— вертикальная аэродинамическая поверхность (поверхности) летательного аппарата, обеспечивающая его путевую устойчивость и управляемость. На большинстве самолётов В. о. располагается в плоскости симметрии на верху хвостовой части фюзеляжа. Основная, передняя, как правило неподвижная, часть В. о. (киль) обеспечивает путевую устойчивость летательного аппарата. На задней части киля обычно помещают подвижную аэродинамическую поверхность — руль направления (РН). РН (
см. Рули управления) обеспечивает путевую управляемость и балансировку летательного аппарата относительно вертикальной оси, например, при полёте с боковым ветром или с отказавшим двигателем. При переходе от дозвуковых к сверхзвуковым скоростям полёта аэродинамическая эффективность несущих поверхностей (как и эффективность органов управления) существенно снижается, в связи с чем на некоторых маневренных сверхзвуковых самолётах используют целиком поворотное В. о. (без РН). В некоторых случаях для повышения путевой устойчивости на летательный
аппарат устанавливают подфюзеляжные гребни аэродинамические. Наличие на манёвренных сверхзвуковых самолётах внешних подвесок, требующих дополнительных мер по повышению путевой устойчивости летательного аппарата, а также снижение эффективности В. о. на больших углах атаки и при переходе к сверхзвуковым скоростям полёта приводит к тому, что обеспечить устойчивость самолёта однокилевым В. о. (при разумных его размерах) невозможно. По этим причинам иногда используют двухкилевое В. о., кили (килевые шайбы) которого располагают на крыле, фюзеляже, на концах стабилизатора или хвостовых балках. Использование двухкилевого В. о. может быть обусловлено также компоновочными соображениями (например, у самолётов «летающее крыло»), необходимостью перевозки на фюзеляже крупногабаритных грузов или установкой на нём больших внешних радиолокаторов. (Отметим, что аэродинамическая эффективность единицы площади двухкилевого В. о. ниже, чем у одкокилевого, из-за интерференции аэродинамической между килями.)
Эффективность В. о., оцениваемая по приросту путевой статической устойчивости летательного аппарата за счёт установки В. о., определяется его аэродинамической компоновкой и пропорциональна статичному моменту Вв.о. площади В. о.; Вв.о = (S)в.о.(L)в.о., где (S)в.о. — относит, площадь В. о. (отношение площади В. о. к площади крыла), (L)в.o. — относительное плечо В. о. (см. Плечо оперения). Обычно значения Вв.о. лежат в диапазоне 0,05—0,1. Основными расчётными случаями выбора площади В. о. (в том числе РН) являются обеспечение определение запаса путевой статической устойчивости (см. Степень устойчивости), осуществление балансировки самолёта при отказе двигателя критического, возможность выдерживания курса летательного аппарата при заданном боковом ветре.
Недостаточность путевой статической устойчивости летательного аппарата, вызванная малой площадью В. о. приводит к неудовлетворительным характеристикам его боковой устойчивости и боковой управляемости (большое время затухания колебаний бокового возмущённого движения, неприемлемый характер управляемого движения летательного аппарата по крену, большая нежелательная взаимосвязь крена и рыскания). В некоторых случаях удаётся уменьшить площадь В. о. путем использования в системе управления летательного аппарат автоматических устройств, например, автомата путевой устойчивости.
Конструкция В. о. аналогична конструкции крыла, площадь В. о. составляет 12—20% площади крыла, площадь РН — 20—30% площади В. о., углы отклонения РН до 25(°). Обычно В. о. выполняется с удлинением (λ) = 0,7—2 и сужением (η) = 2—3 (см. Сужение крыла); угол стреловидности В. о. меняется в широких пределах: (χ) = 10—45°. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия
Главный редактор Г.П. Свищев
1994
