сверхзвуковой крейсерский полёт, можно «настроить» геометрию «Б» на этот режим 
и создать самолёт с высоким аэродинамическим качеством. Однако и в этом случае 
трудно обеспечить хорошие характеристики на взлёте и посадке. Удачными 
примерами решений для такого типа самолётов являются Ту-144 и «Конкорд».
«Утка» (рис. 1, г) — в этой схеме ГО (дестабилизатор) расположено впереди крыла 
и впереди центра тяжести самолёта. Главное достоинство схемы «утка» — 
осуществление продольной балансировки при помощи положительной подъёмной силы, 
приложенной к впереди расположенному ГО. Образование на самолёте моментов на 
пикирование (например, от отклонённой механизации крыла, отклонённого сопла 
двигателя и т. п.) должно быть уравновешено в этой схеме положительной 
подъёмной силой на оперении. Указанное свойство схемы позволяет рассчитывать на 
получение более высоких несущих свойств к более высокого аэродинамического 
качества самолёта. Однако при наличии продольной статической устойчивости 
эффективность продольного управления самолётом А. с. «утка» быстро теряется с 
увеличением угла атаки и этим самым ограничивается использование больших {{?}}. 
Введение статической неустойчивости позволяет, комбинируя отклонение органов 
продольного управления с отклонением закрылков и сопел, обеспечить продольное 
управление и на больших углах атаки с приростом подъёмной силы. «Утка» имеет и 
ряд компоновочных преимуществ с точки зрения размещения реактивных двигателей, 
вооружения и т. п.
Использование А. с. «утка» в практике самолётостроения пока имеет ограниченный 
опыт, хотя фирма «СААБ-Скания» использует эту схему при создании истребителей. 
Применение этой А. с. связано с необходимостью решения ряда сложных задач 
обеспечения боковой устойчивости и управляемости, особенно на больших углах 
атаки.
В некоторых случаях переднее оперение было применено для ограниченного 
использования с целью обеспечения продольной балансировки самолёта на взлёте и 
посадке (например, ХВ-70 фирмы «Норт Американ», Ту-144).
«Тандем» (рис. 1, д) — крайне редко используемая для самолётов А. с., 
представляющая сочетание двух крыльев, расположенных одно за другим. 
В зависимости от расположения органов продольного управления она может 
рассматриваться либо близкой к «утке» (ОУ на переднем крыле), либо близкой к 
нормальной схеме (ОУ на заднем крыле). Однако во всех случаях с точки зрения 
аэродинамического качества и общих лётных данных схема нерациональна, так как 
заднее крыло, будучи расположено в скосе потока переднего, имеет меньшие 
несущие свойства. Большая суммарная площадь крыльев предопределяет большое 
аэродинамическое сопротивление, что приводит к значительному снижению 
аэродинамического качества.
В ряде случаев по эксплуатационным особенностям оказались целесообразным 
устанавливать оперение не на фюзеляже, а на двух крепящихся к крылу балках (рис.
 2). См. Двухбалочный самолёт.
По числу несущих поверхностей А. с. разделяют на монопланы, бипланы (рис. 3), 
полипланы. С 40х гг. в основном применяются монопланы, так как эта схема 
наилучшим образом удовлетворяет требованиям достижения больших скоростей полёта.
 Примером удачного применения А. с. биплана для самолёта малых скоростей 
является самолёт Ан-2.
В зависимости от расположения крыла по высоте фюзеляжа различают А. с.: 
низкоплан, среднеплан, высокоплан, парасоль. Выбор расположения крыла по высоте 
часто диктуется рядом эксплуатационных требований (например, для транспортных 
самолётов высокоплан удобнее — проще обеспечивается загрузка и выгрузка 
самолёта; для магистральных пассажирских самолётов чаще используются 
низкопланы — безопасность, комфорт и т. п.), однако с точки зрения аэродинамики 
эти схемы очень существенно отличаются, главным образом по характеристикам 
боковой устойчивости и управляемости, а также по лобовому сопротивлению. 
Наименьшее сопротивление, особенно при переходе на сверхзвуковые скорости, 
имеет среднеплан, который чаще применяется для сверхзвуковых самолётов.
В зависимости от расположения двигателей на самолёте можно ввести следующее 
разделение А. с. Для самолётов с винтомоторной группой — схема с тянущими 
винтами и схема с толкающими винтами (рис. 4). Для самолётов с реактивными 
двигателями, помимо разграничения по числу двигателей, можно выделить А.с. с 
расположением двигателей на крыле; на фюзеляже; на крыле и фюзеляже (рис. 5). 
Различное расположение двигателей также часто диктуется эксплуатационными 
требованиями (уменьшение шума в кабине, уменьшение массы конструкции, 
безопасность при отказе двигателя и т. п.), но оно, безусловно, существенно 
сказывается на аэродинамических и весовых характеристиках самолёта и, 
следовательно, должно анализироваться с точки зрения летно-технических 
характеристик и общей эффективности самолёта.
А. с. в значительной степени определяется и диапазоном скоростей полёта; здесь 
классификацию можно провести достаточно чётко. А. с. дозвуковых самолётов 
рассчитывается на полёт в диапазоне чисел Маха M{{?}}  =  0,8—0,9. Для неё 
характерны крылья и оперения малой стреловидности, достаточно больших удлинений 
и большой относительной толщины профиля, воздухозаборник с большими радиусами 
закруглений кромок. А. с. трансзвуковых самолётов (M{{?}} = 1,3—1,5). В этой 
области значений M{{?}} используются умеренные стреловидность и относительная 
толщина крыльев и оперения, нерегулируемый воздухозаборник с более острыми 
кромками. А. с. сверхзвуковых самолётов (М{{?}} до 3—3,5). Для уменьшения 
волнового сопротивления в этих схемах применяются малые относительные толщины, 
большая стреловидность крыльев (в том числе треугольные крылья) и оперений и 
крылья изменяемой в полёте стреловидности. Для самолётов с крылом изменяемой в 
полёте стреловидности характерна многорежимность полёта: за счёт использования