Принцип обеспечения продольной устойчивости можно вывести из рассмотрения модели, показанной на рис. 2.14. Представим себе два крыла, расположенных друг за другом и жестко скрепленных. Предположим, что при изменении угла атаки крыльев аэродинамические силы, возникающие на них, всегда приложены в одних и тех же точках, т. е. перемещение точки приложения полной аэродинамической силы крыльев незначительное. Под

Рис. 2.14. Обеспечение продольной устойчивости Дельтаплана

крыльями прикрепим жестко материальную точку весом О. Характерной особенностью такой модели является то, что угол атаки заднего крыла меньше, чем переднего. На левой части рисунка показаны величины полной аэродинамической силы, соответствующие углам атаки а1 и а2. В случае, показанном на рис. 2.14, а, на первом крыле аэродинамическая сила в 2 раза больше, чем на втором. Суммарная сила приложена в первой трети расстояния между двумя составными силами. Если линии действия силы тяжести и суммарной аэродинамической силы совпадают, то при соответствующей скорости обдува может образоваться равновесие.

Давайте наклоним модель под углом Аа. Коэффициенты Су двух крыльев теперь отличаются друг от друга незначительно; точка приложения полной аэродинамической силы Rz находится близко к середине расстояния между двумя составляющими ее силами. В данном случае заднее крыло играет большую роль в создании Rz, значит, точка приложения Rz перемещается назад. Степень перемещения точки приложения Rz назад можно увеличить, с одной стороны, увеличением расстояния между двумя крыльями, с другой - увеличением разности между углами атаки двух крыльев. Так как центр тяжести теперь не находится на линии воздействия суммарной аэродинамической силы, возникает продольный момент

Для создания устойчивого перемещения точки приложения полной аэродинамической силы имеется несколько способов (применяемых в авиации). На самолетах роль заднего крыла (рассмотренной нами модели) выполняет стабилизатор; угол атаки стабилизатора всегда меньше угла атаки основного крыла. На. самолетах типа "утки" стабилизатор вынесен перед основным крылом, поэтому его угол атаки больше угла атаки основного крыла. На самолетах "летающее крыло" благодаря стреловидности крыльев центральная часть крыла находится впереди концевых частей. Круткой крыла обеспечиваются меньшие углы установки концевых частей, находящихся сзади. Если крыло имеет обратную стре-ловидность, то оно будет устойчивым лишь при обеспечении обратной крутки, т. е. в том случае, если угол атаки Законцовок больше угла атаки центральной части крыла.