"ПОЛИГОН" 1/2001 стр. 53
8. Вариант компоновки самолета с газодинамическим способом стабилизации на режимах взлета и посадки.
9. Вариант компоновки самолета с гирогазостабилизаторами крена.

Кроме того, газовый поток, идущий от реактивных двигателей вниз, захватывая сопредельные массы воздуха, вызывает пере-текание воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, отчего возрастает давление сверху крыла и уменьшается под ним. Это снижает подъемную силу, ухудшает демпфирование и затрудняет стабилизацию самолета по крену. Поэтому, в частности, к управлению креном требовалось вдвое-втрое большая чувствительность, чем к управлению по тангажу.
В 1953 г. К.В.Пеленберг разработал систему поперечной стабилизации, особенность которой заключалась в применении на самолете двух гиростабилизаторов крена, размещаемых на крыле (по одному в каждой консоли) на максимальном удалении от продольной оси машины. Для их работы использовалась часть энергии газовой струи ТРД. Система вводилась в действие с помощью гироскопов, являющихся датчиками стабилизированного положения самолета по крену и одновременно распределителями направления восстанавливающих реактивных сил.
При крене самолета гиростабилизаторы создавали два равных реактивных момента, приложенных к консолям, и действующих в сторону, обратную крену. С возрастанием крена самолета восстанавливающие моменты увеличивались и достигали максимального значения при достижении предельно допустимого угла крена по условиям безопасности. Такая система имела преимущество в том, что вводилась в действие без участия летчика, была безинерционной, обладала высокой чувствительностью и постоянной готовностью к работе, а также создавала условия для аэродинамического демпфирования крыла.
Гирогазостабилизаторы вводились в действие на взлетно-посадочных режимах одновременно с поворотом основных сопел ТРД и переводом двигателей на вертикальную тягу. В целях стабилизации самолета по всем трем осям в этот момент также вводилась в работу система стабилизации по тангажу. Для включения стабилизаторов крена летчик открывал заслонки, расположенные в затурбинной части ТРД. Часть газового потока, имеющего в этом месте скорость около 450 м/с, устремлялась в газопровод, а откуда в гироблок, который направлял его в сторону, нужную для восстания крена. При открытии заслонок автоматически открывались верхние и нижние щитки, закрывающие вырезы в крыле.
В том случае, если крыло самолета занимало строго горизонтальное положение относительно продольной и поперечной осей, верхние и нижние окна правого и левого ги-роблоков были открыты на половину своей величины. Газовые потоки выходили с равной скоростью вверх и вниз, создавая равные реактивные силы. Вместе с тем истечение газа из гироблока вверх препятствовало перетеканию воздуха с верхней поверхности крыла к нижней, а следовательно, уменьшалось разрежение над крылом при отклонении вектора тяги ТРД.
При появлении крена заслонка гирога-зостабилизатора на опустившемся крыле уменьшала выход газа вверх и увеличивала выход его вниз, а на поднятом крыле происходило обратное. В результате на опустившемся крыле возрастала реактивная сила, направленная вверх, и создавался восстанавливающий момент. На поднявшемся крыле наоборот увеличивалась реактивная сила, действующая вниз, и возникал равный восстанавливающий момент, действующий в ту же сторону. При крене, близком к предельно безопасному, заслонки гироб-локов открывались полностью - на опущенном крыле для истечения газа вниз, а на поднятом для истечения газа вверх, вследствие чего возникало два равных момента, создающих суммарный восстанавливающий.
Основную часть стабилизатора составлял гироскопический блок, передняя полуось которого жестко крепилась к внешней коробке, а задняя - к приемнику газа. Полуоси обеспечивали гироблоку свободный поворот относительно оси, которая при монтаже стабилизатора крена в крыле должна быть строго параллельна продольной оси самолета.
В плоскости соединения газоприемника с гироблоком имелось фигурное окно, частично закрытое снизу и сверху заслонкой. В этой плоскости гироблок и приемник подходили друг к другу с минимальным зазором, обеспечивающим свободное вращение гироблока. Во избежание лишней утечки газа плоскость стыковки имела лабиринтное уплотнение.
В приемнике располагался механизм распределения газа. Его роль заключалась в том, чтобы направлять газовый поток из магистрали в верхнюю или нижнюю камеры гироблока, который откуда затем истекал наружу через окна между лопатками дисков гироблока. В зависимости от того, в какую сторону поворачивался блок, заслонка закрывала либо верхнее окно, либо нижнее, перепуская газ из магистрали в одну из камер. При работе гироскопа блок постоянно сохранял горизонтальное положение, а поворот заслонки и перепуск газа в камеры происходил в результате поворота приемника газа относительно поперечной оси, вызванного наклоном крыла. Чем больше был угол крена, тем больше открывалось одно окно гироблока и закрывалось другое.
Гироблок устанавливали в жесткую коробку, на которой с помощью шарниров закрепляли две пары щитков, закрывающих сверху и снизу вырезы в крыле. В закрытом положении щитки плотно прилегали к планкам и остальной поверхности крыла, не нарушая его контура.
Гиростабилизаторы монтировали в консолях крыла с таким расчетом, чтобы плоскости гироскопов лежали в плоскости продольной и поперечной осей самолета. Для самолетов сравнительно небольших размеров, которые могут иметь значительные углы колебаний по тангажу, во избежание явления прецессии гироскопов предполагалось ввести в конструкцию параллело-граммную связь между поперечными осями правого и левого гироблоков для их взаимного удержания.
"ПОЛИГОН" 1/2001 стр. 53