5.1.1 Управління польотом #

Системи управління польотами літаків складаються з первинної та вторинної систем. Ейлерони, ліфт (або стабілізатор) і кермо є первинною системою управління і необхідні для безпечного керування літаком під час польоту. Закрилки крила, передні пристрої, спойлери та системи оздоблення складають вторинну систему керування та покращують експлуатаційні характеристики літака або звільняють пілота від надмірних сил керування.

5.1.2 Первинний контроль польоту #

Системи керування літаками ретельно розроблені, щоб забезпечити належну чутливість до контролю введення, забезпечуючи природне відчуття. При низьких швидкостях керування зазвичай м’яким і млявим, а літак повільно реагує на застосування керування. При більш високих повітряних швидкостях органи управління стають все більш твердими, а реакція літака відбувається швидше.

Рух будь-якої з трьох основних поверхонь керування польотом (елерони, елеватор або стабілізатор або керм) змінює потік повітря та розподіл тиску над і навколо аеродрому. Ці зміни впливають на підйом і опір, що створюється комбінацією аеродинамічної поверхні/кермової поверхні, і дозволяють пілоту керувати літаком приблизно за трьома осями обертання.

Характеристики конструкції обмежують величину відхилення поверхонь керування польотом. Наприклад, механізми керування-стоп можуть бути включені в зв’язки керування польотом, або рух контрольної колони та/або педалей керма можуть бути обмежені. Мета цих лімітів проектування полягає в тому, щоб не допустити, щоб пілот ненавмисно перевищив контроль і перенапруження літака під час звичайних маневрів.

Правильно розроблений літак стабільний і легко керується під час звичайного маневрування. Входи керування поверхні викликають рух навколо трьох осей обертання. Типи стабільності, які демонструє літак, також стосуються трьох осей обертання. [Figure 5-4]

5.1.3 Елерони #

Ailerons control roll about the longitudinal axis. Елерони прикріплені до зовнішнього заднього краю кожного крила і рухаються в протилежному напрямку один від одного. Елерони з’єднуються за допомогою тросів, дзвіночків, шківів та/або тягових трубок до колеса керування або джойстика.

Переміщення колеса керування або джойстика праворуч змушує правий елерон відхилятися вгору, а лівий елерон відхилятися вниз. Прогин правого елерона вгору зменшує розвал, що призводить до зменшення підйому на правому крилі. Відповідне відхилення лівого елерону вниз збільшує розвал, що призводить до збільшення підйому лівого крила. Таким чином, підвищена підйомна сила на лівому крилі та зменшений підйом на правому крилі змушують літак котитися вправо.

5.1.4 Несприятлива риска #

Оскільки відхилений вниз елерон створює більшу підйомну силу, про що свідчить підйом крила, він також створює більше опору. Це додаткове перетягування призводить до того, що крило трохи сповільнюється. Це призводить до того, що літак потягне до крила, яке зазнало збільшення підйому (і опору). З точки зору пілотів, рискання знаходиться навпроти напрямку банку. Несприятливе рискання є результатом диференціального опору та незначної різниці у швидкості лівого та правого крил. [Figure 5-5]

Несприятливе рискання стає більш вираженим на низьких швидкостях. При цих повільних швидкостях аеродинамічний тиск на контрольних поверхнях низький, і для ефективного маневрування літака потрібні більші керуючі входи. В результаті збільшення відхилення елерону викликає збільшення несприятливого рискання. Особливо очевидне рискання в літаках з довгими розмахами крил.

Застосування керма використовується для протидії несприятливому рисканню. Необхідна кількість контролю керма найбільша при низьких швидкостях повітря, великих кутах атаки та при великих відхиленнях елерону. Як і всі керуючі поверхні на нижчих повітряних швидкостях, вертикальний стабілізатор/кермо стає менш ефективним і збільшує проблеми керування, пов’язані з несприятливим рисканням.

Усі повороти координуються за допомогою елеронів, керма та елеватора. Застосування тиску елерону необхідне для розміщення літака під бажаним кутом нахилу, тоді як одночасне застосування тиску керма необхідне для протидії результуючому несприятливому рисканню. Крім того, оскільки під час повороту потрібно більше підйому, ніж під час прямого польоту, кут атаки (AOA) необхідно збільшити, застосувавши протитиск ліфта. Чим крутіший поворот, тим більше потрібно протитиск ліфта.

Оскільки встановлений бажаний кут нахилу, тиск елерона та керма слід послабити. Це зупиняє збільшення кута нахилу, оскільки поверхні керування елероном і кермом знаходяться в нейтральному і обтічному положенні. Для підтримки висоти слід тримати протитиск на елеваторі постійним. Викочування з повороту подібний до вкочу, за винятком того, що елементи керування польотом застосовуються в протилежному напрямку. Елерон і кермо наносяться в напрямку викочування або до високого крила. Оскільки кут нахилу берега зменшується, протитиск ліфта слід послабити, якщо це необхідно, щоб підтримувати висоту.

Намагаючись зменшити вплив несприятливого рискання, виробники розробили чотири системи: диференціальні елерони, елерони типу Frise, з’єднані елерони та кермо, а також флаперони.

Диференційні елерони з диференціальними елеронами, один елерон піднімається на більшу відстань, ніж інший елерони опускається для даного руху контрольного колеса або джойстика. Це призводить до збільшення опору на низхідному крилі. Більший опір є результатом відхилення верхнього елерону на низхідному крилі на більший кут, ніж вниз елерон на висхідному крилі. Хоча несприятливе рискання зменшується, воно не усувається повністю. [Figure 5-6]

Ейлерон типу Frise з елероном фризового типу, коли тиск прикладається до колеса керування або джойстика, елерон, який піднімається, повертається на зміщений шарнір. Це проектує передній край елерона в повітряний потік і створює опір. Це допомагає вирівняти опір, створений опущеним елероном на протилежному крилі, і зменшує несприятливе рискання. [Figure 5-7]

Ейлерон типу Frise також утворює проріз, тому повітря плавно протікає через опущений елерон, що робить його більш ефективним при високій

Кути атаки. Ейлерони типу Frise також можуть бути розроблені для диференційованого функціонування. Як і диференціальний елерон, елерон типу Frise не усуває несприятливе рискання повністю. Скоординоване застосування керма все ще потрібне там, де застосовуються елерони.

Поєднані елерони та кермо, з’єднані елеронами та кермом, є пов’язаними елементами керування. Це досягається за допомогою пружин з’єднання керма-елерон, які допомагають виправити опір елерону, автоматично відбиваючи кермо в той же час, коли елерони відхиляються. Наприклад, коли колесо керування або джойстик переміщується, щоб отримати лівий крен, з’єднувальний кабель і пружина тягнеться вперед на лівій педалі керма настільки, щоб запобігти носу літака вправо. Сила прикладена

до керма через пружини можна перекрити, якщо виникне необхідність підсунути літак. [Figure 5-8]

Флаперони Флаперони поєднують обидва аспекти закрилків і елеронів. На додаток до контролю кута нахилу літака, такого як звичайні елерони, флаперони можна опустити разом, щоб функціонувати майже так само, як і спеціальний набір заслінок. Пілот зберігає окремі елементи керування елероном і заслінками. Змішувач використовується для об’єднання окремих пілотних входів в цей єдиний набір керуючих поверхонь, які називаються флаперонами. Багато конструкцій, які включають флаперони, кріплять поверхні керування подалі від крила, щоб забезпечити безтурботний потік повітря при високих кутах атаки та/або низьких швидкостях. [Figure 5-9]

5.1.5 Ліфт #

Ліфт контролює крок навколо бічної осі. Як і елерони на невеликих літаках, ліфт з’єднаний з контрольною колоною в палубі польоту серією механічних зв’язків. Кормовий рух колони керування відхиляє задню кромку поверхні ліфта вгору. Зазвичай це називають «ліфтом». [Figure 5-10]

Позиція вгору-ліфта зменшує розвал ліфта і створює аеродинамічну силу вниз, яка більша, ніж звичайна сила опускання хвоста, яка існує при прямому і рівневому польоті. Загальний ефект змушує хвіст літака рухатися вниз, а ніс піднімається вгору. Момент качки відбувається навколо центру ваги (CG). Міцність моменту качки визначається відстанню між CG і горизонтальною поверхнею хвоста, а також аеродинамічною ефективністю горизонтальної поверхні хвоста. Переміщення колонки керування вперед має протилежний ефект. У цьому випадку розвал ліфта збільшується, створюючи більшу підйомну силу (меншу силу опускання хвоста) на горизонтальному стабілізаторі/ліфті. Це переміщує хвіст вгору і кидає ніс вниз. Знову ж таки, момент подачі відбувається навколо CG.

Як згадувалося раніше в охопленні стійкості, потужності, тяги та положення горизонтальних хвостових поверхонь на оперенні є факторами, що контролюють ефективність ліфта, що контролює висоту. Наприклад, горизонтальні хвостові поверхні можуть бути прикріплені біля нижньої частини вертикального стабілізатора, в середній або у високій точці, як у дизайні Т-хвоста.

T-хвіст у конфігурації T-tail, ліфт знаходиться вище більшості впливу нижньої миття від пропелера, а також повітряного потоку навколо фюзеляжу та/або крил під час звичайних польотів. Робота ліфтів у цьому безтурботному повітрі дозволяє керувати рухами, які є послідовними протягом більшості режимів польоту. Конструкції T-tail стали популярними на багатьох легких і великих літаках, особливо з кормовими фюзеляжними двигунами, оскільки конфігурація T-tail видаляє хвіст з випускного вибуху двигунів. Гідравлічні та амфібії часто мають Т-хвости, щоб утримувати горизонтальні поверхні якомога далі від води. Додатковою перевагою є зниження вібрації та шуму всередині літака.

На низьких швидкостях ліфт на літаку T-хвосту повинен бути переміщений через більшу кількість ступенів ходу, щоб підняти ніс на задану кількість, ніж на літаку звичайного хвоста. Це пов’язано з тим, що звичайний хвіст має промивання вниз від пропелера, який натискає на хвіст, щоб допомогти підняти ніс.

Оскільки органи керування на літаках сфальсифіковані таким чином, що для посилення ходу керування необхідні збільшення сил керування, сили, необхідні для підйому носа літака T-хвосту, більші, ніж для літака зі звичайним хвостом. Поздовжня стабільність обрізаного літака однакова для обох типів конфігурації, але пілот повинен знати, що необхідні сили контролю більші на повільних швидкостях під час зльоту, посадки або зупинки, ніж для літаків такого ж розміру, оснащених звичайними хвостами.

Літаки T-tail також вимагають додаткових міркувань проектування, щоб протистояти проблемі тріпотіння. Оскільки вага горизонтальних поверхонь знаходиться у верхній частині вертикального стабілізатора, створений плече викликає високі навантаження на вертикальний стабілізатор, що може призвести до тріпотіння. Інженери повинні компенсувати це, збільшуючи жорсткість конструкції вертикального стабілізатора, що зазвичай призводить до штрафу за вагу над звичайними конструкцією хвоста.

Під час польоту на дуже високому AOA з низькою швидкістю повітря та AFT CG літак T-Tail може бути сприйнятливим до глибокого зупинки. У глибокому зупинці повітряний потік над горизонтальним хвостом покритий порушеним потоком повітря з крил і фюзеляжу. За цих обставин контроль ліфтів або стабілізаторів може бути зменшений, що ускладнює відновлення після зупинки. Слід зазначити, що AFT CG часто є фактором, що сприяє цим інцидентам, оскільки подібні проблеми відновлення також виявляються у звичайних хвостових літаків з AFT CG. [Figure 5-11]

Оскільки політ на високому AOA з низькою повітряною швидкістю та положенням CG AFT може бути небезпечним, багато літаків мають системи для компенсації цієї ситуації. Системи варіюються від

Управління зупиняється до елеватора вниз по пружинах. Пружина ліфта вниз допомагає опускати ніс літака, щоб запобігти зупинці, викликаному положенням CG на кормі. Зупинка виникає тому, що правильно підстрижений літак летить разом із ліфтом у положенні заднього краю вниз, змушуючи хвіст вгору та ніс вниз. У цьому нестабільному стані, якщо літак зіткнеться з турбулентністю і ще більше сповільнюється, вкладка тримування більше не розміщує ліфт у положенні носа вниз. Потім ліфт обтовує, і ніс літака піднімається вгору, що, можливо, призводить до зупинки.

Пружина елеватора створює механічне навантаження на ліфт, змушуючи його рухатися до положення носа вниз, якщо інше не збалансовано. Обрізка ліфта врівноважує пружину ліфта вниз, щоб розташувати ліфт у обрізаному положенні. Коли обрізка стає неефективною, пухова пружина переводить ліфт у положення носа вниз. Ніс літака опускається, швидкість наростає, і зупиняється зупинка. [Figure 5-12]

Ліфт також повинен мати достатні повноваження, щоб утримувати ніс літака під час заокруглення для посадки. У цьому випадку пряма CG може викликати проблему. Під час посадкового спалаху зазвичай зменшується потужність, що зменшує потік повітря через опір. Це в поєднанні зі зниженою швидкістю посадки робить ліфт менш ефективним.

Як демонструє це обговорення, пілоти повинні розуміти та дотримуватися належних процедур навантаження, особливо щодо положення CG. Більше інформації про навантаження літака, а також на вагу та баланс включено в Розділ 9, Вага та баланс.

5.1.6 Стабілізатор #

Як згадувалося в розділі 2, структура літака, стабілізатор, по суті, є цілісним горизонтальним стабілізатором, який обертається

з центральної шарнірної точки. Коли керуючу колону відтягують назад, вона піднімає задню кромку стабілізації, підтягуючи ніс літаків вгору. Натискання керуючої колони вперед опускає задню кромку стабілізатора і кидає ніс літака вниз.

Оскільки стабілізатори обертаються навколо центральної точки шарніра, вони надзвичайно чутливі до керуючих входів та аеродинамічних навантажень. Вкладки антисерво вбудовані на задній кромці для зниження чутливості. Вони відхиляються в тому ж напрямку, що й стабілізатор. Це призводить до збільшення сили, необхідної для переміщення стабілізатора, що робить його менш схильним до пілотного надмірного контролю. Крім того, вага балансу зазвичай включається перед основним лонжероном. Балансова вага може спроектуватися в опір або може бути включена в передню частину наконечників стабілатора. [Figure 5-13]

5.1.7 Карард #

Конструкція Canard використовує концепцію двох підйомних поверхонь, канард функціонує як горизонтальний стабілізатор, розташований перед основними крилами. Фактично, Canard є аеродинамічним верстатом, подібним до горизонтальної поверхні на звичайній конструкції кормового хвоста. Різниця полягає в тому, що канард фактично створює підйом і утримує ніс вгору, на відміну від конструкції кормового хвоста, яка чинить силу вниз на хвіст, щоб запобігти обертанню носа вниз. [Figure 5-14]

Дизайн Canard датується першими часами авіації, особливо використовуваних на Wright Flyer. Останнім часом конфігурація Canard відновила популярність і з’явилася на нових літаках. Конструкції з канардами включають два типи – один з горизонтальною поверхнею приблизно такого ж розміру, як звичайний кормовий хвіст

дизайн, а інший з поверхнею такого ж приблизного розміру та аеродинамічним покриттям крила, встановленого на кормах, відомого як конфігурація тандемного крила. Теоретично, Card вважається більш ефективним, оскільки використання горизонтальної поверхні для підвищення ваги літака повинно призвести до меншого опору для заданого підйому.

5.1.8 кермо #

Руль кермом контролює рух літака по його вертикальній осі. Цей рух називається YAW. Як і інші первинні поверхні керування, кермо є рухомою поверхнею, закріпленою на нерухомій поверхні, у цьому випадку до вертикального стабілізатора, або ребра. Переміщення лівої або правої педалі керма керує кермом.

Коли кермо відхиляється в повітряний потік, у протилежному напрямку діє горизонтальна сила. [Figure 5-15] Натискаючи ліву педаль, кермо рухається вліво. Це змінює потік повітря навколо вертикального стабілізатора/керма і створює

Підйом убік, який переміщує хвіст вправо і відриває ніс літака вліво. Ефективність керма збільшується зі швидкістю; Тому для забезпечення бажаної реакції можуть знадобитися великі прогини на низьких швидкостях і невеликі прогини на високих швидкостях. У літаках з гвинтом будь-яке ковзання, що протікає над кермом, підвищує його ефективність.

V-подібний хвіст. Конструкція V-подібного хвоста використовує дві косі хвостові поверхні для виконання тих самих функцій, що й поверхні звичайної конфігурації ліфта та керма. Фіксовані поверхні діють як горизонтальні, так і вертикальні стабілізатори. [Figure 5-16]

Рухомі поверхні, які зазвичай називають кермами, з’єднуються через спеціальний зв’язок, що дозволяє колесу керування одночасно переміщати обидві поверхні. З іншого боку, зміщення педалей керма диференційовано переміщує поверхні, забезпечуючи тим самим контроль.

Коли пілотне керування переміщується як кермом, так і елеватором, механізм керування змішування переміщує кожну поверхню на відповідну кількість. Система керування для V-подібного хвоста складніша, ніж необхідна для звичайного хвоста. Крім того, конструкція V-подібного хвоста більш сприйнятлива до голландських тенденцій, ніж звичайний хвіст, і загальне зменшення опору мінімальне.

5.1.9 Вторинне управління польотом #

Вторинні системи керування польотом можуть складатися з закрилків крила, передніх пристроїв, спойлерів і систем обрізки.

5.1.10 Закрилки #

Закрилки є найпоширенішими пристроями високого підйому, які використовуються на літаках. Ці поверхні, які прикріплені до заднього краю крила, збільшують як підйомну, так і індуковану опір для будь-якого даного AOA. Закрилки дозволяють компроміс між високою швидкістю крейсерства та низькою швидкістю посадки, оскільки вони можуть бути розширені, коли це необхідно, і втягуватися в структуру крил, коли це не потрібно. Існує чотири поширені типи клапанів: гладкі, розщеплені, прорізні та закрилки Фаулера. [Figure 5-17]

Звичайний клапан є найпростішим з чотирьох типів. Це збільшує розвал аеродинамічного профілю, що призводить до значного збільшення коефіцієнта підйому (CL) при заданому AOA. У той же час це значно збільшує опір і переміщує центр тиску (CP) на корму на аеродинамічній поверхні, що призводить до моменту подачі носа вниз.

Розщеплений клапоть відгинається від нижньої поверхні аеродинамічного профілю і забезпечує дещо більше збільшення підйому, ніж звичайний клапоть. Більше опору створюється завдяки турбулентному режиму повітря, що утворюється за аеродромом. При повному витягнутості як гладкі, так і розщеплені закрилки створюють високий опір з невеликим додатковим підйомом.

Найпопулярнішим сьогодні на літаку є щілинний клапан. Варіації даної конструкції використовуються як для малих літаків, так і для великих. Закрилки з прорізами збільшують коефіцієнт підйому значно більше, ніж звичайні або розщеплені. На невеликому літаку шарнір розташований під нижньою поверхнею клапана, а при опусканні заслінки між заслінкою в крилі і переднім краєм закрилка утворюється повітропровід. Коли щілинний клапоть опущений, повітря з високою енергією з нижньої поверхні подається до верхньої поверхні клапанів. Повітря з високою енергією з прорізу прискорює верхній поверхневий прикордонний шар і затримує поділ повітряного потоку, забезпечуючи більш високий CL. Таким чином, щілинний клапоть забезпечує набагато більше збільшення максимального коефіцієнта підйому (CL-MAX), ніж звичайний або розщеплений клапан. Хоча існує багато типів закрилків із щілинами, великі літаки часто мають подвійні і навіть потрійні закрилки. Вони дозволяють максимально збільшити опір без потоку повітря над заслінками, що розділяють і руйнують підйомну силу, яку вони виробляють.

Заслінки Fowler – це тип щілинного клапана. Така конструкція клапана не тільки змінює розвал крила, але й збільшує площу крила. Замість того, щоб обертатися вниз на шарнірі, він ковзає назад по доріжках. У першій частині його розширення дуже мало збільшує опір, але значно збільшує підйомну силу, оскільки збільшує як площу, так і розвал. У міру продовження подовження клапоть відхиляється вниз. Під час останньої частини свого ходу клапан збільшує опір з невеликим додатковим збільшенням підйому.

5.1.11 Передові пристрої #

Пристрої високого підйому також можна наносити на передній край аеродрому. Найпоширенішими типами є фіксовані прорізи, рухомі планки, заслінки передньої кромки та манжети. [Figure 5-18]

Фіксовані прорізи спрямовують повітряний потік до верхньої поверхні крила і затримують поділ повітряного потоку при більших кутах атаки. Проріз не збільшує розвал крила, але забезпечує більший максимум CL, оскільки зупинка затримується, поки крило не досягне більшого AOA.

Пересувні планки складаються з передніх сегментів, які рухаються по доріжках. При низьких кутах атаки кожна планка утримується проти передньої кромки крил під високим тиском, який утворюється на передній кромці крил. Зі збільшенням AOA область високого тиску рухається позаду нижче нижньої поверхні крила, дозволяючи планкам рухатися вперед. Однак деякі планки експлуатуються пілотно і можуть бути розгорнуті в будь-якому AOA. Відкриття планки дозволяє повітрю під крилом протікати через верхню поверхню крил, затримуючи поділ повітряного потоку.

Закрилки передньої кромки, як і задні кромки, використовуються для збільшення як Cl-Max, так і розвалу крил. Цей тип переднього пристрою часто використовується в поєднанні з заднім закрилком і може зменшити рух носа вниз, викликаний останнім. Як і з заслінками задньої кромки, невеликий приріст закрилків передньої кромки збільшує підйомну силу набагато більшою мірою, ніж опір. У міру збільшення кількості закрилків опору збільшується з більшою швидкістю, ніж підйом.

Манжети передньої кромки, як-от засувки передньої кромки та задні кромки, використовуються для збільшення як Cl-Max, так і розвалу крил. На відміну від передніх закрилків і задніх задніх, манжети передньої кромки є нерухомими аеродинамічними пристроями. У більшості випадків манжети передньої кромки розширюють передній край вниз і вперед. Це призводить до того, що повітряний потік краще прикріплюється до верхньої поверхні крила при більших кутах атаки, таким чином знижуючи швидкість зупинки літака. Фіксована природа передніх манжет передбачає штраф у максимальній швидкості круїзу, але останні досягнення в дизайні та технології зменшили цей штраф.

5.1.12 Спойлери #

Знайдені на багатьох планерах і деяких літаках, пристрої з високим опором, які називаються спойлерами, розгортаються з крил, щоб зіпсувати плавний потік повітря, зменшуючи підйом і збільшуючи опір. На планерах найчастіше використовуються спойлери для контролю швидкості спуску для точної посадки. На інших літаках часто використовуються спойлери для контролю крену, перевагою якого є усунення несприятливого рискання. Щоб повернути праворуч, наприклад, спойлер на правому крилі піднімають, знищуючи частину підйому і створюючи більше опору праворуч. Праве крило опускається, а літак хилиться і позіхає вправо. Розгортання спойлерів на обох крилах одночасно дозволяє літаку спускатися без збільшення швидкості. Спойлери також розгортаються, щоб зменшити крен наземного після приземлення. Знищуючи підйомну силу, вони переносять вагу на колеса, покращуючи ефективність гальмування. [Figure 5-19]

5.1.13 Системи обрізки #

Незважаючи на те, що літак може керуватися в широкому діапазоні посад, швидкостей повітря та налаштувань потужності, він може бути розроблений так, щоб працювати з рукою лише в межах дуже обмеженої комбінації цих змінних. Системи TRIM використовуються для того, щоб звільнити пілота від необхідності підтримувати постійний тиск на органи управління польотом і зазвичай складаються з елементів керування польотом і невеликих навісних пристроїв, прикріплених до задньої кромки однієї або кількох первинних поверхонь керування польотом. Розроблені, щоб мінімізувати робоче навантаження пілотів, аеродинамічно допомагають переміщенню та положення поверхні керування польотом, до якої вони прикріплені. Поширені типи обрізних систем включають обрізку

Вкладки, вкладки балансу, вкладки антисерво, регульовані на землі вкладки та регульований стабілізатор.

5.1.14 Вкладки обрізки #

Найпоширенішою установкою на малих літаках є одна обрізна вкладка, прикріплена до задньої кромки ліфта. Більшість обрізних вкладок керуються вручну за допомогою невеликого вертикально встановленого колеса керування. Однак у деяких літаках можна знайти обрізний кривошип. Управління польотом включає індикатор положення вкладки обрізки. Розміщення елемента керування обрізкою в положенні повного носа вниз переміщує вкладку обрізки в положення повного вгору. З обрізкою вгору і в повітряний потік повітряний потік над горизонтальною хвостовою поверхнею має тенденцію змушувати задню кромку ліфта вниз. Це призводить до того, що хвіст літака рухається вгору, а ніс — вниз. [Figure 5-20]

Якщо вкладку «Обрізка» встановлено в положення «Повне положення вгору», язичок переміщається в положення повного вниз. У цьому випадку повітря, що протікає під горизонтальною поверхнею хвоста, потрапляє на вкладку і змушує задню кромку ліфта вгору, зменшуючи ліфти AOA. Це призводить до того, що хвіст літака рухається вниз, а ніс — вгору.

Незважаючи на протилежне спрямоване переміщення вкладки тримування та ліфта, контроль обробки є природним для пілота. Якщо пілоту потрібно чинити постійний протитиск на колонку керування, вказується на необхідність обрізки носа. Звичайна процедура обрізки полягає в тому, щоб продовжувати обрізку, поки літак не буде збалансований і стан з важким носом більше не стане очевидним. Пілоти зазвичай спочатку встановлюють бажану потужність, положення кроку та конфігурацію, а потім обрізають літак, щоб зменшити контрольний тиск, який може існувати для цього польоту. У будь-який час, коли змінюється потужність, крок або конфігурація, очікуйте, що повторне обрізання буде необхідним, щоб зменшити контрольний тиск для нового стану польоту.

5.1.15 Вкладки Баланс #

У деяких літаках контрольні сили можуть бути надмірно високими, і, щоб зменшити їх, виробник може використовувати вкладки балансу. Вони виглядають як обрізні вкладки і мають шарнірні шарніри приблизно в тих же місцях, що й обрізні вкладки. Суттєва відмінність між ними полягає в тому, що вкладка балансування з’єднана з стрижнем поверхні керування, щоб, коли первинна керуюча поверхня переміщується в будь-якому напрямку, вкладка автоматично рухається в протилежному напрямку. Повітряний потік, що вдаряє по вкладці, врівноважує частину тиску повітря до первинної поверхні керування і дозволяє пілоту легше рухатися і утримувати контрольну поверхню в положенні.

Якщо зв’язок між вкладкою балансу та фіксованою поверхнею можна регулювати з палуби польоту, вкладка діє як комбінована обробка та вкладка балансу, яку можна налаштувати до будь-якого бажаного відхилення.

5.1.16 Вкладки антисерво #

Вкладки антисерво працюють так само, як і вкладки балансу, за винятком того, що замість того, щоб рухатися в протилежному напрямку, вони рухаються в тому ж напрямку, що й задня кромка стабілізатора. На додаток до зниження чутливості стабілатора, антисерво-таблиця також функціонує як пристрій TRIM, щоб зменшити контрольний тиск і підтримувати стабілізатор у потрібному положенні. Фіксований кінець ланки знаходиться на протилежній стороні поверхні від рогу на вкладці; Коли задня кромка стабілізатора рухається вгору, зв’язок змушує задню кромку вкладки вгору. Коли стабілізатор рухається вниз, вкладка також рухається вниз. І навпаки, обрізні язички на ліфтах рухаються навпроти контрольної поверхні. [Figure 5-21]

5.1.17 Регульовані вкладки #

Багато невеликих літаків мають на кермі нерухому металеву обробку. Ця вкладка згинається в одному чи іншому напрямку, перебуваючи на землі, щоб застосувати силу обрізки до керма. Правильне зміщення визначається методом проб і помилок. Зазвичай невеликі коригування необхідні, поки літак не перестане ковзати ліворуч або праворуч під час звичайного крейсерського польоту. [Figure 5-22]

5.1.18 Регульований стабілізатор #

Замість того, щоб використовувати рухомий язичок на задній кромці ліфта, деякі літаки мають регульований стабілізатор. Завдяки такому розташуванню з’єднання з’єднує горизонтальний стабілізатор навколо його заднього лонжерона. Це досягається за допомогою гвинта, встановленого на передній кромці стабілізатора. [Figure 5-23]

На невеликих літаках гвинтовий гвинт є тросовим з обробкою колеса або кривошипа. На більших літаках він керується двигуном. Ефект обрізки та індикація польоту для регульованого стабілізатора подібні до вкладки тримування.