» »

Prigušivač skretanja. Principi Flight Oxford Aviation Academy


Zamah krila.

Kao što je prikazano na slici, klizanje mijenja efektivni zamah polukrila zamašenog krila. Ako krilo generiše uzgon, onda će polukrilo sa manje efektivnim zamahom generisati veću silu od suprotnog polukrila. Ovo će dati stabilizacijski moment kotrljanja. dakle, Zakretno krilo povećava bočnu stabilnost aviona.(Zakrivljeno zadnje krilo smanjuje bočnu stabilnost).




Utjecaj zamaha je proporcionalan C y i kutu zamaha krila . Slika pokazuje da se kod istog klizanja razlika u silama podizanja polukrilaca povećava sa povećanjem C y (smanjenjem brzine). Budući da avioni velike brzine zahtijevaju zakretna krila, oni pokazuju pretjeranu bočnu stabilnost pri malim brzinama.

Zrakoplovima sa zamašenim krilima potrebno je manje poprečno V krilo od aviona s ravnim krilima.

Kobilica stvara mali stabilizirajući moment kotrljanja prilikom klizanja. Pošto je tačka primene bočne sile kobilice iznad centra gravitacije, bočna sila kobilice, koja obezbeđuje stabilnost smera, takođe igra malu ulogu u bočnoj stabilnosti aviona.
ventralni greben nalazi se ispod centra gravitacije i stoga negativno utiče na bočnu stabilnost.


Općenito, bočna stabilnost ne bi trebala biti prevelika. Prevelika reakcija na prevrtanje aviona na klizanje može dovesti do nizozemskih oscilacija nagiba ili zahtevati da sistem bočne kontrole aviona bude veoma efikasan za poletanja i sletanja uz bočni vetar.

Ako avion pokaže zadovoljavajuću bočnu stabilnost u krstarenju, tada postoje neznatna odstupanja od norme tokom polijetanja i slijetanja. Budući da je utjecaj zakrilaca i potiska motora destabilizirajući, zbog njihovog utjecaja moguće je smanjiti stabilnost.




Produženje zakrilaca čini unutrašnje dijelove krila efikasnijim, a budući da su bliži centru gravitacije, nastali moment promjene uzgonskih sila polukrila je smanjen.

Utjecaj potiska motora kod mlaznih aviona je neznatan, ali značajan u avionima na propelerima.

Snažno duvanje unutrašnjih delova krila pri malim brzinama leta čini ih mnogo efikasnijim od spoljnih delova, što smanjuje bočnu stabilnost.

Kombinacija efekta zakrilaca i snage duvanja propelera može dovesti do značajnog smanjenja bočne stabilnosti u režimima polijetanja i slijetanja elisnih aviona.


Avion mora biti bočno stabilan, ali stabilnost ne smije biti velika. Osim toga, neki izuzeci su dozvoljeni za režime polijetanja i slijetanja.

Problemi koji nastaju zbog prevelike otpornosti su značajni i teško ih je nositi.

Pilot osjeća bočnu stabilnost kroz neophodan otklon upravljača (kontrolne palice) kako bi održao zadato prevrtanje u slučaju proklizavanja aviona (bočni udar, otklon pedale, asimetrični potisak motora, itd.). U prisustvu bočne stabilnosti, pilot će biti primoran da skrene volan u smjeru rezultirajućeg klizanja (strana suprotna od skretane pedale).
Zaključak: Dizajner je suočen sa dilemom. Da bi se povećala brzina leta, na avion je ugrađeno zamašeno krilo, ali to povećava njegovu bočnu stabilnost. Da biste ga smanjili, smanjite poprečni V krila. Sa gornjim krilom na trupu, postoji dodatni efekat koji poboljšava bočnu stabilnost. Za borbu protiv ovoga koristi se negativno V krilo.
Dinamička interakcija staze i poprečnog kretanja.
U prethodnom pregledu, odgovor aviona na kotrljanje i skretanje razmatran je izolovano, radi detaljne analize.
U stvarnosti, oba ova momenta se događaju istovremeno: moment nagiba od bočne statičke stabilnosti i moment skretanja od usmjerene statičke stabilnosti.
Spiralna nestabilnost.
Zrakoplov pokazuje spiralnu nestabilnost ako je njegova usmjerena stabilnost vrlo visoka u poređenju sa bočnom stabilnošću.
Spiralna nestabilnost se manifestuje glatko. Zrakoplov, nakon što je pogođen smetnjom, počinje postepeno povećavati kotrljanje, koje se može postepeno pretvoriti u strmu silaznu spiralu.

Razlog za pojavu spiralne nestabilnosti je taj što letjelica brzo eliminiše nastalo proklizavanje, dok slaba bočna stabilnost nema vremena da ukloni kotrljanje. U ovom slučaju, momentu bočne stabilnosti se suprotstavlja spiralni moment kotrljanja, koji se javlja kada se avion rotira oko normalne ose. Pretpostavimo da postoji klizač na desnoj strani. Usmjerena stabilnost počinje okretati nos aviona udesno. U ovom slučaju, lijevo krilo se kreće duž većeg polumjera, njegova dizna sila se povećava i teži da otkotrlja avion udesno – za razliku od trenutka bočne stabilnosti.

Brzina razvoja kotrljanja tokom spiralne nestabilnosti je obično slaba, što ne stvara poteškoće za pilota u kontrolisanju aviona.
"Holandski korak".
Holandske oscilacije nagiba nastaju kada je bočna stabilnost aviona veća od stabilnosti smjera.
To su spontano nastale neželjene vibracije uzrokovane interakcijom kolosijeka i poprečnog kanala.
Kada avion ima klizanje, moment prevrtanja snažno stvara prevrtanje protiv klizanja. Na polukrilu koje se diže, uzgona i induktivni otpor su veći nego na polukrilu u spuštanju. Ovo stvara moment skretanja kako bi se smanjio ugao klizanja, ali zbog inercije, avion prelazi nultu vrijednost i dolazi do klizanja na drugoj strani. Zatim se postupak ponavlja na drugoj strani.
Kako bi se eliminirao holandski nagib, avioni su opremljeni prigušivačima skretanja koji umjetno povećavaju stabilnost smjera odbijanjem kormila kako bi se suprotstavili rezultirajućem skretanju.
Ako prigušivač skretanja pokvari u letu, tada se preporučuje uklanjanje rezultirajućih oscilacija pomoću bočne kontrole zrakoplova. Jer kada se koristi kormilo, kašnjenje u reakciji aviona je takvo da je moguće da pilot zamahne avion (PIO). U ovom slučaju, "holandski korak" može brzo dovesti do divergentnih oscilacija i gubitka kontrole nad avionom.
"Holandski korak" je nepoželjan, a spiralna nestabilnost je prihvatljiva ako je brzina podizanja kotrljanja niska. Stoga stepen bočne stabilnosti ne bi trebao biti velik.
Ako je stepen pravac stabilnosti aviona dovoljan da spreči "holandski korak", onda je automatski dovoljan da spreči usmerenu aperiodičnu nestabilnost (kontinuirano povećanje ugla klizanja). Pošto najbolje karakteristike leta pokazuju avioni sa visokim stepenom stabilnosti pravca i minimalno potrebnim stepenom bočne stabilnosti, većina aviona ima malu spiralnu nestabilnost. Kao što je već spomenuto, slaba spiralna nestabilnost malo zabrinjava pilote i mnogo je poželjnija od "holandskog koraka".
Zakretno krilo značajno utiče na bočnu stabilnost. Pošto stepen ovog uticaja zavisi od C y, dinamičke karakteristike aviona mogu varirati u zavisnosti od brzine leta. Pri velikim brzinama (mali C y), bočna stabilnost je niska i avion ima spiralnu nestabilnost. Pri malim brzinama povećava se bočna stabilnost i povećava se sklonost oscilacijama "holandskog koraka".
Pilotska ljuljačka (PIO).
Određene neželjene vibracije aviona mogu biti posledica nenamernih pomeranja komandi aviona. Oscilacije se mogu pojaviti oko bilo koje ose, ali su kratkoperiodične uzdužne oscilacije najopasnije. Zbog kašnjenja povratne sprege, pilot/kontrolni sistem/sistem aviona može izazvati vibracije koje dovode do kvara konstrukcije i gubitka kontrole.
Kada se vrijeme reakcije pilota i zaostajanje upravljačkog sistema poklope sa periodom prirodnih oscilacija aviona, neželjeni odgovori pilota na kontrolu mogu dovesti do naglog povećanja amplitude oscilacije. Budući da su ove oscilacije relativno visoke frekvencije, amplituda može dostići opasne vrijednosti u vrlo kratkom vremenskom periodu.
Prilikom ulaska u ovaj mod letenja, najefikasnija radnja je otpuštanje komandi. Svaki pokušaj nasilnog zaustavljanja oscilacija samo će nastaviti uzbuđenje i povećati njegovu veličinu. Otpuštanje komandi eliminiše uzrok ekscitatornih vibracija i omogućava avionu da izađe iz režima zbog sopstvene dinamičke stabilnosti.
Letenje na visokim M brojevima.
Obično se let na velikim M brojevima dešava na velikoj visini. Razmotrite uticaj velike visine na ponašanje aviona. Aerodinamičko prigušivanje se manifestuje pojavom momenata sila koji sprečavaju rotaciju aviona oko svoje tri ose. Razlog za pojavu ovih momenata je promjena uglova strujanja oko krila, stabilizatora i kobilice tokom rotacije aviona.

Što je veća prava brzina aviona, to su manje promjene uglova strujanja pri datoj ugaonoj brzini rotacije, i, shodno tome, manje je prigušivanje. Količina smanjenja prigušenja je proporcionalna kvadratnom korijenu relativne gustine zraka. Prikazane prizemne (EAS) i prave (TAS) brzine su u istom omjeru. Tako, na primjer, u standardnoj atmosferi na 40.000 stopa, prigušenje će biti upola manje na nivou mora.


Osiguravanje stabilnosti brzine na transzvučnim M brojevima.
Kada broj M leta premaši M krit, iznad gornje površine krila formira se nadzvučna zona sa udarnim valom. To dovodi do:

  • pomicanje centra pritiska krila unazad, i

  • smanjenje nagiba protoka iza krila.
Zajedno, ova dva faktora rezultiraju momentom ronjenja. Pri velikim M brojevima, avion postaje nestabilan u brzini. Kako se brzina povećava, umjesto sila pritiska na volan pojavljuju se vučne sile. Ovo je potencijalno opasno jer avion ima tendenciju da ispusti nos, što će dovesti do daljeg povećanja brzine i još većeg povećanja momenta poniranja. Ovaj fenomen je poznat kao"uvlačenje u zaron" (Mach Tuck) , ograničava maksimalnu operativnu brzinu savremenih transportnih aviona.
Za održavanje potrebnog gradijenta brzine na kormilu, uređaj koji kompenzuje ovaj trenutak (Mach trim) ugrađen je u upravljački sistem modernih aviona.

Povećanjem M broja ovaj uređaj može:


  • skrenuti lift prema gore;

  • pomaknite nadole pokretni stabilizator ili

  • pomjeriti težište aviona pumpanjem goriva u zadnji rezervoar.
Ova radnja se dešava bez intervencije pilota na način da avion ima blagu tendenciju povećanja ugla nagiba, a za održavanje ravnog leta potrebno je izvršiti pritisak na jaram.

Koja metoda se koristi zavisi od proizvođača aviona. Ovaj sistem reguliše sile u uzdužnom kontrolnom kanalu i radi samo na velikim M brojevima.


Zaključak
Stabilnost je kvalitet svojstven avionu i omogućava mu da se vrati u prvobitni režim leta pod uticajem smetnji. Postoje dvije vrste stabilnosti - statička i dinamička. U svakom od ovih režima, avion može biti stabilan, neutralan ili nestabilan.
Statička stabilnost opisuje početnu reakciju aviona na odstupanje od ravnoteže oko jedne ili više osa (vazduhoplov ima tri ose rotacije).
Zrakoplov je statički stabilan ako pri odstupanju od stanja ravnoteže ima tendenciju da se vrati u prvobitno stanje.
Vazduhoplov je statički neutralan ako pri odstupanju od ravnotežnog stanja ne razvije nikakvu tendenciju i ostaje u novom stanju.
Zrakoplov je statički nestabilan ako pri odstupanju od stanja ravnoteže teži daljem povećanju odstupanja. Ovo je vrlo nepoželjno svojstvo koje može dovesti do gubitka kontrole nad avionom.
Većina aviona je statički stabilna u nagibu i skretanju i blizu je statički neutralnog prevrtanja.
Ako avion ima statičku stabilnost, tada dinamička stabilnost smatra vremenski proces ponašanja aviona nakon prestanka poremećaja. U procesu vraćanja u ravnotežno stanje, letelica po inerciji prelazi početnu poziciju, što stvara odstupanje u drugom pravcu i proces se ponavlja.
Ako je avion dinamički stabilan, tada se ove oscilacije prigušuju. Avion mora biti dinamički stabilan.
Ako je avion dinamički neutralan, oscilacije se neće smanjiti. Dinamička neutralnost je nepoželjan fenomen.
Ako se amplituda oscilacija aviona povećava s vremenom, onda je ovaj zrakoplov dinamički nestabilan, što je vrlo nepoželjno.
Stabilnost (ili nestabilnost) aviona određena je oblikom i dimenzijama njegovih površina.
Kobilica je glavna površina koja osigurava stabilnost smjera. Stabilizator obezbeđuje uzdužnu stabilnost, a krilo obezbeđuje poprečnu stabilnost.
Položaj centra gravitacije također utiče na stabilnost. Ako je centar gravitacije blizu krajnje stražnje granice, tada će zrakoplov biti manje stabilan u nagibu i skretanju. Kada se centar gravitacije pomjeri naprijed, stabilnost se povećava.

Iako je avion manje stabilan kada je centriran prema krmi, njegove performanse leta su poboljšane zbog smanjenja sile nadole na stabilizatoru (gubitak ravnoteže). Takav avion ima nešto manju brzinu zastoja, manji otpor i veću brzinu krstarenja na istom režimu rada motora.


Upravljivost je kvaliteta aviona koja mu omogućava da lako manevrira i izdrži naprezanja povezana s tim manevrom.
Upravljivost je sposobnost letjelice da odgovori na kontrolne akcije pilota, posebno da kontroliše položaj i putanju leta.
Avion je stabilan po nagibu ako se vrati u ravnini let nakon što prestane smetnja uzrokovana vertikalnim udarom ili skretanjem dizala. Položaj centra gravitacije i efikasnost stabilizatora imaju veliki uticaj na stabilnost i kontrolu nagiba.
Povećana stabilnost, duž bilo koje od osi:

  • smanjuje upravljivost i upravljivost, i

  • povećava napore na volanu (kontrolna ručka, pedale).
Phugoidne oscilacije su dugoperiodične oscilacije povezane s promjenama visine, brzine i visine, pri približno konstantnom napadnom kutu. U ovom slučaju dolazi do djelomične tranzicije kinetičke energije aviona (brzine) u potencijalnu energiju (visinu) i obrnuto. Zrakoplov koji vrši fugoidne oscilacije je statički stabilan po visini. Ove oscilacije pilot lako kontroliše.
Zrakoplov će smanjiti nagib nakon slučajnog prevrtanja ako ima statičku stabilnost. Bočna stabilnost u engleskim tekstovima se često naziva "diedralnim efektom" (efekat poprečnog V krila).

Većina aviona ima pozitivno V krilo. To znači da su vrhovi krila viši od kundaka krila. Ako se u letu dogodi prevrtanje ulijevo, tada će pod djelovanjem bočne komponente gravitacije zrakoplov početi kliziti ulijevo. Lokalni napadni kut lijevog krila će se povećati, a desnog krila smanjiti. Ovo će stvoriti trenutak koji će izvući avion iz okretanja.

Zakretno krilo pruža više M kritiča, osim toga, daje i bočnu stabilnost aviona. U ovom slučaju, to je nusproizvod. Avioni sa zakretnim krilom imaju manje pozitivno V krilo od aviona s ravnim krilima.

Nadzemno krilo također poboljšava bočnu stabilnost, tako da visoka krila ne zahtijevaju pozitivno V krilo, već često rade suprotno, negativno V krilo.

Prekomjerna poprečna statička stabilnost dovodi do dinamičke nestabilnosti - oscilacija tipa "holandski korak".
Statička usmjerena stabilnost (lopatica) je tendencija aviona da okrene nos u smjeru nadolazećeg toka (u ravnini krila). Omogućeno je činjenicom da je bočna površina aviona (uključujući kobilicu) iza centra gravitacije veća od površine ispred centra gravitacije.

Zakretno krilo također povećava stabilnost smjera.

Prekomjerna statička usmjerena stabilnost dovodi do dinamičke nestabilnosti – sklonosti aviona ka spiralnoj nestabilnosti.
Interakcija bočne i usmjerene stabilnosti. Kada se avion otkotrlja, počinje da klizi na spušteno polukrilo. Usmjerena stabilnost stvara moment za uvlačenje klizanja (okretanje nosa prema spuštenom polukrilu), a poprečna stabilnost stvara moment za uvlačenje rolne.

Ako je usmjerena stabilnost jaka, a bočna stabilnost slaba, tada će zrakoplov početi rotirati oko normalne ose sa sporom tendencijom smanjenja kotrljanja. Polukrilo većeg radijusa će teći uokolo većom brzinom, što stvara trenutak za povećanje kotrljanja. Ovaj moment se zove spiralni moment kotrljanja. Ako premaši moment bočne stabilnosti, tada će se kotrljanje kontinuirano povećavati, a pošto vertikalna komponenta sile dizanja postane manja od težine, avion će ući u silaznu spiralu.

Ako je bočna stabilnost jaka, a stabilnost u pravcu slaba, tada će avion težiti da oscilira kao "holandski korak".
Sistem za osiguranje stabilnosti brzine pri velikom broju M (Mach trim) održava zadati gradijent napora u brzini. Sistem reguliše opterećenje volana (kontrolne palice) i radi samo na velikim M brojevima.

U sistem upravljanja kormilom ugrađen je prigušivač skretanja radi poboljšanja karakteristika bočnog kretanja aviona i sprečavanja neprigušenih oscilacija tipa "holandski pitch".

„Dutch roll“ (Dutch roll) nastaje kao rezultat relativno loše stabilnosti pravca i prevelike bočne stabilnosti aviona. Kada se avion rotira oko uzdužne ose, spontano dolazi do klizanja prema opadajućem krilu, zbog bočne komponente gravitacije koja se pojavljuje. To odmah dovodi do pojave momenta poprečne stabilnosti M x β , koji teži smanjenju rezultirajućeg kotrljanja. Na avionima sa visokom bočnom stabilnošću, to može biti značajno.

Istovremeno se javlja i moment stabilnosti smjera M y β, koji teži okretanju nosa zrakoplova u smjeru rezultirajućeg klizanja. Budući da je stabilnost u smjeru mnogo slabija od bočne stabilnosti kod mnogih aviona, oporavak od klizanja zaostaje za povratom kotrljanja. Avion po inerciji preskače poziciju bez prevrtanja i počinje da se kotrlja u suprotnom smjeru. Tako će letelica, bez intervencije u upravljanju, vršiti neprigušene oscilacije u kotrljanju i proklizavanju.

Prigušivač skretanja umjetno povećava stabilnost smjera i na taj način sprječava vibracije.

Osjetljivi element prigušivača skretanja je dvostepeni žiroskop koji reagira na ugaonu brzinu ω y u odnosu na normalnu osu Y. Ovaj signal se filtrira i pojačava ovisno o brzini leta signalom iz kompjutera koji izračunava visinu- parametri brzine (Air Data Computer). Nadalje, signal se šalje na kalem za upravljanje amortizerima (pogledajte dijagram glavnog kormilarskog uređaja lansirnog vozila u odjeljku "Kontrola vožnje"). Kalem upravlja kretanjem aktuatora prigušivača, koji pomera centar rotacije primarnog i sekundarnog zbirnog kraka i na taj način se dodaje kretanju pedala od pilota i dovodi do pomeranja šipke glavnog kormila. voziti.

U tom slučaju, pokreti aktuatora amortizera se ne prenose na pedale, a pilot ne može taktilno osjetiti rad amortizera. Za kontrolu njegovog rada prikazuje se indikator koji pokazuje odstupanja aktuatora zaklopke.

Pogodna kontrola pri taksiranju: šipka bi u početku trebala skrenuti u smjeru suprotnom od skretanja. Traka se tada može vratiti u neutralno ili čak odstupiti u smjeru preokreta. To je zbog složenog zakona otklona kormila, kada kormilo reagira na brzu promjenjivu komponentu kutne brzine okretanja i ne reagira na svoju konstantnu komponentu.

Tokom normalnog rada amortizera u letu, otklon indikatorske šipke je gotovo neprimjetan.

Na novim avionima sa integrisanom komunikacionom jedinicom (IFSAU) instaliranom između ACS-a i aviona (pogledajte Automatski kontrolni sistem), sa proširenim zakrilcima, signal prigušivača je povećan za 29% kako bi se sprečila povećana bočna stabilnost. Osim toga, signali od 8 herca su oslabljeni za 50% kako bi se smanjile vibracije i poboljšao komfor putnika.

Koordinirano klizanje

Koordinirano proklizavanje je kontrolni manevar koji se izvodi tokom letnih testova aviona. Omogućava otkrivanje karakteristika bočne stabilnosti i upravljivosti aviona, posebno međusobne efikasnosti bočne i usmjerene kontrole. Kada se izvodi, pravi se let održava na konstantnoj visini i brzini uz postupno postepeni otklon kormila. Da bi se spriječilo da rezultirajuće klizanje odvede avion s ravne putanje, stvara se kotrljanje u suprotnom smjeru. Dakle, bočna komponenta gravitacije će kompenzirati bočnu silu od klizanja. U ovom manevru, putni kanal se, takoreći, bori sa poprečnim. Ako nema ograničenja snage, tada se otklone kormila izvode do punog protoka. Po pravilu, pedale se prve zaustavljaju, a bočna kontrola i dalje ima marginu. Ali dešava se i suprotno.

U izvještaju o istrazi o padu Boeinga 737-200 3. marta 1991. u području Colorado Springsa, NTSB je objavio rezultate koordinisanih klizanja izvedenih pri 150-160 čvorova u različitim konfiguracijama zakrilca od 40 do 10 stepeni.

Razmatran je slučaj punog otklona (nehotično povlačenje) kormila udesno za 25 stepeni.

Dakle, tabela pokazuje da povlačenje kormila u krajnji položaj nije opasno kada se zakrilci oslobode u položaj od 40 do 25 stepeni. Moment nagiba iz rezultirajućeg klizanja može se parirati skretanjem volana pod uglom od 35 do 68 stepeni. To se objašnjava naglo povećanom efikasnošću spojlera koji se sklanjaju u letu (flight spojleri), koji ometaju protok iz zakrilca na polovini krila koje treba spustiti.

S kutom proširenja zakrilca manjim od 25 stupnjeva, puni otklon kormila nije dovoljan da se parira potezu kormila (pri brzini eksperimenta - 150-160 čvorova). Tako je kod zakrilaca 15 balansiranje postignuto samo na d RN =23 stepena, kod zakrilaca 10 - na d RN =21 stepen.

Donja linija tabele ne odnosi se na koordinirano klizanje. U ovom slučaju, balansiranje je postignuto pri izvođenju skretanja udesno uz okretanje od 40 stepeni. U ovom slučaju, volan je skrenut ulijevo pod punim uglom, a smanjenje ugla klizanja sa 16 na 13 stepeni postignuto je usled pojave prigušnog momenta tla M Y w y od ugaone brzine zaokreta.

Također u ovom izvještaju postoje informacije da su studije ponašanja pokazale da kada se brzina smanji na određenu vrijednost, efikasnost bočne kontrole, sa zakrilcima proširenim za 1 stepen, postaje nedovoljna da parira povlačenje kormila u krajnji položaj. Ova brzina se naziva "brzina kritične tačke" (crossover airspeed).

Automatski sistem upravljanja

Automatski sistem upravljanja avionom (AFCS) sastoji se od tri nezavisna sistema: digitalnog sistema kontrole leta (DFCS), amortizera skretanja (pogledajte Bočna stabilnost i kontrola) i automatskog gasa. Ovi sistemi omogućavaju automatsku stabilizaciju aviona u nagibu, prevrtanju i proklizavanju i upravljanje avionom signalima iz radio-navigacionih pomagala, kompjutera za navigaciju (FMC), kompjutera za parametre visine i brzine (ADC) i stabilizaciju kursa.

Veza između digitalnog upravljačkog sistema i aviona se vrši, u zavisnosti od konfiguracije aviona, preko komunikacionog centra (AFC) ili integrisanog komunikacionog centra (IFSAU). Ovisno o tome, rad amortizera skretanja se donekle mijenja.

Automatsko upravljanje avionom vrši se pomoću elevatora i krilaca. Zrakoplovi NG modifikacije mogu biti opremljeni automatskom kontrolom kormila.

Tu je i automatsko uklanjanje sila sa volana u uzdužnom kanalu (sa vraćanjem stuba upravljača u neutralni položaj) preuređivanjem stabilizatora. Nema automatskog oslobađanja sila u poprečnom kanalu, tako da je zabranjeno koristiti mehanizam trim krila kada je autopilot uključen. U tom slučaju, kormilarska mašina autopilota će nadjačati oprugu mehanizma za punjenje (osjećaj elerona i jedinica za centriranje) i, kada se autopilot isključi, avion će početi neočekivano da se kotrlja za pilota.

Sličan incident dogodio se 6. septembra 2011. godine u avio-kompaniji ANA, iako je tamo pilot, nehotično skretanjem mehanizma trim kormila, debalansirao kanal gusenice, što je dovelo do isključivanja autopilota i oštrog prevrtanja aviona.

U letu, s uključenim autopilotom, upravljački stup i volan moraju biti u neutralnom položaju. To ukazuje na nedostatak napora u ožičenju dizala i krilaca. Odstupanje stupa upravljača od neutralnog znaka je kvara kontrole stabilizatora ili njegovog odlaska (bijeg).

Devijacija volana ukazuje na poprečnu (kolosiječnu) asimetriju aviona, neravnomjernu potrošnju goriva ili asimetričan potisak motora. Tehnika bočnog trima kanala je opisana u odjeljku o bočnoj stabilnosti i kontroli.

U slučaju leta sa asimetričnim potiskom motora, pilot mora samostalno kontrolisati kanal staze skretanjem pedala. U suprotnom, tačnost održavanja navedenih parametara leta nije zagarantovana.

Isključivanje autopilota (DFCS) je označeno treperenjem crvenih lampica dugmeta A/P P/RST i zvukom sirene, a isključenje automatskog gasa je prikazano samo crvenim lampicama dugmeta A/T P/RST. Prema izvještaju AAIB-a (Air Accidents Investigation Branch) o istrazi incidenta Thomsonfly Boeing 737-300 u Bournemouthu (Velika Britanija) 23. septembra 2007. godine, odsustvo zvučnog alarma za isključivanje automatskog gasa bio je faktor koji je doprinio incidentu. Prilikom prilaza na slijetanje, kada su motori radili u režimu „Mali gas“, automatski se gas gasio, što je posada prošlo neprimjetno. Na kliznoj padini, avion je izgubio brzinu na 82 čvora (20 km/h ispod V REF) i ušao u režim zastoja.

Pored kontrole letelice, digitalni sistem kontrole leta (DFCS) ukazuje pilotima na odstupanja vodećih šipki u kotanju i nagibu. Ova odstupanja su ekvivalentna komandama upravljačkim mašinama autopilota. Prema tome, kada je autopilot isključen, a pilot upravlja avionom duž režiranih letvica, on obavlja posao upravljačke mašine autopilota. Pilotiranje od strane direktora značajno povećava preciznost održavanja navedenih režima, ali odvikava pilota od skeniranja i analiziranja očitavanja instrumenata, odnosno doprinosi degradaciji vještina letenja. Tome doprinosi politika avio-kompanija, koje u ime udobnosti putnika zabranjuju svojim pilotima da lete s isključenim direktorima, čak i u jednostavnim vremenskim uslovima. Problem gubitka vještina letačke posade u upravljanju avionom kada je automatizacija isključena više puta je pokretana na međunarodnim konferencijama o sigurnosti letenja, ali stvari i dalje postoje.

Let aviona pod asimetričnim potiskom

Razmotrite ponašanje aviona neposredno nakon kvara jednog od motora i potrebnu kontrolu (balansiranje) kako biste osigurali pravi let sa jednim zaustavljenim motorom.

Neka lijevi motor pokvari. Trenutak skretanja M U DV će početi djelovati na avion, okrećući ga ulijevo. Doći će do proklizavanja desnog krila i, posljedično, momenta prevrtanja Mx b prema krilu sa zaustavljenim motorom. Slika prikazuje približnu promjenu uglova klizanja i prevrtanja kada je lijevi motor zaustavljen.

Budući da postoji velika bočna stabilnost (posebno sa proširenim zakrilcima), obala će biti nasilna, što će zahtijevati hitnu intervenciju pilota. Da bi se parirao momentu nagiba, kada motor radi u režimu uzlijetanja, puni otklon volana nije dovoljan. Potrebno je ukloniti proklizavanje kormila.

Hajde da razmotrimo koji su uslovi balansiranja u dugom letu sa jednim motorom u praznom hodu. Analizirajmo dva konkretna slučaja balansiranja u ravnom letu sa ugašenim motorom: 1) bez prevrtanja, 2) bez klizanja, kao i preporuku Boeinga.

1. Letite bez kotrljanja.

Za ravnotežu bez kotrljanja potrebno je napraviti klizanje na lijevom krilu. Tada će se momentu od asimetričnog potiska Mu dvig dodati i moment od klizanja Mu b. Njihovo balansiranje zahtijeva veliki otklon kormila. Bočne sile od kormila Z ph i od klizanja Z b djelovat će u suprotnim smjerovima i uravnoteživat će se pod određenim kutom klizanja. Poprečni moment Mx b kompenzirat će se momentima iz kormila Mx rn i elerona Mx eler.

Čini se da je za pilota najprihvatljiviji ravan let bez prevrtanja, ali zbog velikog potrebnog kuta otklona kormila, otpor zrakoplova se povećava. Ovo degradira performanse aviona, posebno u slučaju kvara motora pri poletanju velike mase i na visokim temperaturama.

Imajte na umu da iako se let ovdje odvija s klizanjem, ali indikatorska kugla klizanja će biti smještena strogo u sredini. Činjenica je da se aerodinamičke sile u ovom slučaju nalaze u ravni simetrije aviona. Uopšteno govoreći, ovaj uređaj nije indikator klizanja, već indikator bočnog preopterećenja. Bočna g-sila proizlazi iz nekompenzirane aerodinamičke sile Z, koja je uravnotežena bočnom komponentom gravitacije G*sing pri letenju s kotrljanjem ili centrifugalnom silom pri okretanju aviona.

2. Let bez klizanja.

Moment okretanja od motora Mu dvig uravnotežen je momentom iz kormila M rn. Bočna sila Z pH je uravnotežena bočnom komponentom gravitacije G*sing, pri kreiranju kotrljanja na desnom krilu. Poprečni moment od kormila Mx rn je uravnotežen momentom od elerona Mx eler. Obratite pažnju na otklon elerona u suprotnom smjeru, u poređenju sa balansiranjem bez prevrtanja. Lopta će u ovom slučaju biti odbijena prema spuštenom krilu, iako neće biti proklizavanja.

Ovaj način balansiranja je najkorisniji za energiju aviona, jer pruža minimalan otpor. Ali tačno održavanje režima je problematično. Prvo, piloti nemaju indikaciju ugla klizanja, a drugo, kada se promijeni potisak motora koji radi, mijenja se moment okretanja, što znači da se mijenja potreban otklon kormila, a shodno tome se mijenja i bočna sila kormila, a dakle potreban ugao kotrljanja za kompenzaciju. Priručnici za letenje za sovjetske avione davali su pilotima približnu cifru od 3 do 5 stepeni okretanja po motoru koji radi.

Boeing daje drugačiji kriterijum za kontrolu. Razmotrite dijagram balansiranja u slučaju kvara lijevog motora.

Na njemu brojevi 1 i 2 prikazuju razmatrane slučajeve balansiranja bez kotrljanja i bez klizanja. Međutim, postoji beskonačan broj drugih pozicija ravnoteže. Boeing preporučuje pilotima da balansiraju avion sa nultim otklonom krilaca (izravnajte kontrolni točak). Napisano je da u ovom slučaju dolazi do blagog kotrljanja na motoru koji radi i da je lopta lagano skrenuta u istom smjeru. Kao što se može vidjeti iz dijagrama balansiranja, ova pozicija je nešto između dva razmatrana slučaja balansiranja. Zgodno ga je održavati, jer za kontrolu "horizontalnosti" upravljača nije potrebno čak ni gledati u kokpit, a ispravan položaj kormila možete kontrolirati taktilnim osjećajima ruke. Koja polovina volana je spuštena znači da pedale moraju biti okrenute u istom pravcu radi balansiranja. Potpuno ista tehnika pilotiranja sa uključenim autopilotom, pošto se pedale sa autopilota ne kontrolišu.

Failsafe

Sigurnost od kvara se odnosi na analizu uticaja kvarova na ponašanje aviona i sposobnost bezbednog završetka leta.

Prilikom istrage sudara 3. marta 1991., NTSB je procijenio skretanje kotrljanja potrebno da bi se suprotstavio sljedećim kvarovima kontrolnog sistema:

1. Lamela koja se može uvlačiti ili Kruegerova letvica nije produžena. U turbulentnim uslovima, ovaj neuspjeh će vjerovatno proći nezapaženo.

2. Kvar prigušivača skretanja sa kormilom povučenim za 2 stepena. (Maksimalni ugao odstupanja kormila od prigušivača skretanja na seriji (300-500) je 3 stepena). Pariranje zahtijeva otklon jarma od 20 stepeni.

3. "Plutajući" spojler-krilac.

(Spušteni spojler se drži u letu pomoću hidrauličkog sistema. Ako sistem za zadržavanje spojlera pokvari, onda se on, zbog razrjeđivanja iznad krila, može izdići iznad površine krila. To se naziva "lebdeći".)

Pariranje takvom neuspjehu zahtijeva otklon kormila za 25 stepeni.

4. Upravljački kolut kormila uzrokuje otklon kormila za 10,5 stepeni. Zahtijeva otklon volana od 40 stepeni.

5. Pariranje asimetričnog potiska motora sa 8 stepeni povlačenja kormila zahteva 30 stepeni otklona kormila.

Donet je opšti zaključak da ovi kvarovi ne mogu biti razlog gubitka upravljivosti aviona.

Nedostaci aviona

Sa stanovišta pitanja vezanih za aerodinamiku, avion ima sledeće nedostatke:

1. Uprkos činjenici da je avion opremljen lopaticama, informacije o trenutnom napadnom uglu se ne daju pilotima (sa izuzetkom nekih konfiguracija aviona serije 600 i novijih). Dostavljanje ovakvih informacija bi uvelike pomoglo u slučajevima nepouzdanog rada računara za visinske i brzinske parametre, pogrešnog unosa podataka o težini aviona u navigacioni računar (FMC), uklanjanja aviona iz teškog položaja, sletanja. pristup sa raznim kvarovima mehanizacije itd.

2. U zakonu upravljanja motorom ne postoji direktno ograničenje rada motora kada se postigne maksimalna dozvoljena temperatura gasa iza turbine. Stoga, u procesu povećanja brzine poletanja, temperatura gasova iza turbine kontinuirano raste i pri poletanju po vrućem vremenu sa velikim poletnim težinama može premašiti maksimalno dozvoljenu vrednost. Ovo nameće dodatno opterećenje posadi za dodatnu kontrolu i ručno podešavanje režima rada motora tokom poletanja i tokom početnog penjanja. Što ne doprinosi sigurnosti letenja.

3. Avion ima preveliku bočnu stabilnost, posebno kada su zakrilci izvučeni. To otežava njegovo pilotiranje i uzrokuje neugodnosti putnicima pri poletanju i slijetanju u naletima bočnog vjetra i prilikom letenja u turbulentnoj atmosferi.

Kao primjer ovog paragrafa, prikladan je incident s Boeingom 737-500 ukrajinske međunarodne aviokompanije 13. februara 2008. godine.

Prilikom slijetanja u Helsinki na jakom bočnom vjetru, komandir posade, parirajući prevrtanju izazvanom naletom vjetra s pretjeranom energijom, dozvolio je da vrh krila dotakne pistu.

Na avionima NG modifikacije sa krilom, ovaj nedostatak je bio još pojačan.

Iz istog razloga, letjelica oštro reaguje prevrtanjem na proklizavanje koje nastaje u slučaju kvara motora pri polijetanja. U ovom slučaju, potpuni otklon volana duž kotrljanja nije dovoljan da se parira momentu nagiba i potrebno je bez odlaganja skrenuti kormilo kako bi se parirao proklizavanju do kojeg dolazi. U uslovima vidljivosti prirodnog horizonta, ovaj problem se obično rešava bez problema. Ali u oblacima ili sa ograničenom vidljivošću, rješenje ovog problema zahtijeva posebnu obuku i prilično je teško za pilote koji su navikli pilotirati prema sovjetskom sistemu prikaza - pogled sa zemlje na avion.

4. Prema izvještaju AAIB-a (Air Accidents Investigation Branch) o istrazi incidenta s Thomsonfly Boeingom 737-300, koji se dogodio u Bournemouthu (UK) 23. septembra 2007. godine, potpuno skretanje dizala nije bilo dovoljno da se parira bacanju trenutak od motora. Izvodeći avion iz režima zastoja, posada je dovela motore u režim koji premašuje punu snagu poletanja. Istovremeno, nagib aviona se povećao na 44 stepena, uprkos činjenici da je komandant potpuno odbacio kontrolnu kolonu od sebe. U ovom slučaju potrebna je pomoć stabilizatora.

5. Na avionima NG modifikacije, krstareći broj M leta se povećao i približio se M MO . Međutim, povećana inercija aviona (zbog veće mase) i algoritam rada autoprigušivača su takvi da postoji realna opasnost od nenamjernog viška MMO u krstarećem letu u turbulentnoj atmosferi uz pojačanje nadolazećeg vjetra. komponenta brzine.

6. Servo kompenzator jezička lifta, dizajniran da smanji napor na volanu tokom direktnog upravljanja avionom (bez bostera), može izazvati samooscilacije u upravljačkom ožičenju. Ovi slučajevi su zabilježeni 1. marta 2010. http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17

http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15 .

Takođe, vibracija servo kompenzatora se smatra jednim od mogućih uzroka pada aviona Boeing 737-800 u Bejrutu 25. januara 2010. godine.

Pronalazak se može koristiti u sistemima za kontrolu bočnog kretanja aviona. Efekat: proširenje oblasti stabilnosti bočnog kretanja i poboljšanje kvaliteta prolaznih procesa tokom leta aviona u širokom spektru napadnih uglova i aerodinamičkih karakteristika. Prigušivač skretanja sa senzorima ugaone brzine skretanja i kotrljanja, pojačivač za sumiranje i pogon kormila sadrži senzor ugla pedale aviona, konvertor koordinatnog sistema za signale senzora ugaone brzine u drugi koordinatni sistem, jedinicu za podešavanje parametara amortizera, priključen aperiodični filter između senzora ugaone brzine kotrljanja i sumirajućeg pojačala. 6 ill.

Pronalazak se odnosi na oblast vazduhoplovne tehnologije i može se koristiti u sistemima za kontrolu bočnog kretanja aviona. Poznat je uređaj - prigušivač vibracija tipa D-3K-110. Prigušivač se kontroliše pomoću funkcionala: n = K(q) y . Ovdje je n ugao otklona kormila; K(q) - koeficijent proporcionalnosti, promijenjen kao funkcija pritiska brzine q; y je stopa skretanja. Nedostatak uređaja je značajna zavisnost kvaliteta prelaznih pojava od stepena samoprigušenja aviona. Kao prototip uzet je najbliži predloženom uređaju prigušivač skretanja - DR-134M, koji sadrži senzore ugaonih brzina prevrtanja i skretanja, diferencirajući filter tipa, sumirajući pojačivač, pogon kormila (Sl.6). Opis prototipa dat je u "Priručniku za rad i održavanje prigušivača skretanja DR-134M", koji je dio "Tehničkog opisa opreme aviona TU-134M", 1960. godine. prototip sa proširenim zakrilcima kontroliše se pomoću sljedeće funkcionalnosti: Kada su zakrilci uvučeni, u glavnim režimima leta, signal senzora iz brzine prevrtanja se isključuje. Nedostaci prototipa uređaja su: - upotreba diferencirajućeg filtera samo u signalnom kolu brzine skretanja y smanjuje stepen aperiodične stabilnosti; - područje stabilnosti sistema sa uređajem prototipa se sužava u prisustvu usmjerene nestabilnosti aviona, što je tipično za režime leta pri velikim napadnim uglovima: - sa povećanjem stepena usmjerene nestabilnosti ili pojava bočne nestabilnosti, sistem postaje nestabilan. Ovaj nedostatak je pogoršan nestabilnošću smjera pri niskim napadnim uglovima, koja se može pojaviti pri letenju pri visokim Mahovim brojevima;
- kvalitet prelaznih procesa u velikoj meri je određen stepenom sopstvenog prigušenja aviona. Svrha ovog pronalaska je da proširi oblast stabilnosti bočnog kretanja i poboljša kvalitet prelaznih pojava tokom leta aviona u širokom rasponu napadnih uglova i aerodinamičkih karakteristika. Cilj pronalaska je postignut činjenicom da u uređaju „Avionski prigušivač skretanja“, koji sadrži senzore ugaonog skretanja i brzine prevrtanja lociranih duž osa pripadajućeg koordinatnog sistema, sumirajući pojačivač, pogon kormila povezan na njegov izlaz, dodatni senzor za ugao odstupanja pedala aviona, aperiodični filter, jedinica za podešavanje parametara amortizera skretanja, konvertor koordinatnog sistema u drugi koordinatni sistem rotiran za izračunati ugao. Istovremeno, izlazi senzora ugaone brzine (ARS) skretanja i prevrtanja povezani su na prvi i drugi ulaz pretvarača koordinatnog sistema, odnosno, prvi izlaz pretvarača koordinatnog sistema (po yp) je direktno povezan na prvi ulaz pojačivača za sumiranje, drugi ulaz (po xp) pretvarača kroz aperiodični filter spojen na drugi ulaz sumirajućeg pojačala. Blok za podešavanje parametara prigušivača sa ulazima spojenim na izlaze senzora za napadne uglove, dinamički pritisak, M broj, konfiguraciju aviona, prvim izlazom (ugao ) je povezan sa trećim ulazom konvertora koordinatnog sistema, drugim izlazom (pojačanje ugaone brzine kotrljanja) je spojeno na drugi ulaz aperiodijskog filtera, treći izlaz (vremenska konstanta filtra) je spojen na treći ulaz aperiodijskog filtera, četvrti izlaz (pojačanje brzine skretanja) je spojen na treći ulaz pojačala za sumiranje, četvrti ulaz pojačala za sumiranje je spojen na izlaz senzora ugla pedale. Izbor programa za podešavanje parametara amortizera vrši se na osnovu matematičkog modeliranja bočnog kretanja aviona, opisanog kompletnim sistemom diferencijalnih jednadžbi sa velikom promenom režima leta (napadni uglovi, M brojevi, aerodinamičke karakteristike) . Pronalazak je ilustrovan na slikama 1-5. Na Sl. 1 je blok dijagram uređaja za prigušivanje skretanja koji se sastoji od:
1. CRS skretanje. 2. CRS rolna. 3. Aperiodični filter. 4. Pojačalo za sumiranje. 5. Pogon kormila. 6. Konvertor CRS koordinatnog sistema. 7. Blok za podešavanje parametara zaklopke. 8. Senzor ugla pedale. Uređaj radi na sljedeći način: signal sa kotačića CRS 2 nakon prolaska kroz konvertor koordinatnog sistema 6 i aperiodični filter 3 se sabira na sumirajućem pojačalu 4 sa skretanjem CRS signalom 1 nakon prolaska kroz konvertor koordinatnog sistema 6 i signal n senzora ugla otklona pedale aviona 8:

Ovdje je n signal za pogon kormila;
N, L, K P - faktori pojačanja;
T X - vremenska konstanta aperiodskog filtera;
n je ugao otklona pedala. Algoritam 3 za rad konvertora koordinata 6 ima oblik:

hp, yp - transformirane ugaone brzine;
x i y su ugaone brzine kotrljanja i skretanja, respektivno, u odnosu na pridruženi koordinatni sistem aviona;
- ugao rotacije novog koordinatnog sistema. Koeficijent pojačanja K P signala otklona pedale aviona implementiran je u pojačivač 4. Uvođenje ugla rotacije koordinatnog sistema povećava brzinu upravljačkog sistema povećanjem frekvencije povratne veze kontrolne petlje, koju određuje formula:

Ovdje je označeno:
- učestalost povratne veze;
i - efikasnost kormila, respektivno, u odnosu na pridružene ose X 1 i Y 1 vazduhoplova;
- napadni ugao;
- ugao rotacije koordinatnog sistema;
K - faktor pojačanja, ovisno o vrijednostima aerodinamičkih momenata aviona. Iz formule se vidi da kada se uvede ugao, njegov brojnik raste, a nazivnik opada. Slika 5 prikazuje prolazne smetnje pariranja pri kutu klizanja =2 o pri uglovima =0 i =11 o . Iz ove slike se može vidjeti da vrijeme pariranja perturbacije na =0 (kriva 1) značajno premašuje vrijeme pariranja perturbacije na =11 o (kriva 2). Ugao se određuje kao softverska funkcija napadnog ugla i aerodinamičkih karakteristika prilikom matematičkog modeliranja upravljačkog sistema određenog aviona. Parametri pretvarača CRS koordinatnog sistema, aperiodični filter i sumirajući pojačivač se podešavaju pomoću signala koji dolaze iz jedinice za podešavanje parametara 7, na čiji ulaz podaci o napadnom uglu, dinamičkom pritisku, M broju i stanju konfiguracija aviona se napaja iz senzora sistema aviona. Prilikom izvođenja manevra, signal iz prigušivača vibracija, koji ulazi u pogon kormila i sprječava manevriranje aviona, pilot kompenzira otklonom pedala. Na Sl. Na slikama 2-4 prikazani su prolazni procesi u avionu sa različitim stepenom statičke stabilnosti kada je poremećen ugao klizanja, dobijeni matematičkim modeliranjem. Ovdje je označeno:
a - tranzijenti vazduhoplova bez amortizera;
b - prolazni procesi aviona sa prototipom;
c - prolazni procesi aviona sa predloženim uređajem;
9 - skala otklona kormila n u stepenima;
10 - odstupanje skale ugaone brzine skretanja y u stepenima u sekundi;
11 - vremenska skala prelaznog procesa u sekundama. Slika 2 prikazuje prolazni proces statički stabilnog aviona. Kao što se može vidjeti sa slika 2b i 2c, kada se koristi prigušivač skretanja različitih shema, prijelazni procesi su praktički isti. Oscilacije aviona bez prigušivača (sl.2a) opadaju u roku od 10 s. Na Sl. 3 prikazuje prolazni proces aviona sa nestabilnošću smjera u odsustvu vlastitog prigušenja. Na sl. prikazan je prelazni proces aviona bez prigušivača skretanja, u ovom slučaju dolazi do neprigušenih oscilacija velike amplitude. Kada se prototip koristi kao prigušivač (figb) dolazi do slabo divergentnih oscilacija veće frekvencije. Avion sa predloženom šemom prigušivača (slika 3c) je stabilan, vrijeme prigušenja oscilacija nakon poremećaja ne prelazi 6 s. Na slici 4 prikazan je prolazni proces aviona sa usmjerenom i poprečnom nestabilnošću. Na sl. prikazan je prolazni proces aviona bez prigušivača, slika pokazuje da je kretanje aperiodično nestabilno. Avion sa prototipom (slika 4b) je takođe aperiodično nestabilan, ali je priroda divergentnog kretanja manje intenzivna. Zrakoplov sa predloženim prigušnim krugom (slika 4c) je stabilan, vrijeme prijelaza ne prelazi 6 s. Na Sl. 6 prikazuje blok dijagram prototipa priključenog uređaja - amortizera skretanja DR-134M, koji sadrži:
1. CRS skretanje. 2. CRS rolna. 4. Pojačalo za sumiranje. 5. Pogon kormila. 12. Filter za razlikovanje. 13. Preklopni signal CRS banke, u zavisnosti od položaja zakrilaca. Dakle, predloženi uređaj, zbog uvođenja aperiodijskog filtera signala ugaone brzine kotrljanja, koordinatnog pretvarača ugaone brzine skretanja i kotrljanja u drugi koordinatni sistem i jedinice za podešavanje parametara prigušivača, omogućava:
- povećanje udobnosti ručnog pilotiranja pri promjeni u širokom rasponu modova leta (napadni ugao, glava brzine, Mahov broj, konfiguracija aviona);
- proširiti područje stabilnosti u prisustvu usmjerene ili poprečne statičke nestabilnosti i dobiti prihvatljiv kvalitet upravljanja uz određeni stepen dinamičke nestabilnosti aviona. Izvori informacija
1. Tehnički opis opreme aviona SU-11. Prigušivač vibracija D-3K-110, 1962. 2. Tehnički opis opreme aviona TU-134M. Uputstvo za upotrebu i održavanje amortizera skretanja DR-134M, 1960, prototip. 3. Dinamika uzdužnog i bočnog kretanja. G.S. Byushgens, R.V. Studnev, str. 326-343. Izdavačka kuća Mashinostroenie, 1979

TVRDITI

Prigušivač skretanja aviona koji sadrži senzore ugaonih brzina skretanja i kotrljanja koji se nalaze duž osi pripadajućeg koordinatnog sistema, sumirajući pojačivač, pogon kormila povezan na njegov izlaz, karakteriziran time što je u njega uveden aperiodični filter, jedinicu za podešavanje parametara prigušivača , pretvarač koordinatnog sistema ugaonih senzora brzina skretanja i prevrtanja u drugi koordinatni sistem rotiran za ugao u odnosu na prvi, čiji su ulazi povezani sa izlazima senzora ugaone brzine skretanja i kotrljanja, respektivno, Izlaz brzine skretanja konvertora koordinatnog sistema je direktno povezan sa prvim ulazom pojačivača za sumiranje, izlaz brzine okretanja kroz aperiodični filter povezan je sa drugim ulazom pojačivača za sumiranje, dok je jedinica za podešavanje parametara prigušivača sa ulazima spojenim na izlazi senzora napadnog ugla, brzine, M broja, konfiguracije aviona, spojen je prvim izlazom na treći ulaz konvertora koor sistema dinat, drugi izlaz je povezan sa drugim ulazom aperiodijskog filtera, treći izlaz je povezan sa trećim ulazom aperiodijskog filtera, četvrti izlaz je povezan sa trećim ulazom sumirajućeg pojačala, čiji četvrti ulaz prima signal koji odgovara kutu otklona pedala aviona.

Profil na sredini raspona

  • Relativna debljina (odnos maksimalnog rastojanja između gornjeg i donjeg luka profila i dužine tetive krila) 0,1537
  • Relativni poluprečnik prednje ivice (odnos poluprečnika i dužine tetive) 0,0392
  • Relativna zakrivljenost (odnos maksimalnog rastojanja između srednje linije profila i tetive prema dužini tetive) 0,0028
  • Ugao zadnje ivice 14,2211 stepeni

Profil na sredini raspona

Profil krila bliže vrhu

  • Relativna debljina 0,1256
  • Relativni polumjer prednje ivice 0,0212
  • Relativna zakrivljenost 0,0075
  • Ugao zadnje ivice 13,2757 stepeni

Profil krila bliže vrhu

Profil krajnjeg krila

  • Relativna debljina 0,1000
  • Relativni polumjer prednje ivice 0,0100
  • Relativna zakrivljenost 0,0145
  • Ugao zadnje ivice 11.2016 stepeni

Profil krajnjeg krila

  • Relativna debljina 0,1080
  • Relativni polumjer prednje ivice 0,0117
  • Relativna zakrivljenost 0,0158
  • Ugao zadnje ivice 11,6657 stepeni

Parametri krila

  • Površina krila 1135 ft² ili 105,44m².
  • Raspon krila 94’9’’ ili 28,88m (102’5’’ ili 31,22m sa krilima)
  • Omjer širine i visine krila 9,16
  • Korijenski akord 7,32%
  • Završni akord 1,62%
  • Konus krila 0,24
  • Ugao pomeranja 25 stepeni

Pomoćno upravljanje uključuje mehanizaciju krila i podesivi stabilizator.

Upravljačke površine glavne komande sklone su hidrauličkim aktuatorima, čiji rad obezbeđuju dva nezavisna hidraulična sistema A i B. Svaki od njih obezbeđuje normalan rad glavne komande. Upravljački aktuatori (hidraulični aktuatori) uključeni su u upravljačko ožičenje prema nepovratnoj shemi, tj. aerodinamička opterećenja s upravljačkih površina se ne prenose na komande. Sile na volan i pedale stvaraju mehanizme za utovar.

U slučaju kvara na oba hidraulička sistema, dizalo i elerone upravljaju ručno piloti, a kormilom upravlja hidraulični sistem u stanju pripravnosti.

Poprečno upravljanje

Poprečno upravljanje

Bočno upravljanje se vrši pomoću krilaca i spojlera koji su skrenuti u letu (spojleri za let).

U prisustvu hidrauličke snage na upravljačke pogone krilaca, bočna kontrola radi na sljedeći način:

  • kretanje upravljačkih kotača kormila duž kabelskog ožičenja prenosi se na upravljačke pogone elerona i dalje na elerone;
  • pored elerona, pogoni kormila elerona pokreću opružnu šipku (uložak opruge elerona) povezanu sa sistemom upravljanja spojlerom i tako ga pokreću;
  • Kretanje opružne šipke prenosi se na mjenjač omjera prijenosa (promjenjivač omjera spojlera). Ovdje se kontrolno djelovanje smanjuje ovisno o količini otklona ručke za upravljanje spojlerom (ručica brze kočnice). Što se spojleri više skreću u načinu zračne kočnice, to je niži koeficijent prijenosa kretanja kotrljanja volana;
  • dalje, kretanje se prenosi na upravljački mehanizam miksera spojlera, gdje se dodaje pokretu ručke za upravljanje spojlerom. Na krilu sa podignutim krilcem spojleri su podignuti, a na drugom krilu spušteni. Tako se istovremeno obavljaju funkcije zračne kočnice i bočne kontrole. Spojleri se aktiviraju kada se volan okrene za više od 10 stepeni;
  • takođe, zajedno sa čitavim sistemom, kablovsko ožičenje se kreće od uređaja za promenu stepena prenosa do uređaja za prenos (uređaj izgubljenog kretanja) mehanizma za polužje ručnog točka.

Uređaj za uključivanje povezuje desni volan sa kablovskim ožičenjem za kontrolu spojlera u slučaju neslaganja većeg od 12 stepeni (okretanje volana).

U nedostatku hidrauličke snage na upravljačke pogone elerona, piloti će ih ručno skrenuti, a kada se volan okrene pod uglom većim od 12 stepeni, podesiće se kablovsko ožičenje sistema za kontrolu spojlera. u pokretu. Ako će u isto vrijeme raditi upravljačke mašine spojlera, tada će spojleri raditi da pomognu eleronima.

Ista shema omogućava kopilotu da kontroliše spojlere okretanjem kada su kormilo ili sajle krilaca zaglavljene. Istovremeno, on treba da primeni silu od 80-120 funti (36-54 kg) kako bi savladao silu prednaprezanja opruge u mehanizmu za prenos krilaca, skrenuo kormilo za više od 12 stepeni, a zatim spojleri će biti u funkciji.

Kada se desni volan ili kablovi spojlera zaglave, komandir ima mogućnost da kontroliše elerone, savladavajući silu opruge u mehanizmu za povezivanje volana.

Kormilo elerona je kablom povezano sa levim stubom upravljača preko mehanizma za punjenje (osećaj elerona i jedinica za centriranje). Ovaj uređaj simulira aerodinamičko opterećenje na eleronima, kada kormilarski mehanizam radi, a također pomiče položaj nulte sile (mehanizam trim efekta). Mehanizam trim krila može se koristiti samo kada je autopilot onemogućen, jer autopilot direktno kontroliše kormilo i nadjačaće svako kretanje mehanizma za punjenje. Ali u trenutku kada se autopilot isključi, ovi napori će se odmah prenijeti na kontrolno ožičenje, što će dovesti do neočekivanog prevrtanja aviona. Da bi se smanjila mogućnost nenamjernog trimovanja krilaca, ugrađena su dva prekidača. U ovom slučaju, obrezivanje će se dogoditi samo kada se oba prekidača pritisnu istovremeno.

Da bi se smanjio napor tokom ručne kontrole (ručna reverzija) eleroni imaju kinematičke servo kompenzatore (jezičke) i balansne ploče (balans panel).

Servo kompenzatori su kinematički povezani sa eleronima i odstupaju u smjeru suprotnom od otklona elerona. Ovo smanjuje moment okretanja elerona i silu na jarmu.

Balansirajuća ploča

Balansne ploče su ploče koje povezuju prednju ivicu elerona sa zadnjim krakom krila pomoću zglobnih spojeva. Kada eleron odstupi, na primjer, prema dolje, na donjoj površini krila u zoni elerona pojavljuje se zona povećanog pritiska, a na gornjoj površini zona razrjeđivanja. Ovaj diferencijalni pritisak se proteže u područje između prednje ivice elerona i krila i, djelujući na balansnu ploču, smanjuje moment šarke elerona.

U nedostatku hidrauličke snage, pogon upravljača radi kao kruta šipka. Mehanizam trim efekta ne pruža stvarno smanjenje napora. Možete smanjiti sile na stupu upravljača pomoću kormila ili, u ekstremnim slučajevima, mijenjajući potisak motora.

kontrola tona

Upravljačke površine uzdužnog upravljanja su: dizalo sa hidrauličnim pogonom za upravljanje i stabilizator sa električnim pogonom. Komande pilota su povezane sa hidrauličkim aktuatorima lifta pomoću kablovske žice. Osim toga, na ulaz hidrauličnih pogona utječu autopilot i M broj trim sistem.

Uobičajeno upravljanje stabilizatorom vrši se preko prekidača na volanima ili autopilota.Pomoćno upravljanje stabilizatorom je mehaničko pomoću kontrolnog točka na centralnoj kontrolnoj tabli.

Dvije polovice lifta su mehanički povezane jedna s drugom pomoću cijevi. Hidraulički aktuatori lifta se napajaju hidrauličkim sistemima A i B. Dovod hidrauličnog fluida u aktuatore kontroliše se prekidačima u kokpitu (prekidači za kontrolu leta).

Za normalan rad lifta dovoljan je jedan radni hidraulički sistem. U slučaju kvara na oba hidraulička sistema (ručna reverzija), dizalo se ručno skreće sa bilo kojeg od upravljača. Da bi se smanjio moment šarke, lift je opremljen sa dva aerodinamička servo kompenzatora i šest balansnih panela.

Prisustvo ploča za balansiranje dovodi do potrebe da se stabilizator postavi na puni zaron (0 jedinica) prije polijevanja protiv zaleđivanja. Ova postavka sprječava da bljuzga i tekućina protiv zaleđivanja uđu u ventilacijske otvore na oblogama (pogledajte ploče trimova krilca).

Moment šarke lifta, kada hidraulički aktuator radi, ne prenosi se na volan, a sile na volanu se stvaraju pomoću opruge mehanizma trim efekta (osećaj i centriranje), koji zauzvrat , se prenosi sila sa simulatora hidrauličkog aerodinamičkog opterećenja (računalo za osjet lifta).

Mehanizam trim efekta

Kada se volan pomakne, centrirna brega se okreće i valjak s oprugom napušta svoju „rupu“ na bočnoj površini brega. U nastojanju da se vrati nazad pod dejstvom opruge, stvara silu u kontrolnom povodcu koja sprečava da se volan skrene. Osim opruge, na valjak djeluje i aktuator simulatora aerodinamičkog opterećenja (računalo osjećaja dizala). Što je veća brzina, to će valjak jače biti pritisnut uz gredicu, što će simulirati povećanje dinamičkog pritiska.

Karakteristika cilindra s dva klipa je da djeluje na jedinicu za opip i centriranje s maksimalnim od dva komandna pritiska. To je lako razumjeti iz crteža, jer između klipova nema pritiska, a cilindar će biti u izvučenom stanju samo pri istim komandnim pritiscima. Ako jedan od pritisaka postane veći, tada će se cilindar pomerati prema višem pritisku sve dok jedan od klipova ne udari u mehaničku barijeru, čime se cilindar sa nižim pritiskom isključuje iz rada.

Aerodinamički simulator opterećenja

Ulaz kompjutera za osjet elevatora prima brzinu leta (od prijemnika zračnog pritiska instaliranih na kobilici) i položaj stabilizatora.

Pod dejstvom razlike između ukupnog i statičkog pritiska, membrana se savija prema dole, pomerajući komandni kalem pritiska. Što je veća brzina, veći je komandni pritisak.

Promjena položaja stabilizatora prenosi se na greben stabilizatora, koji preko opruge djeluje na komandni kalem pritiska. Što je stabilizator više odmaknut da bi se podigao, to je niži komandni pritisak.

Sigurnosni ventil se aktivira kada je komandni pritisak previsok.

Na taj način se hidraulički pritisak iz hidrauličkih sistema A i B (210 atm.) pretvara u odgovarajući komandni pritisak (od 14 do 150 atm.) koji deluje na jedinicu za opip i centriranje.

Ako razlika u komandnim pritiscima postane više nego prihvatljiva, pilotima se daje signal FEEL DIFF PRESS, sa uvučenim zakrilcima. Ova situacija je moguća ako pokvari jedan od hidrauličkih sistema ili jedna od grana prijemnika vazdušnog pritiska. Od posade nije potrebna nikakva radnja jer sistem nastavlja normalno funkcionirati.

Sistem za poboljšanje stabilnosti brzine (Mach Trim sistem)

Ovaj sistem je ugrađena funkcija Digitalnog sistema upravljanja avionom (DFCS). MACH TRIM sistem obezbeđuje stabilnost brzine pri M većoj od 0,615. Sa povećanjem M broja, elektromehanizam MACH TRIM ACTUATOR pomiče neutralnost mehanizma trim efekta (jedinica za osjećaj i centriranje) i dizalo automatski odstupa u nagib, kompenzujući trenutak ronjenja od pomicanja aerodinamičkog fokusa naprijed. U tom slučaju se nikakvi pokreti ne prenose na volan. Povezivanje i isključivanje sistema se dešava automatski kao funkcija broja M.

Sistem prima M broj od Air Data Computera. Sistem je dvokanalni. Ako jedan kanal pokvari, MACH TRIM FAIL se prikazuje kada se pritisne glavni oprez i gasi se nakon resetovanja. Kod dvostrukog kvara, sistem ne radi i signal se ne gasi, potrebno je održavati M broj ne veći od 0,74.

Stabilizatorom upravljaju trim motori: ručni i autopilot, kao i mehanički, pomoću kontrolnog točka. U slučaju zastoja elektromotora, predviđeno je kvačilo koje odvaja prijenos od elektromotora kada se sile primjenjuju na upravljački kotač.

Kontrola stabilizatora

Ručnim trim motorom upravljaju prekidači na pilotskim komandama, dok se sa izvučenim zakrilcima stabilizator pomiče brže nego sa uvučenim zakrilcima. Pritiskom na ove prekidače se deaktivira autopilot.

Speed ​​Trim System

Ovaj sistem je ugrađena funkcija Digitalnog sistema upravljanja avionom (DFCS). Sistem upravlja stabilizatorom pomoću servo autopilota kako bi se osigurala stabilnost brzine. Njegov rad je moguć ubrzo nakon polijetanja ili tokom obilaska. Uslovi okidanja su mala težina, centriranje pozadi i visok rad motora.

Sistem za poboljšanje stabilnosti brzine radi pri brzinama od 90 - 250 čvorova. Ako računar otkrije promjenu brzine, sistem se automatski uključuje kada se autopilot isključi, zakrilci se izvlače (na 400/500 bez obzira na zakrilce), a brzina motora N1 je veća od 60%. U tom slučaju mora proći više od 5 sekundi nakon prethodnog ručnog trimiranja i najmanje 10 sekundi nakon poletanja sa piste.

Princip rada je da se stabilizator pomera u zavisnosti od promene brzine aviona, tako da prilikom ubrzanja letelica teži ka gore i obrnuto. (Prilikom ubrzanja od 90 do 250 čvorova, stabilizator se automatski pomera za 8 stepeni da bi se podigao). Osim promjene brzine, računar uzima u obzir brzinu motora, vertikalnu brzinu i pristup zastoju.

Što je veći režim rada motora, brže će sistem početi da radi. Što je veća vertikalna brzina uspona, to je stabilizator bolji za zaron. Kada se približite uglovima štanda, sistem se automatski isključuje.

Sistem je dvokanalni. Ako jedan kanal pokvari, let je dozvoljen. Uz dvostruko odbijanje, ne možete letjeti. Ako dođe do dvostrukog kvara u letu, QRH ne zahtijeva nikakve radnje, ali bi bilo logično povećati kontrolu brzine tokom faza prilaza i promašenog prilaza.

Kontrola staze

Kontrolu pravca aviona obezbeđuje kormilo. Na volanu nema servo kompenzatora. Otklon kormila osigurava jedan glavni kormilarski mehanizam i pomoćni kormilarski mehanizam. Glavni upravljački pogon pokreće hidraulični sistem A i B, a rezervni pogon je iz trećeg (pripravnog) hidrauličkog sistema. Rad bilo kojeg od tri hidraulička sistema u potpunosti pruža kontrolu smjera.

Podrezivanje kormila pomoću dugmeta na centralnoj konzoli vrši se pomeranjem neutralnog položaja mehanizma trim efekta.

Na avionima serije 300-500 napravljena je modifikacija sheme upravljanja kormilom (RSEP modifikacija). RSEP - Program za poboljšanje sistema kormila.

Spoljni znak ove modifikacije je dodatni displej "STBY RUD ON" u gornjem levom uglu panela FLIGHT CONTROL.

Kontrola putanje se vrši pomoću pedala. Njihovo kretanje prenosi se kablovskim ožičenjem na cijev, koja, rotirajući, pomiče upravljačke šipke glavnog i pomoćnog upravljačkog zupčanika. Na istu cijev je pričvršćen mehanizam za trim efekt.

Krilna mehanizacija

Zakrilci i kontrolne površine

Tranzijentni motor

Slika prikazuje prirodu prolaznih procesa motora sa isključenim i uključenim RMS-om.

Dakle, kada RMS radi, položaj gasa određuje dati N1. Stoga, tokom polijetanja i penjanja, potisak motora će ostati konstantan, sa nepromijenjenim položajem gasa.

Karakteristike upravljanja motorom kada je RMS isključen

Kada je PMC isključen, MEC održava postavljeni N2 RPM, a kako se brzina uzlijetanja povećava, N1 RPM će se povećati. U zavisnosti od uslova, povećanje N1 može biti i do 7%. Od pilota se ne traži da smanjuju snagu tokom polijetanja sve dok se ne prekorače ograničenja motora.

Kada je pri poletanju odabran način rada motora, a PMC je onemogućen, tehnologija simulacije vanjske temperature zraka (pretpostavljene temperature) ne može se koristiti.

U usponu nakon polijetanja potrebno je pratiti N1 okretaje i blagovremeno korigirati njihov rast sređivanjem gasa.

automatska vuča

Automatski gas je kompjuterski kontrolisan elektromehanički sistem koji kontroliše potisak motora. Mašina pomiče gas tako da održava specificirani broj obrtaja N1 ili specificiranu brzinu leta tokom cijelog leta od polijetanja do dodirivanja piste. Dizajniran je za rad u kombinaciji sa autopilotom i navigacijskim računarom (FMS, Flight Management System).

Automatski gas ima sljedeće načine rada: poletanje (TAKEOFF); uspon (CLIMB); zauzetost date nadmorske visine (ALT ACQ); krstarenje (CRUISE); smanjenje (DESCENT); prilaz za slijetanje (APROACH); promašeni prilaz (GO-AROUND).

FMC saopštava automatskom gasu potrebni način rada, zadanu vrijednost N1 o/min, maksimalni kontinuirani broj okretaja motora, maksimalni uspon, krstarenje i broj obrtaja pri promašenom prilasku, između ostalih informacija.

Karakteristike rada automatskog gasa u slučaju kvara FMC-a

U slučaju FMC kvara, kompjuter sa automatskim gasom izračunava vlastitu granicu N1 RPM i prikazuje "A/T LIM" signal pilotima. Ako je automatski gas u modu poletanja u ovom trenutku, automatski će se isključiti sa indikacijom kvara „A/T“.

N1 RPM izračunat od strane mašine može biti unutar (+0% -1%) od FMC izračunatih okretaja penjanja (FMC Climb RPM) (granice N1 penjanja).

U načinu zaobilaženja, N1 okretaja koje izračunava mašina osiguravaju glatkiji prijelaz s prilaza na uspon i izračunavaju se iz uslova za osiguranje pozitivnog gradijenta uspona.

Karakteristike rada automatskog gasa kada RMS ne radi

Kada RMS ne radi, položaj leptira za gas više ne odgovara navedenoj brzini N1 i, kako bi se spriječilo prekoračenje brzine, automatski gas smanjuje granicu otklona prednjeg gasa sa 60 na 55 stepeni.

Zračna brzina

Nomenklatura brzine koja se koristi u Boeing priručnicima:

  • Indicated airspeed (Indicated ili IAS) - indikacija indikatora brzine vazduha bez korekcija.
  • Indikativna brzina tla (kalibrirano ili CAS). Prikazana brzina tla jednaka je prikazanoj brzini u kojoj se vrše aerodinamičke i instrumentalne korekcije.
  • Indicirana brzina (ekvivalentna ili EAS). Prikazana brzina jednaka je prikazanoj brzini tla korigiranoj za kompresiju zraka.
  • Prava brzina (True ili TAS). Prava brzina jednaka je naznačenoj brzini korigiranoj za gustinu zraka.

Počnimo s objašnjenjima brzina obrnutim redoslijedom. Prava brzina aviona je njegova brzina u odnosu na vazduh. Merenje vazdušne brzine na avionu se vrši pomoću prijemnika vazdušnog pritiska (APS). Oni mjere ukupan pritisak stagnirajućeg toka str* (pitot) i statički pritisak str(statična). Pretpostavimo da je regulator pritiska vazduha na avionu idealan i da ne unosi greške i da je vazduh nestišljiv. Tada će uređaj koji mjeri razliku između primljenih pritisaka mjeriti tlak zraka brzine str * − str = ρ * V 2 / 2 . Brzina zavisi i od prave brzine V, i na gustinu zraka ρ. Pošto je skala instrumenta kalibrirana u zemaljskim uslovima pri standardnoj gustini, onda će pod tim uslovima instrument pokazati pravu brzinu. U svim ostalim slučajevima, uređaj će pokazati apstraktnu vrijednost koja se zove indikator brzine.

Indicirana brzina V i igra važnu ulogu ne samo kao količina neophodna za određivanje brzine vazduha. U horizontalnom stabilnom letu za datu masu aviona, on na jedinstven način određuje njegov napadni ugao i koeficijent uzgona.

S obzirom da se pri brzinama leta većim od 100 km/h počinje javljati kompresibilnost zraka, stvarna razlika tlaka koju uređaj mjeri bit će nešto veća. Ova vrijednost će se zvati zemaljska indikatorska brzina V i 3 (kalibrirano). Razlika V i − V i 3 zove se korekcija kompresibilnosti i povećava se s visinom i brzinom zraka.

Avion koji leti iskrivljuje statički pritisak oko sebe. Ovisno o mjestu ugradnje prijemnika pritiska, uređaj će mjeriti neznatno različite statičke pritiske. Ukupni pritisak praktički nije izobličen. Korekcija za lokaciju tačke merenja statičkog pritiska naziva se aerodinamička (korekcija za statički položaj izvora). Moguća je i instrumentalna korekcija za razliku između ovog uređaja i standarda (za Boeing se uzima jednaka nuli). Dakle, vrijednost koju pokazuje stvarni uređaj spojen na pravi HPH naziva se prikazana brzina.

Na kombinovanim indikatorima brzine i broja M, pokazivač tla (kalibrirana) brzina se prikazuje sa računara parametara visine i brzine (Air data computer). Kombinovani indikator brzine i visine prikazuje prikazanu brzinu, dobijenu iz pritisaka uzetih direktno iz HPH.

Razmotrite tipične kvarove povezane s PVD-om. Tipično, posada prepozna probleme tokom polijetanja ili ubrzo nakon poletanja. U većini slučajeva to su problemi povezani sa smrzavanjem vode u cjevovodima.

U slučaju začepljenja pitot sondi, indikator brzine neće pokazivati ​​povećanje brzine tokom poletanja. Međutim, nakon poletanja, brzina će početi da raste kako se statički pritisak smanjuje. Visinomjeri će raditi gotovo ispravno. Prilikom daljeg ubrzanja, brzina će se povećati za ispravnu vrijednost, a zatim će premašiti granicu sa odgovarajućim alarmom (upozorenje o prekoračenju brzine). Složenost ovog kvara je u tome što će instrumenti neko vrijeme pokazivati ​​gotovo normalna očitavanja, što može stvoriti iluziju vraćanja normalnog rada sistema.

Ako su statički priključci blokirani tokom poletanja, sistem će raditi normalno, ali će tokom penjanja pokazati nagli pad brzine na nulu. Očitavanja visinomjera će ostati na visini aerodroma. Ako piloti pokušaju da održe potrebna očitanja brzine smanjenjem visine penjanja, to se u pravilu završava prekoračenjem maksimalnih ograničenja brzine.

Osim slučajeva potpunog začepljenja, moguće je djelomično začepljenje ili smanjenje tlaka cjevovoda. U ovom slučaju može biti mnogo teže prepoznati neuspjeh. Ključna stvar je prepoznati sisteme i instrumente koji nisu pogođeni kvarom i uz njihovu pomoć završiti let. Ako postoji indikacija napadnog ugla - leti unutar zelenog sektora, ako ne - podesite nagib i obrtaje N1 motora u skladu sa režimom leta prema tabelama nepouzdanih brzina u QRH. Maknite se iz oblaka što je više moguće. Zatražite pomoć od saobraćajne službe, s obzirom da možda imaju netačne informacije o vašoj visini leta. Ne vjerujte instrumentima koji su bili sumnjivi, ali izgleda da trenutno rade ispravno.

Po pravilu, pouzdane informacije u ovom slučaju: inercijski sistem (položaj u prostoru i brzina na tlu), brzina motora, radio visinomjer, rad drmača (približavanje zastoju), rad EGPWS (opasna blizina tla).

Grafikon prikazuje potreban potisak motora (sila otpora aviona) u ravnom letu na nivou mora u standardnoj atmosferi. Potisak je u hiljadama funti, a brzina u čvorovima.

Polijetanje

Staza polijetanja se proteže od početne točke do uspona od 1500 stopa, odnosno kraja uvlačenja zakrilca pri brzini zraka. V FTO (konačna brzina poletanja), koja od ovih tačaka je veća.

Maksimalna težina aviona pri poletanju ograničena je sledećim uslovima:

  1. Maksimalna dozvoljena energija koju apsorbuju kočnice u slučaju odbijenog poletanja.
  2. Minimalni dozvoljeni nagib uspona.
  3. Maksimalno dozvoljeno vrijeme rada motora u režimu polijetanja (5 minuta), u slučaju nastavka polijetanja za postizanje potrebne visine i ubrzanje za uvlačenje mehanizacije.
  4. Dostupna udaljenost polijetanja.
  5. Maksimalna dozvoljena certificirana težina pri polijetanju.
  6. Minimalni dozvoljeni razmak iznad prepreka.
  7. Maksimalna dozvoljena brzina odvajanja od piste (prema čvrstoći guma). Obično 225 čvorova, ali moguće 195 čvorova. Ova brzina je upisana direktno na pneumatici.
  8. Minimalna evolucijska brzina polijetanja; V MCG (minimalna kontrolna brzina na tlu)

Minimalni dozvoljeni gradijent uspona

U skladu sa standardima plovidbenosti FAR 25 (Federalni propisi o vazduhoplovstvu), nagib je normalizovan u tri segmenta:

  1. Sa izvučenim donjim strojem, zakrilcima u položaju uzlijetanja - nagib mora biti veći od nule.
  2. Nakon uvlačenja zupčanika, zakrilci u položaju za polijetanje - minimalni nagib 2,4%. Poletna težina je u pravilu ograničena na ispunjenje ovog zahtjeva.
  3. U konfiguraciji krstarenja, minimalni nagib je 1,2%.

udaljenost poletanja

Dužina polja za polijetanje je operativna dužina piste, uzimajući u obzir krajnju sigurnosnu traku (Stopway) i slobodan put.

Dostupna udaljenost uzlijetanja ne može biti manja od bilo koje od tri udaljenosti:

  1. Udaljenosti polijetanja od početka pokreta do visine ekrana od 35 stopa i bezbedne brzine V 2 kod kvara motora pri brzini odluke V 1 .
  2. Prekinute udaljenosti poletanja, s otkazom motora u V EF. Gdje V EF(kvar motora) - brzina u trenutku kvara motora, pretpostavlja se da pilot prepoznaje kvar i izvodi prvu radnju za prekid polijetanja pri brzini odluke V jedan . Na suvoj pisti, efekat rada motora unazad se ne uzima u obzir.
  3. Rastojanje polijetanja s motorima koji normalno rade od početka kretanja do uspona na uslovnu prepreku od 35 stopa, pomnoženo sa faktorom 1,15.

Dostupna udaljenost uzlijetanja uključuje radnu dužinu piste i dužinu staze za zaustavljanje.

Dužina slobodnog puta može se dodati dostupnoj udaljenosti uzlijetanja, ali ne više od polovine putanje uzlijetanja u vazduhu od tačke polijetanja do uspona od 35 stopa i bezbedne brzine.

Ako dužini piste dodamo dužinu piste, onda možemo povećati težinu pri polijetanju, a brzina odlučivanja će se povećati kako bi se omogućio uspon od 35 stopa preko kraja piste.

Ako koristimo čistu stazu, možemo povećati i težinu uzlijetanja, ali to će smanjiti brzinu odlučivanja, jer moramo osigurati da se avion zaustavi u slučaju odbijenog polijetanja sa povećanom težinom unutar operativne dužine piste. . U slučaju nastavka polijetanja, avion će se tada popeti 35 stopa izvan piste, ali preko slobodne staze.

Minimalno dozvoljeno rastojanje od prepreke

Minimalni dozvoljeni razmak od prepreka na neto stazi polijetanja je 35 stopa.

"Čista" staza uzlijetanja je ona čiji je gradijent uspona smanjen za 0,8% u poređenju sa stvarnim gradijentom uspona za date uslove.

Prilikom izrade šeme standardnog izlaza iz područja aerodroma nakon polijetanja (SID), postavlja se minimalni gradijent „čiste“ putanje od 2,5%. Dakle, da bi se ispunila izlazna šema, maksimalna težina pri poletanju aviona mora da obezbedi gradijent penjanja od 2,5 + 0,8 = 3,3%. Neki obrasci izlaska mogu zahtijevati veći gradijent, što zahtijeva smanjenje težine pri polijetanju.

Minimalna evolucijska brzina poletanja

Ovo je referentna brzina na zemlji tokom poletanja pri kojoj je, u slučaju iznenadnog kvara kritičnog motora, moguće održavati kontrolu nad avionom koristeći samo kormilo (bez upotrebe kontrole prednjeg zupčanika) i održavati bočna kontrola do te mjere da krilo drži blizu horizontale kako bi se osigurao siguran nastavak polijetanja. V MCG ne zavisi od stanja poletno-sletne staze, jer njeno određivanje ne uzima u obzir reakciju piste na vazduhoplov.

Tabela pokazuje V MCG u čvorovima za polijetanje sa motorima sa 22K potiska. Gdje je stvarna OAT vanjska temperatura zraka, a Press ALT je visina aerodroma u stopama. Donji tekst se odnosi na polijetanje sa isključenim motorom (bez odzračivanja motora), kako se povećava potisak motora, tako se povećava V MCG .

Stvarni OAT Pritisnite ALT
C 0 2000 4000 6000 8000
40 111 107 103 99 94
30 116 111 107 103 99
20 116 113 111 107 102
10 116 113 111 108 104

Za A/C OFF povećajte V1(MCG) za 2 čvora.

Polijetanje s neispravnim motorom može se nastaviti samo ako se kvar motora dogodi pri brzini od najmanje V MCG .

Polijetanje na mokroj pisti

Prilikom izračunavanja najveće dozvoljene težine uzlijetanja, u slučaju produženog polijetanja, koristi se smanjena visina ekrana od 15 stopa, umjesto 35 stopa za suhu pistu. S tim u vezi, nemoguće je uključiti čist put u izračun udaljenosti uzlijetanja.

U prvim autopilotima, kanal za kurs automatski stabilizuje kurs aviona odbijanjem kormila proporcionalno odstupanju trenutnog kursa od zadatog:

δ n \u003d k 1 (ψ h - ψ) + k 2 dψ / dt, (6.3)

gdje je δ n - ugao otklona kormila;

ψ s, ψ - zadana i trenutna vrijednost kursa;

dψ/dt = ω y - ugaona brzina aviona u odnosu na Y osu (od senzora ugaone brzine u odnosu na vertikalnu osu CRS).

Češće, kada se letelica okreće na zadatom kursu, upravljanje se vrši kanalom kotrljanja, jer je aerodinamika aviona takva da se letelica pri kotrljanju okreće duž kursa. Zadati kurs se postavlja na podešavaču kursa (na primer, ZK-2, koji je deo žiro-polukompasa, vidi sl. 6.4). U zadavaču kursa formira se signal (ψ s - ψ) odstupanja zadatog kursa ψ s, postavljenog rekom od struje ψ, mjerene žiro senzorom. U ovom slučaju, signal postavljača kursa je osnova za generiranje kontrolnog signala za otklon krilaca.

Slika 6.4 Prednji dio postavljača kursa ZK-2

Na avionima opremljenim navigacionim planiranim PNP uređajem (videti sliku 6.5) i Doplerovim meračem brzine na zemlji i ugla zanošenja DISS, pilot može postaviti zadati kurs sa levim nosačem, uzimajući u obzir ugao zanošenja.

Rice. 6.5 Planirani navigacijski instrument

U avionu sa elektronskim indikatorima, podešeni kurs se postavlja pomoću dugmeta HDG na kontrolnoj tabli ACS-a i prikazuje se na navigacionom indikatoru i na kontrolnoj tabli ACS-a.

Rice. 6.6 Indikator za podešavanje i smjer (HDG) na kontrolnoj tabli ACS B-737

Rice. 6.6 Indikator za podešavanje i smjer (HDG) na kontrolnoj tabli ACS A-320

Prigušivač skretanja

Većina savremenih putničkih aviona ima sistem automatskog upravljanja u kojem kanal kormila ne kontroliše kurs aviona, već samo prigušuje oscilacije aviona oko vertikalne ose duž ugla skretanja, odnosno kanal pravca je "čisti prigušivač". Kormilo ili njegov poseban dio odbija kormilarska jedinica koristeći signal ugaone brzine okretanja aviona u odnosu na vertikalnu osu ω y = dψ/dt, koji dolazi od senzora ugaone brzine, i signala preopterećenja n z , od senzora linearnog ubrzanja. Zakon o kontroli ima oblik:

Kanal smjera može početi raditi kao prigušivač vibracija prije nego što se ACS uključi u režimu autopilota "AP". To može biti prije polijetanja, koje se izvodi u načinu rada kormila. U ovom slučaju kormilom upravlja autonomni prigušivač skretanja (ADR, YD), koji pomaže pilotu da kontroliše letjelicu suzbijanjem nagomilavanja oscilacija duž kuta skretanja.

Predavanje 7

7.1 Osiguravanje stabilnosti i upravljivosti aviona tokom automatskog leta

Autopiloti, u pravilu, počinju s radom nakon polijetanja na visini od oko 300 metara i isključuju se prije slijetanja. Autopiloti su takođe onemogućeni u slučaju kvara motora, neravnina i drugih teških uslova. To je zbog činjenice da autopilot ne pruža dovoljan nivo stabilnosti, upravljivosti i pouzdanosti u ovim režimima.

Razvoj autopilota i njihova transformacija u automatske sisteme upravljanja povezan je s pojavom kontrole putanje i automatskog režima slijetanja. Da bi se osigurali ovi režimi, poduzete su dodatne mjere za povećanje stabilnosti i upravljivosti aviona i, kao rezultat, sigurnost automatskog leta u svim njegovim fazama. Ove mjere se prvenstveno svode na poboljšanje zakona upravljanja u režimu „AP“ uvođenjem dodatnih signala za upravljanje.