СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ОСНОВНЫМИ ЛЕТНЫМИ ФУНКЦИЯМИ САМОЛЕТА С ПОМОЩЬЮ РУЛЕВЫХ ПОВЕРХНОСТЕЙ С ЭЛЕКТРОМЕХАНИЧЕСКИМИ ПРИВОДАМИ

Полезная модель относится к области авиации, а именно к системам управления летными функциями самолетов с помощью электромеханических приводов рулевых поверхностей.
Известна система управления самолетом, обеспечивающая безопасность полета (патент US №4754940 от 20.08.1986), имеющая две системы силового привода рулевых поверхностей - элеронов и рулей направления, при этом каждый элерон разделен на две части: внутреннюю и внешнюю, каждая из которых имеет силовой привод.
Известна система силовых приводов рулевых поверхностей (патент US №4779822 от 02.09.1986), каждая из которых разделена на две части, возможно, имеющие разные площади поверхностей, при этом каждая из частей приводится в действие одним или двумя силовыми приводами вращательного движения, каждый силовой привод в системе приводов управления имеет электронный блок управления.
Ни в одной из известных систем приводов рулевых поверхностей не указывается, по каким принципам рулевые поверхности разделяются на две части.
Известна система управления полетом летательного аппарата (патент RU №2544251 от 07.01.2011), которая содержит множество разделенных рулевых поверхностей и связанных с ними приводов для управления летными функциями крена, рыскания, тангажа и аэродинамического торможения, при этом силовые приводы рулевых поверхностей, связанные, по меньшей мере, с одной из летных функций, являются электромеханическими, а рулевые поверхности, - рули направления, рули высоты и элероны, - разделены, по меньшей мере, на две независимые поверхности, и каждая из рулевых поверхностей, полученных в результате разделения, управляется, по меньшей мере, одним силовым электромеханическим приводом, а электромеханические приводы, связанные с рулевыми поверхностями, управляющими, по меньшей мере, двумя летными функциями, являются идентичными.
Недостатки известной системы связаны с тем, что в ней отсутствуют принципы разделения рулевых поверхностей на две или три секции, что усложняет управление летными функциями, а также не позволяет повысить количество идентичных электромеханических приводов и надежность системы управления самолетом. Недостатком являются увеличенные габариты и масса электромеханических приводов из-за отсутствия ограничения минимальных частот вращения роторов электродвигателей и указаний на тип выбранных электромеханических приводов и их редукторов. Существенный недостаток описанной системы управления - отсутствие блоков управления электродвигателями и блоков управления электромеханическими приводами с подсоединенными к ним датчиками углового положения валов электромеханических приводов и рулевых поверхностей, являющихся неотъемлемой частью системы управления.
Известны системы управления полетом самолета (патенты US №8567715 от 04.01.2011 и СА №2727592 от 18.01.2010), аналогичные системе управления, описанной в патенте RU №2544251, имеющие те же недостатки.
Известны самолет, имеющий разделенные рулевые поверхности (патент US №7896288 от 05.12.2005, п.ф. 9), и система управления ими.
Недостаток известного самолета - в том, что при разделении рулевых поверхностей на секции, имеющие равные площади, моменты от аэродинамических сил, действующие на самолет относительно его продольной оси, проходящей через его центр тяжести, при управлении поворотом секций различны, что снижает надежность управления полетом. Другой недостаток - в том, что в описании изобретения не указаны типы приводов, используемых для управления секциями рулевых поверхностей.
Известна система управления аэродинамической поверхностью летательного аппарата (патент RU №2531998 от 18.10.2011), содержащая два электромеханических привода, устройства управления каждым из электромеханических приводов и центральный блок управления, при этом устройства управления электромеханическими приводами могут быть соединены между собой и каждое из устройств управления может выполнять функции управления обоими электромеханическими приводами.
Недостаток данной системы - в ее пониженной надежности вследствие управления одной аэродинамической поверхностью посредством двух электромеханических приводов: отказ одного электромеханического привода может вызвать отказ в работе аэродинамической поверхности.
-1
-1
-1
Известна система управления с электромеханическим приводом линейного перемещения руля направления самолета с электрическим двигателем с постоянным магнитом в приводе (http://www.power-e.ru/2006 04 42.php; рис. 3, 4-11); в которой используется электродвигатель, имеющий номинальную частоту вращения ротора 5000 мин, испытанный на нагрузочном устройстве при рабочих режимах с реверсом при угловых скоростях от 1000 рад/с (9554 мин) до -1000 рад/с (-9554 мин).
Недостаток данной системы управления - в ее значительных габаритах и массе, которые существенно зависят как от типа электродвигателя, так и от номинальной частоты вращения его ротора.
-1
-1
Известны электромеханические приводы аэродинамических поверхностей самолета (патенты RU №108238 от 09.06.2010, RU №108239 от 09.06.2010, RU №2442721 от 09.06.2010, RU №2515014 от 25.07.2012, RU №2522635 от 25.07.2012, RU №2522638 от 25.07.2012, RU №2522646 от 25.07.2012), включающие электрический двигатель с номинальной частотой вращения ротора, выбираемой из диапазона от 3000 мин до 25000 мин с датчиком углового положения ротора и присоединенный к нему волновой редуктор с телами вращения с количеством ступеней от 1 до 3 с датчиком углового положения выходного вала, характеризуемые передаточным отношением, выбираемым из интервала от 500 до 2500. Электромеханический линейный привод (патент RU №2522646) включает шарико-винтовой преобразователь вращательного движения выходного вала в поступательное движение выходного звена, соединенного с управляемой рулевой поверхностью.
Недостаток данного электромеханического привода - в том, что он служит для привода неразделенных рулевых поверхностей, следовательно, отсутствует возможность унификации приводов по мощности и конструкции.
Известно устройство электрического привода самолета (патент US №8698444 от 25.03.2010), включающее: множество электроприводов постоянного или переменного тока, объединенных в функциональные группы, подсоединенных к силовой электросети, имеющей силовой конвертер для преобразования электрической энергии, поступающей из силовой электросети к электродвигателям; систему управления множеством электрических приводов рулевых поверхностей первого режима функционирования (курса, тангажа и крена) при полете с высокой скоростью, включающую контроллеры и компьютеры управления полетом.
Недостаток известного устройства электроприводов самолета - увеличенные массо-габаритные характеристики используемых в системе управления электромеханических приводов как с вращательным движением выходного звена, так и с его линейным перемещением, обусловленные как отсутствием ограничений минимальных значений номинальной частоты вращения ротора электродвигателя, так и указаний на тип электродвигателя и конструктивный тип редуктора.
Известна архитектура электрической системы привода поверхностей управления полетом (заявка US №2007/0007385 от 29.07.2005), содержащая: рулевые поверхности, расположенные слева и справа от фюзеляжа, служащие для управления летными функциями курса, тангажа и крена; по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, выходные звенья которого совершают вращательное движение и/или линейное перемещение, соединенный с каждой из секций разделенной рулевой поверхности; блоки управления следящими электромеханическими приводами расположенных слева или справа от фюзеляжа рулевых поверхностей, выполняющих управление летными функциями курса, тангажа и крена; блоки управления электродвигателями следящих электромеханических приводов (контроллеры), соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей; центральный блок управления, соединенный интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами и с бортовым компьютером; датчики углового положения каждого выходного вала следящего электромеханического привода, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами; датчики углового положения и скорости каждой секции рулевой поверхности, соединенные интерфейсной шиной с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей.
Недостатки системы по данному патенту - в том, что в ее описании не ограничено нижнее значение номинальных частот вращения роторов электродвигателей и не указано, какие редукторы используются в конструкции электромеханических приводов, что может приводить к увеличенным массе и габаритам электромеханических приводов.
Известна система электрического управления рулевыми поверхностями самолета (патент US №6863242 от 31.07.2003, п.ф. 15), включающая: разделенные, по меньшей мере, на две секции рулевые поверхности (рули направления, рули высоты и элероны), выполняющие управляющие функции курса, тангажа и крена; по меньшей мере, один привод каждой секции; систему управления приводами каждой секции рулевой поверхности; блок управления и вычислительный блок, вырабатывающие команды управления приводами секций рулевых поверхностей; датчики, позволяющие измерять величины различных параметров, определяющих состояние полета.
Недостаток данного изобретения - в том, что в нем не указан принцип разделения рулевых поверхностей на секции, тип приводов секций рулевых поверхностей и, соответственно, неизвестно, при каком типе приводов и частотах вращения роторов электродвигателей обеспечиваются их минимальные габариты и массы и минимальное силовое воздействие на силовой набор оперения самолета.
Техническая задача, решаемая полезной моделью, - равномерное распределение нагрузок, воспринимаемых силовым набором оперения, повышение надежности выполнения летных функций, снижение массы электромеханических приводов и их унификация.
-1
Техническая задача решена в системе рулевых поверхностей с электромеханическими приводами для управления основными летными функциями самолета, содержащей: разделенные на секции рулевые поверхности, служащие для управления летными функциями курса, и расположенные слева и справа от фюзеляжа рулевые поверхности, служащие для управления летными функциями тангажа и крена; по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, закрепленный на неподвижном элементе силового набора оперения, соединенный с каждой из секций разделенной рулевой поверхности, номинальная мощность которого зависит от площади приводимой им секции, и выходные звенья которого совершают вращательное движение или линейное перемещение; поверхности аэродинамического торможения (тормозные щитки), имеющие, по меньшей мере, один следящий электромеханический привод, выходные звенья которого совершают вращательное движение или линейное перемещение; блоки управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей, выполняющих управление летными функциями курса, тангажа и крена и поверхностями аэродинамического торможения; блоки управления электродвигателями следящих электромеханических приводов, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения; по меньшей мере, один центральный блок управления рулевыми поверхностями каждой из функций курса, тангажа и крена и поверхностями аэродинамического торможения, соединенный интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами и с бортовым компьютером; датчики углового положения каждого выходного вала следящего электромеханического привода, соединенные интерфейсными шинами с блоками управления следящими электромеханическими приводами; датчики положения каждой секции рулевой поверхности и поверхностей аэродинамического торможения, соединенные интерфейсной шиной с блоками управления следящими электромеханическими приводами рулевых поверхностей, при этом каждая разделенная рулевая поверхность, управляющая, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа и крена, разделена на секции - внешнюю и внутреннюю, так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от ее геометрического центра до продольной оси, проходящей через центр тяжести самолета, является постоянной величиной; электродвигатель каждого следящего электромеханического привода каждой секции разделенной рулевой поверхности и каждой поверхности аэродинамического торможения является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами, имеет частоту вращения вала ротора, выбираемой из интервала 6000…60000 мин, а соединенный с валом ротора редуктор является волновым с телами вращения и имеет от одной до трех ступеней преобразования частоты вращения ротора и передаточное отношение, выбираемое из диапазона 500…4000.
-1
Для дополнительного снижения массы электромеханических приводов бесколлекторный вентильный электродвигатель следящего электромеханического привода имеет частоту вращения вала ротора, выбираемую из интервала 26000…60000 мин, а соединенный с валом ротора электродвигателя волновой редуктор с телами вращения имеет передаточное отношение, выбираемое из интервала 1000…4000.
Для повышения унификации электромеханических приводов следящие электромеханические приводы секций разделенных рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения, имеющих равные площади, являются идентичными.
В зависимости от величины хода, необходимого для поворота каждой из секций разделенных рулевых поверхностей, служащие для управления летными функциями курса, тангажа и крена и поверхностей аэродинамического торможения, следящие электромеханические приводы могут быть электромеханическими приводами вращательного движения или линейного перемещения с шарико-винтовым преобразователем вращательного движения в поступательное.
-1
Решение технической задачи - равномерное распределение нагрузок, воспринимаемых силовым набором оперения, повышение надежности выполнения летных функций, снижение массы электромеханических приводов и их унификация - обеспечивается следующей совокупностью отличительных признаков полезной модели: каждая разделенная рулевая поверхность, управляющая, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа и крена, разделена на секции - внешнюю и внутреннюю, так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от ее геометрического центра до продольной оси, проходящей через центр тяжести самолета, является постоянной величиной; электродвигатель каждого следящего электромеханического привода каждой секции разделенной рулевой поверхности и каждой поверхности аэродинамического торможения является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами, имеет частоту вращения вала ротора, выбираемой из интервала 6000…60000 мин, а соединенный с валом ротора редуктор является волновым с телами вращения и имеет передаточное отношение, выбираемое из диапазона 500…4000.
-1
Для дополнительного снижения массы электромеханических приводов бесколлекторный вентильный электродвигатель следящего электромеханического  привода имеет частоту вращения вала ротора, выбираемую из интервала 26000…60000 мин, а соединенный с валом ротора электродвигателя волновой редуктор с телами вращения имеет передаточное отношение, выбираемое из интервала 1000…4000.
Данная совокупность отличительных признаков не обнаружена в ходе патентно-информационного поиска, следовательно, техническое решение соответствует критерию «новизна».
На фиг. 1 показан общий вид самолета с разделенными рулевыми поверхностями и поверхностями аэродинамического торможения.
На фиг. 2 - вид самолета спереди с разделенными элеронами и рулевыми поверхностями.
На фиг. 3 - два электромеханических привода вращательного движения для разделенных рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения.
На фиг. 4 - вид А на фиг. 3.
На фиг. 5 - электромеханический привод вращательного движения с кривошипно-шатунным механизмом и рычагом для поворота поверхности аэродинамического торможения.
На фиг. 6 - электромеханический привод для рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения с бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами с трехступенчатым волновым редуктором с телами вращения.
На фиг. 7 - линейный электромеханический привод рулевой поверхности или поверхности аэродинамического торможения.
На фиг. 8 - конструкция линейного электромеханического привода с двухступенчатым волновым редуктором с телами вращения и шарико-винтовым механизмом преобразования вращательного движения в поступательное для рулевой поверхности или поверхности аэродинамического торможения.
На фиг. 9 - система управления электромеханическими приводами рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения самолета.
Система рулевых поверхностей (фиг. 1-9) с электромеханическими приводами для управления основными летными функциями курса, тангажа и крена самолета содержит разделенные на секции рулевые поверхности: руль 1 направления (секции 1.1 и 1.2), расположенные выше продольной оси 2 самолета, проходящей через центр тяжести самолета; руль 3 высоты (секции 3.1 и 3.2), расположенные слева и справа от продольной оси 2; элероны 4 (секции 4.1 и 4.2), расположенные в оконечностях крыльев 5; тормозные щитки 6 (секции 6.1, 6.2 и 6.3), расположенные в крыльях 5 рядом с фюзеляжем, и интерцепторы 7 (секции 7.1-7.4), расположенные в средних частях крыльев 5. Рулевая поверхность разделена на две секции: внешнюю и внутреннюю (фиг. 1, 2) так, что произведение площади каждой секции на кратчайшее расстояние от геометрического центра секции до продольной оси 2, является величиной постоянной:
1
2
где S и S - площади внешних секций 1.1, 3.1, 4.1, 6.1, 7.1 и внутренних секций 1.2,3.2,4.2, 6.3, 7.4 каждой из разделенных рулевых поверхностей;
c1
c2
l и l - расстояния от геометрических центров внутренней и внешней секций каждой из разделенных рулевых поверхностей до продольной оси 2.
Каждая секция каждой разделенной рулевой поверхности 1, 3, 4 и каждая поверхность 6, 7 аэродинамического торможения имеет, по меньшей мере, два следящих электромеханических привода 8а (фиг. 3-6) или 8b (фиг. 7, 8), закрепленные на неподвижном элементе 9 (фиг. 3-8) силового набора оперения, номинальная мощность электродвигателей которых зависит от максимальной скорости полета самолета, от площади приводимой ими секции и максимальной скорости ее поворота ["Определение предельных динамических характеристик рулевого привода на основе предельных режимов полета самолета. Т.Б. Близнова, Ю.Г. Оболенский, В.А. Полковников, Электронный журнал "Труды МАИ", вып. №61. www.mai.ru/science/trudy/published.php?ID=35650]:
H
mах
где N - номинальная мощность электродвигателей секции; М - шарнирный момент поворота секции рулевой поверхности; S - площадь секции рулевой поверхности; ω - максимальная угловая скорость поворота секции рулевой поверхности; υ - максимальная скорость полета;
- по меньшей мере, два следящих электромеханических привода 8а или 8b, выходные звенья 10а и 10b которых могут совершать соответственно вращательное движение (фиг. 3-6) или линейное перемещение (фиг. 7, 8), соединены с каждой из секций la, lb,…4 разделенных рулевых поверхностей.
Номинальная мощность всех электромеханических приводов 8а и 8b каждой секции каждой приводимой рулевой поверхности 1, 3, 4 зависит от ее площади, максимальной скорости полета и максимальной скорости поворота секции рулевой поверхности в процессе управления полетом самолета.
Идентичными являются:
- электромеханические приводы 8а (8b), соединенные с внешними секциями la, 2а, 3а, 4 рулевых поверхностей, имеющими равные площади и управляющие, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа или крена;
- электромеханические приводы 8а (8b), соединенные с внутренними секциями lb, 2b, 3b, 4 рулевых поверхностей, имеющими равные площади и управляющие, по меньшей мере, одной из функций курса, тангажа или крена.
-1
Для уменьшения габаритов и массы электромеханических приводов 8а или 8b, а также для уменьшения массы неподвижного элемента 9 силового набора оперения каждый электродвигатель 15 (фиг. 6, 8) следящего электромеханического привода 8а (8b) каждой секции рулевой поверхности 1, 3, 4 является бесколлекторным вентильным электродвигателем постоянного тока с постоянными магнитами с частотой вращения ротора 16, выбираемой из интервала 6000…60000 мин, а следящий электромеханический привод 8а (8b) имеет соединенный с валом ротора 16 волновой многоступенчатый редуктор 17 с телами вращения 18 с передаточным отношением, выбираемым из интервала 500…4000.
-1
-1
-1
При частоте вращения, меньшей 6000 мин, электромеханический привод 8а (8b) имеет низкий уровень удельной мощности электродвигателя 15, меньший 0,45 кВт/кг; прирост удельной мощности с увеличением частоты вращения ротора 16 электродвигателя 15 уменьшается, и при частоте вращения более 60000 мин прирост удельной мощности становится небольшим, поэтому увеличение частоты вращения более 60000 мин дает несущественный прирост удельной мощности и становится нецелесообразным.
Волновые редукторы 17 (фиг. 6, 8) с телами вращения 18 также имеют минимальные габариты, особенно в сравнении с наиболее применяемыми зубчатыми многоступенчатыми редукторами, а также, в сравнении с другими типами редукторов, позволяют иметь высокое передаточное отношение, обеспечивающее уменьшение угловой скорости поворота рулевой поверхности 1, 3, 4 в 500…4000 раз в сравнении с угловой скоростью вращения ротора 16 электродвигателя 15. Такой диапазон передаточных отношений редуктора необходим в связи с небольшой угловой скоростью поворота каждой из секций рулевых поверхностей и поверхностей аэродинамического торможения.
-1
При использовании в электромеханических приводах 8а и 8b электродвигателей 15 с частотой вращения ротора 16 более 26000 мин и двухступенчатого волнового редуктора 17 (фиг. 8) или трехступенчатого волнового редуктора 17 (фиг. 6) с телами вращения 18 с передаточным отношением 1000…4000, можно для повышения надежности привода секций увеличивать число электромеханических приводов 8а и 8b при меньшем увеличении их суммарной массы в сравнении с электромеханическими приводами, имеющими меньшую частоту вращения ротора электродвигателя.
В силовом наборе оперения, например, крыла 5, можно размещать несколько электромеханических приводов 8а и 8b для привода каждой секции разделенной рулевой поверхности, и, соответственно, повышать надежность управления основными функциями курса, тангажа, крена и аэродинамического торможения, не прибегая, наряду с электромеханическими приводами 8а и 8b, к электрогидравлическим приводам (не показаны) и электропневматическим приводам (не показаны), как это предлагается в известных изобретениях фирм Airbus, Honeywell, Boeing и используется в самолетах.
Следящие электромеханические приводы 8а и 8b, выполняющие управление секциями рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения, имеющими равные площади, могут быть идентичными как по номинальной мощности, так и по конструкции, что позволяет повысить уровень унификации электромеханических приводов 8а и 8b и снизить их себестоимость.
В зависимости от заданного угла поворота секций рулевой поверхности электромеханические приводы 8а или 86 выбираются так, что их выходные валы 10а и звенья 10b могут совершать как вращательное движение (фиг. 3-6), так и линейное перемещение (фиг. 7, 8), получаемое путем преобразования вращательного движения вала ротора 16 электродвигателя 15 в поступательное через кривошипно-шатунный механизм 19 (фиг. 5) или через шарико-винтовую передачу 20 (фиг. 8).
Управление электромеханическими приводами 8а и 8b секций рулевых поверхностей для функций курса, тангажа или крена осуществляется через систему управления (фиг. 9), имеющую: блоки 21 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей 1, 3 или 4, выполняющих управление летными функциями соответственно курса, тангажа и крена и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения; блоки 22 управления электродвигателями 15 следящих электромеханических приводов 8а и 8b, соединенные интерфейсными шинами 23 с блоками 21 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения; по меньшей мере, один центральный блок 24 управления рулевыми поверхностями 1, 3 или 4 каждой из функций соответственно курса, тангажа и крена и поверхностями 6, 7 аэродинамического торможения, соединенный интерфейсной шиной 23 с блоками 21 и 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b и интерфейсной шиной 25 с бортовым компьютером 26; датчики 27 углового положения выходного вала 10а и выходного звена 10b соответственно каждого следящего электромеханического привода 8а или 86, соединенные интерфейсными шинами 28 с блоками 21, 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b; датчики 29 положения каждой секции рулевой поверхности 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения, соединенные интерфейсными шинами 30 с блоками 21, 22 управления следящими электромеханическими приводами 8а и 8b рулевых поверхностей.
Работа электромеханического привода системы рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6 и 7 аэродинамического торможения со следящими электромеханическими приводами 8а или 8b описанных конструкций (фиг. 1-8) по управлению основными функциями курса, тангажа и крена при полете самолета включает следующие действия: пуск электромеханических приводов 8а и 8b, обеспечивающий начало вращения одной или нескольких секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 и при необходимости поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения по сигналам, подаваемым центральным блоком 24 управления (фиг. 9) в блоки 21 и 22 управления в соответствии с законами управления и алгоритмами, заложенными в программы управления; разгон секций рулевых поверхностей с необходимым ускорением до установившейся скорости движения по программе, задаваемой центральным блоком 24 управления и выдаваемыми датчиками 27, 29 сигналам, преобразуемым в блоках 21, 22 управления; изменение скорости вращения секций рулевых поверхностей при отслеживании углового положения выходного вала 10а и выходного звена 10b соответственно электромеханических приводов 8а и 8b и углового положения секций рулевых поверхностей по сигналам, поступающим от центрального блока 24 управления и преобразуемым в блоках 21, 22 управления; изменение направления вращения роторов 16 электродвигателей 15, выходного вала 10а и выходного звена 10b и секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения по сигналам, поступающим от центрального блока 24 управления и преобразуемым в блоках 21, 22 управления; разгон электромеханического привода 8а или 8b с заданным ускорением до установившейся скорости движения одной или нескольких секций рулевых поверхностей 1, 3, 4 при выполнении функций соответственно курса, тангажа и крена, и поверхностей 6, 7 аэродинамического торможения осуществляется путем регулирования частоты синхронного вращения вала 10а и звена 10b электроприводов соответственно 8а и 8b.
Для уменьшения нагрузки на силовой набор оперения самолета с закрепленными на них рулевыми поверхностями при отказе или выходе из строя, по меньшей мере, одного из электромеханических приводов 8а или 8b, он выводится из зацепления, например, пиропатроном 31 (фиг. 3, 4, 6) [патент RU №2522638], по команде, подаваемой от центрального блока 24 управления на блоки 21 и 22 управления, после чего все следящие электромеханические приводы 8а, 8b могут продолжать работу при уменьшении суммарной мощности электромеханического привода.