Помимо надлежащей формы крыла, необходимым условием создания дополнительной подъемной силы является соответствующее аэродинамическое проектирование части фюзеляжа, находящейся под крылом. В самолете ХВ-70А это средняя часть фюзеляжа, в которой располагаются воздушный канал и отсек двигательной установки, состоящей из шести двигателей. Под передней центральной частью крыла расположен воздухозаборник, центральный клин которого с углом при вершине ~ 48° создает косой скачок с углом, зависящим от скорости потока (числа Маха). Поскольку самолет проектировался на крейсерскую скорость, соответствующую М = 3,0, то в этих условиях угол наклона косого скачка составляет ~ 65°. Именно поэтому в самолете ХВ-70А треугольное крыло расположено так, что его передняя кромка оказывается непосредственно над первичным скачком. За этим скачком число Маха снижается на 0,3, а давление возрастает в среднем почти на 1,90 кПа. Расположенные ниже по потоку части фюзеляжа генерируют дальнейшие скачки уплотнения с тем же углом наклона, так что вся нижняя поверхность крыла оказывается над системой скачков, создающих область повышенного давления.
Прирост подъемной силы в результате использования благоприятных эффектов скачков уплотнения позволяет выполнять полеты при меньших углах атаки. Например, если самолет нормальной аэродинамической схемы летит с крейсерской скоростью при угле атаки 4°, то для самолета ХВ-70А этот угол составляет только 2°. Такое уменьшение угла атаки приводит к существенному уменьшению сопротивления самолета и снижению расхода топлива. Поскольку использование скачков уплотнения для создания дополнительной подъемной силы оказывается наиболее эффективным лишь при постоянной высокой сверхзвуковой скорости полета, т.е. когда угол наклона скачка уплотнения соответствует положению передней кромки крыла, то оно особенно целесообразно в пассажирских самолетах. Поэтому в самолетах Ту-144 и «Конкорд» с целью использования скачков обеспечено надлежащее взаимное положение гондол двигателей и передней кромки крыла.
Самолет «Гриффон» имеет менее сложную аэродинамическую схему, так как его дополнительная поверхность является простой стационарной дестабилизирующей плоскостью. Зато в самолетах «Мираж- Милан» и Ту-144, как и у ХВ-70, дополнительные несущие поверхности выполняют более сложные функции, но их новизна заключается в том, что дополнительные несущие плоскости («усы») выдвигаются лишь при малых скоростях полета (т. е. используются исключительно при определенных условиях обтекания), что обеспечивает максимальную эффективность при взлете и посадке и исключает влияние этих плоскостей на летные качества самолета при сверхзвуковых скоростях.
Рис. 1.27. Расположение и принцип действия управляющих поверхностей в самолетах, выполненных по схемам «бесхвостка» (а), «бесхвостка» со вспомогательным передним крылом или «утка» (б) и нормальной схеме (в).
Рис. 1.28. Французский истребитель «Мираж- Милан».
Применение дополнительных несущих поверхностей на самолете без горизонтального оперения объяснялось стремлением увеличить коэффициент подъемной силы треугольного крыла при малых скоростях полета. Как известно, увеличение угла атаки (для увеличения подъемной силы при одновременном сохранении продольной устойчивости) в таком самолете может быть достигнуто только посредством отклонения элевонов кверху. Однако такое отклонение элевонов ведет к опасному изменению характера обтекания крыла и уменьшению коэффициента подъемной силы на величину до 25%. Поскольку в рассматриваемом случае нужно применять мощные элевоны, механизация треугольного крыла в самолетах без горизонтального оперения почти невозможна. Поэтому такие самолеты отличаются, при малой удельной нагрузке на крыло, большими скоростями взлета и посадки. Оснащение самолета небольшими несущими плоскостями, располагаемыми перед крылом, позволяет создавать при взлете и посадке кабрирующий момент, поднимающий нос самолета кверху, что полезно с различных точек зрения, в особенности тем, что позволяет отклонять элевоны книзу.