Как называются органы управления в авиационной. Основные части самолета

Закон и право 12.03.2021
Закон и право
тема: СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ, ЭЛЕМЕНТЫ СУ. НАЗНАЧЕНИЕ И СХЕМЫ ВКЛЮЧЕНИЯ В СУ УСИЛИТЕЛЕЙ, ВИДЫ УСИЛИТЕЛЕЙ. АВТОМАТИКА В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ.

План


  1. Виды и назначение систем управления.

  2. Требования к системе управления..

  3. Органы управления и командные посты управления.
4. Элементы су, назначение и схемы включения в су усилителей, виды усилителей автоматика в системе управления.

Виды и назначение систем управления .

Системы управления самолетом можно подразделить на:


  • основную систему управления, предназначенную, главным образом, для изменения траекторий движения самолета, его балансировки и стабилизации на задаваемых режимах полета;

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

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


  • пилотирования самолета (изменение траекторий полета) летчиком в неавтоматическом и полуавтоматическом режимах;

  • автоматического управления самолетом на режимах и этапах полета, предусмотренных ТТТ;

  • создания достаточной мощности для отклонения органов управления;

  • реализации на самолете необходимых (заданных) характеристик устойчивости и управляемости самолета;

  • стабилизации установленных режимов полета;

  • повышения безопасности полета путем своевременного оповещения экипажа о подходе к опасным (по скорости, высоте, перегрузкам, углам атаки, скольжения и крена и другим параметрам) режимам полета и выдачи команд на отклонение органов управления, препятствующих выходу на эти режимы.
Для изменения траектории движения самолета в полете нужно изменять действующие на него силы и моменты. Процесс изменения действующих на самолет сил и моментов, создаваемых отклонением в полете органов управления, называется процессом управления. В зависимости от степени участия в процессе управления человека системы управления могут быть неавтоматическими, полуавтоматическими, автоматическими и комбинированными. Непосредственное управление самолетом летчиком в неавтоматическом режиме целесообразно только на самолетах с небольшой дозвуковой скоростью полета. Во всех других случаях наличие летчика (штурмана) на борту самолета позволяет более эффективно использовать самолет в быстро меняющейся, не поддающейся прогнозам воздушной обстановке, когда автоматическое управление самолетом, с одной стороны, позволяет экипажу больше внимания уделять складывающимся условиям полета, а с другой стороны, экипаж может вовремя заметить и устранить неисправности в автоматике системы управления и отклонения от нормального режима полета. Все это позволяет повысить безопасность полета.

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


  • углы отклонения органов управления должны обеспечивать с некоторым запасом возможность полета на всех требуемых полетных и взлетно-посадочных режимах (РВ вверх 20...35°, вниз 15...20°, РН 20...30° в обе стороны, элероны вверх 15...30°. вниз 10...20°, большие значения углов относятся к маневренным самолетам, меньшие - к неманевренным). Крайние положения органов управления должны ограничиваться упорами, выдерживающими расчетные нагрузки;

  • деформация фюзеляжа, крыльев, оперения и проводки механического управления не должна приводить к снижению максимально возможных углов отклонения органов управления и их эффективности или вызывать хотя бы кратковременное заклинивание системы управления;

  • величина максимальных кратковременных усилий на РУ, потребных для пилотирования самолета, зависит от типа и массы самолета и не должна превышать 500...600 Н в продольном управлении, 300...350 Н - в поперечном управлении, 900...1050 Н - в путевом управлении. Усилия на РУ должны нарастать плавно и быть направлены в сторону, противоположную движению РУ. На продолжительных режимах полета должна обеспечиваться балансировка самолета не только по моментам, но и по усилиям на РУ;

  • система управления должна работать плавно, без заеданий, автоколебаний и опасных вибраций, угрожающих прочности и (или) затрудняющих пилотирование. В проводке системы управления не должно быть люфтов;

  • размещение механизмов тяг, тросов и других деталей системы управления должно исключать возможность соприкосновения их с другими деталями, трения подвижных частей системы управления об элементы конструкции самолета, повреждения или заклинивания в процессе эксплуатации (грузами, пассажирами и т.д).Силы трения в проводке управления, передающиеся на РУ, также зависят от типа и массы самолета и не должны превышать 30..70Н. При больших значениях этих сил в системе управления надо предусматривать компенсаторы сил трения, снимающие эту нагрузку с РУ;

  • должны быть предусмотрены меры, исключающие возможность рассоединения элементов проводки механического управления, обесточивание или снижение давления в энергетических частях системы;

  • должно быть предусмотрено резервирование и дублирование основных жизненно важных элементов системы управления для повышения ее надежности;

  • для обеспечения высокой безопасности полетов необходимо, чтобы система управления включала устройства, не допускающие выхода самолета на опасные режимы полета и своевременно сигнализирующие о приближении таких режимов;

  • должно быть исключено попадание в систему управления посторонних предметов;

  • должна быть обеспечена независимость действий органов управления по крену и тангажу при отклонении ручки или штурвала.
В систему управления современными самолетами независимо от степени ее сложности и насыщенности автоматикой и приводами в качестве основных и обязательных элементов входят органы управления, расположенные на крыле и оперении, командные посты управления с рычагами управления, находящиеся в кабине экипажа, и проводка управления, соединяющая рычаги управления и другие элементы системы управления с органами управления.

Органы управления.

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


  • поперечную относительно оси ОХ управляемость (элероны, флайпероны, элевоны, интерцепторы, дифференциально отклоняемые половины ЦПГО);

  • продольную относительно OZ управляемость (РВ, элевоны и др.);

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

Командные посты управления

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

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

Рис. 22. 2. Элементы тросовой проводки управления.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Гидравлические усилители в СУ

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

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

СУ САМОЛЕТОМ ТУ-134

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Расчетные величины сил, приложенных к рычагам управления

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

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

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

Ключевые слова.

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

Контрольные вопросы.


  1. Для чего предназначена система управления самолета?

  2. Какие требования предъявляются к СУ?

  3. Сколько видов СУ существует в одном самолете?

  4. Какие бывают тяги управления?

  5. Что такое пост управления и как он разделяется?

  6. Расскажите управление элеронами и рулями высоты конкретного самолета?

  7. Какие расчетные величины сил могут приложится к рычагам управления?

  8. 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


  1. Аэроупругие явления (АЯ).

  2. Реверс органов управления (РОУ) и конструктивные меры борьбы с ним.

  3. Дивергенция и меры предотвращение ее.

  4. Бафтинг и меры борьбы с бафтингом.

  5. 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


  1. Какие бывают аэроупругие явления?

  2. Что называется реверсом элеронов?

  3. Что называется дивергенцией?

  4. Что называется бафтингом и какие меры борьбы предотвращения его?

  5. Что называется флатером и какие меры борьбы существует против него?

Литература – 3, 5, 6.

Вознаграждайте за достижение стандарта.

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

1. Какова роль контроля в управлении?

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

3. Что такое контроль с использованием обратной связи?

4. На какие этапы распадается процесс контроля?

5. Чем характеризуется эффективный контроль?

6. Почему менеджер должен учитывать поведенческие аспекты контроля?

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

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

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

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

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

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



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

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

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

1.1.ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ

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

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

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

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

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

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

Таблица 1.1

Тип органа управления Канал управления
по тангажу по крену по курсу подъемной силой торможением
Управляемое ГО (переднее и заднее) Дифференциальное ГО Концевые рули Элевоны Элероны Флапероны Интерцепторы (спойлеры) Предкрылки Поворотные концевые консоли крыла Закрылки Изменение стреловидности крыла Руль направления Управляемое ВО Поворотный форкиль (гребень) Струйные рули Управление вектором тяги Управление передней стойкой Расщепляющиеся рули Носовые рули Адаптивное крыло Тормозные щитки Реверс тяги Тормоза колес шасси

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

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

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

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

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

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


Рулем высоты и элеронами управляют при помощи ручки управления или штурвальной колонки. Ручка (рис. 10.1) 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 (рис. 10.2). 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 нажимной переключатель управления триммером руля высоты.

Рис. 12.3. Пульт ножного управления

Для управления рулем направления предназначены педали двух типов: перемещающиеся в горизонтальной плоскости и пе­ремещающиеся в вертикальной плоскости. Педали в горизонталь­ной плоскости перемещаются по прямолинейным направляющим или на шарнирном параллелограмме, собранном из стальных тонкостенных труб. Параллелограмм обеспечивает прямолинейное перемещание 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 (рис. 10.3) состоит из трех щек Щ между которыми на штангах 11, соединенных с трубой 8, подвеше­ны педали 6. Каждая педаль пальцем 13, проходящим внутри оси педали, связана с секторной качалкой 5. Верхняя часть секторных качалок тягами 4 и 3 соединена с рычагами горизонтальной тру­бы 2. На трубе 2 закреплен рычаг 7, к которому присоединена тяга 1, идущая к рулю поворота. При нажатии, например, на левую педаль (от пилота), повернется секторная качалка 5, которая через тягу 3 вызовет поворот трубы 2 против часовой стрелки. Это дви­жение в свою очередь через тягу 4 вызовет поворот секторной ка­чалки правой педали в противоположную сторону. Пальцы служат для регулировки педалей по росту пилота. Регулирование выпол­няют следующим образом: пилот отжимает вбок рычаг защелки 12 и тем самым выводит палец 13 из зацепления с сектором 5. Пружи­на (на рисунке не показана) поворачивает педаль в сторону пилота.



Проводка управления (рис. 9.4) 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 (рис. 9.5). 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.

Рис. 9.4. Схема тросовой (а) и жесткой (б) проводок управления

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

Для повышения надёжности управления каждая из тяг выполняется из двух труб и вставленных 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 и изготавливаются из

магниевых сплавов.

прямая

Тяги жесткой проводки 2 монтируют на качалках 1 и роликовых направляющих 3.

Качалки служат для изменения направления движения рис. 9.7 (а ),а также изменения

усилия в тягах рис. 9.7 (б ). Все качалки имеют шарикоподшипники, обычно допускающие незначительный перекос колец. Подобные подшипники исключают

возможность заеданий от перекосов при неточностях монтажа или при деформациях

(повреждениях) самолёта.

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 прерывают цепь управления приводами. Валы трансмиссии пустотелые, имеют промежуточные опоры, гермовыводы в местах выхода из фюзеляжа в крыле, карданные соединения для компенсации неточностей сборки и отклонения осей. В систему управления механизацией входит также система сигнализации и контроля положения.

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).

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

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

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

Проверка самолета перед взлетом — одна из обязанностей пилота.

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

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

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

Кабина пилотов в Боинге.

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

Взлет

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

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

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

Overhead system.

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

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

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

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

Полет

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

Кабина пилотов в Аэробусе.

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

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

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

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

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

Видео “Как управлять самолетом” представлено чуть ниже.

Посадка

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

Только во время взлета и посадки пилот отключает автопилот.

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

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

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

Рекомендуем почитать