Элементы конструкции самолета. Органы управления самолета и их работа Как называются органы управления в авиации
Лекция 1. Системы управления самолетом.
Система управления самолета - одна из основных и важных бортовых систем, во многом определяющая эксплуатационные и тактические возможности самолета, включая безопасность его полета. Она представляет собой сложный комплекс электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, в совокупности обеспечивающих необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета, стабилизацию установленных летчиком режимов полета, программное автоматическое управление самолетом на всех режимах полета от взлета до посадки.
Основной задачей системы управления является осуществление отклонения рулевых поверхностей по командным сигналам летчика, систем автоматического управления и других систем, формирующих отклонение рулей по определенным законам.
В развитии систем управления можно выделить три основных этапа, существенно повлиявших на их структуру и открывших большие возможности в создании высокоманевренных сверхзвуковых и тяжелых самолетов.
I. Создание систем управления с обратимыми и необратимыми гидравлическими приводами (бустерами) с переходом на безбустерное управление при отказе гидропитания.
II. Создание необратимого бустерного управления (НБУ) без перехода на непосредственное ручное управление. НБУ позволило обеспечить летчику приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне режимов полета независимо от действующих аэродинамических шарнирных моментов на рулях, значения которых во много раз превышают физические возможности летчика. Этот этап обеспечил широкое внедрение автоматических систем управления.
III. Развитие и внедрение резервированных электродистанционных систем управления (СДУ), работающих совместно с механической дистанционной системой (МСУ) с возможностью полной замены МСУ на СДУ и введением на этой основе автоматических систем, обеспечивающих многорежимность полета современного самолета, включая полеты на малой высоте (до 30...50 м), полеты в трансзвуковой области и др.
Внедрение СДУ позволило достаточно просто ввести активные системы управления, к которым относятся системы: искусственной устойчивости самолета; снижения маневренных нагрузок на конструкцию самолета; непосредственного управления подъемной и боковой силами; ослабления воздействия турбулентности атмосферы; демпфирования упругих колебаний конструкции; ограничения предельных режимов полета и т.д.
О влиянии активных систем управления на самолет свидетельствует тот факт, что его конфигурация «активные» системы подчеркивает отличие положенных в основу новых методов от прежних, пассивных методов обеспечения необходимых характеристик. Реализация концепции активного управления позволяет обеспечить полеты на неустойчивом самолете, улучшить его маневренные характеристики, а также комфортные условия для экипажа и пассажиров, повысить ресурс планера, существенно снизить массу самолета и т.д. Внедрение активных систем можно отнести к IV этапу развития систем управления самолета.
Деление на рассмотренные этапы развития систем управления достаточно условно. Ниже рассмотрены вопросы построения систем управления рулями, их структурные схемы и основные элементы. Основное внимание уделено общим особенностям управления. Структуры систем управления по тангажу, крену, курсу имеют много общего, поскольку НБУ строятся на одних и тех же принципах и не выделяются отдельно
1.1.ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
На современных самолетах для создания управляющих моментов применяют в основном органы управления трех видов - аэродинамические, струйные и в виде управляемой передней стойки шасси (рис. 1.1).
Органы управления, использующие струйные рули или отклонение вектора тяги для создания управляющей силы (момента), требуют значительных энергоресурсов. Струйные органы управления используются на малых или нулевых скоростях полета, а также на очень больших высотах. При пробеге по земле эффективным органом путевого управления является управляемая передняя стойка шасси, с помощью которой обеспечивается управление самолетом на взлетно-посадочной полосе и осуществляется рулежка на аэродроме. При отказе управления передней стойки шасси в качестве аварийного режима возможно использование дифференциального торможения колес основных стоек шасси.Продольное управление самолетом может осуществляться следующими органами управления (табл. 1.1): управляемым цельноповоротным и дифференциальным стабилизаторами, передним оперением, элевонами, вектором тяги, комбинацией перечисленных органов управления.
Самолёты схемы «утка», у которых органом продольного управления является переднее горизонтальное оперение (ПГО), имеют эффективность продольного управления, близкую к самолетам нормальной схемы.
Элевоны традиционно использовались для продольного и поперечного управления на самолетах "бесхвостой" схемы. Однако эти органы управления, расположенные по задней кромке крыла (в том числе элероны, флапероны), теряют значительную часть эффективности при полете самолета на сверхзвуковых скоростях.
На современных самолетах основной системой управления является НБУ, которая обеспечивает приемлемый уровень усилий при управлении самолетом путем применения специальных устройств их имитации независимо от характера действующего шарнирного аэродинамического момента М ш.аэр на органе управления. Современные самолеты имеют органы управления в основном с конструктивной компенсацией или без компенсации вообще (например, Су-27, F-104, F-4 и др.).
Таблица 1.1
|
Тип органа управления |
Канал управления |
||||
|
по тангажу |
по крену |
по курсу |
подъемной |
торможением |
|
|
Управляемое ГО (переднее и заднее) Дифференциальное ГО Концевые рули Флапероны Интерцепторы (спойлеры) Предкрылки Поворотные концевые консоли крыла Закрылки Изменение стреловидности крыла Руль направления Управляемое ВО Поворотный форкиль (гребень) Струйные рули Управление вектором тяги Управление передней стойкой Расщепляющиеся рули Носовые рули Адаптивное крыло Тормозные щитки Реверс тяги Тормоза колес шасси |
|
|
|
|
|
Это создает определенные проблемы по обеспечению безопасности от рулевых форм флаттера. Эти проблемы решаются выбором необходимых характеристик динамической жесткости рулевых приводов, обеспечивая нужный уровень собственной частоты колебаний рулевой поверхности и ее демпфирования.
Углы отклонения элевонов обычно δ эв <±25°. Этот диапазон углов распределяется между каналами тангажа и крена. При наличии автоматики к сигналам ручного управления добавляются также сигналы автомата системы устойчивости и управляемости (СУУ) по тангажу и крену.
На сверхзвуковых самолетах обычной схемы основным органом продольного управления является управляемый стабилизатор, состоящий из двух консолей, каждая из которых крепится на опоре, обеспечивающей независимый поворот консоли относительно ее оси вращения с помощью отдельного привода (рис.1.2). Такая конструкция позволяет осуществить как синхронное отклонение консолей, если стабилизатор используется в качестве органа продольного управления, так и дифференциальное, если стабилизатор одновременно применяется для управления по крену.
На неманевренных самолетах чаще используется единая (неразрезная) конструкция, которая целиком поворачивается относительно узлов навески, закрепленных внутри фюзеляжа. Весовая отдача стабилизатора такой конструкции лучше, но его использование возможно только для продольного управления.
Для уменьшения потребной тяги приводов стабилизатора положение его оси желательно выбирать внутри диапазона перемещения фокусов стабилизатора. В результате на дозвуковых режимах полета стабилизатор будет перекомпенсирован по М ш.кр. Для самолетов с НБУ такая ситуация вполне допустима. Однако с точки зрения безопасности полета на режимах перекомпенсации стабилизатора необходимо предусмотреть, чтобы запасы по тяге приводов были в 1,25-1,5 раза больше, чем на режимах, на которых стабилизатор скомпенсирован на случай возможных отказов в системе управления (например, одной из гидросистем).
Для управления стабилизаторами требуются очень мощные рулевые приводы (так, для ряда самолетов, развиваемые силы двухкамерных приводов одной консоли стабилизатора составляют; 550 кН для F-14; 453,6 кН для F-111; 314 кН для "Торнадо"). Тяга приводов стабилизаторов самолетов превышает их собственный взлетный вес. Естественно, для установки приводов с такой тягой, на самолете требуется мощная силовая конструкция каркаса, которая бы исключала просадку привода под нагрузкой. При прямой оси проще обеспечить жесткость конструкции силовой передачи.
Управление самолетом
2.1. Назначение и состав систем управления самолетом
Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления самолетом. Поскольку процесс управления самолетом осуществляется пилотом, находящимся в кабине экипажа, а элероны и рули находятся на крыле и хвостовом оперении, между этими участками должна быть конструктивная связь. Она должна обеспечить высокую надежность, легкость и эффективность управления положением самолета.
Очевидно, что при отклонении управляющих поверхностей, действующее на них усилие возрастает. Однако это не должно привести к недопустимому увеличению усилий на рычагах управления.
Система управления самолетом может быть неавтоматической, полуавтоматической или автоматической. Если процесс управления осуществляется непосредственно пилотом, т.е. пилот посредством мускульной силы приводит в действие органы управления и устройства, обеспечивающие создание и изменение управляющих движением самолета сил и моментов, то система управления называется неавтоматической (прямое управление самолетом).
Неавтоматизированные системы могут быть механическими и гидромеханическими (см. рис. 6.1). Механические системы - это первые самолётные системы, на базе которых созданы все современные комплексные системы основного управления. Балансировка и управление здесь осуществляются непосредственно мускульной силой экипажа в течение всего полёта.
Рис.6.1. Неавтоматизированные механическая (а) и гидромеханическая (б) системы основного управления самолетом: 1 – командный рычаг; 2 – тяга проводки управления; 3 – качалка или роликовая направляющая; 4 – балансир массы проводки управления;
5 – двуплечая качалка, компенсирующая температурные изменения длины гермоотсека фюзеляжа; 6 – кронштейн навески руля; 7 – рычаг управления руля;
8 – двуплечий рычаг; 9 – пружинный загружатель командного рычага; 10 – механизм триммирования (снятия нагрузки); 11 – рулевой привод; 12 – гидравлический золотник; 13 – гидроцилиндр
На самолётах ГА основное управление осуществляется двумя пилотами с помощью двойных командных рычагов, механической проводки управления, кинематических устройств, регулирующих перемещения и усилия, и поверхностей управления.
Если процесс управления осуществляется пилотом через механизмы и устройства, обеспечивающие и улучшающие качество процесса управления, то система управления называется полуавтоматической. Если создание и изменение управляющих сил и моментов осуществляется комплексом автоматических устройств, а роль пилота сводится к контролю за ними, то система управления называется автоматической. На большинстве современных скоростных самолетов применяются полуавтоматические и автоматические системы управления.
Комплекс бортовых систем и устройств, которые дают возможность пилоту приводить в действие органы управления самолетом для изменения режима полета или для балансировки самолета на заданном режиме, называют системой основного управления самолетом (руль высоты, руль направления, элероны, переставной стабилизатор).
Устройства, обеспечивающие управление дополнительными элементами управления (закрылки, предкрылки, спойлеры) называют вспомогательным управлением или механизацией крыла.
В систему основного управления самолетом входят:
А) командные рычаги, на которые непосредственно воздействует пилот, прикладывая к ним усилия и перемещая их;
Б) проводка управления, соединяющая командные рычаги с элементами систем основного управления;
В) специальные механизмы, автоматические и исполнительные устройства.
Отклоняя штурвальную колонку на себя или от себя, пилот осуществляет продольное управление самолетом, т.е. изменяет угол тангажа, отклоняя руль высоты или управляемый стабилизатор. Поворачивая штурвал вправо или влево, пилот, отклоняя элероны, осуществляет поперечное управление, накреняя самолет в нужную сторону. Для отклонения руля направления пилот воздействует на педали. Педали используются также для управления передней опорой шасси при движении самолета по земле.
Пилот является важнейшим звеном в неавтоматической и полуавтоматической системах управления. Он воспринимает и перерабатывает информацию о положении самолета, действующих перегрузках, положении рулей, вырабатывает решение и создает управляющее воздействие на командные рычаги.
Основное управление самолетом должно удовлетворять следующим требованиям:
1. При управлении самолетом движения рук и ног пилота для отклонения командных рычагов должны соответствовать естественным рефлексам человека при сохранении равновесия. Перемещение пилотом командного рычага в определенном направлении должно вызывать нужное перемещение самолета в том же направлении.
2. Реакция самолета на отклонение командных рычагов должна иметь незначительное запаздывание, определяемое условиями устойчивости контура управления "пилот-самолет".
3. При отклонении органов управления (рулей, элеронов и др.) усилия на командных рычагах должны возрастать плавно, быть направлены в сторону, противоположную движению командных рычагов (препятствовать перемещению их пилотом), а величина усилий должна согласовываться с режимом полета самолета. Последнее необходимо для обеспечения пилоту "чувства управления" самолетом, способствующего пилотированию самолета. Предельные усилия на командных рычагах должны соответствовать физическим возможностям пилота.
4. Должна быть обеспечена независимость действия рулей: отклонение, например, руля высоты не должно вызывать отклонения элеронов, и наоборот.
5. Углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать возможность полета самолета на всех требуемых полетных и посадочных режимах, причем должен быть предусмотрен некоторый запас отклонения рулей.
2.2. Особенности конструкции систем управления самолетом
Основными конструктивными элементами систем управления являются командные рычаги, проводка управления и различные агрегаты (бустеры, механизмы загрузки и т.п.).
Проводка управления предназначена для передачи усилий с командных рычагов на управляемые поверхности. Проводка управления может быть выполнена гибкой или жесткой.
Рис.6.2. Схема действия триммера: 1 – электромеханизм; 2 - триммер
При длительном полете самолета с отклоненными рулями для снятия усилий с командных рычагов применяются триммеры, которые представляют собой дополнительную рулевую поверхность, устанавливаемую на задней части основного руля. Триммеры отклоняются на необходимые для снятия усилий углы по желанию пилота. Это обеспечивается специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов (см. рис. 6.2.).
Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на командные рычаги, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенсирующий момент от триммера, противодействующий шарнирному моменту, возникает вследствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сама сила и невелика.
Шарнирный момент руля можно уменьшить, применяя аэродинамическую компенсацию, т.е. создавая с помощью аэродинамической силы носового участка руля момент, противоположный моменту от силы хвостового участка (см. рис. 6.3.). Наиболее широкое распространение получила осевая аэродинамическая компенсация - смещение оси вращения руля от его передней кромки. Центр давления аэродинамической силы руля лежит приблизительно на 1/3 его хорды. Если ось вращения руля приблизить к линии центра давления, то тем самым уменьшится плечо аэродинамической силы. Уменьшение плеча дает уменьшение шарнирного момента руля, а следовательно, уменьшает нагрузку на рычаг управления рулем.
Иногда аэродинамический компенсатор представляет собой часть рулевой поверхности, вынесенной вперед только у края руля, а не по всей длине (см. рис. 6.4.). Такая разновидность осевой аэродинамической компенсации получила название роговой и применяется на легких нескоростных самолетах.
На элеронах применяется также и так называемая внутренняя аэродинамическая компенсация. Компенсатор находится в пространстве за задним лонжероном крыла и соединен с ним герметичной гибкой перегородкой. Разность давлений, действующих на компенсатор, создает необходимый эффект. Внутренний компенсатор не выходит в поток и не увеличивает сопротивление.
Схема сервокомпенсатора (флетнера): 1 – тяга управления рулем;
2 – руль; 3 - сервокомпенсатор
Наряду с осевой компенсацией, применяются сервокомпенсаторы (или флетнеры). Принцип действия его подобен действию триммера. В то же время между ними имеется существенное различие. Если триммер отклоняется только по командам пилота и отклонение руля не вызывает поворота триммера, то сервокомпенсатор при помощи четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля. Иногда используются триммеры - флетнеры - это флетнеры, длина жесткой тяги которых может изменяться с помощью электрического привода, и поэтому они могут работать и как триммер, и как сервокомпенсатор.
Считается, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т.е. управление самолетом без усилителей, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не более 0,9. Поэтому в систему управления скоростного самолета включают специальные механизмы и приводы, позволяющие преодолеть эти затруднения.
На тяжелых неманёвренных самолётах, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок и высокую механизацию крыла, для обеспечения балансировки возникает необходимость дискретно-переставляемого или триммируемого стабилизатора. Дискретно-переставляемый стабилизатор - это переставной стабилизатор, отклоняемый пилотом или автоматически на фиксированные углы. Триммируемый стабилизатор используется для продольной балансировки самолёта и снятия усилий с рычага управления. Такой стабилизатор отклоняется пилотом в пределах рабочего диапазона нажатием специальной кнопки управления. Скорость отклонения триммируемого стабилизатора небольшая: 0,3-0,5 град./с. Применение триммируемого стабилизатора для балансировки самолёта позволяет на всех режимах полёта использовать весь диапазон возможных углов отклонения руля высоты для манёвра и парирования возмущений, что повышает безопасность полёта и расширяет эксплуатационные возможности самолёта. Вследствие этого такая схема управления продольным движением получала наибольшее распространение на пассажирских самолётах.
2.3. Рычаги управления самолетом
На современных самолетах гражданской авиации управление разделяется на две группы - ручное и ножное.
Ручное управление применяют для воздействия на элероны и руль высоты (см. рис. 6.6.). Командным рычагом в системах управления средних и тяжелых самолетов является штурвальная колонка. Для легких самолетов может быть применена ручка.
Движение штурвала влево (против часовой стрелки) приведет к образованию левого крена. Соответственно поворот штурвала вправо (по часовой стрелке) вызовет появление правого крена.
"Дача штурвала от себя" вызовет снижение, пикирование самолета. И, наоборот, при перемещении штурвала "на себя" самолет будет подниматься, кабрировать. Независимо от конкретного конструктивного исполнения на всех самолетах определенное движение штурвала или ручки вызовет эволюцию самолета одинакового характера.
Ножное управление предназначено для управления рулем направления. "Дача правой ноги" вперед приведет к правому развороту.
Таким образом, конструкция управления предусматривает, чтобы изменение положения самолета в пространстве соответствовало естественным рефлексам человека.
На средних и тяжелых самолетах устанавливают спаренные командные рычаги для двух пилотов: левого и правого. В длительном полете, в сложных условиях один пилот будет перегружен. К тому же, если один из них по каким-либо причинам (например, по болезни) не сможет осуществлять управление, второй заменит его. Командные рычаги конструктивно связаны друг с другом, их движения абсолютно синхронны и одинаково воздействуют на управляющие поверхности.
Максимальные усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования самолёта не должны превышать по абсолютной величине:
35 кгс - в продольном управлении;
20 кгс - в поперечном управлении;
70 кгс - в путевом управлении.
На продолжительных режимах полета обеспечивается балансировка самолёта по усилиям. Максимальные кратковременные (не более 30 с) усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования самолёта при возникновении маловероятных отказных состояний, не должны превышать:
50 кгс - в продольном управлении;
30 кгс - в поперечном управлении;
90 кгс - в путевом управлении.
Уменьшить усилие можно с помощью аэродинамической компенсации, например триммеров. Однако в системе управления могут возникнуть значительные усилия, превышающие возможности человеческого организма. В этих случаях в систему управления включают усилители. Например, гидравлические. Особенно это необходимо для сверхзвуковых самолетов, у которых при преодолении звукового барьера возникают значительные усилия.
Усилители, установленные в системе управления, называются бустерами. Бустеры располагают возможно ближе к управляющим поверхностям, чтобы сократить длину и массу конструктивных элементов цепи управления. Бустерное управление обычно разделяют на две схемы: обратимую и необратимую. В обратимой схеме усилия на рычагах управления пропорциональны величине шарнирного момента управляющей поверхности. В этом случае большая часть усилия воспринимается бустером и только небольшая часть усилия необходимого для отклонения рулей, передается на рычаг управления. В необратимой схеме все усилие, необходимое для отклонения управляющей поверхности, создается бустером. Здесь пилот не будет ощущать на командных рычагах управления никакого усилия и не ощутит изменения режима полета по нагрузке на рычаге управления. Считается естественным, что ручка управления оказывает сопротивление перемещению. Для создания такого эффекта в необратимых схемах предусматривают загружатели различных конструкций.
В конструкциях современных самолетов, когда неизмеримо возросли требования к экономичности полета, непосредственное управление полетом с использованием мускульной силы пилота не может обеспечить выбор наивыгоднейшего режима в каждый момент времени. Изменяющиеся условия (направление ветра, восходящие и нисходящие потоки воздуха, климатические изменения) требуют мгновенного принятия решения и соответствующих действий, особенно в условиях скоростного полета. Это может быть выполнено только быстродействующей ЭВМ. Поэтому на современных самолетах устанавливают автоматизированные системы управления. Основными составляющими таких систем являются автопилоты, управляемые бортовыми ЭВМ. Задачу обеспечения достаточной надежности систем управления конструкторы решают, создавая две или три независимые системы управления агрегатом. При отказе одной из систем вступает в действие вторая и т.д. В системах управления самолетами новых поколений механическая передача усилий пилота к управляющим поверхностям не применяется, элероны и рули соединены с исполнительными механизмами (например, рулевыми агрегатами), управление которыми пилот осуществляет дистанционно с помощью электрических сигналов.
2.3.1. Проводка управления
Проводка управления связывает командные рычаги непосредственно с рулями или гидроусилителями рулей. К ней подключаются исполнительные механизмы систем автоматического управления. Конструкция проводки управления может быть гибкой, жесткой и смешанной.
Гибкая проводка состоит из тросов, роликов, качалок, секторов и других деталей. В этом случае все усилия в системе управления передаются с помощью тросов - стальных канатов, свитых из прядей проволоки. В самолетостроении применяют прочные, гибкие тросы с большим сроком службы, не подвергающиеся коррозии. Перед установкой на самолет трос предварительно вытягивают под нагрузкой, составляющей около 50% разрушающей. Это делается для того, чтобы избежать вытяжки троса в процессе работы. Вытяжка троса от растягивающих усилий в процессе работы может привести к ослаблению троса и нарушению управления самолетом.
Трос вытягивается в процессе эксплуатации под нагрузкой и нуждается во внимательном уходе, контроле и смене из-за износа. Вследствие различного теплового удлинения стального троса и дюралевой конструкции самолета гибкая проводка дополнительно нагружается. Необходимо устанавливать элементы автоматического регулирования натяжения тросов.
Для обеспечения достаточной долговечности тросов желательно, чтобы действующие в тросе при управлении самолетом усилия составляли не более 10% от усилия, разрушающего трос.
Тросы проходят вдоль каркаса самолета, выходя при этом из гермокабины или входя в нее. Для обеспечения герметичности в местах прохода троса через перегородки устанавливают гермоузлы различной конструкции.
Жесткая проводка состоит из тяг, качалок, рычагов, валов, направляющих устройств и кронштейнов. Так как тяги могут работать на растяжение и на сжатие, то для обеспечения управления достаточно одной линии тяг (т.е. жесткая проводка - однопроводна).
В системе управления встречаются случаи, когда управляющие поверхности должны отклоняться на различные углы. Например, руль высоты и элероны должны отклоняться на разные углы вверх и вниз, поскольку при их отклонении возникают разные усилия от действия воздушных потоков. Схема управления, при которой отклонение командных рычагов на один и тот же угол в разные стороны приводит к неодинаковым отклонениям управляющих поверхностей, называется дифференциальной.
На практике с целью компенсации недостатков обеих систем чаще всего используют смешанную проводку управления в виде сочетания жесткой и гибкой проводок.
Важным устройством в системе проводки управления на современных самолетах являются выводы тяг и тросов из герметических кабин и отсеков. Обычно это делается с помощью специальных коробок герметизации, в которых поступательное движение тяг преобразуется с помощью качалок-рычагов во вращательное, а поворачивающиеся валы легко герметизируются с помощью кольцевых уплотнений.
Если самолёт имеет устройство для стопорения рулей и элеронов при стоянке его на земле, в конструкции предусматриваются специальные механизмы, исключающие вылет самолёта с застопоренными рулями и элеронами. В случае применения внешних устройств стопорения (струбцин) перед вылетом самолёта необходимо убедиться в их снятии. На самолётах с необратимым бустерным управлением демпфирование рулевых поверхностей при ветровых возмущениях на стоянке обеспечивается силовыми приводами.
С ростом скоростей полета интенсивно увеличиваются усилия, потребные для отклонения рулевых поверхностей. Пилот, летящий на самолете с непосредственным, не автоматическим управлением, замечает это по значительному возрастанию усилий, требуемых для отклонения командных рычагов. На больших скоростях и высотах значительно изменяются углы отклонения рулей, потребные для балансировки самолета. С ростом скорости полета они уменьшаются, а с ростом высоты полета - увеличиваются.Всистему управления скоростного самолета включают гидроусилители, представляющие собой гидравлическую следящую систему. Гидроусилитель состоит из исполнительного механизма - силового цилиндра двойного действия и распределительного, следящего механизма, чаще всего золотникового типа. Отклоняя командные рычаги, пилот воздействует на связанный с ними проводкой управления золотник, для отклонения которого требуются незначительные усилия. Золотник распределяет поток жидкости, подаваемой под большим давлением, направляя его в ту или иную полость силового цилиндра. Рабочий ход золотника, необходимый для перепуска жидкости обычно очень невелик и измеряется несколькими миллиметрами. Поэтому практически сразу после начала перемещения пилотом командного рычага начинает перемещаться и исполнительный шток гидроусилителя. Исполнительный шток силового цилиндра непосредственно или через промежуточные элементы проводки отклоняет рулевую поверхность, которую обслуживает данный гидроусилитель.
2.3.2. Стопорение рулей и элеронов
Во время стоянки на земле рули и элероны стопорятся с целью исключения их колебаний от ветровых нагрузок.
Чаще всего для стопорения рулей и элеронов используется механическая система непосредственного управления или электромеханическая система дистанционного управления, заканчивающаяся реверсивными электродвигателями с механизмом стопорения.
Принцип действия системы стопорения сводится к защемлению рулей и элеронов относительно планера. Для этого на рулях (элементах проводки управления) имеются гнёзда, в которые входят стопоры механизмов. Руль направления и элероны стопорятся в нейтральном положении или в положении правого крена, а руль высоты - в нижнем положении, что обеспечивает уменьшение кабрирующего момента при сильном ветре и страхует от самопроизвольного стопорения в полёте. Механизм стопорения благодаря конусу наконечника и дополнительной пружине позволяет ставить рычаг управления в положение "Застопорено" независимо от положения руля и элеронов. Последующее перемещение рулей и элеронов приводит к самостопорению.
При штормовом предупреждении стопорение рулей и элеронов производится с помощью струбцин. На некоторых самолётах с бустерной системой управления рули и элероны автоматически стопорятся рулевыми приводами.
2.4. Назначение и состав вспомогательного управления самолётом
Вспомогательные системы управления значительно проще основной системы, они включают только часть ее агрегатов. Обычно это командные рычаги, проводка и исполнительные механизмы, приводящиеся в движение гидравлическими, электрическими, пневматическими устройствами или механическими приспособлениями.
Работа всех элементов механизации крыла (закрылков, предкрылков и спойлеров) основана на управлении пограничным слоем на поверхности крыла и изменении кривизны профиля крыла. Механизация крыла позволяет улучшить взлётно-посадочные и манёвренные характеристики самолёта, увеличить его полезную нагрузку и повысить безопасность полёта.
Элементами механизации передней части крыла являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, щитки Крюгера.
Элементами механизации задней части крыла являются поворотные закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трёхщелевые), закрылки Фаулера, поворотные и скользящие (выдвижные) щитки.
Эффективность элементов механизации крыла зависит от относительных размеров, формы и положения относительно основной части крыла.
Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки самолёта. Наиболее эффективными элементами механизации передней кромки являются предкрылки.
Схемы механизации передней части крыла: 1 – поворотные носки; 2 – носовой щиток; 3 – щиток Крюгера; 4 – предкрылок. Схемы механизации задней части крыла: 1 – тормозной щиток; 2 – поворотный щиток; 3 – скользящий щиток; 4 – поворотный закрылок; 5 – щелевой поворотный закрылок; 6 – вы-движной поворотный закрылок;
7 – закрылок Фаулера; 8 – двухщелевой закрылок; 9 – двухщелевой закрылок в комбинации с интерцептором; 10 – трехщелевой закрылок.
Наиболее эффективными и распространенными элементами механизации задней части крыла являются щелевые выдвижные закрылки (они увеличивают кривизну и площадь несущей поверхности).
Спойлеры (интерцепторы) - это аэродинамические органы управления самолётом, выполненные в виде щитков, в рабочем положении выступающими над поверхностью крыла под углом к набегающему потоку. Спойлеры устанавливаются на верхней поверхности крыла и в рабочем положении уменьшают его подъёмную силу; используются на правом или левом крыле в качестве органа поперечного управления (совместно с элеронами), а при одновременном выпуске на правом и левом крыле как гасители подъемной силы в полёте или тормозные щитки при пробеге на земле.
При отказах в системе управления элеронами спойлеры, работающие в элеронном режиме, служат резервным вариантом управления по крену. Преимущество спойлеров перед другими органами управления (например, элеронами) состоит в том, что они устанавливаются в той части крыла, в которой задняя кромка использована для размещения закрылков.
2.4.1. Управление закрылками
Закрылки могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае различают внутренние и внешние закрылки).
При использовании закрылков увеличение подъёмной силы происходит за счёт изменения кривизны профиля крыла, увеличения площади несущей поверхности, аэродинамической интерференцией закрылка с основной частью крыла (например, щелевой закрылок, закрылок Фаулера), реакцией выдуваемой струи газа (например, струйный закрылок).
Выпуск и уборка закрылков производится с помощью гидро- и электроприводов, которые через трансмиссию вращают винтовые механизмы, перемещающие закрылки назад и вниз Профиль отклонения закрылков задаётся направляющими рельсами.
Конструкция закрылков аналогична конструкции крыла. Управление закрылками осуществляется с помощью рукоятки управления, которую устанавливают на заданный взлётный или посадочный угол отклонения закрылков.
Контроль за положением закрылков осуществляется по приборам и сигнализации. При рассинхронизации закрылков срабатывает система предельного рассогласования, которая включает сигнализацию, останавливает закрылки и включает противоуборочные тормоза.
Предкрылки могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае обычно в концевых сечениях).
Внешний контур предкрылков выполняется по форме контура передней части крыла, и в убранном положении предкрылки "вписываются" в исходный профиль крыла. Задняя часть предкрылков формирует профиль щели между предкрылками и крылом. Через щель струя воздуха поступает на верхнюю поверхность крыла, за счёт чего на ней увеличивается зона безотрывного обтекания.
Отклонение предкрылков приводит к увеличению кривизны профиля, значительному смещению вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя на верхней поверхности крыла, что, в свою очередь, существенно увеличивает критический угол атаки. При выдвижении предкрылков одновременно увеличивается суммарная площадь крыла и, следовательно, его полная подъёмная сила.
Отклонение предкрылков производится с помощью гидро- или электроприводов, которые через трансмиссию вращают винтовые механизмы, перемещающие предкрылки вперёд и вниз. Профиль отклонения предкрылков задаётся направляющими рельсами.
В настоящее время на современных самолётах используется система совмещённого управления закрылками и предкрылками, которая выдаёт команду на выпуск или уборку предкрылков от рычага управления закрылками.
Контроль за выпущенным или убранным положением предкрылков осуществляется по сигнализации. В случае рассинхронизации предкрылков, так же как и в системе управления закрылками, срабатывает система предельного рассогласования.
2.4.2. Система управления спойлерами
Спойлеры устанавливаются на верхней поверхности крыла перед закрылками. Их площадь обычно составляет 5-8% площади крыла. Отклоняются они вверх на 45-60 град. обычно после касания самолётом грунта и обжатия главных стоек шасси. Эффект спойлеров проявляется двояко. Во-первых, выдвинутые в поток, они вызывают рост сопротивления, и во-вторых, способствуют резкому уменьшению подъёмной силы крыла (их поэтому иногда называют "гасителями подъёмной силы"), а это приводит к увеличению нагрузки на опоры и повышению эффективности использования колёсных тормозов.
Как правило, спойлеры работают в нескольких режимах. Например, на самолёте Ил-76 спойлеры работают в тормозном, элеронном и совместном режимах. Управление спойлерами - следящее и осуществляется с помощью бустеров.
Управление спойлерами в элеронном режиме осуществляется штурвалами; в тормозном режиме - ручкой управления, расположенной на центральном пульте; в совместном режиме - от штурвалов и ручки одновременно (см. рис).В элеронном режиме спойлер поднимается на том крыле, где элерон отклоняется вверх. В тормозном режиме спойлеры поднимаются на обоих крыльях пропорционально ходу ручки. В совместном режиме углы отклонения спойлеров того крыла, где элерон отклонился вверх, складываются из углов отклонения в элеронном и тормозном режимах.
Элеронный режим используется на всех этапах полёта. Тормозной режим используется в следующих случаях:
При необходимости увеличения вертикальной скорости снижения самолёта. Угол выпуска спойлеров в этом случае подбирается таким, который обеспечит необходимую скорость снижения;
На пробеге после касания ВПП колёсами основных опор шасси. При этом используется полный угол выпуска спойлеров - 20 град. Одновременно на земле при обжатых шасси от ручки управления спойлерами на 40 град. выпускаются тормозные щитки.
2.5. Система управления на частном примере самолета «cessna-172»
Система управления самолетом
2.5.1. Общие сведения
Система управления самолетом включает в себя руль высоты (РВ), на котором установлен триммер, руль направления (РН), элероны и взлетно-посадочные устройства - закрылки. В кабине пилотов установлены:
Два штурвала для управления РВ и элеронами;
Две пары педалей для управления РН;
Один штурвал для управления триммером РВ;
Рычаг управления триммером РН;
Ручка управления закрылками;
Управление элеронами и РВ осуществляется левым или правым штурвалом через механическую проводку, состоящую из тяг, качалок и тросовой проводки. Триммер РВ отклоняется с помощью тросовой проводки.
Управление триммером РВ осуществляется с помощью штурвала через тросовую проводку.
Управление. РН осуществляется с помощью педалей через тросовую проводку.
Управление триммером руля направления осуществляется ручкой управления триммером РН за счет дополнительной загрузки педалей.
Управление закрылками осуществляется ручкой управления. Электрический сигнал подается от ручки управления на электродвигатель, который в свою очередь через тросовую и тягу отклоняет закрылки.
2.5.2. Основные технические данные
(1) Углы отклонения элеронов:
Вверх..........................- 20°
Вниз............................+ 15°
(2) Углы отклонения РН........±17º44" ±1º
(3) Углы отклонения РВ:
Вверх………………..- 28°±1º
Вниз…………………+ 23°±1º
(4) Углы отклонения триммера РВ:
Вверх ……………….-28º (+1º;-0º)
Вниз ………………...+13º (+1º;-0º)
(5) Угол отклонения закрылков от 0º до 40º (+0º; -2º)
2.5.3. Поперечное управление. Управление элеронами.
Общие сведения
С помощью элеронов обеспечивается поперечное управление самолетом. Пилот управляет элеронами отклонением левого и правого штурвала.
2.5.4. Описание назначения системы, перечень подсистем
Система управления элеронами состоит из двух штурвалов, один для пилота второй для дополнительного пилота, присоединенная к рулевой колонке и связанная универсальными соединениями с U-образным управляющим элементом, находящимся за панелью приборов. Боковое вращение любого из штурвалов передается на элероны, по одному на каждое крыло, через серию звездочек, цепей, шкивов, тросов, угловых рычагов.
Особенности ее устройства, расположение подсистем
Проставка
Ролик
Шплинт троса
Тандер
Угловая качалка
Элерон
Передаточный трос между элеронами
Трос правого элерона
Втулка
Трос левого элерона
Кронштейн ролика
Описание
U-образный Элемент управления (штурвальная колонка
16. Передаточный
19. Болт осевой
20. Болт тяги
21. Втулка направляющая
Со стопорением
22. Штурвал 2-го пилота
23. Трубчатая тяга
24. Замок колонки
25. Втулка
26. Штурвал 1-го пилота
28. Универсальное
Соединение
29. Замок
30. Шарнирное
Соединение
1. Зубчатый механизм
4. Цепь галя
6. Тандерное соединение
8. Распределительный
9. Стопор
10. Стопор
11. Проставка
12. Подшипник
13. Коническая шайба
14. Стопор
2.5.5. Отыскание и устранение неисправностей
| Неисправность | Возможная причина | Исправление |
| Отсутствие движения штурвала | Ослабли управляющие тросы | Отрегулировать натяжение троса до правильной величины. |
| Сломанный шкив или кронштейн, трос соскочил со шкива или изношенная внутренняя полость подшипника | Заменить сломанные или изношенные части. Установить правильно тросы. |
|
| Люфт углового рычага | Заменить угловые рычаги |
|
| Ослабленное натяжение цепей | Отрегулировать натяжение цепей до правильной величины. |
|
| Сопротивление движению штурвала | Тросы слишком натянуты | Отрегулировать натяжение тросов |
| Зажимает шкив или слетел трос со шкива | Заменить дефектный шкив. Установить корректно трос |
|
| Угловой рычаг погнут или сломан | Заменить угловой рычаг |
|
| Болты со шплинтом в системе перетянуты | Ослабить, затем затянуть правильно и безопасно |
|
| Ржавые цепи | Заменить цепь |
|
| Цепь задевает зубчатую звездочку | Заменить дефектные части |
|
| Дефектные U-соединения | Заменить дефектные U-соединения |
|
| Штурвалы не выравниваются с нейтральной позицией элеронов | Неправильная регулировка цепей или тросов. С отцентрированным штурвалом стопорная втулка углового рычага элеронов должна находиться в центре прорези (оба левый и правый рычаги) | Отрегулировать в соответствии с ТК № 027/07 |
| Неправильная регулировка тяг осевой передачи усилия на элероны. Если цепи и тросы правильно собраны и стопорная втулка углового рычага элеронов находится в центре прорези, то тяги осевой передачи усилия выставлены неверно. | Выставить тяги осевой передачи усилия на правильный уровень выравнивания |
|
| Двойные штурвалы не скоординированы Несинхронное перемещение элеронов | Цепи неверно подогнаны. Тяги осевой передачи усилия подогнаны неверно. Изношенные стопорная втулка углового рычага элеронов или прорезь углового рычага. | Подогнать в соответствии с ТК № 027/07 Заменить изношенные части |
2.5.6. Управление рулем направления с триммером (путевое управление)
Общие сведения
Описание назначения системы, перечень подсистем
На рабочем месте каждого пилота имеются две педали ножного управления без механизма регулировки. Педали используются для управления РН, а также для торможения колес и которые также управляют разворотом колеса передней стойки шасси. Обе пары педалей соединены между собой жесткой тягой. Отклонение одной пары педалей ведет к синхронному отклонению другой пары.
2.5.7. Описание
Узел педалей смонтирован в общем, кронштейне, установленном на полу кабины.
Основными частями узла педалей являются две педали, два кронштейна, на которых они установлены и элементы механизма торможения колес.
Педаль, установленная в кронштейне на подшипниках, состоит из подножки и прикрепленной к ее носку тормозной педали (рис. 027.6). В подножках педалей левого пилота имеются отверстия для установки приспособления стопорения педалей. Тормозная педаль кинематически связана с соответствующим цилиндром торможения.
На нижней части плеча узла педалей левого пилота закреплен сектор тросовой проводки управления РН. К сектору подходит тяга, которая связана с рычагом, установленным в нижней части плеча узла педалей правого пилота.
На секторе установлены регулируемые упоры, ограничивающие перемещение педалей и соответственно проводки управления. Ответные нерегулируемые упоры расположены на специальных кронштейнах.
2.5.8. Описание работы системы, подсистемы, изделия
При отклонении вперед правой (левой) педали кронштейн перемещается вместе с ней и через регулировочную тягу, поводок, муфту и валик поворачивает плечо педали с сектором. Левая (правая) педаль при этом отходит назад. Отклонение педалей левого пилота вызывает синхронное отклонение педалей правого пилота. Аналогичные действия вызывает отклонение педалей правого пилота.
Ход педалей составляет +73 мм.
При отклонении рычага тримировая связанный с ним валик перемещает вперед или назад по направлению полета муфту, которая через поводки и регулировочные тяги перемещает педали.
Система управления руля направления с триммером РН
Соединительный хомут-скоба
Кронштейн управления
Правый задний трос
Левый задний трос
Муфта
Шплинт
Ролик
Штанга руля направления
Трос руля направления
Хомут
Шайба
Втулка
Стопорная гайка
Левый передний трос
Правый передний трос
Левый трос
Правый трос
Педали руля направления
Цилиндр
Педаль руля направления
Пружина
Проставка
Тормозная рейка
Цилиндр цапфы
Хвостовая штанга руля направления
Опора подшипника
Возвратная пружина
Тяговая труба тормозов
Главный цилиндр
Скоба
Угловой рычаг
Одиночная ступица
Тяговая труба тормозов
Передняя штанга руля направления
Главный цилиндр
Скоба
Угловой рычаг
Одиночная ступица
Руль направления
Противовес
Верхний шарнир
Втулка
Прокладка
Центральный шарнир
Шайба
Гайка
Нижний шарнир
Верхний обтекатель
11. Нижний обтекатель
12. Кронштейн управления РН
13. Металлизация
Система управления триммером руля направления
Конструкция консоли
Рукоятка
Рычаг
Скоба
Пружинное устройство триммера руля направления
Штанга руля направления.
Угловой рычаг.
Тяга.
Описание
Рычаг в сборе, управляемый пилотом, соединен качалкой с пружинной тягой триммера, который, в свою очередь, соединен непосредственно с педалью руля в сборе и, соответственно, с рулем направления. Рычаг в сборе расположен в центре консоли и служит для перемещения рычага и жесткой фиксации триммерной системы в одной из трех позиций: справа или слева от центра, или на нейтральной позиции. Рычаг также служит для индикатора отбалансированного положения.
Наиболее часто встречающиеся или возможные неисправности
| Неисправность | Возможная причина | Устранение неисправности |
| Руль не отвечает на движение педалей | Разорванные или рассоединенные тросы | Откройте крышки смотровых люков и осмотрите тросы. Соедините или замените тросы. |
| Ограниченное или скачкообразное движение педалей и руля | Тросы слишком сильно натянуты | Обратитесь к рисунку для установления расстояния между педалями и теплозащитным кожухом двигателя. |
| Тросы плохо посажены на блоки | Откройте крышки смотровых люков и осмотрите систему. Поправьте тросы. |
|
| Заедают или неисправные роликовые блоки или оплетка тросов | Откройте крышки смотровых люков и осмотрите систему. Замените неисправные роликовые блоки или расплетенные тросы. |
|
| Педали руля плохо смазаны | См. секцию 2. |
|
| Неисправные подшипники педалей руля | Если смазка педалей не помогает избавиться от заедания, замените подшипниковые блоки |
|
| Неисправные шарниры руля направления | Осмотрите. Замените неисправные шарниры. |
|
| Болты с отверстиями под шплинт затянуты слишком туго | Проверьте и расслабьте болты, чтобы устранить заедание. |
|
| Рулевая тяга неправильно подсоединена | Настройте систему в соответствии с ТК № 027/13 |
|
| Нет движения между педалями руля и рулем | Недостаточное натяжение тросов | Согласно рисунку и ТК № 027/13, настройте расстояние между противопожарной перегородкой и педалями. |
| Неправильная траектория движения руля | Неправильная настройка системы | Настройте систему в соответствии с ТК № 027/13 |
2.5.9. Управление рулем высоты с триммером
(продольное управление)
Общие сведения
Рули высоты приводятся в действие с помощью энергии, передаваемой через движение вперед-назад U-колонки пилота. Эта энергия поступает в рули высоты через систему, состоящую из, тросов и такелажа. Тросы рулей высоты с конечной стороны прикреплены напрямую к 2х плечей качалке, установленной между рулей высоты. Данный 2х плечая качалка служит промежуточным соединением между половинками руля высоты и как опорный узел болтов-ограничителей перемещения. Триммер РВ установлен на правой половинке руля высоты.
Описание
10. Тяговая труба
Ролик
Задний верхний трос
Шплинт
Задний нижний трос
2х плечая качалка
Передний верхний трос
Передний нижний трос
11. Передний угловой рычаг
12. Кронштейн
13. Тандер
Рули управления высотой
Обтекатель руля высоты
Триммер руля высоты
Наконечник тяги
Кронштейн управления триммером
Весовой баланс
Узел трубы
2х плечая качалка
Кронштейн узла навески РВ
Защелка
Горизонтальный
стабилизатор
Болт-ограничитель перемещения
Гайка
Система управления триммером
Триммер находится на правом руле высоты и управляется при помощи органа управления смонтированного в основании. Усилие для управления триммером передается через цепи, тросы и механизм управления триммером. Механический указатель, находящийся рядом с органом управления триммером показывает положение триммера. Положение «Носом вверх» достигается при перемещении триммера в нижнее положение.
Наиболее часто встречающиеся или возможные неисправности
Устранение неисправностей
| Неисправность | Возможная причина | Устранение |
| Нет ответа на движение штурвалом вперед-назад | Передний или задний конец тягового канала отсоединены Тросы отсоединены | Проверить визуально и правильно присоединить тяговый канал |
| Проверить визуально, присоединить тросы и отрегулировать согласно ТК № 027/24 |
||
| | Дефектный передний или задний угловой рычаги или подшипник вращения углового рычага | Подвигайте чтобы увидеть где происходит затруднение при движении. Замените найденные дефектные части углового рычага. |
| Тросы обвисли | Проверить натяжение и натянуть трос до значения показанного на рис. |
|
| Тросы не правильно ходят в шкиве | Откройте лючки доступа и осмотрите шкивы. Корректно проложите тросы в шкиве. |
|
| Зажимает Нейлоновый подшипник на панели приборов | Отсоедините универсальное соединение и проверьте на зажим. Замените подшипник если чувствуется зажим. |
|
| Дефектный подшипник вращения штурвала самолета | Отсоединить тяговую колонку рулей высоты в нижнем конце штурвала и проверьте, что этот элемент управления ходит свободно. Замените подшипник если он дефектный. |
|
| Дефектный шарнир рулей высоты | Двигайте рули высоты руками, проверяя шарниры. Заменить дефектный шарнир |
|
| Затрудненное или рваное движение при движении рулей высоты | Болты хомута слишком затянуты | Проверьте и отрегулируйте затяжку болтов чтобы устранить зажим |
| Дефектные ролики или защита тросов | Откройте лючки доступа и осмотрите визуально Замените дефектные части и установите защиту тросов корректно. |
|
| Рули высоты отказываются выполнить заданное перемещение | Тросы установлены неверно | Проверить перемещение рулей высоты с помощью кренометра. |
| Тросы натянуты неравномерно | Отрегулировать в соответствии с ТК № 027/24 |
|
| Помеха в панели приборов управления | Отрегулировать в соответствии с ТК № 027/24 |
Устранение проблем триммера
| Проблема | Возможная причина | Исправление |
| Орган управления триммером двигается с избыточным сопротивлением. | Натяжение тросов слишком велико | Отрегулировать натяжение троса до величины как указано на рис. 027.12. |
| Штурвальное колесо заедает или трется | Открыть панель доступа и проверить визуально. Отремонтировать или заменить в случае необходимости. |
|
| Тросы соскочили со шкива | |
|
| Шарнир триммера заедает | Отсоедините механизм управления триммеров и подвигайте триммер для проверки сопротивления. Смажьте или замените шарнир в случае необходимости. |
|
| Дефектный механизм управления триммером (актуатор). | Снимите цепь с зубчатого механизма актуатора и подвигайте актуатор вручную. Замените актуатор если он дефектный |
|
| Ржавые цепи | Проверьте визуально. Заменить цепь |
|
| Поломанный зубчатый механизм | Проверьте визуально Замените зубчатые механизм. |
|
| Погнут шпиндель зубчатого механизма | Осмотрите движение зубчатых механизмов. Замените погнутые шпиндели зубчаток |
|
| Потеряна связь при движении органа управления и триммера | Натяжение тросов слишком мало | Проверить и Отрегулировать как указано на рис.027.12 |
| Сломанный шкив | Открыть панель доступа и проверить визуально. Заменить дефектный шкив. |
|
| Тросы соскочили со шкива | Открыть панель доступа и проверить визуально. Установить тросы на шкив корректно. |
|
| Изношенный механизм управления триммером. | Снять и Заменить Изношенный механизм управления триммером. |
|
| Крепление механизма управления триммером ослаблено. | Проверьте безопасность крепления механизм управления триммером. Затяните как необходимо. |
|
| Индикатор положения триммера не показывает корректное положение триммера | Индикатор неверно настроен на шкале органа управления. | Проверьте визуально и переустановите индикатор если это необходимо. |
| Некорректное перемещение триммера | Стопорные блоки ослабли или неправильно выставлены | Выставьте стопорные блоки на тросах. |
Система управления рулями и триммерами (часть 2 из 2).
Стабилизатор состоит из переднего и заднего лонжеронов, нервюр и элементов жесткости, центральной, левой и правой оболочечных панелей, а также формованных обшивок передней кромки. В стабилизаторе также находится привод триммера руля высоты. Конструкция руля высоты состоит из формованных обшивок передней кромки, переднего лонжерона, заднего швеллера, нервюр, оси вращения и качалки, левой верхней и нижней V-образных гофрированных панелей обшивки, и правой верхней и нижней V-образных гофрированных обшивок, имеющих на задней кромке вырез для триммера. Триммер руля высоты состоит из лонжерона, нервюры, верхней и нижней V-образных гофрированных панелей. Передние кромки левой и правой половин руля высоты имеет выступы с балансировочными грузами.
Управление самолетом
Система управления самолетом состоит из элеронов, руля направления, руля высоты. Рулевые поверхности управляются через механическую проводку с использованием штурвала для элеронов и руля высоты, и педалей для руля направления/тормозов.
Для педалей предусмотрены удлинители. Они состоят из лицевой части педалей, двух вставок и двух пружинных зажимов. Для установки удлинителей, зацепите нижний зажим удлинителя за нижнюю часть педали и защелкните верхний зажим за верхнюю часть педали. Проверьте, что удлинители надежно закреплены. Для снятия удлинителей произведите операции в обратной последовательности.
Система триммирования
На самолете предусмотрена управляемая вручную система триммирования руля высоты. Триммирование руля направления производится при помощи триммерной поверхности, управляемой от расположенного вертикально колесика, вмонтированного в центральной панели. Вращение триммерного колесика вперед переводит самолет на пикирование, назад - на кабрирование. Триммирование руля направления выполняется при помощи пружинного устройства, соединенного с системой управления рулем направления, и триммерного рычага, смонтированного на пульте управления. Триммирование руля направления выполняется подъемом триммерного рычага вверх до выхода из стопора, а затем перемещением его вправо или влево до выбранной позиции триммирования. Перемещение рычага вправо приводит к повороту самолета вправо, соответственно, перемещение рычага влево поворачивает самолет влево.
Однощелевые закрылки выпускаются и убираются установкой рычага переключателя (находится с правой стороны) на приборной панели в позицию заданного отклонения закрылков. Рычаг переключателя перемещается вверх и вниз по щелевой панели, которая обеспечивает механические упоры в положениях 10° и 20°. Для установки закрылков в положение более 10°, переместите рычаг переключателя вправо для снятия с упора и перевода в требуемое положение. Шкала и указатель слева от рычага показывают положение закрылков в градусах. Цепи системы управления закрылками защищены 10-амперными АЗС, промаркированными надписью FLAP, расположенными с левой стороны панели выключателей и управления.
Закрылки.
РГП «Государственный авиационный центр»
«Утверждаю»
Генеральный директор РГП
«Государственный авиационный центр»
______________Ж. Сандыбаев
«_______»____________2011 г.
МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА
проведению лекции по учебной дисциплине
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ТЕМА № 1.
Разработал: БУТЕНБАЕВ Б.С.
АСТАНА 2011 г.
Тема № 1
Общие данные самолета TL-2000
Описание самолета
1.2.1 Планер самолета
Легкомоторный самолет TЛ-2000 – двухместный самолет, с низкорасположенным крылом, из композиционных материалов, с рулем высоты.
Фюзеляж выполнен из многослойного пластика, в некоторых местах из трехслойного пластика, имеет овальное сечение для достижения оптимального соотношения жесткости, массы и аэродинамического сопротивления. В состав фюзеляжа входит встроенный топливный бак, кресла и основание пульта.
Шасси имеет три колеса и оборудовано гидравлическими дисковыми тормозами. На колесах главной опоры шасси тормоза установлены на пружине из многослойного пластика. Маневры выполняются с помощью колеса передней опоры шасси.
Ножное управление тормозами осуществляется из кабины летчика, управление тормозом каждого колеса является раздельным.
Колесо может быть оборудовано аэродинамическими кожухами.
Кресла в кабине летчика установлены рядом друг с другом. Кабина закрыта колпаком, который может быть прозрачным или более темных тонов, что позволяет обеспечить превосходный обзор. Фиксация колпака кабины осуществляется в трех точках с помощью замков. Принудительная вентиляция в верхней части контролируется с места летчика, кроме этого, вентиляция может быть оборудована нагнетательными окнами или окнами с боковым обдувом.
Пилотажное управление самолетом является спаренным и организовано по классической схеме. Управление рулем высоты осуществляется с помощью тяги, управление рулем направления тросовой проводкой. Управление элеронами и закрылками осуществляется с помощью тяг.
Используется крыло прямоугольной формы. Крыло полностью выполнено из композиционных материалов, основной и вспомогательные лонжероны выполнены из стеклопластика. Пылезащитный чехол имеет трехслойную структуру. Закрылки предусматривают установку в два положения.
Руль высоты также сделан из композиционных материалов. В состав руля высоты входит триммер, с помощью которого обеспечивается балансировка самолета в продольном направлении. Концепция руля высоты обеспечивает низкое аэродинамическое сопротивление самолета. Производителем фюзеляжа является компания TL Ultralight.
Топливная система
Топливная система представлена встроенным топливным баком из композиционных материалов в составе фюзеляжа. Топливная система оборудована топливомером, системой распределения, запорным краном, фильтром и механическим топливным насосом. Все элементы используются на двигателях типа 912 и 921S. Двигатель типа 914 Turbo оборудован электрической системой подачи топлива.
Топливный бак оборудован запираемой крышкой, установленной справа, в передней части фюзеляжа. Производителем топливной системы также является компания TL Ultralight.
Воздушный винт
Предусмотрена возможность использования воздушного винта фиксированного или изменяемого шага. Описание воздушного винта входит в состав поставки самолета и указано в инструкции по сборке и техническому обслуживанию воздушного винта.
Двигатель
Чаще всего используются двигатели типа Rotax 912, 912S и 914, которые обеспечивают превосходные динамические и полетные характеристики самолета. Двигатели типа Rotax 912, 912S и 914 представляют собой четырехтактные, четырехцилиндровые двигатели. Охлаждение головки цилиндров производится с помощью охлаждающей жидкости, охлаждение цилиндров – воздушное.
Двигатель оборудован редуктором с двумя карбюраторами. Подробная информация указана в инструкции по использованию двигателя.
Органы управления самолета и их работа
Ножное управление:
При нажатии на левую ножную педаль, самолет разворачивается влево при нахождении на земле или в воздухе; при нажатии на правую ножную педаль самолет разворачивается вправо при нахождении на земле или в воздухе.
Ручное управление:
При переводе летчиком ручки управления на себя самолет набирает высоту, при переводе ручки управления от себя самолет снижается.
Торможение:
Колеса главной опоры шасси оборудованы тормозами. При нажатии на верхнюю часть левой педали – производится торможение левого колеса; при нажатии на верхнюю часть правой педали – производится торможение правого колеса. При одновременном нажатии на обе верхние части педалей – производится торможение обоих колес главной опоры шасси.
Закрылки:
При нажатии на кнопку на ручном рычаге, установленном между креслами. и подъеме этого рычага вверх закрылки переводятся во второе выдвинутое положение. При нажатии на этот рычаг с одновременным нажатием на кнопку производится уборка закрылков.
Балансировка:
Рычаг балансировки в переднем положении соответствует балансировке «сильно вперед», заднее положение соответствует положению «сильно назад». Среднее положение соответствует балансировке для полета по маршруту.
Сектор газа:
Сектор газа в переднем положении соответствует положению полного газа. Сектор газа в заднем положении соответствует работе на малом газу.
| 1.4 Определение центра тяжести, допустимые и измеренные значения |  | 1.3 Компоновка самолета На рисунках указаны все размеры. Комментарии к компоновке указаны в пункте 1.4 | |||||||||||||||||
| Материал | Индекс | Изменение | Дата | Подпись | |||||||||||||||
| Полуфабрикат | |||||||||||||||||||
| Допуск ISO 8015 | Да | ||||||||||||||||||
| Точность ISO 2768 | м | к | |||||||||||||||||
| Проектирование | Масштаб | ||||||||||||||||||
| Кол-во шт. | Вес | кг | |||||||||||||||||
| За чертеж отв. | Инж. М. Иванов | Утвердил | Комплект | Спецификация | |||||||||||||||
| Контроль | Т. Свобода | Дата | 21.3.2001 | Предыдущий чертеж | |||||||||||||||
| Название ТЛ-2000 STING | |||||||||||||||||||
| Номер чертежа STING-D-1 | |||||||||||||||||||
| ЛИСТОВ | Лист | ||||||||||||||||||
План
Виды и назначение систем управления.
Требования к системе управления..
Органы управления и командные посты управления.
Виды и назначение систем управления .
Системы управления самолетом можно подразделить на:
основную систему управления, предназначенную, главным образом, для изменения траекторий движения самолета, его балансировки и стабилизации на задаваемых режимах полета;
дополнительные системы управления, предназначенные для управления двигателями, шасси, закрылками, тормозными щитками, воздухозаборниками, реактивным соплом и др.
Система управления современным самолетом представляет собой совокупность электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, обеспечивающих решение следующих задач:
пилотирования самолета (изменение траекторий полета) летчиком в неавтоматическом и полуавтоматическом режимах;
автоматического управления самолетом на режимах и этапах полета, предусмотренных ТТТ;
создания достаточной мощности для отклонения органов управления;
реализации на самолете необходимых (заданных) характеристик устойчивости и управляемости самолета;
стабилизации установленных режимов полета;
повышения безопасности полета путем своевременного оповещения экипажа о подходе к опасным (по скорости, высоте, перегрузкам, углам атаки, скольжения и крена и другим параметрам) режимам полета и выдачи команд на отклонение органов управления, препятствующих выходу на эти режимы.
Требования к системе управления . Система управления должна обеспечивать в определенных пределах значения характеристик управляемости и устойчивости самолета в зависимости от его типа, весовой категории и диапазона скоростей с тем, чтобы самолет мог выполнять в заданных условиях эксплуатации все задачи, предусмотренные его назначением. Это основное требование (конкретизируемое в специальных нормирующих документах) должно выполняться при соблюдении общих ко всем частям и агрегатам самолета требований минимума массы системы, высокой надежности и безопасности полета, живучести. удобств осмотра, эксплуатации и ремонта. Специфические для системы управления требования:
углы отклонения органов управления должны обеспечивать с некоторым запасом возможность полета на всех требуемых полетных и взлетно-посадочных режимах (РВ вверх 20...35°, вниз 15...20°, РН 20...30° в обе стороны, элероны вверх 15...30°. вниз 10...20°, большие значения углов относятся к маневренным самолетам, меньшие - к неманевренным). Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки;
деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению максимально возможных углов отклонения органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления;
величина максимальных кратковременных усилий на РУ, потребных для пилотирования самолета, зависит от типа и массы самолета и не должна превышать 500...600 Н в продольном управлении, 300...350 Н - в поперечном управлении, 900...1050 Н - в путевом управлении. Усилия на РУ должны нарастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению РУ. На продолжительных режимах полета должна обеспечиваться балансировка самолета не только по моментам, но и по усилиям на РУ;
система управления должна работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование. В проводке системы управления не должно быть люфтов;
размещение механизмов тяг, тросов и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями, трения подвижных частей системы управления об элементы конструкции самолета, повреждения или заклинивания в процессе эксплуатации (грузами, пассажирами и т.д).Силы трения в проводке управления, передающиеся на РУ, также зависят от типа и массы самолета и не должны превышать 30..70Н. При больших значениях этих сил в системе управления надо предусматривать компенсаторы сил трения, снимающие эту нагрузку с РУ;
должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления, обесточивание или снижение давления в энергетических частях системы;
должно быть предусмотрено резервирование и дублирование основных жизненно важных элементов системы управления для повышения ее надежности;
для обеспечения высокой безопасности полетов необходимо, чтобы система управления включала устройства, не допускающие выхода самолета на опасные режимы полета и своевременно сигнализирующие о приближении таких режимов;
должно быть исключено попадание в систему управления посторонних предметов;
должна быть обеспечена независимость действий органов управления по крену и тангажу при отклонении ручки или штурвала.
Органы управления.
Устройства, посредством которых в процессе управления самолетом создаются необходимые для этого силы и моменты, называются органами управления. Их отклонение вызывает нарушение равновесия аэродинамических сил и моментов, в результате чего возникает вращение самолета с угловыми скоростями w(x,y,z) относительно связанной системы осей OXYZ и изменение траектории движения, или, наоборот, балансировку (стабилизацию) самолета на заданных режимах полета. Таким образом, отклонение органов управления обеспечивает:
поперечную относительно оси ОХ управляемость (элероны, флайпероны, элевоны, интерцепторы, дифференциально отклоняемые половины ЦПГО);
продольную относительно OZ управляемость (РВ, элевоны и др.);
путевую относительно оси ОУ управляемость (РН, ЦПГО).
Командные посты управления
Командные посты управления состоят из рычагов управления и элементов их крепления в кабине экипажа. Рычаги управления - это устройства, посредством которых (при отклонении которых) летчик вводит в систему управления управляющие сигналы и осуществляет их дозировку.
Командные посты ручного управления. Ручка управления служит для управления рулем высоты (ЦПГО) и элеронами (интерцепторами) в основном маневренных самолетов и представляет собой рычаг, имеющий две степени свободы. Шарнирное крепление нижней части ручки на оси или к оси и шарнирное крепление самих этих осей к полу кабины позволяют отклонять ручку: "на себя" до 400 мм и "от себя" до 180 мм при управлении рулем высоты (ЦПГО) и "вправо-влево" до 200 мм при управлении элеронами.
Рис. 22. 2. Элементы тросовой проводки управления.
Независимость управления в продольном и поперечном каналах в любой из кинематических схем установки ручки достигается выполнением определенных условий.
Штурвальное управление - колонки управления, служат для управления РВ неманевренных самолетов отклонением колонки управления "от себя" и "на себя" и элеронами - поворотом штурвала "влево-вправо". Штурвал расположен в кабине выше колен летчика и не требует при управлении самолетом такого большого пространства между ногами летчика, как ручка управления. Все это позволяет при штурвальном управлении уменьшить расстояние между педалями ножного управления и упростить компоновку кабины экипажа.
Рассмотрим достаточно типичное штурвальное управление самолета Ту-134. Колонка управления состоит из штурвала, литой головки, дюралевой трубы, литого колена и секторной качалки. В головке на шарикоподшипниках установлена свободно вращающаяся стальная ось. На ее конце на
Шпонках закреплен штурвал управления элеронами. От перемещения вдоль оси он зафиксирован с двух сторон гайками, навернутыми на наружную резьбу оси. На этой же оси на шпонках закреплена звездочка, через которую перекинута зубчатая цепь. К вильчатым наконечникам цепи присоединены тросы, спускающиеся внутри трубы колонки в колено, где они закрепляются на секторной качалке.
Командные посты ножного управления представляют собой различные механизмы, используемые для установки педалей управления РН. Различают педали, устанавливаемые на рычажно-параллелограммном механизме, качающиеся педали с верхней и нижней осями вращения, скользящие педали. Рычажно-параллелограммный механизм состоит из трубчатого рычага и тяги, закрепленных посередине на вертикальной оси в кронштейне крепления механизма педалей к полу кабины. На нижнем конце оси находится рычаг управления РН. Каретки педалей с педалями и замками регулировки педалей по росту летчика, установленные на болтах на концах рычага и тяги, образуют вместе с ними параллелограммный механизм. Это обеспечивает поступательное движение педалей (без их разворота) при управлении РН.
Посты ножного управления с качающимися педалями с верхней и нижней осями . Пост с верхней осью вращения механизма педалей со смонтированными на оси подвесками педалей устанавливается на литых опорах пульта, закрепленных на полу кабины. Подвеска педалей состоит из двух штампованных дюралевых поводков, соединенных в верхней части осью, а в нижней части - трубой с шарнирно установленной на ней литой педалью. Подвески с педалями свободно вращаются вокруг оси на подшипниках в поводках. Внутри нижней трубы смонтирован стопорный механизм с рукояткой, соединяющий подвеску с одним из шести отверстий в секторной качалке. Это обеспечивает регулировку педалей под рост летчика и преобразование отклонений педалей в поворот вертикального рычага трехплечей качалки управления РН.
Посты ножного управления со скользящими педалями требуют специальной платформы с направляющими трубками для перемещения по ним кареток с подножками педалей. Движение кареток должно синхронизироваться тросами. Тросы через сектор должны быть связаны с тягой управления РН или использоваться в качестве проводки управления к РН. Получается сложное громоздкое трудно компонуемое в кабине устройство. Поэтому посты ножного управления со скользящими педалями использовались крайне редко.
Элементы су, назначение и схемы включения в су усилителей, виды усилителей. автоматика в системе управления.
Источником энергии для отключения органа управления в этой системе оставалась мускульная сила летчика или усилие рулевых машин (РМ) автомата. Управление РВ осуществляется от штурвальной колонки с помощью тросовой проводки, проложенной на роликах по обоим бортам фюзеляжа до и тяг к РВ. В хвостовой части фюзеляжа слева на борту расположена РМ автомата (АП) соединенная тросами с проводкой управления РВ. Управление элеронами осуществляется от штурвала. Управление РН ----«---- от педалей, которые через вал под кабины летчика соединялись тросами в направляющих роликах по правому борту фюзеляжа с качалкой и тягой к РН в хвостовой части фюзеляжа. Триммеры РН и элеронов отключаются с помощью электромеханизма с электродистанционным управлением. Автомат обеспечивает стабилизацию самолета на задаваемых летчиком режимах полета и используется при бомбометании.
Гидравлические усилители в СУ
Управлять вручную только за счет мускульной силы с увеличением Мш становилось все труднее и наконец, стало практически невозможным. Внедрение ГУ в СУ способствовала необходимость улучшения характеристики устойчивости и управляемости самолетов автоматизация СУ в этих целях также не требовалось использования гидравлических или электромеханических усилителей мощности.
Рис. 22.3. Принципиальная схема конструкции ГУ. Автоматика в системе управления с ГУ, включенным по необратимой схеме.
СУ САМОЛЕТОМ ТУ-134
Предельное, путевое и поперечное управление самолетом осуществляется РВ, РН, элеронами и интерцепторами РВ и элероны приводятся в действие вручную посредством штурвальных колонок и штурвалов. РН управляют с помощью однокамерного ГУ-СУ самолетом ИЛ-86. Управление по тангажу осуществляется РВ и СТ. Управление РВ производится с помощью двух штурвальных колонок соединенных между собой и с ГУ РВ механической проводкой. ГУ включены по необратимой схеме.
В системе управления РН , состоящего из двух секций, каждая из которых управляется тремя ГУ- педаль, РМ АП, винтовые механизмы ЗМ, МТЭ, качалка, центрирующая спружение, механизм ограничения хода педалей с электроприводом.
В отличии от агрегатов, включенных в канал продольного управления, в систему управления РН включен еще демпфер рыскания для улучшения боковой устойчивости самолета.
Управление по крену осуществляется с помощью элеронов и интерцепторов. Штурвалы обоих летчиков соединены между собой и с ГУ элеронов и интерцепторов механической проводкой. Штоки ГУ (по три на элерон и по одному ГУ на интерцептор) крепятся непосредственно к секции элеронов и интерцепторов. Внутренние секции интерцепторов (по три на каждом крыле) могут использоваться в качестве воздушных тормозов и гасителей подъемной силы на пробеге и управляется через смесительный механизм как от штурвалов, так и от специального рычага установленного в кабине экипажа.
Управление элевонами. На самолетах без ГО, выполненных по схеме «бесхвостовое» поперечное и продольное управление осуществляется при помощи элевонов, располагающихся на месте элеронов .
При движении ручкой вперед элевонического РВ должны отключаться на обеих консолях крыла внизу. При движении ручкой вправо-влево элевоны отключаются, как элероны.
Дальнейшее развитие СУ может быть связано с уменьшением запаса статической устойчивости самолета, обеспечивающим повышение его аэродинамического качества из-за снижения потерь на балансировку самолета и выигрыш в массе за счет снижения площади и массы ГО. Однако это потребует введение в СУ автоматов продольной устойчивости. Перспективен переход на электродистанционное насыщенное компьютерами с большой степенью резервирования управление с боковыми ручками управления вместо традиционных штурвальных колонок.
Автоматика в СУ включает перечисленные выше устройства (РАУ), основным назначением которых является улучшение характеристики устойчивости и управляемости самолета в полете без вмешательства летчика.
Механизмы (автоматы) изменения передаточных отношений от рулей к рычагам управления (РУ) и от ЗМ к РУ могут быть выполнены в виде различных вариантов механизмов передачи или автоматов.
АРУ- автоматы регулировки управления. Они реагируют не только на изменение режима полета - скоростного напора и высоты полета Н, но и на центровку самолета Хт. ЗМ - загрузочные механизмы при использовании ГУ, включенных в СУ по необратимой схеме, служат для имитации аэродинамических нагрузок на рычагах управления, изменяя усилие на них в зависимости от величины их перемещения.
МТЭ - механизм триммерного эффекта предназначен для снятия нагрузок от ЗМ на рычаг управления. Его электромеханизм реверсивного действия летчик включает при на одном из пультов управления.
РАУ- рулевой агрегат управления представляет собой раздвижную тягу и эл.механизм. при включении которого происходит перемещение выходного звена РАУ и изменяется длина РАУ. При перемещении штока РАУ происходит перемещение золотника ГУ и отключение органа управления штоком ГУ.
Расчетные величины сил, приложенных к рычагам управления
1270...2350Н - для ручки, штурвальной колонки при управлении РВ;
640...1270Н - для ручки, штурвала при управлении элеронами;
1760...2450Н - для педалей при управлении РН.
Ключевые слова.
СУ – система управления, РУ – рычаги управления, основная и дополнительная система, пост управления, рычаги, качалки, педали, тросы, усилители, автоматика управления, триммерный эффект, РАУ – рулевой агрегат управления, АРУ – автоматики регулировки управления, ЗМ – загрузочный механизм, МТЭ – механизм триммерного эффекта, ГУ – гидроусилитель
Контрольные вопросы.
Для чего предназначена система управления самолета?
Какие требования предъявляются к СУ?
Сколько видов СУ существует в одном самолете?
Какие бывают тяги управления?
Что такое пост управления и как он разделяется?
Расскажите управление элеронами и рулями высоты конкретного самолета?
Какие расчетные величины сил могут приложится к рычагам управления?
Что такое автоматика управления как вы понимаете?
Литература – 2,5,10.
Лекция № 23
тема: АНОМАЛЬНОЕ ПОВЕДЕНИЕ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ
ПОНЯТИЕ О ДИВЕРГЕНЦИИ КРЫЛА,ФЛАТТЕРЕ,РЕВЕРСЕ ЭЛЕРОНОВ,БАФТИНГЕ.
План
Аэроупругие явления (АЯ).
Реверс органов управления (РОУ) и конструктивные меры борьбы с ним.
Дивергенция и меры предотвращение ее.
Бафтинг и меры борьбы с бафтингом.
Флатер и меры борьбы с флатером.
Аэроупругие явления (АЯ)
АЯ возникают в полете из-за упругости и деформируемости агрегатов самолета под действием нагрузок. При деформации любого агрегата планера в полете изменяются действующие на него аэродинамические нагрузки, приводя к дополнительным деформациям конструкции и дополнительному увеличению нагрузок, что может привести в конечном счете, к потере статической устойчивости и разрушению конструкции (явление дивергенции). Если возникающие дополнительные силы зависят только от величины деформаций и не зависят от их изменения во времени, то также является обусловленным взаимодействием только аэродинамических и упругих сил, относятся к статическим аэроупругим явлениям (реверс элеронов и рулей, дивергенция крыла, оперения, пилонов и т.д.)
Явления, обусловленные взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил, относятся к динамическим аэроупругим явлениям (флаттер агрегатов в планере, бафтинг и деформация крыла).
Величина прогиба и угла крутки можно определить интегрированием диференциальных уравнений упругой линии крыла, совпадающей с основой его жесткости и относительного угла кручения. Так для прямого консольного крыла изг. и кр. м-нты в сечении жесткости на изгиб и кручение в сечении модуля упругости. При определении стат-х деформаций стрелов-х крыльев надо учитывать, что изгиб такого крыла приводит к изменению поперечных сечений крыла, направленных по потоку.
Реверс органов управления (РОУ)
РОУ - это явление потери эффективности управления и наступления обратного их действия на самолете, которое может произойти из-за закручивания крыла (ст.к.) под действием аэродинамических сил, возникающих при отклонении элеронов (рулей). Скорость полета при которой органы управления не создают управляющего момента, т.е. их эффективность становится равной нулю, называется критической скоростью реверса. При значении меньшем, чем скорость полета наступает реверс элеронов (рулей).
Коструктивные меры борьбы с реверсом элеронов.
Одним из основных путей повышения является повышение жесткости крыла на крученых. Это может быть достигнуто увеличением площади поперечного сечения контуров крыла работающих на кручение. Здесь лучше использовать материалы с повышенным значением при небольшом значении удельного веса материала.
Дивергенция - это явление потери статистической устойчивости (разрушения) крыла, оперения, пилонов, крепления двигателей и других частей планера в воздушном потоке, которое может произойти при увеличении угла их закручивания аэродинамическими силами.
Рис. 23.1. К пояснению потери статической устойчивости крыла (дивергенции).
Конструктивные меры борьбы с дивергенцией
Менее подвержены дивергенции крылья малых удлинений с таким распределением материала конструкции по контуру сечения агрегата, при котором Xж -X F стремится = min ,а также стреловидные крылья с удлинением>0 ,т.к. у них меньше c y a и они при изгибе закручивается на уменьшение угла атаки, чем значительно увеличивают V кр.д. Сейчас использование на таких крыльях КМ с определенной ориентацией несущих слоев осуществляющих подтяг нижней передней части поверхности крыла и препятствующих тем самым увеличению углов атаки крыла при изгибе вверх, позволяет ликвидировать этот недостаток.
Бафтинг оперение - это вынужденные колебания оперения под воздействием сорванного завихренного потока от впереди лежащего крыла, надстроек на фюзеляже и т. д.
Меры борьбы с бафтингом заключается в улучшении аэродинамических форм самолета, снижении интерференционного влияния агрегатов в местах их стыков, в выносе оперения из зоны спутной струи.
Флаттер - это самовозбуждающиеся незатухающие колебания частей самолета, возникающие в результате взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил. Сейчас без подтверждения того, что критическая скорость, при которой наступают различные формы флаттера больше мах скорости самолёта ни один самолет не сертифицируется.
Ключевые слова.
Аэроупругие явления, дивергенция, реверс, бафтинг, флатер.
Контрольные вопросы
Какие бывают аэроупругие явления?
Что называется реверсом элеронов?
Что называется дивергенцией?
Что называется бафтингом и какие меры борьбы предотвращения его?
Что называется флатером и какие меры борьбы существует против него?
Литература – 3, 5, 6.
0Системы управления самолетом разделяются на основные и вспомогательные. К основным принято относить системы управления рулем высоты, рулем направления и элеронами (рулями крепа). Вспомогательное управление - управление двигателями, триммерами рулей, средствами механизации крыла, шасси, тормозами и т. д.
Любая из основных систем управления состоит из командных рычагов управления и проводки, связывающей эти рычаги с рулями. Рычаги управления отклоняются ногами и руками пилота. При помощи штурвальной колонки или ручки управления, перемещаемой усилием руки, пилот управляет рулем высоты и элеронами. Управление рулем направления осуществляется при помощи ножных педалей.
Конструкция управления предусматривает, чтобы отклонение командных рычагов, а следовательно, и изменение положения самолета в пространстве соответствовало естественным рефлексам человека.
Например, движение вперед правой ноги, действующей на педаль, вызывает отклонение руля направления и самолета вправо, перемещение штурвальной колонки вперед от себя вызывает снижение самолета и увеличение скорости полета и т. д.
Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полета при продолжительном полете управление большинства гражданских самолетов и, прежде всего, многодвигательных делается двойным. В этом случае систему командных рычагов делают сдвоенной - две пары педалей, две штурвальные колонки или ручки, которые связаны между собой так, что отклонение рычага первого пилота вызывает такое же отклонение рычагов второго пилота.
Система управления самолетов, предназначенных для длительных полетов, снабжается автопилотом, который облегчает пилотирование, автоматически выдерживая заданный режим полета. Для уменьшения нагрузок, действующих на рычаги управления при отклонении рулей современных тяжелых и скоростных самолетов, в систему управления включают гидравлические или электрические механизмы, называемые усилителями (бустерами). В этом случае пилот управляет усилителями, которые в свою очередь отклоняют Рули.
Управление летательных аппаратов, совершающих полеты на больших высотах и в сильно разреженной атмосфере, а также аппаратов вертикального взлета и посадки, когда аэродинамические силы, действующие на самолет, ничтожны и обычные аэродинамические рули неэффективны, осуществляется с помощью струйных или газовых рулей, дефлекторов и отклоняющихся двигателей.
Струйные рули представляют собой реактивные сопла, к которым подводится сжатый воздух от специальных баллонов или от компрессоров двигателя. Управляющими силами в этом случае являются реактивные силы, возникающие в каждом сопле при истечении из него сжатого воздуха.
Газовые рули имеют форму обычного аэродинамического руля, установленного в струе газов, вытекающих из сопла реактивного двигателя. Большая скорость истечения газов позволяет получить значительные силы при сравнительно небольшой площади рулей. Так как рули омываются газами, имеющими высокую температуру, то материалом для их изготовления могут служить графит или керамика. Дефлектор представляет собой устройство, отклоняющее реактивную струю газов. Изменение направления тяги двигателя путем поворота всей двигательной установки требует громоздких и сложных устройств, обладающих большим весом и инерционностью. Привод перечисленных выше рулевых устройств может быть гидравлическим, электрическим и пневматическим.
Конструкция элементов системы управления
Командные рычаги управления. Управление рулем высоты и элеронами производится при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка (рис. 64) представляет собой
вертикальный неравноплечий рычаг, расположенный перед пилотом и имеющий две степени свободы, т. е. способный поворачиваться вокруг двух взаимно перпендикулярных осей. При движении ручки вперед и назад отклоняются рули высоты, при перемещении ручки влево и вправо (поворот вокруг оси а - а) отклоняются элероны. Независимость действия руля высоты и элеронов достигается размещением шарнира О на оси а - а.
На тяжелых самолетах вследствие большой площади рулей высоты и элеронов увеличиваются нагрузки, потребные для отклонения рулей. В этом случае самолетом удобнее управлять с помощью штурвальной колонки, которая, как правило, выполняется двойной. На рис. 65 изображена штурвальная колонка управления самолетом. Подобных колонок на самолете две: одной управляет командир корабля, другой - второй пилот. Каждая колонка состоит из дюралюминиевой трубы, головки штурвала и нижнего узла - опоры штурвальной колонки, в торцах которого заделаны шарикоподшипники. В нижней части колонки имеется рычаг, к которому присоединяются тяги управления рулем высоты.
Тяги управления элеронами соединены с качалками, установленными на кронштейнах. На каждом штурвале имеются кнопки управления связной радиостанции, включения и отключения автопилота и нажимной переключатель управления триммером руля высоты.
Для управления рулем направления предназначены педали, которые бывают двух типов: перемещающиеся в горизонтальной плоскости и перемещающиеся в вертикальной плоскости. При горизонтальном перемещении педали движутся по прямолинейным направляющим или на шарнирном параллелограмме, собранном из стальных тонкостенных труб.
Параллелограмм обеспечивает прямолинейное перемещение педалей без их поворота, что необходимо для удобного и неутомительного положения ступни ноги пилота.
Педали, перемещающиеся в вертикальной плоскости, имеют верхнюю или нижнюю подвеску. Положение педалей можно регулировать, подгоняя под рост пилота. На рис. 66 изображен пульт ножного управления, который состоит из трех щек 1, между которыми на штангах 2, соединенных с трубой 8, подвешены педали 4. Каждая педаль специальным пальцем 6, проходящим внутри оси педали, связана с секторной качалкой 5. Верхняя часть секторных качалок тягами 9 и 10 соединена с рычагами горизонтальной трубы 7. На трубе закреплен рычаг 11, к которому присоединяется тяга 12, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левую педаль (от пилота) повернется секторная качалка 5, которая через тягу 9 вызовет поворот трубы 7 против часовой стрелки. Это движение в свою очередь через тягу 10 вызовет поворот секторной качалки правой педали в противоположную сторону, т. е. назад к пилоту. Пальцы служат для регулировки педалей по росту пилота. Регулирование производится следующим образом: пилот отжимает вбок рычаг защелки 3 и тем самым выводит палец 6 из зацепления с сектором 5. Пружина (на рисунке не показана) поворачивает педаль в сторону пилота.
Проводка управления, как уже указывалось, может быть гибкой (рис. 67, а), жесткой (рис. 67, б) либо смешанной.
Гибкая проводка управления выполняется из тонких стальных тросов, диаметр которых выбирается в зависимости от действующей нагрузки и не превышает 8 мм. Так как тросы могут работать только на растяжение, то управление рулями в таком случае выполняется по двухпроводной схеме. Отдельные участки тросов соединяются при помощи тандеров. Трос к тандерам и секторам крепится посредством коушей и запрессовок (рис. 68). Для уменьшения провисания тросов на прямолинейных участках служат обычно текстолитовые направляющие, в местах перегиба троса устанавливаются ролики с шариковыми подшипниками.
Жесткая проводка представляет собой систему жестких тяг и качалок. Качалки являются промежуточными опорами проводки, которые необходимы для деления тяг на сравнительно короткие участки. Чем короче тяга, тем большее усилие сжатия она может воспринять. С другой стороны, чем больше разъемов у тяг, тем больше вес проводки.
Тяги имеют трубчатое сечение, изготавливаются из дюралюминия и реже из стали. Соединение тяг между собой, а также с качалками осуществляется через наконечники с одним или двумя ушками, в которых вмонтированы шарикоподшипники, допускающие перекос между осями тяг. Отдельные наконечники имеют резьбу для возможной регулировки длины проводки. Для повышения надежности управления каждая тяга выполняется иногда из двух труб, вставленных одна в другую. Основной трубой является наружная, но каждая труба в отдельности может полностью воспринять всю расчетную нагрузку, приходящуюся на эту тягу.
Системы управления с усилителями
С увеличением скоростей, размеров и веса самолетов нагрузки на поверхности управления увеличиваются. Однако эти усилия ограничиваются физическими возможностями пилота и не должны превышать определенных величин, так как могут вызывать усталость при длительном полете в сложных метеоусловиях. Кроме того, при больших усилиях на органах управления (командных рычагах) пилот не может действовать достаточно быстро, что ухудшает маневренность самолета. Утвердилось мнение, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т. е. управление без усилителей самолетом, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не больше 0,9.
Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления (командные рычаги) пилота потребовал установки на самолете достаточно мощного источника вспомогательной энергии. Таким источником в большинстве случаев является самолетная гидросистема, приспособленная для питания бустеров (гидроусилителей), включенных в систему управления самолетом.
С появлением управления, имеющего гидроусилители, отпали трудности, связанные с аэродинамической компенсацией рулей. Отработка системы с гидроусилителями почти не требует летных испытаний и производится полностью на наземных стендах, что дает большую экономию времени и средств. Значительно упрощается применение автопилотов, так как при наличии в системе гидроусилителей можно уменьшить мощность рулевых машинок.
Некоторые конструкции гидроусилителей дают возможность уменьшить и даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Однако применение бустеров утяжеляет конструкцию самолета.
В настоящее время применяются две разновидности гидроусилителей: необратимые и обратимые. Необратимыми называются такие усилители, в которых вся нагрузка, приложенная к выходному звену (например, шарнирный момент руля), преодолевается силовым узлом и на ручку управления не передается. Для создания на ручке «чувства» управления производится искусственное нагружение ручки с помощью специальных устройств. Простейшими из них являются пружины с линейной зависимостью усилия от отклонения ручки. Однако такие устройства редко удовлетворяют пилотов, поскольку они, создавая на органах управления одинаковые усилия как при минимальной, так и при максимальной скорости полета, легко могут стать причиной опасной перегрузки самолета при маневре.
Преимущественное распространение получили нагрузочные автоматы, создающие усилие в зависимости от величины скоростного напора и угла отклонения поверхности управления. Такие нагрузочные автоматы, а также некоторые специальные нагрузочные устройства в сочетании с необратимыми усилителями позволяют выбрать наилучшие характеристики управляемости для любого самолета.
Необратимые системы применяются в основном при больших нагрузках на органах управления и в тех случаях, когда нет необходимости создавать на ручке ощущения нагрузки выхода, как, например, в случае управления передним колесом самолета.
На некоторых самолетах, в частности на легких, получили распространение обратимые системы управления, в которых обеспечивается передача известной части аэродинамических нагрузок, действующих на рули, на ручку управления. Подобное управление с пропорциональной чувствительностью на ручке управления уменьшает возможность перегружения конструкции при различных эволюциях самолетов. Кроме того, обеспечивается без центрирующих устройств и вмешательства пилота возвращение свободных рулей в нейтральное положение, что имеет большое значение для сохранения устойчивости самолета.
Обычно на реактивных самолетах, оборудованных обратимой бустерной системой, естественный градиент усилий на рычагах управления получается только в средней части диапазона скоростей: при больших скоростях управление кажется «тяжелым», а при малых - «легким». Этот недостаток устраняется нагрузочным устройством.
Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку либо при помощи соответствующей кинематики рычажной системы обратной связи, либо гидравлическим способом.
На рис. 71, а изображена одна из схем необратимого гидроусилителя с двигателем (цилиндром) прямолинейного движения. Перемещение ручки управления 1 вызывает движение тяги 2, которая через рычаг 3, поворачивающийся относительно точки а, сместит золотник 4, запирающий пути подвода и слива жидкости, в сторону отклонения ручки 1. В результате жидкость под давлением поступит в соответствующую полость цилиндра 6, будет перемещать его поршень 7 и отклонять рулевую поверхность 8. Переместившийся золотник открывает также каналы для слива жидкости из нерабочей полости цилиндра 6. Если движение ручки 1 будет прекращено, то точка с станет неподвижной и перемещающийся поршень 7 через рычаг 3 сообщит золотнику 4 перемещение, противоположное тому, которое он получал при отклонении ручки 1.
В результате этого количество жидкости, поступающей в цилиндр, будет уменьшаться до тех пор, пока в среднем положении золотника 4 поступление масла не прекратится и скорость поршня станет равной нулю. При смещении золотника в противоположную сторону движение всех элементов регулирующего устройства будет происходить в противоположном направлении.
Механические упоры 5, ограничивающие максимальное отклонение золотника, уменьшают максимальную ошибку, которая может быть введена в систему. Если пилот попытается после того как будет выбран этот свободный ход сдвинуть рычаг со скоростью, превышающей максимальную скорость штока, то развиваемое ручкой усилие складывается с усилием давления жидкости.
На рис. 71, б изображена схема обратимой системы управления рулем самолета с гидравлическим нагружением ручки управления. Гидравлическое нагружение ручки управления осуществляется с помощью нагрузочного цилиндра а, поршень которого через механизм обратной связи воздействует на ручку. Полости нагрузочного цилиндра соединены с соответствующими полостями основного силового цилиндра: значение нагрузки на ручку определяется площадью поршня цилиндра а, величиной давления жидкости и размерами плеч n и k дифференциального рычага обратной связи.
Для того чтобы находящаяся в силовом цилиндре усилителя жидкость не препятствовала ручному управлению, обе полости цилиндра сообщаются между собой через обводной клапан. При наиболее опасных повреждениях, например заеданиях золотникового распределителя, усилитель должен автоматически отключаться от системы управления для предотвращения ее заклинивания.
Если отказ усилителя произойдет при такой эволюции самолета, когда на рули действует большая нагрузка, то в момент перехода на ручное управление усилия на командных рычагах могут превзойти усилия пилота. Это приведет к произвольному отклонению руля, в результате которого самолет может попасть в опасные условия полета прежде, чем руль будет возвращен в нужное положение. Наилучшим способом устранения такой опасности является непрерывная балансировка шарнирного момента руля при помощи автоматического триммера, независимо от того, включен или выключен усилитель. Для создания «чувства управления» система с автоматическим триммером должна иметь какое-либо нагрузочное приспособление. Для удобства перехода с бустерного управления на ручное в современных обратимых системах принято делить нагрузки между пилотом и усилителем в отношении 1: 3.
С распространением систем управления с усилителями в них появились новые гидравлические, электрические и сложные механические устройства. Помимо возросшей конструктивной сложности, управление теперь стало зависеть от ряда других самолетных систем. Возникли серьезные практические затруднения в обеспечении надежности управления.
Повышение надежности системы усилителей достигается главным образом путем дублирования отдельных элементов, возможность выхода которых из строя наиболее вероятна, а также путем полного дублирования усилительных установок. Усилители снабжаются устройствами для локализации поврежденных агрегатов с автоматическим переключением их на исправные резервные агрегаты. Одновременно улучшаются аварийные системы перехода на ручное управление в случае полного отказа системы. Применяется также секционирование поверхностей управления с приводом каждой секции от автономной бустерной установки.
Несмотря на ряд улучшений в системах управления с усилителями, применение дублированных гидросистем, преимущество в отношении надежности и веса еще остается за ручной системой управления с аэродинамической компенсацией. Поэтому при проектировании нового самолета с умеренной скоростью (околозвуковой) полета весьма важен правильный выбор системы управления. Особое значение это имеет для пассажирских самолетов. Многие современные пассажирские самолеты имеют ручное управление. Обычное ручное управление с тросовой и жесткой проводкой можно использовать до чисел М = 0,9 даже на самолетах большой грузоподъемности при условии применения внутренней аэродинамической компенсации или пружинных сервокомпенсаторов. Однако на практике для управления во всем диапазоне скоростей полета необходимы некоторые дополнительные устройства: вспомогательные элероны или интерцепторы для улучшения поперечной управляемости при малых скоростях полета;
управляемый стабилизатор для сохранения продольной устойчивости и парирования изменения продольного наклона самолета при больших числах М.
Повышение экономичности транспортных самолетов в настоящее время достигается увеличением размеров самолета и его взлетного веса, который уже сейчас приближается к 450 Т. Следует заметить, что моменты, создаваемые поверхностями управления по мере увеличения веса самолета, становятся все менее эффективными по сравнению с моментами инерции конструкции, поэтому реакция самолета на отклонения поверхностей управления становится неприемлемо малой. В связи с этим можно ожидать в будущем коренных изменений методов управления большими самолетами.
Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов
Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.
Популярное
- Виды организационно-правовых форм
- Обоснование доходов торговой организации на перспективу Экономическое обоснование доходов
- Основные правила делового этикета
- Веб-комиксы как способ заработка
- Сэд "корпоративный документооборот" Всё включено или внедрение в короткие сроки
- Как рассчитывается маржа: отличия между наценкой и маржей
- Чем отличаются земли ИЖС, СНТ, ДНП: в чем разница и что выбрать Что означает участок снт днп
- Новая почта - отследить посылку
- Нюансы отказа от посылки наложенным платежом, если прислали не тот товар
- Изменение графика смен без согласия