ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЬ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА (ВАРИАНТЫ), РЫЧАГ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА, ГАШЕТКА КОМАНДНОГО БЛОКА ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА, СИЛОВОЙ КОРПУС КОМАНДНОГО БЛОКА ПЕРЕКЛЮЧАТЕЛЯ ОСНОВНОГО УПРАВЛЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА САМОЛЕТА
AIRCRAFT WING LIFT SYSTEM MAIN CONTROL SWITCH (VERSIONS), WING LIFT SYSTEM MAIN CONTROL LEVER, WING LIFT SYSTEM MAIN CONTROL UNIT TRIGGER, WING LIFT SYSTEM MAIN CONTROL UNIT TRIGGER STRUCTURAL CASE

Группа изобретений относится к авиационной технике, а именно к устройствам управления системой механизации крыла, имеющего закрылки и предкрылки, в частности к переключателям, корпусам, рычагам и гашеткам основного управления механизацией крыла самолета.
Известен переключатель основного управления механизацией крыла самолета с корпусом командного блока, содержащим двуплечий рычаг основного управления с рукояткой и встроенной гашеткой на одном конце, системой пошаговой фиксации промежуточных положений рычага и соответственно управляемых элементов механизации крыла, выполненный с возможностью шарнирного соединения через тандерную тягу с задающим блоком системы управления механизацией (АС №728331, 27.11.1978).
Недостатком известного устройства является относительная сложность управления механизацией крыла самолета из-за трудности попадания фиксирующего элемента гашетки рычага управления, выполненного с широким наконечником, в ответные углубления системы пошаговой фиксации из-за предельно ограниченного входного устья углубления в стенке корпуса блока, в котором закреплен рычаг. Это снижает надежность управления в полетных условиях. Кроме того, известное устройство имеет повышенные габариты и материалоемкость, в частности из-за малого угла, под которым соединены верхнее и нижнее плечи рычага, чем обусловлена необходимость применения в системе управления более длинной и соответственно и материалоемкой тандерной тяги.
Задача, решаемая изобретением, заключается в разработке конструкции переключателя основного управления, силового корпуса командного блока переключателя и рычага основного управления механизацией крыла самолета с повышенной надежностью, улучшенными эксплуатационными качествами управления за счет создания более совершенных технических решений указанных устройств, обеспечивающих быстроту задействования и удобство пользования в полетных и наземных условиях, в уменьшении сложности операций и расширении функциональных возможностей, а также в повышении безопасности управления летательным аппаратом в эксплуатации при снижении габаритов и веса конструкции силового корпуса командного блока переключателя, а также рычага основного управления механизацией крыла самолета.
Поставленная задача в части первого объекта изобретения решается тем, что переключатель основного управления механизацией крыла самолета, согласно изобретению, включает связанные между собой, встроенные силовыми корпусами в силовой корпус центрального пульта управления самолетом командный и кинематически подчиненный ему задающий блоки управления механизацией крыла, при этом командный блок содержит рычаг, который выполнен двуплечим первого рода, снабжен имеющей гашетку рукояткой, которая установлена на верхней оконечности верхнего плеча указанного рычага, при этом рычаг выполнен с ломаной конфигурацией соединения плеч и установлен в силовом корпусе командного блока на шарнире с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч рычага, причем последние соединены между собой под углом 120-150° в плоскости поворотов и расположены в силовом корпусе с возможностью поворотов на угол, достаточный для удобного рабочего управления механизацией крыла в полном диапазоне заданных угловых перемещений предкрылков и закрылков через подвижное соединение упомянутого двуплечего рычага командного блока с задающим блоком переключателя, который выполнен с встроенной в силовой корпус поворотной осью, снабженной датчиками положений предкрылков и закрылков, концевыми выключателями приводов, а также качалкой, жестко закрепленной на указанной оси с возможностью совместных с ней поворотов, при этом соединение командного блока с качалкой задающего блока выполнено посредством тандерной тяги, связывающей свободный конец нижнего плеча двуплечего рычага со свободным концом упомянутой качалки через два шарнира вращения, перемещаемых, по меньшей мере, в двухмерном поле, причем длины качалки и тандерной тяги приняты не более длины нижнего плеча рычага основного управления; кроме того, силовой корпус задающего блока жестко зафиксирован в силовом корпусе центрального пульта управления, а силовой корпус командного блока переключателя выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы с боковыми гранями, клинообразно сужающимися к нижней части, в которой размещена ось поворотов указанного двуплечего рычага, при этом силовой корпус командного блока переключателя частично расположен над и частично под панелью пульта управления механизацией крыла, встроенной в панель центрального пульта, и, кроме того, прикреплен к указанной панели, предпочтительно, снизу, причем верхняя кромка боковых граней указанного силового корпуса очерчена по радиусу, исходящему из центра поворотов двуплечего рычага, и оснащена с боков, предпочтительно, двумя пластинами идентичной одинарной кривизны, изогнутыми по тому же радиусу, при этом указанные пластины снабжены градацией угловых положений управляемых предкрылков и закрылков, выполненной с возможностью пошаговой фиксации двуплечего рычага основного управления во всех заданных промежуточных и концевых положениях, соответствующих полному заданному диапазону угловых перемещений предкрылков и закрылков механизации крыла самолета.
При этом силовой корпус задающего блока может быть жестко зафиксирован в силовом корпусе центрального пульта управления, предпочтительно, на боковой грани последнего с ориентацией поворотной оси задающего блока, параллельно упомянутой оси поворотов двуплечего рычага командного блока переключателя.
Поставленная задача в части второго объекта изобретения решается тем, что переключатель основного управления механизацией крыла самолета, согласно изобретению, включает связанные между собой, встроенные силовыми корпусами в силовой корпус центрального пульта управления самолетом командный и кинематически подчиненный ему задающий блок управления механизацией крыла, при этом командный блок содержит рычаг, который выполнен двуплечим первого рода, снабжен имеющей гашетку рукояткой, которая установлена на верхней оконечности верхнего плеча указанного рычага, при этом рычаг выполнен с ломаной конфигурацией соединения плеч и установлен в силовом корпусе командного блока на шарнире с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч рычага, а последние расположены под углом 120-150° друг к другу и размещены в силовом корпусе с возможностью поворотов на угол, достаточный для удобного рабочего управления механизацией крыла в полном диапазоне заданных угловых перемещений предкрылков и закрылков через подвижное соединение упомянутого двуплечего рычага командного блока с задающим блоком переключателя, который выполнен с встроенной в силовой корпус поворотной осью, снабженной датчиками положений предкрылков и закрылков, концевыми выключателями приводов, а также качалкой, жестко закрепленной на указанной оси с возможностью совместных с ней поворотов, а соединение командного блока с качалкой задающего блока выполнено посредством тандерной тяги, связывающей свободный конец нижнего плеча двуплечего рычага со свободным концом упомянутой качалки через два шарнира вращения, выполненных с возможностью, по меньшей мере, двухмерных перемещений, причем соотношение длин и взаимных угловых перемещений нижнего приводного плеча двуплечего рычага, тандерной тяги и качалки, а также взаимное расположение командного и задающего блоков приняты исключающими для образованной ими трехзвенной кинематической системы выход или переход через линию с нулевым прогибом, при этом силовой корпус задающего блока жестко зафиксирован в силовом корпусе центрального пульта управления, предпочтительно, на боковой грани последнего с ориентацией поворотной оси задающего блока, параллельно упомянутой оси поворотов двуплечего рычага командного блока переключателя.
При этом верхнее плечо двуплечего рычага основного управления может быть выполнено с открытым сверху пазом, перекрытым в плоскости поворотов рычага, дугообразным двухконсольным коромыслом, верхняя кромка которого, по меньшей мере, на участках его консолей очерчена по радиусу из центра возвратно-поворотных перемещений двуплечего рычага эквидистантно радиусу дуги секторных граней силового корпуса командного блока, в котором он установлен, причем в панели пульта управления выполнен проем с возможностью частичного пропуска через него указанного силового корпуса командного блока и с возможностью упомянутых угловых перемещений двуплечего рычага, а на его коромысле закреплен криволинейный кожух постоянной кривизны, закрывающий проем в указанной панели во всех положениях рычага основного управления.
Поставленная задача в части третьего объекта изобретения решается тем, что рычаг основного управления механизацией крыла самолета, согласно изобретению, выполнен в виде поворотного двуплечего рычага первого рода и содержит расположенные в плоскости поворотов под углом 120°-150° одно относительно другого верхнее и нижнее плечо, преимущественно, разной длины, верхнее из которых снабжено установленной на его верхней оконечности рукояткой, имеющей гашетку, причем рычаг, в свою очередь, смонтирован на шарнире с возможностью поворотов в силовом корпусе командного блока переключателя с центром поворотов на пересечении продольных центральных осей указанных плеч рычага, верхнее из которых выполнено с открытым сверху пазом, перекрытым в плоскости поворотов рычага дугообразным двухконсольным коромыслом, верхняя кромка которого, по меньшей мере, на участках его консолей очерчена по радиусу из центра поворотов двуплечего рычага, а нижняя оконечность нижнего плеча выполнена с возможностью шарнирного соединения с последующим кинематическим звеном управления механизацией крыла самолета, как правило, с тандерной тягой.
Поставленная задача в части четвертого объекта изобретения решается тем, что гашетка командного блока основного управления механизацией крыла, согласно изобретению, содержит подпружиненно соединенный с рукояткой и через паз с верхним плечом рычага основного управления корпус, состоящий из двух частей, верхняя из которых выполнена уширенной, конгруэнтно вставляемой в гнездо в рукоятке указанного рычага, а нижняя часть гашетки выполнена в виде протяженного элемента пошаговой фиксации положения рычага с возможностью скольжения вставляемого в паз верхнего плеча рычага основного управления механизацией крыла, а на нижнем конце указанный протяженный элемент выполнен с клинообразно или криволинейно сужающимся концом с функцией элемента запирающего устройства пошаговой фиксации положений рычага основного управления, реализуемой при необходимости выпуска, убирания или позиционирования промежуточных положений предкрылков и закрылков.
Поставленная задача в части пятого объекта изобретения решается тем, что силовой корпус командного блока переключателя основного управления механизацией крыла самолета, согласно изобретению, выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы с боковыми гранями, клинообразно сужающимися к нижней части, в которой размещена ось поворотов двуплечего рычага основного управления механизацией крыла, причем силовой корпус командного блока частично расположен над и частично под панелью пульта управления механизацией и прикреплен к панели, предпочтительно, снизу посредством консольных силовых элементов, например выступов или приливов на его боковой грани, а верхняя кромка боковых граней силового корпуса очерчена по радиусу, исходящему из центра поворотов двуплечего рычага, и оснащена с боков, предпочтительно, двумя пластинами аналогичной кривизны, изогнутыми по тому же радиусу, при этом указанные пластины снабжены визуально воспринимаемой градацией угловых положений управляемых предкрылков и закрылков, а, по меньшей мере, на одной из боковых секторных граней рамы корпуса расположена ответная гашетке часть устройства пошаговой фиксации положений рычага основного управления в виде секторного фрагмента системы с сужающимися кверху зубьями и соответственно расширяющимися выемками с образованием в верхней части раструбных ловителей протяженного элемента запирающего устройства пошаговой фиксации положений рычага, в совокупности соответствующих полному диапазону угловых перемещений предкрылков и закрылков механизации крыла самолета.
Технический результат, достигаемый изобретением, заключается в разработке переключателя основного управления, силового корпуса командного блока и рычага основного управления механизацией крыла самолета с повышенной конструктивной простотой, надежностью и улучшенными эксплуатационными качествами управления за счет найденных в группе изобретений функционально эффективной формы силового корпуса командного блока в виде секторной коробчатой рамы с размещенной в ее нижней части шарниром для указанного рычага оригинальной конструкции, снабженного двухконсольным криволинейным коромыслом, рукояткой с гашеткой и пошаговым фиксатором с обеспечением одним шаговым перемещением рычага одновременного управляемого поворота закрылков и предкрылков на неодинаковые требуемые углы, что повышает надежность и безопасность управления предлагаемым устройством в полетных условиях, при этом получено снижение массы и габаритов переключателя основного управления механизацией крыла летательного аппарата.
Сущность изобретения поясняется чертежами, где:
на фиг.1 изображен пульт управления предкрылками и закрылками механизации крыла самолета, в 3D;
на фиг.2 - лицевая панель управления предкрылками и закрылками механизации крыла самолета, в 3D;
на фиг.3 - силовой корпус командного блока управления с рычагом основного управления механизацией крыла самолета, вид сбоку;
на фиг.4 - разрез по А-А на фиг.3;
на фиг.5 - двуплечий рычаг, вид спереди;
на фиг.6 - двуплечий рычаг, вид сбоку.
Переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой, встроенные в силовой корпус 1 центрального пульта 2 управления самолетом силовой корпус 3 командного блока 4 управления и силовой корпус 5 кинематически подчиненного командному блоку 4 задающего блока 6 управления механизацией крыла самолета.
Командный блок 4 содержит рычаг 7. Рычаг 7 выполнен двуплечим первого рода, снабжен имеющей гашетку 8 рукояткой 9, которая установлена на верхней оконечности верхнего плеча 10 рычага 7. Рычаг 7 выполнен с ломаной конфигурацией соединения верхнего и нижнего плеч 10 и 11 соответственно и установлен в силовом корпусе 3 командного блока 4 на шарнире 12 с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч 10 и 11 рычага 7. Плечи 10 и 11 рычага 7 соединены между собой под углом 120-150° в плоскости поворотов и расположены в силовом корпусе 3 с возможностью поворотов на угол, достаточный для удобного рабочего управления механизацией крыла в полном диапазоне заданных угловых перемещений предкрылков и закрылков через подвижное соединение упомянутого двуплечего рычага 7 командного блока 4 с задающим блоком 6 переключателя.
Задающий блок 6 выполнен с встроенной в силовой корпус 5 поворотной осью, снабженной датчиками положений предкрылков и закрылков, концевыми выключателями приводов (на чертежах не показано), а также качалкой 13. Качалка 13 жестко закреплена на указанной оси с возможностью совместных с ней поворотов. Соединение командного блока 4 с качалкой 13 задающего блока 6 выполнено посредством тандерной тяги 14, связывающей свободный конец нижнего плеча 11 двуплечего рычага 7 со свободным концом упомянутой качалки 13 через два шарнира 15 вращения, перемещаемых, по меньшей мере, в двухмерном поле. Длины качалки 13 и тандерной тяги 14 приняты не более длины нижнего плеча 11 рычага 7 основного управления. Силовой корпус 5 задающего блока 6 жестко зафиксирован в силовом корпусе 1 центрального пульта 2 управления.
Силовой корпус 3 командного блока 4 переключателя выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы 16 с боковыми гранями 17, клинообразно сужающимися к нижней части, в которой размещена ось поворотов указанного двуплечего рычага 7. Силовой корпус 3 командного блока 4 переключателя частично расположен над и частично под панелью 18 пульта 2 управления механизацией крыла, встроенной в панель 18 центрального пульта, и, кроме того, прикреплен к панели 18, предпочтительно снизу. Верхняя кромка боковых граней 17 указанного силового корпуса 3 очерчена по радиусу, исходящему из центра поворотов двуплечего рычага 7, и оснащена с боков, предпочтительно, двумя пластинами 19 идентичной одинарной кривизны, изогнутыми по тому же радиусу. Пластины 19 снабжены градацией угловых положений управляемых предкрылков и закрылков, выполненной с возможностью пошаговой фиксации двуплечего рычага 7 основного управления во всех заданных промежуточных и концевых положениях, соответствующих полному заданному диапазону угловых перемещений предкрылков и закрылков механизации крыла самолета.
Силовой корпус 5 задающего блока 6 жестко зафиксирован в силовом корпусе 1 центрального пульта 2 управления, предпочтительно, на боковой грани последнего с ориентацией поворотной оси задающего блока 6, параллельно упомянутой оси поворотов двуплечего рычага 7 командного блока 4 переключателя.
По второму варианту переключатель основного управления механизацией крыла самолета включает связанные между собой, встроенные в силовой корпус 1 центрального пульта 2 управления самолетом силовой корпус 3 командного блока 4 управления и силовой корпус 5 кинематически подчиненного командному блоку 4 задающего блока 6 управления механизацией крыла самолета.
Командный блок 4 содержит рычаг 7, который выполнен двуплечим первого рода, снабжен имеющей гашетку 8 рукояткой 9, которая установлена на верхней оконечности верхнего плеча 10 рычага 7. Рычаг 7 выполнен с ломаной конфигурацией соединения верхнего и нижнего плеч 10 и 11 соответственно и установлен в силовом корпусе 3 командного блока 4 на шарнире 12 с центром поворотов в точке пересечения центральных продольных осей плеч 10 и 11 рычага 7, а последние расположены под углом 120-150° друг к другу и размещены в силовом корпусе 3 с возможностью поворотов на угол, достаточный для удобного рабочего управления механизацией крыла в полном диапазоне заданных угловых перемещений предкрылков и закрылков через подвижное соединение упомянутого двуплечего рычага 7 командного блока 4 с задающим блоком 6 переключателя.
Задающий блок 6 выполнен с встроенной в силовой корпус 5 поворотной осью, снабженной датчиками положений предкрылков и закрылков, концевыми выключателями приводов (на чертежах не показано), а также качалкой 13. Качалка 13 жестко закреплена на указанной оси с возможностью совместных с ней поворотов. Соединение командного блока 4 с качалкой 13 задающего блока 6 выполнено посредством тандерной тяги 14, связывающей свободный конец нижнего плеча 11 двуплечего рычага 7 со свободным концом качалки 13 через два шарнира 15 вращения, выполненных с возможностью, по меньшей мере, двухмерных перемещений. Соотношение длин и взаимных угловых перемещений нижнего приводного плеча 11 двуплечего рычага 7, тандерной тяги 14 и качалки 13, а также взаимное расположение командного и задающего блоков 4 и 6 приняты исключающими для образованной ими трехзвенной кинематической системы выход или переход через линию с нулевым прогибом. Силовой корпус 5 задающего блока 6 жестко зафиксирован в силовом корпусе 1 центрального пульта 2 управления, предпочтительно, на боковой грани последнего с ориентацией поворотной оси задающего блока 6, параллельно упомянутой оси поворотов двуплечего рычага 7 командного блока 4 переключателя.
Верхнее плечо 10 двуплечего рычага 7 основного управления выполнено с открытым сверху пазом 20, перекрытым в плоскости поворотов рычага 7 дугообразным двухконсольным коромыслом 21. Верхняя кромка коромысла 21, по меньшей мере, на участках его консолей очерчена по радиусу из центра возвратных перемещений двуплечего рычага 7 эквидистантно радиусу дуги секторных граней силового корпуса 3 командного блока 4, в котором он установлен. В панели 18 пульта 2 управления выполнен проем с возможностью частичного пропуска через него силового корпуса 3 командного блока 4 и с возможностью упомянутых угловых перемещений двуплечего рычага 7. На коромысле 21 рычага закреплен криволинейный кожух постоянной кривизны, закрывающий проем в указанной панели во всех положениях рычага основного управления.
По третьему объекту изобретения рычаг 7 основного управления механизацией крыла самолета выполнен в виде поворотного двуплечего рычага первого рода и содержит расположенные в плоскости поворотов под углом 120°-150° одно относительно другого верхнее и нижнее плечо 10 и 11 соответственно, преимущественно, разной длины. Верхнее плечо 10 снабжено установленной на его верхней оконечности рукояткой 9, имеющей гашетку 8. Рычаг 7, в свою очередь, смонтирован на шарнире 12 с возможностью поворотов в силовом корпусе 3 командного блока 4 переключателя с центром поворотов на пересечении продольных центральных осей указанных плеч 10 и 11 рычага. Верхнее плечо 10 выполнено с открытым сверху пазом 20, перекрытым в плоскости поворотов рычага 7 дугообразным двухконсольным коромыслом 21. Верхняя кромка коромысла 21, по меньшей мере, на участках его консолей очерчена по радиусу из центра поворотов двуплечего рычага 7. Нижняя оконечность нижнего плеча 11 выполнена с возможностью шарнирного соединения с последующим кинематическим звеном управления механизацией крыла самолета, как правило, с тандерной тягой 14.
По четвертому объекту изобретения гашетка 8 командного блока 4 основного управления механизацией крыла содержит корпус 22, подпружиненно соединенный с рукояткой 9 и через паз 20 с верхним плечом 10 рычага 7 основного управления. Корпус 22 состоит из двух частей. Верхняя часть 23 выполнена уширенной, конгруэнтно вставляемой в гнездо в рукоятке 9 рычага 7. Нижняя часть 24 корпуса 22 гашетки 8 выполнена в виде протяженного элемента 25 пошаговой фиксации положения рычага 7 с возможностью скольжения вставляемого в паз 20 верхнего плеча 10 рычага 7 основного управления механизацией крыла. На нижнем конце указанный протяженный элемент 25 выполнен с клинообразно или криволинейно сужающимся концом с функцией элемента запирающего устройства пошаговой фиксации положений рычага 7 основного управления, реализуемой при необходимости выпуска, убирания или позиционирования промежуточных положений предкрылков и закрылков.
По пятому объекту изобретения силовой корпус 3 командного блока 4 переключателя основного управления механизацией крыла самолета выполнен в виде сдвоенной коробчатой секторной рамы 16 с боковыми гранями 17, клинообразно сужающимися к нижней части, в которой размещена ось поворотов двуплечего рычага 7 основного управления механизацией крыла. Силовой корпус 3 командного блока 4 частично расположен над и частично под панелью 18 пульта 2 управления механизацией и прикреплен к панели 18, предпочтительно, снизу посредством консольных силовых элементов, например выступов или приливов на его боковой грани. Верхняя кромка боковых граней 17 силового корпуса 3 очерчена по радиусу, исходящему из центра поворотов двуплечего рычага 7, и оснащена с боков, предпочтительно, двумя пластинами 19 аналогичной кривизны, изогнутыми по тому же радиусу. Пластины 19 снабжены визуально воспринимаемой градацией угловых положений управляемых предкрылков и закрылков. По меньшей мере, на одной из боковых секторных граней 17 рамы 16 корпуса 3 расположена ответная гашетке 8 часть устройства пошаговой фиксации положений рычага 8 основного управления в виде секторного фрагмента системы с сужающимися кверху зубьями (на чертежах не показано) и соответственно расширяющимися выемками с образованием в верхней части раструбных ловителей протяженного элемента запирающего устройства пошаговой фиксации положений рычага 7, в совокупности соответствующих полному диапазону угловых перемещений предкрылков и закрылков механизации крыла самолета.
Предлагаемый переключатель с установленным в силовом корпусе 3 командного блока 4 двуплечим рычагом 7, снабженным рукояткой 9 с гашеткой 8, имеющий протяженный элемент 25 пошаговой фиксации с клинообразно зауженным наконечником работает следующим образом.
При необходимости выпуска предкрылков и закрылков относительно неподвижной части крыла нажимают на рукоятку 9, утапливают гашетку 8 в корпусе рукоятки 9, выводя из зацепления систему пошаговой фиксации рычага 7, и тянут рычаг 7 в направлении против полета до первого фиксированного положения. Контролируют по приборам изменение углов наклона предкрылков и закрылков. При этом фиксирующий протяженный элемент 25 подпружиненной гашетки 8 автоматически опускается в соответствующую выемку системы пошаговой фиксации на стенке силового корпуса 3 командного блока 4. После этого, если необходимо продолжить выпуск предкрылков и закрылков, поджимая и отпуская гашетку 8, рычаг 7 основного управления последовательно пошагово переводят до нужного положения по градуированной шкале.
При необходимости уменьшить угол выпуска или убрать предкрылки и закрылки последовательно поджимают и отпускают гашетку 8 и пошагово перемещают рычаг 7 вперед в направлении полета.
Таким образом, за счет создания более совершенных технических решений предлагаемых в изобретении устройств, обеспечивающих быстроту задействования и удобство пользования в полетных и наземных условиях, в уменьшении сложности операций и расширении функциональных возможностей, повышается надежность и безопасность управления летательным аппаратом и улучшаются эксплуатационные качества управления механизацией крыла самолета.