Центровка

Расчет центровки должен обеспечить положение центра масс (ЦМ) самолета в строго заданном диапазоне на средней аэродинамической хорде b _A. Предельно передняя граница этого диапазона ограничивается достаточностью руля высоты или других органов продольного управления при взлете и посадке.

Предельно заднее положение ЦМ должно обеспечивать допустимое значение частной производной степени продольной статической устойчивости

,

где: = - 0, 15 для дозвуковых пассажирских самолетов;

= - 0, 05 для сверхзвуковых и тяжелых самолетов;

= - 0, 03 для маневренных самолетов.

Допустимый диапазон центровок в долях средней аэродинамической хорды крыла b _A составляет:

= 0, 2...0, 25 для самолетов с прямым крылом;

= 0, 22...0, 3 для самолетов со стреловидным крылом (c = 30...40°);

= 0, 3...0, 34 для самолетов с крылом большой стреловидности
(c = 50...55°);

= 0, 32...0, 36 для самолетов с треугольным крылом малого удлинения.

Для расчета центровок разрабатывается центровочный чертеж и составляется центровочная ведомость. На чертеже центровки дается вид самолета сбоку, вид полукрыла в плане и спереди, показывается корневое сечение крыла, b _A, стояночное и убранное положение шасси, положение земли при стоянке и посадке, угол опрокидывания самолета. Наносится координатная система с осью х, совпадающей с линией земли при стоянке, и осью у, касательной к передней точке самолета.

Взлетная масса самолета распределяется на 15...25 точек, которые наносятся на чертеж в центре масс соответствующих групп грузов, а их координаты по осям х и у заносятся в центровочную ведомость (таблица 2.5).

Таблица 2.5

Центровочная ведомость

Центровочный чертеж может быть совмещен с компоновочным.

Координаты центра масс определяются по формулам:

Относительное значение центровки:

,

где х _А - расстояние от «носка» самолета (начала координат) до «носка» b _A.

Положение центра масс определяется для всех возможных в эксплуатации вариантов загрузки:

Если при расчетах центровка не укладывается в требуемый диапазон, то ее можно исправить: перемещениями группы крыла; отдельных грузов, оборудования (перекомпоновкой)/ небольшим смещением b _A за счет изменения угла стреловидности крыла на 2...3°, изменением длины фюзеляжа, параметров оперения.

Для того, чтобы сразу получить нужное положение центра масс самолета относительно b_A, рекомендуется следующий простой прием расчета центровок.

После разработки центровочного чертежа и составления центровочной ведомости полная взлетная масса самолета разбивается на две весовые точки. В первую включаются все массы, расположенные в фюзеляже, включая и массу его конструкции m _{ф об}. Во вторую весовую точку включаются все массы, размещенные в крыле, m _{кр об}. В m _{кр об} включается и масса основных опор шасси вне зависимости от их крепления к крылу или к фюзеляжу. По вышеуказанной методике находятся раздельно координаты центров масс этих двух точек:

Эти координаты пересчитываются для нового начала координат в «носке» средней аэродинамической хорды крыла b _A:

х¢ _{м ф} = х _{м ф} - x _А; х¢ _{м кр} = х _{м кр} - x _А,

где x _А - координата «носка» b _A.

На центровочном чертеже намечается требуемое положение центра масс самолета для взлетного варианта m ₀ и берется его координата относительно «носка» средней аэродинамической хорды х¢ _м.

Требуемое положение центра масс самолета можно принимать в середине рекомендуемого диапазона центровок для данного самолета.

Из условия равновесия находится координата:

Эта координата определяет положение фюзеляжа относительно крыла, при котором центр взлетной массы самолета будет находиться в центре рекомендуемого диапазона центровок. Остается проверить его положение при других вариантах загрузки.

Положение центра масс по высоте самолета у _м имеет большое значение при. учете динамики движения по земле и при посадочной конфигурации самолета, т. к. у _м определяет положение и высоту опор шасси, угол опрокидывания самолета j, массу шасси.