ТЕМА 2: Система керування літака

Управління літаком

2.1. Призначення та склад систем керування літаком

Сукупність бортових пристроїв, які забезпечують керування рухом літака, називають системою керування літаком. Оскільки процес керування літаком здійснюється пілотом, що знаходиться в кабіні екіпажу, а елерони і керма знаходяться на крилі та хвостовому оперенні, між цими ділянками має бути конструктивний зв'язок. Вона має забезпечити високу надійність, легкість та ефективність управління положенням літака.

Очевидно, що при відхиленні керуючих поверхонь зусилля, що діє на них, зростає. Однак це не повинно призвести до неприпустимого збільшення зусиль на важелях керування.

Система керування літаком може бути неавтоматичною, напівавтоматичною або автоматичною. Якщо управління здійснюється безпосередньо пілотом, тобто. пілот за допомогою м'язової сили приводить у дію органи управління та пристрої, що забезпечують створення та зміну управляючих рухом літака сил і моментів, то система управління називається неавтоматичною (пряме управління літаком).

Неавтоматизовані системи можуть бути механічними та гідромеханічними (див. рис. 6.1). Механічні системи - це перші літакові системи, основі яких створено все сучасні комплексні системи основного управління. Балансування та управління тут здійснюються безпосередньо м'язовою силою екіпажу протягом усього польоту.

Рис.6.1. Неавтоматизовані механічна (а) та гідромеханічна (б) системи основного управління літаком: 1 – командний важіль; 2 – тяга проведення управління; 3 – гойдалка або роликова напрямна; 4 – балансир маси проведення управління;

5 – двоплеча гойдалка, що компенсує температурні зміни довжини гермовідсіку фюзеляжу; 6 – кронштейн навішування керма; 7 – важіль управління керма;

8 – двоплечий важіль; 9 – пружинний завантажувач командного важеля; 10 - механізм тримування (зняття навантаження); 11 - кермовий привід; 12 – гідравлічний золотник; 13 – гідроциліндр

На літаках ГА основне управління здійснюється двома пілотами за допомогою подвійних командних важелів, механічного проведення управління, кінематичних пристроїв, що регулюють переміщення та зусилля, та поверхонь управління.

Якщо процес управління здійснюється пілотом через механізми та пристрої, що забезпечують та покращують якість процесу управління, то система управління називається напівавтоматичною. Якщо створення та зміна керуючих сил і моментів здійснюється комплексом автоматичних пристроїв, а роль пілота зводиться до контролю за ними, система управління називається автоматичною. На більшості сучасних швидкісних літаків застосовуються напівавтоматичні та автоматичні системи керування.

Комплекс бортових систем та пристроїв, які дають можливість пілоту приводити в дію органи керування літаком для зміни режиму польоту або для балансування літака на заданому режимі, називають системою основного керування літаком (кермо висоти, кермо напрямку, елерони, переставний стабілізатор).

Пристрої, що забезпечують керування додатковими елементами керування (закрилки, передкрилки, спойлери) називають допоміжним керуванням чи механізацією крила.

У систему основного управління літаком входять:

а) командні важелі, на які безпосередньо впливає пілот, прикладаючи до них зусилля та переміщуючи їх;

б) проведення керування, що з'єднує командні важелі з елементами систем основного управління;

в) спеціальні механізми, автоматичні та виконавчі пристрої.

Відхиляючи штурвальну колонку він або від, пілот здійснює поздовжнє управління літаком, тобто. змінює кут тангажу, відхиляючи кермо висоти або керований стабілізатор. Повертаючи штурвал вправо або вліво, пілот, відхиляючи елерони, здійснює поперечне керування, нахиляючи літак у потрібну сторону. Для відхилення керма напрямок пілот впливає на педалі. Педалі використовуються також для управління передньою опорою шасі під час руху літака по землі.

Пілот є найважливішою ланкою в неавтоматичній та напівавтоматичній системах управління. Він сприймає і переробляє інформацію про становище літака, діючі навантаження, положення кермів, виробляє рішення і створює вплив на командні важелі.

Основне керування літаком має задовольняти наступним вимогам:

1. При керуванні літаком руху рук та ніг пілота для відхилення командних важелів повинні відповідати природним рефлексам людини за збереження рівноваги. Переміщення пілотом командного важеля у певному напрямку має викликати потрібне переміщення літака у тому напрямку.

2. Реакція літака на відхилення командних важелів повинна мати незначне запізнення, яке визначається умовами стійкості контуру управління "; пілот-літак";.

3. При відхиленні органів управління (кермів, елеронів та ін.) зусилля на командних важелях повинні зростати плавно, бути спрямовані у бік, протилежний руху командних важелів (перешкоджати переміщенню їх пілотом), а величина зусиль повинна узгоджуватися з режимом польоту літака. Останнє необхідне забезпечення пілоту "; почуття управління"; літаком, що сприяє пілотуванню літака. Граничні зусилля на командних важелях мають відповідати фізичним можливостям пілота.

4. Повинна бути забезпечена незалежність дії кермів: відхилення, наприклад, керма висоти не повинно викликати відхилення елеронів, і навпаки.

5. Кути відхилення кермових поверхонь повинні забезпечувати можливість польоту літака на всіх необхідних польотних та посадкових режимах, причому має бути передбачений деякий запас відхилення кермів.

2.2. Особливості конструкції систем керування літаком

Основними конструктивними елементами систем управління є командні важелі, проведення управління та різні агрегати (бустери, механізми завантаження тощо).

Проведення управління призначене для передачі зусиль з командних важелів на керовані поверхні. Проведення управління може бути виконане гнучким або жорстким.

Р іс.6.2. Схема дії тримера: 1 – електромеханізм; 2 - тример

При тривалому польоті літака з відхиленими кермами для зняття зусиль з командних важелів застосовуються тримери, які є додатковою рульовою поверхнею, що встановлюється на задній частині основного керма. Тримери відхиляються на необхідні для зняття зусиль кути за бажанням пілота. Це забезпечується спеціальною механічною проводкою з кабіни екіпажу до тримерів або за допомогою електромеханізмів, що керуються з кабіни екіпажу (див. рис. 6.2.).

Відхиляючи триммер убік, протилежний відхилення керма, навантаження, що передається на командні важелі, можна зменшити до скільки завгодно малої величини. Компенсуючий момент від тримера, що протидіє шарнірному моменту, виникає внаслідок великого плеча сили, прикладеної до тримера, хоча сама сила і невелика.

Шарнірний момент керма можна зменшити, застосовуючи аеродинамічний компенсацію, тобто. створюючи за допомогою аеродинамічної сили носової ділянки керма момент, протилежний моменту від сили хвостової ділянки (див. рис. 6.3). Найбільшого поширення набула осьова аеродинамічна компенсація - зміщення осі обертання керма від його передньої кромки. Центр тиску аеродинамічної сили керма лежить приблизно на 1/3 його хорди. Якщо вісь обертання керма наблизити до лінії центру тиску, то цим зменшиться плече аеродинамічної сили. Зменшення плеча дає зменшення шарнірного моменту керма, а отже, зменшує навантаження на важіль керування кермом.

Іноді аеродинамічний компенсатор є частиною рульової поверхні, винесеної вперед тільки біля краю керма, а не по всій довжині (див. рис. 6.4.). Такий різновид осьової аеродинамічної компенсації отримав назву роговий і застосовується на легких нешвидкісних літаках.

На елеронах застосовується також і так звана внутрішня аеродинамічна компенсація. Компенсатор знаходиться у просторі за заднім лонжероном крила та з'єднаний з ним герметичною гнучкою перегородкою. Різниця тисків, що діють компенсатор, створює необхідний ефект. Внутрішній компенсатор не входить у потік і збільшує опір.

Схема сервокомпенсатора (флетнера): 1 – тяга керування кермом;

2 – кермо; 3 - сервокомпенсатор

Поряд з осьовою компенсацією застосовуються сервокомпенсатори (або флетнери). Принцип дії його подібний до дії тримера. У той самий час з-поміж них є істотне різницю. Якщо триммер відхиляється тільки по командах пілота і відхилення керма не викликає повороту тримера, то сервокомпенсатор за допомогою чотириланкового механізму завжди відхиляється в бік, зворотну відхилення основного керма. Іноді використовуються тримери - флетнери - це флетнери, довжина жорсткої тяги яких може змінюватися за допомогою електричного приводу, і тому вони можуть працювати як триммер, і як сервокомпенсатор.

Вважається, що сильна аеродинамічна компенсація і, отже, ручне управління, тобто. управління літаком без підсилювачів, можливі лише за швидкостях польоту, відповідних числу М трохи більше 0,9. Тому в систему управління швидкісного літака включають спеціальні механізми та приводи, що дозволяють подолати ці труднощі.

На важких неманеврених літаках, що мають великий діапазон експлуатаційних центрувань і високу механізацію крила, для забезпечення балансування виникає необхідність дискретно-переставляемого або стабілізованого стабілізатора. Дискретно-переставляється стабілізатор - це переставний стабілізатор, що відхиляється пілотом або автоматично на фіксовані кути. Триммований стабілізатор використовується для поздовжнього балансування літака та зняття зусиль з важеля керування. Такий стабілізатор відхиляється пілотом у межах робочого діапазону натисканням спеціальної кнопки управління. Швидкість відхилення стабілізованого стабілізатора невелика: 0,3-0,5 град./с. Застосування стабілізованого стабілізатора для балансування літака дозволяє на всіх режимах польоту використовувати весь діапазон можливих кутів відхилення керма висоти для маневру і парування збурень, що підвищує безпеку польоту і розширює експлуатаційні можливості літака. Внаслідок цього така схема управління поздовжнім рухом набувала найбільшого поширення на пасажирських літаках.

2.3. Важелі керування літаком

На сучасних літаках цивільної авіації управління поділяється на дві групи - ручне та ножне.

Ручне керування застосовують для впливу на елерони та кермо висоти (див. рис. 6.6.). Командним важелем у системах управління середніх та важких літаків є штурвальна колонка. Для легких літаків може бути використана ручка.

Рух штурвала вліво (проти годинникової стрілки) призведе до утворення лівого крену. Відповідно поворот штурвала вправо (за годинниковою стрілкою) викликає появу правого крену.

"; Дача штурвала від себе"; викличе зниження, пікірування літака. І, навпаки, при переміщенні штурвала "на себе"; літак підніматиметься, кабруватиме. Незалежно від конструктивного виконання на всіх літаках певний рух штурвала або ручки викличе еволюцію літака однакового характеру.

Ніжне керування призначене для керування кермом напрямку. "; Дача правої ноги"; уперед призведе до правого розвороту.

Таким чином, конструкція управління передбачає, щоб зміна положення літака у просторі відповідала природним рефлексам людини.

На середніх та важких літаках встановлюють спарені командні важелі для двох пілотів: лівого та правого. У тривалому польоті в складних умовах один пілот буде перевантажений. До того ж, якщо один із них з якихось причин (наприклад, через хворобу) не зможе здійснювати управління, другий замінить його. Командні важелі конструктивно пов'язані один з одним, їх рухи абсолютно синхронні та однаково впливають на керуючі поверхні.

Максимальні зусилля на важелях управління, які потрібні для пілотування літака, не повинні перевищувати за абсолютною величиною:

35 кгс - у поздовжньому управлінні;

20 кгс - у поперечному управлінні;

70 кгс - у колійному управлінні.

На тривалих режимах польоту забезпечується балансування літака зусиллям. Максимальні короткочасні (не більше 30 с) зусилля на важелях управління, які потрібні для пілотування літака при виникненні малоймовірних відмовних станів, не повинні перевищувати:

50 кгс - у поздовжньому управлінні;

30 кгс - у поперечному управлінні;

90 кгс - у колійному управлінні.

Зменшити зусилля можна за допомогою аеродинамічної компенсації, наприклад, тримерів. Однак у системі управління можуть виникнути значні зусилля, що перевищують можливості людського організму. У цих випадках систему управління включають підсилювачі. Наприклад, гідравлічні. Особливо це необхідно для надзвукових літаків, які при подоланні звукового бар'єру виникають значні зусилля.

Підсилювачі, встановлені у системі управління, називаються бустерами. Бустери мають у своєму розпорядженні можливо ближче до керуючих поверхонь, щоб скоротити довжину і масу конструктивних елементів ланцюга управління. Бустерне управління зазвичай поділяють на дві схеми: оборотну та необоротну. У оборотній схемі зусилля на важелях управління пропорційні величині шарнірного моменту поверхні, що керує. У цьому випадку більша частина зусилля сприймається бустером і лише невелика частина зусилля необхідного для відхилення кермів передається на важіль управління. У незворотній схемі все зусилля, необхідне відхилення керуючої поверхні, створюється бустером. Тут пілот не відчуватиме на командних важелях управління жодного зусилля і не відчує зміни режиму польоту за навантаженням на важелі управління. Вважається природним, що ручка управління чинить опір переміщенню. Для створення такого ефекту у незворотних схемах передбачають завантажувачі різних конструкцій.

У конструкціях сучасних літаків, коли незмірно зросли вимоги до економічності польоту, безпосереднє керування польотом з використанням м'язової сили пілота неспроможна забезпечити вибір найвигіднішого режиму кожен момент часу. Змінні умови (напрям вітру, висхідні і низхідні потоки повітря, кліматичні зміни) вимагають миттєвого прийняття рішення та відповідних дій, особливо в умовах швидкісного польоту. Це може бути виконано тільки швидкодіючою ЕОМ. Тому на сучасних літаках встановлюють автоматизовані системи керування. Основними складовими таких систем є автопілоти, керовані бортовими ЕОМ. Завдання забезпечення достатньої надійності систем управління конструктори вирішують, створюючи дві чи три незалежні системи управління агрегатом. При відмові однієї з систем набирає чинності друга і т.д. У системах керування літаками нових поколінь механічна передача зусиль пілота до керуючих поверхонь не застосовується, елерони та керма з'єднані з виконавчими механізмами (наприклад, кермовими агрегатами), керування якими пілот здійснює дистанційно за допомогою електричних сигналів.

2.3.1. Проведення управління

Проведення управління пов'язує командні важелі безпосередньо з кермами або гідропідсилювачами кермів. До неї підключаються виконавчі механізми систем автоматичного керування. Конструкція проводки управління може бути гнучкою, жорсткою та змішаною.

Гнучка проводка складається з тросів, роликів, качалок, секторів та інших деталей. В цьому випадку всі зусилля в системі керування передаються за допомогою тросів - сталевих канатів, звитих із пасмів дроту. У літакобудуванні застосовують міцні, гнучкі троси з великим терміном служби, корозії, що не піддаються. Перед установкою на літак трос попередньо витягують під навантаженням, що становить близько 50% руйнівної. Це робиться для того, щоб уникнути витяжки троса в процесі роботи. Витяжка троса від зусиль, що розтягує, в процесі роботи може призвести до послаблення троса і порушення керування літаком.

Трос витягується в процесі експлуатації під навантаженням і потребує уважного догляду, контролю та зміни через знос. Внаслідок різного теплового подовження сталевого троса та алюмінієвої конструкції літака гнучка проводка додатково навантажується. Необхідно встановлювати елементи автоматичного регулювання натягу тросів.

Для забезпечення достатньої довговічності тросів бажано, щоб зусилля, що діють у тросі при керуванні літаком, становили не більше 10% від зусилля, що руйнує трос.

Троси проходять вздовж каркаса літака, виходячи з гермокабіни або входячи в неї. Для забезпечення герметичності у місцях проходу троса через перегородки встановлюють гермовузли різної конструкції.

Жорстка проводка складається з тяг, качалок, важелів, валів, направляючих пристроїв та кронштейнів. Так як тяги можуть працювати на розтягування і на стиск, то для забезпечення управління достатньо однієї лінії тяг (тобто жорстка проводка – однопровідна).

У системі управління трапляються випадки, коли керуючі поверхні повинні відхилятися різні кути. Наприклад, кермо висоти та елерони повинні відхилятися на різні кути вгору та вниз, оскільки при їх відхиленні виникають різні зусилля від дії повітряних потоків. Схема управління, коли він відхилення командних важелів однією і той самий кут у різні боки призводить до неоднаковим відхиленням керуючих поверхонь, називається диференціальної.

На практиці з метою компенсації недоліків обох систем найчастіше використовують змішану проводку управління у вигляді поєднання жорсткої та гнучкої проводок.

Важливим пристроєм у системі проведення управління на сучасних літаках є висновки тяг та тросів з герметичних кабін та відсіків. Зазвичай це робиться за допомогою спеціальних коробок герметизації, в яких поступальний рух тяг перетворюється за допомогою качалок-важелів у обертальне, а вали, що повертаються, легко герметизуються за допомогою кільцевих ущільнень.

Якщо літак має пристрій для стопоріння кермів та елеронів при стоянці його на землі, у конструкції передбачаються спеціальні механізми, що виключають виліт літака із застопореними кермами та елеронами. У разі застосування зовнішніх пристроїв стопоріння (струбцин) перед вильотом літака необхідно переконатись у їх знятті. На літаках з незворотним бустерним керуванням демпфування рульових поверхонь при вітрових збуреннях на стоянці забезпечується силовими приводами.

Зі зростанням швидкостей польоту інтенсивно збільшуються зусилля, необхідні відхилення рульових поверхонь. Пілот, що летить на літаку з безпосереднім, не автоматичним керуванням, помічає це за значним зростанням зусиль, необхідних для відхилення командних важелів. На великих швидкостях і висотах значно змінюються кути відхилення кермів, які потрібні для балансування літака. Із зростанням швидкості польоту вони зменшуються, а зі зростанням висоти польоту - збільшуються. Гідропідсилювач складається з виконавчого механізму - силового циліндра подвійної дії і розподільчого механізму, що слідкує, найчастіше золотникового типу. Відхиляючи командні важелі, пілот впливає на пов'язаний з ними проводкою управління золотник, для відхилення якого потрібні незначні зусилля. Золотник розподіляє потік рідини, що подається під великим тиском, спрямовуючи його в ту чи іншу порожнину силового циліндра. Робочий хід золотника, необхідний для перепуску рідини, зазвичай дуже невеликий і вимірюється кількома міліметрами. Тому відразу після початку переміщення пілотом командного важеля починає переміщатися і виконавчий шток гидроусилителя. Виконавчий шток силового циліндра безпосередньо або через проміжні елементи проводки відхиляє рульову поверхню, яку обслуговує гідропідсилювач.

2.3.2. Стопоріння кермів та елеронів

Під час стоянки на землі керма та елерони стопоряться з метою виключення їх коливань від вітрових навантажень.

Найчастіше для стопоріння кермів та елеронів використовується механічна система безпосереднього керування або електромеханічна система дистанційного керування, що закінчується реверсивними електродвигунами з механізмом стопоріння.

Принцип дії системи стопоріння зводиться до защемлення кермів та елеронів щодо планера. Для цього на кермах (елементах проведення управління) є гнізда, в які входять стопори механізмів. Кермо напрямку і елерони стопоряться в нейтральному положенні або в положенні правого крену, а кермо висоти - в нижньому положенні, що забезпечує зменшення моменту, що кабріює при сильному вітрі і страхує від мимовільного стопоріння в польоті. Механізм стопоріння завдяки конусу наконечника і додаткової пружині дозволяє ставити важіль управління в положення "Застопорено"; незалежно від положення керма та елеронів. Подальше переміщення кермів та елеронів призводить до самозупинення.

При штормовому попередженні стопоріння кермів та елеронів проводиться за допомогою струбцин. На деяких літаках з бустерною системою керування керма та елерони автоматично стопоряться кермовими приводами.

2.4. Призначення та склад допоміжного керування літаком

Допоміжні системи управління значно простіші за основну систему, вони включають тільки частину її агрегатів. Зазвичай це командні важелі, проводка та виконавчі механізми, що рухаються гідравлічними, електричними, пневматичними пристроями або механічними пристосуваннями.

Робота всіх елементів механізації крила (закрилків, передкрилків та спойлерів) заснована на управлінні прикордонним шаром на поверхні крила та зміні кривизни профілю крила. Механізація крила дозволяє покращити злітно-посадкові та маневрені характеристики літака, збільшити його корисне навантаження та підвищити безпеку польоту.

Елементами механізації передньої частини крила є поворотні шкарпетки, передкрилки, щитки носові, щитки Крюгера.

Елементами механізації задньої частини крила є поворотні закрилки, щілинні закрилки (без висування, висувні одно-, дво-, трищілинні), закрилки Фаулера, поворотні та ковзні (висувні) щитки.

Ефективність елементів механізації крила залежить від відносних розмірів, форми та положення щодо основної частини крила.

Елементи механізації передньої частини крила забезпечують ліквідацію зриву потоку на крилі при великих кутах атаки літака. Найбільш ефективними елементами механізації передньої кромки є передкрилки.

Схеми механізації передньої частини крила: 1 – поворотні шкарпетки; 2 – носовий щиток; 3 – щиток Крюгера; 4 - передкрилок. Схеми механізації задньої частини крила: 1 – гальмівний щиток; 2 – поворотний щиток; 3 – ковзний щиток; 4 – поворотний закрилок; 5 – щілинний поворотний закрилок; 6 - висувний поворотний закрилок;

7 – закрилок Фаулера; 8 – двощілинний закрилок; 9 – двощілинний закрилок у комбінації з інтерцептором; 10 – трищілинний закрилок.

Найбільш ефективними та поширеними елементами механізації задньої частини крила є щілинні висувні закрилки (вони збільшують кривизну та площу несучої поверхні).

Спойлери (інтерцептори) - це аеродинамічні органи управління літаком, виконані у вигляді щитків, що в робочому положенні виступають над поверхнею крила під кутом до потоку, що набігає. Спойлери встановлюються на верхній поверхні крила і робочому положенні зменшують його підйомну силу; використовуються на правому або лівому крилі як орган поперечного управління (спільно з елеронами), а при одночасному випуску на правому і лівому крилі як гасники підйомної сили в польоті або гальмівні щитки при пробігу на землі.

При відмови в системі управління елеронами спойлери, що працюють в елеронному режимі, є резервним варіантом управління по крену. Перевага спойлерів перед іншими органами управління (наприклад, елеронами) полягає в тому, що вони встановлюються в тій частині крила, в якій задній край використаний для розміщення закрилків.

тема: СИСТЕМИ УПРАВЛІННЯ ЛІТАКОМ, ЕЛЕМЕНТИ СУ. ПРИЗНАЧЕННЯ І СХЕМИ ВКЛЮЧЕННЯ У СУ ПІДСИЛЮВАЧІВ, ВИДИ ПІДСИЛЮВАЧІВ. АВТОМАТИКА У СИСТЕМІ УПРАВЛІННЯ.

План

1. 
   Види та призначення систем управління.
2. 
   Вимоги до системи управління.
3. 
   Органи управління та командні пости управління.

4. Елементи су, призначення та схеми включення до су підсилювачів, види підсилювачів автоматика в системі управління.

Види та призначення систем управління.

Системи керування літаком можна поділити на:

• 
  основну систему управління, призначену, головним чином, для зміни траєкторій руху літака, його балансування і стабілізації на режимах польоту, що задаються;
• 
  додаткові системи керування, призначені для керування двигунами, шасі, закрилками, гальмівними щитками, повітрозабірниками, реактивним соплом та ін.

Ці системи управління розглядаються в спеціальних курсах щодо силових установок і енергетичних систем літака як джерел енергії для випуску та прибирання шасі, закрилків та ін. Тому нижче для спрощення викладу термін "Система управління літаком" відноситимемо лише до основної системи управління.

Система управління сучасним літаком є ​​сукупністю електронно-обчислювальних, електричних, гідравлічних і механічних пристроїв, що забезпечують вирішення наступних завдань:

• 
  пілотування літака (зміна траєкторій польоту) льотчиком у неавтоматичному та напівавтоматичному режимах;
• 
  автоматичного керування літаком на режимах та етапах польоту, передбачених ТТТ;
• 
  створення достатньої потужності для відхилення органів управління;
• 
  реалізації на літаку необхідних (заданих) характеристик стійкості та керованості літака;
• 
  стабілізації встановлених режимів польоту;
• 
  підвищення безпеки польоту шляхом своєчасного оповіщення екіпажу про підхід до небезпечних (за швидкістю, висотою, перевантаженнями, кутами атаки, ковзання та нахилу та іншими параметрами) режимів польоту та видачі команд на відхилення органів управління, що перешкоджають виходу на ці режими.

Для зміни траєкторії руху літака в польоті потрібно змінювати сили і моменти, що діють на нього. Процес зміни діючих літак сил і моментів, створюваних відхиленням у польоті органів управління, називається процесом управління. Залежно від ступеня участі у процесі управління людиною системи управління можуть бути неавтоматичними, напівавтоматичними, автоматичними та комбінованими. Безпосереднє керування літаком льотчиком у неавтоматичному режимі доцільно лише на літаках із невеликою дозвуковою швидкістю польоту. У всіх інших випадках наявність льотчика (штурмана) на борту літака дозволяє більш ефективно використовувати літак у швидко мінливій, не піддається прогнозам повітряній обстановці, коли автоматичне управління літаком, з одного боку, дозволяє екіпажу більше уваги приділяти умовам польоту, а з іншого боку, екіпаж може вчасно помітити та усунути несправності в автоматиці системи керування та відхилення від нормального режиму польоту. Все це дозволяє підвищити безпеку польоту.

Вимоги до системи керування. Система управління повинна забезпечувати в певних межах значення характеристик керованості та стійкості літака в залежності від його типу, вагової категорії та діапазону швидкостей для того, щоб літак міг виконувати в заданих умовах експлуатації всі завдання, передбачені його призначенням. Ця основна вимога (конкретизується в спеціальних документах, що нормують) повинна виконуватися за дотримання загальних до всіх частин і агрегатів літака вимог мінімуму маси системи, високої надійності та безпеки польоту, живучості. зручностей огляду, експлуатації та ремонту. Специфічні системи управління вимоги:

• 
  кути відхилення органів управління повинні забезпечувати з деяким запасом можливість польоту на всіх необхідних польотних та злітно-посадкових режимах (РВ вгору 20...35°, вниз 15...20°, РН 20...30° в обидві сторони, елерони вгору 15...30°, вниз 10...20°, більші значення кутів відносяться до маневрених літаків, менші - до неманеврених). Останні положення органів управління повинні обмежуватися упорами, що витримують розрахункові навантаження;
• 
  деформація фюзеляжу, крил, оперення та проведення механічного управління не повинна призводити до зниження максимально можливих кутів відхилення органів управління та їх ефективності або викликати хоча б короткочасне заклинювання системи управління;
• 
  величина максимальних короткочасних зусиль на РУ, необхідних для пілотування літака, залежить від типу та маси літака і не повинна перевищувати 500...600 Н у поздовжньому управлінні, 300...350 Н - у поперечному управлінні, 900...1050 Н - у колійному управлінні. Зусилля на РУ повинні наростати плавно і бути спрямовані у бік, протилежний руху РУ. На тривалих режимах польоту має забезпечуватись балансування літака не тільки за моментами, а й зусиллями на РУ;
• 
  система управління повинна працювати плавно, без заїдань, автоколивань та небезпечних вібрацій, що загрожують міцності та (або) утруднюють пілотування. У проводці системи управління не повинно бути люфтів;
• 
  розміщення механізмів тяг, тросів та інших деталей системи управління повинно виключати можливість зіткнення їх з іншими деталями, тертя рухомих частин системи управління про елементи конструкції літака, пошкодження або заклинювання в процесі експлуатації (вантажами, пасажирами тощо). , що передаються на РУ, також залежать від типу та маси літака і не повинні перевищувати 30..70Н. При більших значеннях цих сил у системі управління треба передбачати компенсатори сил тертя, які знімають це навантаження з РУ;
• 
  повинні бути передбачені заходи, що унеможливлюють роз'єднання елементів проведення механічного управління, знеструмлення або зниження тиску в енергетичних частинах системи;
• 
  має бути передбачено резервування та дублювання основних життєво важливих елементів системи управління для підвищення її надійності;
• 
  для забезпечення високої безпеки польотів необхідно, щоб система керування включала пристрої, що не допускають виходу літака на небезпечні режими польоту та своєчасно сигналізують про наближення таких режимів;
• 
  має бути виключено влучення у систему управління сторонніх предметів;
• 
  повинна бути забезпечена незалежність дій органів управління з крену та тангажу при відхиленні ручки або штурвала.

У систему управління сучасними літаками незалежно від ступеня її складності та насиченості автоматикою та приводами як основні та обов'язкові елементи входять органи управління, розташовані на крилі та оперенні, командні пости управління з важелями управління, що знаходяться в кабіні екіпажу, та проведення управління, що з'єднує важелі управління та інші елементи системи управління з органами управління.

Органи управління.

Пристрої, з яких у процесі управління літаком створюються необхідних цього сили та моменти, називаються органами управління. Їх відхилення викликає порушення рівноваги аеродинамічних сил і моментів, у результаті виникає обертання літака з кутовими швидкостями w(x,y,z) щодо пов'язаної системи осей OXYZ і зміна траєкторії руху, або, навпаки, балансування (стабілізацію) літака на заданих режимах польоту . Таким чином, відхилення органів управління забезпечує:

• 
  поперечну щодо осі ОХ керованість (елерони, флайперони, елевони, інтерцептори, диференційно відхиляються половини ЦПГО);
• 
  поздовжню щодо OZ керованість (РВ, елевони та ін);
• 
  дорожню щодо осі ОУ керованість (РН, ЦПГО).

На багатьох сучасних літаках, особливо на легких маневрених, для створення вертикальних і бічних керуючих сил, що змінюють траєкторію польоту літака при безпосередньому керуванні підйомною та бічними силами, можуть бути використані як органи управління закрилки та РВ (ЦПГО), що синхронно відхиляються на обох консолях крила інтерцептори, поворотне переднє ГО, адаптивне крило, спеціальні додаткові вертикальні поверхні та ін.

Командні посади управління

Командні посади управління складаються з важелів управління та елементів їх кріплення в кабіні екіпажу. Важелі управління - це пристрої, за допомогою яких (при відхиленні яких) льотчик вводить в систему управління сигнали, що управляють, і здійснює їх дозування.

Командні посади ручного управління.Ручка управління служить для управління кермом висоти (ЦПГО) та елеронами (інтерцепторами) в основному маневрених літаків і є важелем, що має два ступені свободи. Шарнірне кріплення нижньої частини ручки на осі або осі і шарнірне кріплення самих цих осей до підлоги кабіни дозволяють відхиляти ручку: "на себе" до 400 мм і "від себе" до 180 мм при керуванні кермом висоти (ЦПГО) і "вправо-вліво" до 200 мм при керуванні елеронами.

Мал. 22. 2. Елементи тросової проводки керування.

Незалежність управління в поздовжньому та поперечному каналах у будь-якій з кінематичних схем установки ручки досягається виконанням певних умов.

Штурвальне управління - колонки управління, служать для управління РВ неманеврених літаків відхиленням колонки управління "від себе" і "на себе" та елеронами - поворотом штурвала "вліво-вправо". Штурвал розташований у кабіні вище колін льотчика і не вимагає при керуванні літаком такого великого простору між ногами льотчика, як ручка керування. Все це дозволяє при штурвальному управлінні зменшити відстань між педалями ножного керування та спростити компонування кабіни екіпажу.

Розглянемо досить типове штурвальне керування літака Ту-134. Колонка управління складається зі штурвала, литої головки, алюмінієвої труби, литого коліна та секторної гойдалки. У голівці на шарикопідшипниках встановлена ​​сталева вісь, що вільно обертається. На її кінці на

Шпонки закріпили штурвал управління елеронами. Від переміщення вздовж осі він зафіксований з двох сторін гайками, навернутими на зовнішнє різьблення осі. На цій же осі на шпонках закріплена зірочка, через яку перекинутий зубчастий ланцюг. До вільчастих наконечників ланцюга приєднані троси, що спускаються всередині труби колонки в коліно, де вони закріплюються на секторній качалці.

Командні пости ножного керуванняє різними механізмами, що використовуються для встановлення педалей управління РН. Розрізняють педалі, що встановлюються на важільно-паралелограмному механізмі, педалі, що гойдаються, з верхньою і нижньою осями обертання, ковзні педалі. Важельно-паралелограмний механізм складається з трубчастого важеля та тяги, закріплених посередині на вертикальній осі в кронштейні кріплення механізму педалей до підлоги кабіни. На нижньому кінці осі знаходиться важіль управління РН. Каретки педалей з педалями та замками регулювання педалей по зростанню льотчика, встановлені на болтах на кінцях важеля та тяги, утворюють разом з ними паралелограмний механізм. Це забезпечує поступальний рух педалей (без їхнього розвороту) при управлінні РН.

Пости ножного керування з педалями, що гойдаються, з верхньої і нижньоїосями. Пост із верхньою віссю обертання механізму педалей зі змонтованими на осі підвісками педалей встановлюється на литих опорах пульта, закріплених на підлозі кабіни. Підвіска педалей складається з двох штампованих алюмінієвих повідців, з'єднаних у верхній частині віссю, а в нижній частині - трубою з шарнірно встановленою на ній литою педаллю. Підвіски з педалями вільно обертаються навколо осі на підшипниках у поводках. Усередині нижньої труби змонтований стопорний механізм з рукояткою, що з'єднує підвіску з одним із шести отворів у секторній гойдалці. Це забезпечує регулювання педалей під зростання льотчика і перетворення відхилень педалей поворот вертикального важеля триплечої гойдалки управління РН.

Пости ножного керування зі ковзними педалямивимагають спеціальної платформи з направляючими трубками для переміщення по них кареток із підніжками педалей. Рух кареток має синхронізуватись тросами. Троси через сектор повинні бути пов'язані з тягою керування РН або використовуватися як проведення управління до РН. Виходить складне громіздке пристрій, що важко компонується в кабіні. Тому пости ножного керування зі ковзними педалями використовувалися вкрай рідко.

Елементи су, призначення та схеми включення до су підсилювачів, види підсилювачів. автоматика у системі управління.

Джерелом енергії для відключення органу управління в цій системі залишалася м'язова сила льотчика або зусилля кермових машин (РМ) автомата. Управління РВ здійснюється від штурвальної колонки за допомогою тросової проводки, прокладеної на роликах по обох бортах фюзеляжу до тяг до РВ. У хвостовій частині фюзеляжу зліва на борту розташована РМ автомата (АП), з'єднана тросами з проводкою управління РВ. Управління елеронами здійснюється від штурвала. Управління РН ----«---- від педалей, які через вал під кабіни льотчика з'єднувалися тросами в напрямних роликах по правому борту фюзеляжу з гойдалкою та тягою до РН у хвостовій частині фюзеляжу. Тримери РН та елеронів відключаються за допомогою електромеханізму з електродистанційним керуванням. Автомат забезпечує стабілізацію літака на режимах польоту, що задаються льотчиком, і використовується при бомбометанні.

Гідравлічні підсилювачі в СУ

Керувати вручну тільки за рахунок м'язової сили зі збільшенням МШ ставало все важче і нарешті стало практично неможливим. Впровадження ГУ в СУ сприяла необхідність поліпшення характеристики стійкості та керованості літаків автоматизація СУ з цією метою також не вимагалося використання гідравлічних або електромеханічних підсилювачів потужності.

Мал. 22.3. Принципова схема конструкції ГУ. Автоматика у системі управління з ГУ, включеним за незворотною схемою.

СУ ЛІТАКОМ ТУ-134

Граничне, колійне та поперечне керування літаком здійснюється РВ, РН, елеронами та інтерцепторами РВ та елерони приводяться в дію вручну за допомогою штурвальних колонок та штурвалів. РН керують за допомогою однокамерного ГУ-СУ літаком ІЛ-86. Управління з тангажу здійснюється РВ та СТ. Управління РВ проводиться за допомогою двох штурвальних колонок з'єднаних між собою та з ГУ РВ механічною проводкою. ГУ включені за незворотною схемою.

У системі управління РН, Що складається з двох секцій, кожна з яких керується трьома ГУ-педаль, РМ АП, гвинтові механізми ЗМ, МТЕ, гойдалка, центруюча напруга, механізм обмеження ходу педалей з електроприводом.

На відміну від агрегатів, включених у канал поздовжнього керування, в систему керування РН включений ще демпфер нишпорення для поліпшення бічної стійкості літака.

Управління по кренуздійснюється за допомогою елеронів та інтерцепторів. Штурвали обох льотчиків з'єднані між собою і з ГУ елеронів та інтерцепторів механічною проводкою. Штоки ГУ (по три на елерон і по одному ГУ на інтерцептор) кріпляться безпосередньо до секції елеронів та інтерцепторів. Внутрішні секції інтерцепторів (по три на кожному крилі) можуть використовуватися як повітряні гальма та гасники підйомної сили на пробігу і керуються через змішувальний механізм як від штурвалів, так і від спеціального важеля встановленого в кабіні екіпажу.

Управління елевонами.На літаках без ГО, виконаних за схемою «безхвостове» поперечне та поздовжнє керування здійснюється за допомогою елевонів, що розташовуються на місці елеронів.

Під час руху ручкою вперед елевонічного РВ повинні вимикатися на обох консолях крила внизу. При русі ручкою вправо-ліворуч елевони відключаються, як елерони.

Подальший розвиток СУможе бути пов'язано із зменшенням запасу статичної стійкості літака, що забезпечує підвищення його аеродинамічної якості через зниження втрат на балансування літака та виграш у масі за рахунок зниження площі та маси ГО. Однак це вимагатиме введення в СУ автоматів поздовжньої стійкості. Перспективний перехід на електродистанційне насичене комп'ютерами з великим ступенем резервування управління з бічними ручками управління замість традиційних колонок штурвальних.

Автоматика в СУвключає перелічені вище пристрої (РАУ), основним призначенням яких є покращення характеристики стійкості та керованості літака у польоті без втручання льотчика.

Механізми (автомати) зміни передавальних відносин від кермів до важелів управління (РУ) та від ЗМ до РУ можуть бути виконані у вигляді різних варіантів механізмів передачі або автоматів.

АРУ - автомати регулювання управління. Вони реагують не тільки на зміну режиму польоту – швидкісного натиску та висоти польоту Н, а й на центрування літака Хт. ЗМ - завантажувальні механізми при використанні ГУ, включених в СУ за незворотною схемою, служать для імітації аеродинамічних навантажень на важелях управління, змінюючи зусилля на них залежно від їхньої величини переміщення.

МТЕ – механізм тримірного ефекту призначений для зняття навантажень від ЗМ на важіль керування. Його електромеханізм реверсивної дії льотчик включає при одному з пультів управління.

РАУ-кермовий агрегат управління являє собою розсувну тягу та ел. при включенні якого відбувається переміщення вихідної ланки РАУ та змінюється довжина РАУ. При переміщенні штока РАУ відбувається переміщення золотника ГУ та відключення органу управління штоком ГУ.

Розрахункові величини сил, прикладених до важелів управління

1270...2350Н - для ручки, штурвальної колонки при керуванні РВ;

640...1270Н - для ручки, штурвала при керуванні елеронами;

1760 ... 2450Н - для педалей при керуванні РН.

Ключові слова.

СУ – система управління, РУ – важелі управління, основна та додаткова система, пост управління, важелі, качалки, педалі, троси, підсилювачі, автоматика управління, триммерний ефект, РАУ – кермовий агрегат управління, АРУ – автоматики регулювання управління, ЗМ – завантажувальний механізм , МТЕ – механізм тримірного ефекту, ГУ – гідропідсилювач

Контрольні питання.

1. 
   Навіщо призначена система управління літака?
2. 
   Які вимоги висуваються до СУ?
3. 
   Скільки видів СУ існує в одному літаку?
4. 
   Які бувають тяги керування?
5. 
   Що таке пост управління та як він поділяється?
6. 
   Розкажіть управління елеронами та кермами висоти конкретного літака?
7. 
   Які розрахункові величини сил можуть прикластися до важелів управління?
8. 
   Що таке автоматика управління, як ви розумієте?

Література – ​​2,5,10.

Лекція №23

тема: АНОМАЛЬНА ПОВЕДІНКА НЕСУЧИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

ПОНЯТТЯ ПРО ДИВЕРГЕНЦІЮ КРИЛА, ФЛАТТЕРА, РЕВЕРС ЕЛЕРОНІВ, БАФТИНГ.

План

1. 
   Аеропружні явища (АЯ).
2. 
   Реверс органів управління (РОУ) та конструктивні заходи боротьби з ним.
3. 
   Дивергенція та заходи запобігання її.
4. 
   Бафтінг та заходи боротьби з бафтінгом.
5. 
   Флатер та заходи боротьби з флатером.

Аеропружні явища (АЯ)

АЯ виникають у польоті через пружність та деформованість агрегатів літака під дією навантажень. При деформації будь-якого агрегату планера в польоті змінюються аеродинамічні навантаження, що діють на нього, призводячи до додаткових деформацій конструкції і додаткового збільшення навантажень, що може призвести в кінцевому рахунку, до втрати статичної стійкості і руйнування конструкції (явище дивергенції). Якщо додаткові сили, що виникають, залежать тільки від величини деформацій і не залежать від їх зміни в часі, то також є обумовленою взаємодією тільки аеродинамічних і пружних сил, відносяться до статичних аеропружних явищ (реверс елеронів і кермів, дивергенція крила, оперення, пілонів і т.д. .)

Явища, зумовлені взаємодією аеродинамічних, пружних та інерційних сил, відносяться до динамічних аеропружних явищ (флаттер агрегатів у планері, бафтинг та деформація крила).

Величина прогину та кута крутки можна визначити інтегруванням диференціальних рівнянь пружної лінії крила, що збігається з основою його жорсткості та відносного кута кручення. Так прямого консольного крила изг. та кр. м-нти у перерізі жорсткості на вигин та кручення у перерізі модуля пружності. При визначенні стат-х деформацій стріл-х крил треба враховувати, що вигин такого крила призводить до зміни поперечних перерізів крила, спрямованих потоком.

Реверс органів управління (РОУ)

РОУ - це явище втрати ефективності управління та настання зворотного їх дії літаком, яке може статися через закручування крила (ст.к.) під дією аеродинамічних сил, що виникають при відхиленні елеронів (кермів). Швидкість польоту коли він органи управління створюють керуючого моменту, тобто. їхня ефективність стає рівною нулю, називається критичною швидкістю реверсу. При меншому значенні, ніж швидкість польоту настає реверс елеронів (кермів).

Коструктивні заходи боротьби з реверсом елеронів.

Одним із основних шляхів підвищення є підвищення жорсткості крила на кручених. Це може бути досягнуто збільшенням площі поперечного перерізу контурів крила працюючих на кручення. Тут краще використовувати матеріали з підвищеним значенням при невеликому значенні частки матеріалу.

Дивергенція- це явище втрати статистичної стійкості (руйнування) крила, оперення, пілонів, кріплення двигунів та інших частин планера в повітряному потоці, яке може статися зі збільшенням кута їхнього закручування аеродинамічних сил.

Мал. 23.1. До пояснення втрати статичної стійкості крила (дивергенція).

Конструктивні заходи боротьби з дивергенцією

Менш схильні до дивергенції крила малих подовжень з таким розподілом матеріалу конструкції по контуру перерізу агрегату, при якому Xж -X F прагне = min, а також стрілоподібні крила з подовженням>0,т.к. у них менше c y a і вони при вигині закручується зменшення кута атаки, чим значно збільшують V кр.д. Зараз використання на таких крилах КМ з певною орієнтацією несучих шарів здійснюють підтяг нижньої передньої частини поверхні крила і тим самим перешкоджають збільшенню кутів атаки крила при згині вгору, дозволяє ліквідувати цей недолік.

Бафтінгоперення- це вимушені коливання оперення під впливом зірваного завихреного потоку від попереду крила, надбудов на фюзеляжі і т.д.

Заходи боротьби з бафтингомполягає у поліпшенні аеродинамічних форм літака, зниженні інтерференційного впливу агрегатів у місцях їх стиків, у виносі оперення із зони супутнього струменя.

Флаттер- це самозбуджуючі незатухаючі коливання частин літака, що виникають в результаті взаємодії аеродинамічних, пружних та інерційних сил. Зараз без підтвердження того, що критична швидкість, при якій наступають різні форми флаттера більше мах швидкості літака, жоден літак не сертифікується.

Ключові слова.

Аеропружні явища, дивергенція, реверс, бафтинг, флатер.

Контрольні питання

1. 
   Які бувають аеропружні явища?
2. 
   Що називається реверсом елеронів?
3. 
   Що називається дивергенцією?
4. 
   Що називається бафтингом та які заходи боротьби запобігання його?
5. 
   Що називається флатером та які заходи боротьби існує проти нього?

Література - 3, 5, 6.

Літак - повітряне судно, без якого сьогодні уявити переміщення людей та вантажів на великі відстані неможливо. Розробка конструкції сучасного літака, а також створення окремих його елементів є важливим і відповідальним завданням. До цієї роботи допускають лише висококваліфікованих інженерів, профільних фахівців, оскільки невелика помилка у розрахунках чи виробничий шлюб призведуть до фатальних наслідків для пілотів та пасажирів. Не уявляє секрет, що будь-який літак має фюзеляж, кришки, силовий агрегат, систему різноспрямованого управління і злітно-посадкові пристрої.

Нижче викладена інформація про особливості пристрою складових частин літака буде цікава для дорослих та дітей, котрі займаються конструкторською розробкою моделей літальних апаратів, а також окремих елементів.

Фюзеляж літака

Основною частиною літака є фюзеляж. На ньому закріплюються інші конструктивні елементи: крила, хвіст з оперенням, шасі, а всередині розміщується кабіна управління, технічні комунікації, пасажири, вантажі та екіпаж повітряного судна. Корпус літака збирається з поздовжніх та поперечних силових елементів, з подальшою обшивкою металом (у легкомоторних версіях – фанерою чи пластиком).

Вимоги при проектуванні фюзеляжу літака пред'являються до ваги конструкції та максимальних характеристик міцності. Досягти цього дозволяє використання наступних принципів:

1. Корпус фюзеляжу літака виконується у формі, що знижує лобовий опір повітряним масам та сприяє виникненню підйомної сили. Обсяг, габарити літака мають бути пропорційно зважені;
2. При проектуванні передбачають максимально щільне компонування обшивки та силових елементів корпусу для збільшення корисного об'єму фюзеляжу;
3. Зосереджують увагу на простоті та надійності кріплення крильових сегментів, злітно-посадкового обладнання, силової установки;
4. Місця кріплення вантажів, розміщення пасажирів, витратних матеріалів повинні забезпечувати надійне кріплення та баланс літака за різних умов експлуатації;

1. Місце розміщення екіпажу має надавати умови комфортного керування літаком, доступ до основних приладів навігації та керування при екстремальних ситуаціях;
2. У період обслуговування літака передбачена можливість безперешкодно провести діагностику та ремонт вузлів і агрегатів, що вийшли з ладу.

Міцність корпусу літака має забезпечувати протидія навантаженням за різних польотних умов, зокрема:

• навантаження в місцях кріплення основних елементів (крила, хвіст, шасі) у режимах зльоту та приземлення;
• у польотний період витримувати аеродинамічний навантаження, з урахуванням інерційних сил ваги літака, роботи агрегатів, функціонування устаткування;
• перепади тиску в герметично обмежених відділах літака, які постійно виникають при льотних навантаженнях.

До основних типів конструкції корпусу літака відносять плоский, одно- та двоповерховий, широкий і вузький фюзеляж. Позитивно зарекомендували себе і використовуються фюзеляжі балкового типу, що включають варіанти компонування, які мають назву:

1. Обшивочні - конструкція виключає подовжньо розташовані сегменти, посилення відбувається за рахунок шпангоутів;
2. Лонжерони – елемент має значні габарити, і безпосереднє навантаження лягає саме на нього;
3. Стрингерні – мають оригінальну форму, площу та переріз менше, ніж у лонжеронному варіанті.

Важливо!Рівномірне розподілення навантаження на всі частини літака здійснюється за рахунок внутрішнього каркаса фюзеляжу, який представлений з'єднанням різних силових елементів по всій довжині конструкції.

Конструкція крила

Крило – один із основних конструктивних елементів літака, що забезпечує створення підйомної сили для польоту та маневрування у повітряних масах. Крила використовують для розміщення злітно-посадкових пристроїв, силового агрегату, палива та навісного обладнання. Від правильного поєднання ваги, міцності, жорсткості конструкції, аеродинаміки, якості виготовлення залежать експлуатаційні та льотні характеристики літака.

Основними частинами крила називається наступний перелік елементів:

1. Корпус, сформований із лонжеронів, стрінгерів, нервюрів, обшивки;
2. Передкрилки та закрилки, що забезпечують плавний зліт та посадку;
3. Інтерцептори та елерони – за допомогою них здійснюється керування літаком у повітряному просторі;
4. Щитки гальмові призначені для зменшення швидкості руху під час посадки;
5. Пілони необхідні для кріплення силових агрегатів.

Конструктивно-силова схема крила (наявність та розташування деталей при навантажувальному впливі) повинна забезпечувати стійку протидію силам кручення, зсуву та вигину виробу. До неї відносяться поздовжні, поперечні елементи, також зовнішня обшивка.

1. До поперечних елементів відносять нерви;
2. Поздовжній елемент представлений лонжеронами, які можуть бути у вигляді монолітної балки та представляти ферму. Розташовуються по всьому обсягу внутрішньої частини крила. Беруть участь у наданні жорсткості конструкції, при дії згинальної та поперечної сили на всіх етапах польоту;
3. Стрінгер також відносять до поздовжніх елементів. Його розміщення – вздовж крила по всьому розмаху. Працює як компенсатор осьової напруги навантажень вигину крила;
4. Нервюри – елемент поперечного розміщення. У конструкції представлені фермами та тонкими балками. Надає профіль крила. Забезпечує жорсткість поверхні під час розподілу рівномірного навантаження під час створення польотної повітряної подушки, а також кріплення силового агрегату;
5. Обшивка надає форму крилу, забезпечуючи максимальну аеродинамічну підйомну силу. Разом з іншими елементами конструкції збільшує жорсткість крила та компенсує дію зовнішніх навантажень.

Класифікація крил літака здійснюється в залежності від конструктивних особливостей та ступеня роботи зовнішньої обшивки, у тому числі:

1. Лонжеронного типу. Характеризуються незначною товщиною обшивки, що утворює замкнутий контур із поверхнею лонжеронів.
2. Моноблочного типу. Основне зовнішнє навантаження розподіляється по поверхні товстої обшивки, закріпленої масивним набором стрінгерів. Обшивка може бути монолітною або складатися з кількох шарів.

Важливо!Стикування частин крил, подальше їх кріплення повинні забезпечувати передачу, розподіл згинального та крутного моментів, що виникають при різних режимах експлуатації.

Авіадвигуни

Завдяки постійному вдосконаленню авіаційних силових агрегатів продовжується розвиток сучасного літакобудування. Перші польоти не могли бути тривалими і здійснювалися виключно з одним пілотом саме тому, що не існувало потужних двигунів, здатних розвинути необхідну силу. За весь період авіацією використовувалися такі типи двигунів літака:

1. Парові. Принцип роботи полягав у перетворенні енергії пари в поступальний рух, що передається на гвинт літака. Через низький коефіцієнт корисної дії використовувався нетривалий час на перших авіамоделях;
2. Поршневі – стандартні двигуни з внутрішнім згорянням палива та передачею крутного моменту на гвинти. Доступність виготовлення із сучасних матеріалів дозволяє їх використання досі на окремих моделях літаків. ККД представлений не більше 55.0%, але висока надійність та невибагливість в обслуговуванні роблять двигун привабливим;

1. Реактивні. Принцип дії заснований на перетворенні енергії інтенсивного згоряння авіаційного палива на необхідну для польоту тягу. Сьогодні такий тип двигунів найбільш затребуваний в авіабудівництві;
2. Газотурбінні. Працюють за принципом прикордонного нагріву та стиснення газу згоряння палива, спрямованого на обертання турбінного агрегату. Набули широкого поширення в авіації військового призначення. Використовуються у літаках типу Су-27, МіГ-29, F-22, F-35;
3. Турбогвинтові. Один із варіантів газотурбінних двигунів. Але отримана під час роботи енергія перетворюється на приводну для гвинта літака. Невелика її частина використовується для утворення реактивного струменя, що штовхає. Застосовують переважно в цивільній авіації;
4. Турбовентиляторні. Характеризуються високим ККД. Технологія нагнітання додаткового повітря для повного згоряння палива, що застосовується, забезпечує максимальну ефективність роботи і високу екологічну безпеку. Такі двигуни знайшли своє застосування під час створення великих авіалайнерів.

Важливо!Перелік двигунів, що розробляються авіаконструкторами, вищезгаданим переліком не обмежується. У різний час неодноразово робилися спроби створювати різні варіації силових агрегатів. У минулому столітті навіть велися роботи з конструювання атомних двигунів на користь авіації. Досвідчені зразки були випробувані в СРСР (ТУ-95, АН-22) та США (Convair NB-36H), але були зняті з випробування через високу екологічну небезпеку при авіаційних катастрофах.

Органи управління та сигналізації

Комплекс бортового обладнання, командні та виконавчі пристрої літака називають органами управління. Команди подаються з пілотної кабіни, а виконуються елементами площини крила, оперенням хвоста. На різних типах літаків використовуються різні типи систем керування: ручна, напівавтоматична та повністю автоматизована.

Органи управління, незалежно від типу системи управління, поділяють так:

1. Основне управління, що включає дії, що відповідають за регулювання льотних режимів, відновлення поздовжнього балансу літака в заздалегідь заданих параметрів, вони включають:

• важелі, що безпосередньо керуються пілотом (штурвал, керма висоти, горизонту, командні панелі);
• комунікації для з'єднання важелів, що управляють, з елементами виконавчих механізмів;
• безпосередні виконуючі пристрої (елерони, стабілізатори, сполерні системи, закрилки, передкрилки).

1. Додаткове керування, яке використовується при злітному або посадковому режимах.

При застосуванні ручного або напівавтоматичного керування повітряним судном пілота можна вважати невід'ємною частиною системи. Тільки він може проводити збір та аналіз інформації про становище літака, навантажувальні показники, відповідність напрямку польоту з плановими даними, приймати відповідне обстановці рішення.

Для отримання об'єктивної інформації про льотну обстановку, стан вузлів літака пілот використовує групи приладів, назвемо основні:

1. Пилотажні та використовуються для навігаційних цілей. Визначають координати, горизонтальне та вертикальне положення, швидкість, лінійні відхилення. Контролюють кут атаки по відношенню до зустрічного потоку повітря, роботу гіроскопічних пристроїв і багато не менш значних параметрів польоту. На сучасних моделях літаків об'єднані у єдиний пілотажно-навігаційний комплекс;
2. Для контролю роботи силового агрегату. Забезпечують пілота інформацією про температуру та тиск масла та авіаційного палива, витрату робочої суміші, кількість оборотів колінчастих валів, вібраційний показник (тахометри, датчики, термометри тощо);
3. Для спостереження за функціонуванням додаткового обладнання та авіаційних систем. Включають комплекс вимірювальних приладів, елементи якого розміщені практично у всіх конструктивних частинах літака (манометри, покажчика витрачання повітря, перепаду тиску в герметичних закритих кабінах, положення закрилків, стабілізуючих пристроїв тощо);
4. Для оцінки стану навколишньої атмосфери. Основними параметрами, що вимірюються є температура зовнішнього повітря, стан атмосферного тиску, вологість, швидкісні показники переміщення повітряних мас. Використовуються спеціальні барометри та інші адаптовані вимірювальні прилади.

Важливо!Вимірювальні прилади, що використовуються для моніторингу стану машини та зовнішнього середовища, спеціально розроблені та адаптовані для складних умов експлуатації.

Злітно-посадкові системи 2280

Зліт та посадку вважають відповідальними періодами при експлуатації літака. У цей час виникають максимальні навантаження на всю конструкцію. Гарантувати прийнятний розгін для підняття в небо та м'який торкання поверхні посадкової смуги можуть лише надійно сконструйовані стійки шасі. У польоті вони є додатковим елементом надання жорсткості крил.

Конструкція найпоширеніших моделей шасі представлена ​​такими елементами:

• підкіс складаний, що компенсує лотові навантаження;
• амортизатор (група), що забезпечує плавність ходу літака при русі по злітно-посадковій смузі, компенсує удари під час контакту із землею, може встановлюватися в комплекті з демпферами-стабілізаторами;
• розкоси, що виконують роль підсилювача жорсткості конструкції, можуть називатися стрижнями, що розташовуються діагонально по відношенню до стійки;
• траверси, що кріпляться до конструкції фюзеляжу та крил стійки шасі;
• механізм орієнтування – керувати напрямом руху смузі;
• замкові системи, що забезпечують кріплення стійки у необхідному положенні;
• циліндри, призначені для випуску та прибирання шасі.

Скільки коліс розміщено біля літака? Кількість коліс визначається залежно від моделі, ваги та призначення повітряного судна. Найбільш поширеним вважають розміщення двох основних стійок із двома колесами. Більш важкі моделі – три стійкові (розміщені під носовою частиною та крилами), чотирьох стійкових – дві основні та дві додаткові опорні.

Відео

Описаний пристрій літака дає лише загальне уявлення про основні конструктивні складові, що дозволяє визначити ступінь важливості кожного елемента при експлуатації повітряного судна. Подальше вивчення вимагає глибокої інженерної підготовки, наявності спеціальних знань аеродинаміки, опору матеріалів, гідравліки та електроустаткування. На виробничих підприємствах авіабудування цими питаннями займаються люди, які пройшли навчання та спеціальну підготовку. Самостійно вивчити всі етапи створення літака можна, тільки для цього слід запастись терпінням та бути готовим до отримання нових знань.

0

Системи керування літаком поділяються на основні та допоміжні. До основних прийнято відносити системи управління кермом висоти, кермом напряму та елеронами (кермами крепа). Допоміжне управління - управління двигунами, триммерами кермів, засобами механізації крила, шасі, гальмами тощо.

Будь-яка з основних систем управління складається з командних важелів управління та проводки, що зв'язує ці важелі з кермами. Важелі управління відхиляються ногами та руками пілота. За допомогою штурвальної колонки або ручки керування, що переміщується зусиллям руки, пілот керує кермом висоти та елеронами. Управління кермом напрямку здійснюється за допомогою педалей ножів.

Конструкція управління передбачає, щоб відхилення командних важелів, отже, і зміна становища літака у просторі відповідало природним рефлексам людини.

Наприклад, рух вперед правої ноги, що діє на педаль, викликає відхилення керма напрямку та літака вправо, переміщення штурвальної колонки вперед від себе викликає зниження літака та збільшення швидкості польоту тощо.

Для полегшення пілотування та підвищення безпеки польоту за тривалого польоту управління більшості цивільних літаків і, насамперед, багаторухових робиться подвійним. В цьому випадку систему командних важелів роблять здвоєною - дві пари педалей, дві штурвальні колонки або ручки, які пов'язані між собою так, що відхилення важеля першого пілота викликає таке відхилення важелів другого пілота.

Система керування літаків, призначених для тривалих польотів, забезпечується автопілотом, який полегшує пілотування, автоматично витримуючи заданий режим польоту. Для зменшення навантажень, що діють на важелі управління при відхиленні кермів сучасних важких і швидкісних літаків, систему управління включають гідравлічні або електричні механізми, звані підсилювачами (бустерами). У цьому випадку пілот керує підсилювачами, які відхиляють Рулі.

Управління літальних апаратів, що здійснюють польоти на великих висотах і в сильно розрідженій атмосфері, а також апаратів вертикального зльоту і посадки, коли аеродинамічні сили, що діють на літак, нікчемні і звичайні аеродинамічні керма неефективні, здійснюється за допомогою струменевих або газових кермів, дефлект .

Струменеві керма є реактивними соплами, до яких підводиться стиснене повітря від спеціальних балонів або від компресорів двигуна. Управляючими силами у разі є реактивні сили, що у кожному соплі під час закінчення з нього стиснутого повітря.

Газові керма мають форму звичайного аеродинамічного керма, встановленого в струмені газів, що випливають із сопла реактивного двигуна. Велика швидкість закінчення газів дозволяє отримати значні сили при порівняно невеликій площі кермів. Так як керма омиваються газами, що мають високу температуру, то матеріалом для їх виготовлення можуть бути графіт або кераміка. Дефлектор являє собою пристрій, що відхиляє реактивний струмінь газів. Зміна напрямку тяги двигуна шляхом повороту всієї рухової установки вимагає громіздких і складних пристроїв, що мають велику вагу та інерційність. Привід перерахованих вище кермових пристроїв може бути гідравлічним, електричним та пневматичним.

Конструкція елементів системи керування

Командні важелі керування. Керування кермом висоти та елеронами проводиться за допомогою ручки керування або штурвальної колонки. Ручка (рис. 64) є

вертикальний нерівноплечий важіль, розташований перед пілотом і має два ступені свободи, тобто здатний повертатися навколо двох взаємно перпендикулярних осей. При русі ручки вперед і назад відхиляються керма висоти, при переміщенні ручки ліворуч і праворуч (поворот навколо осі а - а) відхиляються елерони. Незалежність дії керма висоти та елеронів досягається розміщенням шарніра Про на осі а - а.

На важких літаках внаслідок великої площі кермів висоти та елеронів збільшуються навантаження, потрібні для відхилення кермів. У цьому випадку літаком зручніше керувати за допомогою штурвальної колонки, яка зазвичай виконується подвійною. На рис. 65 зображена штурвальна колонка керування літаком. Подібних колонок на літаку дві: однією управляє командир корабля, іншою - другий пілот. Кожна колонка складається з дюралюмінієвої труби, головки штурвала та нижнього вузла - опори штурвальної колонки, в торцях якого закріплені шарикопідшипники. У нижній частині колонки є важіль, до якого приєднуються тяги керування кермом висоти.

Тяги керування елеронами з'єднані з гойдалками, встановленими на кронштейнах. На кожному штурвалі є кнопки керування зв'язкової радіостанції, увімкнення та відключення автопілота та натискний перемикач керування триммером керма висоти.

Для керування кермом напрямку призначені педалі, які бувають двох типів: що переміщаються у горизонтальній площині та переміщуються у вертикальній площині. При горизонтальному переміщенні педалі рухаються прямолінійними напрямними або на шарнірному паралелограмі, зібраному зі сталевих тонкостінних труб.

Паралелограм забезпечує прямолінійне переміщення педалей без їхнього повороту, що необхідно для зручного та невтомного положення ступні ноги пілота.

Педалі, що переміщаються у вертикальній площині, мають верхню або нижню підвіску. Положення педалей можна регулювати, підганяючи під зріст пілота. На рис. 66 зображено пульт ножного управління, який складається з трьох щік 1, між якими на штангах 2, з'єднаних з трубою 8, підвішені педалі 4. Кожна педаль спеціальним пальцем 6, що проходить всередині осі педалі, пов'язана з секторною гойдалкою 5. Верхня частина секторних качалок тягами 9 і 10 з'єднана з важелями горизонтальної труби 7. На трубі закріплений важіль 11, до якого приєднується тяга 12, що йде до керма повороту. При натисканні, наприклад, ліву педаль (від пілота) повернеться секторна гойдалка 5, яка через тягу 9 викличе поворот труби 7 проти годинникової стрілки. Цей рух у свою чергу через тягу 10 викликає поворот секторної гойдалки правої педалі в протилежний бік, тобто назад до пілоту. Пальці служать для регулювання педалей зростання пілота. Регулювання здійснюється наступним чином: пілот віджимає вбік важіль засувки 3 і тим самим виводить палець 6 із зачеплення із сектором 5. Пружина (на малюнку не показана) повертає педаль у бік пілота.

Проведення управління, як зазначалося, то, можливо гнучкою (рис. 67, а), жорсткої (рис. 67, б) чи змішаної.

Гнучка проводка управління виконується з тонких сталевих тросів, діаметр яких вибирається в залежності від навантаження, що діє, і не перевищує 8 мм. Так як троси можуть працювати тільки на розтяг, то керування кермами в такому випадку виконується за двопровідною схемою. Окремі ділянки тросів поєднуються за допомогою тандерів. Трос до тандерів та секторів кріпиться за допомогою коушів та запресовок (рис. 68). Для зменшення провисання тросів на прямолінійних ділянках служать зазвичай текстолітові напрямні, місцях перегину троса встановлюються ролики з кульковими підшипниками.

Жорстка проводка є системою жорстких тяг і качалок. Гойдалки є проміжними опорами проводки, які необхідні розподілу тяг на порівняно короткі ділянки. Чим коротше тяга, тим більше зусилля стиснення може сприйняти. З іншого боку, що більше роз'ємів у тяг, то більше вагу проводки.

Тяги мають трубчастий переріз, виготовляються з дюралюмінію та рідше зі сталі. З'єднання тяг між собою, а також з качалками здійснюється через наконечники з одним або двома вушками, в яких вмонтовані шарикопідшипники, що допускають перекіс між осями тяг. Окремі наконечники мають різьблення для можливого регулювання довжини проводки. Для підвищення надійності керування кожна тяга виконується іноді з двох труб, вставлених одна в одну. Основною трубою є зовнішня, але кожна труба окремо може повністю сприйняти все розрахункове навантаження, що припадає на цю тягу.

Системи керування з підсилювачами

Зі збільшенням швидкостей, розмірів та ваги літаків навантаження на поверхні управління збільшуються. Однак ці зусилля обмежуються фізичними можливостями пілота і не повинні перевищувати певних величин, оскільки можуть викликати втому при тривалому польоті у складних метеоумовах. Крім того, при великих зусиллях на органах управління (командних важелях) пілот не може діяти досить швидко, що погіршує маневреність літака. Утвердилася думка, що потужна аеродинамічна компенсація і, отже, ручне управління, тобто управління без підсилювачів літаком, можливі лише за швидкостях польоту, що відповідають числу М не більше 0,9.

Відмова від використання повітряного потоку для зменшення навантажень на органи управління (командні важелі) пілота вимагала встановлення на літаку достатньо потужного джерела допоміжної енергії. Таким джерелом у більшості випадків є літакова гідросистема, пристосована для живлення бустерів (гідропідсилювачів), що включені в систему управління літаком.

З появою управління, має гідропідсилювачі, відпали труднощі, пов'язані з аеродинамічною компенсацією кермів. Відпрацювання системи з гідропідсилювачами майже не вимагає льотних випробувань і здійснюється повністю на наземних стендах, що дає велику економію часу та коштів. Значно спрощується застосування автопілотів, оскільки за наявності у системі гідропідсилювачів можна зменшити потужність кермових машинок.

Деякі конструкції гідропідсилювачів дають можливість зменшити і навіть повністю усунути баланс ваги кермів. Однак застосування бустерів ускладнює конструкцію літака.

В даний час застосовуються два різновиди гідропідсилювачів: незворотні та оборотні. Необоротними називаються такі підсилювачі, в яких все навантаження, прикладене до вихідної ланки (наприклад, шарнірний момент керма), долається силовим вузлом і на ручку управління не передається. Для створення на ручці «почуття» керування здійснюється штучне навантаження ручки за допомогою спеціальних пристроїв. Найпростішими є пружини з лінійною залежністю зусилля від відхилення ручки. Однак такі пристрої рідко задовольняють пілотів, оскільки вони, створюючи на органах управління однакові зусилля як при мінімальній, так і при максимальній швидкості польоту, можуть стати причиною небезпечного перевантаження літака при маневрі.

Переважне поширення отримали навантажувальні автомати, створюють зусилля залежно від величини швидкісного натиску і відхилення поверхні управління. Такі навантажувальні автомати, а також деякі спеціальні навантажувальні пристрої у поєднанні з незворотними підсилювачами дозволяють вибрати найкращі характеристики керованості будь-якого літака.

Необоротні системи застосовуються в основному при великих навантаженнях на органах управління та в тих випадках, коли немає необхідності створювати на ручці відчуття навантаження виходу, як, наприклад, у разі керування переднім колесом літака.

На деяких літаках, зокрема на легенях, набули поширення оборотні системи управління, в яких забезпечується передача відомої частини аеродинамічних навантажень, що діють на кермі, на ручку управління. Подібне управління з пропорційною чутливістю на ручці управління зменшує можливість перевантаження конструкції при різних еволюціях літаків. Крім того, забезпечується без центруючих пристроїв та втручання пілота повернення вільних кермів у нейтральне положення, що має велике значення для збереження стійкості літака.

Зазвичай на реактивних літаках, обладнаних оборотною бустерною системою, природний градієнт зусиль на важелях управління виходить тільки в середній частині діапазону швидкостей: при великих швидкостях управління здається важким, а при малих - легким. Цей недолік усувається навантажувальним пристроєм.

Навантаження від шарнірного моменту може бути передано на ручку або за допомогою відповідної кінематики системи важеля зворотного зв'язку, або гідравлічним способом.

На рис. 71, а зображена одна із схем незворотного гідропідсилювача з двигуном (циліндром) прямолінійного руху. Переміщення ручки управління 1 викликає рух тяги 2, яка через важіль 3, що повертається щодо точки а, змістить золотник 4, що замикає шляхи підведення та зливу рідини, у бік відхилення ручки 1. В результаті рідина під тиском надійде у відповідну порожнину циліндра 6, буде переміщати його поршень 7 і відхиляти рульову поверхню 8. Переміщений золотник відкриває також канали для зливу рідини з неробочої порожнини циліндра 6. Якщо рух ручки 1 буде припинено, то точка стане нерухомою і переміщається поршень 7 через важіль 3 повідомить золотнику 4 переміщення, яке він отримував за відхилення ручки 1.

В результаті цього кількість рідини, що надходить в циліндр, буде зменшуватися доти, поки в середньому положенні золотника 4 надходження олії не припиниться і швидкість поршня дорівнює нулю. При зміщенні золотника у протилежний бік рух всіх елементів регулюючого пристрою відбуватиметься у протилежному напрямку.

Механічні упори 5, що обмежують максимальне відхилення золотника, зменшують максимальну помилку, яка може бути введена в систему. Якщо пілот спробує після того як буде обраний цей вільний хід зрушити важіль зі швидкістю, що перевищує максимальну швидкість штока, то зусилля, що розвивається ручкою, складається з зусиллям тиску рідини.

На рис. 71 б зображена схема оборотної системи управління кермом літака з гідравлічним навантаженням ручки управління. Гідравлічне навантаження ручки управління здійснюється за допомогою циліндра навантаження, поршень якого через механізм зворотного зв'язку впливає на ручку. Порожнини циліндра навантаження з'єднані з відповідними порожнинами основного силового циліндра: значення навантаження на ручку визначається площею поршня циліндра а, величиною тиску рідини і розмірами плечей n і k диференціального важеля зворотного зв'язку.

Для того щоб рідина, що знаходиться в силовому циліндрі підсилювача, не перешкоджала ручному управлінню, обидві порожнини циліндра повідомляються між собою через обвідний клапан. При найбільш небезпечних пошкодженнях, наприклад заїдання золотникового розподільника, підсилювач повинен автоматично відключатися від системи управління для запобігання її заклинювання.

Якщо відмова підсилювача відбудеться при такій еволюції літака, коли на кермі діє велике навантаження, то в момент переходу на ручне управління зусилля на важелях команд можуть перевершити зусилля пілота. Це призведе до довільного відхилення керма, в результаті якого літак може потрапити в небезпечні умови польоту, перш ніж кермо буде повернено в потрібне положення. Найкращим способом усунення такої небезпеки є безперервне балансування шарнірного моменту керма за допомогою автоматичного тримера, незалежно від того, увімкнений або вимкнений підсилювач. Для створення «почуття керування» система з автоматичним триммером повинна мати будь-який навантажувальний пристрій. Для зручності переходу з бустерного керування на ручне в сучасних оборотних системах прийнято ділити навантаження між пілотом та підсилювачем щодо 1:3.

З поширенням систем управління з підсилювачами у них з'явилися нові гідравлічні, електричні та складні механічні пристрої. Крім збільшеної конструктивної складності, управління тепер почало залежати від інших літакових систем. Виникли серйозні практичні труднощі у забезпеченні надійності управління.

Підвищення надійності системи підсилювачів досягається головним чином шляхом дублювання окремих елементів, можливість виходу яких з ладу найімовірніша, а також шляхом повного дублювання підсилювальних установок. Підсилювачі постачаються пристроями для локалізації пошкоджених агрегатів з автоматичним перемиканням їх на справні резервні агрегати. Одночасно покращуються аварійні системи переходу на ручне керування у разі повної відмови системи. Застосовується також секціювання поверхонь управління з приводом кожної секції від автономної установки бустера.

Незважаючи на ряд покращень у системах управління з підсилювачами, застосування дубльованих гідросистем, перевага щодо надійності та ваги ще залишається за ручною системою управління з аеродинамічною компенсацією. Тому при проектуванні нового літака з помірною швидкістю (околозвуковий) польоту дуже важливим є правильний вибір системи управління. Особливе значення має для пасажирських літаків. Багато сучасних пасажирських літаків мають ручне управління. Звичайне ручне керування з тросовою та жорсткою проводкою можна використовувати до чисел М = 0,9 навіть на літаках великої вантажопідйомності за умови застосування внутрішньої аеродинамічної компенсації або пружинних сервокомпенсаторів. Однак на практиці для керування у всьому діапазоні швидкостей польоту необхідні деякі додаткові пристрої: допоміжні елерони або інтерцептори для покращення поперечної керованості при малих швидкостях польоту;

керований стабілізатор для збереження поздовжньої стійкості та парування зміни поздовжнього нахилу літака при великих числах М.

Підвищення економічності транспортних літаків в даний час досягається збільшенням розмірів літака та його злітної ваги, який вже зараз наближається до 450 Т. Слід зазначити, що моменти, створювані поверхнями управління зі збільшенням ваги літака, стають все менш ефективними порівняно з моментами інерції конструкції, тому реакція літака на відхилення поверхонь управління стає неприйнятно малою. У зв'язку з цим очікується у майбутньому докорінних змін методів управління великими літаками.

Використовувана література: "Основи авіації" Автори: Г.А. Нікітін, Є.А. Баканів

Завантажити реферат: У вас немає доступу до завантаження файлів з нашого сервера.

МІНІСТЕРСТВО ТРАНСПОРТУ РОСІЙСЬКОЇ ФЕДЕРАЦІЇ

ДЕРЖАВНА СЛУЖБА ЦИВІЛЬНОЇ АВІАЦІЇ

УЛЬЯНІВСЬКЕ ВИЩЕ АВІАЦІЙНЕ УЧИЛИЩЕ

ЦИВІЛЬНОЇ АВІАЦІЇ (ІНСТИТУТ)

Кафедра конструкції та експлуатації повітряних суден

з дисципліни "Основи теорії авіаційних ергатичних систем"

Тема: «Аналіз принципової схеми та алгоритмів

експлуатації ергатичної системи керування літаком B737NG»

Виконав: курсант гр. П-10-6

Нагуманов І.І.

Перевірив: к.т.н., доцент

Корнєєв В.М.

Ульяновськ 2014

Призначення системи керування літаком

Склад системи керування літаком B737NG

Опис принципових схем та алгоритми експлуатації системи керування B737NG

1. Література

1. Призначення системи керування Boeing 737ng

Сукупність бортових пристроїв, які забезпечують керування рухом літака, називають системою керування літаком. Оскільки процес керування літаком здійснюється пілотом, що знаходиться в кабіні екіпажу, а елерони і керма знаходяться на крилі та хвостовому оперенні, між цими ділянками має бути конструктивний зв'язок. Вона має забезпечити високу надійність, легкість та ефективність управління положенням літака. До системи основного управління літаком відносяться: елерони, кермо висоти та кермо напряму. Елементи керування літаком керуються дубльованою гідросистемою; гідросистема A та гідросистема B. Кожна окремо взята система може керувати всіма основними елементами управління літака. Елерони та кермо висоти може керуватися вручну за допомогою механічної проводки. Кермо напряму може керуватися резервною гідравлічною системою.

Елементи системи допоміжного управління (закрилки, предкрилки, спойлери) керуються гідросистемою B, а разі її відмови – резервної гідросистемою чи електрично.

1. Склад системи керування літаком Boeing 737ng

Пілоти впливають на систему керування літаком за допомогою наступних елементів:

Дві штурвальні колонки

Два штурвальні колеса

Дві пари педалей

Важіль інтерцепторів

Важіль керування закрилками

Вимикачі тримера стабілізатора

Перемикач пересилювання тримера стабілізатора

Перемикачі тримера стабілізатора

Колесо тримера стабілізатора

Перемикачі тримера елеронів

Перемикач тримера РН

Перемикачі демпфера нишпорення

Перемикачі системи керування

Перемикач спойлерів

Дублюючий важіль керування закрилками

Аеродинамічні керуючі поверхні В-737NG

Елементи системи керування:

Інтерцептори-елерони

Передкрилки Крюгера

Висувні передкрилки

1. Закрилки

   Гальмівні інтерцептори

   Кермо напряму

   Стабілізатор

   Кермо висоти

   Сервокомпенсатор РВ

3. Опис принципових схем та алгоритми експлуатації системи управління Boeing 737ng

З хема управління літака за креном

Управління по крену здійснюється за допомогою гідравлічно керованими елеронами та інтерцепторами. Пілот керує ними за допомогою штурвального колеса.

Обидва штурвальні колеса з'єднані між собою механічною проводкою, для забезпечення механічного зв'язку з двома роздільними блоками управління гідропідсилювачів. Гідросистеми A і B забезпечують тиском два гідропідсилювачі. Два перемикачі на панелі Flight Control контролюють положення клапанів відсічення подачі гідравлічної рідини для кожного елерону. Ці перемикачі також контролюють подачу тиску для керма висоти та керма напряму.

Ліва та права секції елеронів з'єднані разом тросовою проводкою. У разі повної відмови гідросистеми, керування елеронами здійснюється механічно. Якщо система керування елеронами заклинила, то механізм зв'язку штурвалів (aileron transfer mechanism) дозволяє другому пілоту керувати літак по крену за допомогою інтерцепторів, в обхід системи керування елеронами.

Механізм зв'язку штурвалів, по зусиллям на штурвалах КВС і Другого Пілота, визначає яка система заклинила (управління елеронами чи інтерцепторами), і якого штурвального колеса (КВС чи ВП) може забезпечуватися контроль літака по крену.

Рульовий привід елеронів з'єднаний тросовою проводкою з лівою колонкою штурвальної через завантажувальний механізм (aileron feel and centering unit). Даний пристрій імітує аеродинамічне навантаження на елеронах, при працюючому рульовому приводі, а також зміщує положення нульових зусиль (механізм тримерного ефекту). Користуватися механізмом тримерного ефекту елеронів можна тільки при відключеному автопілоті, оскільки автопілот керує кермовим приводом безпосередньо, і пересилатиме будь-які переміщення завантажувального механізму. Натомість у момент відключення автопілота ці зусилля одразу ж передадуться на проведення управління, що призведе до несподіваного кренення літака. Для керування механізмом тримірного ефекту встановлено два перемикачі. Один з них визначає бік усунення нейтралі, а другий включає живлення електродвигуна. Тримування відбудеться лише при натисканні на обидва перемикачі одночасно.

Гідавлічні системи А і В керують різними секціями інтерцептори на кожному крилі, для недопущення дисбалансу у разі відмови однієї з систем.

Інтерцептори активуються при повороті штурвала на 10 і більше.

Механізм керування інтерцепторами (spoiler mixer) з'єднаний механічно з системою керування елеронами та керує гідропідсилювачами інтерцепторів, для їх відхилення пропорційно відхиленню елеронів.

Управління літака з тангажу

Штурвальні колонки з'єднані між собою через механізм зв'язку штурвалів, який дозволяє керувати кермом висоти, якщо частина системи управління РВ заклинила. Так само штурвальні колонки з'єднані тросовою проводкою з гідропідсилювачами РВ. Гідроприводи керма висоти живляться від гідросистем А та В.

Автопілот передає сигнал кабелю на завантажувальний механізм РВ (elevator feel and centering unit). Цей сигнал разом з інформацією про положення стабілізатора, тиск у гідросистемі та параметрами з ПВД передається в обчислювач гідравлічного імітатора аеродинамічного навантаження (feel elevator computer), який переміщує стабілізатор на необхідний кут.

Завантажувач штурвалу (feel and centering unit) штучно створює зусилля на штурвальних колонках.

СВС передає інформацію про повітряну швидкість на FCC (обчислювач системи управління). FCC у свою чергу передає сигнал на механізм системи Mach trim (система покращення стійкості за швидкістю на великих числах М), який керує завантажувальним механізмом (elevator feel and centering unit), для зміни положення РВ.

Стабілізатор керується електродвигунами тримування: один з них керується вручну від перемикачів на штурвалах, другий від автопілота. На NG електродвигун один, а керується він від штурвала чи автопілотом незалежними каналами.

Також забезпечено механічний зв'язок зі стабілізатором за допомогою колеса керування та тросової проводки. На випадок заклинювання будь-якого електродвигуна передбачена муфта, що роз'єднує проводку управління стабілізатором від електродвигунів. Щоб спрацювала муфта, треба докласти зусилля до колеса керування і зробити приблизно півоберта.

Режим OVERRIDE необхідно використовувати при заклиненні проводки кермом висоти, щоб керувати літаком по тангажу за допомогою тільки одного стабілізатора.

Система покращення стійкості за швидкістю на малих швидкостях

(Speed ​​Trim System) керує стабілізатором за допомогою сервоприводу автопілота для забезпечення стійкості швидкості. Її спрацьовування можливе невдовзі після зльоту або під час другого кола. Умовами, що сприяють спрацьовуванню, є мала вага, заднє центрування та високий режим роботи двигунів. Працює лише при відключеному автопілоті.

Управління літака по нишпоренню

Переміщення педалей управління тросовою проводкою передаються на вертикально розташовану трубу (torque tube) в кілі літака. Обертання цієї труби через тяги зв'язку передається на головний кермовий привід (main PCU) і резервний кермовий привід (standby PCU). До цієї труби знизу прикріплений завантажувач педалей (feel and centering unit), який імітує аеродинамічний навантаження на педалях і забезпечує фіксоване положення керма напрямку при роботі рульового приводу.

Головний кермовий привід працює від гідросистем А та В. Резервний привід живиться від резервної (standby) гідросистеми. Робота будь-якої з трьох гідросистем повністю забезпечує колійне керування. У головний кермовий привід вбудований виконавчий механізм демпфера рискання. Він запитаний від гідросистеми Ст.

Система зв'язку штурвального колеса з кермом напрямку

Система, що автоматично відхиляє кермо напрямку при відхиленні командирського штурвального колеса по крену WTRIS (wheel to rudder interconnect system). Ця система включається в роботу, коли обидва перемикачі FLT CONTROL знаходяться в положенні STB RUD і включені YAW DAMPER, тобто коли літак управляється вручну м'язовими зусиллями пілотів. При цьому резервний кермовий привід відхиляє кермо напряму для полегшення керування літаком по крену.

Система WTRIS працює лише за кількості М менше 0,4. У проміжку чисел М від 03 до 04 ефективність системи зменшується від 1 до нуля. Максимальний кут відхилення керма напряму від системи WTRIS: 2° – закрилки прибрані, 2,5° – закрилки випущені.

Схема управління кермом напряму

З
істема управління спойлерами

Секції інтерцепторів-елеронів запитані симетрично від гідросистем А та В. Тому при відмові однієї з них ефективність інтерцепторів в управлінні літаком по крену зменшується вдвічі.

Секції гальмівних інтерцепторів запитані від гідросистеми А. Цим пояснюється парадокс, що при відмові гідросистеми А та посадкових закрилках 40 потрібна посадкова дистанція більша, ніж при відмові гідросистеми В та посадкових закрилках 15.

Система управління закрилками

Електронна система управління закрилками/передкрилками дозволяє контролювати аеродинамічні навантаження, що діють на закрилки. Система приводиться в дію автоматично за випущених закрилок у положеннях 30 і 40 градусів. При цьому важіль управління закрилками не переміщається під час автоматичного прибирання та довипуску закрилків.

Система керування механізацією крила

Передкрилки живляться від гідравлічної системи В. Кран керування передкрилками знаходиться біля приводу закрилків, таким чином закрилки та передкрилки управляються спільно. У разі відмови гідросистеми, закрилки і передкрилки випускаються в крайнє положення за допомогою запасної гідравлічної системи. У цьому випадку необхідно перемикач Alternate Flaps встановити у положення Down. Закрилки Крюгера не випускаються від запасної гідравлічної системи.