Для выполнения установившегося режима полета в продольной плоскости самолет должен быть сбалансирован, т.е. момент тангажа самолета, а, следовательно, коэффициент момента тангажа самолета mz = 0.
Продольная балансировка осуществляется отклонением органов продольного управления самолетом: отклонением рулей высоты, стабилизатора или одновременно и того и другого.
Каждому значению угла атаки и коэффициенту подъемной силы самолета соответствует угол поворота органов продольного управления, при котором mz = 0. Этот угол атаки называется балансировочным углом атаки самолета (a= a бал, mz = 0)
При нейтральном положении управляющей поверхности нормальная сила самолета приложена в центре давления самолета (ц.д.), который в общем случае не совпадает с центром масс. Если самолет симметричен относительно плоскости xz, то центр давления самолета совпадает с фокусом самолета (При малых углах атаки Y» Ya где Ya – подъемная сила самолета, Y – нормальная сила)
Подъемная сила несбалансированного самолета создает момент тангажа. При балансировке отклонением управляющей поверхности создается такая дополнительная подъемная сила на горизонтальном оперении D Ya го, которая создает уравновешивающий момент тангажа, балансирующий самолет.
(6.1)
отсюда 
Где 
, 
со своими знаками, xFa, xT, xFa го, соответственно, координаты относительно передней кромки САХ крыла с подфюзеляжной частью фокуса cамолета, центра масс самолета, фокуса горизонтального оперения (ГО)
Подъемная сила сбалансированного самолета равна:
(6.2)
Коэффициент подъемной силы сбалансированного самолета:
,(6.3) где
; 
; 
; 
; 
6.1 Приращение коэффициента подъемной силы самолета при отклонении управляющих поверхностей (
, 
)
6.1.1 Для самолета нормальной аэродинамической схемы:
Для полностью поворотного ГО
(6.4)
(6.4/)
– коэффициент подъемной силы консольной части ГО;
; 
– производная угла скоса потока от крыла в области ГО по углу атаки; 
– коэффициент торможения потока перед ГО; 
– угол поворота ГО; 
– коэффициент интерференции ГО с фюзеляжем (рис. 2.11).
Если ГО компоновки самолета имеет неподвижный стабилизатор с рулем высоты, то угол отклонения руля высоты 
можно свести к эквивалентному углу отклонения ГО – 
(6.5)
где 
– коэффициент эффективности руля высоты,
, 
– площадь руля высоты.
Тогда 
(6.6)
Если отклоняются одновременно стабилизатор и руль высоты, то 
(6.7)
6.1. 2 Для аэродинамической компоновки самолета типа «утка»
Дополнительный коэффициент подъемной силы от отклонения горизонтального оперения (ПГО):
