Stabilitatea și maniabilitatea avioanelor [601323]

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
1

Stabilitatea și maniabilitatea avioanelor
supermanevriere.
Pregătirea piloților pentru situații deosebite și
regimuri critice.

Doctorand: [anonimizat] : Prof.Univ .Dr.Ing. Bo școianu Mircea

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
2
Cuprins

Cap. 1 Stabilitatea și maniabilitatea aeronavelor supermanevriere ………………………….. ……………………. 3
1. Introducere în analiza stabilității aero navei ………………………….. ………………………….. ………………… 3
1.1 Stabilitatea statica ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………. 4
1.1.1 Stabilitatea statică longitudinală ………………………….. ………………………….. ……………………….. 5
1.1.2 Stabilitatea statică laterală ………………………….. ………………………….. ………………………….. …… 8
1.2 Stabilitatea dinamică ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………… 12
1.2.1 Stabilitatea dinamică longitudinală ………………………….. ………………………….. …………………. 13
1.2.2 Stabilitatea dinamică laterală ………………………….. ………………………….. ………………………….. 16
2. Analiza fenomenelor de instabilitate a aeronvelor ………………………….. ………………………….. …….. 19
2.1 Instabilități longitudinale ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……… 20
2.1.1 Balansul longitudinal ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………… 21
3.1.2 Autocabrajul (fenomenul CNIS) ………………………….. ………………………….. …………………….. 26
2.1.3 Antrenarea în picaj ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………… 30
2.2 Instabilitea de ruliu ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………… 31
2.3 Instabilitatea de direcție ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……….. 32
3. Analiza regimurilor critice specifice aeronavelor militare ………………………….. ………………………. 34
3.1 Angajarea ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. . 35
3.1.1 Angajarea din zbor orizontal ………………………….. ………………………….. ………………………….. 37
3.1.2 Angajarea pe plan ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………….. 39
3.2 Autorotația ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………………. 40
3.3 Vria ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………. 43
3.3.1 Tipuri de vrie ………………………….. ………………………….. ………………………….. …………………… 45
3.3.2 Metode de scoatere a avionului din vrie ………………………….. ………………………….. …………… 47
Cap.2 S tudiul de caz : analiza evenimentelor grave de zbor cu aeronave militare reactive dotate cu
scaun de capapultare ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………… 49
Concluzii și pr opuneri ………………………….. ………………………….. ………………………….. ……………………… 59
Bibliografie ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………………………….. ………… 60

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
3

Cap. 1 Stabilitatea și maniabilitatea aeronavelor supermanevriere

1. Introducere în analiza stabilității aeronavei

Sir Isaac Newton enunța în Principiul I al mecanicii, că orice corp își menține starea de
repaus sau de mișcare rectilinie uniformă atât timp cât asupra sa nu acționează alte forțe sau
suma forțelor care acționeaza asupra sa este nulă.
Zborul avionului se realizează sub influența forțelor și momentelor care se exercită
asupra sa. Pilotul, cu ajutorul organelor de comandă, deviază suprafețele de comandă, astfel
putând regla mărimea și direcția forțelor și momentelor, modifică corespunzator parametrii
mișcării în sensul dorit.
După cum se știe, cele patru forțe care acționează asupra avionului în zbor orizontal, rectiliniu
și uniform, sunt: port anța, greutatea, tracțiunea și rezistența la înaintare – figura 1.1.

Fig.1.1 Forțele care acționează asupra avionului în zborul orizontal

Pentru ca zborul să se execute sub condițiile date, este necesar ca forța portantă să fie
egală cu forța de greut ate și forța de tracțiune să fie egală cu forța de rezistență la înaintare.
În cazul în care forțele și momentele nu sunt în echilibru, avionul va începe să se rotească, să –
și modifice de exemplu unghiul de incidență, și deci să strice echilibrul forțelor.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
4
Echilibrul creat de către pilot poate fi modificat sub acțiunea unui anumit factor
perturbator exterior ( cum ar fi turbulența atmosferică ). Din această cauză, atunci când
avionul se deplasează rectiliniu și uniform, este necesar să se asigure stabilita tea acestei
mișcări. Prin stabilitatea avionului se întelege capacitatea acestuia de a reveni la poziția
inițială de echilibru după încetarea cauzelor care l -au perturbat.
În studiul stabilității avionului, se separă de regulă două aspecte ale problemei și
anume aspectul static sau așa -numita stabilitate statică și aspectul dinamic sau așa -numita
stabilitate dinamică.

1.1 Stabilitatea statica

Stabilitatea statică reprezintă tendința inițială a avionului de a reveni la poziția de
echilibru după ce asupr a sa a acționat un factor perturbator. Răspunsul la aceasta perturbare
poate fi catalogat ca fiind pozitiv, neutru sau negativ.
Pentru a demonstra ipoteza de mai sus, în figura 1.2 sunt prezentate diferite concepte.

Fig.1.2 Concepte de stabilitate stati că

Daca obiectul revine la pozitia pe care a avut -o inainte de perturbare, spunem ca este
stabil pozitiv, daca ia o noua pozitie dar cu aceleasi relatii ca in pozitia originala, spunem ca

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
5
este neutru stabil. Stabilitatea nagativa este indicata ca o conti nua divergenta de la starea
initiala
O aeronavă se consideră static stabilă dacă sub acțiunea factorilor perturbatori, forțele
și momentele aerodinamice se modifică în așa fel încât să conducă la restabilirea mișcării
neperturbate. Pentru ca o aeronavă s ă fie static stabilă trebuie să îndeplinească următoarele
condiții:

Aceste derivate ale sta bilității de zbor depind de regimul de zbor al aeronavei. La
unele regimuri de zbor, poate avea loc o diminuare a stabilității statice și determină în mod
necesar, pierderea stabilității dinamice a aeronavei.

1.1.1 Stabilitatea statică longitudinală

Stabilitatea statică longitudinală, adică tendința avionului de a -și menține constantă
incidența corespunzatoare zborului rectiliniu și uniform, presupune studiul variației
momentului de tangaj M – figura 1.3, sau a coeficientului adimensional al acestuia , cu
unghiul de incidență .

Fig.1.3 Momentul de tangaj

̅
echivalent cu: ,

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
6
Întrucat în zborul considerat,
, iar și ̅, sunt suprafața și respectiv coarda medie
aerodinamică.
Considerăm avionul înt r-un zbor rectiliniu și uniform . Admitem ipoteza comenzilor
fixe, adică presupunem profundorul bracat în po ziția corespunzatoare echilibrului în acest
zbor, adică M=0 , și blocat în această poziție. În acest caz, coeficientul momentului de
tangaj este o funcție unică de unghiul de incidență. Un aspect tipic al dependenței
, este repre zentat în figura 1.4, unghiul fiind măsurat de la axa de portanță nulă a
avionului.

Fig.1.4 Dependența coeficientului de moment față de unghiul de incidență

Cu convenția obișnuită – momentul de tangaj pozitiv mărește unghiul de incidență și
invers, cel negativ o micșorează – condiția de stabilitate statică longitudinală, adică condiția
ca avionul să -și mențină incidența de echilibru în zborul rectiliniu, este:
(
)

Dezvoltând în serie de puteri funcția în jurul originii ,
(
)

.
/
și având în vedere dependența cvasil iniară, monoton descrescătoare , se rețin din seria Mac
Laurin a coeficientului momentului de tangaj numai termeni liniari în ,
(
)

Astfel, condiția ca avionul să poată fi echilibrat în zbor rectiliniu, , la o incidență
pozitivă, , și în acel ași timp să fie și stabil, (
)
, se scrie:

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
7
(
)

fiind coeficientul m omentului de tangaj la portanță nulă, iar derivata parțială
(
)
,se numește coeficient de stabilitate longitudinală.
Evaluarea prin calcul a momentului de tangaj al întregului avion se face prin sinteza
contribuțiilor difer itelor părți componente ale avionului cum sunt: aripa, ampenajul orizontal,
fuselajul, sistemul de propulsie, etc. și interferențele acestora. Problema este extrem de
complexă și pentru rezolvarea ei se apelează la încercări în tunelul aerodinamic, precum și la
analize aerodinamice și aeroelastice.

1.1.1.1 Punctul neutru

Coeficientul de stabilitate statică longitudinală , depinde esențial de poziția
centrului de greutate . Există o poziție particulară a centrului de greutate pentru care

, adică momentul de tangaj al avionului este independent de unghiul de incidență.
Această poziție a centrului de greutate o numim punct neutru.
Fie schema din figura 1.5. Considerăm știut torsorul forțelor aerodinamice în punctul neutru
( ). Facem reducerea aceluiași sistem de forțe într -o nouă poziție a centrului de greutate
unde torsorul va fi ( ).

Fig.1.5 Torsorul forțelor în punctul neutru

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
8
La schimbarea punctului de reducere variază numai momentul. Așadar vom scrie
următoarea relație:
̅̅̅̅̅̅
CMA – coarda medie aerodinamică
P – forța portantă

Reducând această relație la coeficientul a dimensional, rezultă:

Scriind coeficientul de portanță sub forma , relația (1.8) devine :

Identificând între relațiile ( 1.5) și (1.8) rezultă:

Deci coeficientul momentului de tangaj al aeronavei față de centrul său de greutate se scrie:

Analizând relația (1.11) concluzionăm că:
 Dacă centrul de greutate se află în fața punctului neutru, echilibrul aeronavei este
stabil:

 Dacă centrul de greutate se află în punctul neutru, echilibrul este neutru

 Dacă centrul de greutate se află în spatele punctului neutru, echilibrul este instabil

1.1.2 Stabilit atea statică laterală

Cele două rotații ale avionului – girația și ruliul – sunt indisolubil cuplate. Orice
girație a avionului relativă la direcția vitezei centrului său de greutate dezvoltă atât un
moment aerodinamic de girație, cât și unul de ruliu; d e asemenea, orice rotire a avionului în
jurul axei sale longitudinale este însoțită de apariția unui moment de girație și a unuia de ruliu.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
9
De aceea o imagine completă a stabilității acestor mișcări se obține numai prin considerarea
lor împreună, într -o analiza dinamică.
Astfel, tratăm întai stabilitatea statică de girație, adică tendința avionului de a zbura
fără derapaje, apoi vom trata stabilitatea statică de ruliu, adică tendința avionului de a zbura
fără înclinări laterale. Avem în vedere derapajele și înclinările mici, induse de o
perturbație exterioară, deci abaterile de la o mișcare de referință care va fi considerată tot un
zbor rectiliniu, simetric și uniform. Într -un astfel de zbor, derapajul și înclinarea de
echilibru sunt nu le, , și în acest sens vorbim de tendința avionului de a zbura
fără derapaje și fără înclinări laterale. Ca și în cazul longitudinal, suprafețele de comandă, în
cazul de față, direcția și eleroanele, le considerăm blocate în pozițiile lo r corespunzatoare
echilibrului care, în zborul rectiliniu și simetric, sunt chiar pozițiile acestora neutre
(nebracate).

1.1.2.1 Stabilitatea statică de girație

Stabilitatea statică de girație a avionului, mai este numită în literatura de specialitate, și
stabilitatea statică de direcție sau de drum. Trebuie menționat însă că avionul este insensibil la
abaterile de la o direcție de zbor fixă, adică nu apare nici un moment aerodinamic de girație ca
urmare a unei deviații azimutale în raport cu reperul fix terestru. Numai deviațiile planului
longitudinal al avionului de la direcția vitezei centrului său de greutate, deci derapajele,
generează momente aerodinamice de girație care tind sau nu să anuleze aceste deviații.
Așadar, sub titlul de stabilitate stat ică de girație, analizăm relația dintre momentul
aerodinamic de girație N, față de centrul de greutate al avionului, și unghiul de derapaj .
Dacă momentul de girație generat tinde să anuleze derapajul indus de o perturbatie
exterioară, fără intervenția pilotului la comenzi, spunem că avionul are stabilitate statică de
girație.
Să considerăm un avion zburând rectiliniu și uniform căruia i s -a indus un unghi de
derapaj de către o perturbație exterioară. Cu orientarea obișnuită a axelor, unghiul de
derapaj este pozitiv așa cum se arată în figura 1.6, deoarece, conform definitiei acestuia:

, semnul este dat de proiecția laterală, v, a vitezei. Momentul de giratie N este
pozitiv în același sens cu .

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
10

Fig.1.6 Momentul de gitație

Condiția de stabilitate de girație este:

Ceea ce înseamnă că momentul de girație va tinde să anuleze derapajul indus,
referindu -ne la coeficientul adimensional al momentului de girație,

Întruc at
în zborul de referință considerat, iar S și b sunt suprafața respectiv
anvergura aripii, condiția de stabilitate de girație se scrie astfel:

Derivata analogă derivatei din cazul stabilității statice longitudinale, o
numim coeficient al stabilității de girație.
Dependența se deter mină fie experimental, în tunelul aerodinamic, fie
analitic, prin însumarea contribuțiilor diferitelor părți componente ale avionului. Contribuția
cea mai însemnată la crearea unui moment de girație față de centrul de greutate al avionului o
aduc ampenajul vertical și fuselajul. Aripa și ampenajul orizontal au un rol mai redus în acest
sens.
Problema asigurării stabilității de girație se reduce, în esență, la o problemă de geometrie a
avionului: dimensionarea și poziționarea ampenajului vertical.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
11
1.1.2.2 Stabilitatea statică de ruliu

Problema stabilității statice de ruliu, adică tendința avionului de a zbura rectiliniu fără
înclinări laterale, este diferită de problema stabilității statice a celorlalte două rotații – cea de
tangaj și cea de girație – discutate anterior. În cazul unei deviații a unghiului de incidență de
la valoarea sa de echilibru este generat un moment aerodinamic de tangaj M, și prin măsuri
constructive și de centraj se poate realiza totdeauna condiția de stabilitate statică longitudin ală
, de asemenea, orice derapaj al avionului generează un moment aerodinamic de
girație N și este simplu, prin prevederea ampenajului cu un ampenaj vertical, să se realizeze
conditia de stabilitate de giratie .
O înclinare laterală a avionului , figura 1.7, nu determină direct apariția vreunui
moment aerodinamic pe avion. Curgerea aerului rămâne simetrică în raport cu planul
longitudinal al avionului, iar rezultanta forțelor aerodinamice este conținută în acest plan.

Fig.1.7 Unghiul de înclinare laterală

Deci nu există o relație directă între momentul aerodinamic de ruliu L și înclinarea
laterală . De fapt, cum am mai menționat, numai unghiurile aerodinamice α și modifică
sistemul forțelor aerodinamice pe avion, n u și unghiurile de poziție.
Ca urmare a inducerii unei înclinări laterale , unui avion care zbura orizontal și
rectiliniu, de către o perturbație exterioară, nu se modifica sistemul forțelor aerodinamice pe
avion, dar componenta neechilibrată a greutăți i pe axa laterală y, , produce o

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
12
alunecare a avionului spre semiaripa lăsată în jos, inducând un unghi de derapaj . Astfel
derapajul generează un moment de girație N și un moment de ruliu L. Dacă acest moment de
ruliu tinde să reducă mișcarea late rală, spunem că avionul are stabilitate de ruliu.
Așadar cu orientarea obișnuită a axelor avionului, o înclinare laterală pozitivă, adică
semiplanul drept al aripii sub orizontală produce un derapaj tot pozitiv; acest derapaj pozitiv
trebuie să gene reze un moment aerodinamic de ruliu negativ, care să tindă să anuleze
înclinarea laterală pozitivă. Astfel, condiția de stabilitate statică de ruliu este:

Sau făcând uz de coeficientul adimensional al momentului de ruliu,

Întrucât în zborul de referință considerat
,

Derivata , care pune în evidență cuplarea aerodinamică a mișcărilor de ruliu și de
girație, este denumită efect de diedru deoarece aceasta depinde în primul rând de diedrul
geometric al aripii; pentru stabilitate, efectul de diedru trebuie s ă fie negativ. I se spune și
coeficient al stabilității statice de ruliu.

1.2 Stabilitatea dinamică

Stabilitatea dinamică a unei aeronave, se apreciază în principiu, prin modul de
restabilire în timp a condițiilor mișcării neperturbate, la încetarea acț iunii factorilor
perturbatori externi.
Cu alte cuvinte putem spune că stabilitatea dinamică vizează schimbarea stării de stabilitate
pe parcursul trecerii timpului.
Dacă , după o perturbare, deviația de la poziția inițială a unui corp tinde să se
diminuez e, spunem că acel corp este stabil dinamic, dacă oscilația indusă rămâne stabilă,
atunci corpul se află într -o stabilitate dinamică neutră, iar dacă oscilația tinde să -și marească
magnitudinea, corpul este instabil. Acest lucru este exemplificat în figura 1.8
.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
13

Fig.1.8 Modele de oscilații

În analiza stabilității dinamice, se evaluează viteza de atenuare a oscilațiilor, perioada
oscilației pentru modurile oscilatorii, etc. De regulă, viteza de amortizare sau de creștere se
apreciază prin timpul de scăde re la jumătate (sau de dublare) a amplitudinii inițiale a
deviațiilor.
Acestă apreciere se face de regulă în baza unei relații de forma:

√
în care s -a notat cu:
T1 – timpul mișcării de perioadă scurtă a oscilației avionului;
ε – coeficientul relativ de amortizare.

1.2.1 Stabilitatea dinamică longitudinală

Studiul mișcării perturbate longitudinale a avionului, adică studiul variației în timp a
deviațiilor u, α și θ, revine analizei unei ecuații caracteristice de forma:

În care:
* (
̇)+

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
14
*(
) (
)+ (
)(
̇) *(
)(
̇) (
)
(
)(
̇)+ *(
̇) (
)+
*(
)(
) (
)(
)+ *(
)(
) (
)(
)
(
)(
̇)+ (
) (
)*(
)(
) (
)(
̇)+ (
)
(
̇) *(
)(
) (
)(
) (
)+
(
)*(
)(
) (
)(
)+ (
)*(
)(
) (
)(
)+
*(
)(
̇) (
)(
̇)+ (
)(
)
,(
)* (
)+ (
)(
)-

Unde,
– coeficient ce se calculeaza c u relatia:

– valoarea miscarii neperturbate in raport cu axa OX a triedrului aeronava;
Condiția necesară și suficientă de amortizare a deviațiilor – deci de stabilitate – este ca
toate rădăcinile ecuației caracteris tice să fie reale și negative sau (și) complexe cu partea reală
negativă.
Prin urmare, problema recunoașterii stabilității se reduce la o problemă algebrică, și
anume aceea de a determina care sunt condițiile necesare și suficiente ca o ecuație algebrică
să aibă toate rădăcinile cu parteaa reală negativă. Există mai multe criterii simple care permit
a se rezolva această problemă, însă cel mai utilizat este criteriul lui Routh.
În analiza stabilității zborului de cele mai multe ori nu este suficientă numai
recunoașterea acesteia – printr -unul din criteriile de stabilitate – ci trebuie evaluat și gradul de
stabilitate, adică viteza de amortizare a deviațiilor, perioada oscilațiilor pentru modurile
oscilatorii, etc. În cazul constatării unor instabilități, tr ebuie analizat faptul dacă acestea sunt
sau nu periculoase pentru siguranța zborului, acest lucru fiind posibil numai prin aflarea
concretă a rădăcinilor ecuației caracteristice. Acestă analiză face evaluarea gradului de
stabilitate sau instabilitate a dif eritelor moduri ale mișcării perturbate.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
15
1.2.1.1 Modurile normale longitudinale

În cazurile tipice, pentru avioanele care zboară în regimuri de zbor obișnuite, ecuația
caracteristică are două perechi de rădăcini complexe:
{

Una este formată din rădăcinile complex -conjugate relativ mici în modul și alta
formată din rădăcinile complex -conjugate relativ mari în modul; părțile reale ale rădăcinilor
mari sunt întotdeauna negative, iar cele al e rădăcinilor mici sunt de obicei negative, dar pot fi
și pozitive.
Rădăcinilor mici în modul le corespunde o componentă lentă a mișcării, o armonică de
peroadă mare, slab amortizată sau chiar crescătoare, iar rădăcinilor mari le corespunde o
componentă r apidă a mișcării, o armonică de perioadă scurtă, puternic amortizată.
Prima armonică, cea lentă, a primit denumirea dată de Lanchester, de mod fugoid, iar
armonica de perioadă scurtă este denumită mod rapid. Vezi figura 1.9, 1.10.

Fig.1.9 Modul fugoid Fig.1.10 Modul rapid

Cele două armonice intră in compunerea variabilelor dependente u, α și θ, dar se
constată analitic că modul rapid este preponderent pentru variația unghiului de incidentă, în

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
16
tinp ce modul lent, fugoid, este caracteristic pentru variația vitezei; în variația unghiului de
pantă al traiectoriei, intră ambele moduri.
Încercările în zbor confirmă acestă constatare teoretică. Un avion static stabil aflat într –
un zbor rectiliniu și unifo rm, ca urmare a unei perturbări simetrice (bracarea bruscă a
profundorului, sau o rafală verticală), răspunde printr -o mișcare rapidă în jurul centrului de
greutate care se consumă practic în 1 -2 secunde, mișcare resimțită de către pilot ca o
„scuturare” d e tangaj extrem de scurtă, urmată apoi de o mișcare oscilatorie lentă – în plan
vertical, cu pierdere și câștig de înălțime, mișcare abia percepută de către pilot și dacă acesta
nu intervine prin comenzi oportune, mișcarea se amortizează într -un timp îndel ungat, de
ordinul sutelor de secunde.
Concluzionând, mișcării perturbate longitudinale a avionului, cu comenzi blocate, îi
sunt caracteristice două componente:
 Modul rapid, care este o oscilație de frecvență mare a unghiului de incidență în jurul
valorii sale de echilibru și care se amortizează foarte repede, viteza fiind practic
constantă în acest timp;
 Modul fugoid, reprezentând o oscilație a vitezei în jurului valorii sale corespunzătoare
mișcării staționare, se amortizează foarte încet, iar în unele ca zuri chiar deloc. Uneori,
acest mod lent de amortizare se poate transforma în două moduri aperiodice lente din
care unul este instabil.
Modul rapid trebuie să fie stabil, deoarece oscilațiile incidenței fiind de perioadă
scurtă, pilotul nu poate interveni cu comenzi corespunzătoare pentru a face corecții. Modul
fugoid, poate fi și ușor instabil, deoarece perioada oscilațiilor este mai mare și pilotul poate
reacționa pentru corectare. De altfel, stabilitatea acestui mod – stabilitatea fugoidă – nici nu
este, de regulă, cerută în prescripțiile de calcul. Totdeuna se face verificarea având în vedere
că oscilațiile cu perioada mai mare de 10 secunde pot fi controlate de către pilotul uman, în
timp ce oscilațiile cu perioada mai mică de 6 secunde, ies de sub con trolul eficace și sigur al
pilotului uman.

1.2.2 Stabilitatea dinamică laterală

În studiul mișcării laterale perturbate întâtnim cinci variabile asimetrice: ș .
Asemenea stabilității longitudinale, cu ajutorul unei ecuații caracteristi ce (în acest caz de
gradul cinci), se analizează stabilitatea sistemului din punct de vedere al dinamicii laterale.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
17
Fie ecuația caracteristică

Unde

*

(

)+
(

) (

) (

) (

)

(

)
(

) (
)(

) (

)
(

)
Această ecuație are totdeauna cel puțin o rădăc ină nulă. Acest prim fapt duce la
următoarea concluzie: în mișcarea perturbată laterală, aeronava are o comportare neutră,
indiferentă, în raport cu unul din gradele de libertate ale acestei mișcări. Acestă comportare
neutră apare la deviațiile de azimut. Dacă o perturbație exterioară, modifică numai unghiul de
azimut, ceilalți parametri rămânând neschimbați, forțele și momentele care acționază asupra
avionului nu se modifică, și nu există nici o tendință de amortizare sau amplificare a deviației
azimutale.
În consecință, se poate afirma că nici un avion care are un regim de zbor rectiliniu și
uniform, nu -și va menține o direcție azimutală constantă, ci după fiecare perturbație, și în
funcție de mărimea acesteia, va tinde către o nouă direcție de zbor.
Reținând deci că modul neutru, corespunzător rădăcinii nule a ecuației caracteristice,
caracterizează numai deviația azimutală, rămâne să examinăm în continuare celelalte rădăcini
ale ecuației, adică rădăcinile ecuației de gradul patru,

Analiza este similară celei prezentate în paragraful precedent pentru cazul
longitudinal. Pentru recunoașterea stabilității sau instabilității se folosește unul din cr iteriile
obișnuite de exemplu criteriul lui Routh, iar pentru evaluarea gradului de stabilitate sau
instabilitate, se calculează rădăcinile ecuației caracteristice printr -o metodă matematică
oarecare.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
18

1.2.2.1 Modurile normale laterale

În cele mai multe regimuri de zbor ale aeronavelor, ecuația caracteristică admite o
rădăcină reală negativă, relativ mare în modul, o rădăcină reală mică în modul, negativă sau
pozitivă, și o pereche de rădăcini complex conjugate cu partea reală negativă iar coeficientul
părții imaginare relativ mare.
Rădăcinii reale mari în modul, îi corespunde un mod aperiodic cu amortizare mare, iar
rădăcinii reale mici în modul, îi corespunde un mod aperiodic lent amortizat, sau crescător
dacă rădăcina este pozitivă. Rădăcinilor complex conjugate le corespunde un mod oscilator,
de obicei de perioadă scurtă, amortizarea fiind relativ slabă în cazul avioanelor de viteză
mare.
Modul aperiodic rapid intră cu ponderea cea mai mare în devierea vitezei unghiulare
de ruliu p, sau a unghiului de înclinare laterală φ, și de aceea este denumit amortizare sau
convergență rapidă de ruliu. Modul aperiodic lent intră cu ponderea cea mai mare în
compunerea legilor de variație ale unghiurilor de înclinare laterală φ și de azimut ψ. El a fost
denumit mod spiral datorită faptului că, în cazul că este instabil, avionul descrie o spirală în
planul orizontal. În sfârșit, modul oscilator caracterizează, în măsuri diferite, atât unghiul de
derapare β, cât și vitezele unghiulare p și r.Vezi figura 1.11.

Fig.1.11 Modurile normale laterale

Afirmațiile de mai sus cu privire la modurile caracteristice mișcării perturbate laterale
și variabilele afectate de acestea, sunt probate atât analitic cât și de comportarea în zbor a
aeronavelor. Dacă în zborul uniform rec tiliniu, asupra unei aeronave a avut loc o perturbare

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
19
de genul bracarea bruscă a direcției, sau o rafală de vânt, iar aceasta se înclină lateral, își
reduce rapid această înclinare printr -o alunecare către semiplanul lăsat în jos, apoi urmează o
mișcare os cilatorie complexă (așa numitul ruliu olandez), cu un efect negativ asupra aeronavei
și pilotului, mai ales dacă este slab amortizată, oscilațiile având loc atât în planul orizontal în
jurul direcției de zbor, cât și în plan transversal, înclinări laterale dintr -o pare în alta; modul
spiral nu este sesizat de către pilot, indiferent dacă este stabil sau instabil, dar în cazul
instabilității puternice, avionul se înscrie într -un viraj din ce în ce mai strâns, și dacă nu se dau
comenzi de corecție, acesta se poate angaja. După amortizarea celor trei moduri ale mișcării
perturbate laterale, dacă acestea sunt stabile, unghiul inițial de azimut nu se mai restabilește,
întrucât modul neutru este prezent totdeauna în mișcarea perturbată laterală.
În concluzie, miș cării perturbate laterale a avionului cu comenzi blocate, îi sunt
carecteristice următoarele componente:
 Modul neutru care este o deviere, constantă după fiecare perturbație laterală, a
unghiului de azimut. Prin nici o măsură constructivă nu se pot evita a baterile inerente
ale avionului de la o direcție de zebor
 Modul aperiodic rapid care este o amortizare rapidă a înclinării laterale, și dat fiind că
orice avion cu stabilitate statică de ruliu are această tendință, acest mod nu constitue o
problemă de proi ectare
 Modul spiral care este o mișcare aperiodică lentă și din acest motiv ușor controlabilă
de către pilot chiar în cazul în care este ușor instabilă. Instabilitatea spirală se admite
uneori, în anumite regimuri de zbor, dar timpul de dublare a deviațiil or azimutale și de
înclinare laterală trebuie să fie mai mare de 10 secunde
 Modul oscilator lateral (ruliul olandez) reprezintă o mișcare oscilatorie rapidă, și în
consecință se impune ca acest mod sa fie nu numai stabil dar și rapid amortizat.

2. Analiza fenomenelor de instabilitate a aeronvelor

Ca urmare a acțiunilor pilotului în neconformitate cu situația dată sau a unor factori
perturbatori externi, aeronava poate să sufere modificări ale parametrilor de zbor, fapt ce
poate să conducă la micșorarea s ecurității zborului, sau chiar la o posibilă complicare a
modului de pilotare către un regim critic de zbor. Aceste fenomene incipiente către un zbor
necontrolat, poartă numele de fenomene critice în dinamica și manevrabilitatea aeronavelor,

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
20
care cu o reac ție oportună din partea pilotului, pot fi controlate, și astfel să se restabilească
regimul inițial de zbor.
Principalele fenomene critice ce pot să apară în dinamica și manevrabilitatea
aeronavelor, în principiu, sunt generate de pierderea stabilității î n timpul zborului.
Pentru ca o aeronavă să fie static stabilă trebuie să îndeplinească următoarele condiții:

Aceste derivate ale stabilității de zbor depind de regimul de zbor al aeronavei. La
unele regimuri de zbor, poate avea loc o diminuare a stabilității statice și determină în mod
necesar, pierderea stabilității dinamice a aeronavei.
Atât stabilitatea di namică longitudinală cât și cea laterală a unei aeronave se apreciază
cu ajutorul rădăcinilor unor ecuații caracteristice de gradul patru și cinci.
În ceea ce privește analiza instabilității unei aeronave, aceasta a fost sintetizată
astfel:
a) Instabilitate longitudinală
b) Instabilitate laterală
a. De ruliu
b. De girație

2.1 Instabilități longitudinale

Coeficientul de stabilitate statică longitudinală, depinde în mod esențial de poziția
centrului de greutate. Astfel că prin calcule s -a ajuns la următoarele afirma ții în legătură cu
stabilitatea statică longitudinală:
 Dacă centrul de greutate se află în fața punctului neutru, echilibrul aeronavei este
stabil:

 Dacă centrul de greutate se află în punctul neutru, echilibrul este neut ru

 Dacă centrul de greutate se află în spatele punctului neutru, echilibrul este instabil

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
21
În cele ce urmează vom prezenta principalele forme de manifestare a instabilității
longitudina le, și anume:
a. Balansul longitudinal
b. Autocabrajul
c. Antrenarea în picaj

2.1.1 Balansul longitudinal

Prin balans longitudinal al aeronavei, se înțelege introducerea neintenționată a acesteia
de către pilot în procesul pilotării, într -un regim de oscilații î n tangaj.
Acest fenomen poate avea la origine cauze de natură aerodinamică (sensibilitate mare
a aeronavei la acționarea comenzii în profunzime, sau prezența în atmosferă a vârtejurilor
aerodinamice libere) su de natură mecanică (defectarea dispozitivulu i de reglare automată a
comenzii, defectarea amortizorului de oscilații în tangaj, defectarea amplificatorului
hidraulic).
În procesul pilotării precise a aeronavei la înălțimi de zbor mici și cu vitaze relativ mari,
datorită eficacității mărite a profundo rului, poate să apară balansul longiudinal.
În figura 2.1 se prezintă un astfel de fenomen, cu redarea variației factorului normal de
sarcină (n), și a vitezei unghiulare (q), ca urmare a deplasărilor manșei ( ). Viteza indicată
de zbor 850 – 900 km/ h.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
22

Fig.2.1 Balans longitudinal Fig. 2.2 Balans longitudinal

De asemenea în figura 2.2 se redă o situație de balans longitudinal, apărut la o
aeronavă vânător, pe timpul încadrării în zbor a unei aeronave țintă aflată în viraj. Viteza
indicată de zbor 800 – 900 km/h. Parametrii înregistrați: viteza de zbor ( ), factorul normal de
sarcină (n), deplasările unghiulare ale manșei ( ) și efortul depus de pilot la manșă ( ).
În cazu l aeronavei MIG -21 LanceR, la defectarea dispozitivului de reglare automată a
comenzii (ARU -3V), se modifică raportul de transmitere, cursa și efortul depus la manșă. În
zborul la înălțime mică și viteză subsonică mare, mărimea raportului de transmitere va duce la
deplasări anormale ale manșei, recții neașteptate ale aeronavei, putându -se genera în mod
neintenționat balansul longitudinal. Rezolvarea acestui caz se face trecându -se ARU -3V pe
modul de lucru „manual”.
O situație periculoasă ce poate să apară în timpul zborului, constă în dezermetizarea
tuburilor de conducție a presiunilor statice și dinamice la traductoarele mecanismului de
execuție a ARU -3V, fapt care poate genera fenomenul de balans longitudinal de mari
proporții, fenomen ce poate periclita securitatea zborului aeronavei. În figura 2.3 și 2.4 se
arată o astfel de situație ce a afectat o aeronavă MIG -21, variația parametrilor fiind
înregistrată cu ajutorul sistemului SARPP -12 G.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
23

Fig.2.3 Balans longitudinal Fig. 2.4 Balans longitudinal

În figura 2.5 se prezintă înregistrarea unui balans longitudinal ca urmare a defectării
amortizorului de oscilații în tangaj, în condițiile de zbor: înălțimea 8300 m, viteza indicată
1060 km/h, deplasarea manșei spre în față a avut loc conc omitent cu trecerea motorului din
regim de forțaj în regim maximal.

Fig.3.5 Balans longitudinal

Oscilația factorului normal de sarcină (n) cu mărirea amplitudinii a apărut ca urmare a
bracării profundorului din poziția de echilibru spre picaj, prin du cerea manșei spre înainte. Ca
urmare factorul de sarcină s -a modificat până la o valoare negativă (n≈ -0,5). Pilotul a încercat
să pareze picajul, deplasând manșa în sens contrar, iar în continuare a parat creșterea
factorului normal de sarcină, procesul re petându -se circa 3,3 sec. La stabilirea manșei în

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
24
apropierea punctului neutru, balansul a încetat. Variația factorului normal de sarcină a avut
loc în limitele -1,5 – +3,5. Remarcăm faptul că introducerea avionului în picaj a avut loc
concomitent cu decupl area forțajului, tracțiunea fiind redusă la apariția unui factor normal de
sarcină negativ. Concluzionând, la zborurile cu amortizorul de oscilații în tangaj defect sau
decuplat, la viteze indicate 1000 km/h, balansul longitudinal poate să apară și la
decuplarea forțajului.
Zborul unei aeronave într -o atmosferă turbulentă datorită trecerii altor aeronave, pune
probleme deosebite. Cauzele care conduc la apariția turbulențelor în atmosferă, în procesul
desfășurării oricărui zbor, sunt următoarele: ev acuarea gazelor arse din motoarele reactive,
scurgerea aerului prin stratul limită al aripii aeronavei, vârtejurile aerodinamice libere ce se
formează ca rezultat al circulației aerului în jurul bordurilor margianle ale suprafețelor
portante, scurgerile as imetrice în jurul principalelor părți componente ale aeronavei, cu
formarea de zone cu desprinderi.
În analiza următoare vom lua în considerare numai vârtejurile aerodinamice libere.
Vârtejurile aerodinamice libere generate de aripă, se mențin în atmosfer ă până la o distanță de
15 – 20 km de locul unde au apărut. Distanța dintre nucleele vârtejurilor aerodinamice este de
0,8 – 0,9 din anvergura aripii, axele acestora deplasându -se imediat sub nivelul aeronavei.
Intensitatea acestor vârtejuri este direct pr oporțională cu anvergura aripii, încărcarea aripii și
factorul normal de sarcină. La o distanță de 3 – 4 km de aeronava care le -a generat, în
atmosfera liniștită, vârtejurile aerodinamice libere se situează simetric față de traiectoria
aeronavei. La distan țe mai mari de 6 -7 km aceste vârtejuri încep să se disperseze ușor și să
scadă în intensitate. Forța și caracterul acțiunii acestor vârtejuri asupra unei aeronave, se
apreciază prin distanța de la locul de formare și direcția de zbor față de cea a vârteju rilor. La
distanțe mici de 50 – 200 m, vârtejurile aerodinamice acționează asupra unei aeronave care le
întampină prin salturi în înclinare și direcție, și salturi în tangaj. O acțiune intensă se
manifestă și la o distanță de 1500 – 2000 m. La distanța la care se produce distrugerea
vârtejurilor aerodinamice, pot să apară salturi neregulate, pulsații, trepidație aerodianmică
Intrarea unei aeronave în vârtejurile aerodinamice în partea superioară, are ca rezultat
o acțiune mai puțin intensă decât atunci cân d intrarea are loc în partea lor inferioară. La
intrarea în sistemul de vârtejuri dintr -o parte la o distanță de 100 – 200 m de locul de formare,
are loc aruncarea aeronavei din zona turbulentă în partea opusă.
Acțiunea sitemului de vârtejuri asupra unei aeronave, depinde de caracterul manevrei
și factorul normal de sarcină. Cu cât este mai mare acest factor normal de sarcină în manevră,
cu atât mai brusc are loc modificarea regimului de zbor. Intrarea unei aeronave într -un sitem

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
25
de vârtejuri aerodinamice la o distanță nu prea mare de locul unde s -au format, cu un factor de
sarcină normal apropiat de valoarea maximă, reprezină o situație periculoasă, întrucât se poate
depăși valoarea maximă admisă, fapt ce conduce la angajarea aeronavei.
La intrarea în sis temul de vârtejuri pe timpul executării unui viraj, aruncarea poate fi
însoțită de un salt cu întoarcerea aeronavei pe spate. Pararea aruncării din sistem sau
menținerea aeronavei în interiorul acestuia este imposibolă. În figura 2.6 se arată înregistrarea
pe film de pe SARPP -12 a unui balans longitudinal datorită acținuii incorecte a pilotului la
intrarea într -un sistem de vârtejuri aerodinamice libere.

Fig.2.6 Acțiunea incorectă de pilotaj în cazul intrării într -un sistem de vârtejuri libere

Situați a de balans longitudinal apare la intersectarea în unghi drept a vârtejurilor
aerodinamice libere, fapt care duce la oscilații ale factorului normal de sarcină.
În figura 2.7 se redă acținea corectă a uni pilot la ajungerea în zona sistemului de vârtejuri
aerodinamice libere.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
26

Fig.2.7 Acțiunea corectă de pilotaj în cazul intrării într -un sistem de vârtejuri libere

Din film se remarcă faptul că, pilotul nu a încercat parerea acțiunii vârtejurilor asupra
aeronavei. În genaral acținile pilotului la apariți a balansului longitudinal, constau în fixarea
manșei aproape de poziția neutră, reducerea vitezei și așteptarea încetării balansului
longitudinal.

3.1.2 Autocabrajul (fenomenul CNIS)

Denumim fenomen CNIS, autocabrajul aeronavei datorită creșterii necoma ndate a
incidenței și suprasarcinii de zbor, ca urmare a instabilității la incidență și suprasarcină.
Instabilitatea longitudinală în raport cu unghiul de incidență – denumită, în mod
obișnuit, autocabraj – se poate produce la unele avioane de viteză mare în domeniul vitezelor
transonice, subsonice mari, sau pe timpul frânării vitezei de la supersonic la subsonic; totuși,
cel mai adesea, autocabrajul are loc în zborurile cu unghiuri mari de incidență.

Fig.2.8 Dependența coeficientului momentului de tan gaj funcție de unghiul de incidență
Curba a unui avion predispus la autocabraj are aspectul reprezentat în figura 2.8.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
27
Atât timp cât panta curbei este negativă,
,avionul este static stabil
longitudinal, ce ea ce implică și o stabilitate dinamică în raport cu unghiul de incidență. La
incidențe mari însă, în vecinătatea incidențelor critice, panta curbei își schimbă semnul,
, și avionul devine instabil. Dacă nu se iau măsuri de corecție, incidența creș te până când
apar desprinderile curentului pe aripă, sau pe alte părți ale avionului. Aceasta se întâmplă, de
regulă, atât de repede încât pilotul (uman) nu este în măsură să intervină prin comenzi eficace
și sigure.
Avioanele cele mai expuse autocabrajul ui la incidențe mari sunt cele care au
ampenajul orizontal dispus sus, în partea superioară ampenajului vertical. În acest caz,
datorită deflecției mari a curentului în dreptul ampenajului orizontal, rezistența la înaintare a
acestuia devine însemnată în r aport cu portanța și, în consecință, momentul de tangaj al
ampenajului orizontal față de centrul de greutate al avionului poate deveni destabilizator.
Stabilitatea, respectiv instabilitatea unei aeronave se poate studia din două puncte de vedere:
din punct de vedere al suprasarcinii și din punct de vedere al vitezei.

2.1.2.1 Instabilitatea la suprasarcină

Stabilitatea la suprasarcină, caracterizează posibilitățile aeronavei, ca în mod
independent să mențină suprasarcina regimului inițial de zbor, odată c u încetarea acțiunii
factorilor perturbatori.
Pentru ca o aeronavă să fie stabilă la suprasarcină, trebuie neapărat ca centrul de
greutate să fie situat în fața focarului aerodinamic. De menționat este faptul că suprasarcina
unei aeronave se modifică în f uncție de deplasarea centrului de greutate și a focarului
aerodinamic. Schimbarea poziției centrului de greutate în timpul zborului este determinată de
consumul combustibilului, lansarea munițiilor și acroșajelor, iar schimbarea poziției focarului
aerodina mic depinde de numărul Mach de zbor, unghiul de incidență, și într -un grad oarecare
și de distribuirea presiunii dinamice. La aeronavele cu geometrie variabilă, pozițiile centrului
de greutate și a focarului aerodinamic, depind și de unghiul de săgeată al aripii.
În continuare se propune analiza fenomenului CNIS prin intermediul reprezentării
grafice a funcției (figura 2.9), unde reprezintă unghiul de bracaj al
profundorului, iar α, unghiul de incidență.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
28

Fig.2.9 Graficul funcție i

În limitele incidențelor respectiv a unghiurilor de bracare a profundorului
, aeronava prezintă stabilitate la suprasarcină, dependența fiind liniară. În limitele
, unghiurile de bracare ale pro fundorului nu mai respectă legea liniarității, efortul
depus de pilot la manșă diminuându -se. La incidența , aeronava devine neutră la
suprasarcină, ca apoi în limitele să devină instabilă. Acest domeniu de instabilitate
generează fe nomenul CNIS, respectiv autocabrajul. La incidențe , aeronava devine
din nou stabilă la suprasarcină. Comportarea aeronavei pe timpul apariției și dezvoltării
fenomenului CNIS, depinde de soluția constructivă a aeronavei, regimul de zbor, și acți unile
pilotului. În mod obișnuit, acest fenomen poate fi parat foarte ușor, prin micșorarea înclinării
manșei către înapoi. Dacă nu se iau măsuri cuvenite la apariția fenomenului CNIS,
suprasarcina poate sa crească rapid la valori foarte mari. În figura 2.10, se arată variația
factorului de sarcină (n) pe timpul fenomenului CNIS, în cazul în care profundorul are un
unghi de bracare constant.

Fig.2.10 Variația factorului normal de sarcină

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
29
Se remarcă faptul că factorul normal de sarcină depășește valoare a 10, fapt nepermis
pentru majoritatea aeronavelor, întrucât asemenea valori conduc la angajare.
În continuare se prezintă influența vitezei de bracare a profundorului asupra incidenței
de zbor. La bracarea profundorului cu valoarea , în procesul trecerii de la
incidența la , are loc o depășire cu valoarea (vezi figura 2.11).

Fig.2.11 Fenomenul CNIS

Dacă depășirea (vezi figura 2.9), atunci aeronava va ieși la noua incidență
. Dacă însă atunci aeronava va fi afectată de producerea fenomenului CNIS.
Dar, depășirea nu depinde numai de valoarea unghiului de bracare a profundorului, ci și
de viteza de bracare a acestuia: ̇
, astfel pentru fiecare unghi de bracare al
profundorului, îi corespunde o viteză de mișcare a manșei la care aeronava poate intra în
domeniul afectat de fenomenul CNIS. Cu cât viteza de acționare a manșei este mai mare, cu
atât la un unghi mai mic de bracare al profundorului, aeronava trece în dome niul CNIS.
În concluzie zborul la incidențe și suprasarcini mari poate conduce la angajarea
aeronavei și depășirea valorii maxime a factorului normal de sarcină prevăzută în
instrucțiunile de exploatare proprii fiecărei aeronave.
Semnalmentele care indic ă pilotului apropierea de domeniul CNIS sunt următoarele:
micșorarea eficacității eleroanelor, micșorarea stabilității de direcție, micșorarea stabilității
longitudinale și oscilații în înclinare.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
30
2.1.2.2 Instabilitatea la viteză

Prin stabilitate la vit eză, înțelegem capacitatea aeronavei, ca fără intervenția pilotului,
după ce asupra sa a acționat un factor perturbator, aceasta să -și păstreze viteza inițială a
regimului de zbor.
Dacă mărirea vitezei cu o valoare este însoțită de o creștere a portan ței cu valoarea
, iar micșorarea vitezei cu micșorarea portanței atunci curbarea traiectoriei mișcării va
favoriza revenirea aeronavei la viteza inițială ca urmare a transformării energiei cinetice în
energie potențială și invers. În acest fel, condiția matematică a stabilității la viteză, poate fi
scrisă sub forma:

Spre deosebire de inst abilitatea la suprasarcină, o instabilitate nu prea mare la viteză,
atrage după sine o serie de particularități în comanda longitudinală, care nu creează mari
dificultăți pe timpul accelerațiilor și decelerațiilor rectilinii orizontale. Dificultățile pot s ă
apară la executerea unor manevre energice la viteze supersonice cu decelerare până la viteze
subsonice, care uneori duc la mărirea spontană a suprasarcinii, deci la apariția fenomenului
CNIS produs de viteză.

2.1.3 Antrenarea în picaj

Fenomenul de ant renare în picaj se manifestă prin micșorarea spontană a factorului
normal de sarcină în timpul executării unor manevre descendente, fapt care are ca urmare
apariția unui moment de picaj destabilizator, în situația în care pilotul menține manșa în
poziție f ixă.
Fenomenul apare, în general, în zborurile cu unghiuri mici de incidență (apropiate de
zero) în domeniul vitezelor subsonice mari sau chiar transonice, la aeronavele care prezintă
instabilitate la suprasarcină .
Apariția instabilității la suprasarcin ă la incidențe apropia te de zero sau chiar ușor
negative, poate fi datorată scurgerii turbulente ale fileurilor de aer pe ampenajul orizontal, și
redistribuirii încarcării aerodinamice pe aripă, mai ales pe seama unor defecte constructive.
Asupra desprind erilor curentului de pe ampenajul orizontal poate influența în mare măsură
sistemul de mecanizare al aripii (poziția flapsului, eleroanelor, voleților), în situația în care

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
31
pilotul îl folosește în mod neadecvat. În această situație, cu toate că incidențele sunt mici,
deflecția puterni că a curentului de aer, condiționează desprinderile de pe ampenaj.
Fenomenul de antrenare în picaj mai poate să apră și în timpul execu tarii manevrelor
descendente cu viteză indicată mare și apropiată de cele transonice, mot orul funcționând în
regim maximal sau de forțaj.
O altă manifestare a fenomenului de antrenare în picaj este tendința aeronavei de a -și
mări viteza de zbor. D a c ă pilotul v a acționa pentru reducerea acesteia deplasând manșa spre
înapoi mai mult decât este necesar, va reduce la minim re gimul de funcționare al motorului și
va scoate frînele aerodinamice, atunci viteza de zbor va scădea foarte repede și va apare în
mod ne așteptat fenomenul CNIS.
In domeniul acestor viteze, stabilizatorul fiind eficace fenom enul antrenării în picaj
poate fi evitat prin menținerea factorului normal de sarcină la valori ridicate, fără depășirea
celor admise.

2.2 Instabilitea de ruliu

În general asupra stabilității de ruliu are influență unghiul diedru al aripii, interferența
aripă -fuselaj, sageata aripii, precum și ampenajul vertical.
Condiția de stabilitate statică de ruliu se asigură printr -un efect de didru negativ,

În intervalul incidențelor mici de zbor, efectul de diedru scade lent și liniar cu
creșterea incidenței, dar la incidențe mari are loc o variație bruscă, destabilizatoare (pozitivă),
a efectului de diedru, mai accentuată la avioanele cu aripa în sageată .
Acestă variație este determinată, printre altele, de locul de începere a desprinderilor
curentului pe aripă. La aripa dreaptă, cu trapezoidalitatea mică, desprinderile încep la
încastrarea aripii cu fuselajul, în timp ce la aripa în săgeată, desprinderile încep la extremități.
În consecință, pierderea stabilității de ruliu se produce mai repede l a avioanele cu aripă în
săgeată.
În figura 2.12 este ilustrată acestă dependență a efectului de diedru, de unghiul de
incidență.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
32

Fig.2.12 Dependența unghiului diedru de unghiul de incidență

Pierderea stabilității de ruliu, care se poate produce la incidențe mari, este extrem de
periculoasă în zborurile din apropierea solului (la decolare și aterizare), dar și în orice situație
deoarece poate conduce la introducerea avionului în vrie, evoluție analizată în capitolul
următor.
Avioanele rapide actuale aunt prevăzute cu stabilizatori automați de girație și de înclinare.

2.3 Instabilitatea de direcție

Asigurarea unei stabilități statice de direcție nu a constituit o problemă critică de
proiectare atât timp cât vitezele de zbor ale avioanelor erau moder ate, subsonice sau
supersonice mici. Simpla prevedere a unui ampenaj vertical de suprafață nu prea mare, dispus
în spatele centrului de greutate al avionului, realize condiția de stabilitate statică de direcție,

, pentru întreaga gamă a v itezelor de zbor. La avioanele supersonic însă, odatî cu
creșterea vitezei de zbor, au început să se semnaleze unele derapaje importante care, în unele
cazuri, au dezvoltat mișcări laterale instabile.
Fenomenul se explică prin pierderea stabilității de di recție care poate avea loc la viteze
supersonic mari ca urmare a reducerii momentului stabilizator al ampenajului vertical în
raport cu momentul destabilizator al fuselajului sau al altor careen alungite exterioare ale
avionului. Această tendință este mai pregnant la avioanele cu fuselajele de alungire mare.
Luând în considerare contribuția ampenajului vertical la stabilitatea de girație,
coeficientul stabilității de girație este dat de o relație de forma:

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
33
(
)

(
)
Aportul fuselajului este destabilizator, iar coeficientul adimensional este dat de relația:
(
)

În concluzie coeficientul stabilității de girație va fi dat de relația:

(
)
(
)

Respectiv:

[ (
) ]
În care s -a notat cu:
S – suprafața portantă a aripii
b – anvergura aripii
– suprafața ampenajului vertical
– distanța de la centrul de greutate al aeronavei la punctul de aplicație al forței portante a
ampenajului vertical
– deflecția laterală a curentului de aer
Q – volumul fuselajului
K – coeficientul de corecție
– panta coeficientului forței portante a ampenajului vertical
Din relația (3.5) rezultă că pentru a se asigura stabilitatea de girație a unei aeronave,
aria ampenajului vertical trebuie să satisfacă condiția:

(
)
Coeficientul stabilității de girație es te pozitiv atât timp cât contribuția ampenajului
vertical, (
)
este mai mare în modul decât contribuția fuselajului, (
)
. Odată cu
creșterea vitezei de zbor,
, scade și ca urmare sc ade și , putând să devină chiar
negativ.
Un aspect tipic de variație a coeficientului de stabilitate statică de giruetă cu numărul
Mach este reprezentat în figura 2.13.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
34

Fig.2.13 Variația coeficientului de stabilitate statică de girație cu n umărul Mach

Reducerea stabilității de direcție este un fenomen caracteristic și zborului la incidențe
mari, întrucât coeficientul de stabilitate statică de girație scade cu creșterea unghiului de
incidență . Fenomenul este mai accentuat la avioanele cu aripa dispusă sus, deoarece
desprinderile de la bordul de fugă al aripii afectează în mai mare măsură curgerile pe
ampenajul vertical, asfel afectând aerodinamica principalului organ de stabilitate laterală a
avionului.

3. Analiza regimurilor critice spe cifice aeronavelor militare

În zbor, aeronava poate fi supusă unor situații excepționale apărute în dinamica și
manevrabilitatea acesteia, cauzate de diferiți factori. Acești factori pot fi de natură
meteorologică (turbulențele atmosferice, rafalele, cur enții forfecari, givrajul, etc.), de natură
tehnică (cedarea unei suprafețe de comandă, ruperea unui cablu de legatură, defectarea
instalațiilor de combustibil, de ungere a motorului, hidraulică, pompajul motorului, etc.), sau
de natură umană (eroare în te hnica de pilotaj sau lipsa de precizie a pilotării în zona
incidențelor critice, nepregătirea corespunzătoare a aeronavei la sol de către tehnic ceea ce
duce la o defecțiune tehnică în zbor).
Toți acești factori pot conduce aeronava într -un zbor necontrol at, manifestat prin
incidențe critice sau supracritice, modificări rapide ale vitezei de zbor în domeniul transonic,
mărirea însemnată a vitezei unghiulare, precum și schimbări bruște de sens și intensitate ale
forțelor și momentelor aerodinmice.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
35
În scopu l readucerii aeronavei la situația normală de zbor, pilotul trebuie să adopte
metode specifice de tratare a fiecărei situații critice apărute în zbor. Pilotul trebuie să acorde o
atenție însemnată acestor situații, să le aprecieze corect, astfel să poată l ua decizia necesară
pentru darea comenzilor precis și oportun, să anuleze situația apărută.
În acest subcapitol se prezintă particularitățile zborului avionului, sub aspectul
stabilității și controlului, în cateva din aceste regimuri critice de zbor, prec um și metode de
readucere a aeronavei la situația de zbor normală.

3.1 Angajarea

Esența fizică a angajării constă în desprinderea fileurilor de aer de pe profilul aripii.
Aceste desprinderi pot avea loc fie datorită vitezei foarte mici de zbor, fie mări rii bruște a
unghiului de incidență. Domeniul desprinderii fileurilor de aer, se marește odată cu incidența
de zbor. În funcție de zona și marimea suprafeței extradosului, ocupată de acest domeniu, se
deosebesc următoarele tipuri de desprinderi:
a. Desprinder e inițială
b. Desprindere parțială
c. Desprindere considerabilă
d. Desprindere totală
Zona desprinderilor inițiale, ocupă o parte mică din suprafața extradosului aripii,
influențând în mică măsură stabilitatea curgerii fileurilor de aer, precum și comportarea
aeronavei în zbor. Aceste desprideri , în principal depind de forma în plan a aripii.(figura 3.1 )

Fig.3.1 Zona desprinderilor inițiale pe suprafața aripii

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
36

Domeniul desprinderilor parțiale, de obicei ocupă jumătate din suprafața extradosului
aripii, fapt ce are ca urmare o redistribuire a presiunilor pe aripă, ceea ce duce la apariția unor
momente aerodinamice destabilizatoare. Acest gen de desprinderi are o influență insemnată
asupra stabilității și controlului aeronavei.
Domeniul desprinderilor conside rabile, ocupă mai mult de jumătate din suprafața
extradosului aripii, afectând întreaga suprafață a aripii, manifestându -se prin comportări
periculoase ale dinamicii aeronavei. Acest gen de desprinderi este propriu regimului de
angajare.
Regimul de angaja re se manifestă în general prin următoarele anomalii:
– la incidențe , dependența coeficientului de portanță funcție de incidență
( ) este una neliniară
– eficacitatea eleroanelor este diminuată sau chiar pierdută complet.
– odată cu crește rea incidenței, este afectată stabilitatea statică longitudinală, precum și
eficacitatea ampenajului orizontal
– apar trepidaje, balansări de pe un plan pe altul, și smucituri în comenzile acționate de
către pilot.
Apariția și dezvoltarea acestor mișcări ne comandate față de regimul inițial de zbor,
impun adoptarea de către pilot a unor procedee specifice în tehnica de pilotaj, pentru aducerea
aeronavei la incidențe mai mici decât cele critice.
În principiu, caracteristicile principale ale angajării sunt dete rminate de:
– Incidența de angajare
– Caracterul miscării la începutul angajării
– Vitezele și accelerațiile unghiulare
– Viteza verticală de coborâre a aeronavei
În mod practic, desprinderea fileurilor de aer de pe aripă, are loc asimetric, fapt ce
conduce la ap ariția momentelor aerodinamice de ruliu și de girație, accelerându -se astfel
procesul de angajare.
Cauzele desprinderilor asimetrice constau în: asimerie geometrică, rigiditatea
construcției planurilor, prezența glisării sau a mișcării laterale în momentu l angajării, iar la
avioanele cu elice, momentul giroscopic al elicei.
În general asupra caracterului angajării pot influnța factori constructiv -aerodinamici (forma în
plan a aripii, poziția reciprocă a sistemului aripă -ampenaj orizontal, asimetrie geometr ică,

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
37
configurația de zbor a aeronavei), particularitățile regimului ințial de zbor (viteză, înălțime,
suprasarcini, mișcare de rotație, regimul motorului), situația meteorologică, precum și erorile
în tehnica de pilotaj.
Din studiul literaturii de special itate, se poate spune despre o aeronavă că are bune
caracteristici de angajare dacă:
– La angajare se lasă de bot în jos, fară înclinare sau o înclinare foarte mică
– Păstrează o rezervă suficientă a controlului și stabilității imediat după angajare
– Înaintea m omentului de angajare dă semne de avertizare prin trepidații și scuturături
ale comenzilor.
– Ca urmare a utilizării unui algoritm simplu de pilotare, iese în mod sigur din acest
regim, fără pierdere însemnată de înălțime, sau depășirea vitezei maxime admise .
În principiu, angajarea unei aeronave se poate produce:
– Din zbor orizontal datorită pierderii de viteză
– Din zbor pe panta de aterizare datorită reducerii turajului motorului sub limitele
admise în evoluție, sau escamotării flapsului
– Din diferite figuri acrobatice datorită scăderii vitezei sub limita admisă pentru evoluția
respectivă
Angajarea reprezintă o situație critică de zbor, în general, caracterul acesteia
depinzând de poziția suprafețelor de comandă ala aeronavei în momentul apropierii de
inciden ța critică.

3.1.1 Angajarea din zbor orizontal

Zborul orizontal este caracterizat de două regimuri de zbor, și anume:
– Regimul unu de zbor , cărui îi sunt caracteristici viteze cuprinse între cea optimă și
cea maximă, valoarea unghiul de incidență între cea optimă și maximă, iar factorul
normal de sarcină nu depășește valoarea maximă. Aeronava aflată în acest regim de
zbor, este stabilă în raport cu vitaza.
– Regimul doi de zbor , este caracterizat de o viteză mai mică, cuprinsă între cea de
angajare și cea optimă, unghiul de incidență are valori mai mari, peste optim , aproape
de cele critice. În acest regim, aeronava prezintă instabilitate în raport cu viteza de
zbor.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
38
Definim regimul trei de zbor , ca fiind regimul ale cărui caracteristi ci sunt: viteza
mai mică decât cea de angajare, unghiul de incidență peste cel critic, iar factorul normal de
sarcină variabil. Mișcarea aeronavei în acest regim este instabilă, spațială, și greu de controlat.
Angajarea aeronavei din zbor orizontal se pro duce la viteze minime de zbor, la care
valoarea factorului normal de sarcină este aproximativ unitară. O situație „convenabilă”
pilotului de angajare, este aceea când aceasta se produce în planul de simetrie longirudinală a
aeronavei, mișcarea acesteia asi gurând în mod natural ieșirea din această manevră la unghiuri
subcritice. Acest lucru se datorează creșterii vitezei, fapt ce conduce la micșorarea
unghiului de incidență, aducănd aeronava în domeniul vitezelor corespunzătoare regimului
unu de zbor, asigu rându -se astfel posibilitatea evoluției libere și controlate a aeronavei în
spațiul aerian.
Fie o aeronavă angajată din zbor orizontal, în planul de simetrie longitudinală, la
înălțimea , și viteza .
În figura 3.2 se prezintă dou ă cazuri ale acestei manevre: primul cănd aeronava își
continuă angajarea la un unghi de picaj de 90˚ față de orizontală, iar al doilea când aeronava
are un unghi de picaj mai mic de 90˚.
În prima situație, admițând că înălțimea este suficient de mare, ie șirea din picajul pe
verticală se face pe o traiectorie curbilinie. Trebuie acordată o atenție mărită valorii factorului
normal de sarcină.

Fig.3.2 Angajarea din zbor orizontal

Aceasta nu trebuie sa fi mare, deoarece ar putea conduce la angajarea aero navei, însă
cu alte caracteristici față de prima angajare. Scoaterea aeronavei de sub această evoluție, are

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
39
loc la viteze corespunzătoare regimului de zbor, urmărindu -se ajungerea certă în domeniul
de viteze , în care nu mai sunt îndeplinite c ondițiile necesare angajării. În figura 3.3 sunt
prezentate două procedee de scoatere a aeronavei din angajare.

Fig.3.3 Procedee de scoatere a aeronavei din angajare

În situația când unghiul de picaj este mai mic de 90˚, situație întâlnită mai des pe
timpul executării zborurilor de instrucție când aeronavele destinate a fi ținte zboară la înălțimi
mari și la viteze indicate mai mici decât vitezele de evoluție, scoaterea din angajare se face
prin menținerea unghiului de picaj, până când viteza indicată este aproape de cea optimă, apoi
scoaterea aeronavei la orizontală cu o viteză mai mare decât cea optimă, aceasta asigurându -i
o evoluție exclusă de angajare.

3.1.2 Angajarea pe plan

Angajarea pe plan apare de obicei la frânarea în zbor orizontal și rec tiliniu, cu
înclinarea aeronavei pe planul pe care au apărut desprinderile.
Să presupunem că desprinderile fileurilor de aer au apărul mai întâi pe planul drept al
aripii. Ca urmare, portanța pe acest plans se va micșora, și va apare în mod natural un mom ent
de ruliu, care va înclina aeronva spre stânga. Această înclinare va atrage după sine o glisare a
aeronavei pe parte palnului înclinat figura 3.4.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
40

Fig. 3.4 Angajarea pe plan

Ca urmare a acestei glisări, fileurile de aer de pe planul coborât, încep să aibe o
curgere laminară, însă pe planul ridicat apar desprinderi, fapt ce conduce la apariția aceluiași
fenomen incipient, și anume de a micșora portanța pe acest plan, apariția unui moment de
ruliu, care imprimă aeronavei o mișcare inversă.
Dacă în ac est proces, stabilitatea aeronavei la suprasarcină se păstrează, înclinarea de
pe un plan pe altul va fi însoțită de coborârea botului, situație în care, dacă direcția este în
poziție neutră, aeronava nu va intra în vrie. Dacă stabilitatea la suprasarcină se micșorează,
apare un moment de cabraj, ce conduce la mărirea unghiului de incidență și a suprasarcinii,
deci dezvoltarea desprinderilor fileurilor de aer, și chiar intrarea avionului în vrie.
Acest fenomen este foarte periculos dacă apare în procesul e xecutării manevrelor
aeriene.

3.2 Autorotația

Multe evoluții, și nu numai cele acrobatice, conțin și rotații în jurul axei longitudinale
prin care asieta laterală a avionului variază cu valori de la cateva grade (viraje cu factor de
sarcină redus) până la serii de rotații complete (tonouri). Odată atinsă variația de asietă dorită,
rotația este oprită prin aducerea în poziție neutră a comenzii laterale (sau în poziție
corespunzătoare regimului staționar în viraj); de fapt, frânarea rotației începe înainte de

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
41
atingerea asietei urmărite, adesea printr -o comndă impuls în sens invers. În unele situații însă
anularea comenzii nu conduce la oprirea rotației, aceasta continuând ca o mișcare întreținută
sau chiar amplificată. Aceste fenomene, considerate ca fiind patologice, sunt desemnate prin
denumirea generică de autorotație.
Autorotația avionului este determinată de pierderea stabilității laterale, în primul rând
a celei de ruliu; ea este însoțită și de pierderea stabilității longitudinale. Acest fenomen este
direct influențat de mărimea și semnul inițial al unghiurilor de incidență și glisadă, de gradul
stabilității statice transversale și de dependența acestuia de incidență, de mărimea disponibilă
a momentulul transversal creat de eleroane, și nu în cele din urmă de mărimea absolută a
diferenței dintre cele două viteze critice de rotație în jurul axei longitudinale a aeronavei
(viteze care depind de unghiurile de incidență și de derapaj ale aeronavei). Mărimea acestor
viteze unghiulare critice de ruliu poate fi determinată cu ajutorul următoarelor relații:
√

√

Unde:
A, B, C – momentele de inerție ale aeronavei
, – coeficienții stabilităților longitudinală și de direcție
CMA, b – coarda med ie aerodinamică respectiv anvergura aripii
O influență însemnată asupra caracteristicii de autorotație o are unghiul de derapare β.
Astfel se constată că derapajul pozitiv (în sensul semiaripii care coboară – derapaj interior)
reduce zona de autorotație, micșorând atât vitezele de autorotație, cât și intervalul de incidență
în care are loc autorotația. Acest fapt se datorează efectului de diedru, care, fiind de regulă
negativ, , la orice derapaj pozitiv apare un moment de ruliu negativ, deci de amortizare.
Invers, deraparea negativă (exterioară) mărește zona de autorotație tot prin efectul de diedru.
În figura 3.5 este ilustrată dependența vitezei unghiulare de rotație față de unghiul de
incidență, în funcție de valoarea unghiului de derapaj β.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
42

Fig.3.5 Influența unghiului de derapaj asupra autorotației

Aceste cauze pot fi împărțite în două categorii principale: una legată de incidențe mari,
mai precis de variația portanței aripii după depășirea valorii maxime, iar cealaltă de viteze de
ruliu mari, care pot conduce la efecte de cuplaj inerțial și/sau aerodinamic critice.
Prima categorie de autorotație este critică pentru avioanele cu elice, mai ales pentru cele cu
motor cu piston, cea de a doua pentru avioanele zvelte masic și aerodinamic, tip ice deci
pentru avioanele de mare viteză, în particular cele de luptă.
Semnalmentele caracteristice intrării unei aeronave în mișcarea de rotație aeroinerțială
sunt:
 Mărirea bruscă a glisării și a suprasarcinii laterale
 Creșterea energică a suprasarcinii normale, în neconcordanță cu unghiul de bracare al
profundorului
 Modificarea neașteptată a vitezei unghiulare de rotație la un bracaj constant al
eleroanelor.
Probabilitatea manifestării periculoase asupra aeronavei a mișcării de rotație
aeroinerțială în timpul executării unor manevre spațiale complexe se mărește:
În regim subsonic:
 Cu micșorarea primei viteze unghiulare critice de rotație
 Cu mărirea cele de a doua viteze unghiulare critice de rotație
 Cu prelungirea timpului de rotație
 Odată cu mărirea mom entului disponibil de înclinare dat de eleroane
 Cu mărirea absolută a coeficientului stabilității statice transversale
În regim supersonic:
 Cu mărirea primei viteze unghiulare critice de rotație
 Cu micșorarea celei de a doua viteze unghiulare critice de ro tație

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
43
 Cu prelungirea timpului de rotație
 Odată cu mărirea momentului disponibil de înclinare dat de eleroane
 Cu mărirea absolută a coeficientului stabilității statice longitudinale
 Cu micșorarea coeficientului stabilității statice transversale
Ajungerea n epremeditată a unei aeronave într -un asemenea regim de zbor, poate fi
urmarea executării unor manevre incorecte legate de rotația energică a acesteia în raport cu
axa longitudinală la incidențe inițiale mici și negative; deplasării bruște a manșei în tanga j
după înclinarea aeronavei lateral, în scopul menținerii valorii inițiale a suprasarcinii normale;
bracării concomitente a eleroanelor și direcției în mod obișnuit împotriva rotației aeronavei.
Dacă o aeronavă a intrat în mișcarea de rotație aeroinerțial ă, pilotul trebuie să execute
o serie de manevre pentru a readuce aeronava la regimul de zbor inițial. Pentru o aeronavă de
luptă modernă, se procedează astfel:
 Se aduc energic comenzile la neutru
 Se decupleză pilotul automat
 În funcție de intensitatea miș cării de rotație aeroinerțială, se oprește motorul sau se
reduce regimul de funcționare al acestuia
 La încetarea mișcării de rotație se dau comenzi pentru aducerea aeronavei în zbor
orizontal, evitându -se seprasarcinile mari
 Se pornește motorul, sau se măr ește regimul de funcționare a acestuia pentru
asigurarea zborului în condițiile date
 Se cuplează pilotul automat
 Se întrerupe misiunea de zbor
3.3 Vria

Vria este o evoluție spațială extrem de complexă, care implică rotații ale avionului în
jurul celor tr ei axe ale sale, centrul său de greutate descriind o spirală descendentă, unghiul de
incidență, α, având valori mari, cuprinse între 300 și 800 și de cele mai multe ori existând și
derapări. Această evoluție, având la bază fenomenul de autorotație pe care îl vom descrie
ulterior, poate fi inițiată atât deliberat, prin comenzi, cât și involuntar prin pilotarea greșită a
avionului în domeniul incidențelor mari sau sub acțiunea unor perturbații exterioare. În
ambele cazuri, avionul este adus în domeniul incide nțelor critice și supracritice și, ca urmare a
pierderii stabilității laterale și longitudinale, se angajează pe o semiaripă sau pe alta, în sensul
dorit sau într -un sens determinat fie de o tendință proprie avionului – moment giroscopic,

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
44
asimetrii masice sau aerodinamice etc., fie de situația respectivă de zbor – sensul perturbației,
al derapajului, etc.
Nu orice cădere a avionului pe o semiaripă, ca urmare a pierderii stabilității înseamnă
angajarea în vrie. Unele avioane nu au deloc tendința de a intra în autorotație, mișcarea lor
ulterioară transformându -se într -un picaj abrupt, iar altele prin comenzi energice adecvate
sunt redresate tot printr -un picaj. Firește, în aceste cazuri trebuie avută în vedere pierderea de
înălțime în timpul evoluției de redr esare – picaj plus resursă.
Schematizând fenomenul, se poate considera că un avion care zboară orizontal, în momentul
angajării în vrie descrie o curbă care amintește de traiectoria unui corp în cădere liberă, care
are o viteză orizontală inițială.
Așadar , traiectoria unui avion care a început să se angajeze în vrie se poate aproxima
inițial cu o parabolă iar mai apoi se apropie de o dreaptă verticală. Cu cât este mai mare viteza
de zbor la care începe evoluția, cu atât va fi mai mare intervalul de timp și cu atât avionul va
pierde mai mult înălțime până când traiectoria avionului se va apropia de sensul vertical.
Referindu -ne la angajarea în vrie, în faza inițială au loc variații importante ale
parametrilor cinematici -viteze unghiulare, viteza centrului de greutate, înclinarea axei spiralei,
unghiul de incidență, etc. Aceasta este așa numita vrie incipientă nestabilizată. În funcție de
particularitățile avionului, această fază durează câteva ture – unul sau două – după care vria se
stabilizează, axa elice i descrisă de centrul de greutate devine verticală, ceilalți parametri devin
aproximativ constanți; aceasta este vria permanentă. Se mai întâlnește la unele avioane și în
anumite situații vria oscilantă, în care anumiți parametri cinematici, mai ales vitez e
unghiulare, au o variație cvasiperiodică.
În analiza teoretică a vriei, mișcarea complexă a unui avion real se înlocuiește printr -o
schemă simplificată la care mișcarea avionului pe spirală se consideră stabilizată, uniformă și
producându -se în jurul un ei axe verticale. Avioanele cu reacție se angajează, însă, în vrie la
viteze relativ mari și după angajarea în vrie continuă un timp îndelungat să se miște în direcția
inițială. Viteza orizontală, care se amortizează lent, mărește atât porțiunea parabolică de
angajare în vrie încât pilotul, de obicei, începe să scoată avionul din vrie înainte ca traiectoria
lui să se apropie de verticală și, deoarece coborârea rapidă a avionului nu permite o vrie de
mai lungă durată, în practică, piloții unor astfel de avio ane nu au de -a face, în general, cu
porțiuni de mișcare pe verticală.
Ținând cont de cele arătate mai sus, la analiza vriei avioanelor echipate cu motoare
turbo reactoare în afară de modelul teoretic al vriei pe verticală trebuie avut în vedere și
modelul simplificat de mișcare parabolică a avionului în faza inițială a vriei.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
45
Revenind la vria permanentă, trebuie menționat faptul că, la unul și același avion, în
funcție de poziția comenzilor, dar și de alți factori mai mult sau mai puțin controlabili, acea sta
are două forme, după atitudinea longitudinală a avionului față de verticală sau de mărimea
unghiului de incidență (pe care îl considerăm aproximativ egal cu unghiul dintre axa
longitudinală a avionului și verticală vria verticală (sau abruptă) când ung hiul de incidență α
este sub 45˚ și vria plată când α este mai mare de 45˚. După cum vom vedea ulterior, vria plată
este mai periculoasă, deoarece viteza de autorotație este mai mare și este mai stabilă și
implicit redresarea este mai dificilă.
De regulă , prima cauză a angajării în vrie, este pierderea portanței datorită rotirii
rapide în jurul axei longitudinale și are la bază fenomenul de autorotație, așa cum s -a
menționat la începutul acestui paragraf.
Din cauza unor unghiuri mari de incidență suprafe țele de comandă capătă proprietăți
neobișnuite, fapt ce a condus la studierea aprofundată a fenomenului de autorotație a aripii.

3.3.1 Tipuri de vrie

Toate vriile în funcție de poziția pilotului (cu capul în sus sau în jos față de sol) se
împart în norm ale și răsturnate. În vria normală pilotul se află cu capul în sus, iar în vria
răsturnată – cu capul în jos (avionul intră în vrie în poziția răsturnată “pe spate”). Vria
normală are loc la unghiuri de atac pozitive care depășesc valoarea critică, iar vri a răsturnată
la unghiuri negative.
În funcție de unghiul de înclinare a axelor longitudinale a avionului față de orizont,
adică în funcție de unghiul de tangaj există trei tipuri de vrie:
 vrie strânsă (cu pantă accentuată),
 vrie cu pantă lină,
 vrie plat ă.
La vria strânsă, valoarea absolută a unghiului de tangaj al avionului este mai mare de
50˚, adică unghiul | | ; la vria cu pantă lină | | și la vria plată | | .
În funcție de sensul de rotire al avionului există:
 vrie pe stânga
 vrie pe dreapta.
În vria pe stânga (normală și răsturnată), avionul are o rotire pe stânga, iar în vria pe
dreapta (normală și răsturnată) avionul are o rotire pe dreapta. Dacă este privit de sus un avion

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
46
intrat în vrie, atunci în vria normală pe dreapta și în vria răsturnată pe stânga, centrul de
greutate al avionului se va deplasa în sensul mersului acelor de ceasornic, iar în vria normală
pe stânga și răsturnată pe dreapta – în sensul invers mersului acelor de ceasornic.
Axa vriei este axa spiralei pe care se deplasează centrul de greutate al avionului intrat
în vrie, iar raza vriei este raza proiecției orizontale a acestei spirale.
În vrie există o glisadă interioară a avionului și alta exterioară. Se numește glisadă
interioară glisada la care fileurile de aer se scot pe avion din sensul planului interior, adică al
planului în sensul căruia are loc rotirea în vrie, iar glisada exterioară – glisada la care fileurile
de aer se scot pe avion din sensul planului exterior.
Pentru avioanele supersonice moderne ( spre deosebire de cele supersonice mai vechi și
cu atât mai mult de cele subsonice) este caracteristică o mare diversitate a regimurilor de vrie.
Aceasta se explică, în principal, prin influența particularităților constructiv –
aerodinamice, menționate mai sus ale acestor avioane. Chiar la unul și același avion
supersonic modern, caracteristicile vriei normale și a celei răsturnate pot fi substanțial
deosebite în funcție de condițiile inițiale de intrare în vrie (înălțime, centraj etc.), de durata
regimului, de poziția comenzilor, a eleroanelor în vrie etc. Acestor avioane, de regulă, le sunt
proprii oscilații mari în vrie și o neuniformitate considerabilă a mișcării.
Pilotul trebui să studieze și să cunoască bine principalele caracteristici ale fiecărui tip
de vrie. Aceasta îi dă posibilitatea ca în cazul intrării în vrie să determine rapid și precis tipul
vriei și să aleagă metoda corectă de ieșire a avionului din acest regim complicat și periculos.
La avioanele moderne există câteva tipuri de vrie apropia te prin caracteristicile lor
principale. Caracteristicile principale sunt considerate valorile și caracterul variației vitezelor
unghiulare și a suprasarcinilor în vrie, care determină condițiile de ieșire din acest regim,
adică valorile și succesiunea acț ionării comenzilor pentru scoaterea din vrie. Din această
categorie fac parte toate regimurile de vrie, pentru care trebuie să se folosească una și aceeași
metodă de pilotare pentru scoaterea avionului din acest regim.
Toate tipurile de vrie, normală și r ăsturnată la avioanele moderne, cu schema
obișnuită, se împart în vrii instabile și vrii stabile.
Deci tipurile de vrie sunt:
 vria normală instabilă (apare, de regulă, după angajarea de la înălțimi inițiale mari și
mai rar de la înălțimi medii. La un grad mare se stabilitate statică longitudinală, în
funcție de suprasarcina avionului și la tragerea incompletă a manșei, aceasta este
posibilă și la înălțimi mai mici) :
 vrie în salturi;

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
47
 vrie sub forma căderii unei frunze pe o traiectorie sub formă de spirală;
 vrie în procesul căreia se amplifică oscilațiile avionului;
 vrie în spirală progresivă;
 vria răsturnată instabilă (apare, de regulă, la angajarea avionului de la înălțimi mari în
zborul “pe spate” sau la o poziție apropiată de aceasta – angajarea la unghiu ri de atac
negative – precum și în cazul angajării necomandate a avionului la unghiuri negative
de atac care depășesc valoarea critică în vrie normală instabilă);
 vrie normală stabilă (vria, în procesul căreia avionul nu -și modifică sensul de rotire
nici d upă ambardare, nici după înclinare și când nu există întreruperea rotirii vizibilă
pentru pilot. Rotirea în astfel de regimuri, de regulă, este relativ intensă și stabilă,
adică sensul de rotire și valoarea medie a vitezelor unghiulare nu se modifică):
 vrie stabilă oscilantă;
 vrie stabilă uniformă.
 Vria răsturnată stabilă:
 vrie stabilă oscilantă;
 vrie stabilă uniformă.

3.3.2 Metode de scoatere a avionului din vrie
3.3.2.1 Metode de scoatere din vria normal ă

După cum s -a mai menționat, vria poate apărea n umai la unghiuri de atac care
depășesc valoarea critică. De aceea, pentru scoaterea avionului din vrie este necesar să se
micșoreze unghiul de atac, să se aducă valoarea acestuia la valorile unghiurilor de atac
practice la care autorotația încetează. Aceas tă soluție este însă și principala problemă privind
scoaterea avionului din vrie.
Pentru scoaterea avioanelor moderne din vrie normală există patru metode principale:
 metoda 1 – scoaterea din vrie prin stabilirea simultană a profundorului și direcției în
poziția neutră, în timp ce poziția eleroanelor este tot neutră;
 metoda 2 – scoaterea din vrie prin bracarea direcției în întregime în sens contrar vriei
cu stabilirea ulterioară (după 2 -4 secunde) a profundorului în poziție neutră în timp ce
poziția eleroa nelor este tot neutră;

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
48
 metoda 3 – scoaterea din vrie prin bracarea direcției, iar după 3 -6 secunde și a
profundorului în întregime în sens opus vriei, în timp ce eleroanele sunt în poziție
neutră;
 metoda 4 – scoaterea avionului prin metoda 3 dar, în acest caz, concomitent cu
bracarea direcției se brachează complet și eleroanele, în funcție de posibilități, pentru
scoatere (la avioanele supersonice bracarea eleroanelor pentru scoatere, de regulă,
corespunde bracării acestora pentru vrie).
Metodele menționat e mai sus sunt dispuse în ordinea creșterii eficacității acestora sau
“a forței lor” (creșterea momentelor aerodinamice create de către comenzi pentru scoaterea
avionului din vrie). De aceea cea mai puțin “forte” va fi metoda 1, iar cea mai “puternică” –
metoda 4.
Metoda 1 se recomandă a fi folosită pentru scoaterea avionului din vria normală
instabilă, metoda 2 – din vria normală oscilantă stabilă, metoda 3 – din vria normală stabilă
uniformă și, în sfârșit, metoda 4 – din vria normală stabilă intensă. Ac este metode permit
scoaterea foarte rapidă (cu o pierdere minimă de timp și înălțime pentru scoatere) și mai
sigură a avioanelor moderne din toate regimurile posibile de vrie normală.
Este interzis să se folosească doar metodele “forte” (3 și 4), cum se p ropune uneori în
mod eronat pentru simplificarea activității pilotului. Aceasta se explică astfel:
Pentru avioanele subsonice folosirea numai a metodelor cu eficacitate mare a fost mai utilă,
deoarece a existat pericolul “insuficienței” comenzilor la scoat erea din vrie. De aceea,
eficacitatea necesară comenzilor la avionul subsonic s -a determinat de regulă prin condițiile
de asigurare a securității scoaterii din vrie, adică de posibilitatea creări momentelor
aerodinamice suficiente pentru încetarea autorota ției. La avioanele supersonice, din contră,
există pericolul “transmiterii” comenzilor pentru scoatere, adică a unor momente
aerodinamice deosebit de mari. Posibilitatea manifestării acestui pericol este determinată
de faptul că eficacitatea necesară a co menzilor avionului supersonic se alege (spre deosebire
de avionul subsonic), pornind de la condițiile de asigurare a maniabilității la numere Mach
mari de zbor și de aceea pentru scoaterea din vrie eficacitatea este de regulă mai mult decât
suficientă. Bra carea excesivă a comenzilor poate înrăutăți considerabil caracteristicile de
ieșire din vrie (de exemplu crește foarte mult panta picajului după ieșirea din vrie și, deci,
pierderea înălțimii pentru scoatere etc. sau poate determina neieșirea avionului din vrie; la
trecerea acestuia din vrie normală în vrie răsturnată, din vrie pe dreapta în cea pe stânga etc.).
Prin aceasta se explică și necesitatea folosirii și a metodelor cu eficacitate “slabă” de scoatere
(metodele 1 și 2).

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
49

3.3.2.2 Metode de scoatere d in vria răsturnată

Pentru scoatere avionului moderne din vria răsturnată există trei metode principale:
 metoda 1 – scoaterea din vrie prin stabilirea simultană a profundorului și direcției în
poziția neutră, în timp ce poziția eleroanelor este tot neutră ;
 metoda 2 – scoaterea din vrie prin bracarea direcției în întregime în sens contrar vriei
cu stabilirea ulterioară (după 2 -4 secunde) a profundorului în poziție neutră în timp ce
poziția eleroanelor este tot neutră;
 metoda 3 – scoaterea din vrie prin brac area direcției, iar după 2 -4 secunde și a
profundorului în întregime în sens opus vriei, în timp ce eleroanele sunt în poziție
neutră.
Metoda 1 se recomandă să se folosească pentru scoaterea avionului din vria răsturnată
instabilă, metoda 2 – din vria ră sturnată stabilă oscilantă și metoda 3 – din vria răsturnată
stabilă uniformă.
La avioanele supersonice, de regulă, se folosește metoda 2, deoarece acestora le este
caracteristică vria răsturnată stabilă oscilantă. În general, avioanele intră mult mai rar în vria
răsturnată decât în vria normală.
Avioanele cu schemă obișnuită, de regulă, ies din vrie răsturnată mai ușor decât din
vrie normală. Aceasta se explică prin faptul că în acest regim (autorotație la unghiuri de atac
care depășesc valoarea critică negativă) este mai redusă intensitatea autorotației și mai eficace
direcția (aceasta se află practic în afara dârei de condensare de la aripă și stabilizator), scade
unghiul de săgeată eficace a ampenajului vertical și sunt mai mici valorile absolute medii ale
unghiurile de atac.

Cap.2 Studiul de caz : analiza evenimentelor grave de zbor cu aeronave
militare reactive dotate cu scaun de capapultare

În funcție de urmările produse asupa persoanelor aflate la bord sau la sol, precum și
asupra aeronavelor, even imentele de zbor se clasifică astfel :
– Premisă
– Incident
– Accident

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
50
– Catastrofă

Fig. Catalogarea evenimentelor de zbor
Premisa reprezintă evenimentul de aviație a cărui apariție periclitează securitatea zborului,
și astfel obligă echipajul și personalul de co nducere și dirijare de la sol să execute acțiuni
pentru rezolvarea situației în afara celor prevăzute în procedurile normale de operare, dar care
nu are urmări asupra personalului de la bord sau de la sol, sau asupra aeronavei.
Incidentul reprezintă evenim entul de aviație care are ca urmare avarierea aeronavei, astfel
încât aceasta poate fi reparată în unitate sau în stațiile specializate de mentenanță, sau rănirea
ușoară a personalului de la bord sau de la sol, precum și cumulul celor două situații de mai
sus.
Accidentul reprezintă evenimentul de aviație care are ca urmare distrugerea sau avarierea
aeroanavei, astfel încat este neeconomic ca aceasta să fie reparată. De asemenea rănirea gravă
a personalului de la bord sau de la sol cataloghează evenimentul d e aviație ca fiind accident.
Catastrofa reprezintă evenimentul de aviație în care s -a produs decesul a cel puțin o
persoană fie de la bordul aeronavei sau de la sol.
Pentru o înțelegere mai ușoară a evenimentelor de zbor, acestea au fost detaliate în figur a.

Analiza evenimentelor grave de zbor

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
51
Am studiat eventimentele grave de zbor din perioada 1952 -2014. Au fost analizate 225
evenimente grave de zbor 110 catastrofe și 115 accidente.

Au fost implicați 280 piloți și 235 aeronave. De menționat este faptul că aeronavele
cuprinse în analiză sunt doar cele în care a fost implicat în mod direct pilotul. În cele 110
catastrofe aeriene, pierzându -și viața 134 piloți.

Aeronavele implicate în studiu, în ordinea cronologică a intrării în serviul operațional
al Fo rțelor Aeriene Române, au fost : YAK -23, MiG -15 în cele 5 variante ( MiG -15, MiG -15
BIS, MiG -15 UTI de dublă comandă , S-102 și CS -102 de dublă comandă ), ultimele două fiind
de proveniență cehoslovacă, MiG -17 (PF și F), MiG -19 (P și PM), MiG -21 (F -13, U-400/600
varianta de dublă comandă a lui F -13, RFM, RFMM, C, US – varianta de dublă comandă a lui
RFMM, M, MF/MF -75, UM -varianta cu dublă comandă a lui MF, LanceR A – varianta aer –
sol, LanceR B – varianta de dublă comandă, LanceR C – varianta aer -aer ), L-29, IAR-93,
MiG -23 (MF, UB – variant de dublă comandă), L -39, IAR -99 (STD, ȘOIM), MiG -29 (A, UB –
variant de dublă comandă)

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
52

Din totalul de 1100 aeronave pe care le -a avut România în înzestrare, 235 au fost
distruse în evenimente grave de zbor. Cele 235 distr use sunt împărțite după cum urmează :
YaK -23 6,38%, MiG -15 34,46%, MiG -17 2,12 %, MiG -19 4,68%, MiG -21 36, 59%, L -29
2,97 %, IAR -93 4,68%, MiG -23 2,97 %, L -39 0,42%, IAR -99 3,4%, MiG -29 1,27%. Cele
mai mari pierderi le -a înregistrat MiG -ul 15 și MiG -ul 21, fiind distruse 81 respectiv 86 de
aeronave.
În ceea ce privește flota pe categorii de aeronave, România a pierdut în evenimente
grave de zbor un număr însemnat de aeronave.
Din totalul de 62 de aeronave YAK -23 care au fost operaționale în perioada 1951 –
1960, 15 au fost distruse, reprezentând 24,20%

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
53
Din totalul de 400 de aeronave MiG -15 care au fost operaționale în perioada 1952 –
1992, 81 au fost distruse, reprezentând 20,25%
Din totalul de 24 de aeronave MiG -17 care au fost operaționale în perioada 1955 –
1990, 5 au fost distruse, reprezentând 20,83%
Din totalul de 27 de aeronave MiG -19 care au fost operaționale în perioada 1958 –
1972, 11 au fost distruse, reprezentând 40,74%
Din totalul de 322 de aeronave MiG -21 care au fost operaționale din 1961 până în
preze nt, 86 au fost distruse, reprezentând 26,70%
Din totalul de 52 de aeronave L -29 care au fost operaționale în perioada 1966 -2005, 7
au fost distruse, reprezentând 13,46%
Din totalul de 86 de aeronave IAR -93 care au fost operaționale în perioada 1974 -1998,
11 au fost distruse, reprezentând 12,79%
Din totalul de 46 de aeronave MiG -23 care au fost operaționale în perioada 1979 –
2001, 7 au fost distruse, reprezentând 15,21%
Din totalul de 32 de aeronave L -39 care au fost operaționale în perioada 1981 -2007, 1
au fost distruse, reprezentând 3,12%
Din totalul de 28 de aeronave IAR -99 care au fost operaționale din 1985 până în
prezent, 8 au fost distruse, reprezentând 28,57%
Din totalul de 21 de aeronave MiG -29 care au fost operaționale în perioada 1989 –
2001, 3 au fos t distruse, reprezentând 14,28%
Analizând faza de zbor în care s -au întâmplat evenimentele, am identificat șapte etape
ale zborului : etapa de rulaj sau parcare la sol, etapa de decolare care conform regulamentelor
este până la înălțímea de 15 m, etapa de î ndepărtare sau urcare, caracterizată de zborul în
urcare, etapa de traiect caracterizată de zborul rectiliniu și uniform, etapa de manevrabilitate
în zonă în care se execută zbor manevrier, faza de apropiere caracterizată de zborul planat în
coborâre, și f aza de aterizare care începe la punctual final de apropiere sau radiofarul
îndepărtat.
În ceea ce privește faza de zbor în care s -a produs evenimentul, din analiza celor 225
evenimente, a reieșit că cele mai multe evenimente s -au produs în timpul executări i misiunilor
de antrenament în zonă pe parcursul zborului manevrier, 77 la număr fiind urmate de
evenimentele petrecute în faza de aterizare – 42. Cele mai puține evenimente s -au întamplat la
sol (primul în 1953 pe timp de noapte, la bordul unui MiG -15 în timpul rulajului pe bretelă
pentru alinierea la pistă, pilotul a intrat într -un camion care circula cu luminile stinse, al doilea
caz s -a petrecut în 1986 când din imprudență după executarea unui zbor cu un IAR -93,

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
54
pilotul, la parăsirea aeronavei, a agațat cu gheta manerul de catapultare, acesta fiind catapultat
si decedând la impactul cu solul ; al treilea eveniment s -a produs în 1992 când la rulajul pe
bretelă, echipajul unei aeronave L -29 acroșează o autospecială, cauza fiind neamorsarea
frânelor de către instructor înainte de a începe rulajul.

Considerând compunerea dispozitivului în momentul în care s -a produs evenimentul
de zbor, 41 de evenimente s -au produs în formație (33 – formație de 2 aeronave, 2 – formație
de 3 aeronave, 6 – formație de 4 aeron ave), și 184 de evenimente întâmplându -se când o
singură aeronavă executa misiunea dată.

În alegerea tipului de echipaj (SC -simpla comandă, DC – dublă comndă) am ținut cont
de numărul de piloți de la bordul aeronavei , și nu de tipul acesteia aeronavă m onoloc sau
biloc. Piloții care au executat zbor în simplă comandă pe o aeronavă cu două locuri, au fost
catalogați drept echipaj SC.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
55

Ținând seama de gradul piloților implicați în evenimentele grave de aviație, și facând
abstracție de gradul de locotene nt(până în 1995), respectiv sublocotenent, care la începutul
aviației reactive a avut cea mai mare pondere în producerea evenimentelor de zbor,47 de
locotetenți au fost implicați în evenimente grave de zbor în primul deceniu al aviației reactive,
se poate spune că probabilitatea dea fi implicat întrul eveniment de aviație este la gradul de
căpitan. Având în vedere că un pilot își termină instruirea în Academia Forțelor Aeriene la
vârsta de 21 ani, se poate concluziona că vârsta la care un pilot este predi spus implicării într –
un eveniment grav de zbor este de 28 -31 ani.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
56

Analizând cele 225 evenimente grave de zbor, s -a ajuns la concluzia că factorul uman
este de departe cel mai însemnat în producerea evenimentului de zbor. Cu o pondere de 60%
este urmat de factorul tehnic 29%, factorul meteo/ornitologic 4%, iar 7% din evenimentele
analizare nu au o cauză clară de producere.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
57
Factorul uman fiind răspunzător pentru 135 de evenimente grave de aviație, a necesitat
o atenție separată.
98 de cazuri au avut drept cauză eroarea de pilotaj, care a provocat fie angajarea
aeronavei, fie o aterizare defectuoasă sau chiar acroșarea în aer cu o altă aeronavă.
21 de cazuri s -au întamplat din cauza dezorientării spațiale, fie ea pierderea orientării
în raionul de zbo r ce a condus al un zbor până la limita de combustibil si aterizarea forțată
într-un teren necunoscut, sau dezorientare spațială în raport cu poziția aeronavei fața de sol
fapt aparut la zborul în plafon de nori sau noaptea
7 evenimente au avut ca și cauză problemele de sănătate ale pilotului sau apariția
hipoxiei la zborul al înălțimi mari
Unicul eveniment care a marcat aviația la momentul respectiv s -a petrecut în 1972 ,
când un pilot elev aflat al bordul unei aeronave MiG -15 s-a prabușit voit. Acesta suf erea de o
decepție în dragoste.
Un alt eveniment unic component al factorului uman a fost neatenția pilotului în
momentul coborârii din cabină, când acesta a agațat cu gheta maneta de catapultare a
scaunului de pe IAR -93. Acesta a fost catapultat și decedâ nd la impactul cu solul.
7 dintre evenimentele grave de zbor au avut drept cauză personalul de la sol. 2
evenimente cauzate de neglijența personalului tehnic, 3 evenimente cauzate de proasta dirijare
a controlorilor de trafic cauzând coliziunea a două aero nave în zbor, sau coliziunea
aeronaveor cu solul. 2 evenimente au fost cauzate de personalul de deservire. Ambele
evenimente s -au produs pe timp de noapte. Unul a fost produs de un șofer imprudent care
circula pe calea de rulaj fără faruri aprinse, iar alt ul a fost cauzat de un soldat care a traversat
pista neregulamentar în timpul decolării unei aeronave MiG -21, acesta fiind ucis la impactul
cu avionul.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
58
Evenimentele grave de zbor petrecute în aer au ridicat o atenție deosebită din punct de
vedere al de ciziei de catapultare al personalului navigant. De la începutul aviației reactive 87
de piloți au apelat la metoda de salvare prin catapultare. Primii ani ai aviației reactive au fost
cei mai sângeroși, facând cele mai multe victime printre piloți, aceștia ne având cultura
salvării prin catapultare, specifică avioanelor cu scaun de catapultare, ci alegeau aterizarea
forțată sau încercarea de a redobândi controlul aeronavei până în ultimul moment, lucru care
din păcate se mai menține și în zilele noastre. Pr ima catapultare a avut loc la 10 august 1955,
când locotenentul Aurel Rain, aflat al manșa unui avion subsonic de vânătoare MiG -15 pentru
executarea unei misiuni de acrobație la verticala aerodromului, a pierdut controlul ca urmare
intrării in vrie involun tară. Acesta a luat decizia oportună în astfel de situații de a catapulta și
a se salva de la moarte. A reprezenat un model pentru colegii săi, metoda de salvare prin
catapultare devenind din ce în ce mai utilizată, însă tot nu a fost utilizată în toate si tuațiile care
impuneau apelarea la această metodă. Din totalul de 280 piloți implicați în evenimente grave
de zbor 193 nu au apelat la catapultare.

Din cei 87 de piloți care apar pe lista de catapultare, 9 si -au pierdut viața. 1 este cazul
locotenentul ui care a acționat accidental la sol maneta de catapultare, iar 8 cazuri sunt ale
piloților care au catapultat în afara anvelopei de exploatare a scaunului de catapultare.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
59

Din cei 193 care nu au catapultat, 68 de piloți au supraviețuit, aceștia fiind implicați în
evenimente de zbor în care s -a ales aterizarea forțată, sau evenimentul s -a produs al sol.

Concluzii și propuneri
Concluzionând, studiul actual privind evenimentele grave din Aviația Reactivă a României
ajută la o înțelegere mai bună a situ ațiilor critice prin care poate trece un pilot de vânătoare în
timpul zborului.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
60
Bibliografie
1. * * *Federal Aviation Administration, FAA -H-8083 -2, Risk Management Handbook,
2009, Available at http://www.faa.gov.
2. * * *Federal Aviation Administration, AC 60-22
3. * * *www.aripi -argintii.ro
4. * * * Raport, General Aviation Aeronautical Decision -making, Joint Safety Analysis
Team, 2002
5. A.C.Ionescu, Eroii erei reactive ,Ed. RBA Media, București 2014.
6. C. A. Read, J. Pill ay, Injuries sustained by aircrew on ejecting from their aircraft , Accid
Emerg Med, 2000.
7. C. E. Zsambok, G. Klein, Naturalistic Decision Making , Psychology Press, 2014.
8. D. J. Bryant, Making Naturalistic Decision Making “Fast and Frugal” , Defence Research
Development Canada – Toronto, 2002.
9. D. R. Hunter, Measuring General Aviation Pilot Judgment Using a Situational Judgment
Technique , The International journal of aviation psychology, vol. 13, no. 4, pp.373 -386,
2003.
10. D R. Hunter, Locus of Control, Risk Orien tation, and Decision Making Among U.S.
Army Aviators, United States Army Research Institute for the Behavioral and Social
Sciences, 2009
11. D R. Hunter, Measurement of Hazardous Attitudes Among Pilots , The International
Journal Of Aviation Psychology, 15(1), 23–43, 2005
12. E.L. Deitch, Learning to Land: A Qualitative Examination of Pre -Flight and In -Flight
Decision -Making Processes in Expert and Novice Aviators , PhD dissertation, 2001
13. E. Salas, Human Factors in Aviation , Academic Press, 2010.
14. G. Klein and D. Klin ger, Naturalistic Decision Making , Human Systems IAC
Gsteway, volume 11, no. 3, pp.16 -19, 1991.
15. G. Klein, L. Orasanu, R. Calderwood, C. E. Zsambok, Decision Making in Action –
Models and Methods , Ablex Publishing, 1993.
16. G. Klein, Implications of the natura listic decision making framework for information
dominance , United States Air Force Armstrong Laboratory, 1997.
17. G. Klein, Klein Associates, Naturalistic Decision Making , Human Factors, vol. 50, no.
3, pp. 456 –460, 2008.
18. G.P.Sandachi , Aviația de luptă racti vă din România 1951 -2001 , Ed. Regina din
Arcadia, 2001
19. J. R. Davis, M. D., Robert Johnson, Jan Stepanek , Fundamentals of Aerospace
Medicine , Lippincott Williams & Wilkins, 2008.
20. K W. Williams, A Human Factors Analysis of Fatal and Serious Injury Accidents in
Alaska, 2004 -2009 , Civil Aerospace Medical Institute Federal Aviation Administration
Oklahoma City, 2011
21. L. F. Bertuccelli, Robust Decision -Making with Model Uncertainty in Aerospace
Systems , Thesis, Massachusetts Institute of Technology, 2008.

Universitatea Transilvania din Brașov
Facultatea de Inginerie Tehnologică și Manage ment Industrial
61
22. M. Edwar ds, Anthropometric measurements and ejection injuries, Aviation, Space,
and Environmental Medicine , Naval Aerospace and Operational Medical Institute, Naval
Air Station Pensacola, FL, USA., 1996.
23. M. Hoogendoorn and R. Merk and J.Joris Roessingh and J. Treu r, Modelling a Fighter
Pilot's Intuition in Decision Making on the Basis of Damasio's Somatic Marker
Hypothesis , Proceedings of the 17th Congress of the International Ergonomics Association,
2009.
24. M. Monica, Aviation Psychology and Human Factors , CRC Press , 2010.
25. M. Moreno Vázquez, M.R. Durán Tejeda, J.L. García Alcón, Report of ejections in the
Spanish Air Force, 1979 -1995: an epidemiological and comparative study , Department of
Physiology, Faculty of Medicine, Extremadura University (UEX), Badajoz, Spain, 1999.
26. M. Popa, Psihologie aeronautica .Editura Universitara "Carol Davila", 2005.
27. P. A. Simpson, Naturalistic Decision Making in Aviation Environments , Air
Operations Division Aeronautical and Maritime Research Laboratory, 2001.
28. R. Batt, Aeronautical decis ion making: Experience, training and behavior , Thesis,
University of Otago, Dunedin, New Zealand, 2005.
29. T. M. Pippig , Frequency and Pattern of Spinal Injury in Case of Escape with an
Ejection Seat , AsMA 84st Annual Scientific Meeting, May 12 -16 Chicago, 20 13.
30. W-C. Li and D. Harris, and Y -L. Hsu, and T. Wang, Understanding Pilots’ Cognitive
Processes for Making In -flight Decisions under Stress , Proceedings of the 42nd Annual
International Seminar: Investigation a Shared Process, 2011.
31. W. R. Knecht, Predictin g General Aviation Accident Frequency From Pilot Total
Flight Hours, FAA Civil Aerospace Medical Institute Federal Aviation Administration
Oklahoma City, 2012