Назначение оперения
Путевая устойчивость обеспечивается вертикальным оперением, а путевая управляемость — рулем направления. Поперечная устойчивость самолета обеспечивается приданием крылу поперечного V, а поперечная управляемость — элеронами, отклоняющимися в противоположных направлениях. При полетах самолетов на больших высотах в условиях очень малой плотности воздуха использование аэродинамических органов управления (рулей высоты, рулей направления н элеронов) невозможно. В Этих случаях для управления используют струйные рули, которые устанавливаются на значительных расстояниях от центра тяжести самолета. Принцип действия струйных рулей состоит в том, что из сопел выпускается струя газа с большой скоростью, которая и создает необходимую реактивную силу для управления самолетом. Общие требования, предъявляемые к оперению, можно сформулировать следующим образом: 1) эффективность при всех скоростях и углах атаки; 2) малое лобовое сопротивление; 3) допустимые усилия при управлении; 4) отсутствие вибрации; 5) достаточная прочность и жесткость при малом весе; 6) при крене произвольные моменты рысканья должны быть минимальными; 7) простота производства. Выбор размеров оперения производится по статистическим коэффициентам и проверяется расчетом устойчивости и управляемости самолета. Значения относительных площадей, а также значения относительных площадей рулей и элеронов. При крене на большом угле атаки изменяются и лобовые сопротивления, полукрыльев. Лобовое сопротивление полукрыла с опущенным элероном увеличится на большую величину. В бесхвостых самолетах и в самолетах типа слетающее крыло» применяются элевоны, т. е. такие элероны, которые, кроме своей основной функции, выполняют еще и функции руля высоты. Для поперечного управления применяются иногда интерцепторы, представляющие собой пластинки или щитки, расположенные на верхней поверхности крыла. При выдвижении или отклонении интерцептора от поверхности создается интенсивный срыв потока, понижение подъемной силы и поперечный момент для управления самолетом.
Форма и расположение оперения
Горизонтальное и вертикальное оперения по своим внешним формам весьма близки к крылу. Отмеченные выше преимущества и недостатки различных форм крыльев в равной мере относятся и к аналогичным формам оперения. Шайбы двухкилевого оперения часто делаются овальными, эллиптическими. Профили оперения применяются тонкие симметричные, для сверхзвуковых самолетов — с заостренными носками. Для улучшения характеристик на больших скоростях оперению придается стреловидность, применяются треугольные оперения. Профили рулей являются частью профиля хвостового оперения и делаются также симметричными. Профиль элерона — несимметричный. Отклонение обоих элеронов всегда взаимно противоположно. Например, для того чтобы накренить самолет влево, необходимо правый элерон отклонить вниз, а левый — вверх. У полукрыла с опущенным элероном увеличится подъемная сила, а у полукрыла с поднятым элероном она уменьшится лобовое сопротивление нолукрыла с поднятым элероном. Вследствие разности моментов лобовых сопротивлений полукрыльев возникнет разворачивающий момент, который повернет самолет в сторону полукрыла с опущенным элероном, т. е. в сторону, противоположную крену. При отклонении такого элерона вверх из обвода крыла выступает носок, который увеличивает сопротивление этого полукрыла. При отклонении элерона вниз щель между элероном и крылом улучшает обтекание элерона и несколько снижает сопротивление крыла с опущенным элероном. Благодаря этому разность сопротивлений полукрыльев уменьшается, а следовательно, уменьшается и разворачивающий момент. Для уменьшения вредного момента при отклонении элеронов применяется также дифференциальное управление элеронами, заключающееся в том, что угол отклонения элерона вниз делается меньшим (14-15°), чем угол отклонения элерона вверх (15-25°). Это уменьшает сопротивление крыла с опущенным элероном, т. е. уменьшает разность лобового сопротивления правого и левого крыльев. Разность подъемных сил при этом примерно сохраняется. Расположение оперения должно обеспечивать эффективность его работы на всех возможных режимах полета. Это обеспечивается расположением горизонтального оперения по длине, по высоте и взаимным расположением горизонтального и вертикального оперений. Расположение оперения по длине должно обеспечить плечо аэродинамических сил, действующих на оперение, относительно центра тяжести самолета. Двухкилевое вертикальное оперение имеет перед однокилевым некоторые преимущества:
1. Улучшение работы горизонтального оперения вследствие снижения индуктивного сопротивления его;
2. Меньшая высота двухкилевого оперения сравнительно с однокилевым уменьшает плечо силы, действующей на вертикальное оперение относительно оси фюзеляжа и момент, скручивающий фюзеляж.
Чтобы избежать вредного влияния спутной струи, сходящей с крыла на больших углах атаки, горизонтальное оперение целесообразно вынести из спутной струи (зоны завихренного потока) вверх или вниз, При расположении горизонтального оперения наверху вертикального уменьшается жесткость крепления горизонтального оперения, т. е. увеличиваются деформации его под нагрузкой, усложняется конструкция узлов крепления (из-за малой базы крепления) и увеличивается их вес. Однако при таком расположении горизонтального оперения существенно повышается эффективность вертикального оперения. Устранение затенения одного оперения другим (например, вертикального оперения горизонтальным) достигается некоторым смещением одного оперения относительно другого вдоль оси самолета. Это улучшает противоштопорные характеристики самолета. В некоторых случаях применяется разнесенное (двухкилевое, трехкилевое) вертикальное оперение. Наиболее существенными недостатками разнесенного вертикального оперения при фюзеляжной схеме самолета являются:
1) увеличение веса горизонтального оперения;
2) неблагоприятные изменения вибрационных характеристик горизонтального оперения, сосредоточенные массы — шайбы на концах стабилизатора уменьшают собственную частоту его колебаний.
Разнесенное вертикальное оперение устанавливается на самолетах, выполненных по двухбалочной схеме. Встречаются самолеты с горизонтальным оперением, имеющем большие углы поперечного V. В этом случае отпадает надобность в вертикальном оперении. Впервые V-образное оперение было построено и испытано в начале 30-х годов конструктором Д. П. Григоровичем на самолете Р-5. Такое оперение представляет собой две несущие поверхности, расположенные наклонно по бокам хвостовой части фюзеляжа. Эти поверхности состоят из неподвижной стабилизирующей части и подвижной — рулей. При отклонении рулей в одну сторону (только вверх или только вниз) они действуют как рули высоты. Возникающие при этом дополнительные аэродинамические силы дают вертикальную составляющую и горизонтальную. Горизонтальные составляющие взаимно уравновешиваются, а вертикальные направлены в одну сторону и создают продольный момент самолета относительно оси. При отклонении рулен в разные стороны они действуют, как рули направления. В этом случае горизонтальные составляющие направлены и одну сторону и создают момент относительно оси. При длинных элеронах изгиб крыла может привести к тому что оси шарниров, подвески элерона не будут лежать на одной пряляющие У направлены в разные стороны, дают пару сил, кренящую самолет, которая парируется элеронами. Значительные моменты, закручивающие фюзеляж, сложность кинематики управления и конструкции узлов крепления к фюзеляжу, обусловили ограниченное применение такого оперения. Обеспечение требуемой эффективности горизонтального оперения на сверхзвуковых скоростях достигается путем замены руля высоты цельноповоротным горизонтальным оперением. На некоторых сверхзвуковых самолетах применяется также цельноповоротное вертикальное оперение. При дозвуковых скоростях отклонение руля высоты изменяет распределение давления по всей поверхности горизонтального оперения. Снижение эффективности руля высоты при М>1 объясняется тем, что возмущения (изменения давлений), вызываемые его отклонением, не выходят за область скачка давления и таким образом не достигают стабилизатора. Следствием этого является то, что отклонение руля не оказывает влияния на перераспределение давления по стабилизатору и увеличение его аэродинамической силы. Элероны располагаются по задней концевой части крыла, вследствие чего увеличивается их плечо до оси самолета. Они несколько не доходят до конца крыла, что предотвращает срыв потока с конца крыла при отклонении элерона. мой, что может вызвать заклинивание элерона. Для устранения этого явления элерон разделяют на несколько независимых, отдельно подвешенных, но синхронно работающих частей.

МЕРЫ, УМЕНЬШАЮЩИЕ ДАВЛЕНИЕ НА РУЧКУ (ПЕДАЛИ)

Аэродинамическая компенсация
При управлении самолетом летчик прикладывает к ручке штурвалу, педалям) усилия, которые возрастают по мере отклонения рулей. При росте скорости полета и при увеличении размеров самолета шарнирные моменты, а вместе с ними и усилия на ручке, штурвале и педалях управления будут интенсивно возрастать, вследствие чего управление самолетом станет невозможным. можно уменьшить применением аэродинамической компенсации рулей. Ее действие основано на том, что относительно шарниров рулей создается момент обратного знака. Осевая компенсация представляет собой часть рулевой поверхности, расположенной впереди оси вращения по всей длине руля или по ее части . Площадь осевой компенсации составляет 10-25% площади руля. Дальнейшее увеличение площади компенсаторов быстро приводит к 100%-ной компенсации (равенство моментов руля и компенсатора) и даже к «перекомпенсации», которая недопустима, так как крайне затрудняет управление. Роговой компенсатор представляет собой часть рулевой поверхности, вынесенной перед осью вращения и расположенной у края рулей. Нагрузка действующая на компенсатор, дает откосительно оси вращения момент, знак которого противоположен знаку момента нагрузки на основную часть руля.
Осевая компенсация
Недостатком роговой компенсации является ее расположение у края руля, что, из-за образующейся при отклонении руля щели, вызывает значительные завихрения и увеличение лобового сопротивления. Тем не менее, ввиду простоты конструкции, роговые компенсаторы иногда применяются на самолетах. Внутренний компенсатор. Этот вид компенсации применяется преимущественно для элеронов и представляет собой осевой компенсатор большой относительной величины, помещенный в камеру с узкими щелями. Камера разделена герметической гибкой перегородкой, прикрепленной с одной стороны к носку элерона, а с другой — к стенке камеры (продольной стенке или стенке лонжерона). Носок элерона не обтекается потоком, как при осевой компенсации, а находится под действием разности статических давлений, которые устанавливаются на данном режиме полета в обеих полостях камер. Для необходимой степени компенсации площадь компенсатора приходится делать до 40% от площади элерона, что уменьшает диапазон углов его отклонения. Преимуществом подобного типа компенсации является ничтожный прирост лобового сопротивления крыла, так как при отклонении элерона носок компенсатора не выходит за очертания профиля крыла. Сервокомпенсатор представляет собой часть поверхности руля у задней кромки, отклоняющейся в зависимости от отклонения руля при помощи тяги, соединенной с неподвижной частью оперения (килем или стабилизатором). Сервокомпенсатор имеет рычаг, который тягой 3соединен с неподвижным кронштейном. Шарнирный четырехзвенник при отклонении руля меняет свою конфигурацию, причем сервокомпенсатор поворачивается в сторону, противоположную повороту руля. Площадь сервокомпенсатора составляет 6—8% площади руля.
Сервокомпенсатор имеет недостатки:
1) уменьшение эффективности руля, так как сила, развивающаяся на компенсаторе, противоположна силе на основном руле;
2) наличие сервокомпенсатора может стать источником вибрации.
Из-за этих недостатков сервокомпенсаторы обычно применяют в сочетании с осевой компенсацией.
Средства балансировки
В отличие от аэродинамической компенсации, автоматически, без вмешательства летчика, уменьшающей усилия на ручке, имеются средства, с помощью которых летчик по своему желанию может «снять» усилие с ручки (педалей). Такие средства называются балансировочными. Необходимость пользования ими возникает при длительном полете на установившемся режиме. К средствам балансировки относятся изменение угла установки стабилизатора и триммер. Изменение угла установки стабилизатора служит только для продольной балансировки самолета.Одно из креплений стабилизатора сделано шарнирным, а другое соединено с механизмом, перемещающим его по вертикали, что обеспечивает перестановку стабилизатора в нужном направлении. Пусть, например, необходимо снять усилие с ручки управления при отклоненном вверх руле высоты , создающем на оперении отрицательную CMV —Pro. Тогда с помощью подъемника, поворачивающего рычаг и серьгу, стабилизатору придается меньший угол установки. При этом необходимая для балансировки Сила —РТ0 создается за счет уменьшения угла атаки стабилизатора, а руль высоты займет положение, соответствующее нулевому усилию на ручке Триммер отличается от описанного ранее сервокомпенсатора тем, что он имеет самостоятельную систему управления и при отклонении рулей сохраняет неподвижное положение по отношению к рулям. Отклонение триммера создает шарнирный момент, обратный шарнирному моменту руля, и таким образом удерживает руль в отклоненном положении, т. е. как бы заменяет действие руки летчика. Триммер устанавливается на руле высоты, руле направления и элероне, площадь его составляет 4-8% площади руля или элерона. Триммер используется также и для других целей. Например, на самолетах с двумя и несколькими двигателями при помощи триммера отклоняют руль направления для гашения момента, появляющегося при остановке одного из двигателей; с помощью триммера элерона гасят реактивный момент винта. Как известно, при вращении винта возникает реакция отбрасываемых винтом масс воздуха, отклоняющая самолет в сторону, противоположную вращению винта. При соответствующем отклонении триммера элерона на крыле создается увеличенная подъемная сила, которая противодействует крену. Следует отметить, что реактивный момент винта на самолетах с одним двигателем удобно гасить также с помощью соосных винтов (двух винтов, вращаемых специальным редуктором в противоположных направлениях), а на самолетах с несколькими двигателями — применением двигателей с разным направлением вращения винтов. Функции триммера, как средства балансировки, и сервокомпенсатора, как средства аэродинамической компенсации, могут быть объединены в одном агрегате — триммер-сервокомпенсаторе. Схему его получают из обычной схемы сервокомпенсатора, в которой шарнир делают передвижным вдоль хорды и управляемым. При фиксированном положении шарнира и отклонении руля триммер-сервокомпенсатор работает как сервокомпенсатор; при перемещении шарнира и неподвижном руле он работает как триммер. При одновременном перемещении шарнира и руля триммер-сервокомпенсатор может получить большое отклонение, что снижает его эффективность.

ВИБРАЦИИ ОПЕРЕНИЯ. РЕВЕРС ЭЛЕРОНОВ

«Бафтинг» оперения
Вибрации типа «бафтинг» представляют собой колебания оперения, вызванные завихренным потоком, срывающимся с крыла, фонаря кабины, гондол двигателей и других, расположенных впереди, обтекаемых потоком частей. Это явление возникает чаще всего на больших углах атаки, т. е. на малых скоростях полета. Такой «бафтинг» называется нескоростным. Вихри, срывающиеся с крыла периодически, через малые промежутки времени создают пульсирующий поток, который, попадая на оперение, вызывает воздушные удары. Флаттер оперения возникает по тем жe причинам и подчиняется тем же закономерностям, что и флаттер крыла. Поэтому предупреждать его следует теми же мерами в отношении аэродинамики, жесткости и распределения масс, что и флаттер крыла. Различают изгибно-рулевой флаттер (изгиб фюзеляжа с отклонением рулей) и крутилыю-рулевой флаттер (кручение фюзеляжа с отклонением рулей) оперения. Причина возникновения этих форм флаттера заключается в том, что собственный вес руля, создавая момент относительно шарнира вращения при случайно начавшемся колебании, дает инерционную силу и момент, вращающий руль. Так как подвески руля и проводка управления не абсолютно жестки, то руль отклоняется и создает аэродинамическую силу, действующую по ходу уже возникших колебаний. Так возникает периодическая сила, вызывающая флаттер. Для предотвращения флаттера оперения применяют весовую балансировку (компенсацию) рулей. Совпадения частоты воздушных ударов с собственной частотой колебаний оперения. В этом случае имеет место явление резонанса, т. е. колебания будут совершаться со все возрастающими амплитудами. Но и при отсутствии резонанса удары могут быть достаточно сильными. На больших скоростях полета При неблагоприятном расположении оперения возможен скоростной «бафтинг», который вызывается нарушением плавности обтекания крыла из-за возникновения скачков давления (так называемый волновой срыв потока). В результате этого позади крыла образуется завихренный поток. Попадая на оперение, вихри вызывают сильную тряску его. Мерами устранения «бафтинга» являются:
1) вынос оперения из области завихренного потока позади крыла. Для этого горизонтальное оперение следует или высоко поднять, или низко опустить;
2) устранение причин, вызывающих завихренный поток.
На срыв потока в корневой части крыла очень сильно влияет характер сопряжения крыла с фюзеляжем. Правильно выполненные зализы имеют существенное значение для устранения «бафтинга».
Флаттер оперения
Флаттер представляет собой незатухающие упругие колебания горизонтального и вертикального оперения в полете, возникающие при достижении некоторой скорости, зависящей от характеристик конструкции оперения.
Реверс элеронов
Реверсом элеронов называется явление потери эффективности элеронов или обратное действие их при достижении самолетом критической скорости реверса. Рассмотрим прямое крыло. При отклонении элерона, например вниз, соответствующая половина крыла получит приращение подъемной силы на величину ДУЭ. Сила ДУЭ на крыле с опущенным элероном будет приложена позади центра жесткости сечения крыла. При таком расположении сила на плече до центра жесткости даст некоторый момент, который будет закручивать его, в данном случае уменьшать угол атаки. Это вызовет уменьшение подъемной силы крыла. Таким образом отклонение вниз элерона не только увеличивает подъемную силу, но одновременно и уменьшает ее. Повышение подъемной силы крыла вследствие отклонения элерона зависит от угла отклонения элерона и квадрата скорости При достаточно большой скорости полета и недостаточной жесткости крыла на кручение, весь прирост подъемной силы, создаваемый отклонением элерона, поглощается уменьшением подъемной силы ввиду закручивания крыла. Эффективность элерона станет нулевой, а скорость полета достигнет величины критической скорости реверса. При дальнейшем росте скорости подъемная сила на крыле с опущенным элероном будет уменьшатося, что вызовет обратный крен самолета в сторону опущенного элерона. При отклонении элерона вверх картина явления подобна рассмотренной. Мерой предотвращения реверса элеронов нестреловидного крыла является- увеличение жесткости конструкции крыла на кручение. Стреловидные крылья обладают меньшей критической скоростью реверса, чем прямые крылья. Это объясняется тем, что изменение углов атаки у стреловидных крыльев происходит не только за счет закручивания крыла, но и за счет его изгиба. Рассмотрим деформацию стреловидного крыла при изгибе. Изменение угла атаки при изгибе будет тем больше, чем больше стреловидность и удлинение крыла и чем меньше относительная толщина профиля (в последнем случае уменьшается момент инерции сечения крыла). Таким образом, мерой предотвращения реверса элеронов стреловидного крыла является увеличение жесткости его на кручение и на изгиб. Необходимо отметить, что на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях эффективность элеронов понижается также вследствие влияния сжимаемости (появления скачков давления). Поэтому на ряде самолетов в дополнение к элеронам устанавливаются интерцепторы.

КОНСТРУКЦИЯ ОПЕРЕНИЯ

Оперение самолета с точки зрения строительной механики представляет собой балки, опертые или закрепленные на фюзеляже и нагруженные аэродинамическими силами, вызывающими изгиб, сдвиг и кручение этих балок. Сходство внешних форм оперения и крыла, а также сходство нагружения приводят к тому, что силовые схемы и назначение элементов оперения и крыла являются сходными. Отсюда и конструкция элементов оперения весьма похожа на конструкцию элементов крыла. При классификации конструктивных схем оперения и его элементов можно воспользоваться классификацией и терминологией, разработанными для крыла и его элементов. Исходя из этого описание конструкции элементов оперения изложено кратко. Более подробно рассматриваются отличительные особенности конструкции элементов оперения.
Стабилизаторы. Кили
Силовые схемы стабилизатора и киля состоят из продольного набора (лонжероны, стрингеры), поперечного набора (нервюры обычные и усиленные) и обшивки. Изгиб воспринимается поясами лонжеронов, стрингерами и частично обшивкой; поперечная сила воспринимается стенками лонжеронов; кручение воспринимается замкнутым контуром: обшивка—стенки лонжеронов. Конструкции стабилизаторов и килей делают двухлонжеронны-ми и кессонными. При малых нагрузках на оперение (у небольших самолетов, при малых удлинениях оперения), когда толстая часто подкрепленная обшивка может оказаться недогруженной, целесообразно применять лонжеронные схемы. У больших самолетов стабилизаторы, кили выполняются преимущественно кессонными. Наличие заднего лонжерона в этих схемах позволяет сравнительно просто осуществить подвеску рулей. В местах установки узлов подвески рулей ставятся усиленные нервюры. Стабилизаторы небольших самолетов часто выполняются неразъемными по размаху. В этом случае стабилизаторы крепятся к фюзеляжу на четырех узлах — по два узла на каждом из двух лонжеронов. Кили иногда выполняют за одно целое с фюзеляжем, однако чаще делают отъемными. Конструкции неразъемных стабилизаторов и килей по сравнению с разъемными получаются более простыми и имеют меньший вес. Разъемы по размаху стабилизатора бывают в плоскости симметрии и у борта фюзеляжа. Способы стыковки стабилизаторов в месте разъема аналогичны способам стыковки крыльев и зависят от конструктивной схемы; лонжеронные стабилизаторы соединяются по разъему стыковыми узлами; кессонные — по контуру. Отъемные части стабилизатора стыкуются с помощью угольников и фитингов на лонжеронах к центральной части, вмонтированной в фюзеляж. В месте «излома» лонжеронов в плане ставится мощная бортовая нервюра. Крепление стабилизатора к фюзеляжу осуществляется двумя передними и двумя задними узлами, расположенными на отъемных частях стабилизатора. На самолете как и на некоторых других самолетах, предусмотрено регулирование угла установки стабилизатора на земле, что может оказаться необходимым, например, при различных вариантах загрузки самолета: если при одном варианте самолет сбалансирован на каком-либо угле атаки, то при другом варианте может потребоваться отклонение рулей и приложение значительного усилия на ручке, чего можно избежать путем изменения угла установки стабилизатора. Угол установки стабилизатора регулируется на земле через каждые 0,5° посредством различного сочетания отверстий в перед- стабилизатора, накладка, профиль, стыковочный угольник. них узлах соединения стабилизатора с фюзеляжем. При этом стабилизатор поворачивается относительно точек крепления на заднем лонжероне. Возможны лонжеронные конструкции стреловидных стабилизаторов с внутренним подкосом, аналогично описанным в гл. КШ конструкциям крыльев. Иногда, удовлетворяя требованиям аэродинамики, горизонтальное оперение располагают на киле. Разъем стабилизатора в этом случае осуществлен по плоскости соприкосновения с килем. Отсутствие рулей высоты упрощает конструкцию цельноповоротного горизонтального оперения. Однако наряду с этим некоторое усложнение конструкции вносит наличие оси, относительно которой поворачивается оперение, и необходимость заделки ее. Изгибающий момент от лобовых нагрузок (от силы сопротивления) воспринимается лонжероном и передней стенкой. Через подшипники эти нагрузки передаются на ось, изгибая ее в горизонтальной плоскости как балку. При этом шкворень также изгибается. Заделка оси здесь осуществлена с помощью шкворня, который крепится в фюзеляже. В бортовой нервюре оперения, а также в усиленной нервюре размещаются подшипники. Отклонение оперения производится с помощью рычага, крепящегося к бортовой нервюре. В целях уменьшения усилий для управления ось располагается вблизи линии центров давлений, соответствующих эксплуатационному режиму самолета. Изгибающий момент от вертикальных нагрузок (от подъемной силы и массовых сил) воспринимается лонжероном и частично продольным набором с обшивкой. При этом оперение работает как балка, опертая на ось в подшипниках. Нагрузки, передающиеся на ось, изгибают ее в вертикальной момент нагружает замкнутый контур, образованный обшивкой, лонжероном и стенкой, и передается на бортовую нервюру, где уравновешивается усилием, приложенным к рычагу. В этом случае узел представляет собой заделку. Конструкция его подобна описанной выше конструкции стабилизатора этого самолета.
Рули. Элероны. Триммеры
Рули и элероны однотипны с точки зрения строительной механики и представляют собой балки, опертые в узлах подвески и нагруженные аэродинамическими силами. Момент аэродинамических сил относительно оси вращения (шарнирный момент) уравновешивается моментом, создаваемым усилием в тяге управления. Таким образом, рули и элероны также подвержены изгибу, сдвигу и кручению. Основными силовыми элементами их являются лонжерон (реже два), нервюры, обшивка и иногда стрингеры. Лонжерон представляет собой тонкостенную балку швеллерного или двутаврового сечения, которая воспринимает изгиб и поперечную силу. Для восприятия кручения в конструкцию вводится достаточно жесткая обшивка носка, образующая совместно с лонжероном замкнутый контур Лонжерон двутаврового сечения в корне руля соединяется с трубой. заканчивающейся карданной вилкой, с помощью которой осуществляется соединение половины руля с карданным валом. Набор штампованных нервюр состоит из носков и хвостиков. Подвеска каждой половины руля осуществляется на узлах , приклепанных к лонжерону и нервюре. Руль высоты имеет весовую балансировку, аэродинамическую осевую компенсацию и триммер. Подвеска и управление стреловидных рулей высоты отличаются некоторыми особенностями. Часто управление рулями высоты, оси вращения которых находятся под углом, осуществляется рычагом, отклоняющимся в плоскости симметрии самолета, что требует применения взаимно перпендикулярных шарниров-карданов в месте соединения лонжеронов рулей с рычагом. Угловое вращение рычага относительно оси может быть, как известно из механики, представлено вектором. Оно раскладывается на два вращения: относительно оси вращения половины руля (изображаемое вектором) и относительно оси кардана А. Аналогичное разложение вращения имеет место и для другой половины руля высоты, в результате чего обе половины руля поворачиваются относительно пересекающихся осей. Применение малых относительных толщин профилей для оперения обусловило целесообразность использования при осуществлении конструкции рулей специальных заполнителей. Каркас состоит из двутаврого лонжерона, носков и хвостиков, нервюр и задней стенки. Часть носка элерона, расположенная перед осью вращения, представляет собой внутреннюю аэродинамическую компенсацию. По передней кромке прикреплена прорезиненная ткань, которая крепится к задней стенке крыла, образуя внутри .хвостовой части крыла две герметически разделенные камеры. На передней кромке расположены балансировочные грузы. Элерон подвешивается к крылу с помощью узлов и управляется рычагом, который при отклонении не выступает за контур крыла. В носке рулей делают вырезы для расположения кронштейнов подвески, тем самым уменьшается в данном сечении жесткость на кручение руля. Подвеска руля или элерона осуществляется при помощи сферических шариковых подшипников, которые устанавливаются в нескольких местах по длине. Количество шарниров определяется длиной руля или элерона. Для обеспечения взаимозаменяемости рулей и элеронов применяют подвеску шарниров на ориентирующихся по размаху кронштейнах . При этом для предотвращения смещения руля или элерона вдоль оси вращения один из шарниров крепится на кронштейне. Такая подвеска упрощает монтаж и демонтаж руля.