Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

2) А. летательных аппаратов — раздел прикладной механики, служащий научным фундаментом для аэродинамического проектирования летательных аппаратов. Включает методологию научных исследований, сочетающую теоретическое и экспериментальное изучение физических явлений с целью использования полученных знаний в практике конкретной научно-исследовательской и опытно-конструкторской работы. В зависимости от вида летательных аппаратов различают А. самолётов, А. вертолётов и т. д.

Как научное направление А. сформировалась в первой четверти XX в., то есть вскоре после появления первых летательных аппаратов тяжелее воздуха. В конце XIX — начале XX вв. из-за отсутствия должной теоретической и экспериментальной базы для определения аэродинамических характеристик летательных аппаратов и выбора рациональных параметров их компоновки могли быть использованы лишь простейшие теоретические и экспериментальные результаты и методы. Поиск пригодных на практике решений часто осуществлялся методом проб и ошибок, что приводило ко многим неудачам и даже катастрофам. Развитие авиации настоятельно требовало создания специальных исследовательских центров и организаций, основная деятельность которых была бы направлена на решение возникавших практических задач и которые могли бы обеспечить конструкторов методами расчёта, рекомендациями, справочным материалом и тем самым создать научную основу аэродинамическим проектированиям летательных аппаратов.

В 1904 под руководством Жуковского был создан первый в мире Аэродинамический институт. В последующие годы в ряде стран были организованы государственные исследовательские институты (в Великобритании, США, Германии, Франции). В 1918 по инициативе Жуковского создаётся Центральный аэрогидродинамический институт. Созданием исследовательских центров по авиации был завершён этап становления и формирования А. летательных аппаратов как раздела прикладной механики.

Задача выбора рациональных параметров крыла, одна из основных в аэродинамическом расчёте самолёта, встала в полной мере одновременно с созданием первых самолётов. На начальном этапе развития авиации были поняты значение профиля крыла (вогнутый профиль имел лучшие характеристики, чем плоская пластинка) и роль удлинения крыла (для увеличения площади крыла с точки зрения аэродинамики выгоднее увеличивать его размах, а не хорду). После того как Прандтль развил теорию крыла конечного размаха, это положение получило теоретическое обоснование — увеличение удлинения крыла приводит к уменьшению индуктивного сопротивления.

Успешные полёты первых самолётов вызвали появление новых конструкций и их модификаций. Совершенствование аэропланов в те годы осуществлялось не только в направлении увеличения грузоподъёмности и улучшения лётных качеств, но и в значительной мере было направлено на улучшение управляемости летательного аппарата, его устойчивости и взлётно-посадочных характеристик. (Вопросы размещения органов балансировки и управления, выбора их размеров и конструктивных схем, а также связанного с этим выбора параметров систем управления были объектом исследований и экспериментов многие годы.) В это время берёт своё начало и один из разделов А. летательных аппаратов — аэродинамика органов управления. Среди первых самолётов наблюдалось большое разнообразие аэродинамических схем, определявшихся расположением органов продольной балансировки и управления. Многие из этих схем получили дальнейшее развитие и более или менее широко применялись в последующие годы (так называемая нормальная схема — горизонтальное оперение за крылом, схемы «утка» и «бесхвостка»). Определились и стали затем традиционными аэродинамические органы управления самолётом в полёте. Это руль направления, обеспечивающий путевое управление и располагающийся на киле (килях); руль высоты (его называют и рулём глубины), обеспечивающий продольное управление и располагающийся на стабилизаторе (дестабилизаторе); элероны, служащие для управления по крену; элевоны — органы управления, совмещающие функции руля высоты и элеронов.

Начальный период развития авиации характеризуется большим многообразием аэродинамических схем, что явилось отражением поиска компромисса между требованиями А. и прочности авиационных конструкций. Среди первых самолётов были монопланы, бипланы, трипланы и даже полипланы. Для аэропланов первого периода лучшей оказалась бипланная схема. Самолёты, выполненные по такой аэродинамической схеме, при равной с монопланом суммарной площади крыла оказывались более лёгкими, а следовательно, более грузоподъёмными. По условиям прочности крыльям бипланов можно было придать (и это делали) большее удлинение, снизив тем самым индуктивное сопротивление. Первые монопланы ввиду недостаточной жесткости и прочности тонкого крыла нуждались в большом числе подкрепляющих элементов (подкосов, растяжек и т. п.}, что сильно увеличивало их аэродинамическое сопротивление и не позволяло повысить удлинение крыла, а с ним и аэродинамическое качество летательных аппаратов. Только применение профилей с большой относительной толщиной (начиная примерно с 20 х гг.) позволило перейти к аэродинамической схеме свободнонесущего моноплана.

Характерно, что первоначально эта схема получила распространение на самолётах, от которых требовались повышенная грузоподъёмность и дальность (экономичность), например, на тяжёлых бомбардировщиках и пассажирских машинах. В то же время для самолётов, от которых требовались высокие и манёвренные данные и скорости (истребители), примерно до начала 30 х гг. применялась исключительно бипланная схема, более выгодная в весовом отношении для самолётов небольших размеров со сравнительно малой удельной нагрузкой на крыло. Поэтому в 20—30 х гг. аэродинамическое совершенствование самолётов проходило по линии как бипланной, так и монопланной схем. Но в конце 30 х гг. проявились заметные преимущества монопланной схемы для самолётов почти всех назначений и она стала господствующей в последующие периоды развития авиации. Наряду с грузоподъёмностью скорость полёта становилась всё более важным фактором для военных летательных аппаратов и в экономической оценке пассажирских самолётов. Уровень аэродинамического совершенства летательных аппаратов стал играть всё возрастающую роль в повышении эффективности (боевой или экономической) использования летательных аппаратов.

Вообще в 20—40 х гг. А. летательных аппаратов развивалась очень быстрыми темпами. Этому способствовало то обстоятельство, что в конце 20 х — начале 30 х гг. в разных странах в основном уже были созданы совершенные для того времени экспериментальные установки, позволявшие развивать наиболее важные направления исследований в области теоретической и экспериментальной А. для надёжного решения возникавших практических задач, Интенсивное развитие получила теория крыла конечного размаха и теория воздушного винта — важнейшие разделы А. летательных аппаратов. Результаты теоретических исследований после тщательной экспериментальной проверки и обобщения принимались за основу в практической работе. Разработанные методы расчёта позволяли обоснованно определять наивыгоднейшую форму крыла в плане, влияние крыла на хвостовое оперение и тем самым выбирать форму и расположение горизонтального оперения, учитывать взаимодействие несущих поверхностей (биплан, полиплан). Появилась возможность учитывать влияние работающего воздушного винта на распределение нагрузки по размаху крыла и работу хвостового оперения и на этой основе вводить поправки в результаты эксперимента в аэродинамических трубах.

Наличие аэродинамических труб больших размеров и чувствительной измерительной аппаратуры позволило развернуть широкие исследования с целью выяснения возможностей существ, улучшения аэродинамических и, следовательно, летно-технических характеристик летательных аппаратов. Использование зализов, улучшение обводов фюзеляжа, устранение различных щелей и выступов, специальное капотирование двигателей, применение сначала обтекателей шасси, а затем убирающегося шасси существенно видоизменили облик самолётов и в значительной степени обусловили резкое улучшение их лётных данных в 30 е гг.

Очень большое значение для развития А. летательных аппаратов и самолётостроения в целом имела постройка больших (натурных) аэродинамических труб. Создание таких чрезвычайно сложных в инженерном отношении и дорогих экспериментальных сооружений, в которых испытаниям подвергаются уже не модели, а самолёты целиком или их крупномасштабные макеты, было по силам только крупнейшим развитым государствам. В СССР во второй половине 30 х гг. был организован новый аэродинамический центр (Новый ЦАГИ), оснащённый крупнейшими для того времени натурными аэродинамическими трубами. Подобные экспериментальные установки позволяли проводить уникальные исследования, которые в принципе не могли быть выполнены на малых моделях.

Экспериментальные и теоретические исследования А. летательных аппаратов показали, что для самолётов с хорошо обтекаемыми формами основным источником сопротивления является трение воздуха об обтекаемую поверхность, обусловленное его вязкостью. Самый естественный способ снижения сопротивления трения заключался в уменьшении площади трения (прежде всего площади крыльев). Это привело к отказу от бипланной схемы и переходу к свободнонесущему моноплану с повышенной удельной нагрузкой на крыло. С целью дальнейшего уменьшения сопротивления трения начались работы по созданию ламинарных профилей крыла, обладавших пониженным профильным сопротивлением. В конце 30 х гг. в СССР были разработаны первые ламинаризированные профили и компоновки крыльев на их основе.

Стремление не допускать сильного увеличения взлётно-посадочных скоростей и дистанций самолётов, отличавшихся повышенной нагрузкой на крыло, привело к ускорению исследований по механизации крыла и поиску методов борьбы со сваливанием. В 30— 40 х гг. объём научных исследований и экспериментальных работ в этих направлениях значительно возрос. Практически все скоростные самолёты второй мировой войны оснащались тем или иным видом механизации крыла. В самом начале 40 х гг. выполнены первые практические работы (СССР, Германия) по непосредственному управлению пограничным слоем (отсос пограничного слоя, его сдув), которое осуществлялось на элементах механизации крыла (закрылках, зависающих элеронах). В 30 е гг. значительное развитие получила теория воздушного винта. Были созданы винты изменяемого шага, что способствовало улучшению лётных данных самолётов, Было выявлено существенное влияние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики винтов, что позволило сформулировать специальные требования к проектированию винтов для самолётов различных типов.

Непрерывный рост мощностей двигателей был связан со значительным увеличением потерь на их охлаждение. Разработкой рациональных туннельных, крыльевых радиаторов и капотов для двигателей воздушного охлаждения был завершён к началу 40 х гг. комплекс аэродинамических исследований и конструктивных мероприятий, направленных на радикальное уменьшение лобового сопротивления самолётов с поршневыми двигателями.

Ещё Жуковским были заложены основы аэродинамического расчёта самолётов, задачей которого является определение основных лётных данных. В 20 х гг. были разработаны основные методы расчёта летных характеристик, в 30-е гг. они получили дальнейшее развитие. Были созданы инженерные методы определения основных лётных данных летательного аппарата на различных этапах проектирования самолёта и в различных приближениях. Установлены приближённые связи наиболее существенных конструктивных параметров самолета с его основными лётными данными. В это время берёт своё начало новое направление А. летательных аппаратов, связанное с проблемой рационального выбора параметров самолёта, которые обеспечивали бы выполнение предъявляемых к конкретному летательному аппарату требований, а также с оценкой перспектив развития авиации.

Последующие этапы совершенствования А. летательных аппаратов связаны с широким использованием в авиации реактивного двигателя и выходом на околозвуковую и сверхзвуковую скорости полёта. Хотя некоторые аспекты А. больших скоростей были разработаны ещё до Второй мировой войны (главным образом в теоретическом плане), основные работы в этом направлении развернулись уже после её окончания.

Учет сжимаемости воздуха привел к необходимости пересмотра и уточнения многих основных положений и выводов А. летательных аппаратов. Потребовалось создать новые около-, транс- и сверхзвуковые аэродинамические трубы. Аэродинамический эксперимент всегда играл существенную роль, но в этот период развития А. летательных аппаратов его роль возросла ещё больше.

В связи с интенсивным ростом скоростей полёта возникла проблема разработки специальных крыловых профилей. На основе теоретических и расчётных методов, опиравшихся на специально проведённые экспериментальные исследования и их обобщения, был создан метод аэродинамического проектирования профилей, позволивший рассчитывать их геометрию под заданные конкретные условия. Во второй половине 40 х гг. для околозвуковых самолётов были разработаны принципы аэродинамической компоновки прямых, крыльев, удовлетворяющей всем требованиям на основных режимах полёта. Однако наибольшее влияние на дальнейшее развитие авиации оказало создание стреловидных крыльев и тонких крыльев малого удлинения, использование которых не только повышало критическое число Маха, но и значительно уменьшало интенсивность кризисных явлений и аэродинамическое сопротивление крыла в трансзвуковом диапазоне скоростей. Создание в конце 40 х гг. самолётов со стреловидными крыльями, способных развивать околозвуковые скорости, потребовало глубоких и разносторонних теоретических и экспериментальных исследований.

В теоретической области А. летательных аппаратов продолжалось интенсивное развитие теории крыла конечного размаха к теории пограничного слоя, где были получены фундаментальные результаты. Были созданы новые методики аэродинамического расчёта летательных аппартов с реактивными двигателями, учитывающие специфику полёта с большими скоростями, ускорениями и углами набора высоты. Большим достижением экспериментальной А. летательных аппаратов, существенно расширившим возможности исследования, явилось создание аэродинамических труб с перфорацией стенок их рабочей части, что позволило проводить испытания летательных аппаратов или их моделей с непрерывным переходом через скорость звука. Первая такая труба была введена в эксплуатацию в 1947 в СССР. Комплексные исследования в области А. летательных аппаратов околозвуковых скоростей явились тем фундаментом, на основе которого был в конце 40 х гг. создан ряд реактивных самолётов с прямыми и стреловидными крыльями, обладавших высокими летно-техническими характеристиками.

Совершенствование турбореактивных двигателей, особенно в направлении увеличения развиваемой ими тяги на больших скоростях полёта, и использование стреловидного крыла создали реальные возможности для быстрого прогресса в освоении сверхзвуковых скоростей полёта. Прогрессу в этой области способствовали разработка и строительство сверхзвуковых аэродинамических труб больших размеров, вступивших в строй в конце 40 х — начале 50 х гг. в СССР и за рубежом.

Развитие сверхзвуковой авиации и создание ракетной техники сделали актуальным решение ряда проблем, в том числе проблемы волнового сопротивления. С середины 40 х гг. получает широкое развитие линейная теория крыла в сверхзвуковом потоке. Систематические экспериментальные исследования и сравнение их результатов с результатами линейной теории показали возможность её использования для практических целей. Основным и наиболее эффективным способом снижения волнового сопротивления являлось увеличение стреловидности крыльев и уменьшение относительной толщины профилей. Одновременно со стреловидными крыльями стали рассматриваться трапециевидные крылья малого удлинения (ромбовидные крылья), а также крылья треугольной формы в плане с малой относительной толщиной. Все эти крылья нашли практическое применение на сверхзвуковых самолётах и ракетах. Экспериментальные исследования показали, что значительная часть прироста волнового сопротивления, особенно на скоростях, близких к скорости звука, обусловлена интерференцией аэродинамической. В результате экспериментальных и теоретических исследований было сформулировано правило площадей. Это простое правило, учитывающее изменение площади поперечных сечений летательного аппарата по его длине, создало удобное для аэродинамического проектирования геометрическое представление, а его реализация в компоновке летательного аппарата снижала волновое сопротивление.

Значительные усилия направлялись на экспериментальную проверку теоретических положений о возможности уменьшения сопротивления, обусловленного подъёмной силой, путём реализации эффекта подсасывающей силы при дозвуковых передних кромках крыла. Для ряда случаев были получены положительные результаты, давшие заметное уменьшение сопротивления, особенно с применением специальной деформации передней кромки, так называемой конической крутки крыла, которая использовалась на некоторых сверхзвуковых самолётах.

Развитие сверхзвуковой авиации было неразрывно связано с совершенствованием силовых установок. Их размещение, и особенно размещение и устройство воздухозаборников, во многом определяют облик летательного аппарата и его аэродинамические характеристики. Были созданы регулируемые входные системы для воздухозаборников различных типов, что позволило увеличить скорость и дальность полёта сверхзвуковых самолётов.

Быстрое развитие электронно-вычислительных машин существенно расширило возможности численного решения задач А. летательных аппаратов. К ним относятся: расчёт аэродинамических характеристик летательных аппаратов, основанный на теории несущей поверхности, панельном методе (см. Крыла теория); численные методы расчёта оптимальной деформации срединной поверхности тонкого крыла; расчёты обтекания стреловидных крыльев вязким потоком при трансзвуковых скоростях, обтекания крыльев при больших углах атаки; оптимальных режимов полёта. Благодаря широкому применению электронно-вычислительных машин стали развиваться методы выбора оптимальных параметров летательных аппаратов.

В связи с созданием самолётов вертикального взлёта и посадки перед А. летательных аппаратов возникли новые задачи, наиболее существенной из которых является учёт влияния вертикальной струи подъёмного двигателя на обтекание крыла и всего самолёта, особенно вблизи поверхности земли.

Дальнейшее развитие авиации поставило ряд новых проблем. Значительный рост воздушных перевозок требует создания пассажирских и транспортных самолётов с высокой топливной эффективностью, что может быть обеспечено путём дальнейшего совершенствования аэродинамических характеристик летательных аппаратов и использования экономичных двигателей. В целях повышения экономического совершенства летательных аппаратов разрабатываются крылья со сверхкритическим профилем и большого удлинения, изучается возможность уменьшения сопротивления трения путём естественной и искусственной ламинаризации пограничного слоя. Экономичность силовой установки повышается путём увеличения степени двухконтурности. Изучается возможность использования воздушных винтов нового поколения — винтовентиляторов. В целях повышения эффективности военных самолётов продолжаются исследования аэродинамических компоновок самолётов с крылом изменяемой в полёте стреловидности, способных совершать полёт на различных режимах с оптимальной для выбранного режима конфигурацией крыла. Ведётся разработка компоновок высоко манёвренных самолётов различных аэродинамических схем с использованием для улучшения лётных характеристик на около- и сверхзвуковых скоростях полёта и при больших углах атаки сравнительно тонкого крыла умеренного удлинения, адаптивного крыла, существенной статической неустойчивости на дозвуковых скоростях полёта, управления вектором тяги, суперциркуляции (см. Энергетическая механизация крыла) и других решений.

На современном этапе А. летательных аппаратов располагает развитым аппаратом теоретических и экспериментальных исследований сложных физических явлений, мощными вычислительными средствами и методами численного решения разнообразных задач по определению аэродинамических характеристик летательных аппаратов, его лётных данных, поиску его оптимальных параметров и режимов полёта.

Осевая аэродинамическая компенсация — часть ОУ (рис. 1), расположенная впереди его оси вращения и простирающаяся по всему его размаху. Суть осевой А. к. состоит в смещении оси вращения ОУ к его центру давления, в результате чего при отклонении ОУ на части поверхности ОУ, расположенной перед осью вращения, аэродинамические силы создают момент, противоположный моменту, возникающему на части поверхности, расположенной за осью вращения (происходит компенсация ШМ). Слишком сильное смещение оси вращения к центру давления может приводить к перекомпенсации. Осевая А. к. характеризуется относительной хордой {{Ь}} = b_ок/b и относительной площадью осевой компенсации {{S}}_ок, равной отношению площади поверхности S_ок осевой компенсации к общей (габаритной) площади поверхности S ОУ и выражаемой обычно в процентах: S_ок = 100%*S_ок/S. С увеличением относительной площади осевой А. к. ШМ ОУ, как правило, уменьшается. На значение ШМ оказывает влияние не только S_ок, но и форма профиля. Наиболее распространены формы профиля осевой компенсации в виде окружности, параболы, эллипса и клина (рис. 2). С увеличением «полноты» профиля осевой А. к. при {{3}}_ок = const ШМ ОУ уменьшается. С увеличением площади осевой компенсации, а также полноты носка, наряду с уменьшением ШМ ОУ, заметно усиливается нелинейный характер изменения коэффициент ШМ m_ш ОУ от угла его отклонения, в результате чего при больших углах отклонения эффективность осевой компенсации уменьшается (рис. 3) из-за срыва потока с носка ОУ, и ШМ резко возрастает. Поскольку эффективность органов управления также зависит от площади поверхности осевой компенсации и формы её профиля, что особенно заметно при больших углах отклонения ОУ, то с увеличением S_ок и полноты формы профиля осевой А. к. эффективность ОУ сохраняется до меньших углов его отклонения по сравнению с ОУ без осевой компенсации или осевой А. к. с меньшей полнотой носка.

Внутренняя аэродинамическая компенсация представляет собой компенсирующую пластину впереди оси вращения ОУ по всему его размаху (рис. 4). Компенсирующая пластина располагается в полости, которая соединена с внешним пространством узкими щелями в местах сопряжения ОУ с несущей поверхностью. Верхняя часть полости отделена от нижней герметичным устройством (обычно гибкая перегородка из прорезиненной ткани).

При отклонении ОУ возникает разность давлений на его верхней и нижней поверхностях. Эта разность давлений в зоне оси вращения передаётся через щели внутрь полости и действует на компенсирующую пластину, создавая ШМ, обратный по знаку создаваемому основной частью ОУ, расположенной за осью вращения. Внутренняя А. к. наиболее эффективна на больших скоростях полёта, но при этом возникают сложности при её размещении в тонких профилях, характерных для скоростных летательных аппаратов. Кроме того, преимуществом внутренней А. к. является то, что компенсирующая пластина не вносит никаких дополнительных возмущений в поток при отклонении ОУ. Внутренняя компенсация обладает меньшей эффективностью как средство уменьшения ШМ по сравнению с осевой А. к. при одинаковых значениях относительной площади компенсации.

Роговая аэродинамическая компенсация является частью ОУ, расположенной впереди оси вращения в концевых его частях (рис. 5). Роговые компенсаторы создают ШМ относительно оси вращения ОУ обратного знака по сравнению с моментом, который создаёт основную его поверхность. Обычно ОУ с роговой компенсацией характеризуется большой относительной хордой компенсатора, который при больших углах отклонения и больших скоростях ухудшает обтекание несущей поверхности, что может привести к преждевременным нежелательным вибрациям. На практике роговую компенсацию, как правило, применяют совместно с осевой, что позволяет в большей степени влиять на изменение ШМ ОУ в зависимости от угла атаки. Кроме того, упрощается весовая компенсация ОУ с роговой А. к. благодаря размещению груза и роговом компенсаторе.

В. Г. Микеладзе.

Рис. 1. Аэродинамическая компенсация: 1 — несущая поверхность; 2 — площадь поверхности S_ок аэродинамической компенсации; 3 — общая (габаритная) площадь S органов управления; О — ось вращения органов управления.

Рис. 2. Формы профилей осевой аэродинамической компенсации (в сечении А — А на рис. 1); R — радиус окружности носка; О — ось вращения органа управления; М{{_∞}} — шарнирный момент.

Рис. 3. Зависимости коэффициента шарнирного момента m_ш и эффективности {{ε}} (условные единицы) органа управления от угла {{δ}} его отклонения при различных профилях осевой компенсации (см. рис. 2): 1 — так называемая конструктивная компенсация (практически без компенсации); 2 — «эллипс» (S_ок = 26%); 3 — «окружность» (S_ок = 30%).

Рис. 4. Схема внутренней аэродинамической компенсации (в сечении А — А на рис. 1): 1 — верхняя часть полости; 2 — щель; 3 — внутренняя компенсирующая пластина; 4 — нижняя часть полости; 5 — гибкая перегородка; F1, F2 — аэродинамические силы; M{{_∞}} — шарнирный момент.

Рис. 5. Роговая аэродинамическая компенсация: 1 — роговой компенсатор; О — ось вращения органа управления.

В зависимости от взаимного расположения крыла и ГО выделяют следующие основные аэродинамические схемы.

Нормальная (обычная, рис. 1, a) А. с. — ГО (стабилизатор) расположено сзади (по полёту) крыла. Эта схема получила наибольшее распространение вследствие простого решения вопросов продольной устойчивости и продольной управляемости на всех режимах полёта. Наличие скоса потока за крылом уменьшает истинный угол атаки {{α}} ГО и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного управления на всех режимах полёта, включая и большие {{α}}. Только для нестреловидных крыльев большого удлинения может возникнуть опасность появления срыва потока на ГО при больших углах атаки. В обычных случаях при такой схеме может быть легко обеспечена потребная эффективность продольного управления. Характеристики продольной устойчивости летательных аппаратов нормальной А. с. для крыльев некоторых форм в плане при увеличении ее могут изменяться в неблагоприятную сторону — нелинейное нарастание скоса потока, которое наблюдается, например, у стреловидных крыльев, может привести к образованию статической неустойчивости. Эти особенности в значит, степени зависят от расположения ГО по высоте относительно плоскости крыла. Для обеспечения статической устойчивости самолёта нормальной А. с. положение его центра тяжести выбирается впереди фокуса аэродинамического всего самолёта, чему способствует само ГО, поскольку, как правило, оно значительно сдвигает аэродинамический фокус летательного аппарата назад.

«Бесхвостка» («Б», летающее крыло, если у самолёта нет фюзеляжа, рис. 1, б, в). У самолётов этой схемы ГО отсутствует, а в качестве органов продольного управления используют элевоны, элероны, закрылки, флапероны, которыми в этом случае осуществляется и поперечное (по крену) управление. Запас продольной статической устойчивости (см. Степень устойчивости) самолётов А. с. «Б» определяется взаимным положением его центра тяжести и аэродинамического фокуса крыла.

Главный недостаток «Б» заключается в малом плече органов продольного управления, расположенных на крыле. Вследствие этого для продольного управления (например, создания момента на кабрирование для выхода на большие углы атаки) необходимо прикладывать вертикальную силу, направленную вниз, в 1,5—2 раза большую, чем при нормальной схеме. Это приводит к неприятной для лётчика реакции самолёта, так называем просадке (в первый момент после отклонения элевонов возникает отрицательное вертикальное ускорение), что в итоге приводит к увеличению времени переходного процесса при управлении. Кроме того, наличие статической устойчивости «Б» требует для обеспечения продольной балансировки самолёта значительных отклонений элевонов вверх, что уменьшает подъёмную силу и ухудшает аэродинамическое качество с ростом углов атаки. Наконец, взлёт и посадка самолёта этой А. с. осуществляется без использования механизации крыла, поскольку возникающий при её отклонении продольный момент практически нечем уравновесить. Это приводит к тому, что на «Б» необходимо устанавливать крыло большей площади, то есть с уменьшенной удельной нагрузкой на крыло. В последние годы появилась возможность в некоторой степени уменьшить этот недостаток путём применения автоматических систем управления летательным аппаратом с продольной статической неустойчивостью, так как в этом случае для продольной балансировки летательного аппарата элевоны отклоняют вниз, что увеличивает подъёмную силу. Необходимость обеспечения возможно большего плеча продольного управления на «Б» ограничивает использование благоприятных с точки зрения аэродинамического качества форм крыльев в плане. Вследствие указанного на «Б» приходится использовать крыло практически треугольной формы в плане и большой стреловидности, малое удлинение крыла ({{λ}} = 2—2,2).

Несколько типов сверхзвуковых самолётов А. с. «Б» были созданы фирмой «Комвэр» (F-102, F-106 и В-58). Эти самолёты обладали указанными выше недостатками. В течение многих лет фирма «Дассо» (см. также «Дассо-Бреге») выпускает истребители и бомбардировщики серии «Мираж» по А. с. «Б». В последних моделях самолётов «Мираж» используется продольная статическая неустойчивость и соответствующая автоматика в канале управления продольным движением. Для сверхзвуковых однорежимных самолётов, когда главным режимом является сверхзвуковой крейсерский полёт, можно «настроить» геометрию «Б» на этот режим и создать самолёт с высоким аэродинамическим качеством. Однако и в этом случае трудно обеспечить хорошие характеристики на взлёте и посадке. Удачными примерами решений для такого типа самолётов являются Ту-144 и «Конкорд».

«Утка» (рис. 1, г) — в этой схеме ГО (дестабилизатор) расположено впереди крыла и впереди центра тяжести самолёта. Главное достоинство схемы «утка» — осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъёмной силы, приложенной к впереди расположенному ГО. Образование на самолёте моментов на пикирование (например, от отклонённой механизации крыла, отклонённого сопла двигателя и т. п.) должно быть уравновешено в этой схеме положительной подъёмной силой на оперении. Указанное свойство схемы позволяет рассчитывать на получение более высоких несущих свойств к более высокого аэродинамического качества самолёта. Однако при наличии продольной статической устойчивости эффективность продольного управления самолётом А. с. «утка» быстро теряется с увеличением угла атаки и этим самым ограничивается использование больших {{α}}. Введение статической неустойчивости позволяет, комбинируя отклонение органов продольного управления с отклонением закрылков и сопел, обеспечить продольное управление и на больших углах атаки с приростом подъёмной силы. «Утка» имеет и ряд компоновочных преимуществ с точки зрения размещения реактивных двигателей, вооружения и т. п.

Использование А. с. «утка» в практике самолётостроения пока имеет ограниченный опыт, хотя фирма «СААБ-Скания» использует эту схему при создании истребителей. Применение этой А. с. связано с необходимостью решения ряда сложных задач обеспечения боковой устойчивости и управляемости, особенно на больших углах атаки.

В некоторых случаях переднее оперение было применено для ограниченного использования с целью обеспечения продольной балансировки самолёта на взлёте и посадке (например, ХВ-70 фирмы «Норт Американ», Ту-144).

«Тандем» (рис. 1, д) — крайне редко используемая для самолётов А. с., представляющая сочетание двух крыльев, расположенных одно за другим. В зависимости от расположения органов продольного управления она может рассматриваться либо близкой к «утке» (ОУ на переднем крыле), либо близкой к нормальной схеме (ОУ на заднем крыле). Однако во всех случаях с точки зрения аэродинамического качества и общих лётных данных схема нерациональна, так как заднее крыло, будучи расположено в скосе потока переднего, имеет меньшие несущие свойства. Большая суммарная площадь крыльев предопределяет большое аэродинамическое сопротивление, что приводит к значительному снижению аэродинамического качества.

В ряде случаев по эксплуатационным особенностям оказались целесообразным устанавливать оперение не на фюзеляже, а на двух крепящихся к крылу балках (рис. 2). См. Двухбалочный самолёт.

По числу несущих поверхностей А. с. разделяют на монопланы, бипланы (рис. 3), полипланы. С 40 х гг. в основном применяются монопланы, так как эта схема наилучшим образом удовлетворяет требованиям достижения больших скоростей полёта. Примером удачного применения А. с. биплана для самолёта малых скоростей является самолёт Ан-2.

В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа различают А. с.: низкоплан, среднеплан, высокоплан, парасоль. Выбор расположения крыла по высоте часто диктуется рядом эксплуатационных требований (например, для транспортных самолётов высокоплан удобнее — проще обеспечивается загрузка и выгрузка самолёта; для магистральных пассажирских самолётов чаще используются низкопланы — безопасность, комфорт и т. п.), однако с точки зрения аэродинамики эти схемы очень существенно отличаются, главным образом по характеристикам боковой устойчивости и управляемости, а также по лобовому сопротивлению. Наименьшее сопротивление, особенно при переходе на сверхзвуковые скорости, имеет среднеплан, который чаще применяется для сверхзвуковых самолётов.

В зависимости от расположения двигателей на самолёте можно ввести следующее разделение А. с. Для самолётов с винтомоторной группой — схема с тянущими винтами и схема с толкающими винтами (рис. 4). Для самолётов с реактивными двигателями, помимо разграничения по числу двигателей, можно выделить А.с. с расположением двигателей на крыле; на фюзеляже; на крыле и фюзеляже (рис. 5). Различное расположение двигателей также часто диктуется эксплуатационными требованиями (уменьшение шума в кабине, уменьшение массы конструкции, безопасность при отказе двигателя и т. п.), но оно, безусловно, существенно сказывается на аэродинамических и весовых характеристиках самолёта и, следовательно, должно анализироваться с точки зрения летно-технических характеристик и общей эффективности самолёта.