отрицательным поперечным V. В этом случае стабилизатор выполняет двоякую роль: собственно горизонтального оперения, обеспечивающего необходимую продольную устойчивость и управляемость, и аэродинамических направляющих, увеличивающих путевую устойчивость. Оперение такого типа применено, к примеру, на самолете «Тридан» II (угол поперечного V – 20°), а также на «Фантоме» II F-4 (-23°). Подобную же роль выполняют подвижные (опускаемые) либо отогнутые книзу концы крыла. В самолете ХВ- 70 использован первый способ, а в TSR.2-второй.
Значительное повышение эффективности вертикального оперения, а значит, и путевой устойчивости самолета (особенно при околозвуковых скоростях) достигается в случае использования Т-образного хвостового оперения, т. е. горизонтального оперения на верхнем конце киля. Такая компоновка вследствие недостаточной жесткости склонна к бафтингу, тем не менее она применяется в самолетах F-104, Т. 188 и SR-53 ввиду эффективности как вертикального, так и горизонтального оперения.
Из вышесказанного следует, что при переходе на сверхзвуковые скорости полета значительно снизилась эффективность управляющих поверхностей. Это особенно сказалось на поперечной и путевой управляемости в связи с дополнительным неблагоприятным влиянием деформации крыла и вертикального оперения. Ввиду этого, помимо более жесткой конструкции, необходимы дополнительные средства, повышающие эффективность управляющих поверхностей. Так, в некоторых самолетах используются турбулизаторы на руле направления (Х-2, F-102A, F-100), дефлекторы (F-102A, В-58, F-5A) либо закругленная задняя кромка крыла (главным образом в самолетах без горизонтального оперения-F-106A, «Дракен» и CF-105). Выше упоминалось, что снижение эффективности руля высоты и увеличение статической продольной устойчивости при сверхзвуковых скоростях потребовали перехода на продольное управление с помощью управляемого стабилизатора. В управлении курсом самолета вертикальное оперение такого типа используется редко и встречается как в однокилевом («Тридан» II, YF-107A, А-5 и TSR.2), так и в двухкилевом (SR-71A и ХВ-70 А) варианте.
Система активного управления
Проблемы, описанные в предыдущем разделе, касались системы управления, которую с сегодняшних позиций можно назвать пассивной. Поскольку других систем управления на предыдущем этапе развития авиации не было, то не было и нужды в определении такого подхода как пассивного метода управления.
При использовании систем пассивного управления пилот (или автопилот в соответствии с заданной программой) воздействует на управляющие поверхности, которые в обычном положении не выступают за контур неподвижных элементов планера. Составной частью такой системы является механизм управления, связывающий исполнительные плоскости с соответствующими рычагами в кабине экипажа при помощи тросов (гибкая проводка управления), тонкостенных труб, изготовленных обычно из алюминиевых сплавов (жесткая проводка), либо тросов и труб (смешанная проводка).
В начале 70-х годов механизм управления был заменен системой электропередачи сигналов от соответствующих ручек к быстродействующим исполнительным устройствам (ими служат гидроприводы), отклоняющим управляющие поверхности. Работу системы обеспечивает цифровое вычислительное устройство, получающее информацию от датчиков угловой скорости, ускорения, угла атаки и т.п. и при необходимости корректирующее решения пилота, сигналами которых служат отклонения командных рычагов управления.
Электродистанционная система управления позволила реализовать активное управление, основанное на автоматическом отклонении рулей в ответ на возникающие отклонения параметров полета от заданных. Эта система работает независимо от пилота, допуская тем не менее возможность его вмешательства в процесс управления. Обычно электродистанционная система выполняет ту же роль, что и механическая, и может применяться самостоятельно как основная или аварийная либо параллельно с механической системой, которой отводится роль аварийной.
Самолет с системой активного управления выполняется как статически неустойчивая система, особенно по продольной оси, т.е. используется оперение меньшей площади. Неустойчивость компенсируется динамически посредством непрерывного автоматического воздействия системы на управляющие поверхности, т.е. путем их отклонения, приводящего к уравновешиванию действующих на самолет моментов. При таком управлении обеспечиваются:
– высокая маневренность, связанная, во- первых, с уменьшением запаздывания отклонения управляющей поверхности в ответ на сигнал системы управления и, во-вторых, с использованием предкрылков и закрылков в качестве управляющих поверхностей ;
– более быстрая реакция самолета на воздействие порывов ветра и уменьшение нагрузок, действующих на конструкцию (что повышает усталостную выносливость планера);
– демпфирование самовозбуждающихся колебаний;
– разгрузка пилота от реагирования на изменение балансировки самолета, особенно от изнурительного постоянного реагирования на изменение параметров траектории полета на малой высоте в условиях турбулентной атмосферы.
Обычно это приводит к улучшению характеристик самолета и живучести планера, а также комфортабельности полета. В боевом самолете это повышает эффективность вооружения, позволяет экипажу сконцентрировать свое внимание на выполнении задания, сохраняет на более длительный период времени его оперативную готовность и т.п. Включение в систему активного управления носовых щитков или закрылков позволяет управлять распределением нагрузки вдоль размаха крыла. Например, при одновременном отклонении элеронов кверху нагружаются концы крыла, а при отклонении закрылков книзу происходит дополнительное нагружение его корневых частей. При этом, сохраняя постоянной подъемную силу, крыло будет воспринимать меньший изгибающий момент при полете самолета в турбулентной атмосфере или во время выполнения маневров.
Дальнейшим шагом в направлении улучшения характеристик самолета является увеличение числа управляемых степеней свободы самолета. В современных самолетах используются системы управления четырьмя степенями свободы: тяга (сопротивление), крен, тангаж и рыскание.
Разрабатываемая в настоящее время концепция предусматривает в дополнение к этому управление подъемной силой для вертикального и горизонтального перемещения самолета относительно траектории полета без изменения его углового положения. Для реализации управления по этим двум степеням свободы предполагается использовать шарнирно-закре- пленные консоли крыла (с изменяемым в полете углом установки), поворот которых в соответствии с отклонением руля высоты создаст дополнительную вертикальную силу, приложенную к центру тяжести самолета. Предполагается также установка дополнительного вертикального оперения в носовой части фюзеляжа; поворот этого оперения, согласованный с поворотом руля направления, создаст дополнительную горизонтальную силу. Таким образом, управление самолетом по шести степеням свободы потребует применения только 6-7 подвижных плоскостей (2 консоли крыла, 2 плоскости горизонтального оперения и 2 или 3 плоскости вертикального
