2.1.5.Схема размещения го по отношению к крылу.

В зависимости от расположения вспомогательных поверхностей относительно крыла различают аэродинамические схемы: “нормальная”, “утка” и “безхвостка”. Из-за затруднения больших значений С_{у max} самолеты схемы “утка” и “безхвостка” при взлете и посадке вынуждены выходить на значительные углы атаки . Конструктивно это делает затруднительным применение крыльев большого удлинения. Значительные углы атаки на взлете требуют длинных стоек шасси, что повышает массу шасси в целом. Поэтому “нормальная” схема наиболее целесообразна для данного типа самолета.

2.1.6. Расположение го по высоте.

Существует три схемы расположения ГО: нижнее, верхнее и среднее. Размещение ГО существенно зависит от размещения двигателей. Нельзя допустить, чтобы ГО попадало в струю газов от реактивных двигателей. С конструктивной и весовой точек зрения, а также в отношении вибропрочности, наилучшей является схема с нижнем расположением оперения. У самолетов с низкорасположенным ГО после возникновения срыва на крыле и ухода вверх спутной струи скос потока в зоне ГО уменьшается. Это вызывает появление пикирующего момента, способствующего переводу самолета на меньшие углы атаки, тем более, что рули высоты не находятся в сильно заторможенном потоке и сохраняют свою эффективность.

Проанализировав, выбираем нижнее расположение ГО.

2.1.7. Выбор относительных параметров.

Продольная устойчивость и управляемость самолёта обеспечивается эффективностью горизонтального оперения и руля высоты, что достигается соответствующим плечом L_го и площадью ГО S_го.

Для продольной устойчивости и управляемости важнейшими требованиями являются:

1.Обеспечение минимально допустимой степени продольной статической устойчивости по перегрузке.

2.Обеспечение необходимой эффективности органа продольного управления для балансировки самолета на взлетно-посадочных режимах, на больших углах атаки с отклоненной механизацией крыла, при максимально передней центровке.

Исходя из этих требований и пользуясь статистикой, определяем

А_го – коэффициент статического момента для ГО.

А_во – коэффициент статического момента ВО.

_{т пз} - _{т пп}   ^э_т ,

где  ^э_т – допустимый диапазон эксплуатационных центровок,

_{т пп} – предельная передняя центровка,

_{т пз} - предельная задняя центровка.

2.1.8.Схема размещения органов управления.

Продольное управление осуществляется рулями высоты. Для поперечного управления служат внутренние и внешние элероны. Максимальный угол отклонения внутренних элеронов - 20, внешних – 22,5. Также предусмотрены интерцепторы с углом отклонения 60. Путевое управление осуществляется двухсекционным рулем направления. Угол отклонения руля направления 25. Определяющими режимами для выбора максимальных значений потребных углов отклонения руля направления является взлёт при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны. Максимальные углы отклонения руля высоты вверх , вниз . Отрицательные углы отклонения делаются существенно больше положительных, так как для обеспечения балансировки на больших углах атаки руль высоты должен создавать значительно большие моменты на кабрирование, чем на пикирование. Значения выбраны с использованием статистических данных.