Прежде всего, я не согласен с вашей оценкой: Крыло большого коммерческого самолета находится явно ниже фюзеляжа, чтобы кабина не разделялась лонжероном крыла . У А380 аэродинамика была бы лучше, если бы конструкторы прервали нижнюю кабину лонжероном крыла, но авиакомпании этого совершенно не хотели. Пожалуйста, посмотрите на картинку ниже: я надеюсь, вы согласитесь, что крыло находится явно ниже большей части фюзеляжа. Почему это сделано , ответили здесь и здесь .

Большие коммерческие самолеты имеют низкое крыло, чтобы убрать длинное шасси. Длинные шестерни позволяют растянуть фюзеляж и при этом иметь возможность вращаться во время взлета. Большие высокопланы с их низким расположением фюзеляжа легче загружать и выгружать за счет того, что конусность фюзеляжа должна начинаться вскоре после шасси, поэтому растяжение невозможно.

Конструкция среднего крыла характерна для пилотажных самолетов. Для идеального управления креном все детали должны быть выровнены по одной оси, а это усложняет конструкцию фюзеляжа. Только у пилотажных самолетов преимущества перевешивают недостатки. См. изображение Extra 300 ниже:

Высокое крыло выбирается, когда высота шасси должна быть низкой для погрузки и разгрузки, когда поле зрения пилота вниз не должно ограничиваться (вспомните конструкцию зонтика в Первой мировой войне), когда крыло должно иметь больший дорожный просвет при посадке ( подумайте о планерах) или когда крыло должно поворачиваться горизонтально (см. рисунок ниже для примера). Обратите внимание, что сочетание высокого крыла и стреловидности крыла будет давать слишком большую устойчивость к боковому скольжению и должно быть исправлено с помощью углового угла . Все три (стреловидность, положение крыла и угол наклона) меняются в зависимости от угла атаки, и комбинация по-прежнему будет иметь слишком большую или слишком малую устойчивость вдали от проектного угла атаки.

Как указал Ян Худек, устойчивость по тангажу и рысканью зависит в основном от размера и расположения хвостового оперения, и даже на устойчивость по крену влияет не только расположение крыла. Расположение — это компромисс многих, порой расходящихся параметров, и стабильность — лишь малая его часть.

Когда крыло самолета расположено над фюзеляжем, самолет обычно считается более устойчивым.

Высокое крыло увеличивает устойчивость при крене . На устойчивость по тангажу и рысканию существенно не влияет; для тех нужна соответствующая конструкция хвоста.

Почему же тогда крылья больших коммерческих авиалайнеров обычно располагаются ближе к центру самолета (сверху вниз)?

Это более эффективно.

На первый взгляд такая конструкция кажется странной, так как одной из основных целей является стабильность в полете.

Нет, это не так.

Наиболее важной является стабильность подачи, потому что подача связана со скоростью и управлением энергией. Но для этого просто необходим соответствующий горизонтальный стабилизатор, а высокое или низкое крыло не имеет значения. Стабильность по рысканию также важна, но она достигается соответствующим вертикальным стабилизатором, опять же с небольшой разницей между высоким и низким крылом.

Но в крене самолет не должен быть слишком устойчивым . Высокая устойчивость к крену провоцирует «голландские» колебания и снижает маневренность. Таким образом, самолет спроектирован так, чтобы иметь лишь небольшую устойчивость при крене.

И даже для устойчивости к крену как низко, так и высококрылые конструкции могут быть относительно легко отрегулированы на нужную величину. Устойчивость к качению можно увеличить, добавив двугранный угол , и уменьшить, добавив угловой угол по мере необходимости.

Существуют правила относительно

1. Скорость подачи
2. Скорость вращения
3. Скорость рыскания

Из этого правила, касающиеся скорости вращения, следующие:

§23.157 Скорость крена.

(а) Взлет. Должна быть обеспечена возможность, используя благоприятную комбинацию органов управления, развернуть самолет от устойчивого разворота на 30 градусов до угла 60 градусов, чтобы изменить направление разворота в пределах:

1. Для самолета с максимальным весом 6000 фунтов или менее - 5 секунд с момента начала крена; и
2. Для самолета максимальной массой более 6000 фунтов W+5001300 секунд, но не более 10 секунд, где W — вес в фунтах.

(b) Требование параграфа (а) этого параграфа должно выполняться при качке самолета в каждом направлении с:

1. Закрылки во взлетном положении;
2. Шасси убрано;
3. Для однодвигательного самолета на максимальной взлетной мощности; а для многодвигательного самолета с неработающим критическим двигателем и воздушным винтом в положении минимального лобового сопротивления, а остальные двигатели работают на максимальной взлетной мощности; и
4. Самолет балансировался на скорости, равной большему из значений 1,2VS1 или 1,1VMC, или максимально близко к балансировке для прямого полета.

(в) Подход. Должна быть обеспечена возможность, используя благоприятную комбинацию органов управления, развернуть самолет от устойчивого разворота на 30 градусов до угла 60 градусов, чтобы изменить направление разворота в пределах:

1. Для самолета с максимальной массой 6000 фунтов или менее - 4 секунды с момента начала крена; и
2. Для самолета максимальной массой более 6000 фунтов W+2 8002 200 секунд, но не более 7 секунд, где W — вес в фунтах.

(d) Требование параграфа (с) данного параграфа должно выполняться при качке самолета в каждом направлении в следующих условиях:

1. Закрылки в посадочном положении(ях);
2. Шасси выпущено;
3. Все двигатели работают на мощности для захода на посадку 3 градуса; и
4. Самолет триммировался на VREF.

Следовательно, слишком устойчивый самолет не может достичь таких скоростей при заданном числе Маха и прогибе руля. Таким образом, положение крыла сохраняется таким, чтобы удовлетворить этому требованию. Более того, если вы думаете, что такая конфигурация крыла сделает самолет изначально неустойчивым, современные компьютеры на самолете с надлежащими системами обратной связи позаботятся об этом.