„Kolokwium”

1. Wolnonośny dolnopłat – to samolot ze skrzydłami zamocowanymi do dolnej części kadłuba, który nie posiada zastrzałów

ZAGADNIENIA NA ZALICZENIE KURSU „PROJEKTOWANIE SAMOLOTÓW”

1. Główne pojęcia i definicje z zakresu aerodynamiki i mechaniki lotu

• Siły aerodynamiczne (siła nośna i siła oporu czołowego)

Wypadkowa siły nośnej i oporu czołowego stanowi całkowitą siłę aerodynamiczną. Przykłada się je w tym samym punkcie, zwanym środkiem parcia. Siła nośna działa w kierunku prostopadłym do napływających strug powietrza, a siła oporu w kierunku przeciwnym do napływających strug powietrza.

$$P_{x} = Cx\frac{\rho V^{2}}{2}S$$

• Definicje prędkości lotu oraz obliczanie prędkości

• Prędkość rzeczywista: prędkość względem powietrza mierzona w kierunku zgodnym z torem lotu

• Prędkość podróżna: prędkość względem ziemi

• Prędkość przyrządowa: prędkość potrzebna do uzyskania siły nośnej niezbędnej do lotu samolotu $V_{p} = V_{h}\sqrt{\frac{\rho_{H}}{\rho_{o}}}$ gdzie $V_{h} = \sqrt{\frac{2mg}{Cz*\rho*S}}$

• Prędkość minimalna: najmniejsza możliwa prędkość lotu poziomego (lot na krytycznym kącie natarcia) Zależy od masy samolotu i jego konfiguracji

$$V_{\min} = \sqrt{\frac{2mg}{Czmax*\rho*S}}$$

$$V_{\max} = \sqrt{\frac{2Tmax}{Cxmin*\rho*S}}$$

• Prędkość ewolutywna: minimalna prędkość lotu z jaką dopuszcza się wykonywanie manewrów z przeciążeniem n_z = 1, 5 − 2, 0 $n_{z} = \frac{\text{Pz}}{Q}$

• Prędkość optymalna: prędkość przy której ciąg niezbędny jest minimalny. Dla tej prędkości zasięg lotu szybowego jest maksymalny i ma największą długotrwałość

• Prędkość pionowa: jest to prędkość wznoszenia(opadania) (?)

• Ograniczenia prędkości lotu

Prędkości min i ewolutywna są ograniczone ze względu na możliwość przeciągnięcia, a Vmax ograniczają praca śmigła i praca wlotów powierzchni do silników

• Osiągi samolotu

• Zasięg samolotu: to największa odległość jaką może przebyć samolot lecąc w linii prostej bez uzupełniania paliwa. Zasięg lotu szybowego L=H*D

• Długotrwałość lotu: to maksymalny czas utrzymywania się samolotu w powietrzu

• Przeciążenie: jest to miara obciążenia konstrukcji samolotu. Stosunek siły działającej na ciało do siły ciężkości. LUB stosunek przyspieszenia działającego na ciało do przyspieszenia ziemskiego. $n = \frac{\Sigma P}{Q} = \frac{a}{g}$ Mamy przeciążenie nz normalne, podłużne nx i boczne ny. $n_{z} = \frac{\text{Pz}}{Q}$

• Pułap samolotu:

- Pułap teoretyczny: Największa wysokość, na którą teoretycznie samolot może się wznieść

Pułap praktyczny: wysokość, na której dany statek powietrzny w danych warunkach dysponuje jeszcze pewną niewielką prędkością wznoszenia; najczęściej przyjmowana jest tu prędkość wznoszenia 0.5 m/sek.

Pułap dynamiczny (kinetyczny, balistyczny) - wysokość osiągana przez statek powietrzny dzięki wykorzystaniu zapasu energii kinetycznej w locie poziomym.

• Stateczność: zdolność samolotu do samoczynnego powrotu do położenia równowagi po ustaniu zaburzenia, które go z niego wytrąciło

• Sterowność samolotu: zdolność samolotu do zmiany położenia zgodnie z wolą pilota

• Przeciągnięcie: zwiększenie kąta natarcia do wartości nadkrytycznych . Następuje wtedy gwałtowny spadek siły nośnej i gwałtowny przyrost oporu

• Korkociąg: lot niesterowany po torze spiralnym

• Liczba Macha: stosunek prędkości przepływu gazu (lotu samolotu) do prędkości dźwięku. Jest ona kryterium ściśliwości gazów.

• Doskonałość aerodynamiczna: stosunek siły nośnej do siły oporu czołowego Pz/Px(Cz/Cx). Zależy od własności aerodynamicznych profilu skrzydła, od jego charakterystyki geometrycznej, układu konstrukcyjnego samolotu(elementy generujące opór szkodliwy). Dla danego samolotu doskonałość zależy od kąta natarcia i prędkości lotu. Największa wartość osiąga dla optymalnego kąta natarcia.

2. Parametry porównawcze płatowca

• Wydłużenie: Jest to stosunek kwadratu rozpiętości skrzydła do jego pola powierzchni nośnej $\lambda = \frac{b^{2}}{S} = \frac{b}{c_{sr}}$

• Zbieżność: stosunek cięciwy końcowej do cięciwy początkowej (przykadłubowej) $\ \eta = \frac{c_{k}}{c_{o}}$ lub odwrotnie

• współczynnik obciążenia mocy (ciągu): $\frac{T}{m}$ duże wartości tego współczynnika decydują o możliwości uzyskania dobrego przyspieszenia lotu, szybkiego wznoszenia, dużych prędkości lotu i możliwości manewrowych. Z drugiej strony duże wartości to duży ciężki silnik, czyli większe zużycie paliwa i wzrost masy samolotu.

• współczynnik obciążenia powierzchni nośnych: $\frac{m}{S}$ determinuje go prędkość minimalna tzw. Prędkość przeciągnięcia. Jeśli Q=Pz to $\frac{\text{gm}}{S} = \frac{1}{2}Czmax*\text{Vmin}^{2}*\rho$

3. Główne zespoły samolotu

• Przeznaczenie głównych zespołów samolotu

- Skrzydło: wytwarza siłę nośną, zapewnia stateczność i sterowność poprzeczną

- Kadłub: łączy wszystkie podzespoły samolotu w całość

- Usterzenie: zapewnia stateczność i sterowność

- Podwozie: służy do postoju

- Kabina załogi: mieści załogę oraz ogół urządzeń przeznaczonych do sterowania samolotu

- Zespół napędowy: ogół urządzeń przeznaczonych do wytwarzania siły ciągu

• Parametry profilu i skrzydła

• Kąt natarcia: kąt zawarty między cięciwą profilu a kierunkiem napływających strug

• Grubość względna profilu: jest to stosunek grubości profilu do jego cięciwy

• Kąt skosu: jest to kąt skosu skrzydła w płaszczyźnie poziomej (skrzydła). Po prostu skok skrzydła rys.

• Kąt wzniosu: jest to kąt na jaki „podniesione” jest skrzydło w płaszczyźnie pionowej. Dodatni kąt wzniosu poprawia stateczność poprzeczną.

• Kąt zaklinowania: to kąt zawarty między cięciwą skrzydła a osią samolotu

• Wydłużenie skrzydła: Jest to stosunek kwadratu rozpiętości skrzydła do jego pola powierzchni nośnej $\lambda = \frac{b^{2}}{S}$

• Zbieżność skrzydła: stosunek cięciwy początkowej (przykadłubowej) do cięciwy końcowej $\eta = \frac{c_{o}}{c_{k}}$

4. Klasyfikacja statków latających

• statki przestrzeni: urządzenia, które unoszą się na wskutek oddziaływania powietrza odbitego od podłoża lub wszystkie latające obiekty (?)

• statki powietrzne: są to urządzenia zdolne do unoszenia się w atmosferze na skutek oddziaływania powietrza innego niż powietrze odbite od podłoża (czyli na skutek statycznego lub dynamicznego oddziaływania powietrza)

• aerostat: Statek powietrzny, który może unosić się w atmosferze na skutek STATYCZNEGO oddziaływania powietrza

• aerodyna: Statek powietrzny, który może unosić się w atmosferze na skutek DYNAMICZNEGO oddziaływania powietrza

• podział statków powietrznych SP według różnych kryteriów

* układ aerodynamiczny

- klasyczny

- kaczka

- bez usterzenia poziomego

- latające skrzydło

* liczba powierzchni nośnych

- jednopłat - dwupłat

* kryterium wytrzymałościowego mocowania skrzydeł

- wolnonośny - zastrzałowy

* kształt skrzydła

- ze skrzydłem prostym – skośnym - trójkątnym (delta) – pasmowym - o zmiennej geometrii

* typ silnika

- tłokowy – turbośmigłowy – turboodrzutowy – rakietowy – strumieniowy – napęd mieszany

* liczba silników

- jednosilnikowy – dwusilnikowy – wielosilnikowy

* typ podwozia

- trójpodporowe – dwupodporowe – wielopodporowe. Ponadto z podwoziem ruchomym i stałym

* położenie skrzydła względem kadłuba

- dolnopłat: mała stateczność poprzeczna, niskie zawieszenie silników pod skrzydłem, układ sprzyjający występowaniu drgań „buffeting”, znaczny opór interferencyjny, dogodne mocowanie podwozia głównego, dogodne mocowanie skrzydła do kadłuba

- górnopłat: trudności w zabudowaniu podwozia, duża stateczność poprzeczna, dogodne mocowanie silników, możliwość niskiego umieszczenia kadłuba, dogodne mocowanie skrzydła do kadłuba

- średniopłat: trudność w mocowaniu skrzydła do kadłuba, możliwość zamocowania podwozia do kadłuba

* mocowanie skrzydła do kadłuba

- centropłat: mała masa, słabe wykorzystanie przestrzeni wewnątrz kadłuba ( idzie płat przez kadłub tak jakby)

- mocowanie do wręg: prosty montaż i demontaż, dobre wykorzystanie przestrzeni wewnątrz kadłuba, konieczność wprowadzenia sił skupionych w konstrukcję, wzrost masy skrzydła

- belka zginana: mała masa, prosty montaż i demontaż, słabe wykorzystanie przestrzeni wewnątrz kadłuba

- zastrzałowe: możliwość zastosowania skrzydeł o dużym wydłużeniu, mała masa, wzrost oporu czołowego

5. Układy aerodynamiczne sp

• Typowe układy aerodynamiczne i ich cechy

- klasyczny: prostota konstrukcji, stateczny statycznie i dynamicznie, łatwość zapewnienia sterowności, problemy z zacienianiem aerodynamicznym usterzenia poziomego

- kaczka: dodatkowa siła nośna, odporny na przeciągnięcie, usterzenie może wytwarzać wiry, trudności konstrukcyjne z mocowaniem usterzenia poziomego

- bez usterzenia poziomego: stosunkowo mała siła oporu czołowego, problemy ze statecznością i sterownością

- latające skrzydło: mała siła oporu czołowego, niewielka powierzchnia odbicia fal radiolokacyjnych, poważne problemy ze statecznością i sterownością

• Charakterystyka konstrukcyjna głównych zespołów płatowca

Typy podwozi: - trójpodporowe – dwupodporowe – wielopodporowe. Ponadto z podwoziem ruchomym i stałym

• Rodzaje usterzeń samolotu:

- klasyczne

- rudlickiego (typu V): mała waga, mniejszy opór aerodynamiczny, wymagany bardziej złożony układ sterowania, większe naprężenia w części ogonowej

- typu T

- podwójne (dwie belki)

• Mechanizacja skrzydła samolotu: (służy zmianie współczynników aerodynamicznych w celu wywierania wpływu na osiągi) służy do poprawy charakterystyk aerodynamicznych poprzez zwiększanie siły nośnej lub zwiększanie siły oporu czołowego. Stosuje się klapy(przyrost współczynnika siły nośnej, zmniejszenie lub zwiększenie kątów natarcia), sloty (skrzela)

Klapy: zwykła, szczelinowa, krokodylowa, przesuwana, przednia.

Głownym zadaniem mechanizacji jest zwiększenie Cz max, jego przyrost zależy od:

- kąta wychylenia mechanizacji, zbieżności skrzydła, wydłużenia skrzydła

6. Dobór geometrii samolotu

• kryteria doboru profilu lotniczego: przeznaczenie samolotu … grubszy profil ma większe Cz i większe Cx

• zwichrzenie aerodynamiczne – definicja: na końcówkach skrzydeł stosuje się profile, dla których oderwanie strug od krytycznego kąta natarcia jest mniej intensywne

• zwichrzenie geometryczne – definicja: cięciwa profili geometrycznych w kolejnych przekrojach nie leży w jednej płaszczyźnie

• wpływ parametrów profilu i skrzydła na wartość Pz i Px: grubość profilu zwiększa Pz i Px

• wydłużenie kadłuba: $\lambda = \frac{l_{k}}{d_{sr}}$ l_k długość kadłuba d_sr średnia średnica kadłuba

• reguła pól: Połączony układ kadłuba i skrzydła będzie miał najmniejszy opór czołowy jeśli pole powierzchni przekroju poprzecznego samolotu będzie zmieniało się tak jak zmienia się przekrój ciała obrotowego o najmniejszym oporze.

7. Ciąg rozporządzalny i niezbędny

• definicja krzywych ciągu rozporządzalnego i niezbędnego

- Ciąg rozporządzalny jest to maksymalna wartość siły ciągu jaką może wytworzyć silnik przy danych warunkach (prędkość i wysokość lotu).

- Ciąg niezbędny jest to wartość siły ciągu jaka jest potrzebna do zrównoważenia siły oporu czołowego przy danej prędkości lotu.

• uproszczone równania ruchu ustalonego samolotu jako punktu materialnego

- ogólne T − Qsinθ − Px = 0 Pz − Qcosθ = 0

- dla ustalonego lotu poziomego T=Px i Pz=Q

• parametry ustalonego lotu poziomego

• wpływ wysokości i prędkości lotu na ciąg niezbędny: Wartości krzywej ciągu niezbędnego maleją wraz ze wzrostem wysokości. Natomiast jeśli chodzi o prędkość, to krzywa spada do momentu osiągnięcia prędkości optymalnej (w tym miejscu ciąg niezbędny osiąga minimalną wartość) następnie rośnie wraz ze wzrostem prędkości.

• zakresy prędkości lotu poziomego samolotu : Są dwa zakresy prędkości dla ustalonego lotu poziomego.

Pierwszy od prędkości optymalnej do prędkości maksymalnej. Jest to zakres stateczny, zakres normalnego sterowania samolotem.

Drugi zakres mieści się w granicach od prędkości minimalnej do prędkości optymalnej. Jest to zakres niestateczny, zakres odwrotnego sterowania samolotem.

• definicje składowych siły oporu czołowego – oporu tarcia i kształtu, oporu indukowanego, oporu interferencyjnego, oporu falowego

- opór tarcia i kształtu: opór tarcia powstaje w warstwie przyściennej i powstaje w wyniku lepkości powietrza, a opór kształtu zależy od kształtu i ustawienia ciała

- opór indukowany: powstaje na skutek różnicy ciśnień panujących pod i nad skrzydłem

- opór interferencyjny: powstaje na skutek wzajemnego oddziaływania aerodynamicznego poszczególnych elementów samolotu. (Aby zmniejszyć go należy stosować łagodne przejścia np. między kadłubem i skrzydłem)

- opór falowy: związany jest z pojawieniem się lokalnych fal uderzeniowych zaburzających przepływ w warstwie przyściennej. Powstaje dla liczby Macha większej od krytycznej.

8. Szacowanie mas samolotu

• definicja mas samolotu: m₀ = m_zalogi + m_lad. + m_pal. + m_s

m₀ jest to masa całkowita samolotu, m_s masa struktury, to masa bez załogi, pasażerów, ładunku i paliwa

• definicja pojęć „estymacja” oraz „ iteracja”

- estymacja to szacowanie

- iteracja to wielokrotne wykorzystywanie tego samego algorytmu postępowania

• wpływ wymagań technicznych na masę całkowitą samolotu

Im te wymagania są większe, tym masa będzie większa, wiadomo, trzeba będzie dokładać elementy

• metodyka wyznaczanie masy paliwa samolotu

1. musimy określić, że masa paliwa jest przypisana do masy samolotu zatem $\frac{m_{\text{pal.}}}{m_{0}}$

2. musimy wykonać profil misji i zsumować zużycie paliwa dla wszystkich fragmentów lotu

3. określamy stosunek $\frac{m_{\text{pal.}}}{m_{0}}$ i wyliczamy masę paliwa $\frac{m_{\text{pal.}}}{m_{0}} = 1,06(1 - \frac{m_{\text{pal.}}}{m_{0}})$

9. Określanie gabarytów samolotu

• definicja średniej cięciwy aerodynamicznej: to cięciwa równoważnego skrzydła prostokątnego o tej samej powierzchni, posiadającego na tych samych kątach natarcia takie same wartości sił aerodynamicznych i ich momentów co dane skrzydło

• definicja średniej cięciwy geometrycznej: to cięciwa równoważnego skrzydła prostokątnego, które ma takie same pole powierzchni i rozpiętość jak skrzydło rzeczywiste. Dla profili symetrycznych dla kąta natarcia równego 0 jest równa SCA $c_{sr} = \frac{S}{b}$

• określanie gabarytów skrzydła samolotu

• wpływ mechanizacji skrzydła na charakterystyki aerodynamiczne: zwiększenie Cz max

• metodyka wyznaczanie gabarytów kadłuba

• Układ sterowania samolotem

• Sterowniki: urządzenia znajdujące się w kabinie załogi za pomocą których operator (pilot) generuje sygnały sterujące;

• Stery i zastosowanie: urządzenia zabudowane na płatowcu statku powietrznego, wytwarzające siły aerodynamiczne, adekwatne do sygnałów sterujących,

zmieniają położenie statku.

• podstawowa klasyfikacja układów sterowania:

* sterowność podłużna:

- STER WYSOKOŚCI

- sterolotki

- usterzenie motylkowe

* sterowność poprzeczna

- LOTKI

- przerywacze

- sterolotki

- klapolotki

* sterowność kierunkowa

- STER KIERUNKU

- usterzenie motylkowe

10. Charakterystyki zespołu napędowego

• klasyfikacja silników lotniczych

- tłokowe

- przepływowe ( turbinowy silnik odrzutowy, turbośmigłowy, strumieniowy)

- rakietowe

• zasada działania silników lotniczych różnego typu

• podstawowe parametry rzeczywiste i względne silników lotniczych

* rzeczywiste

- masa silnika

- moc znamionowa (ciąg silnika)

- prędkość obrotowa

- gabaryty silnika

* porównawcze

- jednostkowe zużycie paliwa $c_{j} = \frac{C_{h}}{T(P)}$

- ciąg jednostkowy (moc jednostkowa) ${T(P)}_{j} = \frac{T(P)}{\dot{m}}$

- masa jednostkowa $m_{j} = \frac{m_{\text{silnika}}}{T(P)}$

- ciąg czołowy (Moc czołowa) ${T(P)}_{\text{cz}} = \frac{T(P)}{\text{Acz}}$ Acz – pole powierzchni czołowej silnika

• metodyka wyznaczania ciągu rozporządzalnego

• śmigła lotnicze

• parametry śmigła

kąt nastawienia łopaty, prędkość obrotowa śmigła, kąt natarcia łopaty, posuw

• opływ śmigła lotniczego

• wpływ prędkości lotu i prędkości obrotowej na pracę śmigła: duże prędkości mogą powodować wzrost oporu łopat, obniżenie sprawności śmigła oraz zmniejszenie siły ciągu. Zjawiska wywołane przez powstanie kryzysu falowego.

- zwiększanie prędkości obrotowej powoduje zwiększanie kąta natarcia

• siły aerodynamiczne śmigła

11. Wyważenie samolotu

• Definicja wyważenia ciężarowego: określenie zakresów położenia środka masy na średniej cięciwie aerodynamicznej. Położenie środka masy samolotu należy określić dla wszystkich możliwych konfiguracji samolotu

• Definicja wyważenia aerodynamicznego: określa położenie środka masy względem ogniska aerodynamicznego samolotu. Decyduje ono o stateczności podłużnej samolotu.

• Opór wyważenia

• Metody wyrównoważenia podłużnego samolotu

- zmiana kąta zaklinowania statecznika poziomego

- wychylenie steru wysokości

- zastosowanie trymerów

• Metodyka wyznaczanie środka masy samolotu

1. Obliczenie SCA

2. Wykonanie schematu wyważenia

3. Obliczenie mas składowych

4. Obliczenie środka masy $\overset{\overline{}}{x} = \frac{x_{\text{sc}}}{c_{a}}*100\%$

• Metodyka określania mas składowych poszczególnych podzespołów samolotu

• Przybliżony zakres dopuszczalnych położeń środka masy na średniej cięciwie aerodynamicznej:

-Samolot ze skrzydłem prostym $\overset{\overline{}}{x_{\text{sc}}} = 24 - 28\% c_{a}$

- skośnym do 40 stopni $\overset{\overline{}}{x_{\text{sc}}} = 26 - 30\% c_{a}$

- skośnym ponad 40 stopni $\overset{\overline{}}{x_{\text{sc}}} = 30 - 34\% c_{a}$

- trójkątnym $\overset{\overline{}}{x_{\text{sc}}} = 32 - 36\% c_{a}$

Czyli w zależności od skrzydła $\overset{\overline{}}{x_{\text{sc}}} = 24 - 36\% c_{a}$

12. Elementy stateczności i sterowności

• Równowaga samolotu: definicja, warunki, stany równowagi

Równowaga – ciało w dowolnym układzie odniesienia znajduje się w spoczynku lub w ruchu jednostajnie prostoliniowym. Warunki: Suma sił i momentów działających na element musi być równa zero.

Stany równowagi:

- stała (jeśli po wytrąceniu ze stanu równowagi, po ustaniu zaburzenia, ciało samo wraca do stanu równowagi)

- chwiejna (po ustaniu zaburzenia dalej się odchyla od stanu równowagi)

- obojętna (po ustaniu zaburzenia przyjmuje nowe położenie równowagi)

• Definicja stateczności statycznej i dynamicznej

- Stateczność statyczna: zdolność samolotu do samoczynnego powrotu do położenia równowagi po uprzednim wytrąceniu go z tego położenia

- Stateczność dynamiczna: zdolność do samoczynnego powrotu do położenia równowagi w OKREŚLONYM czasie, po uprzednim wytrąceniu go z tego położenia

• Stateczność podłużna, poprzeczna i kierunkowa:

- Stateczność podłużna: to zdolność samoczynnego powrotu do wyjściowego kąta natarcia po uprzednim wytrąceniu go z położenia równowagi. Względem oy

- Stateczność poprzeczna: zdolność samoczynnego powrotu do wyjściowego położenia względem ox

- Stateczność kierunkowa: zdolność samoczynnego powrotu do wyjściowego położenia względem oz

• Fizyka zjawiska stateczności samolotu

• Sterowność samolotu: jest to zdolność samolotu do zmiany położenia zgodnie z wolą pilota

• Sterowność podłużna, poprzeczna i kierunkowa

Sterowność podłużna jest to zdolność do zmiany położenia samolotu w osi x (w przestrzeni po wychyleniu steru wysokości). Jest to stopień reakcji samolotu na wychylenie steru wysokości.

Sterowność poprzeczna to zdolność do zmiany położenia samolotu w osi y (w przestrzeni po wychyleniu lotek)

Sterowność kierunkowa to zdolność do zmiany położenia samolotu w osi z (w przestrzeni po wychyleniu steru kierunku)

• Kompensacja sterów samolotu: Kompensacja aerodynamiczna służy zmniejszeniu sił niezbędnych do sterowania
  Kompensacja masowa eliminuje możliwość powstawania flatteru na sterze i uzyskuje się ją przesuwając maksymalnie do przodu środek ciężkości steru, czyli w praktyce obciążając dodatkowo jego część przedosiową.

13. Elementy konstrukcji samolotu

• Znajomość przeznaczenia głównych zespołów, podzespołów i elementów wyposażenia samolotu:

- Skrzydło: wytwarza siłę nośną, zapewnia stateczność i sterowność poprzeczną

- Kadłub: łączy wszystkie podzespoły samolotu w całość

- Usterzenie: zapewnia stateczność i sterowność

- Podwozie: służy do postoju

- Kabina załogi: mieści załogę oraz ogół urządzeń przeznaczonych do sterowania samolotu

- Zespół napędowy: ogół urządzeń przeznaczonych do wytwarzania siły ciągu

• Podstawowe rodzaje materiałów konstrukcyjnych stosowane w budowie płatowca

• Nazwa i przeznaczenie podstawowych elementów konstrukcyjnych płatowca

• Niezawodność statku powietrznego: oznacza, że statek powietrzny spełnia swoje zadania w określonym czasie

• Metody zwiększania niezawodności – nadmiarowanie:

Nadmiar to przedsięwzięcie zwiększające niezawodność samolotu.

- nadmiar strukturalny: dublowanie ważnych elementów np. zdwojone przyrządy pokładowe

- nadmiar funkcjonalny: niektóre elementy mogą pełnić dodatkowe funkcje np. sterowanie różnicowe silnikami lub kadłub jako podwozie

- nadmiar czasowy: limity czasu pozwalające przeciwdziałać skutkom ubocznym

- nadmiar informacyjny: zdwojenie informacji np. sygnalizacja świetlna i dźwiękowa stanów awaryjnych

- nadmiar parametryczny: urządzenia posiadają parametry o większych wartościach niż to konieczne

- nadmiar wytrzymałości: współczynniki bezpieczeństwa w konstruowaniu SP

Zadania sterów:

W kabinie załogi znajdują się sterowniki. Są to wolant lub drążek sterowy oraz orczyk.

Wolant służy do generowania sygnałów sterujących w celu wychylenia lotek i steru wysokości. Wolant ma możliwość przemieszczania się w kierunku przód-tył, oraz obrotu koła sterowego.

Przemieszczanie kolumny sterowniczej w kierunku „przód-tył” powoduje wychylanie steru wysokości, zaś obrót koła sterowniczego powoduje sterowania lotkami. Drążek sterowy możliwość wychylania się w kierunku „przód-tył” oraz „lewo-prawo”, przy czym istnieje możliwość kompilacji tych wychyleń w dowolny sposób. Można wiec wychylić drążek sterowy np. do przodu i jednocześnie w lewo, przy czym kąt wychylenia w danym kierunku ograniczony jest jedynie zakresem możliwych wychyleń maksymalnych.

Kolumny sterownicze stosuje się w samolotach dla których nie przewidziano wykonywania gwałtownych i skomplikowanych manewrów np. wykonywania figur wyższego pilotażu. Wolanty stosowane są np. w samolotach pasażerskich i transportowych. Samoloty dla których jednym z wymagań jest duża manewrowość, wyposaża się w drążek sterowy.

Głównym zadaniem orczyka jest wychylanie steru kierunku. Oprócz zasadniczego przeznaczenia, orczyk wykorzystywany jest również do zapewnienia sterowności samolotu podczas jego ruchu na ziemi, a w szczególności podczas kołowania samolotu