Аэродинамический фокус

Аэродинами́ческий фо́кус, точка приложения приращения подъёмной силы ${\displaystyle \Delta Y}$ при изменении угла атаки ${\displaystyle \alpha }$. В аэродинамическом фокусе (${\displaystyle X_{F}}$ на рис.) коэффициент продольного момента (коэффициент момента тангажа) ${\displaystyle m_{z}}$ не зависит от угла атаки или коэффициента подъёмной силы ${\displaystyle c_{y}}$.

Понятие «аэродинамический фокус» применимо к профилю, крылу, самолёту. Положение аэродинамического фокуса определяется в долях средней аэродинамической хорды. При числе Маха полёта ${\displaystyle {\text{М}}_{\infty }\!\ll \!1}$ фокус профиля расположен примерно на 25 % средней аэродинамической хорды, при ${\displaystyle {\text{М}}_{\infty }\!>\!1}$ примерно на 50 % средней аэродинамической хорды. На положение аэродинамического фокуса летательного аппарата влияют характеристики крыла, горизонтального оперения, фюзеляжа и др., а при больших приборных скоростях – и упругие свойства конструкции.

Наряду с аэродинамическим фокусом по углу атаки используется понятие второго фокуса по углу отклонения закрылков, элевонов. Понятие «аэродинамический фокус» оказывается особенно полезным при анализе устойчивости летательного аппарата в области линейного участка зависимости коэффициента подъёмной силы от угла атаки. Это связано с тем, что положение аэродинамического фокуса на дозвуковых скоростях (докритических числах Маха) зависит только от аэродинамической схемы и не меняется при изменении угла атаки в отличие от положения центра давления ${\displaystyle X_{\text{Д}}}$, которое меняется при изменении угла атаки. На сверхзвуковых скоростях (закритических числах Маха) положение аэродинамического фокуса зависит и от числа Маха полёта летательного аппарата.

Понятие аэродинамического фокуса для крыла и самолёта введено С. А. Чаплыгиным в 1922 г.