. Quindi l’angolo di scivolata contribuirà ad incrementare la portanza laterale generata dal timone, in modo da supplire la mancanza di velocità del flusso. In aggiunta al flusso che investe il timone di coda, adesso si ha che il flusso non coordinato investe la fusoliera. Facciamo affidamento sul timone per produrre almeno il 100% della coppia necessaria a contrastare la spinta asimmetrica. L’aria che investe la fusoliera crea un piccolo ed inutile contributo al bilancio delle coppie, ma contribuisce in maniera più significativa al bilancio delle forze laterali, generando una boat turn indesiderata. Questa boat turn si somma alla pseudo boat turn generata dal timone, e quindi sarà necessario incrementare ulteriormente l’inclinazione delle ali per mantenere la traiettoria del volo rettilinea. Ovviamente c’è un limite a questo processo. Continuando ad aumentare l’angolo d’attacco del timone di coda, ad un certo punto si arriverà al suo stallo. Quindi, mentre l’intensità della forza asimmetrica non dipende dalla velocità, il valore massimo della forza producibile dal timone dipende dal quadrato della velocità del flusso che lo investe. Di conseguenza, ad ogni valore di spinta asimmetrica corrisponderà una velocità al di sotto della quale il timone non è più capace di produrre abbastanza coppia. A qual punto si avrà un’imbardata incontrollabile nella direzione del motore in avaria che porterà l’aereo a girare come un Frisbee.

Potremmo pensare di allentare la pressione sulla pedaliera per ridurre il suo angolo d’attacco, ma non funzionerebbe. Porterebbe solo l’aereo ad un angolo di scivolata maggiore. Infatti il timone deve generare una determinata forza per contrastare la spinta asimmetrica, e la naturale stabilità all’imbardata dell’aereo lo porterà ad un determinato angolo d’attacco nota209 ¹⁰.

Lo stallo del timone di coda è un fenomeno estremamente pericoloso. Porterà ad un’improvvisa ed incontrollabile imbardata. A causa di questa, l’ala il corrispondenza del motore in moto avrà una velocità maggiore dell’altra che, sommata al flusso dell’elica funzionante, la porterà a generare molta più portanza e quindi ad un rollio incontrollabile. Nel contempo, l’ala interna probabilmente stallerà a causa della velocità inferiore. Ci troviamo in vite. Non c’è modo di uscire dalla vite: la certificazione degli aerei plurimotore non prevede la fuoriuscita dalle viti.

Su alcuni aerei (ad esempio l’Apache, un comune aereo scuola) le prestazioni a bassa velocità con un solo motore sono limitate dal timone, come appena descritto. Su altri aerei (ad esempio il Seneca, un altro comune aereo scuola) non c’è da preoccuparsi del timone, poiché le ali stalleranno prima nota210 ¹¹. Questo non è un grosso vantaggio, perché uno stallo in situazione di spinta asimmetrica probabilmente risulterà anch’esso in una vite.

Per prevenire queste terribili situazioni, è necessario mantenere la velocità al di sopra di un certo valore minimo. Il costruttore fornisce alcuni valori guida a tal proposito, come discusso nella sezione seguente.

17.2.7 Velocità minima di controllo — Definizioni

Il simbolo V_MC indica la "velocità minima di controllo". Esistono almeno quattro diverse definizioni:

I): FAR 23 (requisiti di certificazione degli aerei di aviazione generale nota211 ¹²) fornisce una chiara definizione della V_MC:

  FAR 23.149 - Velocità minima di controllo.
	(a) VMC è la velocità a cui, nel caso di improvvisa perdita di potenza di un motore, è possibile mantenere il controllo dell’aereo e quindi è possibile volare in volo rettilineo alla stessa velocità con un’angolo di inclinazione non superiore ai 5 gradi.  Il sistema utilizzato per simulare l’avaria deve rappresentare la situazione più critica possibile in termini di controllabilità.
	(b) VMC al decollo non deve superare 1.2 VS1, dove VS1 è definita al massimo peso ammesso al decollo. VMC
deve essere determinata con la più sfavorevole combinazione di peso e di posizione del baricentro e con l’aereo al decollo senza effetto suolo, con --
	(1) Potenza massima al decollo disponibile ad ogni motore;
	(2) Aereo trimmato per decollo;
(3) Flap in posizione di decollo;
	(4) Carrello retratto;
	(5) Controlli dell’elica in posizione di decollo.
[...]

II): FAR 1 (Paragrafo "definizioni") definisce V_MC come "velocità minima di controllo con un motore un avaria" nota212 ¹³. Non specifica alcuna restrizione di peso, configurazione, altitudine, et cetera.
III): Gli standard di prova FAA per l’omologazione di plurimotori richiede la dimostrazione della "V_MC" in un modo particolare che enfatizza la perdita del controllo di imbardata senza stallare un’ala o il timone, anche se (come discusso in seguito) per molti aerei V_MC (secondo la definizione I o II) è riferita ai casi di stallo d’ala e/o di timone.
IV): Comunemente, i piloti chiamano V_MC la velocità alla quale un aereo (mono o plurimotore) diventa incontrollabile, a prescindere dalla ragione, dalla configurazione e dalle condizioni di funzionamento dei motori.

Notare che nessuna di queste definizioni richiede all’aereo una velocità di salita positiva alla V_MC nota213 ¹⁴. Notare anche che durante la verifica della V_MC, al pilota non è richiesto di ottimizzare la velocità di salita o di mantenere nulla la scivolata — anche se una scivolata nulla potrebbe essere vantaggiosa, se ottenibile.

Il valore di V_MC è nel Manuale Operativo del Pilota ed è determinato secondo la definizione FAR 23.149. Questa velocità è contrassegnata da una linea rossa sullo strumento, ed a volte chiamata la velocità limite FAR 23.149 nota214 ¹⁵.

Ci sono vari modi per perdere il controllo; quello che succede per primo determina il posizionamento della linea rossa:

a): In alcuni aeroplani, in alcune condizioni, è possibile mantenere il controllo con un motore in avaria fino allo stallo delle ali. Questo verrà discusso in seguito con la figura 17.6. Uno stallo in condizioni di spinta asimmetrica può essere molto improvviso e pericoloso.
b): In altri (con timone di coda piccolo, ampie ali, e/o motori potenti), esisteranno condizioni in cui il timone stallerà prima delle ali, come discusso in seguito con figura 17.8. Uno stallo del timone può essere molto improvviso e molto pericoloso.
c): In altri ancora (con timone ampio, ma posto a poca distanza dalle ali), ci potranno essere situazioni in cui né il timone né le ali sono stallate, ma le forze della boat turn sono così intense da richiedere più di 5 gradi di inclinazione delle ali per contrastarle e per restare in volo rettilineo. L’aereo resterebbe perfettamente controllabile se l’inclinazione non fosse ridotto a 5 gradi. Dato che inclinazioni di 15 o 20 gradi non risultano essere particolarmente pericolose, la limitazione a 5 gradi deve essere ritenuta arbitraria. Se il tuo aereo, ad un dato peso ed altitudine, non arriva a superare queste limitazione, la "perdita di controllo" risultante non sarà né improvvisa né pericolosa. L’aereo semplicemente inizierà una progressiva boat turn verso il motore in avaria, come discusso in seguito con figura 17.7.

La situazione (c) potrebbe apparire preferibile, ma non si ha alcuna garanzia che questo è ciò che effettivamente accadrà. Lo stallo del timone di coda dipende dall’angolo di scivolata, quindi ci si potrebbe chiedere perché la FAR 23.149 menzioni un angolo di inclinazione piuttosto che un angolo di scivolata. L’inclinazione non porta a scivolata nota215 ¹⁶. Se volessimo stabilire una correlazione tra inclinazione e scivolata, dovremmo considerare:

angolo di inclinazione (cioè l’angolo tra le ali e l’orizzonte)
angolo di scivolata (indicato dallo slip string)
velocità di virata
spinta asimmetrica.

Se una di queste grandezze fosse nulla, la quarta sarà certamente nulla. Più generalmente, data una qualunque di queste grandezze, sarà possibile determinare la quarta. Il problema è che, a parità di peso, velocità, aereo et cetera, 5 gradi di inclinazione potrebbero corrispondere ad un notevole angolo di scivolata, come pure ad un angolo di scivolata nullo. Quindi questa regola non è molto logica.

Alcuni danno un enorme importanza al significato dei "5 gradi di inclinazione" menzionati nella FAR 23.149. Nella realtà, non è proprio così:

Questa regola viene applicata al costruttore nel corso di determinati collaudi. Non si applica nel normale volo. Nel caso di avaria di un motore, le sole limitazioni esistenti sono quelle delle leggi dell’aerodinamica.
Questa regola non si applica neanche durante la verifica finale per l’omologazione di un plurimotore. Nel dettaglio, gli Standard di Test Sperimentali FAA affermano che si dovrebbero inclinare le ali per ottenere la "migliore prestazione e controllabilità". Nella realtà ciò è un controsenso, perché la migliore controllabilità si ottiene ad un’inclinazione molto superiore a quella corrispondente alla miglior prestazione, ed inoltre questi Standard non specificano come mediare tra le due situazioni.
I 5 gradi non sono una garanzia di prestazione ottimale. L’inclinazione ottimale potrebbe essere di più o di meno (di solito di meno).
Nella FAR 23.149 o altrove non c’è niente che possa garantire che l’aereo si comporti in modo ottimale ai 5 gradi "ufficiali" di inclinazione. La massima inclinazione utilizzabile in sicurezza in volo rettilineo con un motore in avaria potrebbe essere 5 gradi, o più nota216 ¹⁷, o meno nota217 ¹⁸. In particolare, limitandosi ai 5 gradi non c’è garanzia di avere sempre preavvisi aerodinamici (nella forma di una dolce, progressiva boat turn) prima di incorrere in un pericoloso stallo di timone di coda. Se volessimo avere un preavviso, potrebbe essere necessario limitare l’inclinazione ben al di sotto di 5 gradi.

Una cosa da imparare da questo è che non dovremmo usare l’inclinazione o qualunque altra cosa in sostituzione del controllo derivante dalla velocità. Per questo, anche il controllo della velocità richiede qualche considerazione. Forse a causa delle definizioni "più critica" o "più sfavorevole" usate nella FAR 23.149, molti credono che è sempre possibile controllare l’aereo alla velocità V_MC. Questa convinzione è errata — pericolosamente errata — per molti aerei. Per esempio, ci sono molti aerei la cui configurazione di decollo nota218 ¹⁹ richiede l’estensione dei flap, e la linea rossa della FAR 23.149 (cioè V_MC) è praticamente uguale alla velocità di stallo nella configurazione di decollo. Quindi, operando senza flap, si perderà il controllo dell’aereo ad una velocità ben superiore a quella della linea rossa nota219 ²⁰.

Procedure specifiche per operare con un motore in avaria verranno discusse in seguito, in sezione 17.3.

17.2.8 Effetto dell’altitudine, Peso, etc.

La FAR 23 ci afferma che l’aereo, se utilizzato in particolari condizioni, può mantenere il controllo direzionale alla velocità V_MC . Il punto è: cosa succede al di fuori di queste precise condizioni?

Discutiamo un esempio. Consideriamo un aereo non sovralimentato per il quale il manuale di volo richieda i flap retratti al decollo. In condizioni standard (cioè in configurazione di decollo, peso massimo, etc.), la situazione è mostrata in figura 17.6. La velocità di stallo con un solo motore per l’aereo dell’esempio è indicata da una linea nera verticale al centro della figura. La linea rossa della FAR 23 è indicata da un segno rosso sull’asse delle velocità. Il costruttore la ha posta uno o due nodi oltre la velocità di stallo, giacché è questa a limitare la controllabilità a bassa velocità dell’aereo in questa configurazione.

Figura 17.6: Effetti di base della velocità e dell’altitudine sul controllo direzionale

Inoltre, in figura le curva magenta mostra la velocità al di sotto della quale il timone non genera abbastanza forza per opporsi alla spinta asimmetrica. La linea punteggiata indica la velocità al di sotto della quale le forze sono tali da richiedere più di 5 gradi di inclinazione delle ali per impedire una boat turn.

Dato che l’aereo dell’esempio non è sovralimentato, al crescere della quota diminuisce la spinta del motore in funzione. La forza richiesta al timone diminuirà proporzionalmente. Questo è il motivo per cui, in alto, la curva magenta e la curva ciano tendono a sinistra. E’ importante far notare che in queste condizioni, per quest’aereo, le prestazioni del timone non sono limitanti — la sola limitazione di rilievo è lo stallo dell’ala.

Adesso, variamo alcune condizioni:

Riduciamo la velocità fino alla metà della massima consentita.
Estendiamo i flap nota220 ²¹ .
Limitiamo l’inclinazione a 3 (non 5) gradi.
Limitiamo l’escursione del timone al di sotto del fondo corsa.

Le nuove condizioni sono mostrate in figura 17.7.

Figura 17.7: Più flap, meno peso, etc.

Vediamo cosa succede in queste nuove condizioni. Il peso ridotto e l’estensione dei flap ridurranno la velocità di stallo. Questo è indicato dalla linea nera, che si sposta verso sinistra spostandoci da figura 17.6 a figura 17.7.

La coppia erogata dal motore dipende dall’altitudine e non dipende dal peso, dai flap o da qualunque altra delle condizioni variate. Così anche la forza generabile dal timone. Quindi la curva magenta è invariata nelle due figure.

A causa del peso ridotto, sarà necessaria meno portanza. Quindi anche la componente orizzontale della portanza dovuta all’inclinazione dell’aereo sarà proporzionale al peso dell’aereo stesso. Quindi ad un certo angolo di inclinazione avremo meno margine per opporci alla boat turn. Questo è uno dei motivi per cui la curva punteggiata ciano devia a destra andando da figura 17.6 a figura 17.7.

Limitando il timone a meno della metà della sua massima escursione, non viene ridotta la coppia necessaria per contrastare la spinta asimmetrica; si avrà che l’aereo inizierà una scivolata per creare la forza necessaria nota221 ²². In queste condizioni di scivolata, la fusoliera produrrà una boat turn che si sommerà alla pseudo boat turn prodotta dal timone, quindi dovremo aumentare l’inclinazione per opporci alla virata e incapperemo prima nel limite di inclinazione. Questo è il secondo motivo per cui la curva punteggiata ciano (cioè il limite di inclinazione) devia a destra.

Naturalmente, se ci poniamo un limite di inclinazione più basso, lo raggiungeremo prima. Questo è il terzo motivo per cui la curva punteggiata ciano devia a destra andando da figura 17.6 a figura 17.7. Al contrario, se ci diamo un limite di inclinazione più elevato (15 o 20 gradi), spingeremo la curva punteggiata ciano a sinistra, come mostrato in figura 17.8.

Figura 17.8: Più inclinazione

Infine, consideriamo cosa succede in aerei diversi. Nel secondo esempio, consideriamo un aereo in cui la velocità di stallo delle ali sia molto bassa. In questo caso, figura 17.6 non è applicabile; figura 17.7 (o figura 17.8, a seconda dell’inclinazione) sono applicabili anche con peso massimo e flap retratti.

Nel terzo esempio, consideriamo il caso opposto, ad esempio di una aereo con ali più piccole. Per compensare, nelle specifiche del costruttore verrà richiesta l’estensione dei flap al decollo. Il risultato è che le prestazioni di quest’aereo saranno identiche a quelle dell’aereo del primo esempio, come mostrato in figura 17.6. Il punto interessante è: l’aereo con ali piccole e flap retratti avrà le prestazioni mostrate in figura 17.9. E’ da notare l’innalzamento della velocità di stallo delle ali. Si perderà il controllo dell’aereo ad una velocità ben superiore alla linea rossa (cioè V_MC) della FAR 23.149.

Figura 17.9: Senza flap (richiesti dal manuale)

Riassumiamo queste informazioni in un formato più utile ad essere consultato durante il pilotaggio, pianificando o provando manovre senza un motore.

Mantenere un velocità di sicurezza. La velocità deve essere superiore alla più alta tra le velocità di stallo delle ali nell’effettiva configurazione di volo e alla linea rossa (cioè V_MC) della FAR 23.14. Mantenere un margine di sicurezza ragionavole.
La miglior procedura prevede la ricerca delle condizioni di scivolata nulla (o minima, se il fondo corsa del timone non permette di annullarla), e di inclinazione per arrestare la virata. L’inclinazione necessaria aumenterà al diminuire del peso. Ricorda, mantenere una velocità di sicurezza adeguata è molto più importante dell’ottenere la scivolata o l’inclinazione corretta.
Nel corso dell’addestramento su plurimotore, vi sarà stata probabilmente mostrata la "perdita di controllo direzionale" in condizioni in cui la "perdita" porta ad una lenta boat turn verso il motore fermo. Assolutamente non pensate che l’aereo si comporti sempre così. In altre circostanze, potremmo avere un improvviso stallo del timone di coda oppure delle ali, ed entrambi potrebbero portare ad un’entrata in vite.
Se volete sperimentare la lenta boat turn, potete fare in modo che avvenga prima delle brutte alternative di cui sopra, come suggerito in figura 17.7. Dovremo porre limiti sufficientemente elevati sull’inclinazione e sulla quantità di trim utilizzati. Anche ridurre il peso aiuta. Motori sovralimentati facilitano l’esecuzione dell’esercizio ad una quota sicura.
Andando a sperimentare il comportamento a velocità inferiori alla linea rossa, le cose diventano più delicate. Se non ci si pone limitazioni sull’inclinazione nota222 ²³, non c’è dubbio che riusciremo a mantenere il controllo direzionale fino allo stallo delle ali e/o del timone. Potremo stimare abbastanza bene dove avverrà lo stallo delle ali nota223 ²⁴, ma non esiste un modo sicuro per stabilire se il timone stallerà prima delle ali nota224 ²⁵. Per favore, non tentate di sperimentare questo fenomeno!

Per maggiori informazioni sulle procedure di volo senza un motore, vedere sezione 17.3.

17.2.9 Effetto del baricentro

Sappiamo che dobbiamo fare molta attenzione al posizionamento del baricentro del nostro aereo, dato l’effetto sull’angolo di stabilità, visto sezione 6.1.1.

Questo ci porta a chiederci quale possa essere l’effetto della posizione del baricentro sulla V_MC. Ci sono due possibili risposte:

La posizione del baricentro non ha alcun effetto se utilizziamo la sconsigliate tecnica ad ali livellate descritta in figura 17.5.
La posizione del baricentro è rilevante se utilizziamo la procedura raccomandata in figura 17.4. Man mano che il baricentro (o, più precisamente il punto di applicazione delle risultante della portanza) si sposta in avanti, V_MC aumenta.

In entrambi i casi, dovremo creare una coppia da opporre alla spinta asimmetrica. Lo faremo utilizzando una coppia di forze e un braccio. Una delle forze viene dal timone.

Nel caso (1), la forza del timone è equilibrata da una forza orizzontale generata dall’urto del flusso d’aria sulla fusoliera. Questa portanza laterale della fusoliera dipende dalla forma dell’aereo, ma non dalla posizione del baricentro.

Un teorema della fisica dice che dati due assi paralleli, la coppia attorno ad uno di questi è uguale a quella attorno all’altro (se non ci sono nel sistema altre forze non equilibrate). A zero inclinazione, significa che la V_MC non potrà dipendere dalla posizione del baricentro (a meno che l’aereo sia in virata, cioè soggetto ad un’accelerazione laterale).

Per comprendere il senso di questo teorema, facciamo riferimento alla figura 17.5. Scegliamo due perni A e B in qualunque posizione lungo la congiungente tra il timone e l’asse delle ali, come mostrato in figura. Volendo potremmo immaginarli come due possibili posizioni del baricentro. Calcolando la coppia totale attorno ai due perni:

Il braccio da A al timone è lungo, mentre il braccio da A all’altra forza orizzontale è più corto.
Il braccio da B al timone è corto, mentre il braccio da B all’altra forza orizzontale è più lungo.

La coppia totale attorno ad A è esattamente uguale alla coppia totale attorno a B. La coppia totale è la sola cosa che influenza V_MC, e questa non varia al variare del punto utilizzato per il calcolo.

Nel caso (2), la situazione è leggermente differente. La forza del timone è pari alla componente orizzontale della portanza delle ali, del timone, et cetera. Questa componente nasce a causa dell’inclinazione, come illustrato in figura 17.4. La posizione di questa forza dipende indirettamente dalla posizione del baricentro, in accordo alle seguenti motivazioni:

a): La grossa componente verticale della portanza deve essere posta in prossimità del baricentro, per contrastare la forza di gravità; se così non fosse, l’aereo perderebbe il suo equilibrio di cabrata.
b): La piccola componente orizzontale della portanza è posta nello stesso punto di applicazione della componente verticale.

C’è un altro modo per esporre lo stesso concetto: la posizione del vettore portanza dipende dalla forma dell’aereo, ma dovremo modificare la forma dell’aereo per fare in modo che il centro di portanza sia posto in prossimità del baricentro. E’ da notare che non stiamo parlando della portanza delle sole ali, ma della portanza dell’intero aereo, inclusi i piani di coda. Nell’esempio illustrato in figura 17.4, il baricentro è posto troppo in avanti. La coda è stata modificata per produrre una portanza negativa per mantenere l’equilibrio al beccheggio. La componente orizzontale della portanza dipende direttamente da questo contributo della coda, che a sua volta dipende dalla posizione del baricentro.

Man mano che il centro di portanza si sposta in avanti, il braccio tra questo ed i piani di coda si accorcia. Ciò significa che avremo bisogno di una maggiore forza generata dal timone e di una maggiore inclinazione per opporsi ad una data spinta asimmetrica.

17.2.10 Effetto della resistenza

Come abbiamo già visto, nel volo con un solo motore si hanno due problemi: velocità di salita penalizzata, spinta asimmetrica che, se non si è attenti, può portare ad un’imbardata incontrollabile.

Potremmo pensare che sia possibile contrastare la spinta asimmetrica utilizzando una resistenza asimmetrica. Tecnicamente potrebbe essere corretto, ma questa tecnica non è utilizzabile in pratica.

Una resistenza asimmetrica efficace ma non realistica è mostrata in figura 17.10. Una sorgente addizionale di resistenza (un piccolo paracadute) viene attaccato ad una delle ali, in corrispondenza del motore funzionante. A causa del lungo braccio, una piccola resistenza creerà una significativa coppia di imbardata. Questa aiuterà a mantenere il controllo direzionale, ma penalizzerà ulteriormente la velocità di salita.

Figura 17.10: Resistenza asimmetrica (utile ma non realistica)

Se il paracadute viene attaccato in un punto diverso, il risultato sarà diverso. Se viene attaccato vicino al motore funzionante, figura 17.11, il suo contributo nel bilancio delle forze di imbardata sarà esattamente pari ad una riduzione della manetta del motore funzionante: l’aumento di resistenza equivale ad una riduzione di spinta. Anche l’effetto sulla velocità di salita sarà lo stesso di una riduzione della manetta. Naturalmente, è molto più pratico e conveniente utilizzare la manetta piuttosto che aggiungere una resistenza asimmetrica.

Figura 17.11: Resistenza asimmetrica (inutile)

Analizziamo ora come il carrello di atterraggio possa contribuire all’equilibrio ed alla stabilità all’imbardata. Per iniziare, consideriamo la situazione con carrello retratto, per poi vedere quali differenze compariranno nel momento in cui viene esteso.

Con il carrello retratto, le forze sono in equilibrio: la spinta bilancia la resistenza. Con il carrello esteso, c’è un’ulteriore resistenza. In qualche modo l’equilibrio si ristabilirà. Assumiamo che l’aereo semplicemente rallenti nota225 ²⁶ in modo che l’aumento di resistenza per il carrello sia pari alla diminuzione di resistenza del resto dell’aereo per la ridotta velocità.

Abbiamo quindi due nuove forze: una diretta verso dietro (resistenza del carrello) ed una diretta verso avanti (riduzione di resistenza dell’aereo).

Cominciamo vedendo cosa succede quando l’angolo di scivolata è nullo. In questo caso, le due forze sono orientate esattamente lungo la congiungente dei loro punti di applicazione. Il loro contributo di coppia attorno all’asse d’imbardata sarà nullo, dato che le forze non hanno componente perpendicolare al braccio che le congiunge.

Figura 17.12: Carrello esteso (nessun beneficio)

Adesso vediamo cosa succede nel momento in cui compare un angolo di scivolata (come in figura 17.12).Anche in questo caso, la forza sul carrello sarà diretta come il vento relativo. L’altra nuova forza (la riduzione di resistenza sul resto dell’aereo), agirà in direzione opposta, applicata in un punto detto centro delle forze laterali. Adesso abbiamo una coppia di forze con una componente perpendicolare al braccio. Queste creeranno una coppia di imbardata. La coppia crescerà proporzionalmente all’angolo di imbardata. Sulla maggioranza degli aerei, il carrello anteriore è posto molto in avanti rispetto al centro delle forze laterali, in modo tale da avere un effetto negativo sulla stabilità all’imbardata.

Andando più nel dettaglio, potremmo dire che anche il ruotino, investito dal flusso d’aria con un dato angolo (come mostrato in figura 17.12), agisce come un profilo alare e produce una forza perpendicolare al vento relativo, cioè diretta lateralmente. Questa forza cresce proporzionalmente all’angolo di scivolata e fornisce un ulteriore contributo negativo alla stabilità all’imbardata.

Riassumendo questo capitolo:

Estendendo il carrello si crea una resistenza aggiuntiva, che penalizza ulteriormente la velocità di salita.
Fino a quando il carrello genera una resistenza simmetrica, non ha alcun effetto sull’equilibrio all’imbardata.
Il carrello ha tipicamente un contributo negativo alla stabilità all’imbardata nota226 ²⁷ .
Il solo contributo utile teoricamente viene dal contributo asimmetrico che potrebbe avere un carrello immerso nel flusso dell’elica del motore funzionante. Comunque, non sarebbe un vantaggio pratico, dato che si potrebbe ottenere mantenere lo stesso contributo con una migliore velocità di salita mantenendo il carrello retratto e semplicemente riducendo la potenza del motore funzionante.

Naturalmente, durante la discesa e le fasi di atterraggio, si hanno chiari vantaggi abbassando il carrello…

* Altri scenari

Nello scenario precedente abbiamo supposto di mantenere condizioni di volo livellato a potenza costante, con velocità non costante. Ma questa è solo una delle tante condizioni possibili:

Potremmo compensare l’aumento di resistenza dovuto al carrello riducendo la restante resistenza variando la velocità (oppure in altri modi).Come già discusso, questo porterebbe alla formazione di una coppia che dipende dal braccio tra la resistenza aggiunta e le riduzioni di altre resistenze.
Durante le fasi di decelerazione, ci sarà una coppia che dipende dal braccio tra l’incremento di resistenza ed il baricentro.
Possiamo prevenire le variazioni di velocità variando l’assetto dell’aereo, compensando le variazioni di resistenza con la componente di peso lungo la direzione di volo. Il principio di equivalenza di Einstein dice che ciò è esattamente equivalente al caso precedente: la gravità è equivalente ad un’accelerazione. Ci sarà una coppia che dipende dal braccio tra la resistenza aggiunta ed il baricentro.
Potremmo decidere di prevenire le variazioni di velocità aumentando la potenza erogata dal motore in moto. Questo creerebbe una coppia che dipende dal braccio tra la resistenza aggiunta ed il motore.

I primi tre casi di solito danno un contributo negativo alla stabilità all’imbardata; si crea una coppia quando l’angolo di scivolata non è nullo. Il quarto caso è anche peggiore: si crea una coppia non benefica anche con angolo di scivolata nullo.

17.2.11 Controllo del rollio

Se uno o più motori generano potenza, la resistenza delle eliche genererà un momento di rollio, come discusso in sezione 9.5. Dovremo utilizzare gli alettoni verso destra per compensarlo.

Se un motore è in avaria, oltre a quelli già visti avremo anche un problema di rollio. Questo perché il motore in funzione crea un flusso d’aria sulla sua ala, che porterà ad un contributo di portanza non simmetrico. Dovremo utilizzare gli alettoni verso il motore in moto per bilanciare. Molti aerei hanno un trim sugli alettoni per semplificare questa condizione.

17.2.12 Motore critico

Con un tipico bimotore, è possibile notare che il motore di sinistra genera più problemi di imbardata rispetto a quello di destra. Sono vari i motivi di questo, tra cui il flusso elicoidale, portanza asimmetrica e possibile "fattore P".Primo: il flusso elicoidale è stato discusso in sezione 8.4 nel caso degli aerei monomotore. Gli aerei plurimotore sono in parte analoghi ed in parte differenti. Nello specifico, consideriamo un aereo il senso di rotazione dei motori sia orario se visto da dietro.

Tipicamente, nel volo normale la maggior parte del flusso elicoidale non investe i piani di coda, come mostrato in figura 17.13. Comunque, siccome il flusso si allarga, una parte del flusso potrebbe riuscire a colpire la coda. L’effetto può essere grande o piccolo a seconda della forma e delle dimensioni dell’aereo.

Sarà necessario applicare pedale destro per compensare, esattamente come negli aerei monomotore. Se l’aereo richiede pedale destro al decollo sarà a causa del flusso dell’elica: non può essere per portanza asimmetrica (non c’è ancora portanza) né per "fattore P" (i dischi delle eliche non sono inclinati).

Senza un motore, fino a quando riusciamo a mantenerci in assenza di scivolata, l’effetto sarà circa la metà, dato che ad agire sulla coda è il flusso di una sola elica, figura 17.14.

Figura 17.13: Condizioni normali: l’effetto del flusso delle eliche può essere piccolo o grande

Figura 17.14: Un motore fermo: l’effetto del flusso dell’elica è dimezzato

Figura 17.15: Scivolata: l’effetto del flusso dell’elica è forte

Se non viene applicato abbastanza timone per annullare la scivolata, la coda si sposterà ancor più verso il flusso dell’elica, come mostrato in figura 17.15 (a bassa velocità è facile che il timone applicabile non sia sufficiente a prevenire la scivolata). Dato che il timone è orientato verso l’alto, non verso il basso, il flusso dell’elica di destra roterà in modo da ridurre l’efficacia del timone note227 ²⁸. Se possibile, sarebbe necessario applicare ancor più timone a destra per compensare.

Ironicamente, il flusso crea una coppia d’imbardata crescente con l’angolo di scivolata. Normalmente non permettiamo che ciò accada a meno che siamo costretti a farlo, quindi quest’effetto è avvertibile solo a basse velocità — come durante dimostrazioni della V_MC, o nel caso di decollo con vento di traverso (specialmente da sinistra).

In un aereo con quattro eliche, la coda sarà molto più soggetta al flusso delle eliche dei motori interni rispetto a quello dei motori esterni. Usando un motore per volta, ed in varie combinazioni, è possibile attenuare notevolmente gli effetti descritti.

Secondo: come già detto in sezione 17.2.11, la resistenza delle eliche crea un rollio e richiede alettoni a destra a prescindere da quale motore sia in funzione. Questi genereranno una portanza asimmetrica anche se i vettori portanza restano uguali sui due lati, come discusso in sezione 8.8.4. Dovremo applicare timone a destra per compensare. Questo sarà più evidente in condizioni di alta potenza e bassa velocità.

Terzo: Fattore P (carico asimmetrico del disco) crea un piccolo contributo nel bilancio delle coppie di imbardata. L’ho misurato nel caso di un bimotore leggero, come discusso in sezione 8.5.4, utilizzando entrambi i motori. L’effetto era piccolo, ma osservabile. Con un solo motore, l’effetto viene dimezzato.

Ho anche calcolato lo spostamento verso destra di circa 25mm che si ha a seguito della variazione di angolo d’attacco delle eliche dovuta alla decelerazione dalla velocità di crociera alla V_MC. Non è nullo, ma non è neanche un effetto considerevole.

La maggior parte degli effetti che molti pensano dovuti al Fattore P sono in realtà dovuti ad una combinazione di imbardata sfavorevole e del flusso dell’elica.

Per riassumere: alcuni effetti di imbardata sono bilanciati, quindi richiedono l’utilizzo della pedaliera a seconda del motore non funzionante. Motto: "Motore e piede". Questi effetti includono la spinta asimmetrica (come da diagramma in figura 17.4) e portanza asimmetrica (come visto in sezione 17.2.11).

Alcuni altri contributi sono sbilanciati a destra, richiedendo timone a destra a prescindere da quale motore sia fuori uso. Questi effetti includono l’effetto del flusso elicoidale sul timone, la resistenza dell’elica risultante in portanza asimmetrica, e Fattore P. Questi sono gli effetti che rendono un motore più critico dell’altro.

Terminologia: il motore che meno vorremmo perdere è chiamato il motore critico. In un bimotore in cui entrambi i motori girino in senso orario, questo sarà il motore sinistro. Se questo motore si ferma, perderemo il controllo del timone più in fretta, perché i contributi bilanciati si sommano a quelli sbilanciati. Se ad arrestarsi è il motore destro, i contributi bilanciati sarebbero a favore, riducendo la quantità di timone necessaria per l’equilibrio.

Alcuni bimotori hanno eliche controrotanti. In quel caso, entrambi i motori generano lo stesso effetto imbardante ed entrambi (o nessuno) possono essere considerati motori critici.

17.3 Procedure di avaria motore

Un’avaria motore è un’emergenza. Potremmo rivedere la trattazione generica delle emergenze in capitolo 15.Siate sicuri di conoscere perfettamente la checklist di emergenze del vostro aereo. Non tutti gli aerei sono uguali. La discussione che faremo riguarda un aereo "generico", e serve ad illustrare alcuni concetti importanti, non potrà mai sostituire la checklist specifica del vostro aereo. Durante il decollo, è importante riuscire a percepire prontamente qualunque problema. Durante il rullaggio, è bene dare uno sguardo agli strumenti (RPM, depressione aspirazione, portata carburante) per rassicurarsi che le letture siano normali — e che siano le stesse per tutti i motori. Rassicurarsi che l’aereo vada dritto senza bisogno di particolari sforzi di sterzo. Se dovesse succedere di anomalo e la pista di decollo residua è sufficiente, portare al minimo immediatamente entrambe le manette e arrestare l’aereo. Nel caso di aerei potenti, come gli aerei di linea, ci sarà un punto al di là del quale non è più possibile arrestare l’aereo nella pista residua, ma è possibile accelerare e decollare in sicurezza senza un motore.

A differenza degli aerei di linea, i bimotori leggeri usano una piccola parte della pista per il decollo, ma hanno peggiori prestazioni in assenza di un motore. Di conseguenza, a volte conviene anche a decollo effettuato chiudere le manette e riatterrare sulla pista residua. Assolutamente, anche se la pista non dovesse essere proprio sufficiente, potremmo volerci atterrare: supponiamo che, a causa ad esempio dell’altitudine, il nostro aereo abbia scarse prestazioni di salita con un solo motore. Andremo incontro a danni molto minori atterrando e scivolando alla fine della pista a bassa velocità, piuttosto che tentare senza successo una salita con un solo motore.

In molti bimotori leggeri, le prestazioni di salita sono buona a carrello retratto ma molto scarse a carrello esteso. Quindi una regola generica potrebbe essere: quando non si ha abbastanza pista residua, ritirare il carrello. Nel caso di un’avaria motore prima di questo punto, sapremo di dover atterrare; se l’avaria avverrà dopo questo punto, sapremo di dover tentare una salita.

17.3.1 Procedure: bassa quota

Una volta decollati e riassicurati dalle prestazioni di salita con un solo motore, al volo al bassa quota con un aereo generico potremmo applicare la seguente checklist composta di tre, cinque e quattro punti:

Tre punti: velocità, pallina e inclinazione.
Cinque punti: miscela, eliche, manette, carrello, flap.
Quattro punti: identificare, verificare, elica a bandiera, spegnimento motore in avaria.

Analizziamo nel dettaglio ognuno di questi punti, nel caso in cui la velocità iniziale sia superiore a V_MC:

Tre punti: velocità, pallina e inclinazione. Quindi tenere l’assetto che ci mantiene alla migliore velocità di salita. Centrare la pallina dell’inclinometro utilizzando la pedaliera "pedale sulla pallina". Ciò significa più pressione sulla pedaliera di quella necessaria ad annullare la scivolata, ma in questa fase di emergenza, centrare la pallina è un’approssimazione più che accettabile. Con la pallina al centro, per il volo rettilineo sarà necessario inclinare leggermente le ali verso il motore in moto. Ali livellate in volo rettilineo non sono ottimali, dato che la scivolata verso il motore fermo che ne conseguirebbe sforzerebbe molto il timone e penalizzerebbe le prestazioni di salita dell’aereo.
Cinque punti: miscela (ricca), eliche (passo corto), manette (massima potenza), carrello retratto, flap retratti.
A questo punto dovremmo ri-verificare velocità, pallina e inclinazione. L’aereo avrà probabilmente rallentato sensibilmente e potrebbe essere necessario aggiustare il passo ed il trimmaggio.
Quattro punti: identificare, verificare, elica a bandiera, spegnimento motore in avaria. Supponiamo che in avaria sia il motore destro.

Identificare: sollevare il ginocchio destro (no piede, no motore) e gridare: "il motore destro è in avaria".
Verificare: parzializzare la manetta destra. Niente dovrebbe cambiare. Se dovessimo per errore parzializzare la manetta sbagliata, ce n’accorgeremmo immediatamente; metterla al minimo e ri-verificare il passo 1 (velocità, pallina e inclinazione).
Elica a bandiera: variare il passo dell’elica destra e ascoltare per esser certi di aver preso il comando giusto. Quindi tirarlo fino in fondo per mettere le pale a bandiera. Nel caso di emergenza simulata, tirare il comando solo parzialmente e dire all’istruttore che si sta simulando la messa in bandiera dell’elica).
Spegnimento motore in avaria: quando il motore avrà smesso di girare, chiudere il suo controllo di miscela, il carburante, le pompe di alimentazione, gli alternatori, i magneti, et cetera. Chiudere le sue prese d’aria ed aprire quelle del motore in funzione.

Infine, controllare di nuovo velocità, pallina e inclinazione. Assicurarsi di essere alla velocità di salita ottimale. Annullare la scivolata applicando un po’ meno di timone di quello necessario per centrare la pallina. In assenza di scivolata, la pallina sarà fuori centro di circa un terzo o metà del suo diametro. Trimmare il timone per mantenere queste condizioni. In queste condizioni, il volo rettilineo richiederà alcuni gradi di inclinazione delle ali verso il motore in funzione: "solleva il morto".

Adesso vediamo gli stessi punti nel caso in cui l’avaria avvenga ad una quota sufficiente, ma con una velocità iniziale inferiore a V_MC nota228 ²⁹.

Tre punti: velocità, pallina e inclinazione. Dovremo urgentemente abbassare il muso per raggiungere V_MC. Come sempre, "pedale sulla pallina" per avere un flusso d’aria circa coordinato. Potrebbe non essere possibile annullare la scivolata, anche usando tutto il timone disponibile, nel qual caso dovremmo dare tutto timone e lasciare l’aereo il necessario per contrastare la spinta asimmetrica. Per avere un volo rettilineo, le ali dovrebbero essere quasi livellate con il motore in avaria leggermente più in alto.
Se si è in pericolo di perdita di controllo direzionale, sarà necessario ridurre la potenza del motore in funzione. Non perdere tempo per capire quale sia il motore fermo: parzializzare entrambe le manette. Per ora salta i controlli della miscela e del passo. Retrarre il carrello ed i flap.
Cinque punti: dopo aver raggiunto la V_MC, dare manetta, passo alle eliche e miscela ad entrambi i motori. Verificare che il carrello ed i flap siano retratti.
Continuare ad accelerare fino alla velocità di salita ottimale. Questo probabilmente costerà ancora un po’ di quota.
Quattro punti: identificare, verificare, elica a bandiera, spegnimento motore in avaria — come nel caso precedente.

Nel caso in cui sia la quota che la velocità iniziale siano abbastanza basse, potrebbe non essere possibile raggiungere la V_MC picchiando. In questo caso la procedura è relativamente semplificata: dovremo chiudere le manette ed effettuare un atterraggio d’emergenza.

Leggere queste cose è bene, ma non sufficiente. Sarebbe necessario provare queste procedure in volo con un istruttore. Fare pratica fino a quando le corrette procedure diventino una routine. E rivederle almeno ogni sei mesi.

17.3.2 Procedure: alta quota

In ultimo, la procedura per il caso in cui ci siano sufficienti velocità e quota, ad esempio 1000 o più piedi AGL. Non avere fretta di mettere a bandiera l’elica del motore in avaria. Se il problema non è serio, rimettere in moto il motore è molto più facile se l’elica non è a bandiera. La checklist dovrebbe essere:

Tre punti: velocità, pallina e inclinazione.
Cinque punti: miscela, eliche, manette, carrello, flap.
Quattro punti: identificare, verificare, risolvere, pensare.

Cercare di avere un approccio sistematico alla soluzione del problema. Conviene partire da un certo punto del pannello e controllare tutti gli strumenti che s’incontrano, sistematicamente.

Non fa male essere logici, ma occorre ricordare che, in condizioni di vera emergenza, si è molto meno logici del normale. A meno che il problema non sia evidente, controllare tutto con ordine. Non controllare solo le cose che vengono in mente. Procedure sistematiche resteranno in mente con più probabilità.

Dopo aver controllato tutto, provare ad usare la logica. Qual è l’ultimo parametro che è stato modificato prima dell’avaria? Sono state semplicemente spente le pompe di alimentazione? Forse dovremmo semplicemente riavviarle; osservale la pressione carburante… abbiamo forse spento i magneti invece delle pompe di alimentazione? Siamo forse semplicemente passati dal serbatoio interno a quello esterno? Forse dovremmo ritornare al serbatoio iniziale, o forse usare entrambi.

Ricordare che con un solo motore potrebbe essere impossibile salire o anche il volo livellato. Per quest’argomento, vedi sezione 17.2.2.

17.3.3 Gestione della velocità

La velocità che assicura la migliore prestazione di salita con un solo motore è la V_YSE. Il valore di V_YSE in condizioni standard (peso massimo, al livello del mare, etc.) è segnato sull’indicatore da una linea blu, ed è detta velocità della linea blu.

In caso di avaria, dovremo mantenere (salvo che in determinate situazioni particolari) mantenere una velocità pari o superiore a V_YSE.

Un’eccezione a questa regola: se abbiamo bisogno di quota per evitare un ostacolo, è meglio volare V_XSE (angolo di salita ottimale) piuttosto che a V_YSE (velocità di salita ottimale). Nei tipici aerei scuola, le prestazioni con un solo motore sono talmente scarse che la V_XSE sarà solo leggermente inferiore alla V_YSE, per i motivi spiegati in figura 7.8. Inoltre, se ci si trova oltre la quota di tangenza con un solo motore, la velocità di salita è negativa e V_XSE è leggermente superiore a V_YSE.

Un’altra eccezione: la velocità ottimale di avvicinamento è tipicamente inferiore a V_YSE. Non si è in salita, quindi non ci si deve preoccupare della prestazione ottimale di salita (a meno che non si stia andando in circuito, come discusso in sezione 17.3.4).

Ancora un’eccezione: supponiamo che l’aereo abbia tali prestazioni in salita che la velocità in piano V_ZSE sia significativamente inferiore a V_YSE (vedi figura 7.7). Inoltre supponiamo di perdere un motore di notte a bassa quota su di una foresta ed a velocità molto bassa. Non si vuole picchiare fino a raggiungere V_YSE, perché pericoloso. Una picchiata decisamente più modesta potrebbe portare oltre V_ZSE. In seguito si potrebbe accelerare in volo livellato o salire a velocità costante. In questa situazione non si ricerca la migliore prestazione di salita, basta che ci sia una salita.

Un’altra velocità importante è la velocità minima di controllo, V_MC. Come discusso in sezione 17.2.7, ci si ritrova in guai seri se la velocità scende troppo al di sotto della V_MC. A qualunque velocità superiore a V_MC si dovrebbe dare tutta manetta al motore e accelerare fino alla velocità ottimale di salita. Non si deve aver timore di picchiare fino al raggiungimento di questa velocità; è da ricordare che l’aereo potrebbe non essere capace di salire o di accelerare a velocità inferiori.

A velocità inferiori a V_MC, saremo forzati a parzializzare la potenza dell’unico motore, per conservare il controllo dell’imbardata fino al raggiungimento della V_MC. Perdere l’uso di un motore a velocità inferiori a V_MC è davvero una terribile situazione che (per ovvie ragioni) la maggioranza delle persone non pratica nel corso dell’addestramento. Per recuperare, sarà necessario parzializzare la manetta del motore in moto, il che richiede tanta forza di volontà. Non si ha tanto tempo per pensare. In seguito si dovrà picchiare, perdendo un bel po’ di quota per raggiungere la velocità necessaria. La procedura comune richiede un’accelerazione fino a superare V_MC, per avere del margine, prima di rimettere in piena potenza il motore funzionante.

17.3.4 Circuiti con un motore in avaria

La prima cosa da dire sui circuiti con un motore in avaria è che si dovrebbe fare tutto il possibile per evitarli. Il motivo più comune per dover fare un circuito è che si sia verificata un’avaria durante il decollo e che non si abbia pista a sufficienza per riatterrare. Quindi, se possibile, conviene cercare un posto con una pista di atterraggio molto lunga prima di tentare un atterraggio con un solo motore.

La seconda cosa da dire è che tipicamente gli aerei hanno una quota — spesso sorprendentemente alta — sotto la quale un circuito con un solo motore è semplicemente impossibile. Il motivo è semplice: la velocità di avvicinamento è abbastanza bassa — non solo inferiore a V_YSE (velocità ottimale di salita) ma vicina o addirittura inferiore a V_ZSE (velocità di volo livellato, come definita in figura 7.7). Se si prova a salire a bassa velocità, la velocità di salita potrebbe facilmente essere negativa. Per accelerare dalla velocità di avvicinamento fino alla velocità ottimale di salita, sarà necessario picchiare con una conseguente perdita significativa di quota. Si perderà anche tempo e quota retraendo il carrello, et cetera. Con il Seneca, la decisione di circuitare può essere presa se si è al di sopra dei 400 piedi AGL; sotto questa quota, andremo giù. Se la pista è ostruita, conviene atterrare sulla taxiway, tra le due oppure ovunque possa essere possibile. Se ci fosse abbastanza pista per toccar terra ma non per fermarsi, è da prendere in considerazione l’ipotesi di fare un touch and go (che riesce meglio lasciando il carrello giù). Considerare anche la possibilità di atterrare comunque, con la certezza di finire in fuori pista a bassa velocità; è di gran lunga preferibile all’urtare un ostacolo ad alta velocità nel corso di un tentativo di circuito.

17.3.5 Prove di volo a bassa velocità senza un motore

Ci sono vari principi fondamentali che si dovrebbe conoscere a riguardo il volo a bassa velocità con un solo motore. Ad esempio:

#0): Se si è nella possibilità di effettuare un atterraggio in sicurezza, senza il bisogno di utilizzare tanta potenza del motore in moto, è da farsi. E’ inutile rischiare per guadagnare quota se non è strettamente necessario.

Tutti gl altri casi assumono che sia necessario avere tutta la potenza dal motore funzionante.

#1): Partendo da velocità moderata, rallentando dovremo applicare sempre più pedaliera per mantenere un assetto di volo coordinato. Questo è detto regime coordinato. L’inclinazione necessaria per restare in volo rettilineo è circa costante.
#2): Ad un certo punto si arriverà a perdere l’autorità del timone e sarà impossibile mantenere un assetto di volo coordinato. Riducendo ulteriormente la velocità, l’angolo di scivolata aumenterà e una boat turn si sommerà alla pseudo boat turn. Questo è detto regime non coordinato. Al diminuire della velocità, si dovrà aumentare l’inclinazione se si vuole mantenere una traiettoria rettilinea.
#3): E’ possibile mantenere il controllo fino alla V_MC (cioè la linea rossa della FAR 23.149) nella configurazione di decollo nota229 ³⁰
#4): Se s’insiste nel diminuire la velocità, ad un certo punto le ali e/o il timone di coda stalleranno e la situazione sarà davvero critica.
#5): Se si è al di sotto della V_MC, dovremo ridurre la potenza erogata dal motore in funzione, picchiare fino ad ottenere la V_MC, e quindi ridare potenza.
#6): Se si è al di sotto della V_YSE, dovremo picchiare fino ad ottenere la V_YSE, ostacoli permettendo.
#7): Per superare ostacoli lontani, dovremo picchiare fino ad ottenere la V_XSE appena possibile. Per superare ostacoli vicini, non potremo picchiare al di sotto della loro quota, ovviamente. Per superare una combinazione di ostacoli, dovremo fare alcune difficili mediazioni. La migliore soluzione è quella di assicurarsi di non trovarsi mai in una situazione di bassa quota e bassa velocità.

Il costruttore dell’aereo dovrebbe specificare la velocità minima di sicurezza per esclusioni intenzionali di un motore, velocità V_SSE, che è normalmente sensibilmente superiore di V_MC.

Per dimostrare questi principi fondamentali, si dovrebbe partire dalla configurazione di decollo ad una velocità pari o superiore di V_SSE. Quindi tagliare un motore e decelerare gradualmente. Questo dimostrerà il principio #1 immediatamente. Se c’è la possibilità di raggiungere V_MC prima di dimostrare il principio #2, è bene limitare artificialmente l’azione del timone, magari bloccando la corsa dalla pedaliera. Non si cercherà di verificare il principio #4. Dopo aver verificato le condizioni di volo leggermente al di sopra della V_MC (principio #3), tornare alla V_YSE (principio #6) per poi riprendere il volo normale.

Per dimostrare il principio #5, usiamo una manovra specifica. Partendo con entrambi i motori al minimo, provare uno stallo. Tornare alla V_MC, e poi con un solo motore raggiungere la V_YSE.

I Test Pratici Standard "PTS" della FAA per i piloti commerciali di plurimotori contengono un esercizio detto "AVARIA MOTORE — PROVA DI PERDITA DEL CONTROLLO DIREZIONALE". Le specifiche sono poco chiare. La PTS richiede un’inclinazione tale da garantire "prestazioni e controllabilità ottimali", ma non dice come va ricercato il punto di compromesso tra prestazioni e controllo. Prestazioni di salita ottimali tipicamente richiedono meno inclinazione di quella necessaria per il controllo ottimale a bassa velocità.

In linea di massima, la procedura tradizionale per eseguire quest’esercizio è la seguente:

Partire da una quota e da una velocità di sicurezza. La PTS richiede V_YSE più 10 nodi.
La PTS richiede i flap in posizione di decollo. Ma ci sono aerei (ad esempio il Seneca) per cui la checklist di decollo richiede flap retratti, e per cui la linea rossa è coincidente con la velocità di stallo. In questi aerei, è possibile abbassare la velocità di stallo estendendo i flap, il che renderà l’esercizio più facile e più sicuro. Molti esaminatori lo permettono. Se vogliamo, la possiamo chiamare configurazione di "decollo da pista breve". In altri aerei (come l’Apache) per cui la velocità di stallo è già sensibilmente inferiore alla linea rossa, i flap non vanno estesi.
Ridurre la potenza di un motore al minimo. Non fermare il motore, né mettere l’elica a bandiera.
Usare la pedaliera per annullare la scivolata. Così avremo le prestazioni ottimali.
Inclinare le ali per ottenere un volo rettilineo. Sarà necessaria un’inclinazione molto contenuta.
Tenendo fissa la pedaliera per evitare di giungere al fondo corsa del timone prima di essere ad una velocità prossima al limite. Tenersi al di sopra della linea rossa e della velocità di stallo delle ali. La PTS richiede una velocità superiore di 20 nodi alla velocità di stallo delle ali nota230 ³¹.
Decelerare gradualmente.
Dopo essere giunti al fondo corsa del timone, la regola non scritta è quella di non aumentare l’inclinazione. Ciò significa che l’aereo comincerà a virare. La virata è il segnale di inizio della fase di recupero. In questa sede, non è richiesta la verifica del principio #2.

Prima della prova, è bene discutere queste regole non scritte con il vostro esaminatore, per accertarsi di essere in sintonia.

Il limite di velocità è necessario per motivi di sicurezza. Le limitazioni artificiali di utilizzo del timone e di inclinazione sono necessari per poter dimostrare una progressiva boat turn, facendo finta di essere senza autorità di controllo; se così non fosse, l’aereo sarebbe controllabile a tutte le velocità di sicurezza e non ci sarebbe niente da dimostrare.

Si ricordi che in volo ordinario (non durante le prove d’esame), se perdessimo l’autorità del timone ad una velocità superiore alla linea (e se si è sicuri di voler volare così lentamente) entreremmo lentamente in un regime di volo non coordinato.

Non si devono eseguire le seguenti operazioni che la FAR 23.149 sembra richiedere:

Mai spegnere un motore improvvisamente a bassa velocità. Spegnerlo a velocità pari o superiori a V_SSE e poi decelerare. In alternativa, sarebbe appropriato volare al di sotto della V_SSE per poi ridurre gradualmente la potenza di un motore, ma è difficile immaginare il motivo di tale operazione.
Mai sperimentare a bassa quota le prestazioni a bassa velocità. La PTS richiede un minimo di 3000 piedi AGL.

Verifiche complete della FAR 23 V_MC dovrebbero essere appannaggio esclusivo di piloti professionisti. Infatti, neanche i piloti collaudatori osano provare la perdita di controllo a bassa quota. Non sono pazzi: fanno le loro prove ad una quota di sicurezza e poi estrapolano i risultati.

nota200 1: Ad un aereo monomotore è richiesta (dalla FAR 23.49) una velocità di stallo inferiore o pari a 61 nodi, ed in alcuni modelli questa è sensibilmente inferiore a questo valore. E’ una caratteristica fondamentale per la sicurezza, in caso di atterraggio. Contrariamente a questo, un bimotore può essere esente da questa richiesta se in possesso di prestazioni sufficienti con un motore in avaria. La teoria prevede infatti che un bimotore capace di salire con un solo motore in moto non si dovrebbe trovare mai nelle condizioni di dover effettuare un atterraggio forzato.
nota201 2: Non discutiamo di aerei con spinta in asse, come il Cessna 337 Mixmaster.
nota202 3: Questa è la portanza totale, che comprende il contributo delle ali, dei piani di coda, et cetera. Il centro di portanza sarà posizionato in prossimità del baricentro, per i motivi discussi in sezione 6.1.3.
nota203 4: Gli effetti vengono ridotti da un motore in funzione che eroghi meno potenza (a causa di motore di bassa potenza, alta quota, e/o ridotta manetta), da un’alta velocità, da un timone di grandi dimensioni. Al contrario, in un bimotore con un timone piccolo, motori potenti, in piena potenza e a bassa velocità, un’improvvisa avaria sarà molto critica.
nota204 5: Se ci si dimentica di livellare le ali prima di usare la pedaliera per arrestare la variazione di prua, sarà facile che si vada a premere il pedale sbagliato. Per esempio, se si è in virata a destra ed il motore sinistra entra in avaria, si potrebbe essere tentati ad usare il pedale sinistro (sbagliato!).
nota205 6: Per sapere quale inclinazione e/o quanto spostamento della pallina dell’inclinometro corrispondono a scivolata nulla, si potrebbe (a) ricordare dai voli di addestramento quale sia la configurazione per prestazioni ottimali, (b) ricordare dai voli fatti con lo slip string la configurazione che corrisponda a scivolata nulla, oppure (c) lasciare che la pallina vada fuori centro per metà del suo diametro, situazione di solito "ragionevolmente vicina" a quella corretta.
nota206 7: Vedi sezione 19.4 per una spiegazione di E-down e dei relativi argomenti.
nota207 8: La confusione è comprensibile, dato che la spinta asimmetrica è l’unico modo per mantenere un’inclinazione senza essere in alcun tipo di scivolata.
nota208 9: ... o prestazioni in volo di crociera. In fondo a prescindere dallo stato dei motori.
nota209 10: Infatti, un timone dritto minimizza le resistenze di forma, e quindi stallerà ad una velocità superiore.
nota210 11: Se la linea rossa (definita nella prossima sezione) è posta in prossimità dell’arco verde, è probabile che lo stallo d’ala sia l’effettivo limite alla controllabilità dell’aereo a bassa velocità. Al contrario, se la linea rossa è molto più alta del limite inferiore dell’arco verde, probabilmente lo stallo del timone sarà il limite alla controllabilità dell’aereo a bassa velocità (a meno che la linea rossa sia artificialmente alta a causa del limite (arbitrario) di 5 gradi di inclinazione nella FAR 23.149).
nota211 12: Una specifica molto simile, la FAR 25.149, viene applicata alla categoria degli aerei da trasporto (ad esempio gli aerei di linea).
nota212 13: Il concetto di "motore critico" verrà discusso in sezione 17.2.12.
nota213 14: Se il peso dell’aereo supera le 6000 libbre (circa 3000 kg), la FAR 23.66 richiede che l’aereo sia capace di salire, con un motore fermo, ad una velocità "pari a quella raggiunta a 50 piedi di quota" dopo il decollo. Anche in questo caso, non viene richiesta una salita alla V_MC.
nota214 15: Esistono ovviamente altre linee rosse: l’estremo superiore dell’indicatore di velocità, del contagiri, etc., ma non è di rilievo in questa discussione.
nota215 16: ... forse solo marginalmente, ma non è di rilievo in questa discussione. Vedi sezione 11.5.6 per una discussione sulla relazione esistente tra gli angoli di scivolata e di inclinazione.
nota216 17: Ci sono tanti aerei che sono assolutamente controllabili anche in condizioni che richiedono più di 5 gradi di inclinazione per mantenere il volo rettilineo senza un motore.
nota217 18: E’ giusto: non c’è garanzia che 5 gradi siano sicuri. Si suppone che "il costruttore deve aver provato i 5 gradi di inclinazione perché sono il valore massimo ammesso". Ma nella realtà, le migliori condizioni di controllo potrebbero aversi a 2 o 3 gradi, e non c’è alcun motivo di credere che il costruttore abbia provato angoli superiori a questi. Ricorda, in volo a scivolata nulla l’inclinazione richiesta è davvero modesta (ed indipendente dalla velocità), ed il costruttore non potrà ottenere con una scivolata ciò che non può essere ottenuto con il timone.
nota218 19: Questa è la configurazione di decollo definita dal Manuale Operativo del pilota o dal Manuale di Volo dell’aereo. Ricorda che questi sono documenti che fanno legalmente parte dell’aereo. Non è possibile che sia definita una V_MC certificata senza una checklist di decollo certificata.
nota219 20: In quest’esempio, assumiamo che lo stallo d’ala (non del timone) sia il limite alla manovrabilità a bassa velocità.
nota220 21: Questa è un’opzione possibile con quest’aereo perché la configurazione di decollo certificata non prevede l’estensione dei flap.
nota221 22: Se esiste una coppia non equilibrata, l’aereo non solo virerà, ma accelererà attorno all’asse di imbardata.
nota222 23: Stiamo parlando di angoli di inclinazione modesti, circa 15 o 20 gradi, che non sarebbero assolutamente critici in circostanze normali.
nota223 24: Potrebbe essere una buon’idea verificare la velocità di stallo delle ali provando il classico stallo senza la spinta dei motori. Questa velocità non sarà esattamente pari a quella di stallo con un solo motore, ma una buona stima.
nota224 25: I miei calcoli indicano che quasi sempre con aerei leggeri lo stallo delle ali avviene prima dello stallo del timone, ma non è assolutamente possibile supporre che ciò sia vero per qualunque aereo in qualunque condizione di volo.
nota225 26: Alla fine di questa sezione, saranno considerati casi diversi da questo.
nota226 27: Si potrebbe immaginare di progettare un aereo con il carrello anteriore talmente arretrato da essere dietro il centro delle spinte laterali, nel qual caso incrementerebbe la stabilità all’imbardata.
nota227 28: Il flusso dell’elica del motore sinistro è in effetti benefico.
nota228 29: E’ difficile capire come questa situazione possa insorgere nel corso di un volo ordinario. Comunque, (a) tale situazione è a volte generata nel corso degli esercizi dei corsi di volo, e (b) potrebbe insorgere se il pilota sbagliasse la gestione dell’emergenza avaria motore, sprecando la velocità iniziale.
nota229 30: In altre configurazioni, è possibile mantenere il controllo fino alla velocità superiore tra la linea rossa e V_S.
nota230 31: Nel caso di aerei con V_MC pari a V_S, V_S + 20 potrebbe sembrare un margine di sicurezza ampio o addirittura eccessivo. Comunque, in altri aerei V_S + 20 potrebbe addirittura essere non sufficiente. Bisogna fare attenzione, dato che esistono tanti aerei per cui V_S + 20 è prossima (o addirittura inferiore) a V_MC. Un criterio migliore potrebbe essere quello di mantenersi al di sopra della velocità superiore tra V_S + 10 e linea rossa + 10.

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