Органы управления самолета и их работа. Основные части самолета

Управление самолетом — целое искусство, требующее от постоянной сосредоточенности, внимания и собранности. Достаточно отвлечься всего на несколько минут, чтобы самолет попал в трудную ситуацию, из которой не всегда возможно выйти. И уж тем более его управление можно доверять только пилотам с соответствующими документами.

Как управлять самолетом и кто управляет самолетом — пилот или летчик? На самом деле, большую часть перелета самолетом руководит бортовой компьютер или автопилот, как его еще называют. же нужно следить за показаниями датчиков. Если что-то пойдет не так, им нужно сразу вмешаться.

Первое, что делают пилоты перед тем, как подняться на борт , это осматривают сам лайнер . Конечно, его проверяют механики , но всегда следует повторить процедуру во избежание возможной аварии . Есть ли какие-либо повреждения или даже небольшие царапины. Особое влияние следует уделить двигателям. Туда могут случайно попасть птицы.

Проверка самолета перед взлетом — одна из обязанностей пилота.

Когда вы зайдете в кабину, осмотрите внимательно все устройства , которые перед вами находятся.

Проверьте руль и закрылки — они должны двигаться плавно. Не забудьте о и резервуарах с маслом. Нужно сверить, совпадает ли их уровень с допустимым. Также надо заполнить документы по распределению груза на борту. Нельзя допускать, чтобы произошла перегрузка.

Еще одна важная деталь заключается в том, что между есть важное отличие в том, что касается управления самолетом. В Боингах установлены штурвалы , тогда, как в Аэробусах их заменяют Сайдстики (Sight Stick) . Это ручка управления самолётом. Именно они позволяют управлять самолетом в воздухе — задавать движение вперед, вправо или влево. Это и есть ответ на вопрос: “Как называется руль в самолете?”

Кабина пилотов в Боинге.

Их также нужно проверить — мягко ли, но при этом энергично они двигаются.

Взлет

Это одна из самых важных составляющих любого полета . Как известно, именно при или посадке случаются большинство аварий.

В первую очередь, пилот вносит всю информацию о точке отбытия в бортовой компьютер. Это код аэропорта, долгота и широта, номер полосы и систему выхода, данные по ветру, топливу и т.д. У Боинга, например, таких компьютеров два, и они входят в так называемую Flight Manager System.

Далее идет проверка кабины, когда второй пилот зачитывает Pre-Flight Check List (Это список тех команд, которые нужно проверить перед взлетом). Он зачитывается исключительно на английском языке , так как все органы управления самолетом на панелях обозначены английскими словами.

Overhead system.

При этом, проверяется вся Overhead System (Это все те датчики и приборы, которые находятся над головой пилотов). Там находятся система кондиционирования в салоне, противопожарные системы, топливные системы, системы по регулированию температуры в кабине и много-много других. Принцип тут такой — чем дальше от пилота те или иные системы, тем они менее важны.

Некоторые из них отличаются по цветам — есть темно-серые и светло-серые. Это сделано для того, чтобы в случае пожара и, как следствие, задымления кабины пилот сквозь кислородную маску мог их различать.

Пилот запускает двигатели, информируя об этом техника . Выставляет скорость на панели Flight Control Unit (она находится прямо перед пилотами. Там расположены задатчики скорости, высоты и курса).

Затем нужно выпустить закрылки и вырулить на взлетно-посадочную полосу. Получив разрешение от диспетчера взлета на взлет, вывести двигатели примерно на 40% их мощности. После этого, отрываемся от полосы, убираем шасси и одновременно с этим набираем скорость. Закрылки полностью убираются. Последнее, что выполняется, это включение автопилота.

Полет

По сути, во время самого полета пилоты должны только контролировать самолет . Управляет же им автопилот. Только в экстренных случаях, автопилот отключается во время полета, и пилот сам регулирует полет. На Аэробусах кнопка отключения автопилота находится на Сайдстике и специально окрашена в ярко-красный цвет.

Кабина пилотов в Аэробусе.

Проверять нужно время от времени и Overhead System . Там действует “принцип темной кабины” . Иначе говоря, все датчики и системы должны быть зеленого, белого или синего цвета . Они просто оповещают о своей работе. Если какая-то из них приобретает желтый цвет, это значит отказ системы. Красный может означать пожар.

Если мы говорим о Боинге, то там установлен штурвал, которым надо управлять плавно, но энергично. Опытные летчики отмечают, что те, кто только учатся на пилота, обычно пытаются резко им дергать. Или просто вцепляются в него. Это неправильно. Мягкие и твердые движения — так надо двигать штурвал.

На Аэробусах Сайдстиком тоже нужно управлять спокойно и не рывками . Сами пилоты отмечают, что при управлении самолетом при помощи Сайдстика не чувствуется обратной связи. То есть, поворачивая самолет в ту или иную сторону, вы это не почувствуете. Тогда как за штурвалом ощущается каждое движение.

При возникновении каких-то проблем, будь то отказ одного из двигателей или пожара, компьютер сам показывает, где и что не так . На дисплее отображается и какие кнопки надо нажимать в этом случае. На всякий случай, в кабине есть и руководство по использованию самолета. Там расписано все, что нужно делать, при любой нестандартной ситуации.

Также во время полета КВС (Командир воздушного судна) и второй пилот должны контролировать друг друга. Если ошибется один, второй поправит. Их всего двое, поэтому они обязаны координировать действия друг друга.

Видео “Как управлять самолетом” представлено чуть ниже.

Посадка

При посадке в бортовой компьютер снова заносится вся нужная информация — код аэропорта прибытия и т.д., чтобы он сам уже смог выстроить траекторию, по которой будет снижаться.

Только во время взлета и посадки пилот отключает автопилот.

Нужно выставить высоту и нажать режим смены эшелона. Также выставляется курс, и постепенно происходит снижение.

Происходит уже переход в глиссаду (это траектория снижения самолета) и собственно сама посадка. При этом, включается малый газ и реверс.

Конечно, это упрощенный вариант набора тех действий, которые совершают пилоты при регулировании действий самолета, но они основные.

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:

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

Место размещения экипажа должно предоставлять условия комфортного управления самолётом, доступ к основным приборам навигации и управления при экстремальных ситуациях;
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:

Обшивочные – конструкция исключает продольно расположенные сегменты, усиление происходит за счёт шпангоутов;
Лонжеронные – элемент имеет значительные габариты, и непосредственная нагрузка ложится именно на него;
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:

Корпус, сформированный из лонжеронов, стрингеров, нервюров, обшивки;
Предкрылки и закрылки, обеспечивающие плавный взлёт и посадку;
Интерцепторы и элероны – посредством них осуществляется управление самолётом в воздушном пространстве;
Щитки тормозные, предназначенные для уменьшения скорости движения во время посадки;
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.

К поперечным элементам относят нервюры;
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;
Стрингер также относят к продольным элементам. Его размещение – вдоль крыла по всему размаху. Работает как компенсатор осевого напряжения нагрузок изгиба крыла;
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;
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:

Лонжеронного типа. Характеризуются незначительной толщиной обшивки, образующей замкнутый контур с поверхностью лонжеронов.
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:

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;
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;

Реактивные. Принцип действия основан на преобразовании энергии интенсивного сгорания авиационного топлива в необходимую для полёта тягу. Сегодня такой тип двигателей наиболее востребован в авиастроительстве;
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;
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;
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:

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).

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:

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;
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);
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);
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.

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

Конец работы -

Эта тема принадлежит разделу:

Общие сведения о летательных аппаратах

Требования предъявляемые к летательным аппаратам и их классификация.. требования предъявляемые к самолетам гражданской авиации определяются.. самолет должен иметь заданные летные характеристики скорость дальность и продолжительность полета скороподъемность..

Если Вам нужно дополнительный материал на эту тему, или Вы не нашли то, что искали, рекомендуем воспользоваться поиском по нашей базе работ:

Что будем делать с полученным материалом:

Если этот материал оказался полезным ля Вас, Вы можете сохранить его на свою страничку в социальных сетях:

Все темы данного раздела:

Летательные аппараты тяжелее воздуха
К летательным аппаратам тяжелее воздуха относятся самолеты; планеры, самолеты-снаряды, ракеты, вертолеты, автожиры, орнитоптеры. Самолет - летательный аппарат (ЛА) тяжелее

Схемы самолетов
Все самолеты можно объединить в группы, различающиеся по следующим конструктивным признакам: числу и расположению крыльев; типу фюзеляжа; форме и расположению оперения; типу, количеству и р

Схемы вертолетов
Классифицировать вертолеты можно по различным признакам, например, по виду привода несущего винта, числу винтов, их расположению или по методу компенсации реактивного момента несущего винта (НВ).

Аэродинамические трубы
Аэродинамика - наука, изучающая законы движения воздуха (газа) и взаимодействие воздушного потока (газа) с находящимися в нем телами. Аэродинамика как самостоятельная наука начала

Атмосфера
Земля окружена газовой оболочкой, которая создает условия жизни живых существ и защищает их от губительного действия космической радиации, идущей из глубин космоса и Солнца, ультрафиолетовых лучей

Вязкость и сжимаемость воздуха
На аэродинамические силы большое влияние оказывает вязкость, а пр больших скоростях полета и сжимаемость воздуха. Под вязкостью понимают спсобность воздуха оказывать сопротивление относительному пе

Аэродинамический нагрев тел при сверхзвуковой скорости полета
При обтекании воздушным потоком любого тела в местах торможения пои тока его кинетическая энергия переходит в тепловую, вызывая нагрев. Нагрев^ поверхности самолета неодинаков: в местах, где скорос

Горизонтальный полет
Наука, изучающая движение летательного аппарата, называется динамикой полета. Движение летательного аппарата может быть установившимся и неустановившимся. При установившемся движении отсутствуют ус

Набор высоты и снижение
i Набор высоты - прямолинейное движение самолета вверх пс траектории, наклонной к горизонту. Если при этом скорость сохраняется постоянной, то набор высоты считается установившимся! Схема

Взлет и посадка
Взлет самолета состоит из этапов разбега по земле, отрыва, приобретения безопасной скорости полета и набора высоты. Перед разбегом самолет выруливает на линию старта и пилот плавно увеличивает тягу

Дальность и продолжительность полета
Дальность полета - расстояние, которое может пролететь самолет в одном направлении при расходовании определенного запаса топлива. Она складывается из участков набора высоты горизонтального полета?

Перегрузки в полете. Коэффициент безопасности
При эксплуатации самолета все его части, агрегаты, приборы, трубопроводы испытывают нагрузки с различной частотой воздействия. По известным значениям, направлениям и частоте действия нагрузок можно

Нормы прочности и жесткости
Исходными данными для расчета разрушающих нагрузок на самолет и его системы служат нормы прочности, которые опреде-^ ляют классификацию самолетов. Нагрузку определяют с учетом на-] значения самолет

Нагрузки, действующие на крыло
Основное назначение крыла - создание необходимой для полета подъемной силы, кроме того, оно обеспечивает поперечную устойчивость самолета и может быть использовано для размещения силовой установки,

Работа крыла под нагрузкой
Работу крыла под нагрузкой рассматривают из условия действий аэродинамической силы, инерционных сил конструкции крыла и сосредоточенных массовых сил. В работе крыла действие инерционных сил от агре

Конструкция и работа основных элементов крыла
Крыло состоит из каркаса и обшивки (рис. 6.3), продольный набор каркаса - нз лонжеронов и стрингеров, поперечный набор из нервюр Лонжерон - это продольная

Конструктивно-силовые схемы крыльев
Прочность и жесткость крыла обеспечиваются применением различных силовых схем, из которых наиболее распространены лонже- ронная и моноблочная (кессонная). У крыла лонжеронной схемы основная часть и

Механизация крыла
Для получения больших скоростей полета увеличивают нагруа ку на единицу площади крыла и стреловидность, уменьшают удл| нение и относительную толщину. Но все это значительно ухудшас взлетно-посадочн

Внешние формы и геометрические характеристики
У современных самолетов лобовое сопротивление фюзеляж; составляет 20-40% от общего сопротивления самолета. Для умень шения лобового сопротивления габаритные размеры фюзеляж; должны быть малыми, а ф

Нагрузки, действующие на фюзеляж
На фюзеляж самолета действуют внешние и внутренние сил* К первым относятся: нагрузки, передающиеся на фюзеляж от прикрепленных к нему других частей самолета-крыла, оперенн шасси; массовые силы агре

Конструкции фюзеляжей
Фюзеляж самолета состоит из каркаса и обшивки. Существуют фюзеляжи трех типов: ферменные, силовой каркас которых представляет собой пространственную ферму; балочные

Общие сведения
Несущие поверхности, предназначенные для создания устойчивости, управляемости и балансировки самолета, называют оперением. Продольная балансировка, устойчивость и управляемость самолета об

Конструкция оперения
По конструкции основные части оперения - стабилизатор Я киль - подобны. Одинаковы по конструкции также рули высоты и рули направления. На крупных самолетах стабилизаторы обычна выполняют разъемными

Общие сведения
Системы управления самолетом разделяют на основные и вспомогательные. К основным принято относить системы управления рулем высоты, рулем направления и элеронами (рулями крена). Вспомогательное упра

Системы управления с усилителями
С увеличением скоростей, размеров и массы самолетов нагрузи ки на поверхности управления увеличиваются.. Однако усилия н«в рычаги, ограничиваемые физическими возможностями пилота, не?] должны превы

Схемы шасси
Для устойчивого положения самолета на земле необходимы минимум три опоры. В зависимости от расположения опор относительно центра тяжести самолета различают следующие основные схемы (рис. 10.1): с х

Геометрические характеристики
Для обеспечения необходимой устойчивости и маневренности самолета во время движения его по взлетно-посадочной полосе (ВПП) опорные точки шасси должны быть размещены на определенном расстоянии друг

Силы, действующие на шасси
Прн-етояккетгежду’поверхностью аэродрома и опорами самолета возникают реакции взаимодействия. Силы реакции земли (рис. 10.3) направлены вертикально вверх и равны в сумме весу самолета. /?

Основные части и силовые схемы шасси
Основными частями.шасси являются: колеса, лыжи или гусеницы, амортизаторы, боковые, задние или передние подкосы, замки, запирающие опоры в выпущенном или убранном положениях, подъемники, обеспечив

Колебания носовой стояки
Носовая стойка шасси имеет свободноориентирующиеся колеса, способные поворачиваться относительно вертикальной оси стойки в пределах до 45° в каждую сторону от нейтрального положения. Без свободной

Системы управления самолетом разделяются на основные и вспомогательные. К основным принято относить системы управления рулем высоты, рулем направления и элеронами (рулями крепа). Вспомогательное управление - управление двигателями, триммерами рулей, средствами механизации крыла, шасси, тормозами и т. д.

Любая из основных систем управления состоит из командных рычагов управления и проводки, связывающей эти рычаги с рулями. Рычаги управления отклоняются ногами и руками пилота. При помощи штурвальной колонки или ручки управления, перемещаемой усилием руки, пилот управляет рулем высоты и элеронами. Управление рулем направления осуществляется при помощи ножных педалей.

Конструкция управления предусматривает, чтобы отклонение командных рычагов, а следовательно, и изменение положения самолета в пространстве соответствовало естественным рефлексам человека.

Например, движение вперед правой ноги, действующей на педаль, вызывает отклонение руля направления и самолета вправо, перемещение штурвальной колонки вперед от себя вызывает снижение самолета и увеличение скорости полета и т. д.

Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полета при продолжительном полете управление большинства гражданских самолетов и, прежде всего, многодвигательных делается двойным. В этом случае систему командных рычагов делают сдвоенной - две пары педалей, две штурвальные колонки или ручки, которые связаны между собой так, что отклонение рычага первого пилота вызывает такое же отклонение рычагов второго пилота.

Система управления самолетов, предназначенных для длительных полетов, снабжается автопилотом, который облегчает пилотирование, автоматически выдерживая заданный режим полета. Для уменьшения нагрузок, действующих на рычаги управления при отклонении рулей современных тяжелых и скоростных самолетов, в систему управления включают гидравлические или электрические механизмы, называемые усилителями (бустерами). В этом случае пилот управляет усилителями, которые в свою очередь отклоняют Рули.

Управление летательных аппаратов, совершающих полеты на больших высотах и в сильно разреженной атмосфере, а также аппаратов вертикального взлета и посадки, когда аэродинамические силы, действующие на самолет, ничтожны и обычные аэродинамические рули неэффективны, осуществляется с помощью струйных или газовых рулей, дефлекторов и отклоняющихся двигателей.

Струйные рули представляют собой реактивные сопла, к которым подводится сжатый воздух от специальных баллонов или от компрессоров двигателя. Управляющими силами в этом случае являются реактивные силы, возникающие в каждом сопле при истечении из него сжатого воздуха.

Газовые рули имеют форму обычного аэродинамического руля, установленного в струе газов, вытекающих из сопла реактивного двигателя. Большая скорость истечения газов позволяет получить значительные силы при сравнительно небольшой площади рулей. Так как рули омываются газами, имеющими высокую температуру, то материалом для их изготовления могут служить графит или керамика. Дефлектор представляет собой устройство, отклоняющее реактивную струю газов. Изменение направления тяги двигателя путем поворота всей двигательной установки требует громоздких и сложных устройств, обладающих большим весом и инерционностью. Привод перечисленных выше рулевых устройств может быть гидравлическим, электрическим и пневматическим.

Конструкция элементов системы управления

Командные рычаги управления. Управление рулем высоты и элеронами производится при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка (рис. 64) представляет собой

вертикальный неравноплечий рычаг, расположенный перед пилотом и имеющий две степени свободы, т. е. способный поворачиваться вокруг двух взаимно перпендикулярных осей. При движении ручки вперед и назад отклоняются рули высоты, при перемещении ручки влево и вправо (поворот вокруг оси а - а) отклоняются элероны. Независимость действия руля высоты и элеронов достигается размещением шарнира О на оси а - а.

На тяжелых самолетах вследствие большой площади рулей высоты и элеронов увеличиваются нагрузки, потребные для отклонения рулей. В этом случае самолетом удобнее управлять с помощью штурвальной колонки, которая, как правило, выполняется двойной. На рис. 65 изображена штурвальная колонка управления самолетом. Подобных колонок на самолете две: одной управляет командир корабля, другой - второй пилот. Каждая колонка состоит из дюралюминиевой трубы, головки штурвала и нижнего узла - опоры штурвальной колонки, в торцах которого заделаны шарикоподшипники. В нижней части колонки имеется рычаг, к которому присоединяются тяги управления рулем высоты.

Тяги управления элеронами соединены с качалками, установленными на кронштейнах. На каждом штурвале имеются кнопки управления связной радиостанции, включения и отключения автопилота и нажимной переключатель управления триммером руля высоты.

Для управления рулем направления предназначены педали, которые бывают двух типов: перемещающиеся в горизонтальной плоскости и перемещающиеся в вертикальной плоскости. При горизонтальном перемещении педали движутся по прямолинейным направляющим или на шарнирном параллелограмме, собранном из стальных тонкостенных труб.

Параллелограмм обеспечивает прямолинейное перемещение педалей без их поворота, что необходимо для удобного и неутомительного положения ступни ноги пилота.

Педали, перемещающиеся в вертикальной плоскости, имеют верхнюю или нижнюю подвеску. Положение педалей можно регулировать, подгоняя под рост пилота. На рис. 66 изображен пульт ножного управления, который состоит из трех щек 1, между которыми на штангах 2, соединенных с трубой 8, подвешены педали 4. Каждая педаль специальным пальцем 6, проходящим внутри оси педали, связана с секторной качалкой 5. Верхняя часть секторных качалок тягами 9 и 10 соединена с рычагами горизонтальной трубы 7. На трубе закреплен рычаг 11, к которому присоединяется тяга 12, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левую педаль (от пилота) повернется секторная качалка 5, которая через тягу 9 вызовет поворот трубы 7 против часовой стрелки. Это движение в свою очередь через тягу 10 вызовет поворот секторной качалки правой педали в противоположную сторону, т. е. назад к пилоту. Пальцы служат для регулировки педалей по росту пилота. Регулирование производится следующим образом: пилот отжимает вбок рычаг защелки 3 и тем самым выводит палец 6 из зацепления с сектором 5. Пружина (на рисунке не показана) поворачивает педаль в сторону пилота.

Проводка управления, как уже указывалось, может быть гибкой (рис. 67, а), жесткой (рис. 67, б) либо смешанной.

Гибкая проводка управления выполняется из тонких стальных тросов, диаметр которых выбирается в зависимости от действующей нагрузки и не превышает 8 мм. Так как тросы могут работать только на растяжение, то управление рулями в таком случае выполняется по двухпроводной схеме. Отдельные участки тросов соединяются при помощи тандеров. Трос к тандерам и секторам крепится посредством коушей и запрессовок (рис. 68). Для уменьшения провисания тросов на прямолинейных участках служат обычно текстолитовые направляющие, в местах перегиба троса устанавливаются ролики с шариковыми подшипниками.

Жесткая проводка представляет собой систему жестких тяг и качалок. Качалки являются промежуточными опорами проводки, которые необходимы для деления тяг на сравнительно короткие участки. Чем короче тяга, тем большее усилие сжатия она может воспринять. С другой стороны, чем больше разъемов у тяг, тем больше вес проводки.

Тяги имеют трубчатое сечение, изготавливаются из дюралюминия и реже из стали. Соединение тяг между собой, а также с качалками осуществляется через наконечники с одним или двумя ушками, в которых вмонтированы шарикоподшипники, допускающие перекос между осями тяг. Отдельные наконечники имеют резьбу для возможной регулировки длины проводки. Для повышения надежности управления каждая тяга выполняется иногда из двух труб, вставленных одна в другую. Основной трубой является наружная, но каждая труба в отдельности может полностью воспринять всю расчетную нагрузку, приходящуюся на эту тягу.

Системы управления с усилителями

С увеличением скоростей, размеров и веса самолетов нагрузки на поверхности управления увеличиваются. Однако эти усилия ограничиваются физическими возможностями пилота и не должны превышать определенных величин, так как могут вызывать усталость при длительном полете в сложных метеоусловиях. Кроме того, при больших усилиях на органах управления (командных рычагах) пилот не может действовать достаточно быстро, что ухудшает маневренность самолета. Утвердилось мнение, что мощная аэродинамическая компенсация и, следовательно, ручное управление, т. е. управление без усилителей самолетом, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не больше 0,9.

Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления (командные рычаги) пилота потребовал установки на самолете достаточно мощного источника вспомогательной энергии. Таким источником в большинстве случаев является самолетная гидросистема, приспособленная для питания бустеров (гидроусилителей), включенных в систему управления самолетом.

С появлением управления, имеющего гидроусилители, отпали трудности, связанные с аэродинамической компенсацией рулей. Отработка системы с гидроусилителями почти не требует летных испытаний и производится полностью на наземных стендах, что дает большую экономию времени и средств. Значительно упрощается применение автопилотов, так как при наличии в системе гидроусилителей можно уменьшить мощность рулевых машинок.

Некоторые конструкции гидроусилителей дают возможность уменьшить и даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Однако применение бустеров утяжеляет конструкцию самолета.

В настоящее время применяются две разновидности гидроусилителей: необратимые и обратимые. Необратимыми называются такие усилители, в которых вся нагрузка, приложенная к выходному звену (например, шарнирный момент руля), преодолевается силовым узлом и на ручку управления не передается. Для создания на ручке «чувства» управления производится искусственное нагружение ручки с помощью специальных устройств. Простейшими из них являются пружины с линейной зависимостью усилия от отклонения ручки. Однако такие устройства редко удовлетворяют пилотов, поскольку они, создавая на органах управления одинаковые усилия как при минимальной, так и при максимальной скорости полета, легко могут стать причиной опасной перегрузки самолета при маневре.

Преимущественное распространение получили нагрузочные автоматы, создающие усилие в зависимости от величины скоростного напора и угла отклонения поверхности управления. Такие нагрузочные автоматы, а также некоторые специальные нагрузочные устройства в сочетании с необратимыми усилителями позволяют выбрать наилучшие характеристики управляемости для любого самолета.

Необратимые системы применяются в основном при больших нагрузках на органах управления и в тех случаях, когда нет необходимости создавать на ручке ощущения нагрузки выхода, как, например, в случае управления передним колесом самолета.

На некоторых самолетах, в частности на легких, получили распространение обратимые системы управления, в которых обеспечивается передача известной части аэродинамических нагрузок, действующих на рули, на ручку управления. Подобное управление с пропорциональной чувствительностью на ручке управления уменьшает возможность перегружения конструкции при различных эволюциях самолетов. Кроме того, обеспечивается без центрирующих устройств и вмешательства пилота возвращение свободных рулей в нейтральное положение, что имеет большое значение для сохранения устойчивости самолета.

Обычно на реактивных самолетах, оборудованных обратимой бустерной системой, естественный градиент усилий на рычагах управления получается только в средней части диапазона скоростей: при больших скоростях управление кажется «тяжелым», а при малых - «легким». Этот недостаток устраняется нагрузочным устройством.

Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку либо при помощи соответствующей кинематики рычажной системы обратной связи, либо гидравлическим способом.

На рис. 71, а изображена одна из схем необратимого гидроусилителя с двигателем (цилиндром) прямолинейного движения. Перемещение ручки управления 1 вызывает движение тяги 2, которая через рычаг 3, поворачивающийся относительно точки а, сместит золотник 4, запирающий пути подвода и слива жидкости, в сторону отклонения ручки 1. В результате жидкость под давлением поступит в соответствующую полость цилиндра 6, будет перемещать его поршень 7 и отклонять рулевую поверхность 8. Переместившийся золотник открывает также каналы для слива жидкости из нерабочей полости цилиндра 6. Если движение ручки 1 будет прекращено, то точка с станет неподвижной и перемещающийся поршень 7 через рычаг 3 сообщит золотнику 4 перемещение, противоположное тому, которое он получал при отклонении ручки 1.

В результате этого количество жидкости, поступающей в цилиндр, будет уменьшаться до тех пор, пока в среднем положении золотника 4 поступление масла не прекратится и скорость поршня станет равной нулю. При смещении золотника в противоположную сторону движение всех элементов регулирующего устройства будет происходить в противоположном направлении.

Механические упоры 5, ограничивающие максимальное отклонение золотника, уменьшают максимальную ошибку, которая может быть введена в систему. Если пилот попытается после того как будет выбран этот свободный ход сдвинуть рычаг со скоростью, превышающей максимальную скорость штока, то развиваемое ручкой усилие складывается с усилием давления жидкости.

На рис. 71, б изображена схема обратимой системы управления рулем самолета с гидравлическим нагружением ручки управления. Гидравлическое нагружение ручки управления осуществляется с помощью нагрузочного цилиндра а, поршень которого через механизм обратной связи воздействует на ручку. Полости нагрузочного цилиндра соединены с соответствующими полостями основного силового цилиндра: значение нагрузки на ручку определяется площадью поршня цилиндра а, величиной давления жидкости и размерами плеч n и k дифференциального рычага обратной связи.

Для того чтобы находящаяся в силовом цилиндре усилителя жидкость не препятствовала ручному управлению, обе полости цилиндра сообщаются между собой через обводной клапан. При наиболее опасных повреждениях, например заеданиях золотникового распределителя, усилитель должен автоматически отключаться от системы управления для предотвращения ее заклинивания.

Если отказ усилителя произойдет при такой эволюции самолета, когда на рули действует большая нагрузка, то в момент перехода на ручное управление усилия на командных рычагах могут превзойти усилия пилота. Это приведет к произвольному отклонению руля, в результате которого самолет может попасть в опасные условия полета прежде, чем руль будет возвращен в нужное положение. Наилучшим способом устранения такой опасности является непрерывная балансировка шарнирного момента руля при помощи автоматического триммера, независимо от того, включен или выключен усилитель. Для создания «чувства управления» система с автоматическим триммером должна иметь какое-либо нагрузочное приспособление. Для удобства перехода с бустерного управления на ручное в современных обратимых системах принято делить нагрузки между пилотом и усилителем в отношении 1: 3.

С распространением систем управления с усилителями в них появились новые гидравлические, электрические и сложные механические устройства. Помимо возросшей конструктивной сложности, управление теперь стало зависеть от ряда других самолетных систем. Возникли серьезные практические затруднения в обеспечении надежности управления.

Повышение надежности системы усилителей достигается главным образом путем дублирования отдельных элементов, возможность выхода которых из строя наиболее вероятна, а также путем полного дублирования усилительных установок. Усилители снабжаются устройствами для локализации поврежденных агрегатов с автоматическим переключением их на исправные резервные агрегаты. Одновременно улучшаются аварийные системы перехода на ручное управление в случае полного отказа системы. Применяется также секционирование поверхностей управления с приводом каждой секции от автономной бустерной установки.

Несмотря на ряд улучшений в системах управления с усилителями, применение дублированных гидросистем, преимущество в отношении надежности и веса еще остается за ручной системой управления с аэродинамической компенсацией. Поэтому при проектировании нового самолета с умеренной скоростью (околозвуковой) полета весьма важен правильный выбор системы управления. Особое значение это имеет для пассажирских самолетов. Многие современные пассажирские самолеты имеют ручное управление. Обычное ручное управление с тросовой и жесткой проводкой можно использовать до чисел М = 0,9 даже на самолетах большой грузоподъемности при условии применения внутренней аэродинамической компенсации или пружинных сервокомпенсаторов. Однако на практике для управления во всем диапазоне скоростей полета необходимы некоторые дополнительные устройства: вспомогательные элероны или интерцепторы для улучшения поперечной управляемости при малых скоростях полета;

управляемый стабилизатор для сохранения продольной устойчивости и парирования изменения продольного наклона самолета при больших числах М.

Повышение экономичности транспортных самолетов в настоящее время достигается увеличением размеров самолета и его взлетного веса, который уже сейчас приближается к 450 Т. Следует заметить, что моменты, создаваемые поверхностями управления по мере увеличения веса самолета, становятся все менее эффективными по сравнению с моментами инерции конструкции, поэтому реакция самолета на отклонения поверхностей управления становится неприемлемо малой. В связи с этим можно ожидать в будущем коренных изменений методов управления большими самолетами.

Используемая литература: "Основы авиации" авторы: Г.А. Никитин, Е.А. Баканов

Скачать реферат: У вас нет доступа к скачиванию файлов с нашего сервера.

тема: СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ, ЭЛЕМЕНТЫ СУ. НАЗНАЧЕНИЕ И СХЕМЫ ВКЛЮЧЕНИЯ В СУ УСИЛИТЕЛЕЙ, ВИДЫ УСИЛИТЕЛЕЙ. АВТОМАТИКА В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ.

План

Виды и назначение систем управления.
Требования к системе управления..
Органы управления и командные посты управления.

4. Элементы су, назначение и схемы включения в су усилителей, виды усилителей автоматика в системе управления.

Виды и назначение систем управления .

Системы управления самолетом можно подразделить на:

основную систему управления, предназначенную, главным образом, для изменения траекторий движения самолета, его балансировки и стабилизации на задаваемых режимах полета;
дополнительные системы управления, предназначенные для управления двигателями, шасси, закрылками, тормозными щитками, воздухозаборниками, реактивным соплом и др.

Эти системы управления рассматриваются в специальных курсах при изучении силовых установок и энергетических систем самолета как источников энергии для выпуска и уборки шасси, закрылков и др. Поэтому ниже для упрощения изложения термин "Система управления самолетом" будем относить только к основной системе управления.

Система управления современным самолетом представляет собой совокупность электронно-вычислительных, электрических, гидравлических и механических устройств, обеспечивающих решение следующих задач:

пилотирования самолета (изменение траекторий полета) летчиком в неавтоматическом и полуавтоматическом режимах;
автоматического управления самолетом на режимах и этапах полета, предусмотренных ТТТ;
создания достаточной мощности для отклонения органов управления;
реализации на самолете необходимых (заданных) характеристик устойчивости и управляемости самолета;
стабилизации установленных режимов полета;
повышения безопасности полета путем своевременного оповещения экипажа о подходе к опасным (по скорости, высоте, перегрузкам, углам атаки, скольжения и крена и другим параметрам) режимам полета и выдачи команд на отклонение органов управления, препятствующих выходу на эти режимы.

Для изменения траектории движения самолета в полете нужно изменять действующие на него силы и моменты. Процесс изменения действующих на самолет сил и моментов, создаваемых отклонением в полете органов управления, называется процессом управления. В зависимости от степени участия в процессе управления человека системы управления могут быть неавтоматическими, полуавтоматическими, автоматическими и комбинированными. Непосредственное управление самолетом летчиком в неавтоматическом режиме целесообразно только на самолетах с небольшой дозвуковой скоростью полета. Во всех других случаях наличие летчика (штурмана) на борту самолета позволяет более эффективно использовать самолет в быстро меняющейся, не поддающейся прогнозам воздушной обстановке, когда автоматическое управление самолетом, с одной стороны, позволяет экипажу больше внимания уделять складывающимся условиям полета, а с другой стороны, экипаж может вовремя заметить и устранить неисправности в автоматике системы управления и отклонения от нормального режима полета. Все это позволяет повысить безопасность полета.

Требования к системе управления . Система управления должна обеспечивать в определенных пределах значения характеристик управляемости и устойчивости самолета в зависимости от его типа, весовой категории и диапазона скоростей с тем, чтобы самолет мог выполнять в заданных условиях эксплуатации все задачи, предусмотренные его назначением. Это основное требование (конкретизируемое в специальных нормирующих документах) должно выполняться при соблюдении общих ко всем частям и агрегатам самолета требований минимума массы системы, высокой надежности и безопасности полета, живучести. удобств осмотра, эксплуатации и ремонта. Специфические для системы управления требования:

углы отклонения органов управления должны обеспечивать с некоторым запасом возможность полета на всех требуемых полетных и взлетно-посадочных режимах (РВ вверх 20...35°, вниз 15...20°, РН 20...30° в обе стороны, элероны вверх 15...30°. вниз 10...20°, большие значения углов относятся к маневренным самолетам, меньшие - к неманевренным). Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки;
деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению максимально возможных углов отклонения органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления;
величина максимальных кратковременных усилий на РУ, потребных для пилотирования самолета, зависит от типа и массы самолета и не должна превышать 500...600 Н в продольном управлении, 300...350 Н - в поперечном управлении, 900...1050 Н - в путевом управлении. Усилия на РУ должны нарастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению РУ. На продолжительных режимах полета должна обеспечиваться балансировка самолета не только по моментам, но и по усилиям на РУ;
система управления должна работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование. В проводке системы управления не должно быть люфтов;
размещение механизмов тяг, тросов и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями, трения подвижных частей системы управления об элементы конструкции самолета, повреждения или заклинивания в процессе эксплуатации (грузами, пассажирами и т.д).Силы трения в проводке управления, передающиеся на РУ, также зависят от типа и массы самолета и не должны превышать 30..70Н. При больших значениях этих сил в системе управления надо предусматривать компенсаторы сил трения, снимающие эту нагрузку с РУ;
должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления, обесточивание или снижение давления в энергетических частях системы;
должно быть предусмотрено резервирование и дублирование основных жизненно важных элементов системы управления для повышения ее надежности;
для обеспечения высокой безопасности полетов необходимо, чтобы система управления включала устройства, не допускающие выхода самолета на опасные режимы полета и своевременно сигнализирующие о приближении таких режимов;
должно быть исключено попадание в систему управления посторонних предметов;
должна быть обеспечена независимость действий органов управления по крену и тангажу при отклонении ручки или штурвала.

В систему управления современными самолетами независимо от степени ее сложности и насыщенности автоматикой и приводами в качестве основных и обязательных элементов входят органы управления, расположенные на крыле и оперении, командные посты управления с рычагами управления, находящиеся в кабине экипажа, и проводка управления, соединяющая рычаги управления и другие элементы системы управления с органами управления.

Органы управления.

Устройства, посредством которых в процессе управления самолетом создаются необходимые для этого силы и моменты, называются органами управления. Их отклонение вызывает нарушение равновесия аэродинамических сил и моментов, в результате чего возникает вращение самолета с угловыми скоростями w(x,y,z) относительно связанной системы осей OXYZ и изменение траектории движения, или, наоборот, балансировку (стабилизацию) самолета на заданных режимах полета. Таким образом, отклонение органов управления обеспечивает:

поперечную относительно оси ОХ управляемость (элероны, флайпероны, элевоны, интерцепторы, дифференциально отклоняемые половины ЦПГО);
продольную относительно OZ управляемость (РВ, элевоны и др.);
путевую относительно оси ОУ управляемость (РН, ЦПГО).

На многих современных самолетах, особенно на легких маневренных, для создания вертикальных и боковых управляющих сил, изменяющих траекторию полета самолета при непосредственном управлении подъемной и боковыми силами, могут быть использованы в качестве органов управления закрылки и РВ (ЦПГО), синхронно отклоняемые на обеих консолях крыла интерцепторы, поворотное переднее ГО, адаптивное крыло, специальные дополнительные вертикальные поверхности и др.

Командные посты управления

Командные посты управления состоят из рычагов управления и элементов их крепления в кабине экипажа. Рычаги управления - это устройства, посредством которых (при отклонении которых) летчик вводит в систему управления управляющие сигналы и осуществляет их дозировку.

Командные посты ручного управления. Ручка управления служит для управления рулем высоты (ЦПГО) и элеронами (интерцепторами) в основном маневренных самолетов и представляет собой рычаг, имеющий две степени свободы. Шарнирное крепление нижней части ручки на оси или к оси и шарнирное крепление самих этих осей к полу кабины позволяют отклонять ручку: "на себя" до 400 мм и "от себя" до 180 мм при управлении рулем высоты (ЦПГО) и "вправо-влево" до 200 мм при управлении элеронами.

Рис. 22. 2. Элементы тросовой проводки управления.

Независимость управления в продольном и поперечном каналах в любой из кинематических схем установки ручки достигается выполнением определенных условий.

Штурвальное управление - колонки управления, служат для управления РВ неманевренных самолетов отклонением колонки управления "от себя" и "на себя" и элеронами - поворотом штурвала "влево-вправо". Штурвал расположен в кабине выше колен летчика и не требует при управлении самолетом такого большого пространства между ногами летчика, как ручка управления. Все это позволяет при штурвальном управлении уменьшить расстояние между педалями ножного управления и упростить компоновку кабины экипажа.

Рассмотрим достаточно типичное штурвальное управление самолета Ту-134. Колонка управления состоит из штурвала, литой головки, дюралевой трубы, литого колена и секторной качалки. В головке на шарикоподшипниках установлена свободно вращающаяся стальная ось. На ее конце на

Шпонках закреплен штурвал управления элеронами. От перемещения вдоль оси он зафиксирован с двух сторон гайками, навернутыми на наружную резьбу оси. На этой же оси на шпонках закреплена звездочка, через которую перекинута зубчатая цепь. К вильчатым наконечникам цепи присоединены тросы, спускающиеся внутри трубы колонки в колено, где они закрепляются на секторной качалке.

Командные посты ножного управления представляют собой различные механизмы, используемые для установки педалей управления РН. Различают педали, устанавливаемые на рычажно-параллелограммном механизме, качающиеся педали с верхней и нижней осями вращения, скользящие педали. Рычажно-параллелограммный механизм состоит из трубчатого рычага и тяги, закрепленных посередине на вертикальной оси в кронштейне крепления механизма педалей к полу кабины. На нижнем конце оси находится рычаг управления РН. Каретки педалей с педалями и замками регулировки педалей по росту летчика, установленные на болтах на концах рычага и тяги, образуют вместе с ними параллелограммный механизм. Это обеспечивает поступательное движение педалей (без их разворота) при управлении РН.

Посты ножного управления с качающимися педалями с верхней и нижней осями . Пост с верхней осью вращения механизма педалей со смонтированными на оси подвесками педалей устанавливается на литых опорах пульта, закрепленных на полу кабины. Подвеска педалей состоит из двух штампованных дюралевых поводков, соединенных в верхней части осью, а в нижней части - трубой с шарнирно установленной на ней литой педалью. Подвески с педалями свободно вращаются вокруг оси на подшипниках в поводках. Внутри нижней трубы смонтирован стопорный механизм с рукояткой, соединяющий подвеску с одним из шести отверстий в секторной качалке. Это обеспечивает регулировку педалей под рост летчика и преобразование отклонений педалей в поворот вертикального рычага трехплечей качалки управления РН.

Посты ножного управления со скользящими педалями требуют специальной платформы с направляющими трубками для перемещения по ним кареток с подножками педалей. Движение кареток должно синхронизироваться тросами. Тросы через сектор должны быть связаны с тягой управления РН или использоваться в качестве проводки управления к РН. Получается сложное громоздкое трудно компонуемое в кабине устройство. Поэтому посты ножного управления со скользящими педалями использовались крайне редко.

Элементы су, назначение и схемы включения в су усилителей, виды усилителей. автоматика в системе управления.

Источником энергии для отключения органа управления в этой системе оставалась мускульная сила летчика или усилие рулевых машин (РМ) автомата. Управление РВ осуществляется от штурвальной колонки с помощью тросовой проводки, проложенной на роликах по обоим бортам фюзеляжа до и тяг к РВ. В хвостовой части фюзеляжа слева на борту расположена РМ автомата (АП) соединенная тросами с проводкой управления РВ. Управление элеронами осуществляется от штурвала. Управление РН ----«---- от педалей, которые через вал под кабины летчика соединялись тросами в направляющих роликах по правому борту фюзеляжа с качалкой и тягой к РН в хвостовой части фюзеляжа. Триммеры РН и элеронов отключаются с помощью электромеханизма с электродистанционным управлением. Автомат обеспечивает стабилизацию самолета на задаваемых летчиком режимах полета и используется при бомбометании.

Гидравлические усилители в СУ

Управлять вручную только за счет мускульной силы с увеличением Мш становилось все труднее и наконец, стало практически невозможным. Внедрение ГУ в СУ способствовала необходимость улучшения характеристики устойчивости и управляемости самолетов автоматизация СУ в этих целях также не требовалось использования гидравлических или электромеханических усилителей мощности.

Рис. 22.3. Принципиальная схема конструкции ГУ. Автоматика в системе управления с ГУ, включенным по необратимой схеме.

СУ САМОЛЕТОМ ТУ-134

Предельное, путевое и поперечное управление самолетом осуществляется РВ, РН, элеронами и интерцепторами РВ и элероны приводятся в действие вручную посредством штурвальных колонок и штурвалов. РН управляют с помощью однокамерного ГУ-СУ самолетом ИЛ-86. Управление по тангажу осуществляется РВ и СТ. Управление РВ производится с помощью двух штурвальных колонок соединенных между собой и с ГУ РВ механической проводкой. ГУ включены по необратимой схеме.

В системе управления РН , состоящего из двух секций, каждая из которых управляется тремя ГУ- педаль, РМ АП, винтовые механизмы ЗМ, МТЭ, качалка, центрирующая спружение, механизм ограничения хода педалей с электроприводом.

В отличии от агрегатов, включенных в канал продольного управления, в систему управления РН включен еще демпфер рыскания для улучшения боковой устойчивости самолета.

Управление по крену осуществляется с помощью элеронов и интерцепторов. Штурвалы обоих летчиков соединены между собой и с ГУ элеронов и интерцепторов механической проводкой. Штоки ГУ (по три на элерон и по одному ГУ на интерцептор) крепятся непосредственно к секции элеронов и интерцепторов. Внутренние секции интерцепторов (по три на каждом крыле) могут использоваться в качестве воздушных тормозов и гасителей подъемной силы на пробеге и управляется через смесительный механизм как от штурвалов, так и от специального рычага установленного в кабине экипажа.

Управление элевонами. На самолетах без ГО, выполненных по схеме «бесхвостовое» поперечное и продольное управление осуществляется при помощи элевонов, располагающихся на месте элеронов .

При движении ручкой вперед элевонического РВ должны отключаться на обеих консолях крыла внизу. При движении ручкой вправо-влево элевоны отключаются, как элероны.

Дальнейшее развитие СУ может быть связано с уменьшением запаса статической устойчивости самолета, обеспечивающим повышение его аэродинамического качества из-за снижения потерь на балансировку самолета и выигрыш в массе за счет снижения площади и массы ГО. Однако это потребует введение в СУ автоматов продольной устойчивости. Перспективен переход на электродистанционное насыщенное компьютерами с большой степенью резервирования управление с боковыми ручками управления вместо традиционных штурвальных колонок.

Автоматика в СУ включает перечисленные выше устройства (РАУ), основным назначением которых является улучшение характеристики устойчивости и управляемости самолета в полете без вмешательства летчика.

Механизмы (автоматы) изменения передаточных отношений от рулей к рычагам управления (РУ) и от ЗМ к РУ могут быть выполнены в виде различных вариантов механизмов передачи или автоматов.

АРУ- автоматы регулировки управления. Они реагируют не только на изменение режима полета - скоростного напора и высоты полета Н, но и на центровку самолета Хт. ЗМ - загрузочные механизмы при использовании ГУ, включенных в СУ по необратимой схеме, служат для имитации аэродинамических нагрузок на рычагах управления, изменяя усилие на них в зависимости от величины их перемещения.

МТЭ - механизм триммерного эффекта предназначен для снятия нагрузок от ЗМ на рычаг управления. Его электромеханизм реверсивного действия летчик включает при на одном из пультов управления.

РАУ- рулевой агрегат управления представляет собой раздвижную тягу и эл.механизм. при включении которого происходит перемещение выходного звена РАУ и изменяется длина РАУ. При перемещении штока РАУ происходит перемещение золотника ГУ и отключение органа управления штоком ГУ.

Расчетные величины сил, приложенных к рычагам управления

1270...2350Н - для ручки, штурвальной колонки при управлении РВ;

640...1270Н - для ручки, штурвала при управлении элеронами;

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

Ключевые слова.

СУ – система управления, РУ – рычаги управления, основная и дополнительная система, пост управления, рычаги, качалки, педали, тросы, усилители, автоматика управления, триммерный эффект, РАУ – рулевой агрегат управления, АРУ – автоматики регулировки управления, ЗМ – загрузочный механизм, МТЭ – механизм триммерного эффекта, ГУ – гидроусилитель

Контрольные вопросы.

Для чего предназначена система управления самолета?
Какие требования предъявляются к СУ?
Сколько видов СУ существует в одном самолете?
Какие бывают тяги управления?
Что такое пост управления и как он разделяется?
Расскажите управление элеронами и рулями высоты конкретного самолета?
Какие расчетные величины сил могут приложится к рычагам управления?
Что такое автоматика управления как вы понимаете?

Литература – 2,5,10.

Лекция № 23

тема: АНОМАЛЬНОЕ ПОВЕДЕНИЕ НЕСУЩИХ ПОВЕРХНОСТЕЙ

ПОНЯТИЕ О ДИВЕРГЕНЦИИ КРЫЛА,ФЛАТТЕРЕ,РЕВЕРСЕ ЭЛЕРОНОВ,БАФТИНГЕ.

План

Аэроупругие явления (АЯ).
Реверс органов управления (РОУ) и конструктивные меры борьбы с ним.
Дивергенция и меры предотвращение ее.
Бафтинг и меры борьбы с бафтингом.
Флатер и меры борьбы с флатером.

Аэроупругие явления (АЯ)

АЯ возникают в полете из-за упругости и деформируемости агрегатов самолета под действием нагрузок. При деформации любого агрегата планера в полете изменяются действующие на него аэродинамические нагрузки, приводя к дополнительным деформациям конструкции и дополнительному увеличению нагрузок, что может привести в конечном счете, к потере статической устойчивости и разрушению конструкции (явление дивергенции). Если возникающие дополнительные силы зависят только от величины деформаций и не зависят от их изменения во времени, то также является обусловленным взаимодействием только аэродинамических и упругих сил, относятся к статическим аэроупругим явлениям (реверс элеронов и рулей, дивергенция крыла, оперения, пилонов и т.д.)

Явления, обусловленные взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил, относятся к динамическим аэроупругим явлениям (флаттер агрегатов в планере, бафтинг и деформация крыла).

Величина прогиба и угла крутки можно определить интегрированием диференциальных уравнений упругой линии крыла, совпадающей с основой его жесткости и относительного угла кручения. Так для прямого консольного крыла изг. и кр. м-нты в сечении жесткости на изгиб и кручение в сечении модуля упругости. При определении стат-х деформаций стрелов-х крыльев надо учитывать, что изгиб такого крыла приводит к изменению поперечных сечений крыла, направленных по потоку.

Реверс органов управления (РОУ)

РОУ - это явление потери эффективности управления и наступления обратного их действия на самолете, которое может произойти из-за закручивания крыла (ст.к.) под действием аэродинамических сил, возникающих при отклонении элеронов (рулей). Скорость полета при которой органы управления не создают управляющего момента, т.е. их эффективность становится равной нулю, называется критической скоростью реверса. При значении меньшем, чем скорость полета наступает реверс элеронов (рулей).

Коструктивные меры борьбы с реверсом элеронов.

Одним из основных путей повышения является повышение жесткости крыла на крученых. Это может быть достигнуто увеличением площади поперечного сечения контуров крыла работающих на кручение. Здесь лучше использовать материалы с повышенным значением при небольшом значении удельного веса материала.

Дивергенция - это явление потери статистической устойчивости (разрушения) крыла, оперения, пилонов, крепления двигателей и других частей планера в воздушном потоке, которое может произойти при увеличении угла их закручивания аэродинамическими силами.

Рис. 23.1. К пояснению потери статической устойчивости крыла (дивергенции).

Конструктивные меры борьбы с дивергенцией

Менее подвержены дивергенции крылья малых удлинений с таким распределением материала конструкции по контуру сечения агрегата, при котором Xж -X F стремится = min ,а также стреловидные крылья с удлинением>0 ,т.к. у них меньше c y a и они при изгибе закручивается на уменьшение угла атаки, чем значительно увеличивают V кр.д. Сейчас использование на таких крыльях КМ с определенной ориентацией несущих слоев осуществляющих подтяг нижней передней части поверхности крыла и препятствующих тем самым увеличению углов атаки крыла при изгибе вверх, позволяет ликвидировать этот недостаток.

Бафтинг оперение - это вынужденные колебания оперения под воздействием сорванного завихренного потока от впереди лежащего крыла, надстроек на фюзеляже и т. д.

Меры борьбы с бафтингом заключается в улучшении аэродинамических форм самолета, снижении интерференционного влияния агрегатов в местах их стыков, в выносе оперения из зоны спутной струи.

Флаттер - это самовозбуждающиеся незатухающие колебания частей самолета, возникающие в результате взаимодействия аэродинамических, упругих и инерционных сил. Сейчас без подтверждения того, что критическая скорость, при которой наступают различные формы флаттера больше мах скорости самолёта ни один самолет не сертифицируется.

Ключевые слова.

Аэроупругие явления, дивергенция, реверс, бафтинг, флатер.

Контрольные вопросы

Какие бывают аэроупругие явления?
Что называется реверсом элеронов?
Что называется дивергенцией?
Что называется бафтингом и какие меры борьбы предотвращения его?
Что называется флатером и какие меры борьбы существует против него?

Литература – 3, 5, 6.