Для порівняння характеристик поздовжньої стійкості і керованості літаків з різними крилами використовується поняття середньої аеродинамічної хорди (Сах).
За Сах крила довільної форми в плані приймається хорда еквівалентного прямокутного крила, у якого площа. повна аеродинамічна сила і аеродинамічний момент тангажа від цієї сили такі ж, як і у дійсного крила.
Введемо базову систему координат. щодо площині якої більшість елементів літака розташовані симетрично зліва і справа. Початок базової системи координат розташовано в шкарпетці центральної хорди крила. Величина Сах є відрізком, паралельний базової площини літака і визначається за співвідношенням [1].
Визначивши і координати носка САХ в базовій системі координат, можна замінити дійсне крило еквівалентним прямокутним крилом і для нього знайти.
В результаті обтікання потоком повітря крила виникає повна аеродинамічна сила. прикладена в центрі тиску. Проектуючи цю силу на осі і пов'язаної системи координат, отримаємо нормальну і поздовжнє аеродинамічні сили. Визначимо момент цих сил щодо поперечної осі. що проходить через центр мас літака з координатами і (рис. 1):
де - координата центру тиску.
Мал. 1. Центр тиску і сили, що діють на крило в польоті
Найбільш поширене визначення моменту тангажа з використанням поняття фокуса по куту атаки.
Фокусом по куту атаки називається точка, розташована по лінії перетину площини пов'язаної системи координат з площиною симетрії літака. щодо якої момент тангажа залишається постійним при малих змінах тільки кута атаки.
Можна визначити фокус по куті атаки також як точку прикладання збільшення аеродинамічної сили. викликаної зміною тільки кута атаки від до.
Використовуючи поняття фокуса представимо у вигляді двох складових: при - незалежну від зміни і прикладену в центрі тиску і - що залежить від зміни кута атаки від до і прикладену в фокусі крила. Проекцію на вісь (тобто силу) перенесемо по лінії її дії в фокус крила. Тоді в фокусі буде прикладена поздовжня сила (рис. 2).
Мал. 2. Визначення аеродинамічного моменту тангажа крила з використанням фокуса по куту атаки
З малюнка видно, що аеродинамічний момент тангажа крила щодо осі. що проходить через точку дорівнює
де - момент тангажа при. тобто при нульовій підйомної силі;
- підйомна сила крила;
- координата фокуса крила - відстань від носка САХ до фокусу.
Тут і надалі верхній індекс за дужками означає приватну похідну величини, що стоїть в дужках, за цим індексом.
Вводячи безрозмірний коефіцієнт аеродинамічного моменту тангажа отримаємо
де - коеф-фициент аеродинамічного моменту тангажа крила при нульовій підйомної силі;
- приріст коефіцієнта нормальної сили крила при зміні кута атаки від до;
- коефіцієнт аеродинамічного поздовжньої сили крила;
- відносні координати центру мас літака і фокусу крила.
Відзначимо, що при (симетричні профілі і відсутність спільного впливу крутки і стрілоподібності крила) фокус крила збігається з центром тиску. Коли. центр тиску не збігається з фокусом і переміщається по Сах при зміні кута атаки.
При невеликих кутах атаки. тоді
де - приріст коефіцієнта аеродинамічного под-емной сили крила при зміні кута атаки від (коли) до;
.
Величини і залежать від форми крила в плані, його профілю, крутки і т.п. а також від числа польоту. На дозвукових швидкостях = 0,2. 0,3, а на надзвукових швидкостях фокус зміщується назад і = 0,4. 0,5.