9. Центровка самолета

Разработка компоновки самолета сопровождается обязательной проверкой его центровки – определением положения центра масс самолета относительно средней аэродинамической хорды крыла, что оценивается относительной координатой

;

где X_м – координата по оси X центра масс самолета;

X_А – координата носка средней аэродинамической хорды.

Центровка самолета (X_M) определяет характеристики устойчивости и управляемости самолета и должна лежать в строго заданном диапазоне допустимых центровок

;

где Х_м.пер – допустимая величина передней центровки, которая ограничивается эффективностью продольного управления на взлете и посадке;

Х_{м зад} – допустимая задняя центровка – ограничивается минимальным запасом продольной статической устойчивости

;

здесь  – относительная координата фокуса самолета.

Использование переставного или управляемого стабилизатора сдвигает вперед границу допустимой передней центровки, расширяя, тем самым, диапазон эксплуатационных центровок самолета.

Использование автоматики в канале продольного управления современных самолетов (маневренных и неманевренных) позволяет до минимума снижать запасы продольной статической устойчивости (вплоть до нулевых ее значений – полет на статически нейтральном самолете), что существенно уменьшает потери качества на балансировку и повышает топливную эффективность самолета.

9.1 Выбор допустимого диапазона центровок

Допустимый диапазон разбега центровок зависит от схемы самолета и, в первую очередь, от формы крыла в плане, а также от параметров органов продольного управления. Положение границ допустимого диапазона обычно определяется расчетом продольной устойчивости и управляемости самолета. На ранних этапах проектирования, когда этих расчетов еще нет, допустимый диапазон центровок выбирается приближенно, опираясь на статистические сведения.

В таблице 9.1 для справки приведены значения предельно передних (п п) и предельно задних (п з) центровок (в процентах от b_А) большого числа пассажирских и транспортных самолетов различных типов, разных размеров и разного назначения. Используя эту таблицу можно, выбрав за прототип самолет близкий по схеме (форма крыла в плане, тип стабилизатора, количество и размещение двигателей), назначить примерные границы допустимого диапазона центровок проектируемого самолета: .

Допустимый разбег центровок в принятом диапазоне может составлять:

(20÷25)%b_A – для пассажирских и транспортных самолетов;

(10÷15)% b_A – для самолетов военных.

Начальная или исходная центровка полностью загруженного самолета (m₀) должна лежать примерно в середине этого принятого допустимого диапазона обычно в пределах

0,20 ÷ 0,25 – для самолетов с прямым крылом;

0,26 ÷ 0,30 – для самолетов со стреловидным крылом;

0,32 ÷ 0,36 – для самолетов с треугольным крылом.

Таблица 9.1 – Значения передней и задней центровок самолетов

Самолет	Число и тип двигателей	Хм п.п, %	Хм п.з, %	Тип стабилизатора
«Джет Коммандер» 1121	2хТРДД	20,0	36,0	Неподвижный
Лир Джет 25	2хТРДД	9,0	30,0	Неподвижный
Хокер Сиддли НВ-1251 А/1В	2хТРДД	18,0	37,5	Неподвижный
Дассо «Мистер»20F	2хТРДД	14,0	28,5	Подвижный
HFB «Ганза» 1121	2хТРДД	11,7	23,0	Неподвижный
Фоккер VFW F28 Мк1000	2хТРДД	17,0	37,0	Подвижный
ВАС 1-11 серия 400	2хТРДД	14,0	41,0	Подвижный
Сюд Авиасьон «Каравелла» 10R	2хТРДД	25,0	41,5	Неподвижный
Макдонел Дуглас DC-9/10	2хТРДД	15,0	40,0	Подвижный
Макдонел Дуглас DC-9/33F	2хТРДД	3,1	34,7	Подвижный
Боинг 737/100	2хТРДД	15,0	35,0	Подвижный
Эирбас А-300В2	2хТРДД	11,0	31,0	Подвижный
Локхид 1011 «Тристар»	3хТРДД	12,0	32,0	Подвижный
Боинг 707/120	4хТРДД	16,0	34,0	Подвижный
Боинг 720/022	4хТРДД	15,0	31,0	Подвижный
Боинг 747/200В	4хТРДД	12,5	32,0	Подвижнй
Макдоннел Дуглас DC-8/21	4хТРДД	16,5	32,0	Подвижный
Локхид С-141А	4хТРДД	19,0	32,0	Подвижный
Локхид С-5А	4хТРДД	19,0	41,0	Подвижный
Сессна 172, нормальная категория	1хПД	15,6	36,5	Неподвижный
Сессна 177, нормальная категория	1хПД	5,0	28,0	Управляемый
Сессна 177, общего пользования	1хПД	5,0	18,5	Управляемый