7.2.1. Аэродинамические схемы. Продольная балансировка,
устойчивость и управляемость самолета

   Аэродинамическая схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным за крылом, называется нормальной или "классической" схемой (рис. 7.15).
   Пикирующий момент крыла (-M_zкр) парируется кабрирующим моментом (+M_zг.о ), создаваемым подъемной силой горизонтального оперения Y_г.о.

Рис. 7.15. Балансировка самолета нормальной схемы	Рис. 7.16. Балансировка самолета схемы "Утка"

   "Утка" (рис. 7.16) - схема самолета, у которого продольная балансировка обеспечивается г.о., расположенным перед крылом.
   Возможна также продольная балансировка самолета по схеме "бесхвостка" (рис. 7.17) без горизонтального оперения за счет отклонения элевонов, расположенных на крыле.
   Схема сил при балансировке "бесхвостки" за счет подъемной силы элевонов Y_эл представлена на рис. 7.18.

Рис. 7.17. Элевоны на самолете схемы "бесхвостка"	Рис. 7.18. Балансировка самолетов схемы "бесхвостка"

   Все первые самолеты, созданные в России и Советском Союзе, начиная с самолета И.И. Сикорского "Илья Муромец", были построены по "нормальной" схеме; самолет братьев Райт был построен по схеме "утка". Впервые в нашей стране самолет по схеме "бесхвостка" создал Б.И. Черановский (БИЧ-3). Фюзеляж этого самолета практически вписывался в крыло толстого профиля.
   Схема "бесхвостка", не имеющая явно выраженного фюзеляжа, называется "летающим крылом";.    Классификация самолетов по различным аэродинамическим схемам (по способу обеспечения продольной балансировки) представлена на рис. 7.19.

Рис. 7.19. Классификация самолетов по аэродинамическим схемам

   Здесь и далее на рисунках вопросительный знак означает, что представленные примеры не исчерпывают весь спектр возможных технических решений, которые уже найдены или будут найдены проектировщиками.
   Выбор схемы - один из сложнейших вопросов при проектировании. Самолет Ту-144 в крейсерском полете (см. рис. 7.8) - "бесхвостка", на режимах взлета и посадки (см. рис. 20.35) - "утка", самолет "Ш-Тандем" ("Тандем-МАИ") (см. рис. 19.27) имел два крыла, расположенные тандемом. Таким образом, при проектировании самолета в зависимости от стоящих перед ним задач могут комбинироваться известные и появляться новые схемы, обеспечивающие необходимую устойчивость и управляемость самолета в полете.
   Устойчивость - способность самолета противостоять внешним силам, стремящимся отклонить его от заданного (установившегося) режима полета.
   Устойчивый самолет самостоятельно, без участия летчика, сохраняет заданный (установившийся) режим полета и за конечный промежуток времени возвращается к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием кратковременных малых внешних возмущений (например, порыва ветра, восходящего потока воздуха, случайного перебоя в работе двигателя или отклонения рулевой поверхности и т. п.).
   При изменении полетных углов атаки (так же, как и при изменении скорости полета) происходит значительное изменение положения центра давления крыла и горизонтального оперения.
   Следовательно, изменяются моменты аэродинамических сил, действующих на самолет.
   При оценке дополнительных моментов относительно оси 0Z, возникающих на самолете при изменении угла атаки, в методическом плане более удобным, чем понятие "центр давления", является понятие "аэродинамический фокус самолета" (или крыла, если рассматривается изолированное крыло).
   Можно считать, что при изменении угла атаки Δα положение ц. д. не изменяется, а приращение подъемной силы ΔY приложено в некоторой точке, выбранной таким образом, что получающееся за счет смещения ц. д. изменение момента самолета ΔM_z соответствует реально происходящему.
   Точка приложения приращения подъемной силы при изменении угла атаки называется аэродинамическим фокусом.
   Положение аэродинамического фокуса относительно носка средней аэродинамической хорды крыла можно записать в виде относительной величины (в долях CAX) x_F = x_F/b_А.
   Положение центра масс самолета (совпадающее с положением центра x_T приложения силы тяжести) относительно носка CAX крыла в относительных величинах x_ц.м. = x_T = x_ц.м/b_А называется центровкой самолета. Центровку, как и положение фокуса, часто выражают в процентах CAX. Так, выражение "центровка самолета 20%" означает, что расстояние от центра масс самолета до носка САХ составляет 20% длины САХ.
   Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) обеспечивается определенным положением фокуса самолета относительно центра масс.

Рис. 7.20. К объяснению продольной устойчивости самолета

   Если фокус самолета расположен за центром масс, то, например, при увеличении угла атаки +Δα за счет вертикального порыва ветра возникает приращение подъемной силы +ΔY (рис. 7.20,а), которое создаст относительно ц. м. самолета пикирующий момент M_z, под действием которого самолет, вращаясь относительно ц. м. с угловой скоростью ω_z, возвратится к исходному режиму полета.
   Схема сил при случайном уменьшении угла атаки приведена на рис. 7.20,б.
   При таком взаимном расположении ц. м. и фокуса самолет устойчив по тангажу.
   Нетрудно видеть, что если ц. м. находится за фокусом, при действии внешних возмущений самолет не возвращается к исходному положению (самолет неустойчив). Пилотирование неустойчивого самолета возможно только с применением средств автоматического управления.
   Таким образом, взаимное положение центра масс ( x_ц.м. = x_T ) и фокуса ( x_F ) определяет знак и величину момента M_z, возникающего при действии возмущений и, следовательно, степень устойчивости самолета.
   В инженерных расчетах принято выражать аэродинамический момент, действующий на самолет, формулой

M = mqSb_A,