Рулем высоты и элеронами управляют при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка представляет собой вертикальный неравноплечий рычаг с двумя степенями свободы, т. е. поворачивающийся вокруг двух взаимно перпендикулярных осей. При движении ручки вперед и назад отклоняется руль высоты, при перемещении ручки влево и вправо (поворот вокруг оси а - а) отклоняются элероны. Независимость действия руля высоты и элеронов достигается размещением шарнира О на оси а - а.

На тяжелых самолетах вследствие большой площади рулей высоты и элеронов увеличиваются нагрузки, потребные для отклонения рулей. В этом случае самолетом удобнее управлять с помощью штурвальной колонки. Подобных колонок на самолете две: одной управляет командир корабля, другой - второй пилот. Каждая колонка состоит из дюралюминиевой трубы, головки штурвала и нижнего узла - опоры штурвальной колонки, в торцах которого заделаны шарикоподшипники. В нижней части колонки имеется рычаг, к которому присоединены тяги управления рулем высоты. Тяги управления элеронами соединены с качалками, установленными на кронштейнах. На каждом штурвале установлены кнопки управления связной радиостанцией, включения и отключения автопилота, самолетного переговорного устройства и нажимные переключатель управления триммером руля высоты.

Для управления рулем направления предназначены педали двух типов: перемещающиеся в горизонтальной плоскости и перемещающиеся в вертикальной плоскости. Педали в горизонтальной плоскости перемещаются по прямолинейным направляющими или на шарнирном параллелограмме, собранном из стальник тонкостенных труб. Параллелограмм обеспечивает прямолинейно перемещение педалей без их поворота, что необходимо для удобного и неутомительного положения ступни ноги пилота. Педали перемещающиеся в вертикальной плоскости, имеют верхнюю или, нижнюю подвеску. Положение педалей можно регулировать, подгоняя под рост пилота.

Пульт ножного управления состоит из трех щек Щ между которыми на штангах 11, соединенных с трубой 8, подвеше-’ ны педали 6. Каждая педаль пальцем 13, проходящим внутри оса- педали, связана с секторной качалкой 5. Верхняя часть секторных-; качалок тягами 4 и 3 соединена с рычагами горизонтальной трубы 2. На трубе 2 закреплен рычаг 7, к которому присоединена тяга /, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левукх педаль (оттшлота), повернется секторная качалка 5, которая через тягу 3 вызовет поворот трубы 2 против часовой стрелки. Это движение в свою очередь через тягу 4 вызовет поворот секторной качалки правой педали в противоположную сторону. Пальцы служат для регулировки педалей по росту пилота. Регулирование выпол-няют следующим образом: пилот отжимает вбок рычаг защелки 12 и тем самым выводит палец 13 из зацепления с сектором 5. Пружина (на рисунке не показана) поворачивает педаль в сторону пилота.

Проводка управления может быть гибкой, жесткой либо смешанной.

Гибкая проводка управления выполняется из тонких стальных тросов, диаметр которых выбирается в зависимости от действующей нагрузки и не превышает 8 мм. Так как тросы могут работать только на растяжение, то управление рулями в таком случае выполняется по двухпроводной схеме. Отдельные участки тросов соединяются тандерами. Трос к тандерам и секторам крепится коушами. Для уменьшения провисания тросов на прямолинейных участках используют текстолитовые направляющие, в местах перегиба троса устанавливают ролики с шариковыми подшипниками.

Жесткая проводка представляет собой систему жестких тяг и качалок. Качалки служат промежуточными опорами, которые необходимы для деления тяг на сравнительно короткие участки. Чем короче тяга, тем меньше вероятность вибраций. Но чем больше разъемов у тяг, тем больше масса проводки.

Тяги 4 имеют трубчатое сечение, изготавливаются из дюралк| миния, реже из стали. Тяги между собой; а также с качалками coli диняются наконечниками 5 (рис. 9.6Ус одним или двумя ушкам! в которые вмонтированы шарикоподшипники, допускающие перекс между осями тяг. Отдельные наконечники имеют резьбу для вОа^ можной регулировки длины проводки. Для повышения надежное! управления каждая тяга иногда выполняется из двух труб, встав)

ленных одна в другую. Основная труба - наружная, внутренняя - дублер основной. Каждая труба в отдельности может полностью воспринять расчетную нагрузку, приходящуюся на эту тягу. Достоинства жесткой проводки следующие: отсутствие вытяжки проводки при эксплуатации, что исключает возможность образования люфтов; малые силы трения; высокая живучесть. Недостатки жесткой проводки по сравнению с гибкой - большая масса и потребность в значительных объемах для ее размещения. Гибкую проводку не следует применять при передаче больших усилий, а также в тех случаях, когда от управления требуется большая точность исполнения.

Для поддержания тросов управления и изменения их направления применяют ролики 1, которые прессуют из текстолита-крошки и для уменьшения трения монтируют на шарикоподшипниках. Кронштейны 2 крепления роликов обычно литые из магниевых сплавов.

Тяги жесткой проводки 2 монтируют на качалках 1 и роликовых направляющих 3. Качалки служат для изменения направления движения (рис. 9.7, а), а также для изменения усилий в тягах. Все качалки имеют шарикоподшипники, обычно допускающие незначительный перекос колец. Подобные подшипники исключают возможность заеданий от перекосов при неточностях монтажа или деформациях самолета.

На участках, где тяги совершают прямолинейное движение, устанавливают роликовые направляющие. Больше двух роликовых направляющих на одной тяге ставить нельзя, так как при деформациях самолета это приводит к заеданию проводки. Направляющие имеют фланцы крепления к фюзеляжу. В ушки направляющих, расположенных под углом 120° друг относительно друга, вмонтированы три шарикоподшипника, на наружные кольца которых напрессованы бандажные втулки. Между этими подшипниками и перемещается тяга. Управление механизацией крыла осуществляется или приводом с механической трансмиссией, или силовыми цилиндрами гидросистемы самолета. При механической трансмиссии поверхности управления перемещаются винтовыми механизмами, вращение которых от привода передается через угловые редукторы вращающимися валами.

Каждая секция закрылка, интерцептора и другой отклоняющейся поверхности перемещается двумя винтовыми механизмами и силовыми цилиндрами. Приводом пилот управляет дистанционно с помощью механической (тросовой) или электрической проводки.

Для защиты трансмиссии от перегрузки в нее включают ограничители крутящих моментов и эластичные муфты. По концам трансмиссии устанавливают датчики асимметрии поверхности управления. Асимметричное перемещение, например в случае обрыва вала трансмиссии, может привести к крену самолета, который с помощью элеронов не всегда можно парировать. Система защиты от асимметрии сравнивает положение левых и правых поверхностей управления и при наличии разности отклонения выше допустимой прерывает цепь управления приводами. Валы трансмиссии пустотелые имеют промежуточные опоры, гермовыводы в местах выхода из фюзеляжа в крыле, карданные соединения для компенсации точностей сборки и отклонения осей систему управления механизацией входит также система сигнализации и контроля положение

ТЕМА 2: Система управления самолета

Управление самолетом

2.1. Назначение и состав систем управления самолетом

Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления самолетом. Поскольку процесс управления самолетом осуществляется пилотом, находящимся в кабине экипажа, а элероны и рули находятся на крыле и хвостовом оперении, между этими участками должна быть конструктивная связь. Она должна обеспечить высокую надежность, легкость и эффективность управления положением самолета.

Очевидно, что при отклонении управляющих поверхностей, действующее на них усилие возрастает. Однако это не должно привести к недопустимому увеличению усилий на рычагах управления.

Система управления самолетом может быть неавтоматической, полуавтоматической или автоматической. Если процесс управления осуществляется непосредственно пилотом, т.е. пилот посредством мускульной силы приводит в действие органы управления и устройства, обеспечивающие создание и изменение управляющих движением самолета сил и моментов, то система управления называется неавтоматической (прямое управление самолетом).

Неавтоматизированные системы могут быть механическими и гидромеханическими (см. рис. 6.1). Механические системы - это первые самолётные системы, на базе которых созданы все современные комплексные системы основного управления. Балансировка и управление здесь осуществляются непосредственно мускульной силой экипажа в течение всего полёта.

Рис.6.1. Неавтоматизированные механическая (а) и гидромеханическая (б) системы основного управления самолетом: 1 – командный рычаг; 2 – тяга проводки управления; 3 – качалка или роликовая направляющая; 4 – балансир массы проводки управления;

5 – двуплечая качалка, компенсирующая температурные изменения длины гермоотсека фюзеляжа; 6 – кронштейн навески руля; 7 – рычаг управления руля;

8 – двуплечий рычаг; 9 – пружинный загружатель командного рычага; 10 – механизм триммирования (снятия нагрузки); 11 – рулевой привод; 12 – гидравлический золотник; 13 – гидроцилиндр

На самолётах ГА основное управление осуществляется двумя пилотами с помощью двойных командных рычагов, механической проводки управления, кинематических устройств, регулирующих перемещения и усилия, и поверхностей управления.

Если процесс управления осуществляется пилотом через механизмы и устройства, обеспечивающие и улучшающие качество процесса управления, то система управления называется полуавтоматической. Если создание и изменение управляющих сил и моментов осуществляется комплексом автоматических устройств, а роль пилота сводится к контролю за ними, то система управления называется автоматической. На большинстве современных скоростных самолетов применяются полуавтоматические и автоматические системы управления.

Комплекс бортовых систем и устройств, которые дают возможность пилоту приводить в действие органы управления самолетом для изменения режима полета или для балансировки самолета на заданном режиме, называют системой основного управления самолетом (руль высоты, руль направления, элероны, переставной стабилизатор).

Устройства, обеспечивающие управление дополнительными элементами управления (закрылки, предкрылки, спойлеры) называют вспомогательным управлением или механизацией крыла.

В систему основного управления самолетом входят:

а) командные рычаги, на которые непосредственно воздействует пилот, прикладывая к ним усилия и перемещая их;

б) проводка управления, соединяющая командные рычаги с элементами систем основного управления;

в) специальные механизмы, автоматические и исполнительные устройства.

Отклоняя штурвальную колонку на себя или от себя, пилот осуществляет продольное управление самолетом, т.е. изменяет угол тангажа, отклоняя руль высоты или управляемый стабилизатор. Поворачивая штурвал вправо или влево, пилот, отклоняя элероны, осуществляет поперечное управление, накреняя самолет в нужную сторону. Для отклонения руля направления пилот воздействует на педали. Педали используются также для управления передней опорой шасси при движении самолета по земле.

Пилот является важнейшим звеном в неавтоматической и полуавтоматической системах управления. Он воспринимает и перерабатывает информацию о положении самолета, действующих перегрузках, положении рулей, вырабатывает решение и создает управляющее воздействие на командные рычаги.

Основное управление самолетом должно удовлетворять следующим требованиям:

1. При управлении самолетом движения рук и ног пилота для отклонения командных рычагов должны соответствовать естественным рефлексам человека при сохранении равновесия. Перемещение пилотом командного рычага в определенном направлении должно вызывать нужное перемещение самолета в том же направлении.

2. Реакция самолета на отклонение командных рычагов должна иметь незначительное запаздывание, определяемое условиями устойчивости контура управления ";пилот-самолет";.

3. При отклонении органов управления (рулей, элеронов и др.) усилия на командных рычагах должны возрастать плавно, быть направлены в сторону, противоположную движению командных рычагов (препятствовать перемещению их пилотом), а величина усилий должна согласовываться с режимом полета самолета. Последнее необходимо для обеспечения пилоту ";чувства управления"; самолетом, способствующего пилотированию самолета. Предельные усилия на командных рычагах должны соответствовать физическим возможностям пилота.

4. Должна быть обеспечена независимость действия рулей: отклонение, например, руля высоты не должно вызывать отклонения элеронов, и наоборот.

5. Углы отклонения рулевых поверхностей должны обеспечивать возможность полета самолета на всех требуемых полетных и посадочных режимах, причем должен быть предусмотрен некоторый запас отклонения рулей.

2.2. Особенности конструкции систем управления самолетом

Основными конструктивными элементами систем управления являются командные рычаги, проводка управления и различные агрегаты (бустеры, механизмы загрузки и т.п.).

Проводка управления предназначена для передачи усилий с командных рычагов на управляемые поверхности. Проводка управления может быть выполнена гибкой или жесткой.

Рис.6.2. Схема действия триммера: 1 – электромеханизм; 2 - триммер

При длительном полете самолета с отклоненными рулями для снятия усилий с командных рычагов применяются триммеры, которые представляют собой дополнительную рулевую поверхность, устанавливаемую на задней части основного руля. Триммеры отклоняются на необходимые для снятия усилий углы по желанию пилота. Это обеспечивается специальной механической проводкой из кабины экипажа к триммерам или при помощи управляемых из кабины экипажа электромеханизмов (см. рис. 6.2.).

Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на командные рычаги, можно уменьшить до сколько угодно малой величины. Компенсирующий момент от триммера, противодействующий шарнирному моменту, возникает вследствие большого плеча силы, приложенной к триммеру, хотя сама сила и невелика.

Шарнирный момент руля можно уменьшить, применяя аэродинамическую компенсацию, т.е. создавая с помощью аэродинамической силы носового участка руля момент, противоположный моменту от силы хвостового участка (см. рис. 6.3.). Наиболее широкое распространение получила осевая аэродинамическая компенсация - смещение оси вращения руля от его передней кромки. Центр давления аэродинамической силы руля лежит приблизительно на 1/3 его хорды. Если ось вращения руля приблизить к линии центра давления, то тем самым уменьшится плечо аэродинамической силы. Уменьшение плеча дает уменьшение шарнирного момента руля, а следовательно, уменьшает нагрузку на рычаг управления рулем.

Иногда аэродинамический компенсатор представляет собой часть рулевой поверхности, вынесенной вперед только у края руля, а не по всей длине (см. рис. 6.4.). Такая разновидность осевой аэродинамической компенсации получила название роговой и применяется на легких нескоростных самолетах.

На элеронах применяется также и так называемая внутренняя аэродинамическая компенсация. Компенсатор находится в пространстве за задним лонжероном крыла и соединен с ним герметичной гибкой перегородкой. Разность давлений, действующих на компенсатор, создает необходимый эффект. Внутренний компенсатор не выходит в поток и не увеличивает сопротивление.

Схема сервокомпенсатора (флетнера): 1 – тяга управления рулем;

2 – руль; 3 - сервокомпенсатор

Наряду с осевой компенсацией, применяются сервокомпенсаторы (или флетнеры). Принцип действия его подобен действию триммера. В то же время между ними имеется существенное различие. Если триммер отклоняется только по командам пилота и отклонение руля не вызывает поворота триммера, то сервокомпенсатор при помощи четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля. Иногда используются триммеры - флетнеры - это флетнеры, длина жесткой тяги которых может изменяться с помощью электрического привода, и поэтому они могут работать и как триммер, и как сервокомпенсатор.

Считается, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т.е. управление самолетом без усилителей, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не более 0,9. Поэтому в систему управления скоростного самолета включают специальные механизмы и приводы, позволяющие преодолеть эти затруднения.

На тяжелых неманёвренных самолётах, имеющих большой диапазон эксплуатационных центровок и высокую механизацию крыла, для обеспечения балансировки возникает необходимость дискретно-переставляемого или триммируемого стабилизатора. Дискретно-переставляемый стабилизатор - это переставной стабилизатор, отклоняемый пилотом или автоматически на фиксированные углы. Триммируемый стабилизатор используется для продольной балансировки самолёта и снятия усилий с рычага управления. Такой стабилизатор отклоняется пилотом в пределах рабочего диапазона нажатием специальной кнопки управления. Скорость отклонения триммируемого стабилизатора небольшая: 0,3-0,5 град./с. Применение триммируемого стабилизатора для балансировки самолёта позволяет на всех режимах полёта использовать весь диапазон возможных углов отклонения руля высоты для манёвра и парирования возмущений, что повышает безопасность полёта и расширяет эксплуатационные возможности самолёта. Вследствие этого такая схема управления продольным движением получала наибольшее распространение на пассажирских самолётах.

2.3. Рычаги управления самолетом

На современных самолетах гражданской авиации управление разделяется на две группы - ручное и ножное.

Ручное управление применяют для воздействия на элероны и руль высоты (см. рис. 6.6.). Командным рычагом в системах управления средних и тяжелых самолетов является штурвальная колонка. Для легких самолетов может быть применена ручка.

Движение штурвала влево (против часовой стрелки) приведет к образованию левого крена. Соответственно поворот штурвала вправо (по часовой стрелке) вызовет появление правого крена.

";Дача штурвала от себя"; вызовет снижение, пикирование самолета. И, наоборот, при перемещении штурвала ";на себя"; самолет будет подниматься, кабрировать. Независимо от конкретного конструктивного исполнения на всех самолетах определенное движение штурвала или ручки вызовет эволюцию самолета одинакового характера.

Ножное управление предназначено для управления рулем направления. ";Дача правой ноги"; вперед приведет к правому развороту.

Таким образом, конструкция управления предусматривает, чтобы изменение положения самолета в пространстве соответствовало естественным рефлексам человека.

На средних и тяжелых самолетах устанавливают спаренные командные рычаги для двух пилотов: левого и правого. В длительном полете, в сложных условиях один пилот будет перегружен. К тому же, если один из них по каким-либо причинам (например, по болезни) не сможет осуществлять управление, второй заменит его. Командные рычаги конструктивно связаны друг с другом, их движения абсолютно синхронны и одинаково воздействуют на управляющие поверхности.

Максимальные усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования самолёта не должны превышать по абсолютной величине:

35 кгс - в продольном управлении;

20 кгс - в поперечном управлении;

70 кгс - в путевом управлении.

На продолжительных режимах полета обеспечивается балансировка самолёта по усилиям. Максимальные кратковременные (не более 30 с) усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования самолёта при возникновении маловероятных отказных состояний, не должны превышать:

50 кгс - в продольном управлении;

30 кгс - в поперечном управлении;

90 кгс - в путевом управлении.

Уменьшить усилие можно с помощью аэродинамической компенсации, например триммеров. Однако в системе управления могут возникнуть значительные усилия, превышающие возможности человеческого организма. В этих случаях в систему управления включают усилители. Например, гидравлические. Особенно это необходимо для сверхзвуковых самолетов, у которых при преодолении звукового барьера возникают значительные усилия.

Усилители, установленные в системе управления, называются бустерами. Бустеры располагают возможно ближе к управляющим поверхностям, чтобы сократить длину и массу конструктивных элементов цепи управления. Бустерное управление обычно разделяют на две схемы: обратимую и необратимую. В обратимой схеме усилия на рычагах управления пропорциональны величине шарнирного момента управляющей поверхности. В этом случае большая часть усилия воспринимается бустером и только небольшая часть усилия необходимого для отклонения рулей, передается на рычаг управления. В необратимой схеме все усилие, необходимое для отклонения управляющей поверхности, создается бустером. Здесь пилот не будет ощущать на командных рычагах управления никакого усилия и не ощутит изменения режима полета по нагрузке на рычаге управления. Считается естественным, что ручка управления оказывает сопротивление перемещению. Для создания такого эффекта в необратимых схемах предусматривают загружатели различных конструкций.

В конструкциях современных самолетов, когда неизмеримо возросли требования к экономичности полета, непосредственное управление полетом с использованием мускульной силы пилота не может обеспечить выбор наивыгоднейшего режима в каждый момент времени. Изменяющиеся условия (направление ветра, восходящие и нисходящие потоки воздуха, климатические изменения) требуют мгновенного принятия решения и соответствующих действий, особенно в условиях скоростного полета. Это может быть выполнено только быстродействующей ЭВМ. Поэтому на современных самолетах устанавливают автоматизированные системы управления. Основными составляющими таких систем являются автопилоты, управляемые бортовыми ЭВМ. Задачу обеспечения достаточной надежности систем управления конструкторы решают, создавая две или три независимые системы управления агрегатом. При отказе одной из систем вступает в действие вторая и т.д. В системах управления самолетами новых поколений механическая передача усилий пилота к управляющим поверхностям не применяется, элероны и рули соединены с исполнительными механизмами (например, рулевыми агрегатами), управление которыми пилот осуществляет дистанционно с помощью электрических сигналов.

2.3.1. Проводка управления

Проводка управления связывает командные рычаги непосредственно с рулями или гидроусилителями рулей. К ней подключаются исполнительные механизмы систем автоматического управления. Конструкция проводки управления может быть гибкой, жесткой и смешанной.

Гибкая проводка состоит из тросов, роликов, качалок, секторов и других деталей. В этом случае все усилия в системе управления передаются с помощью тросов - стальных канатов, свитых из прядей проволоки. В самолетостроении применяют прочные, гибкие тросы с большим сроком службы, не подвергающиеся коррозии. Перед установкой на самолет трос предварительно вытягивают под нагрузкой, составляющей около 50% разрушающей. Это делается для того, чтобы избежать вытяжки троса в процессе работы. Вытяжка троса от растягивающих усилий в процессе работы может привести к ослаблению троса и нарушению управления самолетом.

Трос вытягивается в процессе эксплуатации под нагрузкой и нуждается во внимательном уходе, контроле и смене из-за износа. Вследствие различного теплового удлинения стального троса и дюралевой конструкции самолета гибкая проводка дополнительно нагружается. Необходимо устанавливать элементы автоматического регулирования натяжения тросов.

Для обеспечения достаточной долговечности тросов желательно, чтобы действующие в тросе при управлении самолетом усилия составляли не более 10% от усилия, разрушающего трос.

Тросы проходят вдоль каркаса самолета, выходя при этом из гермокабины или входя в нее. Для обеспечения герметичности в местах прохода троса через перегородки устанавливают гермоузлы различной конструкции.

Жесткая проводка состоит из тяг, качалок, рычагов, валов, направляющих устройств и кронштейнов. Так как тяги могут работать на растяжение и на сжатие, то для обеспечения управления достаточно одной линии тяг (т.е. жесткая проводка - однопроводна).

В системе управления встречаются случаи, когда управляющие поверхности должны отклоняться на различные углы. Например, руль высоты и элероны должны отклоняться на разные углы вверх и вниз, поскольку при их отклонении возникают разные усилия от действия воздушных потоков. Схема управления, при которой отклонение командных рычагов на один и тот же угол в разные стороны приводит к неодинаковым отклонениям управляющих поверхностей, называется дифференциальной.

На практике с целью компенсации недостатков обеих систем чаще всего используют смешанную проводку управления в виде сочетания жесткой и гибкой проводок.

Важным устройством в системе проводки управления на современных самолетах являются выводы тяг и тросов из герметических кабин и отсеков. Обычно это делается с помощью специальных коробок герметизации, в которых поступательное движение тяг преобразуется с помощью качалок-рычагов во вращательное, а поворачивающиеся валы легко герметизируются с помощью кольцевых уплотнений.

Если самолёт имеет устройство для стопорения рулей и элеронов при стоянке его на земле, в конструкции предусматриваются специальные механизмы, исключающие вылет самолёта с застопоренными рулями и элеронами. В случае применения внешних устройств стопорения (струбцин) перед вылетом самолёта необходимо убедиться в их снятии. На самолётах с необратимым бустерным управлением демпфирование рулевых поверхностей при ветровых возмущениях на стоянке обеспечивается силовыми приводами.

С ростом скоростей полета интенсивно увеличиваются усилия, потребные для отклонения рулевых поверхностей. Пилот, летящий на самолете с непосредственным, не автоматическим управлением, замечает это по значительному возрастанию усилий, требуемых для отклонения командных рычагов. На больших скоростях и высотах значительно изменяются углы отклонения рулей, потребные для балансировки самолета. С ростом скорости полета они уменьшаются, а с ростом высоты полета - увеличиваются.Всистему управления скоростного самолета включают гидроусилители, представляющие собой гидравлическую следящую систему. Гидроусилитель состоит из исполнительного механизма - силового цилиндра двойного действия и распределительного, следящего механизма, чаще всего золотникового типа. Отклоняя командные рычаги, пилот воздействует на связанный с ними проводкой управления золотник, для отклонения которого требуются незначительные усилия. Золотник распределяет поток жидкости, подаваемой под большим давлением, направляя его в ту или иную полость силового цилиндра. Рабочий ход золотника, необходимый для перепуска жидкости обычно очень невелик и измеряется несколькими миллиметрами. Поэтому практически сразу после начала перемещения пилотом командного рычага начинает перемещаться и исполнительный шток гидроусилителя. Исполнительный шток силового цилиндра непосредственно или через промежуточные элементы проводки отклоняет рулевую поверхность, которую обслуживает данный гидроусилитель.

2.3.2. Стопорение рулей и элеронов

Во время стоянки на земле рули и элероны стопорятся с целью исключения их колебаний от ветровых нагрузок.

Чаще всего для стопорения рулей и элеронов используется механическая система непосредственного управления или электромеханическая система дистанционного управления, заканчивающаяся реверсивными электродвигателями с механизмом стопорения.

Принцип действия системы стопорения сводится к защемлению рулей и элеронов относительно планера. Для этого на рулях (элементах проводки управления) имеются гнёзда, в которые входят стопоры механизмов. Руль направления и элероны стопорятся в нейтральном положении или в положении правого крена, а руль высоты - в нижнем положении, что обеспечивает уменьшение кабрирующего момента при сильном ветре и страхует от самопроизвольного стопорения в полёте. Механизм стопорения благодаря конусу наконечника и дополнительной пружине позволяет ставить рычаг управления в положение ";Застопорено"; независимо от положения руля и элеронов. Последующее перемещение рулей и элеронов приводит к самостопорению.

При штормовом предупреждении стопорение рулей и элеронов производится с помощью струбцин. На некоторых самолётах с бустерной системой управления рули и элероны автоматически стопорятся рулевыми приводами.

2.4. Назначение и состав вспомогательного управления самолётом

Вспомогательные системы управления значительно проще основной системы, они включают только часть ее агрегатов. Обычно это командные рычаги, проводка и исполнительные механизмы, приводящиеся в движение гидравлическими, электрическими, пневматическими устройствами или механическими приспособлениями.

Работа всех элементов механизации крыла (закрылков, предкрылков и спойлеров) основана на управлении пограничным слоем на поверхности крыла и изменении кривизны профиля крыла. Механизация крыла позволяет улучшить взлётно-посадочные и манёвренные характеристики самолёта, увеличить его полезную нагрузку и повысить безопасность полёта.

Элементами механизации передней части крыла являются поворотные носки, предкрылки, носовые щитки, щитки Крюгера.

Элементами механизации задней части крыла являются поворотные закрылки, щелевые закрылки (без выдвижения, выдвижные одно-, двух-, трёхщелевые), закрылки Фаулера, поворотные и скользящие (выдвижные) щитки.

Эффективность элементов механизации крыла зависит от относительных размеров, формы и положения относительно основной части крыла.

Элементы механизации передней части крыла обеспечивают ликвидацию срыва потока на крыле при больших углах атаки самолёта. Наиболее эффективными элементами механизации передней кромки являются предкрылки.

Схемы механизации передней части крыла: 1 – поворотные носки; 2 – носовой щиток; 3 – щиток Крюгера; 4 – предкрылок. Схемы механизации задней части крыла: 1 – тормозной щиток; 2 – поворотный щиток; 3 – скользящий щиток; 4 – поворотный закрылок; 5 – щелевой поворотный закрылок; 6 – вы-движной поворотный закрылок;

7 – закрылок Фаулера; 8 – двухщелевой закрылок; 9 – двухщелевой закрылок в комбинации с интерцептором; 10 – трехщелевой закрылок.

Наиболее эффективными и распространенными элементами механизации задней части крыла являются щелевые выдвижные закрылки (они увеличивают кривизну и площадь несущей поверхности).

Спойлеры (интерцепторы) - это аэродинамические органы управления самолётом, выполненные в виде щитков, в рабочем положении выступающими над поверхностью крыла под углом к набегающему потоку. Спойлеры устанавливаются на верхней поверхности крыла и в рабочем положении уменьшают его подъёмную силу; используются на правом или левом крыле в качестве органа поперечного управления (совместно с элеронами), а при одновременном выпуске на правом и левом крыле как гасители подъемной силы в полёте или тормозные щитки при пробеге на земле.

При отказах в системе управления элеронами спойлеры, работающие в элеронном режиме, служат резервным вариантом управления по крену. Преимущество спойлеров перед другими органами управления (например, элеронами) состоит в том, что они устанавливаются в той части крыла, в которой задняя кромка использована для размещения закрылков.

РГП «Государственный авиационный центр»

«Утверждаю»

Генеральный директор РГП

«Государственный авиационный центр»

______________Ж. Сандыбаев

«_______»____________2011 г.

МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА

проведению лекции по учебной дисциплине

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ТЕМА № 1.

Разработал: БУТЕНБАЕВ Б.С.

АСТАНА 2011 г.

Тема № 1

Общие данные самолета TL-2000

Описание самолета

1.2.1 Планер самолета

Легкомоторный самолет TЛ-2000 – двухместный самолет, с низкорасположенным крылом, из композиционных материалов, с рулем высоты.

Фюзеляж выполнен из многослойного пластика, в некоторых местах из трехслойного пластика, имеет овальное сечение для достижения оптимального соотношения жесткости, массы и аэродинамического сопротивления. В состав фюзеляжа входит встроенный топливный бак, кресла и основание пульта.

Шасси имеет три колеса и оборудовано гидравлическими дисковыми тормозами. На колесах главной опоры шасси тормоза установлены на пружине из многослойного пластика. Маневры выполняются с помощью колеса передней опоры шасси.

Ножное управление тормозами осуществляется из кабины летчика, управление тормозом каждого колеса является раздельным.

Колесо может быть оборудовано аэродинамическими кожухами.

Кресла в кабине летчика установлены рядом друг с другом. Кабина закрыта колпаком, который может быть прозрачным или более темных тонов, что позволяет обеспечить превосходный обзор. Фиксация колпака кабины осуществляется в трех точках с помощью замков. Принудительная вентиляция в верхней части контролируется с места летчика, кроме этого, вентиляция может быть оборудована нагнетательными окнами или окнами с боковым обдувом.

Пилотажное управление самолетом является спаренным и организовано по классической схеме. Управление рулем высоты осуществляется с помощью тяги, управление рулем направления тросовой проводкой. Управление элеронами и закрылками осуществляется с помощью тяг.

Используется крыло прямоугольной формы. Крыло полностью выполнено из композиционных материалов, основной и вспомогательные лонжероны выполнены из стеклопластика. Пылезащитный чехол имеет трехслойную структуру. Закрылки предусматривают установку в два положения.

Руль высоты также сделан из композиционных материалов. В состав руля высоты входит триммер, с помощью которого обеспечивается балансировка самолета в продольном направлении. Концепция руля высоты обеспечивает низкое аэродинамическое сопротивление самолета. Производителем фюзеляжа является компания TL Ultralight.

Топливная система

Топливная система представлена встроенным топливным баком из композиционных материалов в составе фюзеляжа. Топливная система оборудована топливомером, системой распределения, запорным краном, фильтром и механическим топливным насосом. Все элементы используются на двигателях типа 912 и 921S. Двигатель типа 914 Turbo оборудован электрической системой подачи топлива.

Топливный бак оборудован запираемой крышкой, установленной справа, в передней части фюзеляжа. Производителем топливной системы также является компания TL Ultralight.

Воздушный винт

Предусмотрена возможность использования воздушного винта фиксированного или изменяемого шага. Описание воздушного винта входит в состав поставки самолета и указано в инструкции по сборке и техническому обслуживанию воздушного винта.

Двигатель

Чаще всего используются двигатели типа Rotax 912, 912S и 914, которые обеспечивают превосходные динамические и полетные характеристики самолета. Двигатели типа Rotax 912, 912S и 914 представляют собой четырехтактные, четырехцилиндровые двигатели. Охлаждение головки цилиндров производится с помощью охлаждающей жидкости, охлаждение цилиндров – воздушное.

Двигатель оборудован редуктором с двумя карбюраторами. Подробная информация указана в инструкции по использованию двигателя.

Органы управления самолета и их работа

Ножное управление:

При нажатии на левую ножную педаль, самолет разворачивается влево при нахождении на земле или в воздухе; при нажатии на правую ножную педаль самолет разворачивается вправо при нахождении на земле или в воздухе.

Ручное управление:

При переводе летчиком ручки управления на себя самолет набирает высоту, при переводе ручки управления от себя самолет снижается.

Торможение:

Колеса главной опоры шасси оборудованы тормозами. При нажатии на верхнюю часть левой педали – производится торможение левого колеса; при нажатии на верхнюю часть правой педали – производится торможение правого колеса. При одновременном нажатии на обе верхние части педалей – производится торможение обоих колес главной опоры шасси.

Закрылки:

При нажатии на кнопку на ручном рычаге, установленном между креслами. и подъеме этого рычага вверх закрылки переводятся во второе выдвинутое положение. При нажатии на этот рычаг с одновременным нажатием на кнопку производится уборка закрылков.

Балансировка:

Рычаг балансировки в переднем положении соответствует балансировке «сильно вперед», заднее положение соответствует положению «сильно назад». Среднее положение соответствует балансировке для полета по маршруту.

Сектор газа:

Сектор газа в переднем положении соответствует положению полного газа. Сектор газа в заднем положении соответствует работе на малом газу.

1.4 Определение центра тяжести, допустимые и измеренные значения

1.3 Компоновка самолета На рисунках указаны все размеры. Комментарии к компоновке указаны в пункте 1.4

Материал

Индекс

Измене­ние

Дата

Подпись

Полуфабрикат

Допуск ISO 8015

Да

Точность ISO 2768

м

к

Проектирование

Масштаб

Кол-во шт.

Вес

кг

За чертеж отв.

Инж. М. Иванов

Утвердил

Комплект

Спецификация

Контроль

Т. Свобода

Дата

21.3.2001

Предыдущий чертеж

Название ТЛ-2000 STING

Номер чертежа STING-D-1

ЛИСТОВ

Лист

Самолёт – воздушное судно, без которого сегодня представить перемещение людей и грузов на большие расстояния невозможно. Разработка конструкции современного самолета, а также создание отдельных его элементов представляется важной и ответственной задачей. К этой работе допускают только высококвалифицированных инженеров, профильных специалистов, так как небольшая ошибка в расчётах или производственный брак приведут к фатальным последствиям для пилотов и пассажиров. Не представляет секрет, что любой самолёт имеет фюзеляж, несущие крылья, силовой агрегат, систему разнонаправленного управления и взлетно-посадочные устройства.

Ниже изложенная информация об особенностях устройства составных частей самолёта будет интересна для взрослых и детей, занимающихся конструкторской разработкой моделей летательных аппаратов, а также отдельных элементов.

Фюзеляж самолёта

Основной частью самолета является фюзеляж. На нем закрепляются остальные конструктивные элементы: крылья, хвост с оперением, шасси, а внутри размещается кабина управления, технические коммуникации, пассажиры, грузы и экипаж воздушного судна. Корпус самолёта собирается из продольных и поперечных силовых элементов, с последующей обшивкой металлом (в легкомоторных версиях – фанерой или пластиком).

Требования при проектировании фюзеляжа самолёта предъявляется к весу конструкции и максимальным характеристикам прочности. Добиться этого позволяет использование следующих принципов:

1. Корпус фюзеляжа самолёта выполняется в форме, снижающей лобовое сопротивление воздушным массам и способствующей возникновению подъемной силы. Объем, габариты самолёта должны быть пропорционально взвешены;
2. При проектировании предусматривают максимально плотную компоновку обшивки и силовых элементов корпуса для увеличения полезного объема фюзеляжа;
3. Сосредотачивают внимание на простоте и надежности крепления крыловых сегментов, взлётно-посадочного оборудования, силовой установки;
4. Места крепления грузов, размещения пассажиров, расходных материалов должны обеспечивать надёжное крепление и баланс самолёта при различных условиях эксплуатации;

1. Место размещения экипажа должно предоставлять условия комфортного управления самолётом, доступ к основным приборам навигации и управления при экстремальных ситуациях;
2. В период обслуживания самолёта предусмотрена возможность беспрепятственно провести диагностику и ремонт вышедших из строя узлов и агрегатов.

Прочность корпуса самолёта обязана обеспечивать противодействие нагрузкам при различных полётных условиях, в том числе:

• нагрузки в местах крепления основных элементов (крылья, хвост, шасси) в режимах взлёта и приземления;
• в полётный период выдерживать аэродинамическую нагрузку, с учётом инерционных сил веса самолёта, работы агрегатов, функционирования оборудования;
• перепады давления в герметически ограниченных отделах самолёта, постоянно возникающие при лётных перегрузках.

К основным типам конструкции корпуса самолёта относят плоский, одно,- и двухэтажный, широкий и узкий фюзеляж. Положительно зарекомендовали себя и используются фюзеляжи балочного типа, включающие варианты компоновки, которые носят название:

1. Обшивочные – конструкция исключает продольно расположенные сегменты, усиление происходит за счёт шпангоутов;
2. Лонжеронные – элемент имеет значительные габариты, и непосредственная нагрузка ложится именно на него;
3. Стрингерные – имеют оригинальную форму, площадь и сечение меньше, чем в лонжеронном варианте.

Важно! Равномерное распределение нагрузки на все части самолёта осуществляется за счёт внутреннего каркаса фюзеляжа, который представлен соединением различных силовых элементов по всей длине конструкции.

Конструкция крыла

Крыло – один из основных конструктивных элементов самолёта, обеспечивающий создание подъёмной силы для полёта и маневрирования в воздушных массах. Крылья используют для размещения взлётно-посадочных устройств, силового агрегата, топлива и навесного оборудования. От правильного сочетания веса, прочности, жёсткости конструкции, аэродинамики, качества изготовления зависят эксплуатационные и лётные характеристики самолёта.

Основными частями крыла называется следующий перечень элементов:

1. Корпус, сформированный из лонжеронов, стрингеров, нервюров, обшивки;
2. Предкрылки и закрылки, обеспечивающие плавный взлёт и посадку;
3. Интерцепторы и элероны – посредством них осуществляется управление самолётом в воздушном пространстве;
4. Щитки тормозные, предназначенные для уменьшения скорости движения во время посадки;
5. Пилоны, необходимые для крепления силовых агрегатов.

Конструктивно-силовая схема крыла (наличие и расположение деталей при нагрузочном воздействии) должна обеспечивать устойчивое противодействие силам кручения, сдвига и изгиба изделия. К ней относятся продольные, поперечные элементы, а также внешняя обшивка.

1. К поперечным элементам относят нервюры;
2. Продольный элемент представлен лонжеронами, которые могут быть в виде монолитной балки и представлять ферму. Располагаются по всему объёму внутренней части крыла. Участвуют в придании жёсткости конструкции, при воздействии сгибающей и поперечной силы на всех этапах полёта;
3. Стрингер также относят к продольным элементам. Его размещение – вдоль крыла по всему размаху. Работает как компенсатор осевого напряжения нагрузок изгиба крыла;
4. Нервюры – элемент поперечного размещения. В конструкции представлены фермами и тонкими балками. Придаёт профиль крылу. Обеспечивает жесткость поверхности при распределении равномерной нагрузки во время создания полётной воздушной подушки, а также крепления силового агрегата;
5. Обшивка придаёт форму крылу, обеспечивая максимальную аэродинамическую подъёмную силу. Вместе с другими элементами конструкции увеличивает жёсткость крыла и компенсирует действие внешних нагрузок.

Классификация крыльев самолёта осуществляется в зависимости от конструктивных особенностей и степени работы наружной обшивки, в том числе:

1. Лонжеронного типа. Характеризуются незначительной толщиной обшивки, образующей замкнутый контур с поверхностью лонжеронов.
2. Моноблочного типа. Основная внешняя нагрузка распределяется по поверхности толстой обшивки, закреплённой массивным набором стрингеров. Обшивка может быть монолитной или состоять из нескольких слоёв.

Важно! Стыковка частей крыльев, последующее их крепление должны обеспечивать передачу, распределение изгибающего и крутящего моментов, возникающих при различных режимах эксплуатации.

Авиадвигатели

Благодаря постоянному совершенствованию авиационных силовых агрегатов продолжается развитие современного самолётостроения. Первые полёты не могли быть длительными и совершались исключительно с одним пилотом именно потому, что не существовало мощных двигателей, способных развить необходимую тяговую силу. За весь прошедший период авиацией использовались следующие типы двигателей самолёта:

1. Паровые. Принцип работы заключался в преобразовании энергии пара в поступательное движение, передающееся на винт самолёта. Из-за низкого коэффициента полезного действия использовался непродолжительное время на первых авиамоделях;
2. Поршневые – стандартные двигатели с внутренним сгоранием топлива и передачей крутящего момента на винты. Доступность изготовления из современных материалов позволяет их использование до настоящего времени на отдельных моделях самолётов. КПД представлен не более 55.0%, но высокая надежность и неприхотливость в обслуживании делают двигатель привлекательным;

1. Реактивные. Принцип действия основан на преобразовании энергии интенсивного сгорания авиационного топлива в необходимую для полёта тягу. Сегодня такой тип двигателей наиболее востребован в авиастроительстве;
2. Газотурбинные. Работают по принципу пограничного нагрева и сжатия газа сгорания топлива, направленного на вращение турбинного агрегата. Получили широкое распространение в авиации военного назначения. Используются в самолётах типа Су-27, МиГ-29, F-22, F-35;
3. Турбовинтовые. Один из вариантов газотурбинных двигателей. Но полученная при работе энергия преобразовывается в приводную для винта самолёта. Небольшая её часть используется для образования реактивной толкающей струи. Применяют, в основном, в гражданской авиации;
4. Турбовентиляторные. Характеризуются высоким КПД. Применяемая технология нагнетания дополнительного воздуха для полного сгорания топлива обеспечивает максимальную эффективность работы и высокую экологическую безопасность. Такие двигатели нашли своё применение при создании больших авиалайнеров.

Важно! Перечень двигателей, разрабатываемых авиаконструкторами, вышеуказанным перечнем не ограничивается. В разное время неоднократно принимались попытки создавать различные вариации силовых агрегатов. В прошлом веке даже велись работы по конструированию атомных двигателей в интересах авиации. Опытные образцы были опробованы в СССР (ТУ-95, АН-22) и США (Convair NB-36H), но были сняты с испытания в связи с высокой экологической опасностью при авиационных катастрофах.

Органы управления и сигнализации

Комплекс бортового оборудования, командные и исполнительные устройства самолёта называют органами управления. Команды подаются из пилотной кабины, а выполняются элементами плоскости крыла, оперением хвоста. На разных типах самолётов используются различные типы систем управления: ручная, полуавтоматическая и полностью автоматизированная.

Органы управления, независимо от типа системы управления, разделяют следующим образом:

1. Основное управление, включающее в себя действия, отвечающие за регулировку лётных режимов, восстановление продольного баланса самолёта в заранее заданных параметров, они включают:

• рычаги, непосредственно управляемые пилотом (штурвал, рули высоты, горизонта, командные панели);
• коммуникации для соединения управляющих рычагов с элементами исполнительных механизмов;
• непосредственные исполняющие устройства (элероны, стабилизаторы, сполерные системы, закрылки, предкрылки).

1. Дополнительное управление, используемое при взлётном или посадочном режимах.

При применении ручного или полуавтоматического управления воздушным судном пилота можно считать неотъемлемой частью системы. Только он может проводить сбор и анализ информации о положении самолёта, нагрузочных показателях, соответствии направления полёта с плановыми данными, принимать соответствующее обстановке решение.

Для получения объективной информации о лётной обстановке, состоянии узлов самолёта пилот использует группы приборов, назовем основные:

1. Пилотажные и используемые для навигационных целей. Определяют координаты, горизонтальное и вертикальное положение, скорость, линейные отклонения. Контролируют угол атаки по отношению к встречному потоку воздуха, работу гироскопических устройств и многие не менее значимые параметры полёта. На современных моделях самолётов объединены в единый пилотажно-навигационный комплекс;
2. Для контроля работы силового агрегата. Обеспечивают пилота информацией о температуре и давлении масла и авиационного топлива, расход рабочей смеси, количество оборотов коленчатых валов, вибрационный показатель (тахометры, датчики, термометры и подобное);
3. Для наблюдения за функционированием дополнительного оборудования и авиационных систем. Включают в себя комплекс измерительных приборов, элементы которого размещены практически во всех конструктивных частях самолёта (манометры, указателя расходования воздуха, перепада давления в герметических закрытых кабинах, положения закрылков, стабилизирующих устройств и тому подобное);
4. Для оценки состояния окружающей атмосферы. Основными измеряемыми параметрами являются температура наружного воздуха, состояние атмосферного давления, влажность, скоростные показатели перемещения воздушных масс. Используются специальные барометры и другие адаптированные измерительные приборы.

Важно! Измерительные приборы, используемые для мониторинга состояния машины и внешней среды, специально разработаны и адаптированы для сложных условий эксплуатации.

Взлётно-посадочные системы 2280

Взлёт и посадку считают ответственными периодами при эксплуатации самолёта. В этот период возникают максимальные нагрузки на всю конструкцию. Гарантировать приемлемый разгон для поднятия в небо и мягкое касание поверхности посадочной полосы могут только надёжно сконструированные стойки шасси. В полете они служат дополнительным элементом придания жесткости крыльям.

Конструкция наиболее распространённых моделей шасси представлена следующими элементами:

• подкос складной, компенсирующий лотовые нагрузки;
• амортизатор (группа), обеспечивает плавность хода самолёта при движении по взлетно-посадочной полосе, компенсирует удары во время контакта с землёй, может устанавливаться в комплекте с демпферами-стабилизаторами;
• раскосы, выполняющие роль усилителя жесткости конструкции, могут называться стержнями, располагаются диагонально по отношению к стойке;
• траверсы, крепящиеся к конструкции фюзеляжа и крыльям стойки шасси;
• механизм ориентирования – для управления направлением движения на полосе;
• замочные системы, обеспечивающие крепление стойки в необходимом положении;
• цилиндры, предназначенные для выпуска и убирания шасси.

Сколько колес размещено у самолета? Количество колёс определяется в зависимости от модели, веса и назначения воздушного судна. Наиболее распространённым считают размещение двух основных стоек с двумя колёсами. Более тяжёлые модели – трёх стоечные (размещены под носовой частью и крыльях), четырёх стоечные – две основные и две дополнительные опорные.

Видео

Описанное устройство самолета даёт лишь общее представление об основных конструктивных составляющих, позволяет определить степень важности каждого элемента при эксплуатации воздушного судна. Дальнейшее изучение требует глубокой инженерной подготовки, наличия специальных знаний аэродинамики, сопротивления материалов, гидравлики и электрооборудования. На производственных предприятиях авиастроения этими вопросами занимаются люди, прошедшие обучение и специальную подготовку. Самостоятельно изучить все этапы создания самолёта можно, только для этого следует запастись терпением и быть готовым к получению новых знаний.

Вознаграждайте за достижение стандарта.

Если руководство органи­зации хочет, чтобы сотрудники были мотивированы на полную самоотдачу в интере­сах организации, оно должно справедливо вознаграждать их за достижение установленных стандартов результативности. Согласно теории ожидания существу­ет четкая взаимосвязь между результативностью и вознаграждением. Если работни­ки не ощущают такой связи или чувствуют, что вознаграждение несправедливо, то их производительность в будущем может упасть.

1. Какова роль контроля в управлении?

2. Каковы основные типы контроля с точки зрения времени их осуществления по отношению к выполняемой работе?

3. Что такое контроль с использованием обратной связи?

4. На какие этапы распадается процесс контроля?

5. Чем характеризуется эффективный контроль?

6. Почему менеджер должен учитывать поведенческие аспекты контроля?

Система управления самолета - одна из основных и важных бортовых систем, во многом определяющая эксплуатационные и тактические возможности самолета, включая безопасность его полета. Она представляет собой сложный комплекс электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, в совокупности обеспечивающих необходимые характеристики устойчивости и управляемости самолета, стабилизацию установленных летчиком режимов полета, программное автоматическое управление самолетом на всех режимах полета от взлета до посадки.

Основной задачей системы управления является осуществление отклонения рулевых поверхностей по командным сигналам летчика, систем автоматического управления и других систем, формирующих отклонение рулей по определенным законам.

В развитии систем управления можно выделить три основных этапа, существенно повлиявших на их структуру и открывших большие возможности в создании высокоманевренных сверхзвуковых и тяжелых самолетов.

I. Создание систем управления с обратимыми и необратимыми гидравлическими приводами (бустерами) с переходом на безбустерное управление при отказе гидропитания.

II. Создание необратимого бустерного управления (НБУ) без перехода на непосредственное ручное управление. НБУ позволило обеспечить летчику приемлемые характеристики устойчивости и управляемости во всем диапазоне режимов полета независимо от действующих аэродинамических шарнирных моментов на рулях, значения которых во много раз превышают физические возможности летчика. Этот этап обеспечил широкое внедрение автоматических систем управления.

III. Развитие и внедрение резервированных электродистанционных систем управления (СДУ), работающих совместно с механической дистанционной системой (МСУ) с возможностью полной замены МСУ на СДУ и введением на этой основе автоматических систем, обеспечивающих многорежимность полета современного самолета, включая полеты на малой высоте (до 30...50 м), полеты в трансзвуковой области и др.

Внедрение СДУ позволило достаточно просто ввести активные системы управления, к которым относятся системы: искусственной устойчивости самолета; снижения маневренных нагрузок на конструкцию самолета; непосредственного управления подъемной и боковой силами; ослабления воздействия турбулентности атмосферы; демпфирования упругих колебаний конструкции; ограничения предельных режимов полета и т.д.

О влиянии активных систем управления на самолет свидетельствует тот факт, что его конфигурация «активные» системы подчеркивает отличие положенных в основу новых методов от прежних, пассивных методов обеспечения необходимых характеристик. Реализация концепции активного управления позволяет обеспечить полеты на неустойчивом самолете, улучшить его маневренные характеристики, а также комфортные условия для экипажа и пассажиров, повысить ресурс планера, существенно снизить массу самолета и т.д. Внедрение активных систем можно отнести к IV этапу развития систем управления самолета.

Деление на рассмотренные этапы развития систем управления достаточно условно. Ниже рассмотрены вопросы построения систем управления рулями, их структурные схемы и основные элементы. Основное внимание уделено общим особенностям управления. Структуры систем управления по тангажу, крену, курсу имеют много общего, поскольку НБУ строятся на одних и тех же принципах и не выделяются отдельно

1.1.ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

На современных самолетах для создания управляющих моментов применяют в основном органы управления трех видов - аэродинамические, струйные и в виде управляемой передней стойки шасси (рис. 1.1).

Органы управления, использующие струйные рули или отклонение вектора тяги для создания управляющей силы (момента), требуют значительных энергоресурсов. Струйные органы управления используются на малых или нулевых скоростях полета, а также на очень больших высотах. При пробеге по земле эффективным органом путевого управления является управляемая передняя стойка шасси, с помощью которой обеспечивается управление самолетом на взлетно-посадочной полосе и осуществляется рулежка на аэродроме. При отказе управления передней стойки шасси в качестве аварийного режима возможно использование дифференциального торможения колес основных стоек шасси.

Продольное управление самолетом может осуществляться следующими органами управления (табл. 1.1): управляемым цельноповоротным и дифференциальным стабилизаторами, передним оперением, элевонами, вектором тяги, комбинацией перечисленных органов управления.

Самолёты схемы «утка», у которых органом продольного управления является переднее горизонтальное оперение (ПГО), имеют эффективность продольного управления, близкую к самолетам нормальной схемы.

Элевоны традиционно использовались для продольного и поперечного управления на самолетах "бесхвостой" схемы. Однако эти органы управления, расположенные по задней кромке крыла (в том числе элероны, флапероны), теряют значительную часть эффективности при полете самолета на сверхзвуковых скоростях.

На современных самолетах основной системой управления является НБУ, которая обеспечивает приемлемый уровень усилий при управлении самолетом путем применения специальных устройств их имитации независимо от характера действующего шарнирного аэродинамического момента М ш.аэр на органе управления. Современные самолеты имеют органы управления в основном с конструктивной компенсацией или без компенсации вообще (например, Су-27, F-104, F-4 и др.).

Таблица 1.1

Это создает определенные проблемы по обеспечению безопасности от рулевых форм флаттера. Эти проблемы решаются выбором необходимых характеристик динамической жесткости рулевых приводов, обеспечивая нужный уровень собственной частоты колебаний рулевой поверхности и ее демпфирования.

Углы отклонения элевонов обычно δ эв <±25°. Этот диапазон углов распределяется между каналами тангажа и крена. При наличии автоматики к сигналам ручного управления добавляются также сигналы автомата системы устойчивости и управляемости (СУУ) по тангажу и крену.

На сверхзвуковых самолетах обычной схемы основным органом продольного управления является управляемый стабилизатор, состоящий из двух консолей, каждая из которых крепится на опоре, обеспечивающей независимый поворот консоли относительно ее оси вращения с помощью отдельного привода (рис.1.2). Такая конструкция позволяет осуществить как синхронное отклонение консолей, если стабилизатор используется в качестве органа продольного управления, так и дифференциальное, если стабилизатор одновременно применяется для управления по крену.

На неманевренных самолетах чаще используется единая (неразрезная) конструкция, которая целиком поворачивается относительно узлов навески, закрепленных внутри фюзеляжа. Весовая отдача стабилизатора такой конструкции лучше, но его использование возможно только для продольного управления.

Для уменьшения потребной тяги приводов стабилизатора положение его оси желательно выбирать внутри диапазона перемещения фокусов стабилизатора. В результате на дозвуковых режимах полета стабилизатор будет перекомпенсирован по М ш.кр. Для самолетов с НБУ такая ситуация вполне допустима. Однако с точки зрения безопасности полета на режимах перекомпенсации стабилизатора необходимо предусмотреть, чтобы запасы по тяге приводов были в 1,25-1,5 раза больше, чем на режимах, на которых стабилизатор скомпенсирован на случай возможных отказов в системе управления (например, одной из гидросистем).

Для управления стабилизаторами требуются очень мощные рулевые приводы (так, для ряда самолетов, развиваемые силы двухкамерных приводов одной консоли стабилизатора составляют; 550 кН для F-14; 453,6 кН для F-111; 314 кН для "Торнадо"). Тяга приводов стабилизаторов самолетов превышает их собственный взлетный вес. Естественно, для установки приводов с такой тягой, на самолете требуется мощная силовая конструкция каркаса, которая бы исключала просадку привода под нагрузкой. При прямой оси проще обеспечить жесткость конструкции силовой передачи.