Отсюда

   где

   коэффициент кинематической передачи от руля к командному рычагу, показывающий соотношение между элементарными угловыми перемещениями руля dδ и потребными для этого элементарными линейными перемещениями ручки dx.
   Как уже отмечалось, величину k_ш определяет соотношение плеч рычагов и качалок в трассе управления. Величина k_ш нормируется Авиационными правилами, поскольку возможные перемещения ручки (или штурвала) и педалей, а также усилия на них определяются физиологическими возможностями летчика.
   Из приведенной формулы ясно, что усилия на рычагах управления будут зависеть от аэродинамических сил на рулевой поверхности, т. е. будут отслеживать изменение скорости, высоты полета и перегрузки, поскольку определенному отклонению руля (и, как следствие, определенной силе на рулевой поверхности) будет соответствовать определенная перегрузка (см. раздел 7.2.1).
   При проектировании системы управления для обеспечения приемлемых для летчика перемещений и усилий на рычагах управления можно изменять шарнирный момент руля за счет выбора положения оси вращения руля относительно центра давления руля (рис. 12.5).

Рис. 12.5. Положении оси вращения руля и шарнирный момент

   Так, если ось вращения руля проходит через точку 1 перед центром давления руля 2, в котором приложена аэродинамическая сила R_p, то это потребует от летчика усилий на преодоление возникающего на руле шарнирного момента, что соответствует подсознательным, рефлекторным действиям при пилотировании. Летчик в этом случае своими усилиями на рычагах управления "преодолевает" инерцию самолета при совершении маневра. Если ось вращения руля проходит через центр давления (точка 2), а тем более за центром давления (через точку 3), то это совершенно недопустимо в системах прямого управления.
   В первом случае летчик не будет ощущать никаких усилий при перемещении рычагов управления, кроме сил трения в проводке.
   Во втором случае на рычагах управления возникают усилия обратного знака (самолет как бы сам "ведет" рычаги в направлении, потребном для маневра), что нарушает привычные представления летчика о режиме полета и делает управление самолетом практически невозможным. Таким образом, выбором положения оси вращения рулевой поверхности можно привести шарнирный момент руля к потребным значениям.

Рис. 12.6. Аэродинамическая компенсация рулей

   Часть рулевой поверхности (на рис. 12.6 заштрихована), находящуюся перед осью вращения рулевой поверхности, принято называть аэродинамическим компенсатором, поскольку аэродинамические силы на этой части руля создают относительно оси вращения руля момент, который уменьшает (компенсирует) общий шарнирный момент М_ш рулевой поверхности.
   Для облегчения работы летчика (уменьшения усилий на рычагах управления в длительном установившемся полете) применяется расположенная на рулевой поверхности 1 (рис. 12.7) специальная аэродинамическая поверхность 2 - триммер   (англ. trimmer - приводящий в порядок). Нажатием кнопки триммирования на ручке (штурвале) управления летчик подает управляющий электрический сигнал (УС) на электромеханизм 3, который сообщает поступательное движение тяге 4 и отклоняет триммер 2.

Рис. 12.7. К объяснению принципа работы триммера

   Небольшая аэродинамическая сила триммера R_т, не уменьшая практически силу рулевой поверхности R_р, потребную для балансировки, позволяет существенно (практически до нуля) уменьшить шарнирный момент М_ш = R_ра - R_тb и, соответственно, усилия на рычагах управления. Если при М_ш = 0 самолет сбалансирован, летчик может "бросить управление", поскольку усилия на рычагах управления также равны нулю. Самолет совершает устойчивый полет "при свободных рычагах управления".
   Для дозвуковых самолетов выбором положения оси вращения рулевых поверхностей и, как следствие, шарнирного момента М_ш, а также плеч рычагов и качалок (т. е. коэффициента кинематической передачи k_ш в соответствии с требованиями) удается добиться приемлемых для летчика показателей управляемости по всем каналам управления.
   Принципиально возможно создание систем управления без непосредственной связи летчика с органами управления. На дозвуковых самолетах для этой цели используют серворули (от лат. servus - раб, слуга). Серворуль 1 (рис. 12.8) представляет собой аэродинамическую поверхность, аналогичную триммеру, однако серворуль устанавливается на свободноподвешенной рулевой поверхности 2. В этом случае отсутствуют тяги управления (или гибкая проводка), отклоняющие рулевую поверхность.
   Подача управляющего сигнала (УС) на электромеханизм сервоуправления 3 приводит к отклонению на угол δ_с серворуля 1, как показано на рис. 12.8,а. Под действием набегающего потока на серворуле возникает сила R_с, которая на плече b создает момент М_с, поворачивающий свободноподвешенный руль 2 относительно оси 4.

Рис. 12.8. К объяснению принципа работы серворуля

   Поворот рулевой поверхности (рис. 12.8,б) приведет к изменению кривизны несущей поверхности и возникновению на ней управляющей силы R_υ.
   Повернувшись относительно оси 4, рулевая поверхность остановится, достигнув угла отклонения δ_р, при котором

М_ш = R_ра - R_сb = 0.