В современных конструкциях самолетов смещение центра тяжести са­молета относительно плоскости хорд по высоте редко превышает 10% хор­ды, так что на практике при исследовании вопросов устойчивости можно пользоваться более простым, хотя и несколько менее точным, выражением коэффициента момента крыла. Положение центра тяжести самолета по хорде крыла в очень сильной степени влияет на знак и величину момента аэродинамических сил при внезапном изменении угла атаки и при неизменной скорости полета. По­этому положение центра тяжести, или, как часто говорят, центровка само­лета, является важнейшим фактором, воздействующим на устойчивость самолета. В предыдущем разделе мы рассмотрели вопрос о продольном моменте крыла прямоугольной формы в плане с неизменным профилем вдоль раз­маха крыла. Такие формы крыла в настоящее время встречаются редко, так как с точки зрения весовой отдачи эти крылья далеки от наивыгодней­ших. Применяемые на практике крылья обычно имеют форму неравнобо-кой трапеции; из соображений достижения хороших аэродинамических свойств крыла профиль крыла часто делают переменным вдоль размаха. Для упрощения последующих рас­четов, вместо того, чтобы определять момент крыла произвольной формы в. плане, попытаемся подобрать такое эквивалентное прямоугольное крыло,, моментные характеристики которого и силы У± и Хх были бы тождественны моментным характеристикам и силам Ух и Х± крыла произвольной формы в плане. При этом площади действитель­ного и эквивалентного крыльев должны быть равными. Найдем величину хорды эквивалентного крыла и его положение отно­сительно действительного крыла. Момент относительно оси, проходящей через переднюю кромку цен­трального сечения крыла произвольной формы в плане, имеющего в об­щем случае поперечную У-образность, можно получить на осно­вании следующих рассуждений. Момент, создаваемый элементарной площадкой с хордой и шириной.