TEMA 2: Sistemul de control al aeronavei

Controlul avionului

2.1. Scopul și compoziția sistemelor de control aeronavelor

Setul de dispozitive de bord care asigură controlul mișcării aeronavei se numește sistem de control al aeronavei. Deoarece procesul de control al aeronavei este efectuat de pilot în cabina de pilotaj, iar eleronoanele și cârmele sunt situate pe aripă și coadă, trebuie să existe o legătură constructivă între aceste zone. Ar trebui să ofere o fiabilitate ridicată, ușurință și eficiență controlului atitudinii aeronavei.

Este evident că atunci când suprafețele de control sunt deviate, forța care acționează asupra lor crește. Totuși, acest lucru nu ar trebui să conducă la o creștere inacceptabilă a forțelor asupra pârghiilor de control.

Sistemul de control al aeronavei poate fi manual, semiautomat sau automat. Dacă procesul de control este efectuat direct de către pilot, de ex. Pilotul, prin intermediul forței musculare, activează comenzi și dispozitive care asigură crearea și schimbarea forțelor și momentelor care controlează mișcarea aeronavei, apoi sistemul de control se numește neautomat (control direct al aeronavei).

Sistemele manuale pot fi mecanice sau hidromecanice (vezi Fig. 6.1). Sistemele mecanice sunt primele sisteme de aeronave, pe baza cărora sunt create toate sistemele moderne de control primar integrat. Echilibrarea și controlul aici sunt efectuate direct de forța musculară a echipajului pe tot parcursul zborului.

Fig.6.1. Sisteme de comandă principale a aeronavei mecanice (a) și hidromecanice (b) neautomatizate: 1 – pârghie de comandă; 2 – tijă de comandă; 3 – ghidaj basculant sau role; 4 – echilibrarea masei cablajului de control;

5 – basculant cu două brațe, compensând schimbările de temperatură în lungimea compartimentului presurizat din fuzelaj; 6 – suport de montare pe volan; 7 – maneta de control al directiei;

8 – pârghie dublu braț; 9 – încărcător cu arc al pârghiei de comandă; 10 – mecanism de tundere (descarcare); 11 – acționarea direcției; 12 – tambur hidraulic; 13 – cilindru hidraulic

La aeronavele de aviație civilă, controlul principal este efectuat de doi piloți folosind pârghii de comandă dublă, cablaje mecanice de comandă, dispozitive cinematice care reglează mișcările și forțele și suprafețele de control.

Dacă procesul de control este efectuat de pilot prin mecanisme și dispozitive care asigură și îmbunătățesc calitatea procesului de control, atunci sistemul de control se numește semi-automat. Dacă crearea și schimbarea forțelor și momentelor de control este efectuată de un complex de dispozitive automate, iar rolul pilotului se reduce la monitorizarea acestora, atunci sistemul de control se numește automat. Majoritatea aeronavelor moderne de mare viteză folosesc sisteme de control semiautomate și automate.

Complexul de sisteme și dispozitive de la bord care permit pilotului să acționeze comenzile aeronavei pentru a schimba modul de zbor sau pentru a echilibra aeronava într-un mod dat se numește sistemul principal de control al aeronavei (lift, cârmă, elerone, stabilizator reglabil).

Dispozitivele care asigură controlul elementelor de comandă suplimentare (clapete, lamele, spoilere) se numesc control auxiliar sau mecanizarea aripilor.

Sistemul principal de control al aeronavei include:

a) pârghiile de comandă, care sunt direct afectate de pilot, aplicând forță asupra lor și deplasându-le;

b) cablaj de comandă care conectează pârghiile de comandă la elementele sistemelor principale de comandă;

c) mecanisme speciale, automate şi dispozitive de acţionare.

Prin devierea coloanei de comandă către sau departe de el însuși, pilotul exercită controlul longitudinal al aeronavei, i.e. modifică unghiul de înclinare prin devierea liftului sau a stabilizatorului controlat. Prin rotirea volanului la dreapta sau la stânga, pilotul, deflectând eleronoanele, exercită control lateral, înclinând aeronava în direcția dorită. Pentru a devia cârma, pilotul acţionează pedalele. Pedalele sunt, de asemenea, folosite pentru a controla treapta frontală atunci când aeronava se mișcă pe sol.

Pilotul este cea mai importantă verigă în sistemele de control neautomate și semiautomate. Percepe și procesează informații despre poziția aeronavei, supraîncărcările curente, poziția cârmelor, dezvoltă o soluție și creează un efect de control asupra pârghiilor de control.

Controlul de bază al aeronavei trebuie să îndeplinească următoarele cerințe:

1. Când controlați un avion, mișcările brațelor și picioarelor pilotului pentru a devia pârghiile de comandă trebuie să corespundă reflexelor naturale ale unei persoane, menținând echilibrul. Mișcarea pilotului a pârghiei de comandă într-o anumită direcție ar trebui să provoace deplasarea dorită a aeronavei în aceeași direcție.

2. Reacția aeronavei la deformarea pârghiilor de comandă ar trebui să aibă o ușoară întârziere, determinată de condițiile de stabilitate ale buclei de control pilot-aeronava.

3. La devierea comenzilor (cârme, elerone etc.), forțele asupra pârghiilor de comandă trebuie să crească ușor, să fie îndreptate în direcția opusă mișcării pârghiilor de comandă (împiedica pilotul să le miște), iar magnitudinea a forțelor ar trebui să fie în concordanță cu modul de zbor al aeronavei. Acesta din urmă este necesar pentru a oferi pilotului un „simț de control”; aeronave, facilitând pilotarea unei aeronave. Forțele maxime asupra pârghiilor de comandă trebuie să corespundă capacităților fizice ale pilotului.

4. Trebuie asigurată independența acțiunii cârmelor: devierea, de exemplu, a liftului nu trebuie să provoace deformarea eleronanelor și invers.

5. Unghiurile de deviere ale suprafețelor de control trebuie să asigure capacitatea aeronavei de a zbura în toate modurile de zbor și aterizare necesare și trebuie asigurată o anumită marjă de deviere a cârmei.

2.2. Caracteristicile de proiectare ale sistemelor de control a aeronavei

Principalele elemente structurale ale sistemelor de control sunt pârghiile de comandă, cablurile de control și diverse unități (amplificatoare, mecanisme de încărcare etc.).

Cablajul de control este proiectat pentru a transfera forțele de la pârghiile de comandă la suprafețele de control. Cablajul de control poate fi flexibil sau rigid.

R este.6.2. Schema de funcționare a trimmerului: 1 – mecanism electric; 2 - trimmer

În timpul unui zbor lung al unei aeronave cu cârme deviate, trimmerele sunt utilizate pentru a reduce forțele asupra pârghiilor de control, care sunt o suprafață suplimentară de direcție instalată în spatele cârmei principale. Lamelele de reglare sunt deviate la unghiurile necesare pentru a reduce efortul la cererea pilotului. Acest lucru este asigurat prin cablare mecanică specială de la cockpit la trim tabs sau prin intermediul unor mecanisme electrice controlate din cockpit (vezi Fig. 6.2.).

Prin devierea trimmerului în direcția opusă devierii volanului, sarcina transmisă pârghiilor de comandă poate fi redusă la orice cantitate mică. Momentul compensator de la mașina de tuns, care contracarează momentul balamalei, apare din cauza brațului mare al forței aplicate mașinii de tuns, deși forța în sine este mică.

Momentul balamalei al volanului poate fi redus prin utilizarea compensarii aerodinamice, de ex. creând, cu ajutorul forței aerodinamice a secțiunii de nas a cârmei, un moment opus momentului din forța secțiunii de coadă (vezi Fig. 6.3.). Cea mai utilizată este compensarea aerodinamică axială - deplasarea axei de rotație a volanului de la marginea sa anterioară. Centrul de presiune al forței aerodinamice a cârmei se află la aproximativ 1/3 din coarda acesteia. Dacă axa de rotație a volanului este adusă mai aproape de linia centrului de presiune, atunci pârghia forței aerodinamice va scădea. Reducerea brațului are ca rezultat o scădere a momentului de articulare a volanului și, prin urmare, reduce sarcina asupra pârghiei de comandă a direcției.

Uneori, compensatorul aerodinamic este o parte a suprafeței de direcție, adusă înainte numai la marginea volanului și nu pe toată lungimea sa (vezi Fig. 6.4.). Acest tip de compensare aerodinamică axială se numește compensare claxon și este utilizat la aeronavele ușoare, cu viteză redusă.

Așa-numita compensare aerodinamică internă este folosită și pe eleroni. Compensatorul este situat în spațiul din spatele baronului aripii spate și este conectat la acesta printr-o partiție flexibilă etanșă. Diferența de presiune care acționează asupra compensatorului creează efectul dorit. Compensatorul intern nu intră în flux și nu crește rezistența.

Schema servocompensatorului (fletner): 1 – tija de directie;

2 – volan; 3 - servocompensator

Alături de compensarea axială, se folosesc servocompensatoare (sau aplatizatoare). Principiul său de funcționare este similar cu cel al unui trimmer. În același timp, există o diferență semnificativă între ele. Dacă trimmerul este deviat numai de comenzile pilotului și deformarea cârmei nu face ca trimmerul să se rotească, atunci servocompensatorul, folosind un mecanism cu patru brațe, deviază întotdeauna în direcția opusă devierii cârmei principale. Uneori sunt folosite trimmere - flettnerele sunt platine a căror lungime de tijă rigidă poate fi variată electric și, prin urmare, pot funcționa atât ca trimmer, cât și ca servocompensator.

Se crede că o compensare aerodinamică puternică și, prin urmare, control manual, de exemplu. controlul unei aeronave fără amplificatoare este posibil numai la viteze de zbor corespunzătoare unui număr Mach de cel mult 0,9. Prin urmare, sistemul de control al unei aeronave de mare viteză include mecanisme și unități speciale pentru a depăși aceste dificultăți.

La aeronavele grele, nemanevrabile, cu o gamă largă de aliniamente operaționale și mecanizare ridicată a aripii, este necesar un stabilizator reglabil discret sau reglabil pentru a asigura echilibrarea. Un stabilizator reglabil discret este un stabilizator reglabil care este deviat de pilot sau automat la unghiuri fixe. Stabilizatorul trimmabil este folosit pentru a echilibra longitudinal aeronava și pentru a reduce stresul asupra pârghiei de control. Un astfel de stabilizator este deviat de pilot în intervalul de funcționare prin apăsarea unui buton de control special. Viteza de deviere a stabilizatorului trimmabil este mică: 0,3-0,5 grade/s. Utilizarea unui stabilizator trimmabil pentru echilibrarea aeronavei permite, în toate modurile de zbor, utilizarea întregii game de unghiuri de deviere posibile ale ascensorului pentru manevra și contracararea perturbărilor, ceea ce mărește siguranța zborului și extinde capacitățile operaționale ale aeronavei. Ca urmare, această schemă de control al mișcării longitudinale a devenit cea mai răspândită pe aeronavele de pasageri.

2.3. Pârghii de control a aeronavei

Pe aeronavele moderne de aviație civilă, controalele sunt împărțite în două grupuri - manuale și picior.

Controlul manual este utilizat pentru a influența eleronoanele și elevatorul (vezi Fig. 6.6.). Pârghia de control în sistemele de control ale aeronavelor medii și grele este coloana de control. Pentru aeronavele ușoare, se poate folosi un mâner.

Deplasarea cârmei spre stânga (în sens invers acelor de ceasornic) va avea ca rezultat un mal stâng. În consecință, rotirea volanului spre dreapta (în sensul acelor de ceasornic) va provoca o rotire spre dreapta.

„;Dacha ia cârma de la tine”; va face ca aeronava să coboare și să se scufunde. Și, invers, atunci când deplasați volanul „spre” avionul se va ridica și se va ridica. Indiferent de designul specific al tuturor aeronavelor, o anumită mișcare a jugului sau a bastonului va face ca aeronava să evolueze în același mod.

Piciorul este conceput pentru a controla cârma. „;Dacha piciorului drept”; înainte va duce la o viraj la dreapta.

Astfel, proiectarea controlului asigură că schimbările în poziția aeronavei în spațiu corespund reflexelor umane naturale.

Pe aeronavele medii și grele, sunt instalate două pârghii de comandă pentru doi piloți: stânga și dreapta. La un zbor lung, în condiții dificile, un pilot va fi supraîncărcat. În plus, dacă unul dintre ei dintr-un motiv oarecare (de exemplu, boala) nu poate controla, al doilea îl va înlocui. Pârghiile de comandă sunt conectate structural între ele, mișcările lor sunt absolut sincrone și au același efect asupra suprafețelor de control.

Forțele maxime asupra pârghiilor de comandă necesare pentru pilotarea aeronavei nu trebuie să depășească în valoare absolută:

35 kgf - în control longitudinal;

20 kgf - în control transversal;

70 kgf - în controlul pistei.

În modurile de zbor pe termen lung, aeronava este echilibrată din punct de vedere al forțelor. Forțele maxime pe termen scurt (nu mai mult de 30 s) asupra pârghiilor de comandă necesare pentru pilotarea aeronavei în cazul unor condiții de defecțiune improbabile nu trebuie să depășească:

50 kgf - în control longitudinal;

30 kgf - în control transversal;

90 kgf - în controlul pistei.

Forța poate fi redusă folosind compensarea aerodinamică, cum ar fi lamelele de tăiere. Cu toate acestea, în sistemul de control pot apărea forțe semnificative, depășind capacitățile corpului uman. În aceste cazuri, amplificatoarele sunt incluse în sistemul de control. De exemplu, hidraulic. Acest lucru este necesar în special pentru aeronavele supersonice, care experimentează forțe semnificative la spargerea barierei sunetului.

Amplificatoarele instalate în sistemul de control se numesc amplificatoare. Boosterele sunt amplasate cât mai aproape de suprafețele de control pentru a reduce lungimea și greutatea elementelor structurale ale circuitului de control. Controlul boosterului este de obicei împărțit în două scheme: reversibil și ireversibil. Într-o schemă reversibilă, forțele asupra pârghiilor de comandă sunt proporționale cu mărimea momentului balamalei a suprafeței de control. În acest caz, cea mai mare parte a forței este percepută de booster și doar o mică parte din forța necesară pentru a devia cârmele este transmisă pârghiei de comandă. Într-un circuit ireversibil, toată forța necesară pentru a devia suprafața de control este generată de booster. Aici pilotul nu va simți nicio forță asupra pârghiilor de comandă și nu va simți o schimbare în modul de zbor din cauza sarcinii pe pârghia de comandă. Se consideră firesc ca mânerul de control să reziste la mișcare. Pentru a crea un astfel de efect, încărcătoarele de diferite modele sunt furnizate în circuite ireversibile.

În proiectarea aeronavelor moderne, când cerințele pentru eficiența zborului au crescut nemăsurat, controlul direct al zborului folosind forța musculară a pilotului nu poate asigura selectarea celui mai avantajos mod în fiecare moment. Condițiile în schimbare (direcția vântului, curenții de aer în sus și în jos, schimbările climatice) necesită luarea instantanee a deciziilor și acțiuni adecvate, în special în condițiile de zbor de mare viteză. Acest lucru se poate face numai de un computer de mare viteză. Prin urmare, sistemele de control automate sunt instalate pe aeronavele moderne. Principalele componente ale unor astfel de sisteme sunt autopiloții controlați de computerele de bord. Proiectanții rezolvă problema asigurării unei fiabilități suficiente a sistemelor de control prin crearea a două sau trei sisteme de control independente pentru unitate. Dacă unul dintre sisteme eșuează, al doilea intră în vigoare și așa mai departe. În sistemele de control a aeronavelor de nouă generație, transmisia mecanică a eforturilor pilotului pentru controlul suprafețelor nu este utilizată; eleronoanele și cârmele sunt conectate la dispozitive de acționare (de exemplu, unități de direcție), pe care pilotul le controlează de la distanță folosind semnale electrice.

2.3.1. Cablaj de control

Cablajul de control leagă pârghiile de comandă direct la volanele sau la servodirecția. Actuatoarele sistemelor automate de control sunt conectate la acesta. Designul cablajului de control poate fi flexibil, rigid sau mixt.

Cablajul flexibil constă din cabluri, role, culbutori, sectoare și alte părți. În acest caz, toate forțele din sistemul de control sunt transmise folosind cabluri - funii de oțel răsucite din fire de sârmă. În construcția de aeronave, se folosesc cabluri puternice, flexibile, cu o durată de viață lungă și care nu sunt supuse coroziunii. Înainte de instalare pe aeronavă, cablul este preîntins sub o sarcină de aproximativ 50% din sarcina de rupere. Acest lucru se face pentru a evita smulgerea cablului în timpul funcționării. Tragerea cablului de la forțele de tracțiune în timpul funcționării poate duce la slăbirea cablului și la întreruperea controlului aeronavei.

Cablul este întins în timpul funcționării sub sarcină și necesită îngrijire atentă, monitorizare și înlocuire din cauza uzurii. Datorită alungirii termice diferite a cablului de oțel și a structurii din aliaj a aeronavei, cablajul flexibil este încărcat suplimentar. Este necesar să instalați elemente pentru controlul automat al tensiunii cablului.

Pentru a asigura o durabilitate suficientă a cablurilor, este de dorit ca forțele care acționează în cablu la controlul aeronavei să nu depășească 10% din forța care distruge cablul.

Cablurile se desfășoară de-a lungul cadrului aeronavei, părăsind sau intrând în cabina presurizată. Pentru a asigura etanșeitatea acolo unde cablul trece prin pereții despărțitori, sunt instalate etanșări ermetice de diferite modele.

Cablajul rigid este format din tije, culbutori, pârghii, arbori, ghidaje și console. Deoarece tijele pot funcționa în tensiune și compresie, o linie de tije este suficientă pentru a oferi control (adică, cablajul rigid este dintr-un singur fir).

Într-un sistem de control, există cazuri când suprafețele de control trebuie să fie deviate în unghiuri diferite. De exemplu, elevatorul și eleronoanele trebuie să fie deviate în unghiuri diferite în sus și în jos, deoarece atunci când deviază forțe diferite de acțiunea fluxurilor de aer sunt generate. O schemă de control în care deviația pârghiilor de comandă cu același unghi în direcții diferite duce la deviații inegale ale suprafețelor de control se numește diferențială.

În practică, pentru a compensa deficiențele ambelor sisteme, cablurile de control mixte sunt cel mai adesea folosite sub forma unei combinații de cablaje rigide și flexibile.

Un dispozitiv important în sistemul de cablare de control al aeronavelor moderne este ieșirea tijelor și cablurilor din cabinele și compartimentele sub presiune. Acest lucru se face, de obicei, folosind cutii speciale de etanșare, în care mișcarea de translație a tijelor este transformată în mișcare de rotație cu ajutorul brațelor culbutoare, iar arborii rotativi sunt ușor de etanșat folosind garnituri inelare.

În cazul în care aeronava are un dispozitiv de blocare a cârmelor și a eleroanelor atunci când este parcată la sol, designul include mecanisme speciale care împiedică decolarea aeronavei cu cârmele și eleroanele blocate. Dacă sunt utilizate dispozitive de blocare externe (cleme), trebuie să vă asigurați că acestea sunt îndepărtate înainte de decolarea aeronavei. La aeronavele cu control ireversibil al rapelului, amortizarea suprafețelor de control în timpul perturbărilor vântului la oprire este asigurată de acționările electrice.

Pe măsură ce viteza de zbor crește, forțele necesare pentru a devia suprafețele de control cresc rapid. Un pilot care zboară un avion cu control direct, neautomat observă acest lucru printr-o creștere semnificativă a efortului necesar pentru a devia pârghiile de comandă. La viteze și altitudini mari, unghiurile de deviere a cârmei necesare pentru echilibrarea aeronavei se modifică semnificativ. Pe măsură ce viteza de zbor crește, acestea scad, iar pe măsură ce altitudinea de zbor crește, acestea cresc.Sistemul de control al unei aeronave de mare viteză include amplificatoare hidraulice, care sunt un servosistem hidraulic. Boosterul hidraulic constă dintr-un actuator - un cilindru de putere cu dublă acțiune și un mecanism de distribuție, servo, cel mai adesea de tip bobină. Prin devierea pârghiilor de comandă, pilotul acționează asupra bobinei conectate la acestea prin cablajul de comandă, ceea ce necesită puțin efort pentru a devia. Bobina distribuie fluxul de lichid furnizat sub presiune ridicată, direcționându-l într-una sau alta cavitate a cilindrului de putere. Cursa de lucru a bobinei necesară pentru a ocoli lichidul este de obicei foarte mică și măsurată în câțiva milimetri. Prin urmare, aproape imediat după ce pilotul începe să miște pârghia de comandă, tija de comandă a servodirecției începe și ea să se miște. Tija de acționare a cilindrului de putere, direct sau prin elemente de cablaj intermediare, deviază suprafața de direcție, care este deservită de acest rapel hidraulic.

2.3.2. Blocarea cârmelor și eleronanelor

Când sunt parcate pe sol, cârmele și eleronoanele sunt blocate pentru a preveni vibrațiile lor de la încărcăturile vântului.

Cel mai adesea, pentru a bloca cârmele și eleronoanele, se folosește un sistem de control mecanic direct sau un sistem de telecomandă electromecanic, care se termină cu motoare electrice reversibile cu mecanism de blocare.

Principiul de funcționare al sistemului de blocare se reduce la ciupirea cârmelor și eleronanelor în raport cu corpul aeronavei. În acest scop, volanele (elementele cablajului de control) au prize în care se potrivesc opritoarele mecanismului. Cârma și eleroanele sunt blocate în poziția neutră sau în poziția mal drept, iar liftul este în poziția inferioară, ceea ce reduce momentul de tanare în vânturi puternice și protejează împotriva blocării spontane în zbor. Mecanismul de blocare, datorită conului vârfului și unui arc suplimentar, vă permite să puneți maneta de comandă în poziția „Locked”. indiferent de poziţia cârmei şi a eleronelor. Mișcarea ulterioară a cârmelor și eleronanelor duce la autoblocare.

În timpul avertizării de furtună, cârmele și eleronoanele sunt blocate cu ajutorul clemelor. La unele aeronave cu un sistem de control al boosterului, cârmele și eleronoanele sunt blocate automat de actuatoarele de direcție.

2.4. Scopul și compoziția controlului auxiliar al aeronavei

Sistemele de control auxiliare sunt mult mai simple decât sistemul principal; ele includ doar o parte din unitățile sale. În mod obișnuit, acestea sunt pârghii de comandă, cablaje și dispozitive de acționare acționate de dispozitive hidraulice, electrice, pneumatice sau mecanice.

Funcționarea tuturor elementelor de mecanizare a aripii (clapete, lamele și spoilere) se bazează pe controlul stratului limită de pe suprafața aripii și modificarea curburii profilului aripii. Mecanizarea aripilor face posibilă îmbunătățirea decolării, aterizării și manevrabilității unei aeronave, crește sarcina utilă și crește siguranța zborului.

Elementele de mecanizare a părții frontale a aripii sunt șosetele rotative, șipcile, clapetele nasului și clapele Kruger.

Elementele de mecanizare a părții posterioare a aripii sunt clapete rotative, clapete fante (fără prelungire, retractabile cu una, două, trei fante), clapete Fowler, clapete rotative și glisante (retractabile).

Eficacitatea elementelor de mecanizare a aripii depinde de dimensiunea relativă, forma și poziția față de partea principală a aripii.

Elementele de mecanizare a părții frontale a aripii asigură eliminarea blocajului pe aripă la unghiuri mari de atac ale aeronavei. Cele mai eficiente elemente ale mecanizării marginii de avans sunt lamelele.

Scheme de mecanizare a părții din față a aripii: 1 – șosete rotative; 2 – scut nazal; 3 – scutul lui Kruger; 4 – șipcă. Scheme de mecanizare a părții posterioare a aripii: 1 – clapetă de frână; 2 – scut rotativ; 3 – scut culisant; 4 – clapeta rotativa; 5 – clapetă rotativă cu fante; 6 – clapeta rotativa retractabila;

7 – Clapeta Fowler; 8 – clapetă cu dublă fante; 9 – clapetă cu două fante în combinație cu un interceptor; 10 – clapetă cu trei fante.

Cele mai eficiente și obișnuite elemente de mecanizare a părții din spate a aripii sunt clapele retractabile cu fante (măresc curbura și aria suprafeței portante).

Spoilerele (interceptoarele) sunt comenzi aerodinamice ale aeronavei, realizate sub formă de flaps, în poziția de operare care ies deasupra suprafeței aripii la un unghi față de fluxul care se apropie. Spoilerele sunt instalate pe suprafața superioară a aripii și, în poziția de funcționare, reduc ridicarea acesteia; sunt folosite pe aripa dreaptă sau stângă ca element de control lateral (împreună cu eleroanele), iar atunci când sunt eliberate simultan pe aripile drepte și stângi ca amortizoare de ridicare în zbor sau clapete de frână la rulare pe sol.

În cazul defecțiunilor sistemului de control al eleronului, spoilerele care funcționează în modul eleron servesc ca o opțiune de rezervă pentru controlul ruliului. Avantajul spoilerelor față de alte comenzi (de exemplu, eleroanele) este că sunt instalate în partea aripii în care marginea de fugă este folosită pentru a găzdui clapetele.

subiect: SISTEME DE CONTROL AERONAVE, ELEMENTE DE CS. SCOPUL SI DIAGRAME DE INCLUZIUNE A AMPLIFICATOARELOR IN CS, TIPURI DE AMPLIFICATOARE. AUTOMATIZAREA ÎN SISTEMUL DE CONTROL.

Plan

1. 
   Tipuri și scopul sistemelor de control.
2. 
   Cerințe pentru sistemul de control...
3. 
   Comenzi și posturi de comandă.

4. Elemente ale sistemului de control, scopul și circuitele de conectare a amplificatoarelor la sistemul de control, tipuri de amplificatoare automate din sistemul de control.

Tipuri și scopul sistemelor de control.

Sistemele de control aeronavelor pot fi împărțite în:

• 
  sistemul de control principal, conceput în principal pentru a schimba traiectoriile aeronavei, echilibrarea și stabilizarea acesteia în condiții de zbor specificate;
• 
  sisteme de control suplimentare concepute pentru a controla motoarele, trenul de aterizare, clapetele, clapetele de frână, prizele de aer, duza cu jet etc.

Aceste sisteme de control sunt discutate în cursuri speciale atunci când se studiază centralele și sistemele energetice ale unei aeronave ca surse de energie pentru extinderea și retragerea trenului de aterizare, flapsuri etc. Prin urmare, mai jos, pentru a simplifica prezentarea, termenul „sistem de control al aeronavei” se va referi numai la sistemul principal de control.

Sistemul de control al unei aeronave moderne este un set de dispozitive electronice de calcul, electrice, hidraulice și mecanice care oferă soluții pentru următoarele sarcini:

• 
  pilotarea unei aeronave (schimbarea traiectoriei de zbor) de către un pilot în moduri neautomate și semi-automate;
• 
  controlul automat al aeronavei în modurile și etapele de zbor prevăzute de specificațiile tehnice;
• 
  crearea unei puteri suficiente pentru a devia comenzile;
• 
  implementarea pe aeronavă a caracteristicilor necesare (specificate) de stabilitate și controlabilitate ale aeronavei;
• 
  stabilizarea modurilor de zbor stabilite;
• 
  creșterea siguranței zborului prin înștiințarea în timp util a echipajului despre apropierea de moduri de zbor periculoase (în termeni de viteză, altitudine, supraîncărcări, unghiuri de atac, alunecare și rostogolire și alți parametri) și emiterea de comenzi pentru respingerea controalelor care împiedică intrarea în aceste moduri.

Pentru a schimba traiectoria unei aeronave în zbor, trebuie să schimbați forțele și momentele care acționează asupra acesteia. Procesul de modificare a forțelor și momentelor care acționează asupra aeronavei, creat prin deformarea comenzilor în zbor, se numește proces de control. În funcție de gradul de participare umană la procesul de control, sistemele de control pot fi neautomate, semiautomate, automate și combinate. Controlul direct al aeronavei de către pilot în modul neautomat este recomandabil numai la aeronavele cu viteze de zbor subsonice scăzute. În toate celelalte cazuri, prezența unui pilot (navigator) la bordul aeronavei permite o utilizare mai eficientă a aeronavei într-un mediu aerian care se schimbă rapid, imprevizibil, când controlul automat al aeronavei, pe de o parte, permite echipajului să acordați mai multă atenție evoluției condițiilor de zbor, iar pe de altă parte, echipajul poate observa și elimina cu promptitudine defecțiunile sistemului de control automat și abaterile de la modul normal de zbor. Toate acestea ajută la îmbunătățirea siguranței zborului.

Cerințele sistemului de control. Sistemul de control trebuie să asigure, în anumite limite, valorile caracteristicilor de control și stabilitate ale aeronavei, în funcție de tipul acesteia, categoria de greutate și intervalul de viteză, astfel încât aeronava să poată îndeplini toate sarcinile cerute de scopul său în condiții de operare date. . Această cerință de bază (specificată în documentele de reglementare speciale) trebuie îndeplinită sub rezerva cerințelor comune tuturor părților și ansamblurilor aeronavei: masă minimă a sistemului, fiabilitate ridicată și siguranță a zborului și supraviețuire. ușurință de inspecție, operare și reparare. Cerințe specifice sistemului de control:

• 
  Unghiurile de deviere ale comenzilor trebuie să ofere, cu o anumită marjă, posibilitatea de zbor în toate modurile de zbor și decolare și aterizare necesare (în sus 20...35°, în jos 15...20°, 20...30° în ambele direcții, eleronoane sus 15...30°, jos 10...20°, valorile mai mari ale unghiului se aplică aeronavelor manevrabile, unghiurilor mai mici la cele nemanevrabile). Pozițiile extreme ale comenzilor trebuie limitate de opritoare care să reziste la sarcinile de proiectare;
• 
  deformarea fuzelajului, a aripilor, a cablajului de comandă mecanică și a antrenamentului nu trebuie să conducă la scăderea unghiurilor maxime posibile de deviere a comenzilor și a eficacității acestora sau să provoace chiar blocarea pe termen scurt a sistemului de control;
• 
  magnitudinea forțelor maxime pe termen scurt asupra echipamentului de comandă necesare pentru pilotarea aeronavei depinde de tipul și greutatea aeronavei și nu trebuie să depășească 500...600 N în control longitudinal, 300...350 N în control lateral , 900...1050 N - în controlul căii. Forțele asupra aparatului de comutație ar trebui să crească ușor și să fie îndreptate în direcția opusă mișcării aparatului de comutare. În modurile de zbor pe termen lung, aeronava trebuie să fie echilibrată nu numai din punct de vedere al cuplurilor, ci și din punct de vedere al forțelor asupra sistemului de propulsie;
• 
  Sistemul de control trebuie să funcționeze fără probleme, fără bruiaj, auto-oscilații și vibrații periculoase care amenință puterea și (sau) complică pilotarea. Nu ar trebui să existe joc în cablarea sistemului de control;
• 
  Amplasarea mecanismelor de tijă, a cablurilor și a altor părți ale sistemului de control trebuie să excludă posibilitatea contactului acestora cu alte părți, frecarea părților mobile ale sistemului de control cu ​​elementele structurale ale aeronavei, deteriorarea sau blocarea în timpul funcționării (de către marfă, pasageri, etc.) Forțele de frecare în cablurile de comandă, transmise centralei de comandă, depind și de tipul și greutatea aeronavei și nu trebuie să depășească 30..70N. Pentru valori mari ale acestor forțe, este necesar să se prevadă compensatoare de forță de frecare în sistemul de control pentru a elimina această sarcină din tabloul de distribuție;
• 
  trebuie luate măsuri pentru a preveni posibilitatea deconectarii elementelor de cablaj de comandă mecanică, deconectarea sau reducerea presiunii în părțile de putere ale sistemului;
• 
  ar trebui asigurate redundanța și duplicarea principalelor elemente vitale ale sistemului de control pentru a crește fiabilitatea acestuia;
• 
  pentru a asigura o siguranță ridicată a zborului, este necesar ca sistemul de control să includă dispozitive care împiedică aeronava să intre în moduri de zbor periculoase și să semnalizeze cu promptitudine apropierea unor astfel de moduri;
• 
  trebuie să fie imposibilă intrarea obiectelor străine în sistemul de control;
• 
  trebuie asigurată independența acțiunilor comenzilor de rulare și tanare atunci când stick-ul sau volanul este deviat.

Sistemul de control al aeronavelor moderne, indiferent de gradul său de complexitate și saturație cu automatizări și acționări, include comenzi situate pe aripă și coadă, posturi de comandă cu pârghii de control situate în carlingă și cablaje de control care conectează pârghiile de comandă ca principale și elemente obligatorii.și alte elemente ale sistemului de control cu ​​comenzi.

Controale.

Dispozitivele prin care se creează forțele și momentele necesare pentru aceasta în procesul de control al unei aeronave se numesc comenzi. Abaterea lor determină un dezechilibru al forțelor și momentelor aerodinamice, având ca rezultat rotirea aeronavei cu viteze unghiulare w(x,y,z) în raport cu sistemul asociat de axe OXYZ și o modificare a traiectoriei de mișcare sau, dimpotrivă, echilibrarea (stabilizarea) aeronavei în anumite moduri de zbor . Astfel, devierea comenzilor asigură:

• 
  controlabilitate transversală față de axa OX (eleroni, flyeroane, eloni, spoilere, jumătăți deviate diferențial ale sistemului hidraulic central);
• 
  controlabilitatea longitudinală în raport cu OZ (RV, elevoni etc.);
• 
  controlabilitatea pistei în raport cu axa OU (LV, CPGO).

Pe multe aeronave moderne, în special pe cele ușoare manevrabile, pentru a crea forțe de control verticale și laterale care schimbă traiectoria de zbor a aeronavei cu control direct al forțelor de sustentație și laterale, flaps și flaps pot fi folosite ca comenzi, deviate sincron pe spoilerele ambelor console ale aripii. , GO frontal rotativ, aripă adaptivă, suprafețe verticale suplimentare speciale etc.

Posturi de control de comandă

Posturile de comandă constau din pârghii de comandă și elementele lor de montare în carlingă. Pârghiile de control sunt dispozitive prin care (atunci când este deviat) pilotul introduce semnale de control în sistemul de comandă și le distribuie.

Posturi de control manuale.Stick-ul de control este folosit pentru a controla liftul (CPGO) și eleronoanele (interceptoarele) aeronavelor în principal manevrabile și este o pârghie cu două grade de libertate. Fixarea cu balamale a părții inferioare a mânerului pe axă sau pe axă și fixarea cu balamale a acestor axe în sine pe podeaua cabinei vă permit să deviați mânerul: „spre tine” până la 400 mm și „de la tine” în sus până la 180 mm la controlul liftului (CPGO) și „dreapta-stânga” „ până la 200 mm când este controlat de eleroni.

Orez. 22. 2. Elemente de cablare a cablului de control.

Independența controlului în canalele longitudinale și transversale în oricare dintre schemele cinematice de instalare a mânerului se realizează prin îndeplinirea anumitor condiții.

Comandă pe volan - coloanele de comandă sunt folosite pentru a controla aeronavele aeronavelor nemanevrabile prin devierea coloanei de comandă „departe” și „spre” și a eleronanelor – prin rotirea volanului „stânga-dreapta”. Volanul este amplasat în cabina de pilotaj deasupra genunchilor pilotului și nu necesită la fel de mult spațiu între picioarele pilotului ca stick-ul de control atunci când controlați aeronava. Toate acestea permit, la utilizarea cârmei, reducerea distanței dintre pedalele de comandă cu picior și simplificarea aspectului cockpitului.

Să luăm în considerare un volan destul de tipic al unui avion Tu-134. Coloana de control constă dintr-un volan, un cap turnat, o țeavă din duraluminiu, un cot turnat și un culbutor de sector. Capul cu rulment cu bile are o axă din oțel care se rotește liber. La capătul ei pe

Roata de control a eleronului este fixată de chei. Este asigurată împotriva mișcării de-a lungul axei pe ambele părți prin piulițe înșurubate pe filetul exterior al axei. Pe aceeași axă se fixează un pinion pe chei, prin care este aruncat un lanț dintat. Cablurile sunt atașate de capetele bifurcate ale lanțului, coborând în interiorul țevii coloanei în cot, unde sunt fixate de culbutorul sectorului.

Posturi de comandă pentru controlul picioruluireprezintă diverse mecanisme utilizate pentru instalarea pedalelor de control LV. Există pedale montate pe un mecanism pârghie-paralelogram, pedale balansoare cu axele superioare și inferioare de rotație și pedale culisante. Mecanismul pârghiei-paralelogram constă dintr-o pârghie tubulară și o tijă, fixate în mijloc pe o axă verticală în suport pentru atașarea mecanismului pedalei de podeaua cabinei. La capătul inferior al osiei există o pârghie de comandă LV. Cărucioare pedale cu pedale și încuietori pentru reglarea pedalelor în funcție de înălțimea pilotului, montate pe șuruburi la capetele manetei și tijei, împreună cu acestea formează un mecanism de paralelogram. Acest lucru asigură mișcarea înainte a pedalelor (fără rotirea acestora) atunci când controlați vehiculul de lansare.

Stalpi de control al piciorului cu pedale basculante de sus și de jostopoare. Stâlpul cu axa superioară de rotație a mecanismului pedalei cu suporturi pedale montate pe axă se instalează pe suporturi de consolă turnate montate pe podeaua cabinei. Suspensia pedalei este formată din două cabluri din duraluminiu ștanțate conectate în partea de sus printr-o axă, iar în partea inferioară printr-o țeavă cu o pedală turnată montată pivotant pe ea. Suspensiile cu pedale se rotesc liber în jurul unei axe pe rulmenții din cabluri. În interiorul tubului inferior este montat un mecanism de blocare cu mâner, care conectează suspensia la una dintre cele șase găuri din culbutorul sectorului. Acest lucru asigură ajustarea pedalelor la înălțimea pilotului și transformarea deviațiilor pedalei în rotația pârghiei verticale a celor trei brațe ale balansierului de comandă al vehiculului de lansare.

Comenzi de picior cu pedale glisantenecesită o platformă specială cu tuburi de ghidare pentru deplasarea cărucioarelor cu suport pentru picioare de-a lungul acestora. Mișcarea cărucioarelor trebuie să fie sincronizată prin cabluri. Cablurile prin sector trebuie conectate la tija de comandă BT sau utilizate ca cabluri de comandă la BT. Rezultatul este un dispozitiv complex, voluminos, greu de asamblat în cockpit. Prin urmare, stâlpii de control al piciorului cu pedale glisante au fost folosiți extrem de rar.

Elemente de su, scop și circuite pentru conectarea amplificatoarelor la su, tipuri de amplificatoare. automatizare în sistemul de control.

Sursa de energie pentru oprirea controlului în acest sistem a rămas forța musculară a pilotului sau forța mașinilor de direcție (RM) ale mașinii. Controlul aeronavei se realizează de pe coloana de direcție folosind cabluri așezate pe role pe ambele părți ale fuzelajului și tije către aeronave. În partea din spate a fuzelajului, pe partea stângă a plăcii, există o mașină automată (AP) RM conectată prin cabluri la cablurile de control RM. Eleroanele sunt controlate de pe volan. Controlul vehiculului de lansare ----«---- de la pedale, care au fost conectate printr-un arbore de sub cabina pilotului prin cabluri în role de ghidare pe partea tribord a fuzelajului cu un balansoar și tijă la vehiculul de lansare în partea din spate a fuzelajului. Trimurile LV și eleronanele sunt oprite folosind un mecanism electric controlat fly-by-wire. Mașina automată asigură stabilizarea aeronavei la modurile de zbor specificate de pilot și este utilizată în timpul bombardamentelor.

Amplificatoare hidraulice în sistemul de control

Odată cu creșterea Msh, a devenit din ce în ce mai dificil de controlat manual folosind doar puterea musculară și în cele din urmă a devenit aproape imposibil. Introducerea GI în sistemul de control a fost facilitată de necesitatea de a îmbunătăți caracteristicile de stabilitate și controlabilitatea aeronavei; automatizarea sistemului de control în aceste scopuri, de asemenea, nu a necesitat utilizarea amplificatoarelor de putere hidraulice sau electromecanice.

Orez. 22.3. Schema schematică a proiectării GU. Automatizare într-un sistem de control cu ​​o centrală electrică conectată conform unui circuit ireversibil.

SUPRAVEGHERE CU AERONAVE TU-134

Controlul final, direcțional și lateral al aeronavei este efectuat de volanta, vehiculul de lansare, eleronoanele și spoilerele.Volana și eleronoanele sunt acționate manual prin intermediul coloanelor de comandă și al roților de direcție. Vehiculul de lansare este controlat folosind o aeronavă GU-SU cu o singură cameră IL-86. Controlul pasului este efectuat de RV și ST. RV este controlat folosind două coloane de direcție conectate între ele și la unitatea principală RV prin cablare mecanică. IG-urile sunt incluse într-o manieră ireversibilă.

În sistemul de control LV, formată din două secțiuni, fiecare dintre ele controlată de trei pedale GU, RM AP, mecanisme cu șuruburi ZM, MTE, un balansoar care centra arcul, un mecanism de limitare a cursei pedalelor cu acționare electrică.

Spre deosebire de unitățile incluse în canalul de control longitudinal, sistemul de control LV include și un amortizor de rotire pentru a îmbunătăți stabilitatea laterală a aeronavei.

Controlul de rulareefectuate folosind eleroni și spoilere. Cârmele ambilor piloți sunt conectate între ele și la unitățile de control al eleronului și spoilerului prin cablare mecanică. Tijele de control (trei per eleron și o tijă de control per spoiler) sunt atașate direct la secțiunile eleronului și spoilerului. Secțiunile interioare ale spoilerelor (câte trei pe fiecare aripă) pot fi folosite ca frâne pneumatice și amortizoare de ridicare în timpul alergării și sunt controlate printr-un mecanism de amestecare atât de la volan, cât și de la o pârghie specială instalată în cockpit.

Controlul Elevon.La aeronavele fără GO, realizate conform schemei „fără coadă”, controlul lateral și longitudinal se efectuează folosind eloane amplasate în locul eleronilor..

Când deplasați mânerul înainte, propulsoarele elonice trebuie să fie oprite pe ambele console ale aripilor de mai jos. Când mișcați stick-ul la stânga și la dreapta, elonii sunt dezactivați ca eleronii.

Dezvoltarea în continuare a sistemului de controlpoate fi asociată cu o scădere a marjei de stabilitate statică a aeronavei, ceea ce asigură o creștere a calității aerodinamice a acesteia datorită unei reduceri a pierderilor pentru echilibrarea aeronavei și un câștig în greutate datorită unei reduceri a suprafeței și masei aeronavei. . Cu toate acestea, acest lucru va necesita introducerea mașinilor de stabilitate longitudinală în sistemul de control. Promițătoare este trecerea la controlul fly-by-wire, saturat de calculatoare cu un grad ridicat de redundanță, cu stick-uri laterale în locul coloanelor tradiționale de direcție.

Automatizare în sistemul de controlinclude dispozitivele enumerate mai sus (RAU), al căror scop principal este de a îmbunătăți stabilitatea și controlabilitatea aeronavei în zbor fără intervenția pilotului.

Mecanismele (mașini automate) pentru schimbarea rapoartelor de transmisie de la volan la pârghiile de comandă (RC) și de la CM la RU pot fi realizate sub forma diferitelor variante de mecanisme de transmisie sau automate.

AGC - control sisteme de control automat. Ele reacționează nu numai la schimbările în modul de zbor - presiunea vitezei și altitudinea de zbor H, ci și la alinierea aeronavei Xt. ZM - mecanismele de încărcare atunci când se utilizează GI incluse în sistemul de control conform unei scheme ireversibile, servesc la simularea sarcinilor aerodinamice pe pârghiile de control, modificând forța asupra acestora în funcție de mărimea mișcării lor.

MTE - mecanismul cu efect de tuns este conceput pentru a elibera sarcinile din cutia de viteze de pe maneta de control. Pilotul pornește mecanismul său electric cu acțiune inversă la unul dintre panourile de comandă.

RAU - unitatea de control al direcției constă dintr-o tijă de culisare și un mecanism electronic. când este pornit, legătura de ieșire a RAD-ului se mișcă și lungimea RAD-ului se modifică. Când tija RAD se mișcă, bobina PG se mișcă și controlul tijei PG este dezactivat.

Mărimile estimate ale forțelor aplicate pârghiilor de comandă

1270...2350N - pentru maner, coloana de directie la comanda radio;

640...1270Н - pentru mâner, volan la controlul eleronanelor;

1760...2450Н - pentru pedale la controlul vehiculului de lansare.

Cuvinte cheie.

SU - sistem de control, RU - pârghii de control, sistem principal și suplimentar, stație de comandă, pârghii, balansoare, pedale, cabluri, amplificatoare, control automat, efect trimmer, RAU - unitate de control al direcției, ARU - reglare automată a controlului, ZM - mecanism de încărcare , MTE – mecanism cu efect de tuns, GU – rapel hidraulic

Întrebări de control.

1. 
   Care este scopul sistemului de control al aeronavei?
2. 
   Care sunt cerințele pentru sistemul de control?
3. 
   Câte tipuri de sisteme de control există într-o aeronavă?
4. 
   Ce tipuri de tije de control există?
5. 
   Ce este stația de cârmă și cum este împărțită?
6. 
   Spuneți-ne despre controlul eleronanelor și lifturilor unei anumite aeronave?
7. 
   Ce forțe estimate pot fi aplicate pârghiilor de comandă?
8. 
   Ce este controlul automat așa cum îl înțelegeți?

Literatură – 2,5,10.

Prelegerea nr. 23

subiect: COMPORTAMENT ANORMAL AL ​​SUPRAFEȚELOR PORTANȚE

CONCEPTUL DE DIVERGENȚĂ A ARIPILOR, AFLĂTIRE, AELERON INVERSARE, BUFTING.

Plan

1. 
   Fenomene aeroelastice (AEP).
2. 
   Controale inverse (ROC) și măsuri constructive pentru combaterea acesteia.
3. 
   Divergențele și măsurile de prevenire.
4. 
   Bufeting și măsuri de combatere a bufetului.
5. 
   Măsuri mai plate și anti-flater.

Fenomene aeroelastice (AP)

AE apar în zbor datorită elasticității și deformabilității componentelor aeronavei sub influența sarcinilor. Atunci când orice unitate a corpului se deformează în zbor, sarcinile aerodinamice care acționează asupra acesteia se modifică, ducând la deformări suplimentare ale structurii și la o creștere suplimentară a sarcinilor, ceea ce poate duce în cele din urmă la o pierdere a stabilității statice și la distrugerea structurii (fenomen de divergență). Dacă forțele suplimentare care apar depind doar de amploarea deformațiilor și nu depind de modificările acestora în timp, atunci ele se datorează și interacțiunii doar a forțelor aerodinamice și elastice și se referă la fenomene aeroelastice statice (inversul eleronanelor și cârmelor). , divergența aripii, cozii, stâlpilor etc.)

Fenomenele cauzate de interacțiunea forțelor aerodinamice, elastice și inerțiale sunt denumite fenomene aeroelastice dinamice (fluturarea unităților celulei aeronavei, bufare și deformare a aripilor).

Mărimea unghiului de deformare și răsucire poate fi determinată prin integrarea ecuațiilor diferențiale ale liniei elastice a aripii, care coincide cu baza rigidității și a unghiului relativ de răsucire a acesteia. Deci, pentru o aripă dreaptă în consolă, îndoiți-vă. și cr. m-nts in sectiunea de incovoiere si rigiditate la torsiune in sectiunea modulului elastic. La determinarea deformațiilor statistice ale aripilor brațului, trebuie luat în considerare faptul că îndoirea unei astfel de aripi duce la o modificare a secțiunilor transversale ale aripii îndreptate de-a lungul curgerii.

Comenzi inverse (ROC)

ROC este fenomenul de pierdere a eficienței controlului și declanșarea acțiunii lor inverse asupra unei aeronave, care poate apărea din cauza răsucirii aripii (w.c.) sub influența forțelor aerodinamice care apar atunci când eleroanele (cârmele) sunt deviate. Viteza de zbor la care comenzile nu creează un cuplu de control, adică eficiența lor devine zero, numită viteză critică inversă. Când valoarea este mai mică decât viteza de zbor, eleronoanele (cârmele) inversează.

Măsuri constructive pentru combaterea inversării eleronului.

Una dintre principalele modalități de îmbunătățire este creșterea rigidității la torsiune a aripii. Acest lucru poate fi realizat prin creșterea ariei secțiunii transversale a contururilor aripilor de torsiune. Aici este mai bine să folosiți materiale cu o valoare mai mare la o greutate specifică scăzută a materialului.

Divergenţă- acesta este fenomenul de pierdere a stabilității statistice (distrugerea) aripii, empenajului, stâlpilor, suporturilor de motor și a altor părți ale corpului aeronavei în fluxul de aer, care poate apărea atunci când unghiul lor de răsucire crește din cauza forțelor aerodinamice.

Orez. 23.1. Pentru a explica pierderea stabilității statice a aripii (divergență).

Măsuri constructive pentru combaterea divergenței

Mai puțin susceptibile la divergențe sunt aripile cu rapoarte de aspect mici, cu o astfel de distribuție a materialului structural de-a lungul conturului secțiunii transversale al unității, la care Xzh -X F tinde la = min, precum și aripile măturate cu un raport de aspect> 0, deoarece au mai puțin c y a și la îndoire se răsucesc pentru a reduce unghiul de atac, ceea ce crește semnificativ V cr.d. Acum, utilizarea CM pe astfel de aripi cu o anumită orientare a straturilor portante care ridică partea frontală inferioară a suprafeței aripii și, prin urmare, împiedică creșterea unghiului de atac al aripii la îndoirea în sus, ne permite să eliminăm acest dezavantaj. .

Bufetingpenaj- acestea sunt vibrații forțate ale cozii sub influența unui flux turbionar perturbat din aripa din față, suprastructuri pe fuselaj etc.

Măsuri de combatere a bufetuluiconstă în îmbunătățirea formei aerodinamice a aeronavei, reducerea influenței de interferență a unităților la articulațiile acestora și deplasarea cozii în afara zonei de trezire.

Flutter- acestea sunt oscilații neamortizate autoexcitate ale părților aeronavei care apar ca urmare a interacțiunii forțelor aerodinamice, elastice și inerțiale. Acum, fără să se confirme că viteza critică la care apar diferite forme de flutter este mai mare decât viteza maximă a aeronavei, nicio aeronavă nu poate fi certificată.

Cuvinte cheie.

Fenomene aeroelastice, divergență, inversare, bufare, aplatizare.

Întrebări de control

1. 
   Ce sunt fenomenele aeroelastice?
2. 
   Ce este eleronul invers?
3. 
   Ce este divergența?
4. 
   Ce este bufetul și care sunt măsurile pentru a-l preveni?
5. 
   Ce se numește flatter și ce măsuri există pentru a-l combate?

Literatură – 3, 5, 6.

Un avion este o aeronavă, fără de care astăzi este imposibil să ne imaginăm mișcarea oamenilor și a mărfurilor pe distanțe lungi. Dezvoltarea designului unei aeronave moderne, precum și crearea elementelor sale individuale, pare a fi o sarcină importantă și responsabilă. Numai inginerii de înaltă calificare și specialiștii specializați au voie să facă această lucrare, deoarece o mică eroare în calcule sau un defect de fabricație va duce la consecințe fatale pentru piloți și pasageri. Nu este un secret pentru nimeni că orice aeronavă are un fuselaj, aripi portante, o unitate de putere, un sistem de control multidirecțional și dispozitive de decolare și aterizare.

Informațiile prezentate mai jos despre caracteristicile de proiectare ale componentelor aeronavei vor fi de interes pentru adulții și copiii implicați în dezvoltarea de proiectare a modelelor de aeronave, precum și pentru elementele individuale.

Fuzelajul avionului

Partea principală a aeronavei este fuselajul. Elementele structurale rămase sunt atașate de el: aripi, coada cu aripioare, tren de aterizare, iar în interior există o cabină de control, comunicații tehnice, pasageri, marfă și echipajul aeronavei. Corpul aeronavei este asamblat din elemente portante longitudinale și transversale, urmate de înveliș metalic (în versiunile cu motor ușor - placaj sau plastic).

La proiectarea fuselajului unui avion, cerințele sunt pentru greutatea structurii și caracteristicile de rezistență maximă. Acest lucru poate fi realizat folosind următoarele principii:

1. Corpul fuselajului aeronavei este realizat într-o formă care reduce rezistența asupra maselor de aer și promovează generarea de portanță. Volumul și dimensiunile aeronavei trebuie cântărite proporțional;
2. La proiectare, se asigură cea mai densă aranjare a pielii și a elementelor de rezistență ale corpului pentru a crește volumul util al fuzelajului;
3. Acestea se concentrează pe simplitatea și fiabilitatea fixării segmentelor de aripi, a echipamentelor de decolare și aterizare și a centralelor electrice;
4. Locurile pentru asigurarea mărfurilor, adăpostirea pasagerilor și consumabilele trebuie să asigure fixarea și echilibrarea sigură a aeronavei în diferite condiții de operare;

1. Locația echipajului trebuie să ofere condiții pentru controlul confortabil al aeronavei, accesul la instrumentele de bază de navigație și control în situații extreme;
2. În perioada de întreținere a aeronavei, este posibilă diagnosticarea și repararea liberă a componentelor și ansamblurilor defecte.

Rezistența corpului aeronavei trebuie să poată rezista la sarcini în diferite condiții de zbor, inclusiv:

• sarcini la punctele de atașare ale elementelor principale (aripi, coadă, tren de aterizare) în timpul modurilor de decolare și aterizare;
• în timpul perioadei de zbor, să reziste la sarcina aerodinamică, ținând cont de forțele de inerție ale greutății aeronavei, de funcționarea unităților și de funcționarea echipamentelor;
• scăderi de presiune în părțile închise ermetic ale aeronavei, care apar în mod constant în timpul supraîncărcărilor de zbor.

Principalele tipuri de construcție a caroseriei aeronavei includ fuselajul plat, cu unul și două etaje, lat și îngust. Fuzelajele de tip fascicul s-au dovedit și sunt utilizate, inclusiv opțiuni de aspect numite:

1. Înveliș - designul exclude segmentele localizate longitudinal, armarea are loc datorită cadrelor;
2. Spar - elementul are dimensiuni semnificative, iar sarcina directă cade asupra acestuia;
3. Cele cu șnur - au o formă originală, suprafața și secțiunea transversală sunt mai mici decât în ​​versiunea spate.

Important! Distribuția uniformă a sarcinii pe toate părțile aeronavei se realizează datorită cadrului intern al fuzelajului, care este reprezentat de conectarea diferitelor elemente de putere pe toată lungimea structurii.

Designul aripilor

O aripă este unul dintre principalele elemente structurale ale unei aeronave, oferind portanță pentru zbor și manevre în masele de aer. Aripile sunt folosite pentru a găzdui dispozitivele de decolare și aterizare, o unitate de putere, combustibil și accesorii. Caracteristicile operaționale și de zbor ale unei aeronave depind de combinația corectă de greutate, rezistență, rigiditate structurală, aerodinamică și manoperă.

Părțile principale ale aripii sunt următoarea listă de elemente:

1. O carenă formată din lămpi, stringers, nervuri, placare;
2. Lamele și flapsurile asigurând decolare și aterizare lină;
3. Interceptoare și eleronoane - prin intermediul acestora aeronava este controlată în spațiul aerian;
4. Flapsuri de frână concepute pentru a reduce viteza de mișcare în timpul aterizării;
5. Pilonii necesari pentru montarea unităților de alimentare.

Diagrama forțelor structurale a aripii (prezența și amplasarea pieselor sub sarcină) trebuie să asigure o rezistență stabilă la forțele de torsiune, forfecare și încovoiere ale produsului. Aceasta include elemente longitudinale și transversale, precum și placarea exterioară.

1. Elementele transversale includ nervuri;
2. Elementul longitudinal este reprezentat de bare, care pot fi sub formă de grindă monolitică și reprezintă o ferme. Ele sunt situate pe întregul volum al părții interioare a aripii. Participați la conferirea rigidității structurii atunci când sunt expuse la forțe de îndoire și laterale în toate etapele zborului;
3. Stringer este, de asemenea, clasificat ca element longitudinal. Amplasarea sa este de-a lungul aripii de-a lungul întregii anverguri. Funcționează ca compensator al solicitărilor axiale pentru sarcinile de încovoiere ale aripilor;
4. Coastele sunt un element de plasare transversală. Structura este formată din ferme și grinzi subțiri. Dă profil aripii. Oferă rigiditate suprafeței în timp ce distribuie o sarcină uniformă în timpul creării unei perne de aer de zbor, precum și atașarea unității de alimentare;
5. Pielea modelează aripa, oferind o portanță aerodinamică maximă. Împreună cu alte elemente structurale, crește rigiditatea aripii și compensează sarcinile externe.

Clasificarea aripilor aeronavei se realizează în funcție de caracteristicile de proiectare și de gradul de funcționare al pielii exterioare, inclusiv:

1. Tip spar. Ele se caracterizează printr-o grosime ușoară a pielii, formând un contur închis cu suprafața membrelor laterale.
2. Tip monobloc. Sarcina externă principală este distribuită pe suprafața pielii groase, asigurată de un set masiv de stringeri. Placarea poate fi monolitică sau constă din mai multe straturi.

Important!Îmbinarea pieselor aripilor și prinderea ulterioară a acestora trebuie să asigure transmiterea și distribuirea momentelor de încovoiere și cuplu care apar în diferite condiții de funcționare.

Motoare de avioane

Datorită îmbunătățirii constante a unităților de putere ale aviației, dezvoltarea construcției moderne de avioane continuă. Primele zboruri nu puteau fi lungi și au fost efectuate exclusiv cu un singur pilot tocmai pentru că nu existau motoare puternice capabile să dezvolte forța de tracțiune necesară. Pe toată perioada trecută, aviația a folosit următoarele tipuri de motoare de aeronave:

1. Aburi. Principiul de funcționare a fost transformarea energiei aburului în mișcare înainte, transmisă elicei aeronavei. Datorită eficienței sale scăzute, a fost folosit pentru o perioadă scurtă de timp pe primele modele de aeronave;
2. Motoarele cu piston sunt motoare standard cu ardere internă a combustibilului și transmisie a cuplului la elice. Disponibilitatea fabricării din materiale moderne permite utilizarea lor până în prezent pe anumite modele de aeronave. Eficiența nu este mai mare de 55,0%, dar fiabilitatea ridicată și ușurința de întreținere fac motorul atractiv;

1. Reactiv. Principiul de funcționare se bazează pe transformarea energiei de ardere intensă a combustibilului de aviație în forța necesară zborului. Astăzi, acest tip de motor este cel mai solicitat în construcția de avioane;
2. Turbina de gaz. Ele funcționează pe principiul încălzirii limită și compresiei gazului de ardere a combustibilului, care vizează rotirea unei unități de turbină. Sunt utilizate pe scară largă în aviația militară. Folosit în aeronave precum Su-27, MiG-29, F-22, F-35;
3. Turboprop. Una dintre opțiunile pentru motoarele cu turbină cu gaz. Dar energia obținută în timpul funcționării este convertită în energie de antrenare pentru elicea aeronavei. O mică parte din el este folosită pentru a forma un jet de tracțiune. Folosit în principal în aviația civilă;
4. Turboventilator. Caracterizat prin eficiență ridicată. Tehnologia utilizată pentru injectarea de aer suplimentar pentru arderea completă a combustibilului asigură eficiență maximă de funcționare și siguranță ridicată a mediului. Astfel de motoare și-au găsit aplicația în crearea avioanelor mari.

Important! Lista motoarelor dezvoltate de designerii de aeronave nu se limitează la lista de mai sus. În momente diferite, au fost făcute încercări de a crea diferite variații ale unităților de putere. În secolul trecut, s-au lucrat chiar și la construcția de motoare nucleare în beneficiul aviației. Prototipurile au fost testate în URSS (TU-95, AN-22) și SUA (Convair NB-36H), dar au fost retrase de la testare din cauza pericolului ridicat pentru mediu în accidentele aviatice.

Comenzi și semnalizare

Complexul de echipamente de bord, dispozitive de comandă și de acționare ale aeronavei se numesc comenzi. Comenzile sunt date din cabina pilotului și sunt efectuate de elementele planului aripii și penele cozii. Diferite tipuri de aeronave folosesc diferite tipuri de sisteme de control: manuale, semiautomate și complet automatizate.

Controalele, indiferent de tipul sistemului de control, sunt împărțite după cum urmează:

1. Control de bază, care include acțiuni responsabile de ajustarea condițiilor de zbor, restabilirea echilibrului longitudinal al aeronavei în parametri predeterminați, Acestea includ:

• pârghii controlate direct de pilot (roată, lift, orizont, panouri de comandă);
• comunicații pentru conectarea pârghiilor de comandă cu elemente de actuatoare;
• dispozitive de executare directa (elerone, stabilizatoare, sisteme spoilere, flaps, lamele).

1. Control suplimentar utilizat în timpul modurilor de decolare sau aterizare.

Atunci când se utilizează controlul manual sau semi-automat al unei aeronave, pilotul poate fi considerat parte integrantă a sistemului. Numai el poate colecta și analiza informații despre poziția aeronavei, indicatorii de încărcare, conformitatea direcției de zbor cu datele planificate și poate lua decizii adecvate situației.

Pentru a obține informații obiective despre situația zborului și starea componentelor aeronavei, pilotul folosește grupuri de instrumente, să le numim pe cele principale:

1. Aerobatic și folosit în scopuri de navigație. Determinați coordonatele, poziția orizontală și verticală, viteza, abaterile liniare. Ele controlează unghiul de atac în raport cu fluxul de aer care se apropie, funcționarea dispozitivelor giroscopice și mulți parametri de zbor la fel de importanți. Pe modelele de aeronave moderne, acestea sunt combinate într-un singur sistem de zbor și navigație;
2. Pentru a controla funcționarea unității de alimentare. Ele furnizează pilotului informații despre temperatura și presiunea uleiului și a combustibilului de aviație, debitul amestecului de lucru, numărul de rotații ale arborilor cotit, indicatorul de vibrații (turometre, senzori, termometre etc.);
3. Pentru a monitoriza funcționarea echipamentelor suplimentare și a sistemelor de aeronave. Acestea includ un set de instrumente de măsurare, ale căror elemente sunt amplasate în aproape toate părțile structurale ale aeronavei (manometre, indicator de consum de aer, cădere de presiune în cabinele închise sigilate, poziții ale clapetelor, dispozitive de stabilizare etc.);
4. Pentru a evalua starea atmosferei înconjurătoare. Principalii parametri măsurați sunt temperatura aerului exterior, presiunea atmosferică, umiditatea și indicatorii de viteză ai mișcării masei de aer. Se folosesc barometre speciale și alte instrumente de măsurare adaptate.

Important! Instrumentele de măsurare utilizate pentru monitorizarea stării mașinii și a mediului exterior sunt special concepute și adaptate pentru condiții dificile de funcționare.

Sisteme de decolare și aterizare 2280

Decolarea și aterizarea sunt considerate perioade critice în timpul funcționării aeronavei. În această perioadă apar sarcini maxime pe întreaga structură. Doar trenul de aterizare proiectat fiabil poate garanta o accelerație acceptabilă pentru ridicarea spre cer și o atingere moale a suprafeței pistei de aterizare. În zbor, ele servesc ca un element suplimentar pentru a rigidiza aripile.

Designul celor mai comune modele de șasiu este reprezentat de următoarele elemente:

• bară pliabilă, compensarea sarcinilor lotului;
• amortizor (grup), asigură funcționarea lină a aeronavei atunci când se deplasează de-a lungul pistei, compensează șocurile în timpul contactului cu solul, poate fi instalat împreună cu amortizoare stabilizatoare;
• bretele, care acționează ca întărituri ale rigidității structurale, pot fi numite tije, sunt amplasate în diagonală față de rafturi;
• traverse atașate structurii fuselajului și aripilor trenului de aterizare;
• mecanism de orientare - pentru a controla direcția de mișcare pe bandă;
• sisteme de blocare care asigură fixarea rack-ului în poziția cerută;
• cilindri proiectați să extindă și să retragă trenul de aterizare.

Câte roți are un avion? Numărul de roți este determinat în funcție de modelul, greutatea și scopul aeronavei. Cea mai comună este plasarea a două rafturi principale cu două roți. Modelele mai grele sunt cu trei stâlpi (situate sub arc și aripi), cu patru stâlpi - două principale și două suport suplimentare.

Video

Designul descris al aeronavei oferă doar o idee generală a principalelor componente structurale și ne permite să determinăm gradul de importanță a fiecărui element în timpul funcționării aeronavei. Studiul suplimentar necesită o pregătire aprofundată în inginerie, cunoștințe speciale de aerodinamică, rezistența materialelor, hidraulice și echipamente electrice. La întreprinderile producătoare de aeronave, aceste probleme sunt tratate de oameni care au urmat pregătire și pregătire specială. Puteți studia în mod independent toate etapele creării unui avion, dar pentru a face acest lucru ar trebui să aveți răbdare și să fiți pregătit să obțineți noi cunoștințe.

0

Sistemele de control aeronavelor sunt împărțite în principale și auxiliare. Cele principale includ, de obicei, sisteme de control pentru elevator, cârmă și elerone (cârme). Comandă auxiliară - controlul motoarelor, trimmerelor cârmei, dispozitivelor de mecanizare a aripilor, trenului de aterizare, frânelor etc.

Oricare dintre sistemele principale de control constă din pârghii de comandă și cabluri care conectează aceste pârghii la volanele. Pârghiile de comandă sunt deviate de picioarele și mâinile pilotului. Folosind o coloană de comandă sau un stick de comandă deplasat cu mâna, pilotul controlează liftul și eleroanele. Cârma este controlată cu ajutorul pedalelor.

Designul de control asigură că deformarea pârghiilor de comandă și, în consecință, schimbarea poziției aeronavei în spațiu, corespunde reflexelor naturale ale unei persoane.

De exemplu, deplasarea piciorului drept înainte, acționând asupra pedalei, face ca cârma și aeronava să se devieze spre dreapta, deplasarea coloanei de control înainte de tine face ca aeronava să coboare și să crească viteza aerului etc.

Pentru a facilita pilotarea și pentru a crește siguranța zborului în timpul zborurilor lungi, controlul majorității aeronavelor civile și, mai ales, al aeronavelor multimotor este dublat. În acest caz, sistemul de pârghii de comandă este realizat dublu - două perechi de pedale, două coloane de direcție sau mânere, care sunt interconectate astfel încât deformarea pârghiei primului pilot provoacă aceeași deviere a pârghiilor copilotului.

Sistemul de control al aeronavelor destinate zborurilor lungi este echipat cu pilot automat, care facilitează pilotarea prin menținerea automată a unui anumit mod de zbor. Pentru a reduce sarcinile care acționează asupra pârghiilor de comandă atunci când cârmele aeronavelor moderne grele și de mare viteză sunt deviate, în sistemul de control sunt incluse mecanisme hidraulice sau electrice numite amplificatoare (boosters). În acest caz, pilotul controlează amplificatoarele, care, la rândul lor, deviază cârmele.

Controlul aeronavelor care zboară la altitudini mari și într-o atmosferă foarte rarefiată, precum și al vehiculelor cu decolare și aterizare verticală, atunci când forțele aerodinamice care acționează asupra aeronavei sunt neglijabile și cârmele aerodinamice convenționale sunt ineficiente, se realizează folosind cârme cu reacție sau gaz. , deflectoare și motoare de deflectare .

Cârmele cu jet sunt duze cu jet cărora li se alimentează aer comprimat din cilindri speciali sau de la compresoarele motoarelor. Forțele de control în acest caz sunt forțele reactive care apar în fiecare duză atunci când aerul comprimat curge din ea.

Cârmele cu gaz au forma unei cârme aerodinamice convenționale instalate într-un flux de gaze care curge din duza unui motor cu reacție. Viteza mare a fluxului de gaz face posibilă obținerea de forțe semnificative cu o suprafață relativ mică a cârmei. Deoarece cârmele sunt spălate de gaze care au o temperatură ridicată, materialul pentru fabricarea lor poate fi grafitul sau ceramica. Deflectorul este un dispozitiv care deviază jetul de gaz. Schimbarea direcției de tracțiune a motorului prin rotirea întregului sistem de propulsie necesită dispozitive voluminoase și complexe, cu greutate și inerție mari. Acționarea dispozitivelor de direcție de mai sus poate fi hidraulică, electrică și pneumatică.

Proiectarea elementelor sistemului de control

Pârghii de comandă. Liftul și eleronoanele sunt controlate folosind stick-ul de comandă sau coloana de direcție. Mânerul (Fig. 64) este

o pârghie verticală cu brațe inegale situată în fața pilotului și având două grade de libertate, adică capabilă să se rotească în jurul a două axe reciproc perpendiculare. Când stick-ul se mișcă înainte și înapoi, elevatoarele se deviază; când stick-ul se mișcă la stânga și la dreapta (rotire în jurul axei a-a), eleronoanele se deviază. Independenta actiunii ascensorului si eleronanelor se realizeaza prin plasarea balamalei O pe axa a-a.

La aeronavele grele, datorită suprafeței mari a ascensoarelor și eleronanelor, sarcinile necesare pentru a devia cârmele cresc. În acest caz, este mai convenabil să controlați aeronava folosind coloana de control, care, de regulă, este dublă. În fig. 65 prezintă coloana de control a aeronavei. Există două coloane similare în avion: una este controlată de comandantul navei, cealaltă de copilot. Fiecare coloană este formată dintr-o țeavă din duraluminiu, un cap de volan și o unitate inferioară - un suport pentru coloana de direcție, la capete ale căreia sunt încorporați rulmenți cu bile. În partea de jos a coloanei se află o pârghie de care sunt atașate tijele de comandă a liftului.

Tijele de control al eleronului sunt conectate la culbutori montați pe console. Pe fiecare cârmă există butoane pentru controlul stației radio de comunicații, pornirea și oprirea pilotului automat și un comutator pentru controlul trimului liftului.

Pentru controlul cârmei se folosesc pedale, care sunt de două tipuri: deplasarea în plan orizontal și deplasarea în plan vertical. Când se deplasează orizontal, pedalele se deplasează de-a lungul ghidajelor drepte sau pe un paralelogram articulat asamblat din țevi de oțel cu pereți subțiri.

Paralelogramul asigură deplasarea în linie dreaptă a pedalelor fără a le roti, ceea ce este necesar pentru o poziție confortabilă și fără oboseală a piciorului pilotului.

Pedalele care se mișcă în plan vertical au suspensie superioară sau inferioară. Poziția pedalelor poate fi reglată pentru a se potrivi înălțimii pilotului. În fig. 66 prezintă un panou de comandă cu piciorul, care este format din trei obraji 1, între care pedalele 4 sunt suspendate pe tije 2 conectate la o țeavă 8. Fiecare pedală cu un deget special 6 care rulează în interiorul axei pedalei este conectată la un basculant sector 5. partea superioară a culbutoarelor sectoriale cu tije 9 și 10 sunt conectate la pârghiile țevii orizontale 7. O pârghie 11 este atașată la țeavă, la care este conectată o tijă 12, care merge la volan. Când apăsați, de exemplu, pedala stângă (de la pilot), se va roti balansoarul de sector 5, care, prin tija 9, va face ca conducta 7 să se rotească în sens invers acelor de ceasornic. Această mișcare, la rândul său, prin tija 10 va face ca balansoarul de sector al pedalei drepte să se rotească în direcția opusă, adică înapoi la pilot. Degetele sunt folosite pentru a regla pedalele în funcție de înălțimea pilotului. Reglarea se face după cum urmează: pilotul apasă pârghia de blocare 3 în lateral și astfel scoate știftul 6 din cuplarea cu sectorul 5. Arcul (neprezentat în figură) întoarce pedala spre pilot.

Cablajul de comandă, așa cum sa indicat deja, poate fi flexibil (Fig. 67, a), rigid (Fig. 67, b) sau mixt.

Cablajul de control flexibil este realizat din cabluri subțiri de oțel, al căror diametru este selectat în funcție de sarcina curentă și nu depășește 8 mm. Deoarece cablurile pot funcționa numai în tensiune, controlul cârmelor în acest caz se realizează folosind un circuit cu două fire. Secțiuni separate ale cablurilor sunt conectate folosind trăsnet. Cablul este atașat de trăsnet și sectoare folosind degetare și fitinguri de presare (Fig. 68). Pentru a reduce lăsarea cablurilor în secțiuni drepte, se folosesc de obicei ghidaje de textolit; în locurile în care cablul se îndoaie, sunt instalate role cu rulmenți cu bile.

Cablajul rigid este un sistem de tije și culbutoare rigide. Rockers sunt suporturi intermediare de cablare care sunt necesare pentru împărțirea tijelor în secțiuni relativ scurte. Cu cât tija este mai scurtă, cu atât este mai mare forța de compresie pe care o poate absorbi. Pe de altă parte, cu cât tijele au mai mulți conectori, cu atât greutatea cablajului este mai mare.

Tijele au o secțiune transversală tubulară și sunt fabricate din duraluminiu și, mai rar, din oțel. Legarea tijelor între ele, precum și cu culbutorii, se realizează prin vârfuri cu una sau două urechi, în care sunt montați rulmenți cu bile, permițând dezalinierea între axele tijelor. Vârfurile individuale au filete pentru o posibilă reglare a lungimii cablajului. Pentru a crește fiabilitatea controlului, fiecare tijă este uneori făcută din două țevi introduse una în alta. Conducta principală este cea exterioară, dar fiecare conductă individual poate absorbi pe deplin întreaga sarcină de proiectare atribuită acestui tiraj.

Sisteme de control a amplificatoarelor

Pe măsură ce vitezele, dimensiunile și greutățile aeronavei cresc, sarcinile pe suprafețele de control cresc. Aceste eforturi sunt însă limitate de capacitățile fizice ale pilotului și nu trebuie să depășească anumite valori, deoarece pot provoca oboseală în timpul unui zbor lung în condiții meteorologice dificile. În plus, cu forțe mari asupra comenzilor (pârghiile de comandă), pilotul nu poate acționa suficient de rapid, ceea ce afectează manevrabilitatea aeronavei. Opinia a devenit stabilită că compensarea aerodinamică puternică și, în consecință, controlul manual, adică controlul unei aeronave fără amplificatoare, sunt posibile numai la viteze de zbor corespunzătoare unui număr Mach de cel mult 0,9.

Refuzul de a utiliza fluxul de aer pentru a reduce sarcina asupra comenzilor pilotului (pârghii de comandă) a necesitat instalarea unei surse destul de puternice de energie auxiliară pe aeronavă. În majoritatea cazurilor, o astfel de sursă este sistemul hidraulic al aeronavei, adaptat la amplificatoarele de putere (amplificatoare hidraulice) incluse în sistemul de control al aeronavei.

Odată cu apariția servodirecției, dificultățile asociate cu compensarea aerodinamică a roților de direcție au dispărut. Testarea unui sistem cu amplificatoare hidraulice nu necesită aproape nicio testare de zbor și se efectuează în întregime pe standuri la sol, ceea ce economisește mult timp și bani. Utilizarea piloților automati este mult simplificată, deoarece dacă există amplificatoare hidraulice în sistem, puterea mașinilor de direcție poate fi redusă.

Unele modele de amplificatoare hidraulice fac posibilă reducerea și chiar eliminarea completă a echilibrării greutății roților de direcție. Cu toate acestea, utilizarea amplificatoarelor face structura aeronavei mai grea.

În prezent, se folosesc două tipuri de amplificatoare hidraulice: ireversibile și reversibile. Amplificatoarele ireversibile sunt acelea în care întreaga sarcină aplicată legăturii de ieșire (de exemplu, momentul balamalei al volanului) este depășită de unitatea de putere și nu este transferată la mânerul de comandă. Pentru a crea un „sentiment” de control asupra mânerului, mânerul este încărcat artificial folosind dispozitive speciale. Cele mai simple dintre ele sunt arcurile cu o dependență liniară a forței de deformarea mânerului. Cu toate acestea, astfel de dispozitive rareori îi satisfac pe piloți, deoarece aceștia, creând forțe egale asupra comenzilor atât la viteze minime, cât și la viteze maxime de zbor, pot provoca cu ușurință supraîncărcare periculoasă a aeronavei în timpul manevrei.

Au devenit predominante mașinile de încărcare care creează forță în funcție de mărimea presiunii vitezei și de unghiul de deviere al suprafeței de control. Astfel de mașini de încărcare, precum și unele dispozitive speciale de încărcare în combinație cu amplificatoare ireversibile, vă permit să selectați cele mai bune caracteristici de manipulare pentru orice aeronavă.

Sistemele ireversibile sunt utilizate în principal atunci când există sarcini mari asupra comenzilor și în cazurile în care nu este nevoie să se creeze o senzație de sarcină de ieșire pe mâner, cum ar fi, de exemplu, în cazul direcționării roții din nas a unei aeronave.

La unele aeronave, în special la cele ușoare, s-au răspândit sistemele de control reversibile, în care o anumită parte a sarcinilor aerodinamice care acționează asupra cârmelor este transferată la stick-ul de comandă. Acest control proporțional al sensibilității pe stick reduce posibilitatea supraîncărcării structurii în timpul diferitelor evoluții ale aeronavei. În plus, este posibilă readucerea cârmelor libere într-o poziție neutră fără dispozitive de centrare sau intervenția pilotului, ceea ce este de mare importanță pentru menținerea stabilității aeronavei.

În mod obișnuit, la aeronavele cu reacție echipate cu un sistem de amplificare reversibil, gradientul natural al forțelor de control apare doar în partea mijlocie a intervalului de viteză: la viteze mari controlul se simte „greu”, iar la viteze mici, se simte „ușoară”. Acest dezavantaj este eliminat de un dispozitiv de încărcare.

Sarcina de la momentul balamalei poate fi transferată la mâner fie utilizând cinematica adecvată a sistemului de feedback al legăturii, fie hidraulic.

În fig. 71, și prezintă una dintre diagramele unui servomotor hidraulic ireversibil cu un motor (cilindru) cu mișcare rectilinie. Mișcarea mânerului de comandă 1 determină mișcarea tijei 2, care, prin pârghia 3, rotindu-se față de punctul a, va deplasa bobina 4, care blochează căile de alimentare și de scurgere a lichidului, în direcția de deviere a mânerului. 1. Ca urmare, lichidul sub presiune va intra în cavitatea corespunzătoare a cilindrului 6 și își va mișca pistonul 7 și va devia suprafața de direcție 8. Bobina mobilă deschide și canale pentru scurgerea lichidului din cavitatea nefuncțională a cilindrului. 6. Dacă mișcarea mânerului 1 este oprită, atunci punctul c va deveni staționar și pistonul în mișcare 7 prin pârghia 3 va comunica bobinei 4 o mișcare opusă celei pe care a primit-o când mânerul 1 a fost respins.

Ca urmare, cantitatea de lichid care intră în cilindru va scădea până când, în poziția de mijloc a bobinei 4, fluxul de ulei se oprește și viteza pistonului devine zero. Când bobina este deplasată în direcția opusă, mișcarea tuturor elementelor dispozitivului de control va avea loc în direcția opusă.

Opritoarele mecanice 5, care limitează deformarea maximă a bobinei, reduc eroarea maximă care poate fi introdusă în sistem. Dacă pilotul încearcă, după ce a fost selectată această cursă liberă, să miște maneta cu o viteză care depășește viteza maximă a tijei, atunci forța dezvoltată de mâner se adaugă la forța presiunii fluidului.

În fig. 71, b prezintă o diagramă a unui sistem de comandă reversibil al cârmei de avion cu încărcare hidraulică a manetei de comandă. Încărcarea hidraulică a mânerului de comandă se realizează folosind un cilindru de sarcină a, al cărui piston acționează asupra mânerului printr-un mecanism de feedback. Cavitățile cilindrului de sarcină sunt conectate la cavitățile corespunzătoare ale cilindrului principal de putere: valoarea sarcinii pe mâner este determinată de aria pistonului cilindrului a, cantitatea de presiune a fluidului și dimensiunile brațelor. n și k ale pârghiei de feedback diferenţial.

Pentru a se asigura că lichidul din cilindrul de putere al amplificatorului nu interferează cu controlul manual, ambele cavități ale cilindrului comunică între ele printr-o supapă de bypass. În cazul celei mai periculoase deteriorări, de exemplu, blocarea supapei cu bobină, amplificatorul trebuie deconectat automat de la sistemul de control pentru a preveni blocarea acestuia.

Dacă amplificatorul se defectează în timpul unei astfel de evoluții a aeronavei, atunci când cârmelor se aplică o sarcină mare, atunci în momentul trecerii la controlul manual, forțele asupra pârghiilor de comandă pot depăși eforturile pilotului. Acest lucru va face ca cârma să se devieze din neatenție, ceea ce ar putea expune aeronava la condiții de zbor periculoase înainte ca cârma să fie readusă în poziția corectă. Cea mai bună modalitate de a elimina acest pericol este de a echilibra în mod continuu cuplul de direcție utilizând reglajul automat, indiferent dacă alimentarea este pornită sau oprită. Pentru a crea un „sentiment de control”, un sistem de auto-ajustare trebuie să aibă un fel de dispozitiv de încărcare. Pentru confortul comutării de la controlul rapelului la controlul manual, în sistemele reversibile moderne se obișnuiește să se împartă sarcina între pilot și rapel într-un raport de 1: 3.

Odată cu proliferarea sistemelor de control asistate de putere, au apărut noi dispozitive hidraulice, electrice și mecanice complexe. Pe lângă complexitatea crescută a designului, controlul a devenit acum dependent de o serie de alte sisteme de aeronave. Au apărut dificultăți practice serioase în asigurarea fiabilității controlului.

Creșterea fiabilității sistemului de amplificare se realizează în principal prin duplicarea elementelor individuale a căror defecțiune este cel mai probabilă, precum și prin duplicarea completă a instalațiilor de amplificare. Amplificatoarele sunt echipate cu dispozitive pentru localizarea unităților deteriorate cu comutare automată la unități de rezervă care pot fi reparate. În același timp, sunt îmbunătățite sistemele de urgență pentru trecerea la control manual în cazul unei defecțiuni complete a sistemului. Se utilizează, de asemenea, secţionarea suprafeţelor de control cu ​​fiecare secţiune acţionată de o unitate de amplificare autonomă.

În ciuda o serie de îmbunătățiri ale sistemelor de control asistate, utilizarea sistemelor hidraulice redundante, avantajul în ceea ce privește fiabilitatea și greutatea rămâne în continuare cu un sistem de control manual cu compensare aerodinamică. Prin urmare, atunci când proiectați o nouă aeronavă cu zbor cu viteză moderată (transonic), alegerea corectă a sistemului de control este foarte importantă. Acest lucru este deosebit de important pentru aeronavele de pasageri. Multe aeronave moderne de pasageri au comenzi manuale. Controlul manual convențional cu cablu și cablaj rigid poate fi utilizat până la numerele M = 0,9 chiar și pe aeronavele grele, cu condiția să se utilizeze compensare aerodinamică internă sau servocompensatoare cu arc. Cu toate acestea, în practică, controlul asupra întregii game de viteze de zbor necesită unele dispozitive suplimentare: elerone sau spoilere auxiliare pentru a îmbunătăți controlul lateral la viteze reduse de zbor;

un stabilizator controlat pentru menținerea stabilității longitudinale și contracararea schimbărilor în pasul aeronavei la numere Mach mari.

Creșterea eficienței aeronavelor de transport se realizează în prezent prin creșterea dimensiunii aeronavei și a greutății sale la decolare, care se apropie deja de 450 T. Trebuie menționat că momentele create de suprafețele de control pe măsură ce greutatea aeronavei crește devin din ce în ce mai puțin eficient în comparație cu momentele de inerție ale structurii, prin urmare, răspunsul aeronavei la abaterile suprafeței de control devine inacceptabil de mic. În acest sens, ne putem aștepta la schimbări fundamentale în modul în care sunt controlate aeronavele mari în viitor.

Literatura folosita: „Fundamentals of Aviation” autori: G.A. Nikitin, E.A. Bakanov

Descărcați rezumatul: Nu aveți acces pentru a descărca fișiere de pe serverul nostru.

MINISTERUL TRANSPORTURILOR AL FEDERATIEI RUSE

SERVICIUL DE AVIATIE CIVILĂ DE STAT

SCOALA SUPERIOR DE AVIATIE ULYANOVSK

AVIIAȚIA CIVILĂ (INSTITUTUL)

Departamentul Proiectare și Operare Aeronave

la disciplina „Fundamentele teoriei sistemelor ergatice ale aviației”

Subiect: „Analiza schemei de circuit și a algoritmilor

funcționarea sistemului de control ergatic al aeronavei B737NG"

Completat de: cadet gr. P-10-6

Nagumanov I.I.

Verificat de: Ph.D., Conf. univ

Korneev V.M.

Ulyanovsk 2014

Scopul sistemului de control al aeronavei

Compoziția sistemului de control al aeronavei B737NG

Descrierea schemelor de circuite și a algoritmilor de operare pentru sistemul de control B737NG

1. Literatură

1. Scopul sistemului de control al Boeing 737ng

Setul de dispozitive de bord care asigură controlul mișcării aeronavei se numește sistem de control al aeronavei. Deoarece procesul de control al aeronavei este efectuat de pilot în cabina de pilotaj, iar eleronoanele și cârmele sunt situate pe aripă și coadă, trebuie să existe o legătură constructivă între aceste zone. Ar trebui să ofere o fiabilitate ridicată, ușurință și eficiență controlului atitudinii aeronavei. Principalul sistem de control al unei aeronave include: elerone, lift și cârmă. Comenzile aeronavei sunt controlate de un sistem hidraulic redundant; Sistemul hidraulic A și sistemul hidraulic B. Fiecare sistem individual poate opera toate comenzile majore ale aeronavei. Eleroanele și liftul pot fi controlate manual prin cabluri mecanice. Cârma poate fi controlată de un sistem hidraulic de rezervă.

Elementele sistemului auxiliar de control (clapete, lamele, spoilere) sunt controlate de sistemul hidraulic B, iar în cazul defectării acestuia, de sistemul hidraulic de rezervă sau electric.

1. Compoziția sistemului de control al aeronavei Boeing 737ng

Piloții influențează sistemul de control al aeronavei folosind următoarele elemente:

Două coloane de direcție

Două roți de direcție

Două perechi de pedale

Pârghie de interceptare

Maneta de control al clapetei

Comutatoare de reglare a stabilizatorului

Comutator de anulare a reglajului stabilizatorului

Comutatoare de reglare a stabilizatorului

Roată de tăiere a stabilizatorului

Comutatoare de trim eleron

Comutator de reglare PH

Comutatoare amortizoare de orientare

Comutatoare de control

Comutator spoiler

Pârghie de control dublură a clapetei

Suprafețele de control aerodinamic ale B-737NG

Elementele sistemului de control:

Spoilere-elerone

Lamele Kruger

Lamele retractabile

1. Flapsuri

   Spoilere de frână

   Cârmă

   Stabilizator

   Lift

   Servocompensator RV

3. Descrierea schemelor de circuite și a algoritmilor de operare pentru sistemul de control Boeing 737ng

CU diagrama de control al ruliului aeronavei

Controlul ruliului se realizează folosind eleroni și spoilere comandate hidraulic. Pilotul le controlează folosind volanul.

Ambele roți de direcție sunt conectate între ele prin cabluri mecanice pentru a asigura comunicarea mecanică cu două unități separate de control al servodirecției. Sistemele hidraulice A și B asigură presiunea de la două propulsoare hidraulice. Două comutatoare de pe panoul de control al zborului controlează poziția supapelor hidraulice de închidere pentru fiecare eleron. Aceste comutatoare controlează și presiunea aplicată liftului și cârmei.

Secțiunile din stânga și din dreapta ale eleronilor sunt conectate împreună prin cabluri. În cazul unei defecțiuni complete a sistemului hidraulic, eleroanele sunt controlate mecanic. Dacă sistemul de control al eleronului este blocat, mecanismul de transfer al eleronului îi permite copilotului să controleze ruliul aeronavei folosind spoilere, ocolind sistemul de control al eleronului.

Mecanismul de conectare al volanelor, bazat pe forțele asupra volanelor PIC și Co-Pilot, determină ce sistem este blocat (comandă eleron sau spoiler) și de pe ce volan (PIC sau VP) rulează aeronava. controlul poate fi asigurat.

Dispozitivul de acționare al direcției eleronului este conectat prin cabluri la coloana de direcție din stânga prin mecanismul de încărcare (unitatea de centrare și senzație de eleron). Acest dispozitiv simulează sarcina aerodinamică asupra eleroanelor atunci când mecanismul de direcție funcționează și, de asemenea, schimbă poziția forțelor zero (mecanismul cu efect de tăiere). Mecanismul de reglare a eleronului poate fi utilizat numai când pilotul automat este dezactivat, deoarece pilotul automat controlează direct mecanismul de direcție și va anula orice mișcare a mecanismului de încărcare. Dar atunci când pilotul automat este oprit, aceste forțe sunt transferate imediat la cablurile de control, ceea ce va duce la o rulare neașteptată a aeronavei. Există două comutatoare instalate pentru a controla mecanismul efectului de tuns. Unul dintre ele determină partea de polarizare neutră, iar al doilea pornește alimentarea motorului electric. Tăierea va avea loc numai atunci când ambele comutatoare sunt apăsate în același timp.

Sistemele hidraulice A și B controlează diferite secțiuni ale spoilerului pe fiecare aripă pentru a preveni dezechilibrul dacă unul dintre sisteme se defectează.

Interceptoarele sunt activate atunci când volanul este rotit cu 10° sau mai mult.

Mecanismul de control al spoilerului (mixerul spoilerului) este conectat mecanic la sistemul de control al eleronului și comandă booster-urile hidraulice ale spoilerului pentru a le devia proporțional cu deformarea eleronului.

Controlul pasului aeronavei

Coloanele de direcție sunt conectate între ele printr-un mecanism de cuplare a volanului, care vă permite să controlați liftul dacă o parte a sistemului de control al aeronavei este blocată. Coloanele de direcție sunt, de asemenea, conectate prin cabluri la amplificatoarele hidraulice RV. Acționările hidraulice ale liftului sunt alimentate de sistemele hidraulice A și B.

Pilotul automat transmite un semnal prin cablu către mecanismul de încărcare RV (sens lift și unitate de centrare). Acest semnal, împreună cu informații despre poziția stabilizatorului, presiunea în sistemul hidraulic și parametrii de la pompa de presiune a aerului, este transmis către computerul simulatorului de sarcină aerodinamică hidraulice (calculatorul de lifting de simțire), care mută stabilizatorul la nivelul necesar. unghi.

Încărcătorul cu cârmă (unitatea de simțire și centrare) creează în mod artificial forțe asupra coloanelor de direcție.

SAF transmite informații despre viteza aerului către FCC (calculatorul de control). FCC, la rândul său, transmite un semnal către mecanismul sistemului de trim Mach (un sistem pentru îmbunătățirea stabilității vitezei la numere Mach mari), care controlează mecanismul de încărcare (sensiunea liftului și unitatea de centrare) pentru a schimba poziția elicei.

Stabilizatorul este controlat de motoare electrice de trim: unul dintre ele este controlat manual de la comutatoarele de pe cârme, al doilea - de la pilotul automat. NG are un motor electric și este controlat de la cârmă sau de la pilot automat prin canale independente.

O conexiune mecanică cu stabilizatorul este, de asemenea, furnizată folosind o roată de control și cabluri. În cazul blocării oricăruia dintre motoarele electrice, este prevăzut un cuplaj care deconectează cablurile de comandă stabilizatorului de la motoarele electrice. Pentru ca ambreiajul să funcționeze, trebuie să aplicați forță asupra roții de comandă și să faceți aproximativ jumătate de tură.

Modul „OVERRIDE” trebuie utilizat atunci când controlul elevatorului este blocat pentru a controla aeronava în pas folosind un singur stabilizator.

Sistem de îmbunătățire a stabilității la viteză redusă

(Speed ​​​​Trim System) controlează stabilizatorul utilizând servo pilotul automat pentru a asigura stabilitatea vitezei. Poate fi declanșat la scurt timp după decolare sau în timpul unei apropieri întrerupte. Condițiile care favorizează declanșarea includ greutatea redusă, alinierea spate și condițiile ridicate de funcționare a motorului. Funcționează numai când pilotul automat este dezactivat.

Controlul rotației aeronavei

Mișcările pedalelor de comandă sunt transmise prin cabluri către o țeavă (tub de cuplu) situată vertical în chila aeronavei. Rotația acestei țevi este transmisă prin biele de legătură către mecanismul de cârmă principal (PCU principal) și mecanismul de cârmă de rezervă (PCU de rezervă). Pe aceeași țeavă este atașat de jos un încărcător cu pedale (unitate de simțire și centrare), care simulează sarcina aerodinamică asupra pedalelor și asigură o poziție fixă ​​a cârmei atunci când mecanismul de cârmă funcționează.

Acționarea principală a direcției este alimentată de sistemele hidraulice A și B. Acționarea de rezervă este alimentată de sistemul hidraulic de rezervă. Funcționarea oricăruia dintre cele trei sisteme hidraulice asigură pe deplin controlul direcției. Dispozitivul de acţionare al amortizorului de rotire este integrat în mecanismul de direcţie principal. Este alimentat de la sistemul hidraulic B.

Sistem de comunicare între volan și cârmă

Un sistem care deviază automat cârma atunci când volanul comandantului este deviat de rularea WTRIS (sistem de interconectare roată la cârmă). Acest sistem este activat atunci când ambele comutatoare FLT CONTROL sunt în poziția STB RUD și YAW DAMPER este pornit, adică atunci când aeronava este controlată manual de eforturile musculare ale piloților. În acest caz, sistemul de direcție de rezervă deviază cârma pentru a facilita controlul de rulare al aeronavei.

Sistemul WTRIS operează numai la numere Mach mai mici de 0,4. În intervalul de numere M de la 0,3 la 0,4, eficiența sistemului scade de la 1 la zero. Unghiul maxim de deviere a cârmei de la sistemul WTRIS: 2° - clapete retractate, 2,5° - clapete extinse.

Circuitul de control al cârmei

CU
sistem de control al spoilerului

Secțiunile spoiler-eleron sunt alimentate simetric de la sistemele hidraulice A și B. Prin urmare, dacă unul dintre ele eșuează, eficiența spoilerelor în controlul aeronavei în ruliu se reduce la jumătate.

Secțiunile spoilerului de frână sunt alimentate de sistemul hidraulic A. Acest lucru explică paradoxul că atunci când sistemul hidraulic A și clapetele de aterizare 40 se defectează, distanța de aterizare necesară este mai mare decât atunci când sistemul hidraulic B se defectează și clapele de aterizare 15 defectează.

Sistem de control al clapetelor

Sistemul electronic de control al clapetelor/lapelor vă permite să controlați sarcinile aerodinamice care acționează asupra clapetelor. Sistemul este activat automat când clapetele sunt extinse la 30 și 40 de grade. În acest caz, pârghia de comandă a clapetelor nu se mișcă în timpul retragerii și extinderii automate a clapetelor.

Sistem de control al ridicării aripilor

Lamelele sunt alimentate de sistemul hidraulic B. Supapa de reglare a lamelelor este situată lângă actuatorul clapetei, astfel încât clapetele și lamelele sunt controlate împreună. În cazul unei defecțiuni a sistemului hidraulic B, clapetele și lamelele sunt extinse în poziția lor extremă folosind sistemul hidraulic de rezervă. În acest caz, trebuie să setați comutatorul Clapelor alternative în poziția Jos. Flapsurile Krueger nu sunt furnizate de la sistemul hidraulic de rezervă.