Ц е н т р о в к а самолета.

5) Центровка с а м о л е т а – это положение т.Е.Координата его цм (цт) от передней кромки («носка») крыла вдоль сах крыла, выраженное в % - х длины сах:

. , где :

а) в _САХ – длина САХ, м . б) Х цт. – расстояние от носка (передней кромки) крыла вдоль САХ крыла до Ц Т (ЦТ). На практике определяют только продольную центровку относительно продольной оси ОХ, т.к. в зависимости от нагрузки заметно изменяется и влияет на равновесие, устойчивость и управляемость самолета, а относительно осей ОУ и OZ координаты ЦТ самолета постоянны.

Положения ЦТ самолета, т.е. центровка изменяется при добавлении, снятии или перемещении грузов на самолете, а также при выработке топлива в полете. За основу расчета центровки берется вес и центровка пустого самолета, которые указываются в формуляре и в бортовом журнале самолета. При размещении грузов в носовой части самолета центровка самолета становится передней, и наоборот … задней. От центровки, т.е. от ЦТ самолета зависит безопасность полета т.к. при центровке менее «предельно - передней» при посадке может не хватить эффектив-ность РВ для создания самолету посадочного положения, а при центровке более «предельно - задней» на земле при загрузке самолета самолет опрокинется на ХО, что приведет поломке самолета.

Если центровка самолета равна 25 % САХ крыла, то Ц Т ее находится на расстоянии 1/4 длины САХ крыла. От положения ЦТ самолета зависит знак и величина момента аэродинамических сил, т.к. она влияет НА ПРОДОЛЬНУЮ устойчивость самолета. (Центровка определяется по центровочным графика диспетчером в больших аэропортах, а в малых – вторым пилотом).

Центровка зависит от размещения пассажиров, грузов и выработки топлива в полете следующим образом: - При уменьшении центровки (при перемещении ЦТ самолета к носку САХ,т.е. к передней кромке крыла) возникает стремление самолета к уменьшению , что приведет к увеличению V - увеличивается продольная устойчивость, уменьшается продольная управляемость. Поэтому передний предел допустимых центровок устанавливается из условий получения безопасной посадочной V и достаточной управляемости, т.е. предельным отклонением РВ на посадке вверх, которого может, не хватит для создания самолету посадочного положения перед касанием земли, что приведет к касанию земли передней опорой с известным исходом. - При увеличении центровки (при перемещении ЦТ самолета к задней кромке крыла) возникает стремление самолета к увеличению , что приведет к потере V - уменьшается устойчивость, увеличивается управляемость. Поэтому задний предел допустимых центровок устанавливается из условия обеспечения достаточной устойчивости Из–за плохой устойчивости самолет может легко перейти на за критические , со срывом в штопор.

На земле, при загрузке самолета увеличение центровки до предельно задней может вызвать опрокидывания самолета на хвост, с поломкой хвостового оперения, также увеличение центровки в значительной степени сказывается на его рулежных характеристиках, уменьшая сцепление с ВПП передних опор колес шасси самолета, а при отрыве после пробега, сильные вертикальные порыва ветра могут вывести самолет на за критические  … .

6) Диапазон центровок – Разность между предельно задней и предельно передними центровками в долях САХ крыла. 6^а) Изменение центровки – Перемещение ЦТ самолета вдоль САХ крыла относительно первоначального положения, вызванное изменением загрузки. 6^б) Аэродинамический фокус крыла – это конструктивно выбранная точка на САХ крыла относительно которой изменение угла атаки не вызывает продольных моментов. 6^с) Запас центровки – Расстояние по САХ между фокусом самолета и действительной центровкой (передней или задней), который обеспечивает безопасную продольную устойчивость самолета. 6^д) Критическая (нейтральная) центровка самолета – Центровка, при которой запас продольной устойчивости самолета равен нулю, что соответствует совмещению ЦТ с фокусом самолета на САХ крыла.

Общие понятия о равновесии самолета. 7^и) Равновесие (балансировка) самолета – это состояние самолета в полете, при котором силы и моменты, действующие на него, взаимно уравновешены, и самолет совершает равномерное и прямолинейное движение в определенном режиме полета - ГП, подъем или планирование. Уравновешивания моментов и сил, действующих на самолет в полете достигается отклонением рулей пилотом с помощью триммера на самолетах с поршневыми двигателями, а на самолетах с ТРД с помощью механизма эффекта триммирования (МЭТ) , в такое положение, при котором устойчивый самолет при освобожденном управлении, например РВ, летит прямолинейно (горизонтально) с заданной скоростью. 7^к) Условия для равновесия – это такие условия, при котором суммы всех сил и суммы всех моментов на каждую ось координат (ОХ, ОУ и ОZ )были = 0 и суммы моментов всех сил относительно каждой из осей координат тоже были = 0: 7^л) Принцип работы рулей и элеронов – Для создания моментов относительно своих осей самолет имеет на ГО - РВ, на ВО - РН, а на крыле - элероны. Принцип работы рулей и элеронов аналогичен, поэтому рассмотрим принцип работы РВ (рис.5.9-Григорьев). Согласно рисунка, при отклонении РВ изменяется  крыла и эффективная кривизна профиля ГО. Это вызывает изменение характера обтекания и, следовательно, изменение распределения Р не только на поверхности РВ, но и стабилизатора. При отклонении РВ вниз, под ГО происходит торможение потока и, следовательно, «повышение» Р, а над ГО - разгон потока и, следовательно, уменьшение Р, т.е. «разряжение» Р. Разность Р под и над ГО вызывает аэродинамическую «У» ГО, направленную вверх, т.е. в противоположную сторону отклонения РВ. Аналогично, что при отклонении РВ вверх «У» ГО будет направлена вниз. Площадь РВ составляет 30 - 40% площади ГО, поэтому основная часть «У» горизонтального оперения создается стабилизатором. Такое распределение аэродинамических сил между стабилизатором и РВ облегчает управление самолетом. 7^м) Балансировка самолета – это процесс уравновешивания моментов, действующих на самолет, путем соответствующего отклонения органов управления. 7^м) Балансировочный угол РВ – это угол отклонения РВ, при котором, в установившемся режиме полета достигается равновесие моментов относительно оси ОZ (Mz = 0). 7^н) Балансировочный угол атаки крыла – , на котором продольный момент (момент тангажа) самолета относительно поперечной оси ОZ равен нулю (Mz = 0). 7^о) Балансировочные кривые – Зависимость углов отклонения РВ самолета от  крыла.

Продольное равновесие самолета 7^п) Продольное равновесие самолета – это такое состояние, при котором самолет не имеет стремления к изменению  т.е. к вращению вокруг поперечной оси ОZ, в котором силы, действующие в плоскости симметрии самолета ХОУ, взаимно уравновешены и сумма моментов этих сил относительно поперечной оси ОZ равна нулю, а движение характеризируется постоянными значениями , V и других значении на любом этапе полета. В Г П должны соблюдаться 3 условия продольного равновесия : 1) «У» должна быть равна «G» самолета - У = G с ; 2) Равенство продольного момента нулю - M z = 0. 3) Равновесие сил в направлений оси ОХ - Р_двиг. = Q. А на подъеме и на планирований 4-ое условие - постоянство угла наклона траекторий подъема или планирования подъ,(план.). При этих условиях устойчивый самолет при освобожденном управлении летит прямолинейно и равномерно с заданной скоростью.  Признак продольного равновесия –  = const ; V = const .  Условие продольного равновесия – F x = 0; M z = 0. 7^р) Способы продольного равновесия самолета – это применение стабилизаторов (ГО) с изменяемыми углами установок в пределах «-» 1,5 до «-» 7 градусов на современных самолетах для балансировки (для уравновешивания продольных моментов), что уменьшает требуемые отклонения РВ. 7^с) Нарушение продольного равновесия самолета – Изменение  и V полета самолета под действием на самолет вертикальных порывов ветра, при котором изменение  происходит во много раз быстрее из- за малой инерционности во вращении, чем изменение V из-за большой инерции его в поступательном движении. Поэтому в первый момент появляется устойчивость самолета по  (по перегрузке).

7^сс) Влияние на продольное равновесие: А) Работы крыла – величины аэродинамических моментов тангажа крыла зависит от величин сил подъемной «У» и расстоянии ЦД крыла (точка приложения подъемной силы «У») до ЦМ самолета, а его направление зависит от взаимных расположении ЦД крыла и ЦМ самолета: а) Если ЦД крыла находится позади ЦМ самолета (рис.5.10 Вотякова), то аэродинамический момент тангажа крыла будет пикирующим; б) Если же ЦД крыла окажется впереди ЦМ самолета, то аэродинамический момент тангажа кры- ла будет кабрирующим; с) При совпадении ЦД и ЦМ, то аэродинамический момент тангажа крыла будет равен нулю.

 Так как величина силы подъемной крыла и положение ЦД зависит от угла атаки, изменение ЦД неизбежно приведет к на-рушению равновесия моментов, действующих на самолет.  Крыло влияет на продольное равновесие самолета и косвенно – за счет создания скоса потока в области ГО, направлен-ный сверху вниз и вызывающей кабрирующий момент.

Б) Работы винта – работающий винт дает момент тангажа от деценрации винта (несовпадение направления оси винта с ЦМ самолета), косой обдувки винта и обдувки крыла и ГО потоком воздуха от винта: а) При нижней деценрации винта (ось винта проходит ниже ЦМ самолета) составляющая силы тяги Рx создает кабрирующий мом-ент, а при верхней децентрации винта - пикирующий момент. Составляющая силы тяги Ру, возникающая в результате косой обдувки винта, при положительном угле атаки крыла создает кабрирующий момент, а при отрицательном угле атаки крыла - пикирующий момент. б) Суммарный момент от составляющей Рx и Ру будет кабрирующим, если направление силы тяги Р проходит ниже ЦМ са-молета, и пикирующим, если направление силы тяги Р проходит выше ЦМ самолета. с) Аэродинамич. момент тангажа ГО от действия струи винта увеличивается из-за увеличения V потока омывающее ГО, что приводят и к увеличению отрицательного угла атаки ГО, а это в свою очередь приводит к увеличению значения отрицат-ельной аэродинамической силы подъемной («–» У) ГО и, следовательно, к увеличению кабрирующего момента ГО. д) Работа винта приводит к нарушению продольного равновесия самолета, если винт: - имеет нижнюю децентрацию винта, то придаче газа самолет будет кабрировать, т.к. момент от действия струи на ГО в сумме создают значительный кабрирующий момент; - имеет значительную верхнюю децентрацию винта его тяга создает пикирующий момент, который может перевесить кабрирующий момент ГО; Кабрирование самолета при работающем винте более выгодно пилоту, т.к. при внезапном отказе СУ кабрирующий момент от работы винта исчезает, а пикирующий аэродинамический момент РВ остается, и под его действием самолет перейдет на планирование.

С) Изменения центровки самолета – Изменения центровки происходить из-за перемещения грузов и пассажиров, выработки топлива в полете и т.п., что сильно изменяет плечо аэродинамической подъемной силы крыла «У», и следовательно, ее момент: - при уменьшении центровки ЦМ самолета смещается вперед, что вызывает момент пикирующий, а при увеличений центровки – кабрирующий.

Д) Выпуск закрылков – Измененяет кривизну профиля крыла, что увеличивает его аэродинамическую подъемную силы «У» и перемещает ЦД крыла назад, что благоприятствует появлению пикирующего момента. Однако увеличение скоса потока в области ГО способствует появлению кабри-рующего момента. Направление суммарного аэродинамического момента тангажа будет зависеть от величины того или другого момента. Для безопас-ности полета важно, чтобы суммарный момент при выпуске закрылков был пикирующим. Е) Выпуск шасси – что увеличивает силу лобового сопротивления самолета, которая относительно ЦМ самолета создает пикирующий момент, что может быть усилен, если при ВШ ЦМ самолета смещается вперед, и ослаблен, если ЦМ самолета смещается назад. 7^т) Путевое равновесие самолета – это такое состояние его в полете, при котором он не имеет стремления к изменению направления полета, т.е. к вращению вокруг нормальной (вертикальной) оси ОУ.  Признак путевого равновесия – = 0;  Условие путевого равновесия – . 7^у) Поперечное равновесие самолета – это такое состояние его в полете, при котором он не изменяет своего положения относительно продольной оси ОХ (без крена) и движется прямолинейно. Признак поперечного равновесия – const;  Условие поперечного равновесия (равенство нулю кренящих моментов относительно оси ОХ - рис. 188, Вотяков). – или У_левый · b + Gкрыла _левый · d + У_правый · + Gкрыла _правый · = 0. Поперечное равновесие обеспечивается аэродинамической и весовой симметрией самолета. На рис. 188видно, что моменты вращающие самолет вокруг продольной оси, создаются в основном подъемными силами и силами веса полукрыльев. Нарушение условия поперечного равновесия может произойти по ряду причин: – несимметричное нагружение самолета (неравномерная заправка или выработка в полете крыльевых топливных баков), в результате чего ЦТ самолета сместится вправо или влево и создаст неуравновешенный момент относительно оси ОХ; – нарушение аэродинамической и геометрической симметрии, например, нарушение формы профиля одного из полукрыльев, неодинаковая деформация полукрыльев в полете т.п. вызывают появление дополнительных кренящих моментов, нарушающих поперечное равновесие; – изменение режима работы СУ (у самолетов с винтовыми двигателями), что вызывает изменение величины моментов реакции винта; – изменение углов атаки полукрыльев под влиянием вертикальных потоков воздуха или отклонением элеронов; – скольжения самолета под воздействием боковых порывов ветра или отклонения РН также нарушают поперечное равновесие. Нарушенное поперечное равновесие во всех случаях может быть восстановлено с помощью элеронов, при отклонении которых на полукрыльях изменяются величины подъемных сил У_левый и У_правый . В результате этого может быть создан момент, направленный на восстановление нарушенного равновесия относительно продольной оси. 8) Боковое равновесие самолета (взаимосвязь между поперечным и путевым равновесием) – это совокупность путевого и поперечного равновесий , т.е. такое его состояние, когда силы, действующие на него в плоскости ХОZ и УОZ, соответственно взаимно уравновешены и суммы моментов этих сил относительно продольной ОХ и нормальной ОУ осей равны нулю. Если все силы и моменты, действующие на самолет, взаимно уравновешены, то считают, что самолет с б а л а н с и р о в а н.

Условия бокового равновесия самолета: и 1) Взаимосвязь между поперечным и путевым равновесием: а) При случайном нарушении равновесия из-за порывов ветра самолет накренился на левое полукрыло, неуравновешенная сила относительно оси ОХ , т.е. Fх = Z (по Григорьеву - рис. 5.18 «а») являясь центростремительной силой, вызывает скольжение самолета под углом  в сторону опущенного полукрыла. При полете со скольжением набегающий поток, воздействуя на фюзеляж и ВО, вызывает момент рыскания Му в сторону опущенного полукрыла, что нарушая поперечное равновесие, нарушает путевое равновесие; б) При случайном нарушении равновесия из-за порывов ветра самолет развернулся вправо (по Григорьеву - рис. 5.18 «б»), при котором возникает скольжение самолета под углом  на левое полукрыло, что приводит к затенению фюзеляжем отстающее полукрыло, а это приводит к уменьшению подъемной силы отстающего полукрыла на некоторую величину, чем у полукрыла, идущего впереди. Разность аэродинамических подъемных сил полукрыльев вызовет момент крена в сторону отстающего полукрыла. При скольжении самолета с крылом, имеющим положительное поперечное V, величина момента крена в сторону отстающего полукрыла увеличивается и тем сильнее, чем больше угол поперечного V. Объясняется это увеличением угла атаки полукрыла, идущего впереди, и уменьшением угла атаки отстающего полукрыла из-за частичного ее затенения фюзеляжем и из-за косой обдувки ее набегающим воздушным потоком. Таким образом, при нарушении путевого равновесия происходит нарушение и поперечного равновесия самолета.

Причины и последствия нарушения равновесия самолета: 8^а)^*Обеспечения равновесия самолета – это тогда, когда все моменты от сил, действующих на самолет относительно ЦМ взаимно уравновешены, и самолет движется прямолинейно или криволинейно (вираж) по инерции. 8^аа)  «Режимные» полеты самолета – это равновесное состояние самолета вдоль своих взаимно перпендикулярных осей ОХ, ОУ и ОZ, когда моменты от сил, действующих на самолет взаимно уравновешены относительно ЦМ, и самолет выполняет определенный режим прямолинейного полета. При этом силы и моменты, действующие на самолет, сохраняют постоянное значение (Рис. 7.4 - Кокунина). К ним относятся : - Моменты сил тяг в/ винтов – Мр; - Реактивные моменты в/винтов – М_R; - Моменты аэродинамических сил крыла – Мкр; - Моменты аэродинамических сил оперения – Мго и Мво, а также балансировочные моменты. Равновесие «режимных» моментов, при необходимости нарушается пилотом для перехода в другой режим по- лета, воздействием на органы управления самолета или воздействием на самолет каких-то других причин. 8^б)  «Управляющие» моменты (через органы управления)» – это моменты вызванные действиями пилота и моменты, возникающие от выпуска или уборки шасси, использования механизации, балансировка самолета из-за выработки топлива и т.п. Реакция самолета на действие этих моментов для пилота не является неожиданной. 8^с) Случайные» моменты – это моменты, представляющие собой опасность, которые возникают по причинам не зависящие от воли пилота. К ним относятся отказ в полете двигателей, несимметричное отклонение механизации крыла, обледенение самолета, полет в неспокойном воздухе, разрушение частей самолета из-за превышения V полета сверх эксплуатационно-допустимых, срывное обтекание крыла, оперения и т.п. Эти причины не всегда являются случайными. Очень часто «случайные моменты» из-за неумелых действии пилота или из-за технической небрежности ИТС, обслуживающих самолет: А). Отказ в полете двигателя - При отказе одного двигателя возникает большой неуравновешенный момент (рис.7.4-Кокунина). Му = (Р + Р₂) · = Р + Р₂ , где : Р - сила тяги работающей СУ; Р₂ - сила тяги авторотирующего винта; – расстояние СУ от плоскости симметрии самолета. Под действием Му самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя, т.е. нарушается путевое равновесие. В процессе этого разворота У внеш-него крыла становится больше, чем внутреннего на У. Появляется неуравновешенный момент нарушающее поперечное равновесие, кото-рый создает крена в сторону отказавшего двигателя. Одновременно самолет быстро теряет скорость из-за тормозящего действия отрицательной тяги винта отказавшего двигателя, что создает опасность потери скорости и срыва потока с верхней поверхностй крыла приводящее к сваливанию самолета в штопор.

Б). Несинхронное отклонение механизации крыла – Она вызывает появление поперечных и путевых неуровновешанных моментов, т.к. отстающий закрылок создает значительно меньшее , в результате которого в сторону отстающего закрылк создается крен (рис. 7. 5, а - Кокунина).

С). Нарушения равновесия самолета при полете в турбулентной атмосфере – Она связана с наличием порывов ветра (рис. 7.5 «а» и «б». - Кокунина): – Горизантальные порывы ветра (рис. 7,5, б - Кокунина) резко изменяют V обтекания или углы скольжения крыла, при котором нарушается продоль-ное или боковое равновесие самолета. Большие боковые порывы ветра на больших высотах могут даже привезти к переворачиванию самолета на «спину». – Вертикальные порывы ветра (рисю 7,5, в - Кокунина) нарушают продольное равновесие самолета, создают опасность выхода самолета на критичес-кие углы атаки с известным исходом. Последнее связано с энергичными бросками самолета («болтанкой») и поэтаму влияет не только на прочность конст-рукции, но и на устойчивость системы «самолет - среда - пилот» и создает дискомфорт. – Турбулентность воздушной среды наиболее опасная для самолета, которая возникает в грозовых облаках, где скорость вертикальных порывов достига-ет 30-50 м/с. К этому добавляется опасность порожения самолета молнией. Поэтому НПП и РЛЭ гражданских самолетов категорически запрещают вход в грозовые облака. В верхней тропосфере и в стратосфере встречаются зоны интенсивной турбулентности, связанные со струйными течениями. Причиной нарушения равновесия самолета может стать спутный поток впереди летящего самолета. Воздействие спутного потока может быть настолько сильным, что органы управления взлетающего самолета не в состоянии будут его парировать, по этим причинам были катастрофы взлетающих самолетов. Спутный поток создается концевыми вихрями крыла, стекающим с крыла и фюзеляжа пограничным слоем и реактивной струей двигателя. При попадании в спутный поток изменяются все параметры движения самолета и нарушается его равновесие. Особенно опасно кренение самолета при заходе на посадку и производстве посадки.

Устойчивость самолета. Общие сведения. 8) Реальное движение самолета – т.к. на параметры полета оказывает состояние атмосферы, реальное движение условно разделяют на: 1) Опорное движение - это режим полета при нулевых возмущениях или движение по нужной, т.е. по желаемой траектории; 2) Возмущенное – движение при воздействии возмущений. В условиях возмущенного движения приближение к желаемой траектории достигается за счет естественной способности самолета сохранять устойчивость движения и парированием отклонений самолета от заданных параметров пилотом и автоматическими устройствами (Николаев-90г., стр.7). 9^а) Устойчивость самолета – это способность самолета (самостоятельно, без вмешательства пилота в управление) сохранять опорный (исходный) режим полета, т.е. равновесное состояние при воздействии на него каких-либо кратковременных возмущений (Н. Е. Жуковский: «прочность движения»). 9^аа) Нарушение продольного равновесия самолета – это проявление устойчивость самолета по перегрузке, т.е. по углу атаки появляющееся в первый момент после нарушения равновесия из-за изменения угла атаки крыла и последующее по скорости полета, при котором изменение угла атаки происходит во много раз быстрее, чем изменение скорости полета. 9^б) Устойчивый самолет – После прекращения действия возмущения самолет самостоятельно возвращается к исходному равновесию. 9^с) Неустойчивый самолет – При случайном нарушении равновесия еще дальше отходит от исходного равновесия. 9^д) Безразличный (нейтральный) самолет – При случайном нарушении равновесия самолет не стремится вернуться к исходному (равновесному) режиму полета или отойти от него, что случается при нейтральной центровке (см. 20 ^ж). 9^е) Стабилизирующий момент самолета – Случайно нарушенное равновесие вызовет момент, возвращающий самолет в прежнее равновесное состояние . 9^ж) Дестабилизирующий момент самолета – Случайно нарушенное равновесие вызовет момент, еще больше нарушать равновесное состояние самолета, при котором самолет не возвращается в прежнее состояние. 9^з) Неспособность самолета самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие – это такой самолет, который требует непрерывного внимания пилота и непрерывной работы рулями для восстановления равновесия (Рис.6.1.-Григорьев). 9^з) Статическая устойчивость самолета – это способность его создавать в полете стабилизирующие моменты (силы) возвращающие себя к исходному равновесию при воздействий на него возмущений. 9^е) Демпфирование – это моменты возникающие при случайном нарушений равновесия от взаимных расположений крыла, фюзеляжа и оперения, которые обеспечивают затухающий характер колебаний самолета сразу же с началом ее вращения вокруг своих осей. 9^ее) Динамическая устойчивость самолета – это демпфирование, т.е. способность самолета (взаимных расположений частей самолета) гасить появившиеся колебаний, которые обеспечивают затухающий характер колебаний. На больших высотах из-за уменьшения плотности воздуха демпфирование (гашение) колебаний ослабевают, и для обеспечения динамической устойчивости самолета применяют специальные демпфирующие устройства. 9^ж) Продольная устойчивость самолета – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота сохранять или восстанавливать нарушенное продольное равновесие. Нарушение продольного равновесия выражается в изменении  и V полета при действии на самолет кратковременных внешних аэродинамических сил от вертикальных порывов ветра, причем изменения  происходит во много раз быстрее, чем изменение скорости полета. Медленность изменении V полета объясняется большой инерцией самолета в поступательном движении, поэтому в первый момент после нарушения равновесия появляется устойчивость самолета по  (по перегрузке). 9^з) Устойчивость по перегрузке – это моментальное появление пикирующего момента, при случайном увеличении т.к. вращение самолета относительно поперечной оси происходит быстрее, чем по скорости,что вызывает неощутимую перегрузку из-за способности самолета самостоятельно сохранять перегрузку исходного режима полета в первый момент появляется устойчивость по перегрузке. 9^и) Устойчивость по скорости – это способность самолета самостоятельно сохранять V исходного режима полета, т.е. отклонение траектории полета вверх вызывает < V полета, и происходит отрицательный прирост подъемной силы «- ∆У», который стремится возвратить самолет к исходному режиму полета, что проявляется медленно, чем устойчивость по перегрузке, т.к. через нескольких колебании вверх и вниз относительно траектории полета возвращается к исходному режиму полета. 9^к) Аэродинамический Фокус профиля крыла – это точка приложения на САХ профиля крыла прироста подъемной силы (∆Укр.), из-за изменения  и относительно которой изменение  не вызывает моментов тангажа. Фокус на хорде профиля крыла, конструктивно является точкой приложения дополнительной аэродинамической силы, который возникают при изменении , поэтому моменты от углов атаки относительно этой точки не изменяются. Расположение аэродинамического фокуса дозвуковых профилей по хорде (САХ) крыла изменяется в зависимости от относительной толщины, от относительной кривизны профиля крыла, удлинения крыла «», от угла стреловидности крыла «» и удлинения ХО, и находится вблизи первой четверти длины его хорды (25% САХ) от ее передней кромки (от носка) крыла, а у сверхзвуковых вблизи половины хорды (САХ) их крыльев. Увеличение толщины и кривизны профилей крыла аэродинамический фокус крыльев смещает к передней кромке крыла (к ноку крыла), а остальные факторы смещают ее к задней кромке крыла (Вотяков - стр.181). 9^л) Аэродинамический Фокус самолета – это точка приложении на САХ профиля крыла равнодействующих прироста подъемных сил крыла и оперения (∆Усамол. = ∆ Укр + ∆ Уго), из-за изменения и относительно которой изменение  не вызывает моментов тангажа. При нарушении продольного равновесия самолета  крыла изменяется на ∆ и вызывает изменение У самолета на ∆У (∆Ус = ∆Укр + ∆Уго), которая всегда приложена в фокусе самолета, а изменение  крыла не вызывает моментов тангажа, т.к. относительно этой точки, величина плеча изменяется обратно пропорционально моментам тангажа. 9^м) Обеспечение продольной устойчивости самолета по углу атаки  – это обязательные условии самолетам, для проявлении ими продольной устойчивости по углу атаки, чтобы их ЦТ всегда находились впереди своих фокуса, т.е. в зависимости от типа ВС имели центровку менее 25 или менее 35 % САХ, что благодаря плеча «а» находящееся на продольной оси самолета между фокусом и ЦТ (∆M z = ∆У ∙ a), при случайном изменении  на «+» или на «--» обеспечивали возникновении стабилизирующих моментов возвращающие самолеты на заданный , *Так как «центровка» является основным фактором влияющим на продольную устойчивость самолета, конструктивно изменяя удлинение крыла, угла стреловидности крыла, относительной толщины и относительной кривизны профиля крыла и длину ХО, фокус самолета располагают в пределах 25 … 35 % САХ крыла (у менее легких самолетов фокуса ближе к 25%, а у более легких к 35%). *Центровка самолетов 25…35% САХ крыла соответствуют безразличному равновесию, т.к. ЦТ (ЦМ) самолетов будут совпадать со своими фокусами, а при центровках более 35 %, фокусы самолетов окажутся впереди своих ЦТ и самолеты становятся неустойчивыми. 22^н) Факторы, влияющие на продольную устойчивость самолета - Центровка самолёта является основным фактором, влияющим на продольную устойчивость самолёта. Так как Фокус самолёта обычно находится на 25 … 35 % САХ крыла, поэтому устойчивый самолёт должен иметь центровку Хц.м < 25% САХ, чтобы центр масс был впереди фокуса самолёта. Центровка самолёта Х ц. м = 25 … 35 % САХ крыла соответствует безразличному равновесию самолёта, т.к. центр масс почти совмещается с фокусом. При Хц.м > 25% САХ фокус оказывается впереди центра масс и самолёт становится неустойчивым.  П о л о ж е н и е ц е н т р а м а с с п о в ы с о т е – Сила ∆Y , возникающая при нарушении продольного равновесия, имеет две составляющие ∆Yn и ∆Y . Если центр масс расположен ниже фокуса (высокоплан - рис.8.3, а- Кокунина), то ∆Y создаёт стабилизирующий момент «–» ∆Mz, а если выше низко-план - 8.3, б) - дестабилизирующий момент «+»∆Mz. Поэтому низкопланы менее устойчивы и требуют более передних центровок . У г л ы а т а к и – На малых углах атаки обтекание безотрывное и положение фокуса постоянно ф = const. На больших углах атаки при срывном обтекании прямого крыла (𝝌° < 30) фокус перемещается назад ( ф ), что приводит к увеличению продольной устойчивости. Срыв потока на стреловидном крыле (𝝌° < 30) начинается на концах крыла. Фокус перемещается вперед, продольная устойчивость уменьшается. С к о р о с т ь п о л ё т а – V полета при малых значениях чисел М почти не влияет на продольную устойчивость самолёта, так как положение фокуса постоянно. При М > М в зависимости от смещения фокуса продольная устойчивость возрастает или уменьшается. На самолёте с прямым крылом при М > 1 (сверхзвуковой полёт) смещение фокуса назад составляет ~ 25% САХ и вызывает резкое увеличение продольной устойчивости, что затрудняет управление самолётом. П л о щ а д и к р ы л а и о п е р е н и я – оказывают влияние на величину стабилизирующего момента «–» ∆Mz, так как от их величины и соотношения зависят значения ∆Y и положение фокуса самолёта. Д л и н а х в о с т о в о й ч а с т и ф ю з е л я ж а – Фокус самолёта смещается назад, и продольная устойчивость увеличивается при увеличении длины хвостовой части фюзеляжа. С т р е л о в и д н о с т ь к р ы л а – вызывает смещение фокуса назад поэтому увеличивает продольную устойчивость, Но такое крыло склонно к концевым срывам потока, которые приводят перемещению фокуса вперёд и уменьшению устойчивости самолета. Р а с п о л о ж е н и е в о з д у ш н ы х в и н т о в – Сила тяги воздушного винта Р изменяется с изменением скорости полёта. Если винты расположены выше ЦТ, то сила тяги Р, увеличиваясь при увеличении угла атаки  ( т.к. скорость полёта уменьшается),создаёт стабилизирующий момент (рис.8,4,а-Кокунина) ,а если винты расположены ниже ЦТ - дестабилизирующий момент ( рис.8,4,б - Кокунина). Следовательно, и в этом случае более устойчивыми оказываются самолёты - высокопланы с двигателями, расположенными в крыле. С т р у я Р Д – проходящая под ГО, оказывает отсасывающее действие, уменьшая углы атаки оперения. Это вызывает смещение фокуса вперёд и уменьшает продольную устойчивость. О б л е д е н е н и е – в условиях обледенения на самолётах с отрицательным нагружением ГО (например, на самолёте Ан-24) при выпуске закрылков возникает нарушение продольной устойчивости в форме так называемого « клевка». Это связано с тем, выпуск закрылков создаёт момент на уменьшение углов атаки, и при обледенении передних кромок на стабилизаторе возникает срыв потока с его нижней поверхности. Величина отрицательной нагрузки резко уменьшается и создаёт дополнительный неуравновешенный дестабилизирующий момент ∆Mz на пикирование. Фокус при отклонении закрылков перемещается вперёд, продольная устойчивость уменьшается. 9^о) Путевая (флюгерная) устойчивость самолета (рис. 8.5 – Кокунина, «а») – это способность самолета (самостоятельно) без вмешательства пилота устранять (уничтожать) возникшее скольжение на крыло, т.е. устанавливается «против потока», сохраняя заданную траекторию полета, органом которого является вертикальное оперение ВО. При случайном нарушении путевого равновесия (под действием кратковременного бокового ветра) самолет вращается вокруг оси ОУ, но его ЦМ по инерции еще сохраняет траекторию полета (рис.- 8.5,а- Кокунина). Таким образом, плоскость симметрии самолета оказывается повернутой к направлению потока на угол скольжения . Скольжение делает обтекание самолета несимметричным. Создается сила боковая вертикального оперения «Zв.о.», приложенная в боковом «Фокусе» самолета. Вертикальное оперение смещает боковой фокус за центр масс самолета, что обеспечивает создание стабилизирующего путевого (флюгерного) момента Му = Zb. При уменьшении центровки, т.е. при перемещении ЦТ самолета вперед (ближе к передней кромке крыла) увеличивается путевой стабилизирующий момент (увеличивается плечо b) и уменьшается при увеличении центровки (уменьшается плечо b). 9^п) Движение рыскания – это движение самолета в плоскости горизонтального ветра под углом к его направлению. 9^р) Скольжение самолета на крыло Му – это несовпадение направления набегающего потока с плоскостью симметрии самолета, что вызывает моменты рыскания Му и крена Мх. 9^с) Боковое движение самолета – это движение самолета в горизонтальной плоскости Х О Z . Они состоят из вращательных движений самолета вокруг осей ОХ и ОУ и поступательных движений ЦТ в этой же плоскости. 9^б) Поперечная устойчивость самолета – это способность самолета самостоятельно, без вмешательство пилота сохранять и восстанавливать в полете нарушенное поперечное равновесие относительно продольной оси ОХ, органами которого являются крыло и ВО. Изменение под действием внешнего возмущения не нарушает равновесие поперечного момента. Но при создании нарушается равновесие сил У и G и появляется неуравновешенная сила Т, вызывающая скольжение на опущенное полукрыло. Обтекание самолета становится несимметричным и на опущенном полукрыле из-за увеличения  «У» увеличится на ∆У , а на поднятом, из-за затенения фюзеляжем, уменьшается на ∆У . На ВО создается боковая сила Z. Эти дополнительные аэродинамические силы ∆У и Z относительно оси ОХ создают стабилизирующий поперечный момент ∆Mх = ∆У ∙ с + ∆У ∙ с + Z х ∙ d . 9^т) Поперечная устойчивость самолета на больших – это способность самолета самостоятельно восстанавливать нарушенное попе-речное равновесие на около критических  крыла, т.е. теряет свойство демпфирования из-за срыва потока с опускающегося крыла, что вызывает самовращение (авторотацию) крыла вокруг продольной оси, следствием авторотаций является потеря скорости и сваливание самолета в штопор. 9 9^у) Поперечная статическая устойчивость самолета относительно продольной оси – это способность самолета при нейтральном положении элеронов автоматический устранять крен при скольжении или кренится в противоположную скольжению сторону. 9^ф) Боковая устойчивость самолета – это совокупность поперечной и путевой устойчивостей самолета, характеризирующий способность его этим совокупным влиянием самостоятельно устранять крен и скольжение (боковые движения) после действия возмущения, т.е. сохранять в полете исходное боковое равновесие.

Управляемость. 10) Управляемость самолета – это способность самолета реагировать на отклонения рулевых поверхностей ( РН, РВ и элеронов), т.е. изменять режим полета по воле пилота. 10^а) Статическая управляемость самолета – это способность самолета под действием рулевых поверхностей уравновешиваться для восстановления исходного режима полета. 10^б) Динамическая управляемость самолета – это способность самолета под действием рулевых поверхностей нарушать равновесие для изменения режима полета или выполнения маневра. 10^с) Продольная управляемость самолета – это способность самолета изменять  по воле пилота, органом которого является РВ. 10^д) Путевая управляемость самолета – это способность самолета изменять свое положение в полете относительно вертикальной оси при отклонении пилотом РН, т.е. создавать угол скольжения в результате чего самолет будет иметь тенденцию к кренению в ту же сторону, куда отклонен РН. 10^е) Поперечная управляемость самолета – это способность самолета поворачиваться вокруг своей продольной оси с помощью элеронов, т.е. создавать или изменять угол крена по воле пилота. 10^ж) Боковая управляемость самолета – это способность самолета из-за взаимосвязи и взаимозаменяемости между поперечной и путевой управляемостью, при отклонении пилотом только элеронов, крен вызывает скольжение и разворот, а при отклонении пилотом только РН, скольжение вызывает крен . 10^з) Шарнирный момент рулей (рис.9.8-Кокунина) – это момент аэродинамической нагрузки руля относительно его оси вращения: М шарн. = R · , где : R – аэродинамическая нагрузка руля; – расстояние ЦД руля от оси вращения . Шарнирный моменты всегда противодействуют отклонению руля, и поэтому вызывают усилия на командных рычагах, которые преодолеваются пилотом. 10^и) Аэродинамические компенсаций рулей и элеронов – Предназначены для уменьшения усилий на командных рычагах управления рулевыми поверхностями (РН, РВ и РН) посредством уменьшения шарнирного момента.

Средства уменьшения шарнирного момента рулей : 1). Осевая компенсация (рис.9.9«а»-Кокунина) – Ось вращения руля ( или элерона ) смещена назад так , чтобы площадь, расположенная перед осью вращения, составляла 25 – 30 % от площади руля. Шарнирный момент, т.е. противодействие, отклонению руля уменьшается за счет уменьшения плеча « » и силы «R». Осевая компенсация проста и надежна, применяется очень широко. 2). Роговая компенсация (рис.9.9«б»-Кокунина) – Перед осью вращения создают дополнительную площадь – рог 1, аэродинамическая нагрузка которого дает компенсирующий момент: M_шарн. = R · «–» rb, где r – аэродинамическая нагрузка на рог 1; rb – компенсирующий момент. 3). Внутренная компенсация (рис.9.9в -Кокунина) – применяемая на элеронах и элевонах, осуществляется за счет компенсирующей пластины 2, которая расположена перед осью вращения элерона, но не выходит из контура крыла. При отклонениях рулевой поверхности на компенсирующую пластину действует разность давления (p₁ - p₂), создающая компенсирующий момент rb. Тогда M_шарн. = R - rb = R - (p₁ - p₂) Sв.к. · b_. Чтобы давления не выравнивалась, применена эластичная диафрагма 3 из воздухонепроницаемой ткани, герметично соединенная с компенсирующей пластиной и стенкой крыла. Площадь внутренней компенсации Sв.к. составляет около 30% площади руля. Внутренняя компенсация не возмущает потока, но имеет следующие недостатки: – ограничивает углы отклонения элерона; – создает некоторые трудности в ТО самолета, связанные с необходимостью контролировать состояние диафрагмы. 4). Сервокомпенсатор (флетнер, рис.9.9«г»-Кокунина) – Часть площади руля, находящееся в ее конечной части отдельно, который автоматически отклоняясь в противоположную сторону, создает компенсирующий момент rb. При этом M_шарн. = R - rb. Недостатками сервокомпенсатора являются некоторое уменьшение эффективности руля и склонность к самопроизвольным отклонениям, вызывающим флаттер. 5). Т р и м м е р (рис.9.9«д»-Кокунина) – Часть площади рулевой поверхности, врезанный в середине ее конечной части, который отклоняется по воле пилота в сторону, противоположный отклонению руля. Величина компенсирующего момента триммера зависит от его угла отклонения. С помощью триммера осуществляется 100 % компенсация и полностью снимается усилие с командного рычага: M_шарн. = R - rb. Если rb = R то M_шарн. = 0. Это бывает необходимо при длительном установившем полете, когда триммеры используются для снятия с командных рычагов балансировочного усилия Р которое возникает в результате уравновешивания (балансировки) самолета отклонение рулей. Площадь триммера составляет всего 4…8 % от площади руля, поэтому его отклонение почти не уменьшает эффективность руля. На современных скоростных самолетах в основных системах управления для уменьшения усилий на командных рычагах используются гидроусилители, и поэтому нет необходимости в аэродинамической компенсации рулей и элеронов. 6). Эффективность рулей – Способность рулей (элеронов) при отклонении создавать моменты относительно соответствующих осей самолета. Если в полете М < Мкритич, эффективность рулей увеличивается с увеличением V, а при М > Мкритич. может быть потеря эффективности или даже обратное действие рулей. При сверхзвуковой V полета эффективность рулей увеличивается.

Колебания крыла и оперения.  Р е в е р с элеронов (рис.9.7«д»-Кокунина) – Потеря эффективности элеронов или даже обратное их действия, возникающие на больших скоростях полета из-за больших упругих деформаций кручения крыла и элеронов ∆Q.  Ф л а т т е р – Тип вибрации, как самоколебание крыла или оперения самолета . Возникает на некоторых самолетах на максимальной V, который очень опасен для конструкции самолета, при которой ухудшается устойчивость и управляемость с появлением опасных не допустимых деформаций. Поэтому для каждого типа самолета устанавливаются ограничения по максимально - допустимой V полета.  В а л е ж к а (рис. 195-Вотяков). – Самостоятоятельное накренение самолета, появляющееся на большой V при нейтральном положении элеронов вследствие несимметричности подъемных сил каждой половины крыла из-за влияния большой скорости на прочность конструкции крыла (кручение крыла). Затенение оперения – Обтекание оперения заторможенным (завихренным) потоком воздуха при больших  крыла, в результате чего эффективность рулей падают. Бафтинг ( скоростной ) – Возникает при волновом кризисе (образовывается в дозвуковом потоке, обтекающем поверхность самолета в местах сверхзвуковых зон и в местах скачков уплотнения), что вызывает набухание пограничного слоя и его отрыв от поверхности крыла. Этот волновой срыв потока, воздействуя на оперение самолета, вызывает опасные колебания, которого допускать в полете запрещается.

Геометрические характеристики крыла и самолета. а) Профиль крыла – Местное сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета (рис. 2.10. Кокунина). Точка А находится на передней кромке профиля крыла, а точка В на задней кромке (точка схода профиля) крыла. Форма его поперечного сечения бывают: а) двояковыпук­лые симметричные с ост­рыми кромками (ромбовидные и клиновидные) у которых подъемная сила больше, а ло­бовое сопротивление меньше (на сверхзвуковых самолетах); б) не симметричные - на дозвуковых самолетах ; с) симметричные и двояковыпуклые не симметричные - на современных самолетах. (рис. 33, Вотяков). в) Хорда профиля крыла «b» – это отрезок прямой, соединяющие две наиболее удаленные точки профиля. Хорды бывают: – осевая (местная, центральная, корневая) хорда крыла (у обшивки фюзеляжа); – концевая хорда крыла (на концах крыла). с) Средняя линия профиля крыла – Линия, соединяющая середины ординат. д) Максимальная толщина профиля крыла «C_макс.» – Наибольшее расстояние между верхним и нижним контурами (обводами) профиля. е) Кривизна (вогнутость) профиля крыла «ƒ_макс.» – Наибольшее расстояние между хордой и средней линией профиля. ж) Координата наибольшей толщины профиля крыла Хс – Расстояние от передней кромки до места наибольшей толщины профиля. Координата наибольшей толщины профиля крыла не скоростных профилей 25…30 %, а для ламинизированных и сверхзвуковых 40…50%.

От формы профиля зависят его аэродинамические характеристики, поэтому разные по форме профили имеют различные области применения (рис.2.11. Кокунина): – Симметричные профили 1 или профили с очень малой кривизной применяют в крыле скоростных самолетов. На самолетах малых скоростей симметричные профили используются главным образом для органов оперения. – Выпукло - вогнутые профили 2, имеющие большую несущую способность применялись на заре авиации, которые создавало достаточную «У» при очень малых скоростях, а на современных скоростных самолетах выпукло- вогнутость профиля создается на посадке отклонением закрылков на посадочные положения. – Двояковыпуклые профили 3 с большой кривизной обеспечивают не только достаточную несущую способность, но и большую прочность и жесткость крыла, поэтому они используются на не скоростных тяжелых самолетах. Плосковыпуклые профили 4 очень просты в изготовлении и применяются на не скоростных самолетах . Все профили с острыми кромками - чечевицеобразные 7, ромбовидные 8, дельтовидные 9 используются на сверхзвуковых самолетах. з) Относительная толщина профиля крыла « » – Отношение «C_макс.» профиля крыла к «b», выраженное в процентах: . По профиля крыльев делятся на: а) т о н к и е – << 6%; в) с р е д н и е – >> 6%, но << 12%; с) н а т о л с т ы е – << 12%. Относительная толщина влияет на С_х, и для дозвуковых самолетов она составляет 10-18%, а для сверхзвуковых 2,5 - 5%; и) Относительная кривизна профиля крыла « » – Отношение «ƒ_{м а к с.}» к «b», выраженное в процентах: = ƒ_{м а к с} / b · 100 %. Относительная кривизна у симметричных профилей = 0. к) Размах крыла «Lкр.» – Расстояние между консолями (концами) крыла. л) Удлинение крыла «λ» – Отношение размаха крыла к средней хорде: λ = L / b _сред. Удлинение крыла околозвуковых и сверхзвуковых самолетов 2-5, самолетов малых скоростей 12 - 15, а у планеров до 25. м) Сужение крыла «η» – Отношение осевой (местной, центральной, корневой) хорды к концевой хорде: η = b ₀ / b_к. Сужение дозвуковых до 3 - х, а околозвуковых и сверхзвуковых - в широких пределах. н) Угол установки крыла « » – Угол между продольной осью самолета и осевой (местной, центральной, корневой) хордой крыла. Если в различных сечениях различны, то хорды крыла не лежат в одной плоскости, то крыло называется геометрически закрученным, т.е. к концу  нуля(рис.2.12 Кокунина)..

о) Геометрическая крутка крыла – это изменение (уменьшение) угла установки крыла по размаху крыла, что уменьшает углы атаки концевых сечений крыла для улучшения поперечной устойчивости самолета на больших углах атаки, что предотвращает преждевременного срыва потока на концах крыла на критических углах атаки при полетах на малых скоростях полета. п) Аэродинамическая крутка крыла – это уменьшение формы профиля крыла вдоль размаха крыла для уменьшения сопротивления крыла на больших α, что снижает работу ее на излом особенно на околозвуковых скоростях полета. р) Угол атаки крыла «αкр.» – Угол между хордой профиля крыла и направлением вектора V набегающего потока: 1) + α - угол атаки положительный - поток набегает на нижнюю поверхность хорды профиля крыла и наоборот; 2) α = 0 - угол атаки нулевой подъемной силы - направление вектора набег. потока совпадает с направлением «b» профиля крыла. рр) Угол атаки самолета «αсамол.» – Угол между продольной осью самолета ОХ и проекцией вектора V воздушного потока на плоскость симметрии самолета V_ух (рис.2.7, б.- Кокунина). с) Стреловидность крыла – Угол между передней кромкой крыла и поперечной осью самолета, (сверхзвуковых до 60º, на околозвуковых до 45º). т) Угол поперечного V крыла – Угол между поперечной осью самолета и нижней поверхностью крыла: ( у скоростных отрицательное - от « - » 1 до « - » 5 º, а у не скоростных положительное - от « + » 2 до « + » 7 º ). у) Угол крена «» – угол между вертикальной плоскостью, проходящей через продольную ось ОХ, и нормальной осью самолета ОУ (Кокунина-рис.2.7г) или угол между поперечной осью самолета и горизонтом; ф) Угол рыскания «» – угол между проекцией траектории оси ОХ_g и проекцией продольной оси самолета ОХ на горизонтальную плоскость (Кокунина-рис.2.7в); ф ф) Движение рыскания – это движение самолета в плоскости горизонтального ветра под углом к его направлению. Х) Угол скольжения – это угол между направлением воздушного потока (ОХ_а) и плоскостью симметрии самолета (рис.2.7, а.- Кокунина). Х Х) Скольжение самолета на крыло Му – это несовпадение направления набегающего воздушного потока с плоскостью симметрии самолета (вектор скорости не совпадает с плоскостью симметрии самолета), что вызывает моменты рыскания Му и крена Мх. Ч) Угол тангажа – угол между осью ОХ и горизонтальной плоскостью ОХ_gZ_g (Кокунина-рис.2.7д); Ш) Центр давления крыла «ЦД» – Точка приложения R на хорде профиля крыла. При изменении α меняются распределение Р по профилю крыла, что приводит к изменению величины и направления «R», и перемещения ЦД на профиле по следующим законам, который зависит от формы профиля крыла: 1) У несимметричных профилей увеличение α сопровождается перемещением ЦД вперед к ребру атаки крыла, а уменьшение α приводит к смещению ЦД назад к ребру обтекания крыла. 2) У симметричных профилей при изменении α на « + » или на « - » ЦД практический остается на месте.