Описание лабораторной установки

УФИМСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

Кафедра авиационного приборостроения

 

ИЗУЧЕНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ

ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ

 

 

МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ

 

 

к лабораторной работе по курсу

«Аэрогидродинамика, термогазодинамика и

конструкция летательных аппаратов»

 

Уфа 2004

Составитель: В.И. Петунин

 

УДК 629.7

 

Изучение систем управления летательными аппаратами: Методические указания к лабораторной работе по курсу «Аэрогидродинамика, термогазодинамика и конструкция летательных аппаратов»./ Уфимск. гос. авиац. техн. унив-т; Сост. В.И. Петунин. – Уфа, 2004. – 29 с.

 

В методических указаниях приведено описание лабораторной работы, во время которой студенты изучают механизацию и конструкцию крыла и оперения, а также знакомятся с основными элементами и схемами систем управления самолетом.

Методические указания предназначены для студентов направления 653700 «Приборостроение» и специальности 190300 «Авиационные приборы и измерительно-вычислительные комплексы».

 

Табл. 1. Ил. 10. Библиогр.: 2 назв.

 

Рецензенты: д-р техн. наук Кабальнов Ю.С.

канд. техн. наук Юлдашбаев Ш.А.

Содержание

 

1. Цель работы.............................................................................................. 4

2. Теоретическая часть.................................................................................. 4

2.1. Общие сведения...................................................................................... 4

2.1.1. Основные принципы управления самолетом..................................... 4

2.1.2. Классификация систем управления.................................................... 6

2.2. Механизация крыла............................................................................... 8

2.3. Механизация оперения......................................................................... 14

2.4. Аэродинамическая компенсация и весовая балансировка рулей...... 17

2.4.1. Триммеры.......................................................................................... 17

2.4.2. Аэродинамическая компенсация...................................................... 18

2.4.3. Весовая балансировка рулей............................................................ 20

2.5. Элементы системы управления самолетом......................................... 20

2.5.1. Органы управления........................................................................... 20

2.5.2. Проводка управления....................................................................... 24

2.6. Системы управления с усилителями.................................................... 24

3. Описание лабораторной установки........................................................ 28

4. Порядок выполнения работы................................................................. 28

5. Требования к отчету................................................................................ 28

6. Контрольные вопросы............................................................................ 28

Список литературы..................................................................................... 29

ЛАБОРАТОРНАЯ РАБОТА

 

ИЗУЧЕНИЕ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНЫМИ АППАРАТАМИ.

 

Цель работы

 

Целью данной лабораторной работы является ознакомление с основными элементами и схемами систем управления самолетом, а также изучение конструкции и механизации крыла и оперения.

 

Теоретическая часть

 

2. 1. Общие сведения о системах управления летательных аппаратов

 

2.1.1. Основные принципы управления самолетом

Расширение диапазонов изменения скоростей и высот полета привело к значительному изменению конструкции современных летательных аппаратов и связанному с этим ухудшению пилотажных характеристик. Поэтому появилась необходимость создания специальных систем управления, облегчающих пилотирование.

На летательный аппарат (самолет, вертолет) при движении в пределах атмосферы действуют сила тяги, аэродинамические силы и сила тяжести. При действии на летательный аппарат (ЛА) указанных сил его движение непрерывно возмущается, а параметры полета отклоняются от расчетных. Для получения заданного движения ЛА необходимо управлять действующими на него силами.

Любая из возмущающих сил, действующих на ЛА, может быть использована для управления движением. При создании систем управления к управляющим силам предъявляются следующие требования:

1. широкий диапазон изменения по величине и направлению;

2. простота реализации управляющих органов;

3. малые затраты энергии на управление;

4. малое влияние управляющих органов на аэродинамическое сопротивление.

На самолетах в качестве управляющих сил обычно используются аэродинамические силы.

На рис. 2.1 дана схема самолета, на котором в качестве рулевых органов применены элероны с триммером, руль высоты и руль направления.

Подъемная сила у крылатых ЛА создается, главным образом, крыльями, частью которых являются элероны, поэтому посредством элеронов можно менять направление и, отчасти, величину подъемной силы. Устойчивость и управляемость ЛА обеспечиваются горизонтальным (стабилизатор, нередко стабилизатор и руль высоты) и вертикальным (киль и руль направления) оперением.

 

Рис. 2.1. Схема расположения органов управления самолёта:

1 – продольное переднее оперение; 2 – горизонтальное переднее оперение; 3 – элероны; 4 – закрылки; 5 – руль направления; 6 – тормозные щитки; 7 – руль высоты.

 

Управление элеронами и стабилизатором (или рулем высоты) осуществляется посредством ручки управления самолетом или штурвальной колонки, отклоняемой соответственно вправо-влево и вперед-назад. Движение ручки управления самолетом через систему тяг и бустерные механизмы (усилители) передается элеронам и стабилизатору. Для управления рулем направления воздействуют на педали, которые через бустерный механизм передают движение рулю направления. Поскольку летчик управляет рулевыми органами не непосредственно, а через бустерные механизмы, то для создания «чувства» управления для летчика применяют загрузочные механизмы.

Управление самолетом в вертикальной плоскости осуществляется отклонением стабилизатора (руля высоты) из нейтрального положения вверх и вниз. При отклонении стабилизатора вверх (вниз) под действием встречного потока возникает аэродинамическая сила Y _с, создаваемая стабилизатором и направленная вниз (вверх). Момент M_z, этой силы поворачивает самолет относительно оси OZ, увеличивая (уменьшая) угол атаки, вследствие чего меняется подъемная сила крыльев. При изменении подъемной силы меняется высота полета, а момент М_z изменяет угол наклона продольной оси самолета (угол тангажа). Другими словами, стабилизатор (руль высоты) служит для управления углом тангажа и высотой полета.

Управление самолетом в горизонтальной плоскости осуществляется элеронами и рулем направления. При нейтральном положении элеронов подъемные силы правой и левой половин крыла одинаковы. Если элероны отклоняются (правый элерон поднимается, а левый опускается, и наоборот), то подъемная сила половины крыла с поднятым элероном уменьшается, а с опущенным – увеличивается. Разность подъемных сил половин крыла обусловливает возникновение момента М_x относительно оси ОХ, называемого моментом крена. Под действием этого момента самолет накреняется (при этом подъемные силы остаются перпендикулярными плоскостям половин крыла), в результате чего образуются горизонтальные составляющие этих сил, направленные в сторону крена. Под действием горизонтальных составляющих подъемной силы половин крыла центр масс самолета будет перемещаться в горизонтальной плоскости в сторону крена. Таким образом, с помощью элеронов можно управлять углом крена и боковым движением центра масс самолета.

При отклонении руля направления вправо или влево от нейтрального положения возникает аэродинамический момент M_y относительно оси OY, называемый моментом рыскания. Под действием этого момента самолет поворачивается в горизонтальной плоскости вправо или влево, т. е. изменяется угол рыскания самолета. Помимо изменения угла рыскания меняется также угол скольжения, т. е. угол, образуемый вектором скорости с плоскостью симметрии самолета. В результате этого возникает боковая сила, пропорциональная углу скольжения, вызывающая боковое движение самолета. Следовательно, с помощью руля направления можно управлять углами рыскания и скольжения, а также боковым движением центра масс самолета.

 

2.1.2. Классификация систем управления

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

Любая из основных систем управления состоит из рычагов управления и проводки, связывающей эти рычаги с рулями. Рычаги управления отклоняются ногами и руками пилотов. С помощью штурвальной колонки или ручки управления, перемещаемой усилием руки, пилот управляет рулем высоты и элеронами. Рулем направления управляют с помощью ножных педалей. Конструкция управления предусматривает, чтобы отклонение командных рычагов, а следовательно, и изменение положение самолета в пространстве соответствовали 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 увеличения скорости полета и т.д.

Для облегчения пилотирования и повышения безопасности полетов при продолжительном полете управление большинства гражданских самолетов дублируется: делают две пары педалей, две штурвальные колонки или ручки, которые связаны между собой так, что отклонение рычага первого пилота вызывает такое же отклонение рычагов у второго пилота. Нормы летной годности гражданских самолетов регламентируют максимальные усилия на рычагах управления. Они не должны превышать по абсолютному значению 350 Н при управлении самолетом по тангажу, 200 Н при управлении по крену и 700 Н при управлении по курсу. Уменьшить усилия и даже полностью снять нагрузку с рычагов управления можно с помощью аэродинамической компенсации. Для преодоления больших, превышающих физические возможности пилотов, усилий на рычагах управления к системе управления подключают гидравлические или электрические приводы, которые называются усилителями (бустерами). В этом случае пилот управляет усилителями, которые, в свою очередь, отклоняют рули. Система управления самолетов, предназначенных для длительных полетов, снабжается автопилотом, который облегчает пилотирование. Автопилоты с гироскопическими датчиками углового положения самолета, стабилизируя угол тангажа, обеспечивают движение с постоянной высотой и скоростью, стабилизируя угол крена и рыскания, – движение в заданном направлении. Вопросы о необходимости включения автопилота решает пилот.

Для решения навигационных задач на борту самолета устанавливают бортовую цифровую вычислительную машину (БЦВМ), позволяющую автоматически управлять траекторией полета по заданной программе. Автоматизация систем управления, использование систем автоматического управления (САУ) приводит к постепенному отказу от механической проводки управления и переходу к электродистанционным проводным системам. Информация, поступающая в САУ самолетом, формируется в виде электрических сигналов, которые реализуются приводами управления. При этом система управления значительно упрощается, получается более удобной и гибкой при монтаже на самолете. Устраняется вредное влияние на процесс управления трения, люфта в проводке, упругих деформаций конструкции и т.п. Информация, предназначенная для экипажа самолета, поступает на индикаторы приборной доски.

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

Струйные рули представляют собой реактивные сопла, к которым подводится сжатый воздух от баллонов или от компрессоров двигателя. Управляющими 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 с высокой температурой, то материалом для их изготовления может служить керамика. Дефлектор представляет собой устройство, отклоняющее реактивную струю газов, изменение направления тяги двигателя путем поворота всей двигательной установки требует громоздких и сложных устройств, обладающих большой массой и инерционностью. Привод рулевых устройств может быть гидравлическим, электрическим и пневматическим.

Управление стабилизатором осуществляется чаще всего гидромоторами через винтовую пару. При этом предусмотрены меры, полностью исключающие возможность самопроизвольного увода стабилизатора. При включенной системе управления стабилизатор надежно фиксируется в любом положении самотормозящейся резьбой винтовой пары. Стабилизатором управляют из кабины экипажа, а его положение контролируют по индикатору на приборной доске.

 

2. 2. Механизация крыла

 

Крыло является одной из главных частей самолета. При своем поступательном движении в воздухе крыло создает подъемную силу, необходимую для полета самолета, а также обеспечивает его поперечную устойчивость и управляемость.

Опытными исследованиями установлено, что аэродинамические силы через их коэффициенты могут быть выражены следующим образом:

(2.1)

где R – полная аэродинамическая сила; Y – подъемная сила; X – сила лобового сопротивления; c_R, c_y, c_x – соответственно коэффициенты полной аэродинамической силы, подъемной силы и силы лобового сопротивления; S – площадь крыла в плане; – скоростной напор.

Коэффициенты c_R, c_y, c_x зависят от формы профиля, формы крыла в плане, состояния поверхности крыла, положения его относительно набегающего потока.

Полная аэродинамическая сила, подъемная сила, лобовое сопротивление и их коэффициенты связаны следующими зависимостями:

(2.2)

Аэродинамическое совершенство крыла характеризуется аэродинамическим качеством K, равным отношению подъемной силы к лобовому сопротивлению или, что равнозначно отношению коэффициента подъемной силы к коэффициенту лобового сопротивления

(2.3)

Крыло может быть использовано для размещения силовой установки, топливных баков, шасси, оборудования. От того, насколько хорошо спроектировано крыло как в аэродинамическом отношении (с точки зрения размеров, формы и взаимного расположения его относительно других частей самолета), так и в массовом отношении, будут зависеть летные данные самолета.

Для получения больших скоростей полета увеличивают нагрузку на единицу площади крыла и стреловидность, уменьшают удлинение и относительную толщину. Но все это значительно ухудшает взлетно-посадочные характеристики. Так, посадочная скорость современных пассажирских самолетов превышает 200 км/ч. Увеличение взлетной и посадочной скоростей, длины разбега и пробега затрудняет расчет и выполнение взлета и посадки усложняет технику пилотирования, требует значительного увеличения взлетно-посадочных полос поэтому возникла настоятельная необходимость снабжать крыло самолета специальными устройствами, которые могут увеличить несущую способность при посадке, взлете и маневре. Такие устройства получили название механизации крыла, а крылья с такими устройствами называют механизированными. Кроме того, механизация крыла все шире начинает использоваться для повышения маневренности самолета. Это достигается непосредственным управлением подъемной силы и торможением, управлением по основным каналам крена и тангажа, увеличением ресурсов планера путем активного парирования перегрузок самолета в полете и перераспределения нагрузок на крыле.

Минимальная скорость горизонтального полета соответствует полету на критическом угле атаки при c_y = c_{y max}:

(2.4)

где G – сила веса самолета; c_{y max} – максимальный коэффициент подъемной силы.

Уменьшение скорости V _min, как видно из формулы, возможно при увеличении площади крыла S или c_{y max}. Увеличение площади крыла ведет не только к снижению V _min, но и вследствие увеличения лобового сопротивления к уменьшению максимальной скорости полета, что, очевидно, невыгодно. Можно идти по пути изменения площади крыла в полете. В таком случае на взлете и посадке площадь крыла должна увеличиваться, а при полете на максимальной скорости уменьшаться. Уменьшить минимальную скорость полета можно увеличением с_{y max}, причем это достигается либо увеличением кривизны профиля, либо управлением пограничным слоем на верхней поверхности крыла. Коэффициент с_у растет по мере увеличения вогнутости крыла. Но следует иметь в виду, что увеличение кривизны профиля вызывает увеличение коэффициента лобового сопротивления с_х. Поэтому механизация крыла, изменяющая кривизну профиля, используется лишь при полетах на малой скорости: при заходе на посадку и на взлете. На современных самолетах часто применяют комбинации механизмов, при использовании которых одновременно увеличивается площадь крыла и кривизна профиля, а также осуществляется управление пограничным слоем крыла.

Щиток – простейшая механизация крыла (рис. 2.2), представляющая собой отклоняемую поверхность (пластину), расположенную в нижней задней части крыла. В неотклоненном положении щиток вписывается в контур крыла. Максимальный угол отклонения щитка равен 55…60 градусов, хорда щитка составляет, примерно, 25 процентов от хорды крыла. Коэффициент подъемной силы при отклонении щитков растет вследствие увеличения вогнутости профиля, что приводит к увеличению разряжения на верхней поверхности крыла из-за отсоса воздуха в область пониженного давления за щитком и повышения давления под крылом вследствие торможения воздуха. При больших углах отклонения щитка сильно возрастает лобовое сопротивления крыла, а следовательно, значительно сокращается длина посадочной дистанции. Это влечет за собой уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла планирования самолета.

 

Рис. 2.2. Виды механизации крыла:

1 – простой щиток; 2 – щиток со скользящим шарниром; 3 – простой закрылок; 4 – выдвижной закрылок; 5 – щелевой закрылок; 6 – отклоняющийся вниз носок крыла; 7 – предкрылок; 8 – реактивный закрылок; 9 – сдувание пограничного слоя; 10 – отсос пограничного слоя.

 

Несколько сложнее устройство щитка со скользящим шарниром, который одновременно с отклонением вниз перемещается назад, увеличивая площадь крыла. Этот щиток дает большой прирост коэффициента подъемной силы.

Щитки могут размещаться и на верхней поверхности крыла. Они называются еще интерцепторами, спойлерами или пластичными элеронами. В полете в нерабочем положении щитки находятся заподлицо с верхним обводом крыла либо перемещаются внутри крыла. Отклоняясь вверх, они существенно и практически мгновенно изменяют аэродинамические силы – уменьшают подъемную и увеличивают лобовое сопротивление. Это позволяет использовать щитки для управления по крену. В этом случае они отклоняются вверх вместе с элероном и уменьшают подъемную силу полукрыла и тем самым создают дополнительный управляющий момент. Одновременное отклонение интерцептора вверх используется для увеличения вертикальной скорости снижения. Эффективно применение интерцепторов при торможении на пробеге. Они не только увеличивают лобовое сопротивление, но и уменьшают подъемную силу крыла, позволяя более энергично использовать тормоза колес шасси.

Закрылок – хвостовая часть крыла, отклоняющаяся от своего первоначального положения относительно оси, расположенной в носовой части закрылка. Различают следующие типы закрылков: простые, щелевые, выдвижные.

Максимальная подъемная сила у крыла с закрылком повышается в основном вследствие увеличения вогнутости крыла при отклонении закрылка вниз. При отклонении щелевых закрылков между закрылком и крылом образуется профилированная щель, через которую из области более высокого давления нижней части крыла воздух устремляется в области пониженного давления на верхней части крыла. Направленная струя воздуха сдувает пограничный слой с верхней стороны закрылка. Одновременно происходит отсос пограничного слоя с верхней части крыла. Для получения еще больших значений c_{у max} применяют выдвижные двух- и даже трехщелевые закрылки, отклонение которых сопровождается также приростом площади крыла. Эффективность закрылка зависит от угла отклонения, который при взлете обычно не превышает 20 градусов, а на посадке достигает 60 градусов. Отклонение закрылков, также как и щитков, сопровождается не только повышением с_у, но еще и в большой степени приростом с_х, поэтому аэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.

Выдвижной закрылок перемещается обычно по конической поверхности с помощью специальных кареток по рельсам дугообразной формы. Отклоняются закрылки винтовыми механизмами с приводом от электро- или гидродвигателей.

На тонких крыльях сверхзвуковых самолетов получил распространение отклоняющийся вниз носок крыла. Срыв струй у профилей с острой передней кромкой наступает при сравнительно небольших углах атаки. Срыв потока уменьшает диапазон летных углов атаки, с_{у max} и сильно увеличивает сопротивление профиля. Отклоняющийся вниз носок крыла или выдвижной щиток, расположенный в носовой части крыла (щиток Крюгера), позволяет сохранить плавность обтекания тонких профилей до сравнительно больших углов атаки. Максимальный угол отклоняемого носка крыла составляет 15…20 градусов.

Прирост коэффициента подъемной силы при применении некоторых видов механизации крыла и отклонения их на угол d следующий (табл. 2.1):

 

Таблица 2.1

 

Вид механизации		d, град.
Обыкновенный щиток	0,9…1
Выдвижной щиток	1,0…1,2
Закрылки	0,85…1,0
Выдвижные щелевые закрылки	1,5…1,7
Отклоняемые носки крыла	0,4…0,5

 

Сущность работы реактивных закрылков заключается в том, что струя выпускных газов турбореактивных или турбовинтовых двигателей либо струя сжатого воздуха, отбираемого от компрессоров этих двигателей, через систему каналов вытекает из длинной узкой щели, расположенной вдоль задней кромки крыла, вниз под углом и действует подобно обычному закрылку, изменяя характер обтекания крыла. Помимо этого он создает и некоторую реактивную тягу D Р. Рекомендуемое избыточное давление газов, истекающих из щели, составляет 0,15…0,17 МПа. Подъемная сила крыла в таком случае складывается из подъемной силы, возникающей под действием аэродинамических сил, и вертикальной составляющей реакции газов D Y. Коэффициент полной подъемной силы с_{у п} складывается из коэффициентов подъемной силы от действия аэродинамических сил с_у и вертикальной составляющей реакции газов с_{у р}. При реактивном закрылке с_{у max} может достигать 10…15, т.е. в четыре-пять раз больше, чем при обычном закрылке. Возможна такая конструкция струйного закрылка, когда газовая струя направлена под углом к направлению полета. Если струя направлена параллельно хорде, то струйный закрылок действует как реактивный двигатель, создавая лишь горизонтальную тягу. При отклонении струи на угол 40…50 градусов вертикальная составляющая тяги может достигать 70…80% от полной тяги двигателей.

Управлением пограничным слоем. Максимальное значение коэффициента подъемной силы крыла достигается на критическом угле атаки. Дальнейшему росту с_у препятствует начинающийся отрыв пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Управлением пограничным слоем называют искусственное сдувание или его отсасывание с верхней поверхности крыла (оперения). В результате отсасывания или сдувания пограничного слоя поток прижимается к верхней поверхности крыла, увеличивается разрежение над крылом, и, следовательно, значительно возрастает коэффициент с_у и критический угол атаки.

Предкрылок – простейший вид механизации крыла, предназначенный для управления пограничным слоем. Его устанавливают вдоль передней кромки основного крыла. Различают фиксированные предкрылки, жестко связанные с крылом, которые используют главным образом на нескоростных самолетах, и автоматические предкрылки, которые в зависимости от угла атаки крыла могут быть прижаты к нему и вписаны в его контур (при полете на малых углах атаки) или выдвинуты. Предкрылок выдвигается автоматически при полете на большом угле атаки. При этом между крылом и предкрылком образуется профилированная сужающаяся щель. Струя воздуха, выходящая из щели с большой скоростью, прижимает воздушный поток к верхней поверхности крыла, и пограничный слой отрывается на больших углах атаки. Коэффициент с_{у max} возрастает на 40…50% вследствие увеличения критического угла атаки. Предкрылки повышают поперечную устойчивость и управляемость при полетах на больших углах атаки.

Управление пограничным слоем возможно и путем принудительного отсоса либо сдувания пограничного слоя через специальные отверстия и щели в обшивке или пористые поверхности, расположенные в соответствующих местах крыла. Для отсоса и сдувания пограничного слоя применяют насосы и компрессоры с приводом от вспомогательных двигателей или используют компрессоры турбореактивных и турбовинтовых основных двигателей.

Элероны (рули крена) расположены на концевой части крыла (рис. 1.1). Принцип действия их заключается в перераспределении аэродинамической нагрузки по размаху крыла. Если, например, левый элерон отклоняется вниз, а правый вверх, то подъемная сила левой половины крыла возрастает, а правой уменьшается. В результате возникает момент, накреняющий самолет. Создать достаточную эффективность рулей крена у сверхзвуковых самолетов трудно. Ввиду малой толщины крыла и особенно его концевых участков при отклонении элеронов крыло закручивается в сторону, противоположную отклонению элеронов, что резко снижает эффективность элеронов. Увеличение жесткости концевых участков крыла приводит к увеличению массы конструкции. В последнее время появились самолеты с так называемыми внутренними элеронами. Если обычные элероны устанавливают вдоль концевой части крыла, то внутренние располагают ближе к фюзеляжу. При одинаковой площади элеронов вследствие уменьшения плеча относительно продольной оси самолета эффективность внутренних элеронов при полете на малых скоростях снижается. Однако на большой скорости полета внутренние элероны более эффективны. Возможна одновременная установка внешних и внутренних элеронов. В этом случае при полете на малых скоростях работают внешние элероны, а на больших скоростях – внутренние. Внутренние элероны крыла при взлете и посадке могут использоваться как закрылки. При этом они отклоняются на правой или левой половинах крыла одновременно вниз на одинаковый угол.

Элероны, занимая сравнительно большую часть размаха крыла, создают трудности при размещении механизации крыла по всему размаху, вследствие чего эффективность последней снижается. Стремление повысить эффективность средств механизации самолета привело к созданию интерцепторов, позволяющих уменьшить длину элерона и вследствие этого увеличить размах закрылков.

На некоторых самолетах интерцепторы используются как тормозные щитки – спойлеры, которые одновременно отклоняются вверх на обеих частях крыла только после приземления или в процессе прерванного взлета. На других самолетах интерцепторы для торможения выдвигаются на некоторую часть полного хода, а оставшаяся часть хода может быть использована для поперечной управляемости. Высота полностью выдвинутого интерцептора составляет 5…10% хорды крыла, а длина – 10…35% полуразмаха. Для сохранения большей плавности обтекания крыла и уменьшения срывного сопротивления интерцепторы иногда делают не сплошными вдоль размаха, а гребенчатыми. Эффективность таких прерывателей несколько меньше, чем сплошных, но зато вследствие ослабления срывных явлений уменьшается сопутствующая им тряска оперения.

На самолетах без горизонтального оперения органы управления на крыле, используемые для обеспечения продольной и поперечной управляемости, работают как в элеронном режиме, так и в режиме рулей высоты, и называются элевонами. В этом случае их площадь и углы отклонения больше, чем у самолетов обычной схемы, т.к. меньше плечо от центра масс самолета до элевонов.

 

2. 3. Механизация оперения.

 

Несущие поверхности, предназначенные для создания устойчивости, управляемости и балансировки самолета, называют оперением.

Продольная балансировка, устойчивость и управляемость самолета обычной схемы обеспечиваются горизонтальным оперением, путевая балансировка, устойчивость и управляемость – вертикальным оперением, балансировка и управление самолета относительно продольной оси – элеронами. Оперение (рис. 2.3, а) обычно состоит из неподвижных поверхностей, служащих для обеспечения равновесия (балансировки) и устойчивости, и подвижных поверхностей, при отклонении которых создаются аэродинамические моменты, необходимые для равновесия (балансировки) и управления полетом. Неподвижная часть горизонтального оперения называется стабилизатором, а вертикального – килем. К стабилизатору шарнирно крепится руль высоты, состоящий обычно из двух половин, а к килю – руль направления. Действие аэродинамических рулей основано на изменении при постоянном угле атаки аэродинамической силы профиля вследствие изменения его кривизны (рис. 2.3, б). Искривление профиля приводит к возникновению силы R _г.о, которая благодаря большому плечу относительно центра тяжести самолета создает момент, уравновешивающий суммарный момент тяги двигателей, сил, возникающих на крыле, фюзеляже и других частях самолета. Таким образом, момент оперения балансирует самолет. Отклонением руля в ту или другую сторону можно изменить не только значение, но и направление момента, и таким образом вызвать поворот самолета относительно поперечной оси, т. е. управлять самолетом. Момент относительно оси вращения руля, возникающий от действия на него аэродинамической силы R _p, обычно называют шарнирным моментом и обозначают M _ш= R _p a. Шарнирный момент зависит от скорости полета (числа М), углов атаки и скольжения, угла отклонения руля, местоположения шарниров подвески и размеров руля. Отклоняя рычаги управления, пилот должен приложить определенное усилие для преодоления шарнирного момента. Сохранение приемлемых для пилота усилий достигается применением аэродинамической компенсации.

 

 

Рис. 2.3.Оперение самолета и схема его работы:

1 – форкиль; 2 – зализ; 3 – проблесковый маяк; 4 – киль; 5 – руль направления; 6 – триммер руля направления; 7 – сервокомпенсатор; 8 – триммер руля высоты; 9 – руль высоты; 10 – стабилизатор; 11 – фальшкиль.

 

Обычно у самолетов оперение располагается позади крыла, но у сверхзвуковых самолетов стала все чаще применяться схема «утка». У таких самолетов горизонтальное оперение располагается впереди крыла и является несущим.

Известно, что при переходе к сверхзвуковой скорости полета на самолете возникает мощный пикирующий момент, для компенсации которого необходимо увеличивать направленную вниз подъемную силу горизонтального оперения. Если при дозвуковой скорости полета отрицательная подъемная сила горизонтального оперения приблизительно составляет 0,1 Y _Кр, то при сверхзвуковой скорости полета она равна (0,25…0,3) Y _кр. Балансировка самолета обеспечивается отклонением руля высоты вверх, что приводит к увеличению лобового сопротивления самолета и уменьшению аэродинамического качества.

При переднем расположении горизонтального оперения повышается его эффективность (оперение не затенено крылом), что требует меньшего отклонения рулевых поверхностей при балансировке самолета. Однако схема «утка» имеет ряд недостатков: срыв потока у оперения наступает раньше, чем на крыле, в результате чего возникают продольные колебания самолета; из-за удлиненной носовой части самолета снижается путевая устойчивость. При полете на больших углах атаки (при посадке) срыв потока на оперении вызывает опасное и быстрое опускание носовой части самолета («кивок»). Для устранения отрицательных последствий схемы «утка» при дозвуковом полете носовое оперение должно либо убираться из потока, либо находиться во флюгерном положении, а при переходе к сверхзвуковой скорости – фиксироваться в определенном положении.

Эффективность рулей можно оценить по изменению продольного момента, моментов крена и рыскания при отклонении на 1 градус соответствующего руля. При больших скоростях полета сжимаемость воздуха, а также упругие деформации конструкции заметно снижают эффективность рулей. Уменьшение эффективности руля при больших околозвуковых скоростях обусловливается главным образом упругой закруткой стабилизатора, киля, крыла при отклонении соответствующего руля (рис. 2.3, в), которая снижает общий прирост подъемной силы профиля от отклонения руля.

Степень упругой закрутки профиля при отклонении руля зависит от действующего на профиль аэродинамического момента (относительно центра жесткости профиля), а также от жесткости самой конструкции. Малая относительная толщина оперения скоростных самолетов, а значит, малая жесткость, может вызвать явление реверса управления. Уменьшение эффективности рулей при обтекании их потоком со сверхзвуковыми скоростями вызвано и другими причинами. При сверхзвуковом обтекании добавочная подъемная сила при отклонении руля возникает только на руле, неподвижная часть оперения (киль, стабилизатор) участия в создании дополнительной аэродинамической силы не принимает. Поэтому для получения достаточной управляемости необходимо большее отклонение руля или увеличение площади отклоняемой поверхности. С этой целью на сверхзвуковых самолетах устанавливают подвижный управляемый стабилизатор с рулем высоты. То же самое относится к вертикальному оперению. На сверхзвуковых самолетах возможно применение поворотного киля без руля поворота. Изменение направления полета тогда достигается поворотом стабилизатора и киля. Углы отклонения стабилизатора и киля значительно меньше углов отклонения соответствующих рулей. Отклонение безрулевых поверхностей осуществляется с помощью необратимых самотормозящих гидравлических или электрических силовых устройств. Безрулевое оперение обеспечивает эффективное управление и балансировку самолета в большом диапазоне скоростей (от малых дозвуковых до больших сверхзвуковых) и центровок.

Площадь горизонтального оперения обычно составляет 15…20% площади крыла, площадь вертикального оперения 8…20%, а площадь элеронов 5…10%.

Площадь рулей зависит от типа самолета, т. е. от необходимой степени управляемости и устойчивости. Площадь руля высоты равна 30…40% общей площади горизонтального оперения, а площадь руля направления составляет

35…50% общей площади вертикального оперения.

Угол отклонения рулей обычно не превышает 25…35° в одну сторону, так как большее отклонение почти не увеличивает эффективности руля. Подвижный горизонтальный стабилизатор (без рулей высоты) вверх отклоняется па угол 15—18° и вниз на 6…10°.

 

2.4. Аэродинамическая компенсация и весовая балансировка рулей

 

2.4.1. Триммеры

Триммеры (рис. 2.4.) представляют собой вспомогательную рулевую поверхность, устанавливаемую в хвостовой части основного руля.

 

Рис. 2.4. Схема работы триммера:

1 – неподвижная поверхность; 2 и 4 – тяги; 3 – руль; 5 – триммер.

 

С помощью триммеров самолет балансируется относительно всех его осей при изменении центровки и режима полета. Триммер отклоняется независимо от руля обычно с помощью необратимых самотормозящихся электромеханизмов. Триммер руля высоты, как правило, управляется тросовым механическим устройством. Сущность работы триммера можно пояснить следующим примером. При отказе одного из двигателей самолета возникает разворачивающий момент, противодействие которому может быть создано отклонением руля поворота. Длительный полет с отклоненным рулем утомителен для пилота. Отклоняя триммер в сторону, противоположную отклонению руля, нагрузку, передающуюся на ноги пилота, можно уменьшить до сколь 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 при этом

М _ш = R _р a – R _тр b, (2.5)

где R _р и R _тр – аэродинамические силы, приложенные, соответственно к рулю и триммеру; а и b -плечи этих сил относительно оси вращения.

При наличии отклоняемых стабилизатора и киля надобность в установке триммера отпадает.

 

2.4.2. Аэродинамическая компенсация

Уменьшение шарнирного момента руля, приводящее к снижению усилия на рычаге управления, осуществляется с помощью аэродинамической компенсации. Аэродинамическая компенсация (рис. 2.5.) осуществляется с помощью: осевой и роговой компенсации рулей; внутренней или статической компенсации рулей; сервокомпенсатора, кинематически связанного с отклонением руля; пружинного сервокомпенсатора.

 

Рис. 2.5. Виды аэродинамической компенсации шарнирного момента:

а – осевая; б – роговая; в – внутренняя; г – сервокомпенсатор; д – пружинный сервокомпенсатор; 1 – руль; 2 – ось вращения руля; 3 – роговой компенсатор; 4 – гибкая диафрагма; 5 – компенсатор; 6 – тяга управления рулем; 7 – качалка; 8 – пружина; 9 – тяга.

 

Сущность осевой компенсации заключается в том, что ось вращения находится на некотором удалении от носка руля (ближе к центру давления). В результате уменьшения расстояния точки приложения аэродинамической силы R от оси вращения шарнирный момент уменьшается. Дальнейшее перемещение оси вращения в направлении от носка может привести к перемене знака шарнирного момента. Это явление носит название перекомпенсации. Обычно

S _к.в = (0,22…0,25) S _р.в;

S _кн = (0,20…0,22) S _р.н; (2.6)

S _кэ = (0,25…0,28) S _э,

где S _р.в, S _р.н, S _э – соответственно площади рулей высоты, направления и элерона; S _к.в, S _кн, S _кэ – площади компенсационной части указанных рулей.

У рулей, снабженных роговой компенсацией, концевая часть рулевой поверхности располагается перед осью руля. При повороте руля действующая на роговой компенсатор аэродинамическая сила создает момент, противоположный шарнирному.

Внутренняя или статическая компенсация рулей чаще всего применяется на элеронах. Носок элерона соединяется с крылом воздухонепроницаемой гибкой диафрагмой. При отклонении элерона избыточное давление на диафрагму создает силу, способствующую его отклонению. Для компенсации такого типа характерно отсутствие перетекания воздуха из зоны повышенного давления в зону пониженного, а также устранение выхода носка руля при его отклонении за крыло, что снижает его лобовое сопротивление. Внутренняя компенсация особенно эффективна при полетах на больших скоростях, однако осуществление ее в тонких профилях затруднено, т.к. она ограничивает углы отклонения элерона.

По принципу действия сервокомпенсатор и триммер подобны, но есть между ними и существенное различие. Если триммер отклоняется только по воле пилота и отклонение руля не вызывает поворота триммера, то сервокомпенсатор с помощью четырехзвенного механизма отклоняется всегда в сторону, обратную отклонению основного руля, угол отклонения компенсатора увеличивается при увеличении отклонение руля.

Рассмотрим работу пружинного сервокомпенсатора. Качалка управления соединяется с рулем через пружинную тягу с предварительно затянутыми пружинами (на схеме для простоты эта тяга показана в виде одной пружины). Второй конец качалки жесткой тягой соединен с компенсатором. Если снять пружинную тягу, то при повороте качалки управления руль останется неподвижным, а компенсатор отклонится. Если аэродинамические силы, действующие на руль, малы и усилия, потребные для отклонения руля, не превышают усилий предварительной затяжки пружин в пружинной тяге, то последнюю можно рассматривать как жесткий стержень неизменной длины. Поворот руля в этом случае не вызывает отклонения компенсатора. Вследствие малого значения шарнирного момента аэродинамическая компенсация не требуется. Но как только аэродинамические силы, действующие на руль, возрастут, например вследствие увеличения угла отклонения руля или повышения скорости полета, и для отклонения руля потребуются усилия, превышающие усилия от предварительной затяжки пружин в пружинной тяге, то при отклонении руля пружинная тяга будет удлиняться или укорачиваться. В результате качалка повернется относительно руля, и компенсатор отклонится в сторону, противоположную отклонению руля. Угол отклонения компенсатора пропорционален усилию, потребному для отклонения руля.

Таким образом, автоматически включившийся (отключившийся) сервокомпенсатор снижает усилия, потребные для отклонения руля, до вполне допустимых значений. Пружинный сервокомпенсатор применяется на рулях направления многодвигательных самолетов.

Расчеты показывают, что у сверхзвуковых самолетов велики усилия на рычаги управления. Широкий диапазон изменения этих усилий от малых на до звуковых скоростях до очень больших на сверхзвуковых скоростях требует ввода аэродинамической компенсации, переменной по числу М. Рассмотренные здесь виды компенсации не позволяют получить приемлемых (по значению и знаку) усилий на рычагах управления на всех скоростях полета. Выходом из положения явилось применение системы управления с усилителями (бустерами). Однако и при наличии усилителей в системе управления рули должны иметь аэродинамическую компенсацию, во-первых, для снижения потребных мощностей бустеров, во-вторых, для повышения безопасности аварийного перехода на ручное управление при выходе бустера из строя.

 

2.4.3. Весовая балансировка рулей

Весовая балансировка (весовая компенсация) рулей предназначена для предотвращения незатухающих, упругих колебаний оперения и крыла, возникающих при полете на больших критических скоростях. Сущность весовой компенсации состоит в том, что центр тяжести руля совмещается при помощи дополнительных грузов, расположенных в передней части руля, с осью его вращения или сдвигается вперед относительно оси. В последнем случае весовая компенсация называется перебалансированной.

 

2.5. Элементы системы управления самолетом

 

2.5.1. Органы управления

Рулем высоты и элеронами управляют при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка (рис. 2.6.) 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 O 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 (рис. 2.7.). 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 качалками, установленными на кронштейнах. На каждом штурвале установлены кнопки управления связной радиостанцией, включения и отключения автопилота, самолетного переговорного устройства и нажимной, 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 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.

 

 

Рис. 2.6. Схема привода ручного управления:

1 – кронштейн; 2 – регулировочный болт ограничения отклонения ручки; 3 – рычаг управления клапаном торможения колес; 4 – ручка управления; 5 – труба ручки управления; 6 – рычаг.

 

Пульт ножного управления (рис. 2.8.) состоит из трех щек 10, между которыми на штангах 11, соединенных с трубой 8, подвешены педали 6. Каждая педаль пальцем 13, проходящим внутри оси 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 1, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левую педаль (от пилота), 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 выполняют 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.

 

 

Рис. 2.7. Штурвальная колонка управления:

1 – штурвал; 2 – труба; 3 – качалка управления элеронами; 4 – тяги управления элеронами; 5 – рычаг; 6 – тяга управления рулем высоты.

 

 

Рис. 2.8. Пульт ножного управления.

 

 

Рис. 2.9. Схема тросовой (а) и жесткой (б) проводок управления:

1 – педаль; 2 – ролик; 3 – трос; 4 – руль поворота; 5 – руль высоты; 6 – качалка; 7 – элерон; 8 – тяги; 9 – штурвал.

 

 

2.5.2. Проводка управления

Проводка управления (рис. 2.9.) 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. Для уменьшения провисания тросов на прямолинейных участках используют текстолитовые направляющие, в местах перегиба троса устанавливают ролики с шариковыми подшипниками.

Применение тросовой проводки и роликов (рис. 2.9., а) позволяет изменять направление проводки управления, делать резкие повороты и прокладывать ее в наиболее удобных и безопасных местах (например, под полом, по борту и т.д.). Положительным качеством тросовой проводки является ее небольшая масса, простота монтажа и замены, а также то, что для размещения тросов требуется мало места.

Недостатком гибкой проводки является большое трение в местах перегиба тросов и вытяжка тросов, возникающая, несмотря на предварительное вытягивание их перед установкой. Кроме того, при большой длине проводки трос пружинит вследствие упругой деформации, в результате чего у пилота создается впечатление, что управление люфтует, т.е. возникает движение ручки управления без поворота рулей и элеронов, что снижает чувствительность управления.

Жесткая проводка (рис. 2.9., б) 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 работают на растяжение и сжатие. Они имеют трубчатое сечение, изготовляются, как правило, из дюралюминия и реже из стали. Соединения тяг между собой, а также с качалками осуществляется через наконечники с одним или двумя ушками, в которые вмонтированы шарикоподшипники, допускающие перекос между осями тяг. Отдельные наконечники имеют резьбовое соединение для возможной регулировки длины проводки.

Положительными качествами жесткой проводки являются отсутствие вытяжки проводки при эксплуатации, малое трение в сочленениях и надежность в эксплуатации. Однако жесткое управление тяжелее гибкого. Кроме того, при жесткой проводке труднее обходить различные препятствия на пути проводки и обеспечить уплотнения при выводе жестких тяг из герметических кабин.

 

2.6. Системы управления с усилителями

 

С увеличением скоростей, размеров и массы самолетов нагрузки на поверхности управления увеличиваются. Однако усилия на рычаги, ограничиваемые физическими возможностями пилота, не должны превышать определенных значений, при больших усилиях на органах управления 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, возможны только при скоростях полета, соответствующих числу М не больше 0,9.

 

 

Рис. 2.10. Система управления рулем высоты с гидроусилителем:

1 – рычаг обратной связи; 2 – тяга управления; 3 – ручка управления; 4 – ограничитель хода золотника; 5 – поршень; 6 – управляющий золотник; 7 – руль высоты.

 

Отказ от использования воздушного потока для уменьшения нагрузок на органы управления 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. Гидропривод в системе управления используется благодаря быстродействию, малой массе, приходящейся на единицу мощности. При наличии гидроусилителей пилот управляет не рулями, а распределительными устройствами гидропривода. Аэродинамический момент при отклонении руля пилотом не ощущается, он полностью передается на конструкцию самолета через гидроусилитель, с появлением которого 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 машин автопилота.

Некоторые конструкции гидроусилителей позволяют уменьшить и даже полностью устранить весовую балансировку рулей. Однако гидроусилители утяжеляют конструкцию самолета. Для изучения работы системы управления с гидроусилителями рассмотрим систему управления рулями высоты самолета (рис. 2.10.). Входным элементом, задающим движение, служит ручка управления 3 (или штурвальная колонка), которая находится в пилотской кабине. При движении ручки вперед и назад должны отклоняться рули высоты. Пусть ручка 3 отклоняется на пилота (на рис. 2.10. влево). Это вызовет движение тяги 2 и поворот рычага обратной связи 1 вокруг нижнего шарнира В ₀. Для этого момента поршень силового цилиндра 5 был заперт жидкостью цилиндрическими поясками управляющего золотника 6. До начала первого этапа движения рычаг обратной связи 1 занимал положение А ₀ В ₀, а золотник 6 находился в среднем положении и перекрывал проходные сечения окон а и б. Поворот рычага обратной связи 1 против часовой стрелки вокруг точки В ₀ приведет к смещению золотника 6 влево, тогда в распределителе жидкости появятся две щели, через щель а жидкость под давлением начнет поступать в силовой цилиндр, через щель б жидкость из цилиндра будет вытесняться в полость слива. Под действием возникшего перепада давления в левой и правой полостях силового цилиндра поршень 5 приходит в движение, а его шток отклоняет рулевую поверхность.

Момент начала движения поршня можно условно считать окончанием первого и началом второго этапа работы гидроусилителя на возмущение со стороны входа. На втором этапе после окончания движения ручка управления 3 точку А ₁ рычага 1 можно считать неподвижной. Поэтому рычаг 1 при движении поршня 5 вправо будет поворачиваться и перемещать золотник 6 в направлении, противоположному тому, которое он занимал при отклонении ручки 3. В результате щели а и б начинают уменьшаться и полностью перекроются, поступление жидкости в силовой цилиндр прекратится, и поршень 5 остановится. При повороте ручки 3 в противоположную сторону движение всех элементов гидроусилителя и руля будет происходить в обратном направлении. В действительности двух отдельных этапов движения следящего привода нет, поскольку оба движения задающего устройства и исполнительного механизма происходят почти одновременно. Механические упоры 4 ограничивают максимальное отклонение золотника и, следовательно, максимальную скорость отклонения руля.

Применяют две разновидности гидроусилителей систем управления рулями: необратимые и обратимые. Необратимыми называют такие усилители, в которых нагрузка, приложенная к выходному звену (например, шарнирный момент руля), преодолевается силовым узлом и на ручке управления не передается. Описанная выше и приведенная на рис.2.10. схема гидроусилителя необратимая. Для создания на ручке «чувства» управления ее нагружают с помощью специальных устройств. Простейшее из них – пружина с линейной зависимостью усилия от отклонения ручки. Однако такие устройства не удовлетворяют пилотов, так как создают на органах управления одинаковые усилия при минимальной и максимальной скоростях полета и легко могут стать причиной опасной, перегрузки самолета при маневре. Распространение получили нагрузочные автоматы, создающие усилие в зависимости от скоростного напора и угла отклонения поверхности управления. Такие нагрузочные автоматы в сочетании с необратимыми усилителями дают возможность выбора наилучших характеристик управляемости для любого самолета. Чтобы освободить пилота от утомительной необходимости держать усилие, при ручном управлении загрузочное устройство снабжается механизмом триммерного эффекта.

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

На легких самолетах 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 уменьшает возможность перегрузки конструкции при различных эволюциях самолета. Нагрузка от шарнирного момента может быть передана на ручку либо при помощи соответствующей рычажной системы обратной связи, либо гидравлическим способом.

Для повышения надежности системы управления, снабженных гидроусилителями, применяют:

1. разделение рулей на несколько секций, каждая из которых отклоняется отдельным усилителем;

2. установку на самолете нескольких автономных гидравлических систем, число которых обычно равно числу авиадвигателей;

3. питание гидроусилителей раздельных секций рулей независимыми гидравлическими системами таким образом, чтобы при отказе одного усилителя для управления самолетом оставалась действующая часть секций рулей, которая обеспечит продолжение полета и посадку. В случае полного отказа гидравлической системы на некоторых самолетах предусмотрен переход на ручное управление, при этом при многосекционных рулевых поверхностях может отклоняться лишь часть поверхностей.

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 разъеданиях золотникового распределителя, усилитель должен автоматически отключаться от системы управления для предотвращения ее заклинивания. Стремление повысить экономичность транспортных самолетов приводит к увеличению их размеров и взлетной массы, которая уже сейчас приближается к 450 т. Следует заметить, что моменты, создаваемые поверхностями управления по мере увеличения массы самолетов, становятся все менее эффективными по сравнению с моментами инерции конструкции. Поэтому реакция самолета на отклонение поверхности управления становится неприемлемо малой. В связи с этим можно ожидать в будущем коренных изменений методов управления большими самолетами.

 

Описание лабораторной установки

 

Лабораторная установка представляет собой органы управления, агрегаты систем управления вертолета МИ-2, планшеты и плакаты, представленные в лаборатории.

 

Порядок выполнения работы

 

Ознакомиться с органами управления и различными агрегатами систем управления летательных аппаратов на примере соответствующих устройств вертолета МИ-2, представленных в лаборатории. Изучить схемы систем управления и конструкцию отдельных агрегатов, представленные на плакатах.

 

5. Требования к отчету

 

Отчет должен содержать: схему самолета с основными рулями управления; формулы аэродинамических сил; основные элементы механизации крыла; схему работы триммера; схемы тросовой и рычажной проводок управления.

 

Контрольные вопросы

 

1. Назовите основные рули самолета.

2. Как осуществляется управление углами тангажа, крена и рыскания (курса)?

3. Назовите основные элементы механизации крыла и их назначение.

4. Как влияют элементы механизации крыла на прирост коэффициента подъемной силы?

5. Как определяется шарнирный момент руля при работе триммера?

6. Расскажите о работе сервокомпенсатора.

7. Как осуществляется аэродинамическая компенсация и весовая балансировка рулей в полете?

8. Перечислите типы проводок управления, их преимущества и недостатки.

9. Опишите работу бустерной системы управления.

 

Список литературы

 

1. Никитин Г.А., Баканов Е.А. Основы авиации: Учебник для вузов гражданской авиации. – М.: Транспорт, 1984 г. – 261 с.

2. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для авиационных специальностей вузов. – М.: Машиностроение, 1991. – 394 с.