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 mш и эффективности {{?}} 
(условные единицы) органа управления от угла {{?}} его отклонения при различных 
профилях осевой компенсации (см. рис. 2): 1 — так называемая конструктивная 
компенсация (практически без компенсации); 2 — «эллипс» (Sок  =  26%); 3 — 
«окружность» (Sок  =  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.
аэродинамическая схема самолёта. А. с. характеризует геометрические и 
конструктивные особенности самолёта. Известно большое число признаков, по 
которым характеризуют А. с., но в основном их принято различать: по взаимному 
расположению крыла и горизонтального оперения (ГО); числу крыльев — основных 
несущих поверхностей; расположению крыла относительно фюзеляжа; типу и 
расположению двигателей; диапазону Маха чисел полёта М{{?}}; способу и методу 
взлёта и посадки.
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 {{?}} ГО и тем самым обеспечивает высокую эффективность продольного 
управления на всех режимах полёта, включая и большие {{?}}. 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 ({{?}}  =  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