Оценка статических и динамических характеристик продольной устойчивости и управляемости
Характеристики оцениваются в диапазоне чисел М (М=Мmin,…,Мmах) горизонтального полета на расчетных высотах Н1=500 м; Н2=4000 м; Н3=7000 м .
Минимальное и максимальное значение чисел Маха на каждой высоте выбирается с помощью диапазона высот и скоростей горизонтального полета для данного самолета. Количество расчетных точек по М на каждой высоте – 5…7 (как правило, ΔМ при этом составляет 0,1…0,2).
Конфигурация ЛА – полетная.
Исходные данные, необходимые для расчета, должны быть представлены в виде таблицы 2.
Таблица 2. Расчетные данные.
| № п/п | ПАРАМЕТР | Обозначение | Значение | Ед. измерения(СИ) |
| 1. | Расчетная масса | m | кг | |
| 2. | Площадь крыла | Sкр | 30,1 | м2 |
| 3. | Плечо ГО | Lго | 5,93 | м |
| 4. | Момент инерции самолета | Jz | кг* м2 | |
| 5. | Относительная координата фокуса | 
| 0,32 | - |
| 6. | Заданная степень статической устойчивости | σn min | -0,0256 | - |
| 7. | Диапазон отклонения руля высоты | Δδв | град | |
| 8. | Диапазон отклонения РУС по тангажу | ΔXв | мм | |
| 9. | Коэффициент передачи штурвала | Кш | 0,0021 | мм-1 |
| 10. | Коэффициентжесткости штурвала | Кж | н/мм | |
| 11. | Заданное значение опорной частоты недемпфированных колебаний | ω0 зад | с-1 | |
| 12. | Заданное значение относительного коэффициента демпфирования | ξ0 зад | 0,6 | с |