Ну все - все окончательно запутались;оказалось,что не понимает не один Edg,но и многие иные.
В этом свете еще раз попробую растолковать как могу,в т.ч.сняв табу на тех общение с упомянутым Edg.
Итак,для начала и прокомментирую свое,столь ошарашившее г-на Edg,высказывание:
Действительно - если центр давления (приложения полной аэродинамической силы) расположен сзади центра тяжести,то налицо ничем не сбалансированный пикирующий момент и прямолинейный равномерный полет просто невозможен.
Естественно рассматривать установившийся режим полета,каковым и является прямолинейный полет с постоянной скоростью.Столь же естественно,что в этом случае должны быть уравновешены все силы и моменты - если не будут уравновешены силы,то самолет приобретет линейное ускорение;если неуравновешены моменты - угловое ускорение.На самолет в полете действует сила тяжести,приложенная в его центре тяжести,сила тяги,приложенная по оси ВВ,а также силы,действующие на крыло,оперение,фюзеляж,шасси и другие,выступающие в поток части самолета.Часто эти силы сводят к подъемной силе и силе лобового сопротивления,но в общем случае можно все эти силы (включая,кстати,и силу тяги)векторно сложить,объединив таким образом в единую силу,имеющую величину,равную весу самолета и проходящую через центр тяжести - в любом ином случае силы и моменты сбалансированы не будут и движение будет неравномерным и/или криволинейным.Не проникнувшись этим,нельзя понять и дальнейшие рассуждения.
Изменив угол атаки двойным движением ручки туда-сюда(или он сам изменился в результате порыва например),самолет может повести себя разным образом:он может вернуться к прежнему режиму;может сохранить измененный угол,или это изменение будет прогрессировать - это и есть признаки продольной устойчивости,нейтральной устойчивости или неустойчивости (аналогия - шарик в ямке,на поскости или на горке).Разбираясь в причинах такого поведения,выяснили,что при изменении угла атаки (крыла,всего самолета,петуха,в конце концов...)меняется не только величина действующей силы,но и точка ее приложения (рассматривая для простоты одно крыло,увидим,что при увеличении угла атаки крыла с симметричным профилем точка приложения силы - ЦД -остается на месте;при выпуклом профиле - уходит вперед,а на вогнутом или S-образном - меряют по средней линии - ЦД уходит назад),или,другими словами,добавляя угол атаки,добавляем силу,а также и некоторый момент.Исследуя математически этот процесс,обнаружили,что эту дополнительную силу (приложенную в ЦД)и момент (располагающийся где угодно в пространстве) можно эквивалентно заменить одной силой без момента - но приложенной не в центре давления,а в некоторой точке,которую и назвали ФОКУСОМ,который существует для любой аэродинамической конфигурации
Т.е.запомните - фокус есть точка приложения ПРИРАЩЕНИЯ силы при изменении угла атаки.
Следствием из этого является то,что,если положительное приращение подъемной силы приложено позади ЦТ,то оно создает пикирующий момент,возвращающий исходный угол атаки - такой самолет устойчив;в противном случае - наоборот неустойчивым.
За рамки этого поста выходит тот факт (придется принять на веру),что непременным условием для продольной устойчивости является наличие т.н."положительного продольного V" между передним и задним планами,т.е.передний план (на классике - крыло,на "утке" - горизонтальное оперение) должен иметь больший установочный угол нежели задний план;для летающего крыла в этом смысле необходим S-образный профиль,либо крутка стреловидного крыла,создающие тот же эффект.
Вот так как-то удалось объяснить на пальцах,не привлекая никаких формул - не знаю,насколько понятным объяснение оказалось.
