Você fez metade do caminho. Como você calculou as variações de CG em todo o cenário de carregamento, conhece limites aproximados. Esse limite é o limite ideal para o ponto de vista de carga e descarga. Mas, na aplicação real, o design da aeronave não permite limites tão amplos.
Existem muitos fatores que limitam o movimento posterior da aeronave em CG:
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Carga MLG: As cargas no MLG aumentam à medida que o peso da aeronave aumenta ou o CG é movido para trás. Como na maioria dos casos, os MLGs são projetados para cargas de aterrissagem com peso máximo de aterrissagem, que é menor que o peso máximo da rampa / decolagem, as cargas estáticas com o peso máximo da rampa podem exceder a carga dinâmica ao pousar. Portanto, uma limitação pode ser imposta à localização posterior da CG em relação a esse problema.
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Dica de decolagem: Nas condições de decolagem, os motores estão produzindo seu impulso máximo. Se os motores estiverem localizados abaixo do CG, que é o caso dos motores montados sob as asas, esse impulso produz um momento de afinação. Esse momento de lançamento reduz a carga no NLG. Por outro lado, à medida que o peso da aeronave diminui combinado com os movimentos à ré cg, a carga no NLG diminui ainda mais. Com cargas NLG leves o suficiente, a eficácia da direção é reduzida e, eventualmente, a carga NLG pode se tornar negativa, fazendo com que o avião tombe. Portanto, um limite posterior de CG pode ser imposto para manter cargas suficientes no NLG.
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Estabilidade Estática: O CG distante demais pode causar estabilidade neutra ou negativa; portanto, uma margem (normalmente 10% de MAC) deve ser fornecida entre o CG e o centro aerodinâmico.
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Go-Around: Em condições normais, os motores estão produzindo o impulso máximo e um enorme momento de afinação. A deflexão do elevador é necessária para combater esse momento com o momento de inclinação. Esse momento é proporcional à quantidade de carga de ação ascendente na cauda no braço dessa carga de ação. A distância entre a cauda e o CG é o braço. À medida que o CG se move para trás, se a cauda atingir o seu máximo de sustentação, a aeronave não pode manter seu caminho. Portanto, um limite pode ser imposto para impedir o lançamento em tempo real.
Combinando os limites acima, e outros limites que possam surgir dessa configuração específica, um limite posterior de CG pode ser estimado.