горизонтальное оперение

горизонтальная аэродинамическая поверхность летательного аппарата, обеспечивающая его продольную устойчивость и продольную управляемость. Наиболее часто Г. о. устанавливают в хвостовой части летательного аппарата, однако имеются самолёты, у которых Г. о. размещено перед крылом (схема «утка») — рис. 1. Хвостовое Г. о. может располагаться на фюзеляже (низкорасположенное Г. о.), на киле, сверху киля (так называемое Т-образное оперение) и сверху двух килей (рис. 2). В Т-образном оперении Г. о. менее подвержено влиянию скоса потока от крыла, поэтому эффективность единицы его площади на 30—40% выше, чем у низкорасположенного Г. о., однако у Т-образного оперения сложнее конструкция (и больше масса). В традиционном случае Г. о. состоит из основной неподвижной части — стабилизатора (в схеме «утка» — дестабилизатора) и подвижной части — руля высоты (РВ), которую располагают вдоль задней кромки стабилизатора (дестабилизатора) — смотри Рули управления. Получили распространение поворотные Г. о. При этом на тяжелых неманёвренных самолётах поворотом стабилизатора обычно осуществляют балансировку летательного аппарата и снимают усилия с рычагов управления, тогда как РВ сохраняет свои функции управления продольным движением. На маневренных сверхзвуковых самолётах из-за существенного снижения эффективности несущих поверхностей (в том числе эффективности органов управления) при переходе от до- к сверхзвуковым скоростям полёта часто применяют целиком поворотное Г. о. (без РВ), которое является в этом случае и органом продольного управления. Эффективность Г. о. оценивается через прирост продольной статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки Г. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статическому моменту AГ. о площади Г. о.: AГ. о = {}Г. о{}Г. о, где {}Г. о — относительная площадь Г. о. (отношение площади Г. о. к площади крыла), {}Г. о — относительное плечо Г. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения AГ. о лежат в диапазоне 0,5—1. Основными расчётными случаями выбора площади Г. о. (в том числе РВ) являются: обеспечение заданного запаса продольной статической устойчивости летательного аппарата, его балансировки в ожидаемых условиях эксплуатации, а также отрыва носового колеса на взлёте при заданной скорости разбега и реализации определённых «Руководством полетной эксплуатации» нормальных перегрузок. Все эти условия должны выполняться во всём диапазоне эксплуатационных центровок летательного аппарата. Обычно площадь Г. о. тем больше, чем шире диапазон эксплуатационных центровок и чем выше эффективность механизации крыла. При нормальной аэродинамической схеме самолёта (Г. о. в хвосте летательного аппарата) необходимая для его балансировки сила на Г. о. направлена против подъёмной силы крыла, что уменьшает общую подъёмную силу летательного аппарата и, следовательно, его аэродинамическое качество K. Для увеличения K стремятся уменьшить балансировочную силу на Г. о. путём перехода к малым запасам продольной статической устойчивости (или к задним центровкам). Максимальное значение K самолёта нормальной схемы достигается обычно при некоторой его продольной статической неустойчивости. Конструкция Г. о. аналогична конструкции крыла. Однако, поскольку для самолётов нормальной схемы балансировочная сила на Г. о. становится особенно значительной при малых скоростях полёта с отклонённой механизацией крыла (взлётно-посадочные режимы), для обеспечения высоких несущих свойств Г. о. на больших отрицательных углах атаки часто применяют Г. о. с перевёрнутыми профилями (выпуклостью вниз, см. Профиль крыла) и иногда на Г. о. устанавливают предкрылки. Обычно площадь Г. о. составляет 20—30% площади крыла, удлинение {{λ}} = 3—5, сужение {{η}} = 2—3 (см. Сужение крыла), угол стреловидности {{χ}} Г. о. меняется в широких пределах; {{χ}} = 0—45{{°}}.