Система управления самолетом и двигателями. Элементы конструкции и органы управления самолетом. Описание работы системы, подсистемы, изделия
РГП «Государственный авиационный центр»
«Утверждаю»
«Государственный авиационный центр»
______________Ж. Сандыбаев
«_______»____________2011 г.
МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА
проведению лекции по учебной дисциплине
РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
ТЕМА № 1.
Разработал: БУТЕНБАЕВ Б.С.
АСТАНА 2011 г.
Тема № 1
Общие данные самолета TL-2000
Описание самолета
1.2.1 Планер самолета
Легкомоторный самолет TЛ-2000 – двухместный самолет, с низкорасположенным крылом, из композиционных материалов, с рулем высоты.
Фюзеляж выполнен из многослойного пластика, в некоторых местах из трехслойного пластика, имеет овальное сечение для достижения оптимального соотношения жесткости, массы и аэродинамического сопротивления. В состав фюзеляжа входит встроенный топливный бак, кресла и основание пульта.
Шасси имеет три колеса и оборудовано гидравлическими дисковыми тормозами. На колесах главной опоры шасси тормоза установлены на пружине из многослойного пластика. Маневры выполняются с помощью колеса передней опоры шасси.
Ножное управление тормозами осуществляется из кабины летчика, управление тормозом каждого колеса является раздельным.
Колесо может быть оборудовано аэродинамическими кожухами.
Кресла в кабине летчика установлены рядом друг с другом. Кабина закрыта колпаком, который может быть прозрачным или более темных тонов, что позволяет обеспечить превосходный обзор. Фиксация колпака кабины осуществляется в трех точках с помощью замков. Принудительная вентиляция в верхней части контролируется с места летчика, кроме этого, вентиляция может быть оборудована нагнетательными окнами или окнами с боковым обдувом.
Пилотажное управление самолетом является спаренным и организовано по классической схеме. Управление рулем высоты осуществляется с помощью тяги, управление рулем направления тросовой проводкой. Управление элеронами и закрылками осуществляется с помощью тяг.
Используется крыло прямоугольной формы. Крыло полностью выполнено из композиционных материалов, основной и вспомогательные лонжероны выполнены из стеклопластика. Пылезащитный чехол имеет трехслойную структуру. Закрылки предусматривают установку в два положения.
Руль высоты также сделан из композиционных материалов. В состав руля высоты входит триммер, с помощью которого обеспечивается балансировка самолета в продольном направлении. Концепция руля высоты обеспечивает низкое аэродинамическое сопротивление самолета. Производителем фюзеляжа является компания TL Ultralight.
Топливная система
Топливная система представлена встроенным топливным баком из композиционных материалов в составе фюзеляжа. Топливная система оборудована топливомером, системой распределения, запорным краном, фильтром и механическим топливным насосом. Все элементы используются на двигателях типа 912 и 921S. Двигатель типа 914 Turbo оборудован электрической системой подачи топлива.
Топливный бак оборудован запираемой крышкой, установленной справа, в передней части фюзеляжа. Производителем топливной системы также является компания TL Ultralight.
Воздушный винт
Предусмотрена возможность использования воздушного винта фиксированного или изменяемого шага. Описание воздушного винта входит в состав поставки самолета и указано в инструкции по сборке и техническому обслуживанию воздушного винта.
Двигатель
Чаще всего используются двигатели типа Rotax 912, 912S и 914, которые обеспечивают превосходные динамические и полетные характеристики самолета. Двигатели типа Rotax 912, 912S и 914 представляют собой четырехтактные, четырехцилиндровые двигатели. Охлаждение головки цилиндров производится с помощью охлаждающей жидкости, охлаждение цилиндров – воздушное.
Двигатель оборудован редуктором с двумя карбюраторами. Подробная информация указана в инструкции по использованию двигателя.
Органы управления самолета и их работа
Ножное управление:
При нажатии на левую ножную педаль, самолет разворачивается влево при нахождении на земле или в воздухе; при нажатии на правую ножную педаль самолет разворачивается вправо при нахождении на земле или в воздухе.
Ручное управление:
При переводе летчиком ручки управления на себя самолет набирает высоту, при переводе ручки управления от себя самолет снижается.
Торможение:
Колеса главной опоры шасси оборудованы тормозами. При нажатии на верхнюю часть левой педали – производится торможение левого колеса; при нажатии на верхнюю часть правой педали – производится торможение правого колеса. При одновременном нажатии на обе верхние части педалей – производится торможение обоих колес главной опоры шасси.
Закрылки:
При нажатии на кнопку на ручном рычаге, установленном между креслами. и подъеме этого рычага вверх закрылки переводятся во второе выдвинутое положение. При нажатии на этот рычаг с одновременным нажатием на кнопку производится уборка закрылков.
Балансировка:
Рычаг балансировки в переднем положении соответствует балансировке «сильно вперед», заднее положение соответствует положению «сильно назад». Среднее положение соответствует балансировке для полета по маршруту.
Сектор газа:
Сектор газа в переднем положении соответствует положению полного газа. Сектор газа в заднем положении соответствует работе на малом газу.
| 1.4 Определение центра тяжести, допустимые и измеренные значения |  | 1.3 Компоновка самолета На рисунках указаны все размеры. Комментарии к компоновке указаны в пункте 1.4 | |||||||||||||||||
| Материал | Индекс | Изменение | Дата | Подпись | |||||||||||||||
| Полуфабрикат | |||||||||||||||||||
| Допуск ISO 8015 | Да | ||||||||||||||||||
| Точность ISO 2768 | м | к | |||||||||||||||||
| Проектирование | Масштаб | ||||||||||||||||||
| Кол-во шт. | Вес | кг | |||||||||||||||||
| За чертеж отв. | Инж. М. Иванов | Утвердил | Комплект | Спецификация | |||||||||||||||
| Контроль | Т. Свобода | Дата | 21.3.2001 | Предыдущий чертеж | |||||||||||||||
| Название ТЛ-2000 STING | |||||||||||||||||||
| Номер чертежа STING-D-1 | |||||||||||||||||||
| ЛИСТОВ | Лист | ||||||||||||||||||
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
МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ
ГОСУДАРСТВЕННАЯ СЛУЖБА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ
ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)
Кафедра конструкции и эксплуатации воздушных судов
по дисциплине " Основы теории авиационных эргатических систем "
Тема: «Анализ принципиальной схемы и алгоритмов
эксплуатации эргатической системы управления самолетом B737NG»
Выполнил: курсант гр. П-10-6
Нагуманов И.И.
Проверил: к.т.н., доцент
Корнеев В.М.
Ульяновск 2014
Литература
Назначение системы управления самолетом
Состав системы управления самолетом B737NG
Описание принципиальных схем и алгоритмы эксплуатации системы управления B737NG
1. Назначение системы управления Boeing 737ng
Совокупность бортовых устройств, обеспечивающих управление движением самолета, называют системой управления самолетом. Поскольку процесс управления самолетом осуществляется пилотом, находящимся в кабине экипажа, а элероны и рули находятся на крыле и хвостовом оперении, между этими участками должна быть конструктивная связь. Она должна обеспечить высокую надежность, легкость и эффективность управления положением самолета. К системе основного управления самолетом относятся: элероны, руль высоты и руль направления. Элементы управления самолетом управляются дублированной гидросистемой; гидросистема A и гидросистема B. Каждая отдельно взятая система может управлять всеми основными элементами управления самолета. Элероны и руль высоты может управляться вручную посредством механической проводки. Руль направления может управляться резервной гидравлической системой.
Элементы системы вспомогательного управления (закрылки, предкрылки, спойлеры) управляются гидросистемой B, а в случае её отказа – резервной гидросистемой или электрически.
Состав системы управления самолетом Boeing 737ng
Пилоты воздействуют на систему управления самолетом при помощи следующих элементов:
Две штурвальные колонки
Два штурвальных колеса
Две пары педалей
Рычаг интерцепторов
Рычаг управления закрылками
Выключатели триммера стабилизатора
Переключатель пересиливания триммера стабилизатора
Переключатели триммера стабилизатора
Колесо триммера стабилизатора
Переключатели триммера элеронов
Переключатель триммера РН
Переключатели демпфера рыскания
Переключатели системы управления
Переключатель спойлеров
Дублирующий рычаг управления закрылками
Аэродинамические управляющие поверхности В-737NG
Элементы системы управления:
Закрылки
Тормозные интерцепторы
Руль напрарления
Стабилизатор
Руль высоты
Сервокомпенсатор РВ
Интерцепторы-элероны
Предкрылки Крюгера
Выдвижные предкрылки
3. Описание принципиальных схем и алгоритмы эксплуатации системы управления Boeing 737ng
С
хема
управления самолета по крену
Управление по крену осуществляется с помощью гидравлически управляемыми элеронами и интерцепторами. Пилот управляет ими с помощью штурвального колеса.
Оба штурвальных колеса соединены между собой механической проводкой, для обеспечения механической связи с двумя раздельными блоками управления гидроусилителей. Гидросистемы A и B обеспечивают давлением два гидроусилителя. Два переключателя на панели Flight Control контролируют положение клапанов отсечки подачи гидравлической жидкости для каждого элерона. Эти переключатели также контролируют подачу давления для руля высоты и руля направления.
Левая и правая секции элеронов соединены вместе тросовой проводкой. В случае полного отказа гидросистемы, управление элеронами осуществляется механически. Если система управления элеронами заклинила, то механизм связи штурвалов (aileron transfer mechanism) позволяет второму пилоту управлять самолет по крену с помощью интерцепторов, в обход системы управления элеронами.
Механизм связи штурвалов, по усилиям на штурвалах КВС и Второго Пилота, определяет какая система заклинила(управления элеронами или интерцепторами), и от какого штурвального колеса(КВС или ВП) может обеспечиваться контроль самолета по крену.
Рулевой привод элеронов соединен тросовой проводкой с левой штурвальной колонкой через загрузочный механизм (aileron feel and centering unit). Данное устройство имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем рулевом приводе, а также смещает положение нулевых усилий (механизм триммерного эффекта). Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет рулевым приводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что приведет к неожидаемому кренению самолета. Для управления механизмом триммерного эффекта установлено два переключателя. Один из них определяет сторону смещения нейтрали, а второй включает питание электродвигателя. Триммирование произойдет только при нажатии на оба переключателя одновременно.
Гидавлические системы А и В управляют разными секциями интерцепторы на каждом крыле, для не допущения дисбаланса в случае отказа одной из систем.
Интерцепторы активируются при повороте штурвала на 10° и более.
Механизм управления интерцепторами (spoiler mixer) соединен механически с системой управления элеронами и управляет гидроусилителями интерцепторов, для их отклонения пропорционально отклонению элеронов.
Управление самолета по тангажу
Штурвальные колонки соединены между собой через механизм связи штурвалов, который позволяет управлять рулем высоты если часть системы управления РВ заклинила. Так же штурвальные колонки соединены тросовой проводкой с гидроусилителями РВ. Гидроприводы руля высоты питаются от гидросистем А и В.
Автопилот передает сигнал по кабелю на загрузочный механизм РВ (elevator feel and centering unit). Этот сигнал вместе с информацией о положении стабилизатора, давлении в гидросистеме и параметрами с ПВД передается в вычислитель гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (feel elevator computer), который перемещает стабилизатор на необходимый угол.
Загружателя штурвала (feel and centering unit) искусственно создает усилия на штурвальных колонках.
СВС передает информацию о воздушной скорости на FCC (вычислитель системы управления). FCC в свою очередь передает сигнал на механизм системы Mach trim (система улучшения устойчивости по скорости на больших числах М), который управляет загрузочным механизмом (elevator feel and centering unit), для изменения положения РВ.
Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: один из них управляется вручную от переключателей на штурвалах, второй - от автопилота. На NG электродвигатель один, а управляется он от штурвала или автопилотом по независимым каналам.
Также обеспечена механическая связь со стабилизатором с помощью колеса управления и тросовой проводки. На случай заклинивания любого из электродвигателей предусмотрена муфта, разъединяющая проводку управления стабилизатором от электродвигателей. Чтобы сработала муфта, надо приложить усилие к колесу управления и сделать примерно пол оборота.
Режим «OVERRIDE» необходимо использовать при заклинении проводки рулём высоты, чтобы управлять самолётом по тангажу с помощью только одного стабилизатора.
Система улучшения устойчивости по скорости на малых скоростях
(Speed Trim System) управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей. Работает только при отключенном автопилоте.
Управление самолета по рысканию
Перемещения педалей управления по тросовой проводке передаются на вертикально расположенную трубу (torque tube) в киле самолета. Вращение этой трубы через тяги связи передается на главный рулевой привод (main PCU) и резервный рулевой привод (standby PCU). К этой же трубе снизу прикреплен загружатель педалей (feel and centering unit), который имитирует аэродинамическую нагрузку на педалях и обеспечивает фиксированное положение руля направления при работе рулевого привода.
Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В. Резервный привод питается от резервной (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление. В главный рулевой привод встроен исполнительный механизм демпфера рысканья. Он запитан от гидросистемы В.
Система связи штурвального колеса с рулём направления
Cистема, автоматически отклоняющая руль направления при отклонении командирского штурвального колеса по крену WTRIS (wheel to rudder interconnect system). Данная система включается в работу, когда оба переключателя FLT CONTROL находятся в положении STB RUD и включен YAW DAMPER, то есть когда самолёт управляется вручную мускульными усилиями пилотов. При этом резервный рулевой привод отклоняет руль направления для облегчения управления самолётом по крену.
Система WTRIS работает только при числе М менее 0,4. В промежутке чисел М от 0,3 до 0,4 эффективность системы уменьшается от 1 до нуля. Максимальный угол отклонения руля направления от системы WTRIS: 2° - закрылки убраны, 2,5° - закрылки выпущены.
Схема управления рулем направления
С
истема
управления спойлерами
Секции интерцепторов-элеронов запитаны симметрично от гидросистем А и В. Поэтому при отказе одной из них эффективность интерцепторов в управлении самолётом по крену уменьшается в два раза.
Секции тормозных интерцепторов запитаны от гидросистемы А. Этим объясняется парадокс, что при отказе гидросистемы А и посадочных закрылках 40 потребная посадочная дистанция больше, чем при отказе гидросистемы В и посадочных закрылках 15.
Система управления закрылками
Электронная система управления закрылками/предкрылками позволяет контролировать аэродинамические нагрузки действующие на закрылки. Система приводится в действие автоматически при выпущенных закрылках в положениях 30 и 40 градусов. При этом рычаг управления закрылками не перемещается во время автоматической уборки и довыпуска закрылков.
Система управления механизацией крыла
Предкрылки питаются от гидравлической системы В. Кран управления предкрылками находится возле привода закрылков, таким образом закрылки и предкрылки управляются совместно. В случае отказа гидросистемы В, закрылки и предкрылки выпускаются в крайнее положение с помощью запасной гидравлической системы. В этом случае необходимо переключатель Alternate Flaps установить в положение Down. Закрылки Крюгера не выпускаются от запасной гидравлической системы.
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.
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.
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.
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.
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).
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.
Самолет - сложный объект управления (рис.1.1). Основным элементом конструкции является планер, состоящий из фюзеляжа, крыла и оперения. Фюзеляж 17 - основная несущая конструкция планера. Он служит для соединения в одно целое всех его частей, а также для размещения экипажа, пассажиров, оборудования и грузов. Фюзеляж современного самолета представляет собой вытянутое по потоку тело вращения с тупым закругленным носом и заостренной хвостовой частью. Для обеспечения наименьшего сопротивления фюзеляжу придают плавные формы контура.
Рис.1.1.
Крыло 1 - основная несущая поверхность самолета. Оно предназначено для создания силы, удерживающей самолет в воздухе. Важными характеристиками крыла являются его стреловидность, форма сечения и площадь. Крыло обычно имеет плоскость симметрии, совпадающую с плоскостью симметрии самолета.
Оперение представляет собой несущие поверхности, обеспечивающие устойчивость самолета в воздухе. Различают горизонтальное и вертикальное оперение. Основным элементом горизонтального оперения является стабилизатор 11, который на современных пассажирских самолетах выполняется, как правило, подвижным. Стабилизатор обеспечивает балансировку сил, действующих на самолет в полете. По месту расположения горизонтальное оперение бывает низкорасположенным и высокорасположенным.
На рис.1.1 показано низкорасположенное горизонтальное оперение. Основным элементом вертикального оперения является киль 14, обеспечивающий путевую устойчивость самолета в воздухе.
Крыло современного самолета снабжено сложной механизацией, изменяющей его характеристики. По выполняемым функциям средства механизации подразделяют на средства, изменяющие несущую способность крыла, и средства, увеличивающие лобовое сопротивление. По месту расположения на крыле различают средства механизации передней и хвостовой кромок крыла.
Закрылок - профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части. Закрылок выполняется в виде внутренней 10, средней 7 и внешней 6 секций. Отклонение закрылка вниз увеличивает несущую способность крыла. Предкрылок 2 - профилированная подвижная часть крыла, расположенная в его носовой части. Предкрылок также выполнен секционным. Он улучшает характеристики крыла.
Интерцептор 5 - подвижный орган, расположенный на верхней поверхности крыла. Интерцепторы выполняют секционными. Они используются для изменения несущей способности крыла и для управления самолетом. Тормозной щиток 9 - подвижный орган, расположенный на верхней поверхности крыла и предназначенный для увеличения лобового сопротивления самолета. Тормозной щиток выполняется секционным. Вертикальные законцовки 3 служат для улучшения устойчивости самолета. К нижней кромке крыла крепятся пилоны 19 и мотогондолы с двигателями 18.
Основными органами управления самолета являются рули высоты, рули направления и элероны. Рули высоты - подвижная часть стабилизатора, расположенная в его хвостовой части. Они выполнены в виде внешней 12 и внутренней 13 секций. Рули направления - подвижная часть киля, расположенная в его хвостовой части. Они выполнены в виде верхней 15 и нижней 16 секций. Элероны - подвижная часть крыла, расположенная в его хвостовой части. Различают элероны внешние 4 и внутренние 8.