ابتدا اجزاي اصلي تشكيل دهنده يك هواپيما را بررسي ميكنيم :

1)Fuselage :

به بدنه اصلي هواپيما ميگوييم كه تمام قسمتهاي ديگر به آن متصل ميشوند و فضايي است كه مسافرين و بار در آن قرار ميگيرد .

2)Wing :

اين قسمت موظف به توليد نيروي بالا برنده يا همان Lift است كه بعدا در مورد آن بحث ميكنيم .

3)Empennage :

به مجموعه دم هواپيما ميگوييم كه باعث پايداري حركت مستقيم الخط هواپيما ميگردد .

4)Landing Gear :

شامل چرخها و كمك فنرها ( Shuck Strut ) و ترمزها است .

5)Power Plant :

در موتورهاي ملخبي به مجموعه ملخ و موتور ميگويند ولي در موتورهاي جت به خود موتور ميگويند .

در تمام مراحل پروازي 4 نيرو بر هواپيما تاثير ميگذارند كه Lift و Weight و Thrust و Drag نام دارند كه اكنون به تفكيك هركدام را بررسي ميكنيم .

با توجه به قانون برنولي ( Bernoulli's Principle ) كه رابطه فشار و سرعت يك سيال را در دو سطح مقطع مختلف و در يك واحد زمان مشخص تعريف ميكند ميتوا گفت كه بر اساس اين قانون رابطه فشار و سرعت سيال عكس يكديگر ميباشد از اين قانون و حركت Air Stream هوا روي Airfoil در جهت توليد نيروي Lift استفاده ميشود . به طوري كه وقتي هوا به Airfoil ميرسد به دو مؤلفه تقسيم ميشود يك دسته از روي بال و دسته ديگر از زير بال حركت ميكنند با توجه به قانون پيوستگي مولكولي چون مولكولي كه از روي بال حركت كرده است با مولكولي كه از زير بال حركت كرده است بايد در يك زمان مشخص در نقطه اي به نام Trailing Edge به يكديگر برسند هوايي كه از روي بال عبور ميكند بايد سرعتش بيشتر باشد اين سرعت بيشتر باعث ميشود كه فشار روي بال كم شود و يك منطقه كم فشار يا Low Pressure روي بال بوجود آيد و چون هوايي كه از زير بال عبور كرده سرعتش كمتر است پس فشار زير بال زيد ميشود و يك High Pressure Area زير بال ايجاد ميشود چون با بوجود آمدن منطقه كم فشار روي بال فشاري از روي بال برداشته شده است و عملا با كمترين فشاري كه از زير بال وارد كنيم

Airfoil به سمت بالا حركت ميكند كه اصطلاحا اين نيرويي را كه در اثر اختلاف فشار دو منطقه رو و زير بال بوجود آمده است را Lift ميناميم . كه اين نيرو هميشه بر Relative Wind عمود است . نكته مهم اين است كه بيشاز 75% از Total Lift يك Airfoil توسط Suction روي بال انجام ميشود و 15% باقيمانده توسط قانون سوم نيوتون بر اثر برخورد هوا به زير بال بوجود مي آيد .

Relative Wind :

يا همان باد نسبي است كه عبارت است از حركت الياف هوا حول يك جسم كه در اثر حركت خود جسم در سيال بوجود مي آيد كه جهت آن هميشه موازي و مخالف جهت حركت جسم ميباشد و سرعت آن حدود سرعت جسم دلخل سيال است .

Airfoil :

هر جسمي كه در برخورد با الياف هوا بتواند نيروي آيروديناميكي توليد كند را Airfoilميگويند .

Airfoil Component :

1)Leading Edge :

اولين نقطه اي از بال است كه با الياف هوا برخورد ميكند .

2)Trailing Edge :

مولكولهاي هوا در اين قسمت به هم ميرسند و باعث كامل شدن اصل پيوستگي ميشوند .

3)Upper Camber & Lower Camber :

به انحناي رو و زير بال ميگويند كه عامل اصلي ايجاد اختلاف فشار است كه براي توليد Lift هميشه بايد انحناي روي بال از زير بال بيشتر باشد .

4)Chord Line :

خطي فرضي است كه Leading Edge را به Trailing Edge وصل ميكند و در دو جا به كمك ما مي آيد اول اينكه Angel Of Attack هواپيما را مشخص ميكند و دوم آنكه براي محاسبه Wing Surface يا همان سطح بال مورد نياز است .

فرمول محاسبه Lift :

L = 1/2 CL ά S V ²

CL : ضريب Lift است كه خود به دو مؤلفه A.O.A و Wing Design تقسيم ميشود .

ά : همان غلظت هوا است .

S : سطخ بال يا همان Wing Area است .

V ² : همان توان دوم سرعت هواپيما است .

Airfoil Design Factor :

عواملي را كه در طراحي يك Airfoil موثرند به شرح زير است :

1)Plan Form :

به شكل بال و بدنه ميگوييم هنگامي كه از بالا به آن نگاه ميكنيم . بالهاي هواپيما كلا از نظر Wing Shape و Performance به پنج دسته تقسيم ميشوند كه استفاده از هر Airfoil به نسبت طراحي آن ميباشد كه براي آن هواپيما در نظر گرفته ميشود كه اين پنج نوع بال عبارتند از :

1 – Straight Wing ( Rectangular ) : معمولا در هواپيماهاي Low Speed از اين نوع بال استفاده ميكنيم برتري اين بال در اين است كه از نظر طراحي ساده است و از نظر Stall Stand Point بهترين بالي است كه Stall هواپيما را به خلبان نشان ميدهد و ضعف اين بال آن است كه وزن زيادي دارد.

2 – Tapered Wing :

3 – Elliptical Wing :

اين دو دسته بال در هواپيماهاي High Speed تر مورد استفاده قرار ميگيرند كه از نظر طراحي نسبت به بال Straight طراحي مشكلتري دارند و از نظر Stall Stand Point به خوبي بالهاي Straight عمل نميكنند ولي وزنشان نسبت به بالهاي Straight كمتر است .

4 – Sweptback Wing :

5 – Delta Wing :

اين دو دسته بال در هواپيماهاي High Performance استفاده ميشوند . هواپيماهايي كه از اين دسته بالها استفاده ميكنند داراي Landing Speed هاي بالايي هستند به همين جهت از نظر طول باند مورد نياز براي نشستن داراي محدوديت هستند . يكي از بزرگترين برتريهاي آنها Critical Mach Number بالاي آنها است يعني اينكه هواپيماهايي كه از اين نوع بالها استفاده ميكنند قادر هستند سرعت خود را تا درصدي نزديك به سرعت صوت افزايش دهند .

2)Camber :

به انحناي دو طرف بال ميگويند كه عامل اصلي توليد اختلاف فشار است كه معمولا انحناي روي بال بيشتر از انحناي زير بال است هرچه اين انحنا بيشتر باشد ميزان توليد Lift بيشتر ميشود ولي اين انحنا داراي محدوديت است .

3)Aspect Ratio :

اصطلاحا نسبت طول بال به عرض بال را كه همان نسبت Wing Span بال به Average Chord line بال يا همان Mean Aerodynamic Chord ( MAC )ميباشد را Aspect Ratio ميگويند . به تعبير ديگر بدين معنا است كه Airfoil در يك A.O.A ثابت به ازاي Lift توليد شده چه مقدار Drag توليد ميكند.

Wing Span

Aspect Ratio = -------------------------------

Average Chord Line

در كل Airfoil ها را از نظر Aspect Ratio به دودسته تقسيم ميكنيم :

1 – Low Aspect Ratio : بالهايي هستند كه طول و عرض زيادي دارند .

2 – High Aspect Ratio : بالهايي هستند كه داراي طول زياد و عرض كم هستند كه اين نوع بالها از نظر كارايي و توليد Lift از Low Aspect Ratio كارآمد تر ميباشند چون زماني كه Wing Vortex توسط بالها بوجود مي آيند با حركت هوا از پرفشار به كم فشار درصدي از Total Lift هواپيما كاهش مي يابد هرچه عرض بال در Wing Tip كمتر باشد درصدي از Lift ي كه از دست ميدهيم عدد كوچكتري خواهد شد . يعني در ازاي توليد يك واحد Lift هواپيما Drag كمتري توليد ميكند . Efficiency اين بالها در هنگام Engine Fail بالاتر است كه اين Efficiency را بر اساس Lift به مقدار Drag Ratio در POH هواپيما تعريف ميكنند

4)Wing Area :

به مساحت كل بال Wing Area ميگوييم كه همان S در فرمول Lift است . هرچه مساحت بال بيشتر شود Lift توليد شده بيشتر خواهد شد .

بر اساس فرمول Lift ميتوان گفت كه پنج عامل در بوجود آمدن Lift هواپيما موثرند كه عبارتند از :

1)Aircraft Speed

2)Wing Area

3)Air Density

4)Wing Design

5)Angel Of Attack

عوامل 4 و 5 دو آيتمي هستند كه تعيين كننده Coefficient Of Lift يا همان CL هستند . ولي خلبان عملا در پرواز با سه آيتم ميتواند Lift هواپيما را كنترل كتد :

1 – سرعت هواپيما

2 – تغيير A.O.A

3 – تغيير Wing Area و Wing Surface

چون Flap هايي كه روي هواپيما نصب شده است همه نميتوانند سطح بال را تغيير دهند به همين جهت تغيير سطح بال در بعضي از موارد مورد استفاده قرار ميگيرد . از اين رو مهمترين عوامل تغيير Lift تغيير سرعت و تغيير A.O.A مي باشد كه در اصل اين دو آيتم عكس يكديگر عمل ميكنند . با افزايش A.O.A چون حركت الياف هوا روي Airfoil كمتر ميشود در اصل سرعت هواپيما كم ميشود ولي هواي پرفشار زير بال در اثر Impact Air يا همان هواي برخوردي فشارش بيشتر ميشود و چون اختلاف فشار بين دو منطقه اطراف بال زياد ميشود عامل افزايش Lift ميشود . افزايش A.O.A باعث افزايش Lift هواپيما ميشود . در اصل با افزايش A.O.A مقدار CL افزايش پيدا ميكند كه اين افزايش باعث توليد Lift بيشتر ميگردد . افزايش A.O.A مقدار CL يا همان Center Of Lift يا همان مركز برآيند نيروي Lift توليد شده توسط Airfoil را به طرف جلو يعني به طرف Leading Edge حركت ميدهد يعني به طرف جايي كه بيشترين اختلاف فشار وجود دارد . افزايش A.O.Aتا يك حد ماكزيممي كه توسط سازنده هواپيما تعريف شدهاست ميتواند عامل افزايش Lift باشد ولي اگر اين زاويه از حد تعريف شده خود عبور كند افزايش A.O.A عامل كاهش Lift هواپيما خواهد شد كه در اين حالت هواي High Pressure زير بال از قسمت Trailing Edge به روي بال حركت ميكند و حالت Air Stream هوا را به هم ميزند كه اصطلاحا به اين حالت Stall ميگوييم . ماكزيمم A.O.A ي كه هواپيما هنوز Lift توليد ميكند را Critical A.O.A مينامند كه Critical A.O.A هر Airfoil عددي است ثابت كه با هيچ فاكتوري تغيير نميكند و هواپيما در هر شرايط و هر Attitude پروازي كه باشد اگر به اين زاويه برسد Stall Warning خواهد داشت . چون Lift Indicator هواپيما Air Speed هواپيما است اصطلاحا سرعتي را كه در آن سرعت به زاويه بحراني يا Critical A.O.A ميرسيم را Stall Speed ميگوييم .زماني كه هواپيما بهCritical A.O.A رسيد CL هواپيما به حداكثر خود رسيده است .

Air Stream :

عبارت است از جريان الياف هوا كه شكل Airfoil را Follow كند .

زماني كه هواي پر فشار زير بال به روي بال حركت ميكند عامل خراب شدن Lift هواپيما ميشود . هر چه كه A.O.A بيشتر مي شود و به Critical A.O.A نزديكتر ميشويم باعث ميشود كه جريانات Turbulence كل بال را در بر گيرد و بال نتواند Lift توليد كند در زماني كه اين جريانات كل بال هواپيما را در بر بگيرند اصطلاحا ميگوييم هواپيما Full Stall كرده است .

***نكته مهم :

زمان برابري چهار نيرو وقتي است كه هواپيما در حالت Level Flight و Un Accelerated باشد كه منظور از Level Flight همان Wings Level بودن هواپيما است و Un Accelerated وقتي است كه تغيير Power Setting نداشته باشيم .

عواملي كه باعث شوند هواپيما زوئتر به Critical A.O.A برسند عامل افزايش Stall Speed هواپيما بوده و هر آيتمي كه باعث شود هواپيما ديرتر به Critical A.O.A برسد Stall Speed هواپيما را كاهش ميدهد . در كل عوامل موثر بر Stall Speed عبارتند از :

1)Aircraft Weight :

هر چه وزن هواپيما افزايش پيدا كند Lift مورد نياز نيز افزايش پيدا خواهد كرد يا به تعبير ديگر حداقل Lift ي كه هواپيما نياز دارد تا بر وزن خود غلبه كند افزايش خواهد يافت يعني Stall Speed هواپيما افزايش خواهد يافت .

2)Bank Angel :

زماني كه هواپيما داخل گردش ميشود مؤلفه Lift به دو زير مجموعه تقسيم ميگردد كه مؤلفه عمودي بايد بر وزن هواپيما غلبه كند هرچه كه Bank Angel بيشتر شود مؤلفه عمودي Lift كوچكتر ميشود و براي ثابت ماندن در يك ارتفاع و جبران كاهش Lift هواپيما بايد A.O.A را زياد كنيم و در نتيجه زمان رسيدن به Critical A.O.A كوتاهتر ميشود يا به عبارت ديگر چون هواپيما زودتر به Critical A.O.A ميرسد سرعت Stall Speed هواپيما زياد خواهد شد .

3)Load Factor :

نسبت Effective Weight هواپيما را به وزن كلي هواپيما Load Factor ميگويند كه اصطلاحا آنرا G.Load هم ميگويند كه واحد اندازه گيري آن همان فشار G ميباشد و مهمترين آيتمي كه آن را تعريف ميكند Bank Angel ميباشد . با افزايش Bank Angel چون Vertical Lift عدد كوچكتري ميشود پس وزن هواپيما به نسبت Lift ي كه آن را تحمل ميكند بيشتر شده است كه اصطلاحا اين نيروي توليدي را Load Factor ميگويند . اگر Bank Angel هواپيما ثابت بماند Load Factor هم ثابت باقي مي ماند . هر هواپيما از نظر Load Factor يك Load Limit دارد كه توسط سازنده هواپيما در POH تعريف ميشود . چون Load factor زير مجموعه Bank angel است پس Stall Speed را افزايش ميدهد .

4)CG Position :

مركز ثقل يا همان CG هواپيما روي محور طولي جابجا ميشود . با تغيير CG هواپيما Pitch Motion هواپيما تحت تاثير قرار ميگيرد هرچه كه CG به سمت Nose نزديكتر شود تمايل هواپيما به Nose Down

شدن بيشتر ميشود . زماني كه هواپيما Forward CG باشد هميشه نياز به يك Angel داريم تا هواپيما را در حالت Level بتوانيم نگه داريم اين افزايش Angel فاصله هواپيما را تا Critical A.O.A كم كرده و زمان رسيدن به اين زاويه كاهش مي يابد پس ميتوان گفت كه Forward CG Position عامل افزايش Stall Speed ميباشد . زماني كه CG هواپيما به Tail هواپيما نزديك ميشود باعث Tail Heavy شدن هواپيما ميشود و تمايل هواپيما به Pitch Up شدن ميباشد . Aft CG Position دو تاثير متفاوت بر Stall Speed دارد . حالت اول زماني است كه هواپيما در وضعيت High Speed است كه در اين حالت عامل افزايش Stall Speed است ولي حالت دوم زماني رخ ميدهد است كه هواپيما از Low Speed به High Speed شتاب ميگيرد ( مانند زمان T.O ) كه در اين زمان Aft CG عامل كاهش Stall Speed ميشود .

5)Flaps :

Flap عامل توليد Lift براي هواپيما ميتواند باشد . زماني كه Flap ما Extend ميشود با تغييري كه در Upper Camber بال و Chord Line بوجود مي آورد باعث اختلاف فشار بيشتري مابين رو و زير بال ميگردد كه اين اختلاف فشار بيشتر يعني Lift بيشتر توليد شده است در نتيجه هواپيما ميتواند سرعت خود را كاهش دهد به دليل اينكه Lift مورد نياز از طريق افزايش Flap جبران شده . در نتيجه هواپيما ميتواند در سرعتي پايين تر هم حداقل Lift خود را توليد كند پس ميتوان گفت كه Stall Speed هواپيما با افزايش Flap كاهش مي يابد بطوري كه اگر هواپيما Full Flap باشد در سرعتي به نام VSO ( يا همان ابتداي White Arc روي Air Speed ) Stall خواهد كرد .

6)Turbulence :

Turbulence عامل افزايش Stall speed هواپيما است چون Turbulence ميتواند باعث تغيير ناگهاني در جهت Relative Wind و هواپيما شود و باعث گردد هواپيما به Critical A.O.A خود برسد .

7)Ice Condition :

باعث افزايش Stall Speed هواپيما ميشود به دليل اينكه Ice ميتواند شكل Airfoil را تغيير دهد و باعث گردد كه Separation هوا از روي بال زودتر انجام شود و از طرف ديگر Ice عامل افزايش وزن و افزايش Drag براي هواپيما نيز ميباشد .

8)Mach :

به دليل Shock Wave ي كه ايجاد ميكند باعث افزايش Stall Speed ميشود .

Airfoil ها خود به دو دسته كلي تقسيم ميشوند كه استفاده از اين نوع Airfoil ها بستگي به هدفي كه هواپيما براي آن طراحي شده است داردكه ميتواند صرفا از يك نوع يا در كنار هم از آنها استفاده كرد كه آن دو دسته به شرح زير ميباشند :

1)High Speed Airfoil :

Airfoil هايي هستند كه اختلاف Upper Camber و Lower Camber در آنها كم است به تعبير ديگر اين نوع بالها ضخامت كمي دارند و بيشترين كارايي آنها در توليد Lift در سرعتهاي بالا ميباشد يا به تعبير ديگر سرعت مهمترين عامل توليد Lift در اين نوع بالها ميباشد كه به همين دليل اين نوع بالها داراي Stall Speed بالايي هستند .

2)Low Speed Airfoil :

Airfoil هايي هستند كه اختلاف Upper Camber و Lower Camber در آنها زياد است به تعبير ديگر اين نوع بالها ضخامت زيادي دارند . اين نوع بالها ميتوانند در سرعتهاي پائين هم Lift مورد نياز را توليد كنند .

شناسايي Stall :

براي شناسايي Stall چهار راه مطرح ميشود :

1)Stall Warning Horn

يا همان صداي بوقي كه هنگام Stall شنيده ميشود .

2)Wing Buffeting :

به لرزشهاي بال در زمان Stall ميگويند كه همان ضرباتي است كه الياف هوا به بال ميزنند .

3)Mushy Feeling :

زماني است كه احساس ميكنيم فرامين شل و نرم شده است .

4)Fix Pitch :

در موتورهاي Fix Pitchهواپيما در زمان Stall با افت RPMروبرو ميشود .

چون Stall كردن هواپيما يكي از شرايط بحراني پرواز است به دليل آنكه Stall Recovery سريعتر و به موقع انجام شود در طراحي بال مسائلي را مد نظر قرار ميدهند تا Wing Root زودتر از Wing Tip به مرحله Stall برسد تا خلبان از Stall هواپيما زودتر باخبر شود . اين طراحي ها عبارتند از :

1)Wing Twist ( Wash Out ) :

در طراحي بال هواپيما هميشه Angel Of Incidence بال در Wing Root را بيشتر از Wing Tip در نظر ميگيرند به طوري كه با افزايش A.O.A هواپيما Wing Root سريعتر به Critical A.O.A ميرسد و Stall ميكند در صورتي كه Wing Tip هنوز به Critical A.O.A نرسيده است و هنوز روي بال جريان Air Stream برقرار است و Positive Aileron Control هنوز در هواپيما وجود دارد . اين طراحي معمولا در هواپيماهاي Transport در نظر گرفته ميشود .

Angel Of Incidence : يا همان زاويه نصب بال . زاويه ما بين محور طولي و Chord Line را در يك Airfoil ميگويند . اين زاويه باعث ميگردد كه هميشه يك Positive A.O.A داشته باشيم بدون اينكه روي فرامين تاثيري بگذاريم به همين دليل ميگويند Angel Of Incidence هميشه باعث ميگردد تا Forward Visibility افزايش يابد .

2)Stall Strips :

منظور از Strip استفاده از يك قطعه فلزي است كه به Wing Root بال وصل ميشود . با افزايش A.O.A مقداري Separation هوا در اثر برخورد با آن روي بال ايجاد ميگردد و باعث ميشود كه جريان هوا از حالت Air Stream بودن خود خارج شود و به صورت جريانهاي Turbulence روي بال ظاهر شود يا به عبارت ديگر Wing Root زودتر Stall كند و Stall Recovery توسط خلبان زودتر انجام شود . استفاده از اين قطه معمولا در هواپيماهاي Low Performance رايج است .

3)Span Wise ( Airfoil Variation ):

در اين نوع طراحي از High Speed Airfiol در Wing Root و از Low Speed Airfoil در قسمت Wing Tip بال استفاده ميشود . با افزايش A.O.A چون سرعت حركت الياف هوا روي Airfoil كم ميشود قسمت Wing Root بال زودتر Stall ميكند چون High Speed Airfoil است و اين Airfoil ها در سرعت بالا قادر به توليد Lift هستند .

از جمله وسائلي كه براي هواپيما به اين منظور طراحي مشوند ميتوان به موارد زير اشاره كرد :

1)Trailing Edge Flap

2)Leading Edge Flap

3)Slat

4)Slot

در تمام انواع مختلف هواپيما متداول ترين نوع Flap ي كه استفاده ميشود Trailing Edge Flap است در صورتي كه سه نوع ديگر در هواپيماهاي High performance مورد استفاده قرار ميگيرند . استفاده از Flap هميشه عامل افزايش Lift ميباشد ولي در كنار اين مطلب افزايش Drag نيز دارد پس ميتوان گفت كه Flap هم خاصيت Lifting دارد و هم خاصيت Dragging . حداكثر Flap ي كه هواپيما در زمان Take Off ميتواند داشته باشد نصف Full Flap خواهد بود چون در اين حالت خاصيت Lifting از خاصيت Dragging است . در صورتي كه در هنگام Landing ما ميتوانيم از Full Flap استفاده كنيم كه در اين حالت خاصيت Dragging از Lifting بيشتر است و باعث ميگردد كه هواپيما در حداقل سرعت خود يعني VSO بتواند Lift توليد كند چون در اين حالت هواپيما با سرعتي كمتر Approach ميكند و مقدار Landing Distance هواپيما نيز كاهش مي يابد . زماني كه در پرواز Full Flap براي Landing مي آييم بايد هميشه بعد از Touch كردن هواپيما سريعا حداقل يك پله از Flap را جمع كنيم تا اينكه وزن هواپيما سريعتر روي چرخها قرار گيرد و Breaking Efficiency افزايش پيدا كند . در General Air Craft مقدار Flap بين صفر تا 40 درجه است كه اصطلاحا نسبت به Chord Line هواپيما Extend ميشود . با Extend شدن Flap مقدار Upper Camber بال زياد ميشود به همين دليل مولكول هوايي كه از روي بال عبور ميكند چون مسافت بيشتري را بايد طي كند سرعتش افزايش پيدا ميكند در نتيجه Low Pressure روي بال كمتر ميشود كه اصطلاحا ميگوييم Lift زياد شده است . با Extend شدن Flap هواپيما هميشه CL هواپيما يا همان Center Of Lift هواپيما به طرف عقب حركت ميكند و فاصله آن از CG زياد ميشود به همين دليل هواپيما Nose Down Tendency ميگيرد و Forward Visibility خلبان افزايش پيدا ميكند و همچنين با Nose Down شدن هواپيما باعث افزايش Rate Of Descent هواپيما ميشود چون Flap علاوه بر خاصيت Lifting خاصيت Dragging نيز دارد اين خاصيت باعث ميگردد كه سرعت هواپيما افزايش پيدا نكند . در زماني كه Flap هواپيما Extend ميشود جهت Chord Line نيز تغيير ميكند پس ميتوان گفت كه اصلي ترين كار Flap در هنگام Landing است كه باعث ميشود هواپيما افزايش Rate Of Descent داشته باشد بدون آنكه سرعتش زياد شود .

مركز برآيند Total Lift ي كه يك Airfoil توليد ميكند را ميگويند . كه معمولا اين نقطه روي خط Average Chord Line تغيير ميكند . با افزايش A.O.A هواپيما چون Lift هواپيما زياد ميشود اين نقطه به طرفي حركت ميكند كه بيشترين اختلاف فشار در آنجا حاكم است كه بيشترين اختلاف فشار روي يك Airfoil جايي است كه ضخامت بال بيشتر است در نتيجه ميتوان گفت كه با افزايش A.O.A هواپيما CL به سمت جلو يا به تعبيري ديگر به سمت Leading Edge حركت ميكند .

انواع Trailing Flap ها :

كلا Flap ها در زماني كه Extend ميشوند دو نوع حركت دارند Down Ward و Back Ward كه اين نوع حركات بسته به نوع و طراحي يك Flap دارد كه در كل ميتوان گفت كه همه Flap ها Down Ward حركت ميكنند كه حركت Down Ward يك Flap تاثيري روي Wing Surface ندارد ولي حركت Flap به صورت Back Ward عامل افزايش Wing Surface ميباشد . ولي بايد به اين نكته اشاره كرد كه همه Flap ها حركت Back Ward ندارند .

1)Plain Flap :

اين نوع Flap معمولا در هواپيماهاي Low Performance مورد استفاده قرار ميگيرد كه حركت آن صرفا Down Ward است . در اين نوع Flap سطح بال تغيير نميكند ولي جهت Chord Line و همچنين مقدار Upper Camber تغيير ميكند .

2)Slotted Flap :

اين نوع Flap داراي دو حركت است هم Down Ward و هم Back Ward كه اين نوع Flap در زمان استفاده باعث بوجود آمدن يك Slot ما بين Flap و بال ميشود و اين شكاف باعث ميگردد كه هواي پر فشار زير بال به روي بال حركت كند و كارايي Flap را در توليد Lift افزايش دهد . اين نوع Flap معمولا در هواپيماهاي High Performance به كار گرفته ميشود .

3)Split Flap :

اين نوع Flap اصطلاحا از نظر Performance و كارايي نسبت به بقيه انواع Flap كمترين كارايي را دارد . اين Flap با Extend شدن تغييري در شكل Airfoil نميدهد بلكه فقط يك Plait ميباشد كه زير بال باز ميشود كه در اثر برخورد الياف هوا با آن منطقه پر فشار زير بال تقويت ميشود و چون اختلاف فشار زير و روي بال بيشتر ميشود اصطلاحا ميگوييم Lift ما افزايش پيدا كرده . اين نوع Flap در هواپيماهاي قديمي كار برد داشته و در سيستم هاي كنوني كاربرد ندارد .

4)Fowler Flap :

كارآمد ترين نوع Flap همين نوع است كه دو نوع متداول آن عبارتند از Double Slotted Fowler Flap و Triple Slotted Fowler Flap كه اين نوع Flap ها در هواپيماهاي High Performance مورد استفاده قرار ميگيرند . Fowler Flap باعث افزايش قابل ملاحظه Wing Surface ميشود كه در بعضي از مواقع ميتواند تا 40% افزايش Wing Surface را به دنبال داشته باشد به همين دليل هواپيماهايي كه از اين نوع Flap استفاده ميكنند تا حد قابل ملاحظهاي ميتوانند Approach Speed خود را كاهش دهند .

***نكته مهم : Slot يك قطعه ثابت روي بال است ولي Slat يك قطعه متحرك است كه معمولا با به حركت

در آمدن Trailing Edge Flap به طور خودكار حركت ميكند . باز شدن Slat رو به جلو هنگامي كه هواپيما در High A.O.A قرار دارد با افزايش Effective Camber توليد Lift را افزايش ميدهد همچنين از شكاف بين Slat و بال جريان هوا از قسمت زير بال به روي بال آمد و باعث چسبيدن Boundary Layer ميشود كه اين امر باعث به تاخير افتادن Stall است .

مقدار نيرويي كه از مركز زمين به گرانيگاه يك جسم وارد ميشود را اصطلاحا Weight يا Gravity ميگويند . كه اين نيرو متناسب با وزن جسم است كه بر اساس واحد 1g تعريف ميشود . در زماني كه هواپيما در Level Flight است دو نيروي Lift و Weight با هم برابرند و برآيند نيروهاي وارد بر هواپيما صفر است ولي هر زمان تعادل اين دو نيرو از بين برود اصطلاحا ميگوييم كه عامل توليد نيرويي به نام Load Factor شده است . مهمترين آيتمي كه عامل توليد Load Factor ميباشد Bank Angel است و از جمله عوامل ديگري كه ميتوانند اين تعادل را برهم بزنند ميتوان به Turbulence و يا حتي به Vertical Gust اشاره كرد . هر هواپيمايي نسبت به Load Factor داراي يك محدوديت است كه توسط كمپاني سازنده هواپيما در POH تعريف شده است . يكي از عواملي كه اين Limitation را ميتواند كم كند Flap Setting ميباشد .

Thrust :

نيروي جلو برنده هواپيما است كه توسط Power Plan و يا Engine توليد ميشود كه اين نيرو يا توسط Jet Engine و يا توسط Prop Engine تامين ميشود . در داخل كابين Thrust Indicator هواپيما RPM و Manifold Pressure هستند كه با تغيير Power Setting هواپيما اين دو Indicator نيز تغيير ميكنند .

Total Drag هواپيما به دو زير مجموعه تقسيم ميشود :

1)Induced Drag :

Drag ي است كه در هنگام توليد Lift بوجود مي آيد . دو آيتمي كه اين Drag را تعريف ميكنند A.O.A و Flap Setting هستند چون تغيير اين دو آيتم باعث كاهش سرعت هواپيما ميشوند پس ميتوان گفت رابطه Induced Drag با سرعت هواپيما يك رابطه معكوس است يا بهتر Induced Drag با معكوس مجذور سرعت متناسب است يعني اگر سرعت هواپيما دو برابر شود Induced Drag هواپيما 4/1 يا ربع ميشود .

2)Parasite Drag :

اين Drag شامل Form Drag و Skin Friction Drag و Interference Drag ميباشد . اين Drag با مجذور سرعت هواپيما رابطه مستقيم دارد يعني اگر سرعت دو برابر شود Parasite Drag هواپيما 4 برابر ميشود.

***نكته مهم : به مجموع Form Drag و Skin Friction Drag در بعضي كتب Profile Drag نيز گفته اند .

با توجه به مطالب گفته شده نمودار Total Drag هواپيما به شكل زير است :

در منحني Total Drag يك نقطه Minimum وجود دارد كه در اصل بيانگر اين است كه هر دو نوع Drag در يك سرعت مشخص حداقل ميباشد كه اصطلاحا اين سرعت را Best Power Off Glide Speed مينامند . يعني در اصل سرعتي است كه در زمان Engine Fail كمترين Drag را نسبت به بهترين Lift براي هواپيما تضمين ميكند . به تعبير ديگر نقطه Min Total Drag همان Best L/D Ratio ميباشد كه در Clean Configuration براي هر هواپيما در POH تعريف شده است كه واحد آن ميتواند Feet يا NM يا KM و يا SM باشد . كه اين واحد را سازنده هواپيما مشخص ميكند . مهمتريت آيتمي كه سرعت Best Glide را تغيير ميدهد وزن هواپيما است يعني با افزايش وزن Glide Speed نيز افزايش پيدا ميكند و هواپيما روي همان Glide Angel ي كه Best L/D Ratio را براي هواپيما تضمين ميكند فقط با سرعت بالاتري حركت ميكند يعني آن نسبت را در مدت زمان كوتاهتري طي ميكند . اين تغيير وزن تاثيري بر روي Glide Angel ندارد و فقط سرعت را جابجا ميكند .

زاويه ما بين Glide Path و Horizontal Plain را ميگويند . مهمترين عاملي كه Glide Angel هواپيما را تغيير ميدهد تغييرات Drag ميباشد اگر Drag هواپيما افزايش پيدا كند Glide Angel هواپيما نيز افزايش پيدا ميكند و اگر Drag كاهش پيدا كند Glide Angel نيز كاهش مي يابد و مقدار مسافتي را كه هواپيما طي ميكند بيشتر خواهد شد .

***نكته مهم : در زمان Head Wind سرعت Glide را بايد حدود 5 نات افزايش دهيم ولي در حالت Tail Wind بايد اين سرعت را افزايش دهيم .

***نكته مهم : هواپيما در موقع Landing چون Flap و چرخش باز است Drag زياد ميشود و باعث ميشود كه Glide Angel افزايش پيدا كرده و در نتيجه Glide Distance كاهش پيدا كند .

نسبت مسافتي را كه هواپيما به صورت افقي طي ميكند به مقدار ارتفاعي كه از دست ميدهد را Glide Ratio ميگويند . Best Glide Ratio هر هواپيما در زماني تعريف ميشود كه Best Glide Speed را حفظ كنيم در اين شرايط هواپيما Best Glide Angel را نگه ميدارد كه در اين حالت نسبت L/D Ratio در ماكزيمم خود قرار دارد .

***نكته مهم : اگر در زمان Engine Fail كه هواپيما با سرعت Best Glide Speed در حال Descent

است خلبان سرعتي كمتر يا بيشتر از سرعت Glide تعريف شده خود را نگه دارد نسبت L/D Ratio كم خواهد شد به دليل اينكه در زماني كه سرعت هواپيما كم ميشود Induce Drag افزايش پيدا ميكند و در نتيجه Total Drag هواپيما افزايش خواهد يافت اين افزايش Drag مقدار Glide Angel هواپيما را تغيير ميدهد و نسبت L/D Ratio تغيير ميكند و در زماني كه سرعت افزايش پيدا كند Parasite Drag هواپيما زياد شده و باز هم باعث تغيير Glide Angel و در نتيجه تغيير L/D Ratio را به همراه دارد .

Ground Effect :

اگر فاصله عمودي هواپيما تا زمين به اندازه يك Wing Span بشود را Ground Effect Altitude ميگويند . زماني كه هواپيما روي زمين قرار دارد زاويه Up Wash و Down Wash ي كه از روي بال عبور ميكند كم است هواي Down Wash با هوايي كه از زير بال عبور ميكند زاويه اي ميسازد كه اصطلاحا اين زاويه را Induced A.O.A مي نامند كه هرچه A.O.A هواپيما بيشتر باشد زاويه Induced A.O.A به Airfoil نزديكتر ميشود كه نزديك شدن اين زاويه به Airfoil عامل افزايش Total Drag هواپيما خواهد شد و چون رابطه مستقيم با A.O.A هواپيما دارد Drag ي كه توليد ميكند زير مجموعه Induced Drag محسوب ميشود و در زمان Take Off چون A.O.A هواپيما كم است مقدار Induced A.O.A در فاصله اي دور تر از Airfoil تشكيل ميشود هر چه كه اين فاصله دور تر باشد Induced Drag كمتر خواهد شد به همين دليل در زمان بلند شدن هواپيما ميتواند با سرعتي كمتر از Take Off Speed خود Air Born شود ( در نقطه اي كه هنوز Lift كافي براي هواپيما توليد نشده است ) ولي بيشترين ارتفاعي را كه ميتواند در اين حالت بگيرد به اندازه يك Wing Span است كه اگر هواپيما از اين ارتفاع عبور كند افزايش A.O.A باعث افزايش Total Drag هواپيما ميشود و از طرفي چون سرعت هواپيما نيز كم ميباشد باعث ميشود كه هواپيما به سمت زمين برگردد به همين دليل اگر هواپيما زير سرعت Take Off Speed خود Air Born شد بايد هواپيما را در Ground Effect Altitude نگه داريم تا اينكه سرعت آن به Normal Climb Speed برسد تا بتواند از اين ارتفاع عبور كند . مادامي كه هواپيما در اين ارتفاع با يك A.O.A كم قرار دارد زاويه Up Wash و Down Wash و مقدار Wing Vortex هاي دو سر بال كم است اصطلاحا اين خاصيت را Ground Effect ميگويند كه بيشترين خطر آن در زمان Take Off است .

هواپيما داراي سه محور اصلي ميباشد كه حول هر كدام از اين محورها داراي يك حركت ميباشد . اساس تمام حركتهاي هواپيما حول هر سه محور از قانون Differential Pressure تبعيت ميكند . چون مركز تلاقي سه محور هواپيما را Center Of Gravity ( CG ) مينامند پس ميتوان تعريف ديگري براي CG داشت و آن اين است كه نقطه اي است كه هر جسم حول آن بتواند داراي گشتاور باشد . چون هواپيما سه حركت حول سه محور دارد پس سه نوع گشتاور موجود حول نقطه اي به نام CG تعريف ميشود . اين سه محور عبارتد از :

يا همان محور طولي كه Nose هواپيما را به Tailآن وصل ميكند . 1)Longitudinal Axis

به حركت حول اين محور Rolling ميگويند .

يا همان محور طولي كه دو سر بالها را به هم وصل ميكند . 2)Lateral Axis

به حركت حول اين محور Pitching ميگويند .

يا همان محور عمودي كه عمود بر هواپيما است . 3)Vertical Axis

به حركت حول اين محور Yawing ميگويند .

1)Rolling :

حركت هواپيما حول محور طولي را ميگويند . Aileron ها باعث اين حركت حول محور طولي ميشوند به طوري كه Aileron ي كه پايين آمده Chord Line آن قسمت را تغيير ميدهد A.O.A زياد شده و در نتيجه Lift افزايش مي يابد و اين Lift بيشتر باعث ايجاد گشتاور حول محور طولي ميشود از طرف ديگر Aileron ديگر به سمت بالا آمده و مجددا A.O.A تغيير كرده ولي اين بال نيروي Lift آن به سمت پايين است . اين كجي هواپيما را نسبت به محور طولي Bank ميگويند .

2)Pitching :

حركت هواپيما حول محور عرضي را ميگويند . Elevator باعث اين حركت حول محور عرضي ميشود . به طوري كه با حركت Elevator به بالا Chord Line تغيير كرده و A.O.A زياد ميشود و باعث توليد Lift ميشود كه اين Lift باعث بالا رفتن هواپيما ميشود . برعكس اين قضيه هم صادق است .

3)Yawing :

حركت هواپيما حول محور عمودي را ميگويند . Rudder باعث اين حركت حول محور عمودي ميشود . به طوري كه با حركت Rudder به چپ و راست Chord Line تغيير كرده و A.O.A زياد ميشود در نتيجه Lift توليد ميشود كه اين Lift باعث چرخيدن به چپ و راست هواپيما ميشود .

هنگامي كه هواپيما وارد گردش ميشود Aileron خارجي پايين آمده است و A.O.A بيشتري نسبت به بال داخلي دارد به همين دليل Induced Drag بال خارجي بيشتر شده و هواپيما به سمت بيرون دايره گردش Yaw ميكند .

چون در گردش بال بيروني مسافت بيشتري را طي ميكند پس سرعتش بيشتر است به همين دليل Lift بيشتري توليد ميكند كه اين مسئله باعث ميشود كه بال خارجي بيشتر بالا برود و در نتيجه زاويه Bank بيشتر ميشود اين مسئله در Bank هاي بالاي 45 درجه مشهود تر است .

***نكته مهم : براي تصححيح اين دو مسئله كافيست به طور همزمان از Rudder براي كنترل و تصححيح Adverse Yaw و از Aileron براي كنترل Over Bank استفاده كنيم .

هنگامي كه هواپيما در يك مسير منحني شكل شروع به گردش ميكند نيروي گريز از مركز بر آن وارد ميشود كه اين مسئله با مؤلفه وزن هواپيما برآيندي تشكيل ميدهد كه بال هواپيما مي بايست وزني بيش از وزن هواپيما را تحمل كند كه به آن اصطلاحا Positive g ميگويند . اما اگر جهت نيروي گريز از مركز همجهت با Lift شود ( در زمان Dive ) هواپيما وزن كمتري را تجربه ميكند كه به آن اصطلاحا Negative g ميگويند . Loud Factor مستقيما با زاويه Bank Angel هواپيما رابطه دارد .

سرعتي است كه هواپيما ميتواند در اين سرعت متنورهايي را كه سازنده هواپيما در POH تعريف كرده را انجام دهد بدون اينكه آسيبي به هواپيما برسد . اين سرعت با افزايش وزن هواپيما افزايش پيدا كرده و با كاهش وزن هواپيما كم ميشود .

عواملي كه باعث تمايل هواپيما به انحراف به سمت چپ ميشوند عبارتند از :

1)Torque :

چون ملخ از ديد خلبان حركتي ساعتگرد دارد طبق قانون سوم نيوتن هواپيما حول محور طولي خلاف جهت عقربه هاي ساعت يعني به سمت چپ ميگردد . اين مسئله در هواپيماهاي Single Engine ملخي در هنگام Low Speed و High A.O.A و High Power بيشتر جلوه ميكند . براي جلوگيري از اين پديده ميبايست مقداري Yuck را به سمت راست داد اما در برخي از هواپيماها Angel Of Incidence بال چپ را بيشتر ميگيرند تا اين مشكل خود به خود رفع شود .

2)Gyroscopic Precession :

Precession از خواص Gyro است كه اگر به يك جسم دوار نيرو وارد شود عكس العمل آن در جهت دوران 90 درجه بعد از نقطه اثر نيرو است . در هواپيماهاي Single Engine ملخي هنگامي كه خلبان Stick را به سمت جلو ميدهد عكس العمل آن در روي ملخ 90 درجه بعد اعمال ميشود و در نتيجه هواپيما به سمت چپ Yaw ميكند . Precession معمولا خود را در هنگام Take Off در هواپيماهاي نشان ميدهد كه Tail Weel هستند چون اين نوع هواپيماها براي بلند شدن نياز دارند كه توسط يك نيروي Forward Pressure توسط فرامين چرخ Tail را از زمين جدا كنند كه اين خود عامل Precession ميگردد .

3)P Factor ( Asymmetric Thrust ) :

هنگامي كه هواپيما در High Power و High A.O.A پرواز ميكند ملخي كه به سمت پايين مي آيد نسبت به ملخ سمت چپ كه به سمت بالا ميرود A.O.A بيشتري دارد يعني Lift بيشتري دارد يا به عبارت ديگر Thrust بيشتري دارد كه اين مطلب باعث گردش هواپيما به سمت چپ ميشود .

4)Spiraling Slip Stream :

وقتي هواپيما High Power و High A.O.A است جريان هوا به دور بدنه ميپيچد و در انتها با قسمت Vertical Fin برخورد ميكند در نتيجه Tail هواپيما به سمت راست منحرف ميشود و Nose هواپيما حول CG به سمت چپ Yaw ميكند .

***نكته مهم : اين چهار حالت در High Power و High A.O.A و Low Speed اتفاق مي افتد كه بيشتر در زمان Take Off و Initial Climb و Slow Flight اتفاق مي افتد و اگر خلبان از اين مسئله غافل شوند هواپيما به سمت چپ منحرف ميشود . در طراحي هواپيما دو مسئله رعايت شده تا اين مشكل رفع شود اول اينكه Angel Of Incidence بال چپ را بيشتر از بال راست ميگيرند و دوم آنكه Rudder هواپيما را مقداري متمايل به چپ ميكنند .

در فيزيك سه نوع تعريف براي Stability دلريم كه عبارتند از تمايل هر جسم به برگشتن به حالت اوليه پس از اعمال نيروي خارجي به آن يا باقي ماندن در حالت جديد وقتي كه به آن نيرو وارد شود يا تمايل به دور شدن از حالت اوليه بعد از اعمال نيروي خارجي كه حالت اول را Positive Stability و حالت دوم را Neutral Stability و حالت سوم را Negative Stability مينامند . مهمترين Stability ي كه در طراحي يك هواپيما به كار ميرود Positive Stability است ولي عملا هواپيما Positive و Neutral است . هر كدام از Stability هاي فوق به دو زير مجموعه Dynamic و Static تجزيه ميشوند يعني در مورد Positive Stability ميتوان گفت Positive Static Stability و Positive Dynamic Stability

كه اين دو اصطلاح در معني با هم متفاوتند Positive Stability يعني تمايل ذاتي كه در هواپيما وجود دارد كه معمولا در طراحي هواپيما براي بوجود آوردن Stability مورد نظر آيتمهايي لازم است لحاظ گردد ولي منظور از Dynamic عملي است كه هواپيما در بوجود آوردن آن Stability در هنگام پرواز از خود نشان ميدهد . Stability در سه محور هواپيما به شرح زير است :

پايداري در محور طولي يا به تعبير ديگر Stability حول محور Lateral است . يعني هواپيما در مقابل حركت Pitch Up و Pitch Down مقاومت دارد . براي طراحي اين پايداري اين مسائل را بايد در هواپيما لحاظ كنيم :

1 – هواپيما را طوري طراحي ميكنند كه Nose Heavy باشد يعني تمايل مقداري به Nose Down شدن است .

2 – Horizontal Stabilator را در Negative A.O.A طراحي ميكنند تا بتواند Negative Lift توليد كند يا به تعبيري ديگر باعث بوجود آمدن يك Tail Down Force روي هواپيما باشد تا هواپيما بتواند Nose Down Tendency را جبران كند به طوري كه در زماني كه هواپيما Pitch Up ميشود سرعت الياف هوا روي هواپيما كاهش مي يابد چون سرعت روي Horizontal Stabilator كم شده است جلو بودن CG باعث پايين آمدن دماغه ميشود كه در اين حالت سرعت هواپيما افزايش مي يابد اين افزايش سرعت باعث ميگردد Negative Lift ي كه توسط Horizontal Stabilator توليد ميشود بيشتر شود در نتيجه باعث ميگردد دماغه به طرف بالا حذكت كند و باز اين چرخه تكرار گردد . براي اينكه هواپيما بتواند به ارتفاع اوليه خود برسد و به Attitude اوليه خود برگردد و ثابت بماند تغيير CG هواپيما بر روي اين Stability تاثير ميگذارد . در هواپيماهاي كوچك زاويه Horizontal Stabilator ثابت ميباشد چون تغييرات وزن در اين هواپيماها محسوس نميباشد ولي در هواپيماهاي سنگين كه تغييرات وزن در آنها محسوس است Horizontal Stabilator در يك زاويه ثابت قرار ندارد بلكه با توجه به تغييرات وزن و Flap Setting مقدار Stab Setting براي Take Off و Landing هواپيما تعريف ميشود كه اين كار توسط جداول Performance هواپيما قابل محاسبه است . مهمترين Stability هواپيما را ميتوان Longitudinal Stability به حساب آورد چون در زمان Unstable بودن هواپيما را به Stall نزديك ميكند .

پايداري در امتداد محور عرضي يا پايداري حول محور طولي است به تعبير ديگر مقاوت هواپيما در برابر Bank و Rollرا ميگويند . براي بوجود آوردن اين Stability سه طراحي را در نظر ميگيرند كه عبارتند از :

1)Dihedral :

Upward Angel ما بين بال و افق ميباشد كه مهمترين عامل بوجود آمدن Lateral Stability ميباشد . زماني كه يك هواپيما وارد Bank ميشود بال داخل گردش نسبت به الياف هوا Air Stream تر ميشود و باعث ميشود Lift بيشتري نسبت به بال بيرون گردش توليد كند . در اصل Dihedral Angel به دليل Differential Pressure دو بال سبب ايجاد اين پايداري ميشود .

2)Swept Back :

در حالت Side Slip الياف هوا با زاويه بيشتري به بال برخورد ميكنند و بال پايين Lift بيشتري توليد كرده و بالا مي آيد .

3)Keel Effect :

در حالت Side Slip الياف هوا به Keel Area برخورد كرده و باعث Level شدن هواپيما ميشود .

پايداري حول محور عمودي يا ثابت ماندن در يك راستاي مشخص را Vertical Stability يا به تعبيري ديگر Directional Stability مينامند كه همان مقاومت هواپيما در مقابل Yaw كردن هواپيما است . براي بوجود آوردن اين پايداري اين سه آيتم را در طراحي لحاظ ميكنند :

1)Swept Back

2)Keel Effect

3)CG Position ( Slightly Nose Heavy )

در زمان گردش هواپيما مؤلفه Lift به دو زير مجموعه تقسيم ميشود كه مؤلفه عمودي آن هميشه در جهت وزن قرار دارد و در هنگام گردش بايد وزن هواپيما را خنثي كند . هرچه Bank Angel هواپيما افزايش پيدا كند مؤلفه عمودي Lift عددي كوچكتر خواهد شد يا به تعبيري ديگر Effective Weight هواپيما نسبت به Lift ي كه آنرا ميتواند خنثي كند افزايش مي يابد كه اصطلاحا آنرا Load Factor مي ناميم . Load Factor زير مجموعه Bank Angel محسوب ميشود ولي عوامل ديگري مانند Turbulence و Vertical Gust ميتوانند Load Factor را تغيير دهند . هر هواپيمايي نسبت به Load Factor داراي محدوديت ميباشدكه در POH به آن اشاره شده است . يكي از عواملي كه Load Factor را كاهش ميدهد Flap Setting است . مؤلفه افقي Lift كه عامل گردش هواپيما ميباشد اصطلاحا Turning Force يا Centripetal Force ناميده ميشود در هر گردش نيرويي وجود دارد كه خلاف جهت گردش عمل ميكند و تمايل دارد كه هواپيما را به بيرون گردش هدايت كند كه اصطلاحا اين نيرو را Centrifugal Force مينامند . از نظر برآيند نيروها هنگام گردش ميتوان سه حالت زير را بيان كرد :

1)CP = CF ---------- Coordinated Turn

2)CP > CF ---------- Slip Turn

3)CP < CF ---------- Skid Turn

انواع Turn :

نوع گردش هواپيما با توجه به Bank Angel آن تعريف ميشود كه ميتوان به سه دسته زير تقسيم كرد :

1)Shallow Turn ---------- Bank Angel < 15

2)Medium Turn ---------- 15 < Bank Angel < 30

3)Steep Turn ( Over Bank ) ---------- Bank Angel > 30

Flight Control هواپيماكلا به سه دسته زير تقسيم ميشود :

1)Primary Control :

سطوحي هستند كه سه حركت اصلي هواپيما را كنترل ميكنند كه عبارتند از Aileron و Rudder و Elevator .

2)Secondary Control :

در اصل شامل Tabs ميباشد كه روي هواپيما نصب شده تا به كمك آنها بتوان هواپيما را كنترل كرد . هدف اصلي اين سطوح كم كردن فشار از روي فرامين است . حركت Servo Tab برعكس Control Surface ميباشد كه معمولا روي هر Control Surface از اين Servo استفاده ميشود .Trim Tab هم مانند Servo Tab عمل ميكند و فشار پشت فرامين را در هنگام Climb و Descent كاهش ميدهد در اصل بيشتر براي كنترل هواپيما در حول محور عرضي مورد استفاده قرار ميگيرد . اما Anti servo Tab ها همجهت با Main Control Surface حركت ميكنند و كارشان اين است كه حركت Control Surface را محدود ميكند . Control Tab معمولا در هواپيماهاي High Performance مورد استفاده قرار ميگيرد و زماني كه سيستم Hydraulic هواپيما از كار بيفتد اين Control Tab ميتواند وظيفه هدايت هواپيما را به عهده بگيرد .

3)Auxiliary Control :

شامل Flap و Slat و Slot يا به تعبير ديگر Wing High Lift DevicesوSpoiler وSpeed Break ميباشد .

***نكته مهم : Wing High Lift Devices كه در Leading Edge استفاده ميشود شامل Slat و Slot و Kruger ( Leading edge ) هستند . Slat و Slot تغييري در Camber بال ندارند و هدف آنها به تاخير انداختن Separation جريان هوا ميباشد . معمولا كنترل Slat به صورت اتوماتيك يا دستي ميباشد كه حركت آن در هواپيماهاي Transport با Handel اصلي كنترل Trailing Edge Flap ميباشد .