8.2 SYSTEEMONTWERP, BELASTINGEN EN SPANNINGEN

Zoals in de bijlage van hoofdstuk 8.1 verwoord is belasting het effect van een uitgeoefende kracht of van een uitgeoefend moment. Effecten zijn onder andere (materiaal) spanning en druk. Dit hoofdstuk gaat over de vereiste sterkte van de constructie inzake het kunnen opnemen van (wisselende) krachten en momenten.

8.2.1 Systeemontwerp

Sterkte en specifieke sterkte

In de vliegtuigbouw is het van belang dat een constructie zo sterk mogelijk is tegen een zo laag mogelijk gewicht. Hoe lager het gewicht, hoe minder lift er nodig is om dat gewicht te dragen. Hoe minder lift, hoe minder weerstand. Dit komt tot uiting in de specifieke sterkte welke de verhouding is tussen breuksterkte en soortelijk gewicht. De breuksterkte is de trek- of drukspanning waarbij een materiaal breekt. In het algemeen is de treksterkte van een materiaal hoger dan de druksterkte.

Elasticiteit en stijfheid
De constructie dient enerzijds voldoende vormvast (stijf) te zijn maar anderzijds toch ook weer voldoende elastisch (slap) teneinde de wisselende belastingen (turbulentie) beter te kunnen opvangen. De constructie mag ook weer niet te elastisch zijn daar anders de kans op flutter toeneemt. Zie hierna.

Flutter
Flutter is een (onstabiele) slingering van één of meer samenstellende vliegtuigdelen welke zichzelf versterkt totdat het betreffende onderdeel breekt. Flutter ontstaat doordat de elastische constructie zodanig wordt vervormd dat er luchtkrachten ontstaan welke de vervorming doen verergeren waardoor de krachten alsmaar toenemen. Één van de ontwerpeisen is dat flutter niet mag voorkomen bij snelheden tot en met de maximale vliegsnelheid op zeeniveau. De constructeur houdt hiermee rekening door de onderdelen voldoende stijf te maken en te zorgen voor een juiste gewichtsverdeling in vleugels en roeren waarbij een voorlijke massa gunstiger is dan een achterlijke massa. Figuur 8.2.1 toont een voorbeeld van massabalancering in een roer. Door het zwaartepunt van het roer vóór het scharnierpunt te leggen, zal bij een opwaarts gerichte kracht op de vleugel het roer omlaag uitslaan waardoor het effect van de opwaarts gerichte kracht teniet wordt gedaan. Massabalancering kan door middel van externe of interne gewichten.

Figuur 8.2.1 Massabalancering tegen flutter

Ook al beschikt het roer over massabalancering, dan nog kan flutter ontstaan indien het roer over te veel speling beschikt.

Opmerking
Bij toenemende hoogte zal ten gevolge van de afnemende luchtdichtheid sneller moeten worden gevlogen om de aangewezen vliegsnelheid constant te houden (zie ook hoofdstuk 8.6 Instrumenten). Door de toegenomen ware vliegsnelheid kan flutter reeds ontstaan nog voordat de maximaal aangewezen vliegsnelheid wordt bereikt.

Extra informatie
Flutter ontstaat wanneer de buigfrequentie van het onderdeel samenvalt met diens torsiefrequentie. De buigfrequentie neemt toe met de vliegsnelheid; de torsiefrequentie neemt af met de vliegsnelheid. Bij een bepaalde vliegsnelheid zijn beide frequenties aan elkaar gelijk en gaan ze elkaar versterken. Het is van belang dat deze snelheid boven de maximale vliegsnelheid op zeeniveau ligt.

Elasticiteit en plasticiteit
Vliegtuigconstructies dienen dus enigszins elastisch te zijn. Elastisch materiaal vervormt onder belasting maar mag, nadat de belasting is weggenomen niet blijvend zijn vervormd. Gebeurt dat wel dan is de elasticiteitsgrens overschreden en is het materiaal plastisch (blijvend) vervormd. De maximale ontwerpbelasting (limit load) is dan overschreden en het vliegtuig is niet langer luchtwaardig. Het vliegtuig is echter nog niet bezweken. De ontwerper houdt namelijk een veiligheidsfactor aan van tenminste 1,5 maal de maximale ontwerpbelasting voordat een constructie mag breken. Dit is de ultieme belasting (ultimate load). In formulevorm opgeschreven is dit UL = 1,5 LL. Op Internet zijn filmpjes terug te vinden waarbij vleugels van zweefvliegtuigen worden getest op breuksterkte. Meer informatie over belastingen later in dit hoofdstuk.

Corrosie
Corrosie is elke chemische aantasting van een materiaal. Corrosie kan optreden in metaal, hout en kunststof. Er zijn vele vormen van chemische aantasting. De meest bekende is de aantasting door zuurstof oftewel oxidatiecorrosie. Bij ijzer en staal ontstaat dan roest welke het materiaal verzwakt. Niet elke vorm van oxidatiecorrosie is slecht; bij aluminium en magnesium wordt soms gebruik gemaakt van een beschermende oxidelaag welke verdere aantasting tegengaat. Als de beschermende laag niet vanzelf ontstaat dan dient deze te worden aangebracht. De meest bekende bescherming is die met lak (verf).

Extra informatie
Andere vormen van corrosie van metalen zijn spanningscorrosie en elektrolytische corrosie. Spanningscorrosie ontstaat wanneer de materiaalspanningen zo hoog zijn dat kleine haarscheurtjes ontstaan waartussen vocht en vuil zich kunnen ophopen en het materiaal kunnen verzwakken. Elektrolytische corrosie ontstaat ten gevolge van elektrolyse wanneer twee verschillende metalen rechtstreeks of via een tussenstof met elkaar in contact komen.

8.2.2 Spanningen
Een onderdeel wordt belast onder invloed van krachten die daarop werken. De krachten (F) werken op een oppervlak (A) en veroorzaken dan spanningen ( δ = F/A). Er zijn verschillende soorten spanningen welke hierna worden toegelicht. Voor de duidelijkheid worden deze spanningen beschreven voor een aan één kant ingeklemde ronde staaf waarvan de lengte groter is dan de diameter, zie figuur 8.2.2. Een kracht in lengterichting kan resulteren in trek- en drukspanningen. Een kracht in dwarsrichting kan resulteren in buig-, schuif- en torsiespanningen. De uiteindelijke effecten van deze spanningen hangen mede af van de elasticiteit en van het materiaal waarvan de staaf is gemaakt.


Spanningen bij krachten in lengterichting

Trekspanning
Indien in lengterichting aan de staaf wordt getrokken zal deze langer worden en insnoeren, dat wil zeggen smaller in diameter worden. Indien dezelfde kracht op het ingesnoerde materiaal blijft werken zal de spanning toch toenemen als gevolg van het kleiner geworden oppervlak. Ondanks dezelfde kracht maar door de verhoogde spanning kan het materiaal uiteindelijk toch bezwijken. Een goed voorbeeld is het bekende breukstukje. Wordt de maximaal toegestane kabelkracht overschreden dan zal het materiaal breken daar waar de spanning het hoogst is, dus ter hoogte van de insnoering.

Drukspanning
Indien de staaf in lengterichting wordt ingedrukt zal deze korter worden en uitstulpen, dus dikker worden. Dit kan leiden tot een stuikbreuk zoals beschreven bij de harde landing van een zweefvliegtuig met vakwerkromp (het ‘banaantje’). Drukkrachten in lengterichting op een staaf kunnen ook leiden tot (uit)knikken. Vooral als het betreffende onderdeel veel langer is dan dik, zal het materiaal eerder knikken dan uitstulpen. Plaatmateriaal (lang en dun) is treksterk maar zal onder invloed van druk vrij makkelijk knikken. De knikbestendigheid kan verbeterd worden door in de richting van de drukkrachten langsverstijvers aan te brengen.

Spanningen bij krachten in dwarsrichting

Buigspanning
Indien haaks op het uiteinde van de staaf een kracht wordt aangebracht wil deze (door)buigen. De buiging veroorzaakt trek- en drukkrachten in de lengterichting. De trekkrachten kunnen het materiaal laten uitscheuren terwijl de drukkrachten het materiaal kunnen laten stuiken of knikken. Buiging is goed te zien bij de lierstart van een zweefvliegtuig. Het gewicht van het vliegtuig plus de trekkracht van de lierkabel moeten worden gecompenseerd door de liftkracht van de vleugels. De bovenkant van de vleugels wordt dan op druk belast en de onderkant op trek. De elastische vleugel zal richting tippen het meeste doorbuigen (het buigmoment neemt richting de tippen toe als gevolg van de langere arm). Bij een (harde) landing gebeurt het omgekeerde: de tippen willen als eerste omlaag.

Schuifspanning
Indien haaks op het uiteinde van de staaf een kracht wordt aangebracht wil deze niet alleen doorbuigen maar ook (af)schuiven. De afschuiving veroorzaakt trek- en drukkrachten in dwarsrichting. Het kappen van een lierkabel is een goed voorbeeld van afschuiving. De kapmessen worden met kracht haaks op de kabel gedrukt. De scherpe messen hebben een klein oppervlak waardoor de schuifspanning zeer hoog is en de kabel zal bezwijken. Ook scharnierpunten worden op afschuiving belast.

Torsiespanning
Indien haaks op het uiteinde van de staaf een kracht wordt aangebracht welke aangrijpt op een afstand (l) ten opzichte van de middellijn ontstaat een (draai)moment (M = F.l). Dit draaimoment genereert een torsie- of wringingspanning. Een vleugelneus, bijvoorbeeld, zal omhoog willen torderen indien de liftkracht op de vleugel vóór de ligger aangrijpt; dezelfde vleugelneus wil omlaag torderen indien de liftkracht achter de ligger aangrijpt.

Figuur 8.2 2 Spanningen in lengte- en dwarsrichting

8.2.3 Belastingen op een zweefvliegtuig

Vanuit het vak ‘Beginselen van het Zweefvliegen’ is bekend dat tijdens een stationair rechtlijnige vlucht alle krachten en momenten met elkaar in evenwicht moeten zijn. In figuur 8.2.3 ligt het aangrijppunt van de omhooggerichte liftkracht van de vleugel (LV) achter het zwaartepunt waardoor een neuslastig moment ontstaat. Dit wordt gecompenseerd door een omlaag gerichte staartkracht (LS). Beide krachten worden uiteindelijk gecombineerd tot de liftkracht L welke in figuur 8.2.4 aangrijpt in het zwaartepunt.

Figuur 8.2.3 Momentenevenwicht om dwarsas

Figuur 8.2.4 Krachtenevenwicht in langsvlak, glijgetal en glijhoek

Een zweefvliegtuig met een glijgetal van 40 heeft een L/D verhouding van 40 op 1. De weerstand bedraagt dus 1/40 van de lift. Een zweefvliegtuig van 400 kg heeft in dit geval een weerstand van slechts 10 kg. De bijbehorende glijhoek kan worden uitgerekend op 1,4 graden. Dit is zeer weinig. Voor de duidelijkheid is de glijhoek in figuur 8.2.4 overdreven getekend. In de praktijk staan L en W zo goed als tegenover elkaar en worden ze qua grootte vaak aan elkaar gelijkgesteld.

In de zojuist geschetste rechtlijnige vlucht met constante snelheid maken de luchtkrachten evenwicht met de zwaartekracht op het vliegtuig. Men noemt dit de 1-g conditie, ofwel de belastingfactor ‘n’ is één (n=1). De belastingfactor is draagkracht of lift (L) gedeeld door vliegtuiggewicht (W). In formule: n = L/W.

De belastingfactor neem toe zodra de lift groter wordt dan het gewicht. Uit de liftformule blijkt dat de lift afhangt van de Cl-waarde, de luchtdichtheid, de snelheid en het vleugeloppervlak (L = Cl 1⁄2 ρV2S). In praktische zin kan voor een zweefvliegtuig de lift worden vergroot door de Cl-waarde en/of de snelheid te verhogen. De Cl-waarde neemt toe met de invalshoek (én met een positieve uitslag van de welvingskleppen).

Indien men bij een bepaalde snelheid plots aan de knuppel trekt, verhoogt men de invalshoek waardoor de belastingfactor toeneemt tot boven n=1. Anders gesproken: het schijnbaar gewicht van vliegtuig en inzittende(n) neemt toe.
De belastingfactor wordt ook vergroot indien men, bijvoorbeeld, sterke thermiek aanvliegt. Ook nu wordt de invalshoek plots vergroot waardoor de lift sterk toeneemt.
Bij het vliegen van een bocht kantelt de lift mee met de dwarshelling. Om het gewicht te kunnen blijven compenseren moet de lift worden vergroot door een toename van de invalshoek. Ook in dit geval neemt de belastingfactor toe.

Uit voorgaande tekst blijkt dat een vergroting van de invalshoek bij gelijkblijvende snelheid, zorgt voor een verhoging van de belastingfactor. Per categorie (Utility of Aerobatic) geldt een maximale positieve en negatieve waarde van de belastingfactor, zie onderstaande tabel. Wordt deze waarde overschreden dan is de maximale ontwerpbelasting van het vliegtuig overschreden en is er kans op structurele schade.

Categorie

Max positieve belasting

Max negatieve belasting

Utility

+5,3

-2,65

Aerobatic

+7

-5

 Het verhogen van de belastingfactor kan niet alleen leiden tot schade maar leidt ook tot een hogere overtreksnelheid (stallspeed of VS). Hoe hoger de belastingfactor, hoe meer lift moet worden gegenereerd (n = L/W => L = n W). Gaan we uit van een maximale invalshoek (αMAX), dan kan er alleen voldoende lift worden gegenereerd als de snelheid hoog genoeg is. De nieuwe overtreksnelheid is een functie van de wortel uit de belastingfactor maal de overtreksnelheid bij een 1-g belasting. In formulevorm: vS = vS1g √n.
Om dezelfde reden neemt ook de overtreksnelheid bij een bocht toe. De belastingfactor bij een bocht is een functie van de dwarshelling j en kan worden uitgerekend met n = 1/cosφ.

Opmerking
De vS1g wordt berekend aan de hand van een maximaal beladen toestel zonder waterballast! Bij een minder zwaar beladen toestel ligt de overtreksnelheid lager.

Opmerking
De maximale invalshoek wordt ook wel de kritieke invalshoek genoemd. Bij het overschrijden van de maximale- of kritieke invalshoek is de vleugel overtrokken.

Onderstaande tabel geeft inzicht in de relatie tussen dwarshelling, belastingfactor en overtreksnelheid voor een vliegtuig met een vS1g van 68 km/h.

Dwarshelling φ

1/cos φ

n

√n

vS

0°

1

+1

1

68 km/h

30°

1,15

+1,15

1,07

73 km/h

45°

1,41

+1,41

1,19

81 km/h

60°

2

+2

1,41

96 km/h

   

+5,3

2,3

157 km/h

   

-2,65

1,63

111 km/h

 

Extra informatie:
De overtreksnelheid bij een bepaalde belasting en bij een bepaald gewicht wordt berekend door de formule voor de belastingfactor (n = L/W) te combineren met de liftformule (Cl 1⁄2 ρ v2 S). L=n W ⇒ Cl1⁄2ρv2 S=n W⇒ v =√(2nW / Cl ρ S) ⇒ VS =√(2nW/ClMAX ρS).  

Uit bovenstaande tabel moet duidelijk worden dat bij snelheden tot aan de overtreksnelheid die hoort bij de maximaal positieve belastingfactor (+5,3) het vliegtuig nooit kan worden overbelast omdat het dan al is overtrokken. Die snelheid is de manoeuvreersnelheid vA. In het voorbeeld hierboven is dat 157 km/h. Tot aan de manoeuvreersnelheid mogen dus zonder gevaar voor overbelasting volledige roeruitslagen worden gegeven. Boven de manoeuvreersnelheid kan het vliegtuig worden overbelast tijdens bepaalde manoeuvres zoals plotse roeruitslagen of het vliegen in turbulente lucht. In dat snelheidsgebied mag dan ook alleen in rustige lucht en met de nodige voorzichtigheid worden gevlogen. De uiteindelijke maximale vliegsnelheid wordt vastgesteld op basis van sterkte- en flutteroverwegingen. Deze snelheid mag nooit worden overschreden en heet daarom de never-exceed speed oftewel VNE.

Bovenstaande gegevens komen samen in het belasting- of manoeuvreerdiagram dat per vliegsnelheid de belastingmogelijkheden laat zien. Een andere naam voor dit diagram is dan ook wel het v-n diagram. Zie figuur 8.2.5.

Figuur 8.2.5 Belasting-, manoeuvreer- of v-n diagram voor een categorie-U vliegtuig

Langs de horizontale as staat de aangewezen vliegsnelheid; langs de verticale as staat de belastingfactor n. De twee gekromde lijnen tonen de overtreksnelheid per belastingfactor. Je ziet hier dat, nog voordat de maximale belastingfactor wordt bereikt, het vliegtuig overtrekt doordat de maximale (of kritieke) invalshoek αMAX wordt bereikt. De maximaal toegestane positieve en negatieve belastingfactoren zijn terug te vinden in de twee schuin geplaatste rechte lijnen. Je ziet dat de maximaal positieve en negatieve belastingfactor afneemt met toenemende snelheid. Dit is om rekening te houden met de effecten van remous (verticale windstoten door turbulentie) welke bij hogere snelheid eerder tot overbelasting kunnen leiden. De verticale lijn tenslotte toont de vNE.

Opmerking
Opgemerkt wordt dat het getoonde belastingdiagram geldt voor een maximaal beladen vliegtuig zonder water en zonder welvingskleppen (flaps). Een lager gewicht heeft tot gevolg dat de manoeuvreersnelheid vA omlaag gaat. Het vliegtuig kan dus dan al worden overbelast bij snelheden onder vA. Water in de vleugels verhoogt juist de vA. Dit komt met name doordat water de opwaartse vleugeldoorbuiging vermindert. Het selecteren van flaps omlaag (positief) veroorzaakt meer vleugelwelving waardoor de vA omlaag gaat. Dit wordt aangegeven als de maximum flaps extended speed of kortweg de vFE.

Samenvattend:

  • VS1g is de overtreksnelheid bij een 1-g belasting
  • Vs is de overtreksnelheid
  • VFE is de maximale snelheid met flaps neergelaten (niet neutraal of omhoog)
  • VA is de manoeuvreersnelheid
  • VNE is de maximaal toegestane snelheid met flaps neutraal of omhoog

Naast de genoemde snelheidslimieten uit het belastingdiagram kent men ook nog:

  • VRA is de rough air speed waarbij de constructie remousstoten moet kunnen opvangen. In de kleine luchtvaart geldt meestal VRA is VA
  • VW is de maximale liersnelheid (winch speed)
  • VT is de maximale sleepsnelheid (tow speed)
  • VLO is de maximale snelheid waarbij het wiel mag worden bediend (landing gear operating)

8.2.4 Belastingen van start tot landing

Belastingen tijdens de start

Sleepstart
Tijdens de sleepstart wordt het zweefvliegtuig niet wezenlijk anders belast dan gedurende de vrije vlucht. Vliegsnelheid en invalshoek zijn niet hoog en de enige extra kracht is die van de sleepkabel op de starthaak (zie figuur 8.2.7). Deze trekkracht is bij rustig slepen voor een vliegtuig met een glijgetal van 40, 1/40e van het vliegtuiggewicht. Bij een gewicht van 4000 N (400 kg) is dat dus 100 N (10 kg), en kan hooguit oplopen tot de breuklast van het breukstuk (3000-5000 N).

De sleepstart vindt in principe plaats aan de sleephaak. Dat is de starthaak welke zich in de neus van het vliegtuig bevindt. De werklijn van de kabelkracht loopt dan zo goed als door het zwaartepunt. Mocht er zich een verstoring voordoen in neusstand (links, rechts, omhoog, omlaag) dan ontstaat er een herstellend moment.

Lierstart
De belastingen tijdens de lierstart zijn veel hoger dan bij de sleepstart. Dat komt door de verhoogde vleugelbelasting. Het gewicht dat altijd omlaag is gericht kan de lift die altijd loodrecht op de vliegbaan staat niet voldoende tegenwerken waardoor de vleugel vaak erg doorbuigt (figuur 8.2.6). Om die reden is de maximale liersnelheid Vw lager dan de manoeuvreersnelheid Va. Tegelijkertijd is de overtreksnelheid Vs hoger dan Vs1g.

De lierstart vindt plaats door een kabel te bevestigen aan de zwaartepunthaak. Dat is de starthaak die zich onderaan de romp vlakbij het zwaartepunt bevindt. De plaatsing is zodanig gekozen dat bij normale klimhoeken de werklijn van de kabelkracht zo goed als door het zwaartepunt gaat. Hierdoor is een eventueel neuslastig of staartlastig moment om de dwarsas tijdens een groot deel van de lierstart beheersbaar.

Aan het begin van de lierstart, als het vliegtuig nog geen klimhoek heeft, zal de hoge kabelkracht een staartlastig moment opwekken waardoor de neus makkelijk ‘omhoog’ wil. Wordt dit niet op tijd tegengewerkt met het hoogteroer, dan kan een overtrek op lage hoogte het gevolg zijn. Een ander risico is een kabelbreuk op lage hoogte welke niet tijdig of onvoldoende wordt hersteld.

Halverwege de lierstart bij normale klimhoeken zijn de stuurkrachten op het hoogteroer niet hoog. De trekkracht van de kabel begint af te nemen maar is nog steeds hoog.

Aan het eind van de lierstart neemt de klimhoek van het vliegtuig weer af en zal de kabelkracht een steeds groter wordend neuslastig moment opwekken welke in toenemende mate moet worden tegengewerkt door het hoogteroer.

Figuur 8.2.6 Krachten tijdens de start

Belastingen tijdens de vlucht
Zoals hiervoor uiteengezet werken er tijdens de vlucht de volgende krachten op het zweefvliegtuig: de draagkracht of lift (L), het gewicht (W) en de weerstand (D). Het effect van de staartkracht (S) is hier meegenomen in de lift. In deze paragraaf wordt nader ingegaan op de daaruit resulterende belastingen op een zweefvliegtuig.

Vleugels
Tijdens de vlucht genereren de vleugels de lift om hun eigen gewicht plus dat van de romp te dragen. Het gewicht van de romp is ongeveer de helft van dat van de vleugels. Het gewicht van de vleugels voorkomt dat deze tijdens de vlucht teveel doorbuigen.

De luchtkrachten op de huid wordt via eventueel aanwezige ribben doorgeleid naar de ligger welke uitermate geschikt is om de buigbelasting op te vangen. Hierbij wordt nogmaals opgemerkt dat de bovenkant van de vleugel (en ligger) op druk wordt belast en de onderkant op trek. Op de grond is dat natuurlijk net andersom.

Naast bovengenoemde buigkrachten wordt de vleugel ook blootgesteld aan torsie. Indien bijvoorbeeld de liftkracht aangrijpt vóór de ligger ontstaat een moment welke de vleugelneus omhoog wil doen verdraaien. De vleugel is hier constructief tegen bestand middels een zeer stijve vleugelneus ook wel torsieneus genoemd. Dit is het D-vormige deel net voor de ligger.

De verticale rompkrachten worden via paspennen in de vorm van pen-gatverbindingen overgebracht op de vleugel. Dit zijn schuifkrachten. Dezelfde pen-gatverbindingen kunnen ook op druk worden belast. Dat is bijvoorbeeld het geval bij krachten in de vliegrichting. Vleugelweerstand (D) en versnellingen (zoals bij de lierstart) veroorzaken drukkrachten op de achterste pen-gat verbindingen. Vertragingen (zoals bij de landing) veroorzaken drukkrachten in de voorste pen-gatverbindingen. Pen- gat verbindingen zijn niet geschikt voor het opnemen van trekkrachten. Zie figuur 8.2.7.

Opmerking
Aan de vleugelachterlijst van sommige zweefvliegtuigen (ASK-21) bevindt zich een pen-gat verbinding welke wordt gefixeerd met een uitneembare pen die voorkomt dat de vleugel naar voren klapt tijdens hard remmen in de landing.

De liggerstompen bevinden zich tussen bovengenoemde pen-gatverbindingen. De hoofdbout welke de liggerstompen bij elkaar houdt, wordt in bovenstaande situaties op afschuiving belast.

Figuur 8.2.7 Horizontale belastingen op de vleugel

Staartvlakken en roeren
Het krachtenspel in staartvlakken en roeren vertoont grote overeenkomsten met dat in de vleugel en wordt daarom niet nader benoemd. In een eerdere paragraaf van dit hoofdstuk is al aandacht besteed aan het begrip massabalancering van roeren ter voorkoming van flutter.

Romp
De rompkrachten worden via de paspennen overgebracht op de vleugel. Deze krachten worden met name veroorzaakt door het gewicht van de romp maar ook door de staartkracht L
S. Vooral het gewicht van het rompachterstuk met de daaraan bevestigde staart leveren een relatief groot moment vanwege hun afstand tot de vleugel. In verband met de geringe diameter wordt de staartdrager of staartboom zelf ook zwaar belast. Op korte afstand van elkaar treden daar grote trek- en drukspanningen op. De belasting in de staartboom neemt nog verder toe als door een richtingsroeruitslag ook nog torsie optreedt. Zie figuur 8.2.8. 

Figuur 8.2.8 Belastingen op romp

Belastingen tijdens de landing
Bij de ideale landing raakt het vliegtuig de grond op het moment dat de daalsnelheid nul is. Op dat moment wordt de draagkracht van de vleugel geleidelijk overgenomen door de reactiekracht van de grond. Tegelijkertijd wordt door wrijving met de grond de snelheid geleidelijk teruggebracht tot nul.

Bij een niet-ideale landing heeft het vliegtuig nog een daalsnelheid waardoor de reactie van de grond heftiger is. Dit kan gebeuren indien de draagkracht van de vleugel wegvalt terwijl het toestel zich nog in de lucht bevindt of wanneer er niet tijdig wordt afgerond dan wel voldoende wordt afgevangen. Afhankelijk van gewicht en daalsnelheid ontstaan er dan grote krachten op de romp welke niet altijd voldoende door het onderstel kunnen worden opgevangen. Hierbij kan niet alleen schade ontstaan aan het onderstel zelf maar ook aan de romp en de vleugels.

Indien door veel wrijving met de (zachte onder)grond en eventueel door bediening van de wielrem een te snelle afremming ontstaat kunnen de voorwaarts gerichte reactiekrachten zo hoog oplopen dat het vliegtuig de neiging heeft voorover te duiken. Tevens zal bij een te sterke afremming de vleugel- rompverbinding zwaar worden belast.

Tenslotte wordt nog aandacht gegeven aan de gevolgen van traverserende landingen. Dit zijn landingen waarbij de bewegingsrichting van het vliegtuig niet samenvalt met de richting waarin de neus wijst. Dit kan gebeuren indien na het opsturen voor zijwind, de neus onvoldoende in de bewegingsrichting van het vliegtuig wordt gebracht. Het hoofdwiel wordt dan zijwaarts belast met kans op schade aan wiel en ophanging.

Bij vliegtuigen met het zwaartepunt achter het hoofdwiel ontstaat dan tevens een giermoment om de topas welk de situatie snel kan doen verergeren. Als het vliegtuig om de topas begint te draaien zal een dwarshelling willen ontstaan waarbij al vrij snel een tip de grond raakt waardoor een grondzwaai volgt. Het vliegtuig draait nu om de tip die op de grond ligt en ondervindt daardoor nog meer schade.

Bij vliegtuigen waarbij het zwaartepunt zich voor het hoofdwiel bevindt is de situatie bij een traverserende landing veel gunstiger. Door de ligging van het zwaartepunt ontstaat juist een herstellend moment welke de neus van het vliegtuig oplijnt met diens bewegingsrichting.

Figuur 8.2.9 Traverserende landing