Системы управления самолетом. Привет студент Рулевые поверхности и органы управления самолетом

Управление самолетом

2.1. Назначение и состав систем управления самолетом

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В систему основного управления самолетом входят:

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

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

В) специальные механизмы, автоматические и исполнительные устройства.

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

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

Основное управление самолетом должно удовлетворять следующим требованиям:

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

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

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

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

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

2.2. Особенности конструкции систем управления самолетом

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

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

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

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

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

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

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

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

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

2 – руль; 3 - сервокомпенсатор

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

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

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

2.3. Рычаги управления самолетом

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

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

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

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

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

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

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

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

35 кгс - в продольном управлении;

20 кгс - в поперечном управлении;

70 кгс - в путевом управлении.

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

50 кгс - в продольном управлении;

30 кгс - в поперечном управлении;

90 кгс - в путевом управлении.

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

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

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

2.3.1. Проводка управления

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

2.3.2. Стопорение рулей и элеронов

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

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

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

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

2.4. Назначение и состав вспомогательного управления самолётом

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

2.4.1. Управление закрылками

Закрылки могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае различают внутренние и внешние закрылки).

При использовании закрылков увеличение подъёмной силы происходит за счёт изменения кривизны профиля крыла, увеличения площади несущей поверхности, аэродинамической интерференцией закрылка с основной частью крыла (например, щелевой закрылок, закрылок Фаулера), реакцией выдуваемой струи газа (например, струйный закрылок).

Выпуск и уборка закрылков производится с помощью гидро- и электроприводов, которые через трансмиссию вращают винтовые механизмы, перемещающие закрылки назад и вниз Профиль отклонения закрылков задаётся направляющими рельсами.

Конструкция закрылков аналогична конструкции крыла. Управление закрылками осуществляется с помощью рукоятки управления, которую устанавливают на заданный взлётный или посадочный угол отклонения закрылков.

Контроль за положением закрылков осуществляется по приборам и сигнализации. При рассинхронизации закрылков срабатывает система предельного рассогласования, которая включает сигнализацию, останавливает закрылки и включает противоуборочные тормоза.

Предкрылки могут быть установлены по всему размаху крыла или по его части (в этом случае обычно в концевых сечениях).

Внешний контур предкрылков выполняется по форме контура передней части крыла, и в убранном положении предкрылки "вписываются" в исходный профиль крыла. Задняя часть предкрылков формирует профиль щели между предкрылками и крылом. Через щель струя воздуха поступает на верхнюю поверхность крыла, за счёт чего на ней увеличивается зона безотрывного обтекания.

Отклонение предкрылков приводит к увеличению кривизны профиля, значительному смещению вниз по потоку точки отрыва пограничного слоя на верхней поверхности крыла, что, в свою очередь, существенно увеличивает критический угол атаки. При выдвижении предкрылков одновременно увеличивается суммарная площадь крыла и, следовательно, его полная подъёмная сила.

Отклонение предкрылков производится с помощью гидро- или электроприводов, которые через трансмиссию вращают винтовые механизмы, перемещающие предкрылки вперёд и вниз. Профиль отклонения предкрылков задаётся направляющими рельсами.

В настоящее время на современных самолётах используется система совмещённого управления закрылками и предкрылками, которая выдаёт команду на выпуск или уборку предкрылков от рычага управления закрылками.

Контроль за выпущенным или убранным положением предкрылков осуществляется по сигнализации. В случае рассинхронизации предкрылков, так же как и в системе управления закрылками, срабатывает система предельного рассогласования.

2.4.2. Система управления спойлерами

Спойлеры устанавливаются на верхней поверхности крыла перед закрылками. Их площадь обычно составляет 5-8% площади крыла. Отклоняются они вверх на 45-60 град. обычно после касания самолётом грунта и обжатия главных стоек шасси. Эффект спойлеров проявляется двояко. Во-первых, выдвинутые в поток, они вызывают рост сопротивления, и во-вторых, способствуют резкому уменьшению подъёмной силы крыла (их поэтому иногда называют "гасителями подъёмной силы"), а это приводит к увеличению нагрузки на опоры и повышению эффективности использования колёсных тормозов.

Как правило, спойлеры работают в нескольких режимах. Например, на самолёте Ил-76 спойлеры работают в тормозном, элеронном и совместном режимах. Управление спойлерами - следящее и осуществляется с помощью бустеров.

Управление спойлерами в элеронном режиме осуществляется штурвалами; в тормозном режиме - ручкой управления, расположенной на центральном пульте; в совместном режиме - от штурвалов и ручки одновременно (см. рис).В элеронном режиме спойлер поднимается на том крыле, где элерон отклоняется вверх. В тормозном режиме спойлеры поднимаются на обоих крыльях пропорционально ходу ручки. В совместном режиме углы отклонения спойлеров того крыла, где элерон отклонился вверх, складываются из углов отклонения в элеронном и тормозном режимах.

Элеронный режим используется на всех этапах полёта. Тормозной режим используется в следующих случаях:

При необходимости увеличения вертикальной скорости снижения самолёта. Угол выпуска спойлеров в этом случае подбирается таким, который обеспечит необходимую скорость снижения;

На пробеге после касания ВПП колёсами основных опор шасси. При этом используется полный угол выпуска спойлеров - 20 град. Одновременно на земле при обжатых шасси от ручки управления спойлерами на 40 град. выпускаются тормозные щитки.

2.5. Система управления на частном примере самолета «cessna-172»

Система управления самолетом

2.5.1. Общие сведения

Система управления самолетом включает в себя руль высоты (РВ), на котором установлен триммер, руль направления (РН), элероны и взлетно-посадочные устройства - закрылки. В кабине пилотов установлены:

Два штурвала для управления РВ и элеронами;

Две пары педалей для управления РН;

Один штурвал для управления триммером РВ;

Рычаг управления триммером РН;

Ручка управления закрылками;

Управление элеронами и РВ осуществляется левым или правым штурвалом через механическую проводку, состоящую из тяг, качалок и тросовой проводки. Триммер РВ отклоняется с помощью тросовой проводки.

Управление триммером РВ осуществляется с помощью штурвала через тросовую проводку.

Управление. РН осуществляется с помощью педалей через тросовую проводку.

Управление триммером руля направления осуществляется ручкой управления триммером РН за счет дополнительной загрузки педалей.

Управление закрылками осуществляется ручкой управления. Электрический сигнал подается от ручки управления на электродвигатель, который в свою очередь через тросовую и тягу отклоняет закрылки.

2.5.2. Основные технические данные

(1) Углы отклонения элеронов:

Вверх..........................- 20°

Вниз............................+ 15°

(2) Углы отклонения РН........±17º44" ±1º

(3) Углы отклонения РВ:

Вверх………………..- 28°±1º

Вниз…………………+ 23°±1º

(4) Углы отклонения триммера РВ:

Вверх ……………….-28º (+1º;-0º)

Вниз ………………...+13º (+1º;-0º)

(5) Угол отклонения закрылков от 0º до 40º (+0º; -2º)

2.5.3. Поперечное управление. Управление элеронами.

Общие сведения

С помощью элеронов обеспечивается поперечное управление самолетом. Пилот управляет элеронами отклонением левого и правого штурвала.

2.5.4. Описание назначения системы, перечень подсистем

Система управления элеронами состоит из двух штурвалов, один для пилота второй для дополнительного пилота, присоединенная к рулевой колонке и связанная универсальными соединениями с U-образным управляющим элементом, находящимся за панелью приборов. Боковое вращение любого из штурвалов передается на элероны, по одному на каждое крыло, через серию звездочек, цепей, шкивов, тросов, угловых рычагов.

Особенности ее устройства, расположение подсистем

1. 
   Проставка
2. 
   Ролик
3. 
   Шплинт троса
4. 
   Тандер
5. 
   Угловая качалка
6. 
   Элерон
7. 
   Передаточный трос между элеронами
8. 
   Трос правого элерона
9. 
   Втулка
10. 
    Трос левого элерона
11. 
    Кронштейн ролика

Описание

U-образный Элемент управления (штурвальная колонка

16. Передаточный

19. Болт осевой

20. Болт тяги

21. Втулка направляющая

Со стопорением

22. Штурвал 2-го пилота

23. Трубчатая тяга

24. Замок колонки

25. Втулка

26. Штурвал 1-го пилота

28. Универсальное

Соединение

29. Замок

30. Шарнирное

Соединение

1. Зубчатый механизм

4. Цепь галя

6. Тандерное соединение

8. Распределительный

9. Стопор

10. Стопор

11. Проставка

12. Подшипник

13. Коническая шайба

14. Стопор

2.5.5. Отыскание и устранение неисправностей

2.5.6. Управление рулем направления с триммером (путевое управление)

Общие сведения

Описание назначения системы, перечень подсистем

На рабочем месте каждого пилота имеются две педали ножного управления без механизма регулировки. Педали используются для управления РН, а также для торможения колес и которые также управляют разворотом колеса передней стойки шасси. Обе пары педалей соединены между собой жесткой тягой. Отклонение одной пары педалей ведет к синхронному отклонению другой пары.

2.5.7. Описание

Узел педалей смонтирован в общем, кронштейне, установленном на полу кабины.

Основными частями узла педалей являются две педали, два кронштейна, на которых они установлены и элементы механизма торможения колес.

Педаль, установленная в кронштейне на подшипниках, состоит из подножки и прикрепленной к ее носку тормозной педали (рис. 027.6). В подножках педалей левого пилота имеются отверстия для установки приспособления стопорения педалей. Тормозная педаль кинематически связана с соответствующим цилиндром торможения.

На нижней части плеча узла педалей левого пилота закреплен сектор тросовой проводки управления РН. К сектору подходит тяга, которая связана с рычагом, установленным в нижней части плеча узла педалей правого пилота.

На секторе установлены регулируемые упоры, ограничивающие перемещение педалей и соответственно проводки управления. Ответные нерегулируемые упоры расположены на специальных кронштейнах.

2.5.8. Описание работы системы, подсистемы, изделия

При отклонении вперед правой (левой) педали кронштейн перемещается вместе с ней и через регулировочную тягу, поводок, муфту и валик поворачивает плечо педали с сектором. Левая (правая) педаль при этом отходит назад. Отклонение педалей левого пилота вызывает синхронное отклонение педалей правого пилота. Аналогичные действия вызывает отклонение педалей правого пилота.

Ход педалей составляет +73 мм.

При отклонении рычага тримировая связанный с ним валик перемещает вперед или назад по направлению полета муфту, которая через поводки и регулировочные тяги перемещает педали.

Система управления руля направления с триммером РН

1. 
   Соединительный хомут-скоба
2. 
   Кронштейн управления
3. 
   Правый задний трос
4. 
   Левый задний трос
5. 
   Муфта
6. 
   Шплинт
7. 
   Ролик
8. 
   Штанга руля направления
9. 
   Трос руля направления

1. 
   Хомут
2. 
   Шайба
3. 
   Втулка
4. 
   Стопорная гайка
5. 
   Левый передний трос
6. 
   Правый передний трос
7. 
   Левый трос
8. 
   Правый трос

Педали руля направления

1. 
   Цилиндр
2. 
   Педаль руля направления
3. 
   Пружина
4. 
   Проставка
5. 
   Тормозная рейка
6. 
   Цилиндр цапфы
7. 
   Хвостовая штанга руля направления
8. 
   Опора подшипника
9. 
   Возвратная пружина
10. 
    Тяговая труба тормозов
11. 
    
12. 
    Главный цилиндр
13. 
    Скоба
14. 
    Угловой рычаг
15. 
    Одиночная ступица

1. 
   Тяговая труба тормозов
2. 
   Передняя штанга руля направления
3. 
   Главный цилиндр
4. 
   Скоба
5. 
   Угловой рычаг
6. 
   Одиночная ступица

Руль направления

Противовес

1. 
   Верхний шарнир
2. 
   Втулка
3. 
   Прокладка
4. 
   Центральный шарнир
5. 
   Шайба
6. 
   Гайка
7. 
   Нижний шарнир
8. 
   Верхний обтекатель

11. Нижний обтекатель

12. Кронштейн управления РН

13. Металлизация

Система управления триммером руля направления

1. 
   Конструкция консоли
2. 
   Рукоятка
3. 
   Рычаг
4. 
   Скоба
5. 
   Пружинное устройство триммера руля направления
6. 
   Штанга руля направления.
7. 
   Угловой рычаг.
8. 
   Тяга.

Описание

Рычаг в сборе, управляемый пилотом, соединен качалкой с пружинной тягой триммера, который, в свою очередь, соединен непосредственно с педалью руля в сборе и, соответственно, с рулем направления. Рычаг в сборе расположен в центре консоли и служит для перемещения рычага и жесткой фиксации триммерной системы в одной из трех позиций: справа или слева от центра, или на нейтральной позиции. Рычаг также служит для индикатора отбалансированного положения.

Наиболее часто встречающиеся или возможные неисправности

2.5.9. Управление рулем высоты с триммером

(продольное управление)

Общие сведения

Рули высоты приводятся в действие с помощью энергии, передаваемой через движение вперед-назад U-колонки пилота. Эта энергия поступает в рули высоты через систему, состоящую из, тросов и такелажа. Тросы рулей высоты с конечной стороны прикреплены напрямую к 2х плечей качалке, установленной между рулей высоты. Данный 2х плечая качалка служит промежуточным соединением между половинками руля высоты и как опорный узел болтов-ограничителей перемещения. Триммер РВ установлен на правой половинке руля высоты.

Описание

1. 
   Ролик
2. 
   Задний верхний трос
3. 
   Шплинт
4. 
   Задний нижний трос
5. 
   2х плечая качалка
6. 
   Передний верхний трос
7. 
   Передний нижний трос

11. Передний угловой рычаг

12. Кронштейн

13. Тандер

Рули управления высотой

1. 
   Обтекатель руля высоты
2. 
   Триммер руля высоты
3. 
   Наконечник тяги
4. 
   Кронштейн управления триммером
5. 
   Весовой баланс
6. 
   Узел трубы
7. 
   2х плечая качалка
8. 
   Кронштейн узла навески РВ
9. 
   Защелка
10. 
    Горизонтальный
    стабилизатор
11. 
    Болт-ограничитель перемещения
12. 
    Гайка

Система управления триммером

Триммер находится на правом руле высоты и управляется при помощи органа управления смонтированного в основании. Усилие для управления триммером передается через цепи, тросы и механизм управления триммером. Механический указатель, находящийся рядом с органом управления триммером показывает положение триммера. Положение «Носом вверх» достигается при перемещении триммера в нижнее положение.

Наиболее часто встречающиеся или возможные неисправности

Устранение неисправностей

Устранение проблем триммера

Система управления рулями и триммерами (часть 2 из 2).

Стабилизатор состоит из переднего и заднего лонжеронов, нервюр и элементов жесткости, центральной, левой и правой оболочечных панелей, а также формованных обшивок передней кромки. В стабилизаторе также находится привод триммера руля высоты. Конструкция руля высоты состоит из формованных обшивок передней кромки, переднего лонжерона, заднего швеллера, нервюр, оси вращения и качалки, левой верхней и нижней V-образных гофрированных панелей обшивки, и правой верхней и нижней V-образных гофрированных обшивок, имеющих на задней кромке вырез для триммера. Триммер руля высоты состоит из лонжерона, нервюры, верхней и нижней V-образных гофрированных панелей. Передние кромки левой и правой половин руля высоты имеет выступы с балансировочными грузами.

Управление самолетом

Система управления самолетом состоит из элеронов, руля направления, руля высоты. Рулевые поверхности управляются через механическую проводку с использованием штурвала для элеронов и руля высоты, и педалей для руля направления/тормозов.

Для педалей предусмотрены удлинители. Они состоят из лицевой части педалей, двух вставок и двух пружинных зажимов. Для установки удлинителей, зацепите нижний зажим удлинителя за нижнюю часть педали и защелкните верхний зажим за верхнюю часть педали. Проверьте, что удлинители надежно закреплены. Для снятия удлинителей произведите операции в обратной последовательности.

Система триммирования

На самолете предусмотрена управляемая вручную система триммирования руля высоты. Триммирование руля направления производится при помощи триммерной поверхности, управляемой от расположенного вертикально колесика, вмонтированного в центральной панели. Вращение триммерного колесика вперед переводит самолет на пикирование, назад - на кабрирование. Триммирование руля направления выполняется при помощи пружинного устройства, соединенного с системой управления рулем направления, и триммерного рычага, смонтированного на пульте управления. Триммирование руля направления выполняется подъемом триммерного рычага вверх до выхода из стопора, а затем перемещением его вправо или влево до выбранной позиции триммирования. Перемещение рычага вправо приводит к повороту самолета вправо, соответственно, перемещение рычага влево поворачивает самолет влево.

Однощелевые закрылки выпускаются и убираются установкой рычага переключателя (находится с правой стороны) на приборной панели в позицию заданного отклонения закрылков. Рычаг переключателя перемещается вверх и вниз по щелевой панели, которая обеспечивает механические упоры в положениях 10° и 20°. Для установки закрылков в положение более 10°, переместите рычаг переключателя вправо для снятия с упора и перевода в требуемое положение. Шкала и указатель слева от рычага показывают положение закрылков в градусах. Цепи системы управления закрылками защищены 10-амперными АЗС, промаркированными надписью FLAP, расположенными с левой стороны панели выключателей и управления.

Закрылки.

Изобретение самолета позволило не только осуществить древнейшую мечту человечества - покорить небо, но и создать самый быстрый вид транспорта. В отличие от воздушных шаров и дирижаблей, самолеты мало зависят от капризов погоды, способны преодолевать большие расстояния на высокой скорости. Составные части самолета состоят из следующих конструктивных групп: крыла, фюзеляжа, оперения, взлетно-посадочных устройств, силовой установки, управляющих систем, различного оборудования.

Принцип действия

Самолет - летательный аппарат (ЛА) тяжелее воздуха, оборудованный силовой установкой. При помощи этой важнейшей части самолета создается необходимая для осуществления полета тяга - действующая (движущая) сила, которую развивает на земле или в полете мотор (воздушный винт или реактивный двигатель). Если винт расположен перед двигателем, он называется тянущим, а если сзади - толкающим. Таким образом, двигатель создает поступательное движение самолета относительно окружающей среды (воздуха). Соответственно, относительно воздуха движется и крыло, которое создает подъемную силу в результате этого поступательного движения. Поэтому аппарат может держаться в воздухе только при наличии определенной скорости полета.

Как называются части самолета

Корпус состоит из следующих основных частей:

• Фюзеляж - это главный корпус самолета, связывающий в единое целое крылья (крыло), оперения, силовую систему, шасси и другие составляющие. В фюзеляже размещаются экипаж, пассажиры (в гражданской авиации), оборудование, полезная нагрузка. Также может размещаться (не всегда) топливо, шасси, моторы и т. д.
• Двигатели используются для приведения в движение ЛА.
• Крыло - рабочая поверхность, призванная создавать подъемную силу.
• Вертикальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно вертикальной оси.
• Горизонтальное оперение предназначено для управляемости, балансировки и путевой устойчивости самолета относительно горизонтальной оси.

Крылья и фюзеляж

Основная часть конструкции самолета - крыло. Оно создает условия для выполнения главного требования для возможности полета - наличие подъемной силы. Крыло крепится к корпусу (фюзеляжу), который может иметь ту или иную форму, но по возможности с минимальным аэродинамическим сопротивлением. Для этого ему предоставляют удобно обтекаемую каплеобразную форму.

Передняя часть самолета служит для размещения кабины пилотов и радиолокационных систем. В задней части находится так называемое хвостовое оперение. Оно служит для обеспечения управляемости во время полета.

Конструкция оперения

Рассмотрим среднестатистический самолет, хвостовая часть которого выполнена по классической схеме, характерной для большинства военных и гражданских моделей. В этом случае горизонтальное оперение будет включать неподвижную часть - стабилизатор (от латинского Stabilis, устойчивый) и подвижную - руль высоты.

Стабилизатор служит для придания устойчивости ЛА относительно поперечной оси. Если нос летательного аппарата опустится, то, соответственно, хвостовая часть фюзеляжа вместе с оперением поднимется вверх. В этом случае давление воздуха на верхней поверхности стабилизатора увеличится. Создаваемое давление вернет стабилизатор (соответственно, и фюзеляж) в исходное положение. При подъеме носа фюзеляжа вверх давление потока воздуха увеличится на нижней поверхности стабилизатора, и он снова вернется в исходное положение. Таким образом, обеспечивается автоматическая (без вмешательства пилота) устойчивость ЛА в его продольной плоскости относительно поперечной оси.

Задняя часть самолета также включает вертикальное оперение. Аналогично горизонтальному, оно состоит из неподвижной части - киля, и подвижной - руля направления. Киль придает устойчивость движения самолету относительно его вертикальной оси в горизонтальной плоскости. Принцип действия киля подобен действию стабилизатора - при отклонении носа влево киль отклоняется вправо, давление на его правой плоскости увеличивается и возвращает киль (и весь фюзеляж) в прежнее положение.

Таким образом, относительно двух осей устойчивость полета обеспечивается оперением. Но осталась еще одна ось - продольная. Для предоставления автоматической устойчивости движения относительно этой оси (в поперечной плоскости) консоли крыла планера размещают не горизонтально, а под некоторым углом относительно друг друга так, что концы консолей отклонены вверх. Такое размещение напоминает букву «V».

Системы управления

Рулевые поверхности - важные части самолета, предназначенные для управления К ним относятся элероны, рули направления и высоты. Управление обеспечивается относительно тех же трех осей в тех же трех плоскостях.

Руль высоты - это подвижная задняя часть стабилизатора. Если стабилизатор состоит из двух консолей, то соответственно есть и два руля высоты, которые отклоняются вниз или вверх, оба синхронно. С его помощью пилот может менять высоту полета летательного аппарата.

Руль направления - это подвижная задняя часть киля. При его отклонены в ту или иную сторону на нем возникает аэродинамическая сила, которая вращает самолет относительно вертикальной оси, проходящей через центр масс, в противоположную сторону от направления отклонения руля. Вращение происходит до тех пор, пока пилот не вернет руль в нейтральное (не отклоненное положение), и ЛА будет осуществлять движение уже в новом направлении.

Элероны (от франц. Aile, крыло) - основные части самолета, представляющие собой подвижные части консолей крыла. Служат для управления самолетом относительно продольной оси (в поперечной плоскости). Так как консолей крыла две, то и элеронов также два. Они работают синхронно, но, в отличие от рулей высоты, отклоняются не в одну сторону, а в разные. Если один элерон отклоняется вверх, то другой вниз. На консоли крыла, где элерон отклонен вверх, подъемная сила уменьшается, а где вниз - увеличивается. И фюзеляж ЛА вращается в сторону поднятого элерона.

Двигатели

Все самолеты оснащаются силовой установкой, позволяющей развить скорость, и, следовательно, обеспечить возникновение подъемной силы. Двигатели могут размещаться в задней части самолета (характерно для реактивных ЛА), спереди (легкомоторные аппараты) и на крыльях (гражданские самолеты, транспортники, бомбардировщики).

Они подразделяются на:

• Реактивные - турбореактивные, пульсирующие, двухконтурные, прямоточные.
• Винтовые - поршневые (винтомоторные), турбовинтовые.
• Ракетные - жидкостные, твердотопливные.

Прочие системы

Безусловно, другие части самолета также важны. Шасси позволяют взлетать и садиться с оборудованных аэродромов. Существуют самолеты-амфибии, где вместо шасси используются специальные поплавки - они позволяют осуществлять взлет и посадку в любом месте, где есть водоем (море, река, озеро). Известны модели легкомоторных самолетов, оснащенных лыжами, для эксплуатации в районах с устойчивым снежным покровом.

Напичканы электронным оборудованием, устройствами связи и передачи информации. В военной авиации используются сложные системы вооружения, обнаружения целей и подавления сигналов.

Классификация

По назначению самолеты делятся на две большие группы: гражданские и военные. Основные части пассажирского самолета отличаются наличием оборудованного салона для пассажиров, занимающего большую часть фюзеляжа. Отличительной чертой являются иллюминаторы по бокам корпуса.

Гражданские самолеты подразделяются на:

• Пассажирские - местных авиалиний, магистральные ближние (дальность меньше 2000 км), средние (дальность меньше 4000 км), дальние (дальность меньше 9000 км) и межконтинентальные (дальность более 11 000 км).
• Грузовые - легкие (масса груза до 10 т), средние (масса груза до 40 т) и тяжелые (масса груза более 40 т).
• Специального назначения - санитарные, сельскохозяйственные, разведывательные (ледовая разведка, рыборазведка), противопожарные, для аэрофотосъемки.
• Учебные.

В отличие от гражданских моделей, части военного самолета не имеют комфортабельного салона с иллюминаторами. Основную часть фюзеляжа занимают системы вооружения, оборудование для разведки, связи, двигатели и другие агрегаты.

По назначению современные военные самолеты (учитывая боевые задачи, которые они выполняют), можно разделить на следующие типы: истребители, штурмовики, бомбардировщики (ракетоносцы), разведчики, военно-транспортные, специальные и вспомогательного назначения.

Устройство самолетов

Устройство летательных аппаратов зависит от аэродинамической схемы, по которой они выполнены. Аэродинамическая схема характеризуется количеством основных элементов и расположением несущих поверхностей. Если носовая часть самолета у большинства моделей похожа, то расположение и геометрия крыльев и хвостовой части могут сильно разниться.

Различают следующие схемы устройства ЛА:

• «Классическая».
• «Летающее крыло».
• «Утка».
• «Бесхвостка».
• «Тандем».
• Конвертируемая схема.
• Комбинированная схема.

Самолеты, выполненные по классической схеме

Рассмотрим основные части самолета и их назначение. Классическая (нормальная) компоновка узлов и агрегатов характерна для большинства аппаратов мира, будь-то военных либо гражданских. Главный элемент - крыло - работает в чистом невозмущенном потоке, который плавно обтекает крыло и создает определенную подъемную силу.

Носовая часть самолета является сокращенной, что приводит к уменьшению требуемой площади (а следовательно, и массы) вертикального оперения. Это потому, что носовая часть фюзеляжа вызывает дестабилизирующий путевой момент относительно вертикальной оси самолета. Сокращение носовой части фюзеляжа улучшает обзор передней полусферы.

Недостатками нормальной схемы являются:

• Работа горизонтального оперения (ГО) в скошенном и возмущенном крылом потоке значительно снижает его эффективность, что вызывает необходимость применения оперения большей площади (а, следовательно, и массы).
• Для обеспечения устойчивости полета вертикальное оперение (ВО) должно создавать негативную подъемную силу, то есть направленную вниз. Это снижает суммарный КПД самолета: из величины подъемной силы, которую создает крыло, надо отнять силу, которая создается на ГО. Для нейтрализации этого явления следует применять крыло увеличенной площади (а, следовательно, и массы).

Устройство самолета по схеме «утка»

При данной конструкции основные части самолета размещаются иначе, чем в «классических» моделях. Прежде всего, изменения коснулись компановки горизонтального оперения. Оно располагается перед крылом. По этой схеме построили свой ​​первый самолет братья Райт.

Преимущества:

• Вертикальное оперение работает в невозмущенном потоке, что повышает его эффективность.
• Для обеспечения устойчивости полета оперение создает положительную подъемную силу, то есть она добавляется к подъемной силе крыла. Это позволяет уменьшить его площадь и, соответственно, массу.
• Естественная «противоштопорная» защита: возможность перевода крыльев на закритические углы атаки для «уток» исключена. Стабилизатор устанавливается так, что он получает больший угол атаки по сравнению с крылом.
• Перемещение фокуса самолета назад при увеличении скорости при схеме «утка» происходит в меньшей степени, чем при классической компоновке. Это приводит к меньшим изменениям степени продольной статической устойчивости самолета, в свою очередь, упрощает характеристики его управления.

Недостатки схемы «утка»:

• При срыве потока на оперениях происходит не только выход самолета на меньшие углы атаки, но и его «проседания» вследствие уменьшения его общей подъемной силы. Это особенно опасно в режимах взлета и посадки из-за близости земли.
• Наличие в носовой части фюзеляжа механизмов оперения ухудшает обзор нижней полусферы.
• Для уменьшения площади переднего ГО длина носовой части фюзеляжа делается значительной. Это приводит к увеличению дестабилизирующего момента относительно вертикальной оси, и, соответственно, к увеличению площади и массы конструкции.

Самолеты, выполненные по схеме «бесхвостка»

В моделях данного типа нет важной, привычной части самолета. Фото летательных аппаратов «бесхвосток» («Конкорд», «Мираж», «Вулкан») показывает, что у них отсутствует горизонтальное оперение. Основными преимуществами такой схемы являются:

• Уменьшение лобового аэродинамического сопротивления, что особенно важно для самолетов с большой скоростью, в частности, крейсерской. При этом уменьшаются затраты топлива.
• Большая жесткость крыла на кручение, что улучшает его характеристики аэроупругости, достигаются высокие характеристики маневренности.

Недостатки:

• Для балансировки на некоторых режимах полета часть средств механизации задней кромки и рулевых поверхностей надо отклонять вверх, что уменьшает общую подъемную силу самолета.
• Совмещение органов управления ЛА относительно горизонтальной и продольной осей (вследствие отсутствия руля высоты) ухудшает характеристики его управляемости. Отсутствие специализированного оперения заставляет рулевые поверхности находятся на задней кромке крыла, выполнять (при необходимости) обязанности и элеронов, и рулей высоты. Эти рулевые поверхности называются элевоны.
• Использование части средств механизации для балансировки самолета ухудшает его взлетно-посадочные характеристики.

«Летающее крыло»

При данной схеме фактически нет такой части самолета, как фюзеляж. Все объемы, необходимые для размещения экипажа, полезной нагрузки, двигателей, топлива, оборудования находятся в середине крыла. Такая схема имеет следующие преимущества:

• Наименьшее аэродинамическое сопротивление.
• Наименьшая масса конструкции. В этом случае вся масса приходится на крыло.
• Так как продольные размеры самолета небольшие (из-за отсутствия фюзеляжа), дестабилизирующий момент относительно его вертикальной оси является незначительным. Это позволяет конструкторам либо существенно уменьшить площадь ВО, либо вообще отказаться от него (у птиц, как известно, вертикальное оперение отсутствует).

К недостаткам относится сложность обеспечения устойчивости полета ЛА.

«Тандем»

Схема «тандем», когда два крыла располагаются один за другим, применяется нечасто. Такое решение используется для увеличения площади крыла при тех же значениях его размаха и длины фюзеляжа. Это уменьшает удельную нагрузку на крыло. Недостатками такой схемы является большое увеличение момента инерции, особенно в отношении поперечной оси самолета. Кроме того, при увеличении скорости полета изменяются характеристики продольной балансировки самолета. Рулевые поверхности на таких самолетах могут располагаться как непосредственно на крыльях, так и на оперении.

Комбинированная схема

В этом случае составные части самолета могут комбинироваться с использованием различных конструкционных схем. Например, горизонтальное оперение предусмотрено и в носовой, и в хвостовой части фюзеляжа. На них может быть использовано так называемое непосредственное управление подъемной силой.

При этом носовое горизонтальное оперение совместно с закрылками создают дополнительную подъемную силу. Момент тангажа, который возникает в этом случае, будет направлен на увеличение угла атаки (нос самолета поднимается). Для парирования этого момента хвостовое оперение должно создать момент на уменьшение угла атаки (нос самолета опускается). Для этого сила на хвостовую часть должна быть направлена ​​также вверх. То есть происходит приращение подъемной силы на носовом ГО, на крыле и на хвостовом ГО (а следовательно, и на всем самолете) без поворота его в продольной плоскости. В этом случае самолет просто поднимается без всякой эволюции относительно своего центра масс. И наоборот, при такой аэродинамической компоновке самолета он может осуществлять эволюции относительно центра масс в продольной плоскости без изменения траектории своего полета.

Возможность осуществлять такие маневры значительно улучшают тактико-технические характеристики маневренных самолетов. Особенно в сочетании с системой непосредственного управления боковой силой, для осуществления которой самолет должен иметь не только хвостовое, а еще и носовое продольное оперение.

Конвертируемая схема

Построенного по конвертируемой схеме, отличается наличием дестабилизатора в носовой части фюзеляжа. Функцией дестабилизаторов является уменьшение в определенных пределах, а то и полное исключение смещения назад аэродинамического фокуса самолета на сверхзвуковых режимах полета. Это увеличивает маневренные характеристики ЛА (что важно для истребителя) и увеличивает дальность или уменьшает расход топлива (это важно для сверхзвукового пассажирского самолета).

Дестабилизаторы могут также использоваться на режимах взлета/посадки для компенсации момента пикирования, который вызывается отклонением взлетно-посадочной механизации (закрылков, щитков) или носовой части фюзеляжа. На дозвуковых режимах полета дестабилизатор скрывается в середине фюзеляжа или устанавливается в режим работы флюгера (свободно ориентируется по потоку).

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Конструкция элементов системы управления

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Системы управления с усилителями

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Шасси самолета

Шасси самолета предназначено для обеспечения стоянки и движения самолета по поверхности аэродрома. Основными элементами шасси являются:амортизатор, колеса, подкосы и замки, фиксирующие стойку. Амортизаторы поглощают энергию ударов при посадке самолета и при движении по земле. Колеса основных опор самолета оснащаются дисковыми тормозами, обеспечивающими торможение самолета при его пробеге и рулении на земле. Имеется еще автомат юза на большинстве современных самолетов. Наибольшее распространение в настоящее время имеют шасси с передней опорой.

Системы управления самолетом разделяются на основные и дополнительные.

К основным относят системы управления рулем высоты, рулем направления и элеронами, которые состоят из командных рычагов и проводки, соединяющей их с рулями.

Управление рулем высоты осуществляется штурвальной колонкой, отклонением ее вперед – назад, управление элеронами – отклонением штурвала штурвальной колонки влево – вправо, управление рулем направления – ножными педалями.

Конструкцией системы управления предусматривается соответствие отклонения командных рычагов и изменения направления полета естественным рефлексам человека. Например, правая педаль отклоняется от себя – руль направления отклоняется вправо и самолет делает поворот вправо, при взятии штурвальной колонки на себя (назад) руль высоты отклоняется вверх и самолет переходит в набор высоты. При повороте штурвала влево левый элерон отклоняется вверх, а правый – вниз и самолет входит в левый крен. Для повышения безопасности полетов управление дублировано, т.е. командные рычаги имеются у командира ВС и у второго пилота. Проводка систем управления может быть гибкой, жесткой, смешанной. Гибкая проводка выполняется из тонких стальных тросов (диаметром 6 …8 мм), жесткая представляет собой систему трубчатых тяг и качалок, смешанная проводка включает и тросы, и трубчатые тяги.

При полете на большой скорости усилия на командные рычаги возрастают и могут превышать физические возможности человека. Для снятия нагрузки с командных рычагов в контур системы управления включают усилители (электрические или гидравлические), которые называют бустерами. В этих случаях пилот управляет бустерами при небольших усилиях, а бустера уже, в свою очередь, управляют органами управления.

В контур систем управления транспортных самолетов включается автоматический пилот (автопилот), который используется по решению экипажа. Автопилот обеспечивает управление и полет по заданной траектории.

К дополнительным системам относятся системы управления средствами механизации крыла, шасси, двигателями, триммерами рулей и т.д.

Для управления средствами механизации крыла (закрылками, щитками, предкрылками и др.) и шасси физической силы экипажа недостаточно. Поэтому в системы управления включают внешние источники энергии: электрические, гидравлические, пневматические. Выбор источника энергии зависит от конкретных требований к системам. Источники энергии, соединенные с потребителями, составляют соответствующие системы (гидравлические, электрические, пневматические и др.).

Гидравлическая система представляет собой совокупность механизмов и устройств, соединенных трубопроводами, и предназначена для передачи энергии на расстояние с помощью жидкости. Гидросистемы используются для уборки и выпуска шасси, для поворота колес передней опоры шасси, управления средствами механизации и т.п.

Рабочее давление в гидросистеме создается гидронасосами, установленными на двигателях, и достигает 20000 кПа и более.

Для повышения энергоемкости в системе устанавливают гидроаккумуляторы, а для уменьшения величины пульсаций давления, возникающих при работе насосов - гасители пульсаций. Это особенно важно при уборке шасси и взлете с отказавшим двигателем, так как в этом случае время уборки шасси уменьшается, а следовательно, уменьшается и лобовое сопротивление. В результате вертикальная скорость набора высоты увеличивается, что обеспечивает безопасность полета с отказавшим двигателем.

Действие гидросистемы в полете происходит следующим образом. Рабочая жидкость из бака по линии всасывания поступает к насосам, от которых под рабочим давлением поступает к фильтру тонкой очистки, а от него – к кранам потребителей. При этом происходит зарядка гидроаккумуляторов и гасителей пульсаций.

При включении соответствующего крана потребителя (например, уборки шасси) жидкость подается в рабочую полость гидроцилиндров уборки шасси, а из противоположных полостей жидкость поршнем выталкивается по линии слива в бак. В результате перемещения штока гидроцилиндров происходит уборка шасси.

Пневматические системы аналогичны гидросистемам, только в качестве рабочего тела используется газ (азот, воздух).

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