Попробую объяснить. Взлетная дистанция самолета практически полностью определяется безопасной скоростью начального набора высоты, а посадочная - безопасной скоростью захода на посадку (планирования). И та и другая должны превосходить скорость сваливания в сооветствующей конфигурации минимум в 1.3 раза (первая - минимум в 1.2 раза по нормам FAR-23, СS-23) и лежать в диапазоне первых режимов. Граница раздела 1-х и 2-х режимов при планировании без тяги совпадает с наивыгоднейшей скоростью. а в горизонтальном полете - с экономической. Та и другая скорости более всего зависят от нагрузки на квадрат размаха G/L^2, поскольку индуктивное сопротивление на наивыгоднейшей скорости составляет 50% полного сопротивления, а на экономической - до 80%.
Индуктивное сопротивление также обратно пропорционально квадрату скорости. По этой причине скорость отрыва не может быть сильно меньше экономической, иначе, даже если самолет оторвется, у него не будет запаса мощности на дальнейший разгон и набор высоты, он может оказаться неспособен уйти от земли, из области эффекта экрана.
На посадке, если если нагрузка на квадрат размаха слишком высока для скорости захода, обеспечивающей заданную посадочную дистанцию, то чтобы получить первый режим планирования, придатся внести слишком большое сопротивление в посадочной конфигураци механизации. Самолет будет сыпаться как кирпич, может не иметь необходимого запаса кинетической энергии для безопасного выравнивания и получит проблему с уходом на второй круг.
В этих характеристиках участвует не геометрический, а так называемый эффективный размах крыла, который меньше геометрического и соовествует идеальному крыло с эллиптиченским распределением подъемной силы по размаху и постоянным безындуктивным сопротивлением, имеющим такую же поляру. Коэффициент Освальда Е в формуле упрощенной аппроксимации поляры есть квадрат отношения эффективного размаха к геометрическому.
Сх(Cy) = Cx0 + (1/Pi*E*Lambda)*Cy^2
Таким образом, заданные в ТЗ взлетная и посадочная дистанции и полетная масса очень жестко определяют минимальный потребный эффективный размах крыла. Единственная возможность уменьшить геометрический размах - добиться максимального коэффициента Е.
В этом помогает и устранение квадратичного члена в разложении поляры профильного спротивления Сх0(Су) в степенной ряд.
Повышение Сумах за счет механизации крыла позволяет уменьшить только среднюю геометрическую хорду (увеличить удлинение) по сравнению с немеханизированным крылом, обеспечивающим те же дистанции.
Минимальная хорда крыла определяется характеристиками чистого профиля и является компромиссом по минимизации сопротивления в крейсерском полете и наборе высоты с убранной механизацией (набор на маршруте). Иногда для разруливания этого компромисса применяют небольшое отклонения закрылков (на несколько градусов) в наборе на маршруте.
Уменьшение средней геометрической хорды сооветственно дает сокращение САХ, в результате требуется меньший статический момент горизонтального оперения и сближаются потребное плечно иплощадь ГО для обеспечения нормированного запаса устойчивости и балансировки продольного момента на посадке.
Уменьшение площади крыла при неизменном размахе аналогичным образом помогает уменьшить потребный статический момент вертикального оперения.
При удачном стечении обстоятельств эти факторы позволяют уменьшить массу системы крыло+хвостовая балка +оперение в том числе и за счет укорочения хвоста.
Одновременно сокращается сводка сопротивлений CxS в крейсерской конфигурации.
Отсюда следует вывод, что усложнение механизации крыла допустимо только покуда продолжается снижение массы конструкции и сводки сопротивлений в крейсерской конфигурации при заданных скоростях захода на посадку и начального набора высоты.
Основным средством механизации является закрылок, поскольку он не только увеличивает Сумах, но и модифицирует поляру. обеспечивая уменьшение сопротивления на взлете и в начальном наборе высоты по сравнению счистым крылом и также вносит необходимое дополнительное сопротивление в посадочной конфигурации, обеспечивя устойчивое планирование по заданной траектории.
Также закрылок уменьшает потребный угол атаки, тем самым снижается сопротивлеие фюзеляжа на режиме набора высоты и улучшается обзор вперед через нос.
Предкрылок дает относительно небольшое приращение Сумах, при выпущенном закрылке оно уменьшается, причем достигается это приращение в основном за счет увеличения критического угла атаки, что нехорошо.
Основным положительным эффектом предкрылка, наиболее влияющим на целесообразность его применения, является благоприятная модификция кривой продольного момента в околокритическом диапазоне углов атаки (устранение или разглаживание "ложки"), если это требуется.
Современным методом решения тех же задач с неизмеримо меньшей сложностью и практически без дополнительного утяжеления крыла является установка генераторов вихрей.
