Исключение составляют самолеты с очень короткими хвостовыми частями фюзеляжа (SR.53 и «Жерфо»), а также самолеты с прямыми крыльями малого удлинения (F-104 и Т. 188), в которых применено Т-образное хвостовое оперение. Поскольку расположение оперения влияет также и на возникновение вибраций типа бафтинга, то оно для каждого конкретного случая определяется путем исследований моделей в аэродинамической трубе и испытаний самолета в полете.
Как уже упоминалось, при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой происходит увеличение момента на пикирование, для компенсации которого в самолете классической схемы при передней центровке необходимо создание на горизонтальном оперении направленной вниз силы, увеличивающей момент балансировки. Однако это приводит к уменьшению аэродинамического качества и в конечном счете к сокращению на 10-20% радиуса действия самолета. Обеспечение устойчивости самолета такой ценой, естественно, неприемлемо.
Помимо описанных выше способов изменения положения (перемещения вперед) центра давления самолета путем размещения в передней части фюзеляжа дестабилизирующих плоскостей (т.е. путем использования схемы, близкой к схеме «утка»), а также с помощью крыла оживальной формы (эта проблема освещена в главе, посвященной пассажирским самолетам), практическое применение нашел также метод изменения положения центра тяжести самолета в полете посредством перекачки топлива. Для реализации этого метода потребовалось разработать специальные автоматические устройства, определяющие и изменяющие положение ц. т. самолета при изменении его ц.д., а также использовать топливные насосы большой производительности, трубопроводы и балансировочные баки в передней и хвостовой частях фюзеляжа. Этот метод обеспечения почти постоянного запаса статической продольной устойчивости при дозвуковых и сверхзвуковых скоростях полета нашел применение в самолетах среднего радиуса действия. Исследования влияния величины аэродинамического качества на увеличение радиуса действия подтвердили целесообразность применения такой системы, несмотря на соответствующее усложнение и утяжеление конструкции. Перекачка топлива применяется как в боевых (В-58 и «Мираж» IVА), так и в пассажирских (Ту-144 и «Конкорд») самолетах. Особые трудности вызывает при этом необходимость обеспечения соответствующей поперечной устойчивости и управляемости при сверхзвуковых скоростях полета и больших углах атаки, поскольку при перекачке топлива происходят изменения аэродинамических, инерционных и жесткостных характеристик самолета. В полете с около- и сверхкритическими скоростями может произойти аэродинамическая блокировка элеронов, поэтому поперечное управление самолетом при таких скоростях обычно затруднено. Уменьшение относительной толщины профиля крыла и оперения, рекомендованное вначале для уменьшения волнового сопротивления, оказалось полезным также и для улучшения управляемости, однако проблема этим путем решается лишь частично.
Рис. 1.31. «Игл» F-15 с управляемым дифференциальным стабилизатором, имеющим геометрический уступ передней кромки.
Рис. 1.32. Элементы аэродинамической системы управления самолета «Виджилент» А-5. 1 -носовые щитки с устройствами сдува пограничного слоя с носка крыла; 2-закрылки со сдувом пограничного слоя; 3-цельноповоротный киль; 4 -управляемый дифференциальный стабилизатор; 5-трехсек- ционные интерцепторы.
Дополнительные нарушения работы элеронов (помимо влияния сжимаемости воздуха) вызывает стреловидность передней кромки крыла. Отрыв пограничного слоя в средней и концевой частях стреловидного крыла приводит к снижению эффективности находящегося там элерона, в связи с чем нередко последние располагают вблизи фюзеляжа. Прифюзеляжными элеронами оснащены, в частности, самолеты F-100 и F-8. Дополнительное достоинство таких элеронов-меньшая подверженность явлению реверса, а недостаток-уменьшение плеча действия силы, т. е. управляющего момента. Для компенсации уменьшения плеча таких элеронов приходится увеличивать их площадь.
В самолетах do стреловидным крылом элероны дополняются либо зачастую заменяются интерцепторами, размещаемыми на верхней поверхности крыла перед элеронами или вблизи задней кромки. Выдвижение интерцептора нарушает обтекание крыла, вызывая уменьшение подъемной силы и увеличение сопротивления. В результате самолет накреняется в сторону того крыла, на котором выдвинут интерцептор.