Как найти центр масс на самолете

The center of gravity (CG) of an aircraft is the point over which the aircraft would balance.^[1] Its position is calculated after supporting the aircraft on at least two sets of weighing scales or load cells and noting the weight shown on each set of scales or load cells. The center of gravity affects the stability of the aircraft. To ensure the aircraft is safe to fly, the center of gravity must fall within specified limits established by the aircraft manufacturer.

Terminology[edit]

Ballast

Ballast is removable or permanently installed weight in an aircraft used to bring the center of gravity into the allowable range.

Center-of-Gravity Limits

Center of gravity (CG) limits are specified longitudinal (forward and aft) and/or lateral (left and right) limits within which the aircraft’s center of gravity must be located during flight. The CG limits are indicated in the airplane flight manual. The area between the limits is called the CG range of the aircraft.

Weight and Balance

When the weight of the aircraft is at or below the allowable limit(s) for its configuration (parked, ground movement, take-off, landing, etc.) and its center of gravity is within the allowable range, and both will remain so for the duration of the flight, the aircraft is said to be within weight and balance. Different maximum weights may be defined for different situations; for example, large aircraft may have maximum landing weights that are lower than maximum take-off weights (because some weight is expected to be lost as fuel is burned during the flight). The center of gravity may change over the duration of the flight as the aircraft’s weight changes due to fuel burn or by passengers moving forward or aft in the cabin.

Reference Datum

The reference datum is a reference plane that allows accurate, and uniform, measurements to any point on the aircraft. The location of the reference datum is established by the manufacturer and is defined in the aircraft flight manual. The horizontal reference datum is an imaginary vertical plane or point, placed along the longitudinal axis of the aircraft, from which all horizontal distances are measured for weight and balance purposes. There is no fixed rule for its location, and it may be located forward of the nose of the aircraft. For helicopters, it may be located at the rotor mast, the nose of the helicopter, or even at a point in space ahead of the helicopter. While the horizontal reference datum can be anywhere the manufacturer chooses, most small training helicopters have the horizontal reference datum 100 inches forward of the main rotor shaft centerline. This is to keep all the computed values positive. The lateral reference datum is usually located at the center of the helicopter.^[2]

Arm

The arm is the horizontal distance from the reference datum to the center of gravity (CG) of an item. The algebraic sign is plus (+) if measured aft of the datum or to the right side of the center line when considering a lateral calculation. The algebraic sign is minus (−) if measured forward of the datum or the left side of the center line when considering a lateral calculation.^[1]

Moment

The moment is the moment of force, or torque, that results from an object’s weight acting through an arc that is centered on the zero point of the reference datum distance. Moment is also referred to as the tendency of an object to rotate or pivot about a point (the zero point of the datum, in this case). The further an object is from this point, the greater the force it exerts. Moment is calculated by multiplying the weight of an object by its arm.

Mean Aerodynamic Chord (MAC)

A specific chord line of a tapered wing. At the mean aerodynamic chord, the center of pressure has the same aerodynamic force, position, and area as it does on the rest of the wing. The MAC represents the width of an equivalent rectangular wing in given conditions. On some aircraft, the center of gravity is expressed as a percentage of the length of the MAC. In order to make such a calculation, the position of the leading edge of the MAC must be known ahead of time. This position is defined as a distance from the reference datum and is found in the aircraft’s flight manual and also on the aircraft’s type certificate data sheet. If a general MAC is not given but a LeMAC (leading edge mean aerodynamic chord) and a TeMAC (trailing edge mean aerodynamic chord) are given (both of which would be referenced as an arm measured out from the datum line) then your MAC can be found by finding the difference between your LeMAC and your TeMAC.

Calculation[edit]

Center of gravity (CG) is calculated as follows:

• Determine the weights and arms of all mass within the aircraft.
• Multiply weights by arms for all mass to calculate moments.
• Add the moments of all mass together.
• Divide the total moment by the total mass of the aircraft to give an overall arm.

The arm that results from this calculation must be within the center of gravity limits dictated by the aircraft manufacturer. If it is not, weight in the aircraft must be removed, added (rarely), or redistributed until the center of gravity falls within the prescribed limits.

Aircraft center of gravity calculations are only performed along a single axis from the zero point of the reference datum that represents the longitudinal axis of the aircraft (to calculate fore-to-aft balance). Some helicopter types utilize lateral CG limits as well as longitudinal limits. Operation of such helicopters requires calculating CG along two axes: one calculation for longitudinal CG (fore-to-aft balance) and another calculation for lateral CG (left-to-right balance).

The weight, moment and arm values of fixed items on the aircraft (i.e. engines, wings, electronic components) do not change and are provided by the manufacturer on the Aircraft Equipment List. The manufacturer also provides information facilitating the calculation of moments for fuel loads. Removable weight items (i.e. crew members, passengers, baggage) must be properly accounted for in the weight and CG calculation by the aircraft operator.

Example[edit]

	Mass (lb)	Arm (in)	Moment (lb-in)
Empty aircraft	1,495.0	101.4	151,593.0
Pilot and passengers	380.0	64.0	24,320.0
Fuel (30 gallons @ 6 lb/gal)	180.0	96.0	17,280.0
Totals	2,055.0	94.0	193,193.0

To find the center of gravity, we divide the total moment by the total mass: 193,193 / 2,055 = 94.01 inches behind the datum plane.

In larger aircraft, weight and balance is often expressed as a percentage of mean aerodynamic chord, or MAC. For example, assume the leading edge of the MAC is 62 inches aft of the datum. Therefore, the CG calculated above lies 32 inches aft of the leading edge of the MAC. If the MAC is 80 inches in length, the percentage of MAC is 32 / 80 = 40%. If the allowable limits were 15% to 35%, the aircraft would not be properly loaded.

Incorrect weight and balance in fixed-wing aircraft[edit]

When the center of gravity or weight of an aircraft is outside the acceptable range, the aircraft may not be able to sustain flight, or it may be impossible to maintain the aircraft in level flight in some or all circumstances, in some events resulting in load shifting. Placing the CG or weight of an aircraft outside the allowed range can lead to an unavoidable crash of the aircraft.

Center of gravity out of range[edit]

When the fore-aft center of gravity (CG) is out of range, serious aircraft control problems occur. The fore-aft CG affects longitudinal stability of the aircraft, with the stability increasing as the CG moves forward, and stability decreasing as the CG moves aft. With a forward CG position, although the stability of the aircraft increases, the elevator control authority is reduced in the capability of raising the nose of the aircraft. This can cause a serious condition during the landing flare when the nose cannot be raised sufficiently to slow the aircraft. An aft CG position creates severe handling problems due to the reduced pitch stability and increased elevator control sensitivity, with potential loss of aircraft control. Because the burning of fuel gradually produces a loss of weight and possibly a shift in the CG, it is possible for an aircraft to take off with the CG within normal operating range, and yet later develop an imbalance that results in control problems. Calculations of CG must take this into account (often part of this is calculated in advance by the manufacturer and incorporated into CG limits).

Adjusting CG within limits[edit]

The amount a weight must be moved can be found by using the following formula

shift distance = (total weight * cg change) / weight shifted

Example:

1500 lb * 33.9 in = 50,850 moment (airplane)
100 lb * 68 in = 8,400 moment (baggage)
cg = 37 in = (50,850 + 8,400) / 1600 lb (1/2 in out of cg limit)

We want to move the CG 1 in using a 100 lb bag in the baggage compartment.

shift dist = (total weight * cg change) / weight shifted
16 in = (1600 lb * 1 in) / 100 lb

Reworking the problem with 100 lb moved 16 in forward to 68 in moves CG 1 in.

1500 lb * 33.9 in = 50,850 moment (airplane)
100 lb * 84in = 6,800 moment (baggage)
cg = 36 in = (50,850 + 6,800) / 1600 lb
new cg = 36 in

Weight out of range[edit]

Few aircraft impose a minimum weight for flight (although a minimum pilot weight is often specified), but all impose a maximum weight. If the maximum weight is exceeded, the aircraft may not be able to achieve or sustain controlled, level flight. Excessive take-off weight may make it impossible to take off within available runway lengths, or it may completely prevent take-off. Excessive weight in flight may make climbing beyond a certain altitude difficult or impossible, or it may make it impossible to maintain an altitude.

Incorrect weight and balance in helicopters[edit]

The center of gravity is even more critical for helicopters than it is for fixed-wing aircraft (weight issues remain the same). As with fixed-wing aircraft, a helicopter may be properly loaded for takeoff, but near the end of a long flight when the fuel tanks are almost empty, the CG may have shifted enough for the helicopter to be out of balance laterally or longitudinally.^[1] For helicopters with a single main rotor, the CG is usually close to the main rotor mast. Improper balance of a helicopter’s load can result in serious control problems. In addition to making a helicopter difficult to control, an out-of-balance loading condition also decreases maneuverability since cyclic control is less effective in the direction opposite to the CG location.

The pilot tries to perfectly balance a helicopter so that the fuselage remains horizontal in hovering flight, with no cyclic pitch control needed except for wind correction. Since the fuselage acts as a pendulum suspended from the rotor, changing the center of gravity changes the angle at which the aircraft hangs from the rotor. When the center of gravity is directly under the rotor mast, the helicopter hangs horizontal; if the CG is too far forward of the mast, the helicopter hangs
with its nose tilted down; if the CG is too far aft of the mast, the nose tilts up.

CG forward of forward limit[edit]

A forward CG may occur when a heavy pilot and passenger take off without baggage or proper ballast located aft of the rotor mast. This situation becomes worse if the fuel tanks are located aft of the rotor mast because as fuel burns the weight located aft of the rotor mast becomes less.

This condition is recognizable when coming to a hover following a vertical takeoff. The helicopter will have a nose-low attitude, and the pilot will need excessive rearward displacement of the cyclic control to maintain a hover in a no-wind condition. In this condition, the pilot could rapidly run out of rearward cyclic control as the helicopter consumes fuel. The pilot may also find it impossible to decelerate sufficiently to bring the helicopter to a stop. In the event of engine failure and the resulting autorotation, the pilot may not have enough cyclic control to flare properly for the landing.

A forward CG will not be as obvious when hovering into a strong wind, since less rearward cyclic displacement is required than when hovering with no wind. When determining whether a critical balance condition exists, it is essential to consider the wind velocity and its relation to the rearward displacement of the cyclic control.

CG aft of aft limit[edit]

Without proper ballast in the cockpit, exceeding the aft CG may occur when:

• A lightweight pilot takes off solo with a full load of fuel located aft of the rotor mast.
• A lightweight pilot takes off with maximum baggage allowed in a baggage compartment located aft of the rotor mast.
• A lightweight pilot takes off with a combination of baggage and substantial fuel where both are aft of the rotor mast.

An aft CG condition can be recognized by the pilot when coming to a hover following a vertical takeoff. The helicopter will have a tail-low attitude, and the pilot will need excessive forward displacement of cyclic control to maintain a hover in a no-wind condition. If there is a wind, the pilot needs even greater forward cyclic. If flight is continued in this condition, the pilot may find it impossible to fly in the upper allowable airspeed range due to inadequate forward cyclic authority to maintain a nose-low attitude. In addition, with an extreme aft CG, gusty or rough air could accelerate the helicopter to a speed faster than that produced with full forward cyclic control. In this case, dissymmetry of lift and blade flapping could cause the rotor disc to tilt aft. With full forward cyclic control already applied, the rotor disc might not be able to be lowered, resulting in possible loss of control, or the rotor blades striking the tail boom.

Lateral balance[edit]

In fixed-wing aircraft, lateral balance is often much less critical than fore-aft balance, simply because most mass in the aircraft is located very close to its center. An exception is fuel, which may be loaded into the wings, but since fuel loads are usually symmetrical about the axis of the aircraft, lateral balance is not usually affected. The lateral center of gravity may become important if the fuel is not loaded evenly into tanks on both sides of the aircraft, or (in the case of small aircraft) when passengers are predominantly on one side of the aircraft (such as a pilot flying alone in a small aircraft). Small lateral deviations of CG that are within limits may cause an annoying roll tendency that pilots must compensate for, but they are not dangerous as long as the CG remains within limits for the duration of the flight.

For most helicopters, it is usually not necessary to determine the lateral CG for normal flight instruction and passenger flights. This is because helicopter cabins are relatively narrow and most optional equipment is located near the center line. However, some helicopter manuals specify the seat from which solo flight must be conducted. In addition, if there is an unusual situation, such as a heavy pilot and a full load of fuel on one side of the helicopter, which could affect the lateral CG, its position should be checked against the CG envelope. If carrying external loads in a position that requires large lateral cyclic control displacement to maintain level flight, fore and aft cyclic effectiveness could be dramatically limited.

Fuel dumping and overweight operations[edit]

Many large transport-category aircraft are able to take-off at a greater weight than they can land. This is possible because the weight of fuel that the wings can support along their span in flight, or when parked or taxiing on the ground, is greater than they can tolerate during the stress of landing and touchdown, when the support is not distributed along the span of the wing.

Normally the portion of the aircraft’s weight that exceeds the maximum landing weight (but falls within the maximum take-off weight) is entirely composed of fuel. As the aircraft flies, the fuel burns off, and by the time the aircraft is ready to land, it is below its maximum landing weight. However, if an aircraft must land early, sometimes the fuel that remains aboard still keeps the aircraft over the maximum landing weight. When this happens, the aircraft must either burn off the fuel (by flying in a holding pattern) or dump it (if the aircraft is equipped to do this) before landing to avoid damage to the aircraft. In an emergency, an aircraft may choose to land overweight, but this may damage it, and at the very least an overweight landing will mandate a thorough inspection to check for any damage.

In some cases, an aircraft may take off overweight deliberately. An example might be an aircraft being ferried over a very long distance with extra fuel aboard. An overweight take-off typically requires an exceptionally long runway. Overweight operations are not permitted with passengers aboard.

Many smaller aircraft have a maximum landing weight that is the same as the maximum take-off weight, in which case issues of overweight landing due to excess fuel being on board cannot arise.

CG of large commercial transport aircraft[edit]

This section shows data obtained from a NASA Ames research grant for large commercial transport aircraft.
^[3]
[4]

The Operational CG Range is utilized during takeoff and landing phases of flight, and the Permissible CG Range is utilized during ground operations (i.e. while loading the aircraft with passengers, baggage and fuel).

Accidents[edit]

• Air Midwest Flight 5481: in January 2003, a Beech 1900D was dispatched with more than 500 lb (230 kg) over its maximum weight, and mostly in the rear so its center of gravity was 5% aft. It crashed killing all 21 on board.^[5]
• In February 2005, a Challenger 600 departed Teterboro, New Jersey, loaded so far forward that it was out of the CG limit and it could not rotate, crashed through the airport fence into a building, severely injuring three occupants and destroying the aircraft.^[5]
• In August 2010, a Filair Let L-410 crashed in the Democratic Republic of Congo. The accident was reportedly the result of the occupants rushing to the front of the aircraft to escape from a crocodile smuggled on board by one of the passengers. The move compromised the aircraft’s balance to the point that control of the aircraft was lost.^[6]
• In July 2013, a de Havilland Canada DHC-3 Otter departed Soldotna, Alaska, stalled after rotation and crashed 2,300 ft (700 m) away from its brake-release point as it was overloaded by 418 lb (190 kg) and its CG was well aft of the rear limit. All ten occupants died.^[5]

See also[edit]

• Index of aviation articles
• Weight distribution

References[edit]

Further reading[edit]

• Fred George (Jun 22, 2018). «Aircraft Weight Integrity: The Importance Of Knowing True Weights». Business & Commercial Aviation. Aviation Week Network.

Центр тяжести самолета

Вес самолета складывается из веса
пустого самолета (планер, двигатели,
несъемное оборудование), веса топлива,
боеприпасов (на военных самолетах),
грузов, экипажа и т. д. Если найти
равнодействующую сил веса всех частей
самолета, то она пройдет через некоторую
точку внутри самолета, называемую
центром тяжести.

Рис. 3 Определение центра тяжести
самолета методом взвешивания

Положение центра тяжести (ц. т.) на
самолете обычно определяется методом
двойного взвешивания. Самолет
устанавливается на весы в двух положениях,
как показано на Рис. 3. При каждом
взвешивании замеряют показания передних
и задних весов. Зная расстояние между
весами и показания передних и задних
весов в обоих случаях, по правилам
механики определяют для каждого из этих
положений самолета величину равнодействующей
силы и линию ее действия. Точка
пересечения линии действия равнодействующих
1-1 и 2-2 будет центром тяжести самолета.

В процессе полета по мере выработки
топлива сброса грузов (парашютистов)
положение центра тяжести может меняться,
что нежелательно с точки зрения
балансировки самолета в полете. Поэтому
конструкторы стремятся так разместить
грузы в самолете, чтобы изменение их
веса не отражалось на положении ц. т

Центровка самолета

Расстояние от центра тяжести до
начала САХ, выраженное в процентах ее
длины, называется центровкой самолета
(Рис. 4).

Рис. 4 Положение центра тяжести
самолета

Рис. 5 Расчет центровки при изменении
веса самолета

(9.2)

где Х_Т — расстояние
центра тяжести от носка САХ;

b_САХ
— длина САХ.

При изменении вариантов загрузки
самолета или при изменении полетного
веса самолета в результате выгорания
топлива, сброса грузов меняется положение
центра тяжести, следовательно, меняется
и центровка самолета. Перемещение грузов
внутри самолета в полете также сказывается
на положении центра тяжести. При
размещении грузов в носовой части
самолета центровка становится более
передней, и наоборот, размещение грузов
в хвостовой части смещает центровку
назад, т. е. она становится более задней.
Центровка является весьма важной
характеристикой самолета, связанной с
его балансировкой, устойчивостью
и управляемостью. Поэтому летчик
обязан точно знать разрешенный диапазон
центровок самолета с тем, чтобы не выйти
за его пределы.

В случае изменения размещения грузов,
экипажа и т. д. необходимо производить
расчет изменения центровки, который
можно выполнить следующим образом.

Если на самолете весом G с центровкой
Хт добавлен груз весом G₁ и помещен
позади центра тяжести на расстоянии l,
то точка приложения равнодействующей
G₁ и G и есть новое
положение центра тяжести (Рис. 5).

Сумма моментов относительно точки О
должна быть равна нулю, поэтому

отсюда

(9.3)

где х
— смещение центра тяжести.

Линейное смещение центра тяжести х
можно выразить в процентах САХ:

(9.4)

Если с самолета снимается груз позади
ц. т. или добавляется груз впереди ц. т.,
то формула примет вид

(9.5)

Добавив полученную величину изменения
центровки х;
к прежней центровке, получим новое
значение центровки

(9.6)

Нужно следить, чтобы новая центровка
не выходила из диапазона эксплуатационных
центровок, предусмотренных инструкцией
по эксплуатации.

Соседние файлы в предмете [НЕСОРТИРОВАННОЕ]

• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #
• #

 Центр тяжести (Ц.Т), Центр масс самолёта (на английском Centre of mass, COG) это «воображаемая» точка в которой пересекаются 3 оси вращения самолёта (X,Y,Z). Центр тяжести может менять своё местоположение при изменении загрузки самолёта (например смена аккумулятора, установка камеры на нос самолета и т.д.). Когда центр тяжести смещается за максимально допустимые пределы, для данной модели, самолёт теряет свою былую управляемость, вплоть до полной потери управления.

 Перед тем как приступить к первому запуску авиамодели необходимо «вывести» центр тяжести в нужное место, обычно этот процесс называют — центровка модели. Понятие «нужное место» весьма индивидуально, как для пилота, так и для типа самолета (пилотажная или планер).

Если Вы купили готовый к запуску самолет, то в инструкции найдете примечание, что центр тяжести находится, например, в 36 миллиметрах от передней кромки. Или в 60 мм от задней кромки (The center of gravity is measured 60 mm back from the leading edge of the main wing). Или от носа самолета 384 мм.

Отмеряете нужное расстояние и маркером отмечаете(точкой) Ваш центр тяжести. Каждый раз перед запуском, «снарядив» и включив самолет, убеждаетесь, что центр тяжести на своем месте.

Тут каждый сантиметр смещения имеет большое значение.

 «Центровка модели» измеряется в процентах от средней аэродинамической хорды (САХ). Кратко САХ (например для прямоугольного крыла) — это расстояние от передней кромки крыла, до задней. Принято считать 10% — 22% передней центровкой, 20% —  25% задней центровкой

 Цель центровки тренера — это разместить центр тяжести готового самолета на расстоянии 10% — 22% от передней кромки крыла. Пример 15%: если ширина прямоугольного крыла 200 мм то 15% будет составлять 30 мм от передней кромки крыла.

 Как находить центр тяжести у Простого прямоугольного крыла. Берем левую (или правую) половину крыла и делим ее пополам, прочерчиваем линию (на крыле) вдоль фюзеляжа самолета. Такое же действие проделываем и с второй половиной крыла. Вот эта линия называется средней аэродинамической хордой. Отмерив от передней кромки линий САХ (ранее проведенных) нужный Вам процент расстояния, соединяем отмеренные точки горизонтальной линией проходящей через центр крыла. Там, где центр крыла пересекла горизонтальная линия и будет располагаться нужный центр тяжести.

 Там, где центр крыла пересекла горизонтальная линия и будет располагаться нужный центр тяжести. Устанавливаем крыло на модель, загружаем самолет, как перед запуском, и «двигаем» центр тяжести всеми возможными методами. Без увеличения веса модели сдвинуть Ц.Т. удобно самым тяжелым элементом модели — аккумулятором. Аккумулятор не должен «гулять» по модели, поэтому так популярно крепление для батарей — липучка, как на обуви с клеящейся поверхностью с другой стороны. В случае не возможности центровки только одной батареей (или увеличением батареи), прибегают к использованию грузов-противовесов, но утяжеление самолета это другая тема.

 Центровка сильно влияет на управляемость самолетом в воздухе. Различают 2 вида центровки: Передняя центровка, Задняя центровка.

 Передняя центровка — обеспечивает самолету хорошую продольную/колебательную (колебания вверх-вниз) устойчивость (см. картинку выше). Уменьшится маневренность (фигура петля — будет иметь больший радиус), устойчивость обеспечится даже при движении против порывов ветра, но планировать модель будет хуже. Нос будет стремиться вниз, потребуется корректировка полета рулем высоты. Сбросив обороты, перед посадкой, нос еще сильнее потянет к земле и со снижением скорости даже максимальное отклонение руля высоты не сможет выровнять самолет в горизонт.

 Задняя центровка — обеспечивает самолету продольную/колебательную (колебания вверх-вниз) неустойчивость (см. картинку выше), которая необходима для маневренности. По оси Z (фигура «петля») модель сможет развернуться на 360 градусов практически с нулевым радиусом, просто «кувыркнувшись» относительно центра тяжести. В таких моделях площадь отклоняемых поверхностей стабилизатора (руль высоты) и руля поворота значительно выше чем у тренеров, планеров.  Так же широко используется функция «Расходы» на пульте управления. При задней центровке самолет может задирать нос, выходя на кабрирование (см. картинку первый фрагмент) терять скорость, падать вниз. Набрав скорость при падении, снова задирать нос.

Центровка модели — это процесс выбора золотой середины между неуправляемой устойчивостью и между неустойчивостью обеспечивающая маневренность.

Вопрос проведения теоретических занятий для школьников по авиационному профилю может стать головной болью для преподавателя, а может подвигнуть его на творческие дела в плане разнообразия теоретического курса. Мой опыт преподавания занятий в тренажерном классе в качестве инструктора – тренажера планера для школьников побудил меня к такому поиску.

Вряд ли школьникам будут интересны теоретические выводы уравнения Бернулли, а также законы Гей-Люсака и Бойля-Мариотта вместе взятых. Гораздо интереснее показывать что-то на практическом примере, например, запустить планер и объяснить, почему он летит именно по такой траектории, а не по другой. Именно с этим вопросом столкнулся ваш покорный слуга, когда сочинял теоретические лекции для курса «Основы пилотирования самолёта через планер», связанный с полётами на планерном тренажере.

Мои поиски привели меня к статье «Основы авиамоделирования», по мотивам симулятора KSP, где простым и понятным для всех языком были описаны аэродинамические истины с их практическим применением. Предлагаю всем желающим погрузиться в основы аэродинамики и проектирования летательных аппаратов, а если появиться желание то и самому испытать это в игре. В качестве проводника в основы аэродинамики будет выступать мистер Кептин и игровое пространство программы KSP. Оригинал статьи можно найти по адресу: www.forum.kerbalspaceprogram.com.

Практическая аэродинамика с помощью KSP

KSP – это игра, в которой игроки создают и управляют своими собственными космическими программами. Строительство челноков, управление ими и запуск миссий в открытый космос – вот пространство для творчества в KSP.

Хотите построить ракету и облететь планету, пожалуйста, есть все необходимые инструменты. Вопрос в другом: хватит ли топлива, выдержит ли шасси при посадке, туда ли опустится спасательная капсула. Вообщем все вопросы технического плана, а также самостоятельного управления построенными летательными аппаратами, игроку придется брать на себя. При желании ещё можно обременить себя финансовым бременем, и получать субсидии на космонавтику взамен на полезные исследования разного уровня. В качестве перспектив для развития есть возможность осуществить выход человека в открытый космос, создать космическую станцию, а даже основать колонию-поселение на другой планете.

Одно из дополнений к игре связано с созданием самолётов: собрать самолёт из отдельных частей, запустить и посмотреть, что из этого получится. Свобода творчества и, в результате, понимание законов аэродинамики. Поскольку после нескольких неудач на посадке конструктор начнет думать головой по поводу усиления стойки шасси, либо облегчения конструкции.

Если кому-то интересно, вот так выглядит урок по созданию самолёта:

Игра постоянно обновляется. Обновления и нововведения происходят возможно даже сейчас, а на сайте лежит новый мод, когда вы читаете эти строки. Для знакомства с программой достаточно скачать с сайта игры демоверсию.

Что такое центр давления и почему его сравнивают с центром масс

Прежде чем перейти к моделированию самолетов стоит немного погрузиться в теорию аэродинамики. Размышления на эту тему уместно начать с вопроса: «Что такое центр давления?». Центр давления – это точка, к которой приложена суммарная подъемных сил разных частей самолёта: крыльев и хвостового оперения.

На рисунке показаны аэродинамические поверхности, которые создают подъемную силу. Суммарная подъемная сила находится в точке, которая называется центром давления.

В том случае, если центр тяжести будет находиться слишком близко к центру масс, летательный аппарат может стать чрезмерно маневренным (другими словами «нейтрально стабильным»), поскольку у него будут отсутствовать естественные тенденции к стремлению двигаться в любом направлении. Вообще желательно стремиться к тому, чтобы центр давления находился позади центра тяжести. В этом случае летательный аппарат будет стремиться падать вперед.

Чем дальше центр давления (Ц.Д.) находиться позади центра масс (Ц.М.), тем сильнее тенденция аппарата к полёту вперед (от Ц.Д. к Ц.М.).

Правила центров

Если Ц.Д. впереди Ц.М., то летательный аппарат подвержен внезапным переворотам, если Ц.Д. и Ц.М. совпали, то летательный аппарат имеет чрезмерную маневренность, если Ц.Д. находится немного позади Ц.Т., то летательный аппарат будет иметь высокую маневренность, если немного подальше, то в полёте будет появляться большая устойчивость, если сильно дальше, то получится дротик для дартс.

Идем дальше…

Если взять картонную модель самолета и подвесить его на нитке к потолку, то точка, в которой самолёт крепится к нитке, и будет являться центром давления.

Если вы строите летательный аппарат, у которого Ц.Д. находится сильно впереди Ц.М., то это очень близко походит на крепление носа самолёта за нитку. Каждый раз при взлете он будет стремиться перевернуться вверх носом. В то же время, если Ц.Д. у самолёта находится несколько ниже Ц.М., то при взлёте летательный аппарат будет стремиться перевернуться вверх тормашками.

Местоположение и ориентация подъемных поверхностей определяет центр давления. К нему мы вернемся через некоторое время.… Но сначала перейдем к рассмотрению ещё одной потенциально важной силы и точки её приложения – центра тяги (Ц.Т.).

Центр тяги – это точка приложения всех суммарных сил тяги, действующих на летательный аппарат. Если у летательного аппарата один двигатель, то Ц.Т. будет находиться как раз в центре двигателя.
Все прекрасно, но только до тех пор, пока центр тяги вашего двигателя находится на одной линии с центром масс летательного аппарата. Что если это не так… В этом случае уместно говорить про несимметричную тягу.
Вот тут и начинаются различные конфузы:
Действие несимметричного центра тяги можно сравнить по действию с моментом от приложения гаечного ключа. Негативные последствия от такого вмешательства можно приуменьшить работой плоскостей управления или увеличением подъемной силы. Но здесь заключен подвох: эффективность аэродинамических поверхностей меняется в зависимости от высоты полёта и плотности воздуха.

Так что с изменением скорости и высоты полёта также должны меняться и другие характеристики летательного аппарата (например, с помощью системы автоматической стабилизации полёта САСП).
Именно поэтому у всех успешных проектов космических кораблей центр масс располагается на одной линии с центром тяги.
Рассмотрим подробнее плоскости управления летательным аппаратом: движущиеся узлы, которые позволяют управлять положением летательного аппарата. Все они действуют как рычаги на центр масс, причем, чем дальше точка приложения сил от центра масс, тем большее усилие можно создать.
Органы управления на рисунке – это элевоны, гибрид элеронов и рулей высоты. Контрольные плоскости создают подъёмную силу, но они также создают сопротивление воздуха. Элевоны уменьшают количество деталей, таким образом уменьшая суммарное сопротивление. Перебирая всевозможные варианты сочетаний плоскостей управления можно увидеть их плюсы и минусы.

Каждому самолёту свои крылья

Перейдем к магическому слову – крылья! Начнем знакомство с соотношения сторон: размах, поделенный на хорду (отношение длины и ширины).
Каждая из представленных схем летательных аппаратов имеет одинаковую площадь, но разную форму. Каждая форма имеет свои преимущества и недостатки. Эти различия становятся ещё более поразительными, если подключить модуль Ferram Aerospace Research, который будет показывать более реалистичную модель сопротивлений.

Автор предлагает использовать в программе KSP крылья с большим удлинением крыла, поскольку ими проще управлять и они структурно не сложнее крыльев с низким удлинением.

Вернемся к вопросу стреловидности крыльев: угол, под которым находится крыло по отношению к фюзеляжу. Все видели ловкие истребители, но на что на самом деле влияет стреловидность крыла.

Когда скорость самолёта становится близка к скорости звука, ударные волны становятся сверхзвуковыми. Стреловидность крыльев уменьшает сопротивление на околозвуковых скоростях, поскольку изгиб крыла уменьшает лобовое сопротивление, что можно увидеть по воздушному потоку.
Наикратчайшее расстояние между двумя точками – это прямая. Поскольку воздушный поток через стреловидное крыло проделывает больший путь, чем через прямое крыло и контур крыла, который пересекает поток, не выглядит как стенка, то ударных волн в случае со стреловидным крылом не создается.

Что касается игры KSP, то в стандартной версии эффект стреловидности не играет большого эффекта. Этим эффектом можно насладиться в дополнительной версии игры, которая называется Ferram Aerospace Research.

Идем дальше…. Рассматриваем крепление крыла и поперечный угол крыла, то есть угол наклона крыла. Если центр давления располагается над центром масс, то повышается устойчивость летательного аппарата. Перенос же крыльев наверх фюзеляжа создает стабилизирующий эффект для летательного аппарата, который носит название поперечного эффекта.

Следовательно, если центр давления располагается ниже центра масс, либо крылья переносятся вниз фюзеляжа, то самолёт становится более маневренный, но менее устойчивым в полёте.

Устойчивость летательного аппарата можно контролировать переносом крыльев выше – ниже относительно фюзеляжа, другими словами переносом центра масс.
Практическое применение комбинаций крыльев и центров масс:
Наконец, короткий экскурс в тему увеличения подъемной силы в игре KSP. Этого можно добиться следующим путём:

• Добавить площадь крыльям
• Увеличить скорость

Увеличение количества крыльев, как и их площади, приведет к увеличению лобового сопротивления и к замедлению самолёта, с одной стороны. С другой стороны, это приведет к снижению скорости сваливания и минимальной скорости полёта, а, следовательно, уменьшению взлетной и посадочной дистанций.

Слишком большое количество крыльев и плоскостей управлений приведет к тому, что летательным аппаратом придется сложнее управлять: малейшие колебания на ручке управления будут вызывать сильные изменения в направлении полёта. Масса самолёта и его желаемая крейсерская скорость полёта (сваливания) будут определять количество подъемных сил, требуемых для самолёта.
Чем круче угол атаки, тем больше подъемная сила. Но это правило работает до некоторых пор: «до критического угла атаки». После достижения критического угла аэродинамический поток начинает переходить в срыв, а самолёт теряет подъемную силу. В KSP угол атаки становится критическим при 20°, в зависимости от модели.

Также стоит рассказать про «углом падения». Угол падения — это угол, под которым крыло находится относительно фюзеляжа. Рост этого угла увеличивает абсолютное значение угла атаки и повышает подъемную силу, но в тоже время увеличивает лобовое сопротивление.

Кому-то может показаться: «Оно того стоит!». Но конструкция крыла становится сложнее и изменяется характер полёта. Крыло с положительным углом атаки имеет отличающиеся подъемные свойства по сравнению с горизонтальным крылом. Другими словами подъемная тяга у такого крыла становится гораздо больше, чем у крыла с горизонтальным расположением.
Поскольку основное крыло создает чрезмерно большую подъемную силу, по сравнению с хвостовым стабилизатором, пилоту придется опускать вниз рычаг управления самолётом или работать триммером на хвостовом оперении, но лишь бы не дать самолёту подняться вверх. И наоборот, ручку убирать на себя в том случае, если нос самолёта опуститься слишком низко.
В Kerbal Space Program летательный аппарат, спроектированный с нулевым углом падения, проще поддается контролю, но имеются также доводы в пользу изменения этого угла:

• можно заранее установить идеальный крейсерский угол тангажа
• нет необходимости задирать резко тангаж вверх во время взлета (для предотвращения удара хвостом)

В тексте прозвучало упоминание про «крейсерский режим полёта»: это относится к режиму, в котором летательный аппарат будет вести себя лучше всего. Если самолёт не находится в таком режиме полёта, то все его узлы и сам полёт не будут находиться в оптимальном режиме: повышенный расход топлива, увеличенный износ двигателя. Изначально в конструкции все закладывается именно исходя из условий полёта в оптимальных условиях: оперение, двигатели, площадь крыльев, материалы и многое другое рассчитывается на полёт в оптимальных условиях.

С чего начать проектировать шасси

Теперь перейдем к вопросу конфигурации шасси, вот некоторые варианты:
Конфигурация «трицикл» проще в регулировке, чем четырехколесная: её проще посадить, чем конфигурацию с опорой на хвостовое колесо.

Правильный подход при проектировании заключается в том, чтобы разместить заднее шасси прямо под центром масс. В таком случае летательный аппарат может свободно разворачиваться и набирать нужный угол атаки при взлете.
Если по некоторым причинам появляется необходимость размещать заднее колесо дальше от центра масс, тогда стоит задуматься над тем, чтобы разместить его несколько выше переднего шасси. В этом случае мы получил заранее положительный угол атаки и, как следствие, упростим взлет летательного аппарата.
Посадочные шасси должны быть расположены так, чтобы для взлёта требовалось от пилота лишь минимальное усилие на ручке.

Самолёты с хвостовым оперением взлетают именно по этому принципу: сама схема такого самолёта гарантирует автоматический взлет при достижении определенной скорости.

Отклонение от курса при посадке может обозначать одно из двух:

1. Взлетно-посадочная полоса не является прямой на самом деле, поскольку шасси располагается перпендикулярно «взлётке» и смотрят строго вперед.
2. Чрезмерный вес, приходящийся на одно из шасси, может привести к прогибу стойки и, как следствие, уводу самолёта с траектории.
3. Также слишком большая прижимная сила на одном из шасси приведет к тому, что остальные не будут полностью находиться в зацеплении с площадкой. Этот эффект называется «колеса тачки».

Возможные способы решения этой задачи:

• Выправить стойку шасси в редакторе
• Укрепить стойку шасси с помощью подкоса
• Распределить вес на большое число стоек шасси
• Снизить вес на шасси с помощью облегчения конструкции самолёта
• Сделать большие шасси и преодолеть усилия в рулевом управлении

Лобовое сопротивление и его влияние на параметры самолёта

В программе KSP используется простая модель лобового сопротивления. Чем больше массы будет добавлено (в виде деталей), тем больше будет создаваться сопротивление воздуха, независимо от того, находится ли модель в воздушном потоке или нет.
Каждая деталь имеет максимальное значение лобового сопротивления (в большинстве случаев это значение 0,2 от максимального). Значение лобового сопротивления можно посчитать по заданной формуле:

Лобовое сопротивление = Плотность воздуха * Скорость(в квадрате) * Коэффициент максимального сопротивления * Массу

Заметьте, что лобовое сопротивление зависит от массы и от коэффициента и не зависит от числа деталей. Уменьшение массы приведет к улучшению аэродинамики. Конструирование аэродинамического профиля часто сводится к как можно большему уменьшению количества деталей, а также двигателей, плоскостей управления, топливных баков, но при сохранении управляемости летательного аппарата.

Если вы хотите преуспеть в том, что изображено на картинках, Вам следует воспользоваться модом KSP, который более реалистично подходит к расчету лобового сопротивления. Этот мод называется Ferram Aerospace Research. Я люблю Ferram, именно поэтому я устанавливаю его везде, где только можно.

Надеюсь, это повествование зарядило Вас энтузиазмом для того, чтобы творить и создавать свои собственные самолёты и космические корабли! Удачи!

Центр тяжести (CG) самолета — это точка, над которой самолет будет балансировать. Его положение рассчитывается после поддержки летательного аппарата по крайней мере на двух наборах весов или датчиков веса и с учетом веса, указанного на каждом наборе весов или датчиков веса. Центр тяжести влияет на устойчивость летательного аппарата. Чтобы самолет был безопасным для полета, центр тяжести должен находиться в определенных пределах, установленных изготовителем самолета.

Содержание

• 1 Терминология
• 2 Расчет
  • 2.1 Пример
• 3 Неправильный вес и балансировка в самолете
  • 3.1 Центр тяжести вне допустимого диапазона
  • 3.2 Регулировка ЦТ в пределах
  • 3.3 Масса вне допустимого диапазона
• 4 Неправильная масса и балансировка в вертолетах
  • 4.1 CG впереди от передней границы
  • 4.2 CG позади задней границы
• 5 Боковое равновесие
• 6 Выгрузка топлива и перегруз операции
• 7 CG большого коммерческого транспортного самолета
• 8 Несчастные случаи
• 9 См. также
• 10 Ссылки
• 11 Дополнительная литература

Терминология

Носовое багажное отделение Fokker F.XII в 1933 году, что позволяет избежать проблем, связанных с тяжелыми грузами в задней части.

Балласт

Балласт — это съемный или постоянно установленный груз в воздушном судне, используемый для приведения центра тяжести в допустимый диапазон.

Пределы центра тяжести

Пределы центра тяжести (CG) — это заданные продольные (вперед и назад) и / или боковые (слева и справа) пределы, в которых центрирование самолета Во время полета необходимо определять место гравитации. Пределы ЦТ указаны в руководстве по летной эксплуатации самолета. Область между ограничениями называется диапазоном CG самолета.

Вес и баланс

Когда вес самолета находится на или ниже допустимого предела (ей) для его конфигурации (стоянка, движение по земле, взлет, посадка и т. д.), и его центр тяжести находится в допустимом диапазоне, и оба будут оставаться таковыми на протяжении всего полета, считается, что самолет находится в пределах веса и равновесия. Для разных ситуаций могут быть определены разные максимальные веса; например, большой самолет может иметь максимальную посадочную массу, которая меньше максимальной взлетной (поскольку ожидается, что часть веса будет потеряна из-за сгорания топлива во время полета). Центр тяжести может изменяться в течение полета, поскольку вес самолета изменяется из-за сжигания топлива или пассажиров, движущихся вперед или назад в кабине.

Контрольная точка

Базовая точка отсчета — это базовая плоскость. что позволяет производить точные и единообразные измерения в любой точке самолета. Расположение исходной точки устанавливается изготовителем и определяется в руководстве по летной эксплуатации воздушного судна. Горизонтальная опорная точка — это воображаемая вертикальная плоскость или точка, расположенная вдоль продольной оси летательного аппарата, от которой измеряются все горизонтальные расстояния для целей веса и балансировки. Не существует фиксированного правила для его расположения, и он может располагаться перед носом самолета. Для вертолетов он может быть расположен на мачте несущего винта, в носовой части вертолета или даже в точке в космосе перед вертолетом. В то время как горизонтальная опорная точка может быть где угодно, по выбору производителя, большинство небольших учебных вертолетов имеют горизонтальную опорную точку в 100 дюймах вперед от осевой линии вала несущего винта. Это сделано для того, чтобы все вычисленные значения оставались положительными. Боковая опорная точка обычно расположена в центре вертолета.

Рычаг

рука горизонтальное расстояние от опорной точки до центра тяжести (CG) какого-либо пункта. Алгебраический знак плюс (+), если измеренный в кормовой части опорной точки или с правой стороны от центральной линии при рассмотрении бокового расчета. Алгебраический знак минус (-). Если измеренные вперед от опорной точки или с левой стороны от осевой линии при рассмотрении боковой расчет

Момент

момента момента силы, или крутящий момент, что результаты от веса объекта, действующего через дугу, которая с центром на нулевой точке расстояния опорной точки. Момент также упоминается как тенденция объекта для поворота или поворота вокруг точки (нулевой точки нулевой точки, в данном случае). Чем дальше объект от этой точки, тем большую силу он оказывает. Момент рассчитывается путем умножения веса объекта на его руку.

Средняя аэродинамическая хорда (MAC)

Определенная линия хорды сужающегося крыла. На средней аэродинамической хорде центр давления имеет такую ​​же аэродинамическую силу, положение и площадь, что и на остальной части крыла. MAC представляет собой ширину эквивалентного прямоугольного крыла в данных условиях. На некоторых самолетах центр тяжести выражается в процентах от длины MAC. Чтобы произвести такой расчет, положение переднего фронта MAC должно быть известно заранее. Это положение определяется как расстояние от опорной точки и находится в летной эксплуатации самолета, а также на листе данных самолета сертификата типа. Если общий MAC не указан, но указаны LeMAC (средняя аэродинамическая хорда передней кромки) и TeMAC (средняя аэродинамическая хорда задней кромки) (оба из которых будут обозначаться как плечо, измеренное от исходной линии), тогда ваш MAC может можно найти, определив разницу между вашим LeMAC и вашим TeMAC.

Расчет

Центр тяжести (CG) рассчитывается следующим образом:

• Определите веса и рычаги всех масс внутри самолета.
• Умножьте веса на руки для всей массы, чтобы вычислить моменты.
• Сложите моменты всей массы вместе.
• Разделите общий момент на общую массу самолета, чтобы получить Общая рука.

Рука, полученная в результате этого расчета, должна находиться в пределах центра тяжести, предписываемых производителем самолета. Если это не так, вес самолета должен быть удален, добавлен (редко) или перераспределен до тех пор, пока центр тяжести не окажется в установленных пределах.

Центр самолета расчетов гравитации выполняется только вдоль одной оси от нулевой точки опорной точки, которая представляет собой продольную ось летательного аппарата (для расчета баланса передних к кормовому). Некоторые типы вертолетов используют как боковые, так и продольные ограничения ЦТ. Эксплуатация таких вертолетов требует расчета ЦТ по двум осям: один расчет для продольной ЦТ (продольная балансировка) и другой расчет для поперечной ЦТ (балансировка слева направо).

Вес, момент и рычаги фиксированных элементов на самолете (например, двигателей, крыльев, электронных компонентов) не изменяются и указываются производителем в Перечне оборудования самолета. Производитель также предоставляет информацию, облегчающую расчет моментов для топливных нагрузок. Съемные весовые предметы (например, члены экипажа, пассажиры, багаж) должны быть надлежащим образом учтены при расчете веса и CG эксплуатантом воздушного судна.

Пример

	Масса (фунт)	Рука (дюйм)	Момент (фунт-дюйм)
Пустой самолет	1,495,0	101,4	151,593,0
Пилот и пассажиры	380,0	64,0	24,320,0
Топливо (30 галлонов при 6 фунтов / гал)	180,0	96,0	17,280,0
Итого	2,055,0	94,0	193,193,0

Чтобы найти центр тяжести, мы разделим общий момент на общую массу: 193 193/2055 = 94,01 дюйма позади базовой плоскости.

В более крупных самолетах вес и баланс часто выражаются в процентах от средней аэродинамической хорды, или MAC. Например, предположим, что передний край MAC составляет 62 дюймов на корме от нулевой точки. Следовательно, вычисленная выше ЦТ находится на 32 дюйма позади передней кромки МАП. Если MAC составляет 80 дюймов в длину, процент MAC составляет 32/80 = 40%. Если бы допустимые пределы были от 15% до 35%, самолет не был бы загружен должным образом.

Неправильный вес и балансировка в самолете с неподвижным крылом

Центр тяжести этого British Aerospace 146 смещен назад, когда его двигатели были сняты. В результате он опрокинулся назад на заднюю часть фюзеляжа в ветреную погоду.

Когда центр тяжести или вес самолета находится за пределами допустимого диапазона, самолет может быть не в состоянии поддерживать полет или может быть невозможно поддерживать самолет в горизонтальном полете при некоторых или всех обстоятельствах, в некоторых случаях приводящих к смещению нагрузки. Размещение ЦТ или веса самолета за пределами допустимого диапазона может привести к неизбежной аварии самолета.

Центр тяжести вне допустимого диапазона.

Когда продольный центр тяжести (CG) находится вне допустимого диапазона, возникают серьезные проблемы с управлением самолетом. Продольная ЦТ влияет на продольную устойчивость самолета, причем устойчивость увеличивается по мере движения ЦТ вперед и снижается по мере движения ЦТ за кормой. При переднем положении ЦТ, хотя устойчивость самолета увеличивается, полномочия по управлению лифтом уменьшаются в возможности поднять нос самолета. Это может вызвать серьезное состояние во время посадки сигнальной ракеты, когда нос не может быть поднят достаточно, чтобы замедлить самолет. Положение ЦТ в корме создает серьезные проблемы с управлением из-за пониженной устойчивости по тангажу и повышенной чувствительности управления рулем высоты с потенциальной потерей управления самолетом. Поскольку сжигание топлива постепенно приводит к потере веса и, возможно, смещению ЦТ, самолет может взлетать с ЦТ в пределах нормального рабочего диапазона, но позже развить дисбаланс, который приводит к проблемам с управлением. При расчетах CG это необходимо учитывать (часто часть этого рассчитывается производителем заранее и включается в пределы CG).

Вот пример Piper Mirage со слишком большим весом в задней части самолета, что приводит к взлетной CG в определенных пределах (зеленая контрольная точка), но Landing CG находится позади пределов CG Envelope ( синяя контрольная точка).

Регулировка ЦТ в пределах

Величину, на которую должен быть перемещен груз, можно найти с помощью следующей формулы

shift dist = (total weight * cg изменение) / смещение веса

Пример:

1500 фунтов * 33,9 дюйма = 50,850 момента (самолет) 100 фунтов * 68 дюймов = 8,400 момента (багаж) cg = 37 дюймов = (50,850 + 8,400) / 1600 фунтов (1/2 дюйма вне предела cg)

Мы хотим переместить CG 1 внутрь, используя сумку весом 100 фунтов в багажном отделении.

сдвиг dist = (общий вес * изменение в cg) / вес, смещенный на 16 дюймов = (1600 фунтов * 1 дюйм) / 100 фунтов

Исправление проблемы с перемещением 100 фунтов на 16 дюймов вперед до 68 в перемещениях CG 1 дюйм

1500 фунтов * 33,9 дюйма = 50850 моментов (самолет) 100 фунтов * 84 дюймов = 6800 моментов (багаж) cg = 36 дюймов = (50850 + 6800) / 1600 фунтов новое cg = 36 в

Вес вне допустимого диапазона

Немногие самолеты устанавливают минимальный вес для полета (хотя минимальный вес пилота часто указывается), но все устанавливают максимальный вес. Если максимальный вес будет превышен, летательный аппарат может оказаться не в состоянии достичь или поддерживать управляемый горизонтальный полет. Чрезмерный взлетный вес может сделать невозможным взлет в пределах доступной длины взлетно-посадочной полосы или полностью помешать взлету. Чрезмерный вес в полете может затруднить или сделать невозможным набор высоты выше определенной высоты или сделать невозможным поддержание высоты.

Неправильный вес и балансировка в вертолетах

Центр тяжести имеет еще большее значение для вертолетов, чем для самолетов с неподвижным крылом (проблемы с весом остаются прежними). Как и в случае с самолетом с неподвижным крылом, вертолет может быть должным образом загружен для взлета, но ближе к концу длительного полета, когда топливные баки почти пусты, ЦТ может сместиться достаточно, чтобы вертолет потерял равновесие в поперечном или продольном направлении. Для вертолетов с одним несущим винтом ЦТ обычно находится рядом с мачтой несущего винта. Неправильная балансировка нагрузки вертолета может привести к серьезным проблемам с управлением. В дополнение к затруднению управления вертолетом, состояние несбалансированной нагрузки также снижает маневренность, поскольку циклическое управление менее эффективно в направлении, противоположном местоположению ЦТ.

Пилот пытается идеально сбалансировать вертолет так, чтобы фюзеляж оставался горизонтальным в полете в режиме зависания, без необходимости в циклическом управлении по тангажу, кроме поправки на ветер. Поскольку фюзеляж действует как маятник, подвешенный к ротору, изменение центра тяжести приводит к изменению угла, под которым самолет свешивается с винтом. Когда центр тяжести находится прямо под мачтой несущего винта, вертолет висит горизонтально; если ЦТ находится слишком далеко от мачты, вертолет зависнет носом вниз; если ЦТ находится слишком далеко от мачты, нос приподнимается.

ЦТ впереди предела

ЦТ впереди может возникнуть, когда тяжелый пилот и пассажир взлетают без багажа или надлежащего балласта, расположенного за мачтой несущего винта. Эта ситуация усугубляется, если топливные баки расположены за мачтой ротора, потому что по мере сгорания топлива вес, расположенный за мачтой ротора, становится меньше.

Это состояние можно распознать при переходе в режим зависания после вертикального взлета. Вертолет будет иметь низко расположенное носовое положение, и пилоту потребуется чрезмерное смещение назад циклического рычага управления для поддержания зависания в условиях безветра. В этом состоянии пилот мог бы быстро выйти из-под управления задним циклом, поскольку вертолет потребляет топливо. Пилоту также может быть невозможно замедлить достаточно, чтобы остановить вертолет. В случае отказа двигателя и результирующего авторотации у пилота может не хватить циклического управления, чтобы должным образом выполнить факел для посадки.

ЦТ вперед не будет так очевиден при зависании при сильном ветре, поскольку требуется меньшее циклическое смещение назад, чем при зависании без ветра. При определении того, существует ли условие критического баланса, важно учитывать скорость ветра и ее связь с обратным смещением циклического управления.

ЦТ за кормой

Без надлежащего балласта в кабине превышение ЦТ в кормовой части может произойти, когда:

• Легкий пилот взлетает в одиночку с полной загрузкой топлива, расположенной позади
• Легкий пилот взлетает с максимально допустимым багажом в багажном отсеке, расположенном за мачтой винта.
• Легкий пилот взлетает с сочетанием багажа и значительного количества топлива, где оба находятся за мачтой несущего винта.

Состояние задней ЦТ может быть обнаружено пилотом при переходе в режим зависания после вертикального взлета. Вертолет будет иметь опущенное хвостом, и пилоту потребуется чрезмерное смещение вперед циклического управления для поддержания зависания в условиях безветра. Если есть ветер, пилоту нужна еще большая прямая цикличность. Если полет продолжится в этом состоянии, пилот может счесть невозможным полет в верхнем допустимом диапазоне воздушной скорости из-за недостаточного управления циклическим движением вперед, необходимого для сохранения положения с опущенным носом. Вдобавок, с экстремально заданной ЦТ, порывистый или суровый воздух может разогнать вертолет до скорости, превышающей скорость, создаваемую при полном циклическом управлении вперед. В этом случае несимметричность подъемной силы и колебания лопастей могут привести к отклонению диска ротора назад. При уже примененном полном циклическом управлении передним ходом диск ротора может не опускаться, что может привести к потере управления или ударам лопастей ротора о хвостовую балку.

Боковое равновесие

В самолетах с неподвижным крылом боковая балансировка часто гораздо менее критична, чем продольная балансировка, просто потому, что большая часть массы самолета расположена очень близко к его центру. Исключением является топливо, которое может быть загружено в крылья, но поскольку топливные нагрузки обычно симметричны относительно оси самолета, боковой баланс обычно не нарушается. Боковой центр тяжести может стать важным, если топливо не загружается равномерно в баки с обеих сторон самолета или (в случае небольшого самолета), когда пассажиры преимущественно находятся на одной стороне самолета (например, пилот, летящий в одиночку). в маленьком самолете). Небольшие боковые отклонения ЦТ в пределах допустимых значений могут вызвать неприятную тенденцию к крену, которую пилоты должны компенсировать, но они не опасны, пока ЦТ остается в определенных пределах на протяжении всего полета.

Для большинства вертолетов обычно не требуется определять боковую ЦТ для обычных летных инструкций и пассажирских полетов. Это связано с тем, что кабины вертолетов относительно узкие, а большая часть дополнительного оборудования расположена вблизи центральной линии. Однако в некоторых руководствах по вертолетам указывается, с какого места должен выполняться одиночный полет. Кроме того, если есть необычная ситуация, такая как тяжелый пилот и полная загрузка топлива на одной стороне вертолета, которая может повлиять на боковую ЦТ, ее положение должно быть проверено по огибающей ЦТ. Если переносить внешние нагрузки в положении, требующем большого поперечного циклического смещения управления для поддержания горизонтального полета, то циклическая эффективность вперед и назад может быть резко ограничена.

Выгрузка топлива и операции с перегрузкой

Многие большие самолеты транспортной категории способны взлетать с большей массой, чем они могут приземлиться. Это возможно, потому что вес топлива, которое крылья могут выдерживать на протяжении всего размаха в полете, или при парковке или рулении по земле, больше, чем они могут выдержать во время нагрузки при посадке и приземлении, когда опора не распределяется по поверхности. размах крыла.

Обычно часть веса самолета, превышающая максимальную посадочную массу (но попадающая в пределы максимальной взлетной массы), полностью состоит из топлива. Когда самолет летит, топливо сгорает, и к тому времени, когда самолет готов к посадке, его вес ниже своего максимального посадочного веса. Однако, если самолет должен приземлиться раньше, иногда топливо, которое остается на борту, по-прежнему удерживает самолет выше максимальной посадочной массы. Когда это происходит, самолет должен либо сжечь топливо (летя по схеме ожидания), либо сбросить его (если самолет оборудован для этого) перед посадкой, чтобы избежать повреждения самолета. В аварийной ситуации самолет может выбрать посадку с избыточным весом, но это может привести к его повреждению, и, по крайней мере, посадка с избыточным весом потребует тщательного осмотра для проверки на наличие повреждений.

В некоторых случаях самолет может намеренно взлететь с превышением веса. Примером может быть самолет, который переправляется на очень большое расстояние с дополнительным топливом на борту. Для взлета с избыточным весом обычно требуется исключительно длинная взлетно-посадочная полоса. Перевозки с перевесом пассажиров на борту запрещены.

Многие небольшие самолеты имеют максимальный посадочный вес, равный максимальной взлетной массе, и в этом случае не может возникнуть проблем с посадкой с избыточным весом из-за избыточного количества топлива на борту.

CG большого коммерческого транспортного самолета

В этом разделе показаны данные, полученные в рамках исследовательского гранта NASA Ames для большого коммерческого транспортного самолета.

Коэффициенты CG для транспортного самолета

.

CG компонентов и систем

.

Диапазон CG типичного транспортного самолета

.

Рабочий диапазон CG используется на этапах взлета и посадки, а допустимый диапазон CG используется во время наземные операции (т.е. при загрузке самолета пассажирами, багажом и топливом).

Несчастные случаи

• Рейс 5481 авиакомпании Air Midwest : в январе 2003 г. был отправлен самолет Beech 1900D с максимальной массой более 500 фунтов (230 кг), в основном корма, поэтому его центр тяжести находился на 5% в корме. В результате крушения погибли 21 человек, находившийся на борту.
• В феврале 2005 года Challenger 600 отправился в Тетерборо, штат Нью-Джерси, загруженный так далеко вперед, что не попал в центр тяжести. предел и он не мог повернуться, врезался в забор аэропорта в здание, серьезно ранив трех пассажиров и уничтожив самолет.
• В июле 2013 года de Havilland Canada DHC- 3 Выдра вылетела Солдотна, Аляска, остановилась после поворота и разбилась на расстоянии 2300 футов (700 м) от точки отпускания тормозов, так как она была перегружена на 418 фунтов (190 кг) и ее ЦТ была хорошо кормовой части заднего предела. Все десять пассажиров погибли.

См. Также

Ссылки

Дополнительная литература

• Фред Джордж (22 июня 2018 г.). «Целостность веса самолета: важность знания истинного веса». Деловая и коммерческая авиация. Сеть Aviation Week.