Расчет центровки самолета

Центровка самолета определяется в процессе его объемной и весовой компоновки.

Проектное положение центра масс самолета должно обеспечивать необходимую устойчивость и управляемость на всех режимах полета.

Продольная устойчивость самолета определяется взаимным расположением центра масс и фокуса самолета.

Возможны три случая расположения центра масс и фокуса самолета:

• центр масс расположен впереди фокуса
• центр масс совмещен с фокусом
• центр масс расположен впереди фокуса

Рис 2.7 К обьяснению проектного положения центра масс

а) Центр масс расположен впереди фокуса самолета (рис. 2. 7, а). Предположим, что под действием внешнего возмущения самолет увеличил угол атаки. Это вызовет приращение подъемной силы самолета



Эта сила, приложенная в фокусе самолета, на плече x= - относительно центра масс, вызовет пикирующий момент, стремящийся уменьшить угол атаки. При случайном уменьшении угла атаки возникающий момент вызовет увеличение угла атаки и стабилизацию самолета относительно поперечной оси.

Таким образом, если центр масс расположен впереди фокуса самолета, то такой самолет после вынужденного изменения угла атаки сам будет возвращаться к его исходному значению.

б) Центр масс совмещен с фокусом (рис. 2.7, б). При случайном изменении угла атаки самолета будет появляться приращение подъемной силы, но из-за отсутствия плеча ( x=0) момент от этой силы будет равен нулю. При управлении самолетом с нейтральной центровкой пилот должен вес время исправлять малейшие изменения угла атаки, так как самолет такой способностью не обладает.

в) Центр масс расположен позади фокуса (рис. 2.7, в). При случайном увеличении угла атаки возникающая сила Y, за счет момента на плече а, будет увеличивать угол атаки еще больше.

При случайном уменьшении угла атаки эта же сила будет создавать пикирующий момент, еще больше уменьшая его значение.

Самолет, отойдя от заданного режима, не будет возвращаться в исходное положение, а станет увеличивать это отклонение.

Управлять таким самолетом крайне затруднительно и выполнять на нем полеты недопустимо из условия безопасности.

Из изложенного выше можно сделать вывод:

чтобы самолет был устойчив по перегрузке, необходимо, чтобы центр масс самолета на всех режимах полета находился впереди его фокуса.

При запасе устойчивости менее 5... 7% средней аэродинамической хорды, из-за высокой чувствительности к отклонению руля высоты, самолет становится "строгим в управлении", требуя от летчика повышенного внимания и точности в дозировании величины отклонения ручки. Для СЛА, у которых центровка существенно смещается даже при изменении наклона тела пилота, эта величина при наиболее задней эксплуатационной центровке должна быть не менее 10% САХ.

Крайне переднее положение центра масс определяется из условия обеспечения управляемости и балансировки самолета на всех режимах его полета.

Смещение центра масс самолета вперед приводит к уменьшению подъемной силы, так как для уравновешивания момента, создаваемого подъемной силой Y, (рис. 2. 8)



Рис 2.8 К обьяснению сущности потерь на балансировку

приложенной в фокусе, необходимо на горизонтальном оперении создать такую подъемную силу Y_го направленную вниз, чтобы равнодействующая Y=Y_кр-Y_го проходила через центр масс. Уменьшение подъемной силы, рост лобового сопротивления из-за необходимости увеличения угла атаки и, как следствие, падение аэродинамического качества называют потерями на балансировку. Чем больше расстояние между центром масс и фокусом самолета, тем больше потери на балансировку.

Желательно, чтобы допустимый диапазон центровок (от крайней передней до крайней задней) составлял не менее 20% САХ.

До начала центровки должна быть составлена весовая ведомость по результатам определения масс частей самолета во втором приближении. Весовая ведомость одновременно является и центровочной ведомостью, поэтому в ней за графой веса (пример-табл. 2. 1) помещается графа координат центров тяжести частей самолета и агрегатов, а затем графа статических моментов груза.

Таблица 2.1 Центровочная ведомость



Расстояния вдоль оси самолета замеряются по компоновочному чертежу. За начало координат можно выбрать любую точку. Чаще всего берут носок фюзеляжа. Однако для увеличения наглядности лучше взять заданное (проектное) положение центра тяжести СЛА (рис. 2. 9).



Рис 2.9 К расчету центровки самолета

Расстояния до центров тяжести агрегатов, расположенных впереди центра тяжести СЛА, берутся со знаком "минус", позади-со знаком "плюс". За счет перемещения отдельных агрегатов, например двигателя, топливного бака, а иногда кабины или крыла, необходимо добиться, чтобы сумма моментов стала равна нулю. В этом случае центр тяжести будет соответствовать заданному.

Первоначально центровка производится для взлетной массы самолета, затем для двух предельных случаев, когда центр тяжести смещается в крайнее переднее и крайнее заднее положения.

Пусть, например, необходимо произвести центровку СЛА, представленного на рис. 2. 9, который должен нести на борту специальное оборудование с неизменной в полете массой, равной 10 кг. Проектное положение центра тяжести самолета выбирается в соответствии с изложенными выше рекомендациями.

Из рис. 2. 9 видно, что в случае необходимости центр тяжести самолета при проектировании можно сместить вперед за счет смещения кабины пилота, приборной доски, основного топливного бака и, особенно, силовой установки. Смещение центра тяжести назад, при выбранной объемной компоновке, затруднено взаимным расположением лонжерона крыла и кабины пилота. Поэтому целесообразно поступить следующим образом:

• кабину пилота вместе с органами управления и приборной доской сместить вплотную к лонжерону крыла
• силовую установку установить на шпангоуте передней стойки шасси
• основной топливный бак разместить в свободном объеме фюзеляжа между пилотской кабиной и отсеком двигателя
• составить центровочную ведомость (табл. 2. 1)
• определить координату центра тяжести специального оборудования, при выдерживании которой центр тяжести самолета будет соответствовать заданному положению

Центровочная ведомость составляется по результатам определения масс частей СЛА во втором приближении и координатам их центров тяжести, снятым с компоновочного чертежа (рис. 2. 9).

Значение координаты центра тяжести перемещаемого агрегата, в данном примере - специального оборудования, легко определить из условия равенства моментов сил тяжести относительно проектного положения центра тяжести всего самолета.

По условию:



Для выбранного примера:



Откуда:



Подставив численные значения, имеем:



Если по условиям объемной компоновки данное значение координаты положения специального оборудования выполнимо, то положение центра тяжести СЛА будет соответствовать проектному.

Далее производится проверка для двух предельных случаев центровки крайней передней и крайней задней.

Для рассматриваемого примера крайняя передняя центровка будет при максимально допустимой массе пилота (например, 80 кг) при полном основном и выработанном дополнительном топливном баке. Крайняя задняя -при минимальной массе пилота (например, 60 кг) и выработанном топливе.

Положение центра тяжести от начала координат для обоих случаев можно найти по выражению



а центровку или относительное положение центра тяжести на САХ (от носка корневой хорды) по формуле



где а-расстояние от начала координат до носка САХ. Компоновку можно считать завершенной, если для обоих предельных случаев х не выходит за допустимые пределы.

по материалам: П.И.Чумак, В.Ф Кривокрысенко "Расчет и проектирование СЛА"