Acasă » Înregistrare » Amortizor de viciune. Principiile zborului Oxford Aviation Academy

Amortizor de viciune. Principiile zborului Oxford Aviation Academy

Maturarea aripilor.

După cum se arată în figură, alunecarea modifică măturarea efectivă a semi-aripilor măturate. Dacă o aripă produce portanță, atunci o jumătate de aripă cu măturare mai puțin eficientă va genera mai multă forță decât jumătatea opusă. Acest lucru va da un moment de rulare stabilizator. Prin urmare, Aripa înclinată crește stabilitatea laterală a aeronavei.(Aripa înclinată în spate reduce stabilitatea laterală).

Influența măturarii este proporțională cu C y și cu unghiul de măturare al aripii . Figura arată că, la aceeași alunecare, diferența de forțe de ridicare a semiaripilor crește odată cu creșterea C y (viteza descrescătoare). Deoarece aeronavele de mare viteză necesită aripi înclinate, ele prezintă o stabilitate laterală excesivă la viteze mici.

Avioanele cu aripă înclinată au nevoie de o aripă în V transversală mai mică decât aeronavele cu aripă dreaptă.

Chilă creează un mic moment de rulare stabilizator la alunecare. Deoarece punctul de aplicare al forței laterale a chilei este deasupra centrului de greutate, forța laterală a chilei, care asigură stabilitate direcțională, joacă, de asemenea, un rol mic în stabilitatea laterală a aeronavei.
creasta ventrală situat sub centrul de greutate și deci are un efect negativ asupra stabilității laterale.

În general, stabilitatea laterală nu ar trebui să fie prea mare. Răspunsul excesiv de ruliu al aeronavei la alunecare poate duce la oscilații de tanare olandeză sau poate necesita ca sistemul de control lateral al aeronavei să fie foarte eficient pentru decolări și aterizări prin vânt transversal.

Dacă aeronava demonstrează o stabilitate laterală satisfăcătoare în zborul de croazieră, atunci există ușoare abateri de la normă în timpul decolării și aterizării. Deoarece influența flapelor și a tracțiunii motorului este destabilizatoare, este posibil să se reducă stabilitatea datorită influenței lor.

Extinderea flapsurilor face ca secțiunile interioare ale aripii să fie mai eficiente și, deoarece sunt mai aproape de centrul de greutate, momentul rezultat din modificarea forțelor de sustentație a semiaripilor este redus.

Influența împingerii motorului în aeronavele cu reacție este nesemnificativă, dar semnificativă în aeronavele cu elice.

Suflarea cu putere a secțiunilor interioare ale aripii la viteze mici de zbor le face mult mai eficiente decât secțiunile exterioare, ceea ce reduce stabilitatea laterală.

Combinarea efectului flapurilor și suflarea puterii elicei poate duce la o scădere semnificativă a stabilității laterale în modurile de decolare și aterizare ale aeronavelor cu elice.

Aeronava trebuie să fie stabilă lateral, dar stabilitatea nu trebuie să fie mare. În plus, sunt permise unele excepții pentru modurile de decolare și aterizare.

Problemele care apar din suprareziliența sunt semnificative și greu de tratat.

Pilotul simte stabilitatea laterală prin devierea necesară a volanului (stick-ul de comandă) pentru a menține o rulare dată în cazul alunecării aeronavei (rafala laterală, deformarea pedalei, forța asimetrică a motorului etc.). În prezența stabilității laterale, pilotul va fi forțat să devieze volanul în direcția alunecării rezultate (partea opusă pedalei deviate).
Concluzie: Designerul se confruntă cu o dilemă. Pentru a crește viteza de zbor, pe aeronavă este instalată o aripă înclinată, dar aceasta crește stabilitatea laterală a acesteia. Pentru a o reduce, reduceți V transversal al aripii. Cu aripa superioară pe fuselaj, există un efect suplimentar care sporește stabilitatea laterală. Pentru a combate acest lucru, se folosește o aripă în V negativă.
Interacțiunea dinamică a căii și mișcării transversale.
În revizuirea anterioară, răspunsul aeronavei la rostogolire și rotire a fost luat în considerare izolat, pentru o analiză detaliată.
În realitate, ambele aceste momente au loc simultan: momentul de înclinare din stabilitatea statică laterală și momentul de rotire din stabilitatea statică direcțională.
Instabilitatea spirală.
O aeronavă prezintă instabilitate elicoidală dacă stabilitatea sa direcțională este foarte mare în comparație cu stabilitatea laterală.
Instabilitatea spirală se manifestă fără probleme. Aeronava, după ce a fost afectată de perturbare, începe să crească treptat ruliu, care se poate transforma treptat într-o spirală în jos abruptă.

Motivul apariției instabilității elicoidale este că aeronava elimină rapid alunecarea rezultată, în timp ce stabilitatea laterală slabă nu are timp să îndepărteze ruliu. În acest caz, momentul de stabilitate laterală este contracarat de momentul de ruliu elicoidal, care apare atunci când aeronava se rotește în jurul axei normale. Să presupunem că există o alunecare în dreapta. Stabilitatea direcțională începe să întoarcă nasul aeronavei spre dreapta. În acest caz, aripa stângă se mișcă pe o rază mai mare, forța sa de ridicare crește și tinde să rostogolească aeronava spre dreapta - spre deosebire de momentul stabilității laterale.

Rata de dezvoltare a ruliului în timpul instabilității elicoidale este de obicei slabă, ceea ce nu creează dificultăți pilotului în controlul aeronavei.
„Pasul Olandez”.
Oscilațiile de pas olandeze apar atunci când stabilitatea laterală a aeronavei este mai mare decât stabilitatea direcțională.
Acestea sunt vibrații nedorite care apar în mod spontan cauzate de interacțiunea dintre calea și canalul transversal.
Când o aeronavă are o alunecare, momentul de rostogolire creează viguros o rostogolire împotriva alunecării. Pe o jumătate de aripă în sus, portanța și rezistența inductivă sunt mai mari decât pe o jumătate de aripă descendentă. Acest lucru creează un moment de rotire pentru a reduce unghiul de alunecare, dar din cauza inerției, aeronava depășește valoarea zero și alunecarea are loc pe cealaltă parte. Apoi procesul se repetă pe cealaltă parte.
Pentru a elimina pasul olandez, aeronavele sunt echipate cu amortizoare care măresc în mod artificial stabilitatea direcțională prin devierea cârmei pentru a contracara rata de rotație rezultată.
Dacă amortizorul de rotire se defectează în zbor, atunci se recomandă eliminarea oscilațiilor rezultate folosind controlul lateral al aeronavei. Pentru că atunci când se folosește cârma, întârzierea reacției aeronavei este de așa natură încât pilotul este posibil să balanseze aeronava (PIO). În acest caz, „pasul olandez” poate duce rapid la oscilații divergente și la pierderea controlului aeronavei.
„Tanul olandez” este nedorit, iar instabilitatea elicoidală este acceptabilă dacă rata de creștere a ruliului este scăzută. Prin urmare, gradul de stabilitate laterală nu trebuie să fie mare.
Dacă gradul de stabilitate direcțională a aeronavei este suficient pentru a preveni „pasul olandez”, atunci este automat suficient pentru a preveni instabilitatea direcțională aperiodică (creșterea continuă a unghiului de alunecare). Deoarece cele mai bune proprietăți de zbor sunt demonstrate de aeronavele cu un grad ridicat de stabilitate direcțională și gradul minim necesar de stabilitate laterală, majoritatea aeronavelor au o instabilitate elicoidală mică. După cum sa menționat deja, instabilitatea elicoială slabă nu interesează piloți și este mult mai preferabilă decât „pasul olandez”.
Aripa înclinată afectează semnificativ stabilitatea laterală. Deoarece gradul acestei influențe depinde de C y, caracteristicile dinamice ale aeronavei pot varia în funcție de viteza de zbor. La viteze mari (Cy mici), stabilitatea laterală este scăzută, iar aeronava are instabilitate elicoidală. La viteze mici, stabilitatea laterală crește și tendința la oscilații „pas olandez”.
Leagăn pilot (PIO).
Anumite vibrații nedorite ale aeronavei pot fi cauzate de mișcări neintenționate ale comenzilor aeronavei. Oscilațiile pot apărea pe orice axă, dar oscilațiile longitudinale de scurtă perioadă sunt cele mai periculoase. Datorită întârzierii feedback-ului, pilotul/sistemul de control/sistemul aeronavei poate excita vibrații care duc la defecțiuni structurale și pierderea controlului.
Când timpul de reacție al pilotului și decalajul sistemului de control coincid cu perioada naturală de oscilație a aeronavei, răspunsurile neintenționate ale controlului pilotului pot duce la o creștere bruscă a amplitudinii oscilației. Deoarece aceste oscilații sunt de frecvență relativ mare, amplitudinea poate atinge valori periculoase într-o perioadă foarte scurtă de timp.
Când intrați în acest mod de zbor, cea mai eficientă acțiune este eliberarea comenzilor. Orice încercare de a opri forțat oscilațiile nu va face decât să continue excitația și să-i crească magnitudinea. Eliberarea comenzilor elimină cauza vibrațiilor incitante și permite aeronavei să iasă din modul datorită propriei stabilități dinamice.
Zbor cu numere M mari.
De obicei, zborul cu numere M mari are loc la mare altitudine. Luați în considerare efectul altitudinii mari asupra comportamentului aeronavei. Amortizarea aerodinamică se manifestă prin apariția unor momente de forțe care împiedică aeronava să se rotească în jurul celor trei axe ale sale. Motivul apariției acestor momente este modificarea unghiurilor de curgere în jurul aripii, stabilizatorului și chilei în timpul rotației aeronavei.

Cu cât viteza reală a aeronavei este mai mare, cu atât sunt mai mici modificările unghiurilor de curgere la o anumită viteză unghiulară de rotație și, în consecință, cu atât mai puțină amortizare. Cantitatea de reducere a amortizarii este proporțională cu rădăcina pătrată a densității relative a aerului. Vitezele indicate la sol (EAS) și adevărate (TAS) sunt în aceeași proporție. Deci, de exemplu, într-o atmosferă standard la 40.000 de picioare, amortizarea va fi jumătate față de nivelul mării.

Asigurarea stabilității vitezei pe numerele M transonice.
Când numărul M de zbor depășește M crit, deasupra suprafeței superioare a aripii se formează o zonă supersonică cu undă de șoc. Asta duce la:

deplasarea centrului de presiune al spatelui aripii și
reducerea teșirii curgerii în spatele aripii.

Împreună, acești doi factori duc la un moment de scufundare. La numere M mari, aeronava devine instabilă ca viteză. Pe măsură ce viteza crește, în loc de forțe de apăsare asupra volanului, apar forțe de tracțiune. Acest lucru este potențial periculos, deoarece aeronava tinde să-și cadă nasul, ceea ce va duce la o creștere suplimentară a vitezei și o creștere și mai mare a momentului de scufundare. Acest fenomen este cunoscut ca„tragerea într-o scufundare” (Mach Tuck) , limitează viteza maximă operațională a aeronavelor moderne de transport.
Pentru a menține gradientul necesar de forțe asupra volanului în ceea ce privește viteza, în sistemul de control al aeronavelor moderne este încorporat un dispozitiv care compensează acest moment (mach trim).

Prin creșterea numărului M, acest dispozitiv poate:

deviați liftul în sus;
deplasați în jos degetul stabilizatorului deflexabil sau
deplasați centrul de greutate al aeronavei prin pomparea combustibilului în rezervorul din spate.

Această acțiune are loc fără intervenția pilotului în așa fel încât aeronava să aibă o ușoară tendință de a crește unghiul de înclinare, iar pentru a menține zborul la nivel este necesară aplicarea unei presiuni asupra jugului.

Metoda utilizată depinde de producătorul aeronavei. Acest sistem reglează forțele în canalul de control longitudinal și funcționează numai la numere M mari.

Concluzie
Stabilitatea este o calitate inerentă unei aeronave și care îi permite să revină la modul de zbor inițial sub influența perturbărilor. Există două tipuri de stabilitate - statică și dinamică. În fiecare dintre aceste moduri, aeronava poate fi stabilă, neutră sau instabilă.
Stabilitatea statică descrie reacția inițială a unei aeronave la o abatere de la echilibru în jurul uneia sau mai multor axe (o aeronavă are trei axe de rotație).
O aeronavă este stabilă static dacă, atunci când se abate de la starea de echilibru, are tendința de a reveni la starea inițială.
O aeronavă este neutră static dacă, la abaterea de la starea de echilibru, nu dezvoltă nicio tendință și rămâne în noua stare.
O aeronavă este instabilă static dacă, atunci când se abate de la starea de echilibru, tinde să crească și mai mult abaterea. Aceasta este o proprietate extrem de nedorită care poate duce la pierderea controlului aeronavei.
Majoritatea aeronavelor sunt stabile din punct de vedere static în înclinare și înclinare și sunt aproape de neutre static în ruliu.
Dacă aeronava are stabilitate statică, atunci stabilitatea dinamică ia în considerare procesul de timp al comportamentului aeronavei după încetarea perturbării. În procesul de revenire la starea de echilibru, aeronava depășește poziția inițială prin inerție, ceea ce creează o abatere în cealaltă direcție, iar procesul se repetă.
Dacă aeronava este stabilă dinamic, atunci aceste oscilații sunt amortizate. Aeronava trebuie să fie stabilă dinamic.
Dacă aeronava este neutră din punct de vedere dinamic, atunci oscilațiile nu vor scădea. Neutralitatea dinamică este un fenomen nedorit.
Dacă amplitudinea oscilațiilor aeronavei crește în timp, atunci această aeronavă este instabilă din punct de vedere dinamic, ceea ce este extrem de nedorit.
Stabilitatea (sau instabilitatea) unei aeronave este determinată de forma și dimensiunile suprafețelor sale.
Chila este suprafața principală care oferă stabilitate direcțională. Stabilizatorul asigură stabilitate longitudinală, iar aripa asigură stabilitate transversală.
Locația centrului de greutate afectează și stabilitatea. Dacă centrul de greutate se află în apropierea limitei extreme din spate, atunci aeronava va fi mai puțin stabilă în înclinare și înclinare. Când centrul de greutate se deplasează înainte, stabilitatea crește.

Deși aeronava este mai puțin stabilă când este centrată spre pupa, performanța sa de zbor este îmbunătățită datorită reducerii forței în jos asupra stabilizatorului (pierderea echilibrului). O astfel de aeronavă are o viteză de blocare puțin mai mică, rezistență mai mică, viteză de croazieră mai mare în același mod de motor.

Manevrabilitatea este calitatea unei aeronave care îi permite să manevreze cu ușurință și să reziste la solicitările asociate acelei manevre.
Controlabilitatea este capacitatea aeronavei de a răspunde la acțiunile de control ale pilotului, în special de a controla atitudinea și traiectoria de zbor.
Un avion este stabil în pas dacă revine la zborul la nivel după ce perturbarea cauzată de rafală verticală sau deflexia liftului a încetat. Poziția centrului de greutate și eficacitatea stabilizatorului au un impact major asupra stabilității și controlului pasului.
Creșterea stabilității, de-a lungul oricăreia dintre axe:

reduce manevrabilitatea și controlabilitatea și
crește eforturile asupra volanului (mâner de comandă, pedale).

Oscilațiile Phugoid sunt oscilații de lungă perioadă asociate cu modificări ale înălțimii, vitezei și altitudinii, la un unghi de atac aproximativ constant. În acest caz, are loc o tranziție parțială a energiei cinetice a aeronavei (viteză) în energie potențială (altitudine) și invers. O aeronavă care efectuează oscilații fugoide este stabilă static în pas. Aceste oscilații sunt ușor de controlat de către pilot.
O aeronavă va scădea banca după o rulare accidentală dacă are stabilitate statică de rulare. Stabilitatea laterală în textele în limba engleză este adesea numită „efectul diedric” (efectul aripii V transversale).

Majoritatea aeronavelor au o aripă în V pozitivă. Aceasta înseamnă că vârfurile aripilor sunt mai înalte decât fundul aripilor. Dacă în zbor are loc o rostogolire la stânga, atunci sub acțiunea componentei laterale a gravitației, aeronava va începe să alunece spre stânga. Unghiul local de atac al aripii stângi va crește, iar cel al aripii drepte va scădea. Acest lucru va crea un moment care scoate avionul din rolă.

Aripa înclinată oferă mai mult M crit, în plus, oferă și stabilitate laterală aeronavei. În acest caz, este un produs secundar. Avioanele cu aripă înclinată au o aripă în V mai mică decât aeronavele cu aripă dreaptă.

Aripa de deasupra capului îmbunătățește și stabilitatea laterală, astfel încât aripile înalte nu necesită o aripă pozitivă V, dar adesea fac opusul, o aripă V negativă.

Stabilitatea statică transversală excesivă duce la instabilitate dinamică - oscilații de tip „pas olandez”.
Stabilitatea direcțională statică (vane) este tendința unei aeronave de a-și întoarce capul în direcția fluxului care se apropie (în planul aripilor). Este oferit de faptul că zona laterală a aeronavei (inclusiv chila) din spatele centrului de greutate este mai mare decât zona dinaintea centrului de greutate.

Aripa înclinată crește, de asemenea, stabilitatea direcțională.

Stabilitatea direcțională statică excesivă duce la instabilitate dinamică - tendința aeronavei la instabilitate în spirală.
Interacțiunea stabilității laterale și direcționale. Când avionul se rostogolește, începe să alunece pe jumătatea aripii coborâte. Stabilitatea direcțională creează un moment pentru retragerea alunecării (întoarcerea nasului spre semiaripa coborâtă), iar stabilitatea transversală creează un moment pentru retragerea ruliului.

Dacă stabilitatea direcțională este puternică și stabilitatea laterală este slabă, atunci aeronava va începe să se rotească în jurul axei normale cu o tendință lentă de a reduce ruliu. O semi-aripă cu o rază mai mare va curge în jur cu o viteză mai mare, ceea ce creează un moment pentru a crește ruliu. Acest moment se numește momentul de rulare elicoidal. Dacă depășește momentul de stabilitate laterală, atunci ruliu va crește continuu și, deoarece componenta verticală a forței de ridicare devine mai mică decât greutatea, aeronava va intra într-o spirală descendentă.

Dacă stabilitatea laterală este puternică și stabilitatea direcțională este slabă, atunci aeronava va avea tendința de a oscila ca „pasul olandez”.
Sistemul de asigurare a stabilității în viteză la un număr mare de M (Mach trim) menține un gradient dat de eforturi în viteză. Sistemul reglează încărcarea volanului (stick de control) și funcționează doar la numere M mari.

În sistemul de control al cârmei este instalat un amortizor de rotire pentru a îmbunătăți caracteristicile mișcării laterale a aeronavei și pentru a preveni oscilațiile neamortizate de tipul „Dutch pitch”.

„Dutch roll” (Dutch roll) apare ca urmare a stabilității direcționale relativ slabe și a stabilității laterale excesive a aeronavei. Atunci când aeronava se rotește în jurul axei longitudinale, alunecarea are loc spontan spre aripa descendentă, datorită componentei laterale emergente a gravitației. Aceasta conduce imediat la apariția unui moment de stabilitate transversală M x β , care tinde să reducă ruliu rezultat. La aeronavele cu stabilitate laterală mare, poate fi semnificativ.

În același timp, apare și momentul de stabilitate direcțională M y β , având tendința de a îndrepta nasul aeronavei în direcția alunecării rezultate. Deoarece stabilitatea direcțională este mult mai slabă decât stabilitatea laterală pe multe aeronave, recuperarea alunecării rămâne în urmă cu recuperarea ruliului. Aeronava, prin inerție, sare din poziție fără rostogolire și începe să se rostogolească în direcția opusă. Astfel, aeronava, fără intervenție în control, va efectua oscilații neamortizate în ruliu și alunecare.

Amortizorul de rotire crește în mod artificial stabilitatea direcțională și astfel previne vibrațiile.

Elementul sensibil al amortizorului de rotire este un giroscop în două trepte care răspunde la viteza unghiulară ω y în raport cu axa normală Y. Acest semnal este filtrat și amplificat în funcție de viteza de zbor printr-un semnal de la un computer care calculează altitudinea- parametrii de viteză (Air Data Computer). În plus, semnalul este trimis către bobina de control al amortizorului (vezi diagrama mecanismului de direcție principal al vehiculului de lansare în secțiunea „Control de călătorie”). Bobina controlează mișcarea actuatorului amortizorului, care deplasează centrul de rotație al brațelor de însumare primar și secundar și, astfel, se adaugă la mișcarea pedalelor de la piloți și duce la mișcarea tijei cârmei principale. conduce.

În acest caz, mișcările actuatorului amortizorului nu sunt transmise pedalelor, iar pilotul nu poate simți tactil funcționarea amortizorului. Pentru a controla funcționarea acestuia, este afișat un indicator care arată abaterile actuatorului clapetei.

Control convenabil la rulare: bara ar trebui să devieze inițial în direcția opusă virajului. Bara poate reveni apoi la neutru sau chiar se poate abate în direcția inversării. Acest lucru se datorează legii complexe a devierii cârmei, când cârma răspunde la o componentă care se schimbă rapid a ratei unghiulare de viraj și nu răspunde la componenta sa constantă.

În timpul funcționării normale a amortizorului în zbor, deformarea barei indicatoare este aproape imperceptibilă.

La aeronavele noi cu o unitate de comunicație integrată (IFSAU) instalată între ACS și aeronavă (vezi Sistem de control automat), cu clapetele extinse, semnalul amortizorului este crescut cu 29% pentru a contracara stabilitatea laterală în creștere. În plus, semnalele de 8 hertzi sunt atenuate cu 50% pentru a reduce vibrațiile și pentru a îmbunătăți confortul pasagerilor.

Alunecare coordonată

Alunecarea coordonată este o manevră de control efectuată în timpul testelor de zbor ale aeronavei. Face posibilă dezvăluirea caracteristicilor stabilității laterale și controlabilității aeronavei, în special, eficacitatea reciprocă a controlului lateral și direcțional. Când se execută, un zbor drept se menține la o înălțime și o viteză constante cu o deviere treptată în trepte a cârmei. Pentru a preveni alunecarea rezultată să scoată aeronava din calea dreaptă, se creează o rulare în direcția opusă. Astfel, componenta laterală a gravitației va compensa forța laterală din alunecare. În această manevră, canalul de călătorie, parcă, se luptă cu cel transversal. Dacă nu există restricții de forță, atunci deviațiile cârmei sunt efectuate la debit maxim. De regulă, pedalele sunt primele care se opresc, iar controlul lateral mai are o marjă. Dar se întâmplă și invers.

Într-un raport de investigație privind prăbușirea Boeing 737-200 din 3 martie 1991 în zona Colorado Springs, NTSB a publicat rezultatele alunecării coordonate efectuate la 150-160 de noduri în diferite configurații ale clapetelor de la 40 la 10 grade.

S-a luat în considerare cazul abaterii totale (retragerea involuntară) a cârmei la dreapta cu 25 de grade.

Astfel, tabelul arată că retragerea cârmei în poziția extremă nu este periculoasă atunci când flapsurile sunt eliberate în poziția de la 40 la 25 de grade. Momentul de înclinare de la alunecarea rezultată poate fi oprit prin devierea volanului într-un unghi, respectiv, de la 35 la 68 de grade. Acest lucru se explică prin eficiența mult crescută a spoilerelor deviate în zbor (spoilere de zbor), care perturbă fluxul de la clapeta pe jumătatea aripii care ar trebui coborâtă.

Cu un unghi de extensie a clapetei mai mic de 25 de grade, deformarea completă a jugului nu este suficientă pentru a opri tragerea cârmei (la viteza experimentului - 150-160 de noduri). Deci cu clapete 15 echilibrarea s-a realizat doar la d РН =23 grade, cu clapete 10 - la d РН =21 grade.

Linia de jos a tabelului nu se aplică alunecării coordonate. În acest caz, echilibrarea a fost realizată la efectuarea unei viraj la dreapta cu o rulare de 40 de grade. În acest caz, volanul a fost deviat la stânga cu un unghi complet și se obține o scădere a unghiului de alunecare de la 16 la 13 grade datorită apariției unui moment de amortizare a solului M Y w y din viteza unghiulară a virajului.

Tot în acest raport există informații că studiile comportamentale au arătat că atunci când viteza scade la o anumită valoare, eficiența controlului lateral, cu flapsuri extinse cu 1 grad, devine insuficientă pentru a opri retragerea cârmei în poziția extremă. Această viteză se numește „viteza punctului critic” (viteza aerului de încrucișare).

Sistem de control automat

Sistemul de control automat al aeronavei (AFCS) constă din trei sisteme independente: sistemul digital de control al zborului (DFCS), amortizorul de rotire (vezi Stabilitatea și controlul lateral) și autoaccelerarea. Aceste sisteme asigură stabilizarea automată a aeronavei în inclinare, rulare și alunecare și controlul aeronavei prin semnale de la ajutoarele radio de navigație, computerul de navigație de bord (FMC), computerul parametrilor de altitudine și viteză (ADC) și stabilizarea cursului.

Conexiunea dintre sistemul de control digital și aeronavă se realizează, în funcție de configurația aeronavei, de către centrul de comunicații (AFC) sau centrul de comunicații integrat (IFSAU). În funcție de aceasta, funcționarea amortizorului de rotire se modifică oarecum.

Controlul automat al aeronavei se realizează prin intermediul ascensorului și eleronanelor. Aeronava cu modificarea NG poate fi echipată cu control automat al cârmei.

Există, de asemenea, o eliminare automată a forțelor de pe volan în canalul longitudinal (cu revenirea coloanei de direcție în poziția neutră) prin rearanjarea stabilizatorului. Nu există eliberare automată a forțelor în canalul transversal, deci este interzisă utilizarea mecanismului de reglare a eleronului atunci când pilotul automat este pornit. În acest caz, mașina de direcție a pilotului automat va depăși arcul mecanismului de încărcare (simțirea eleronului și unitatea de centrare) și, atunci când pilotul automat este oprit, aeronava va începe să ruleze în mod neașteptat pentru pilot.

Un incident similar a avut loc pe 6 septembrie 2011 la compania aeriană ANA, deși acolo pilotul, prin devierea involuntară a mecanismului de reglare a cârmei, a dezechilibrat canalul de cale, ceea ce a dus la oprirea pilotului automat și la rularea bruscă a aeronavei.

În zbor, cu pilotul automat cuplat, coloana de comandă și volanul trebuie să fie în poziție neutră. Aceasta indică absența efortului în cablarea ascensorului și a eleronanelor. Abaterea coloanei de direcție de la neutru este un semn de eșec al controlului stabilizatorului sau plecarea acestuia (fuga).

Abaterea volanului indică asimetria transversală (cală) a aeronavei, consumul neuniform de combustibil sau împingerea asimetrică a motorului. Tehnica de tăiere a canalului lateral este descrisă în secțiunea de stabilitate laterală și control.

În cazul zborului cu tracțiune asimetrică a motorului, pilotul trebuie să controleze în mod independent canalul de cale prin devierea pedalelor. În caz contrar, acuratețea menținerii parametrilor de zbor specificați nu este garantată.

Decuplarea pilotului automat (DFCS) este indicată de lămpile roșii intermitente ale butonului A/P P/RST și de un sunet de sirenă, iar decuplarea automată a accelerației este indicată doar de lămpile roșii ale butonului A/T P/RST. Potrivit raportului AAIB (Air Accidents Investigation Branch) privind investigarea incidentului Thomsonfly Boeing 737-300 din Bournemouth (Marea Britanie) din 23 septembrie 2007, lipsa unei alarme sonore de decuplare a clapetei a fost un factor care a contribuit la incident. În timpul apropierii de aterizare, când motoarele rulau în modul „Idle throttle”, clapeta automată s-a oprit, lucru care a trecut neobservat de echipaj. Pe panta de alunecare, aeronava a pierdut viteza la 82 de noduri (20 km/h sub V REF) și a intrat în modul de blocare.

Pe lângă controlul aeronavei, sistemul digital de control al zborului (DFCS) indică piloților abaterile barelor de direcție în rostogolire și înclinare. Aceste abateri sunt echivalente cu comenzile către mașinile de direcție ale pilotului automat. Prin urmare, atunci când pilotul automat este oprit, iar pilotul pilotează aeronava de-a lungul barelor directoare, el face munca mașinii de direcție a pilotului automat. Pilotarea de către directori crește semnificativ acuratețea menținerii modurilor specificate, dar înțărcă pilotul de la scanarea și analiza citirilor instrumentelor, adică contribuie la degradarea abilităților de zbor. Acest lucru este facilitat de politica companiilor aeriene, care, în numele confortului pasagerilor, interzic piloților lor să zboare cu directorii opriți, chiar și în condiții meteorologice simple. Problema pierderii abilităților echipajului de zbor în controlul aeronavelor atunci când automatizarea este oprită a fost ridicată în mod repetat la conferințe internaționale privind siguranța zborului, dar lucrurile sunt încă acolo.

Zbor cu avionul sub forță asimetrică

Luați în considerare comportamentul aeronavei imediat după defecțiunea unuia dintre motoare și controlul (echilibrarea) necesar pentru a asigura zborul drept cu un motor oprit.

Lasă motorul din stânga să se defecteze. Momentul de rotație M U DV va începe să acționeze asupra aeronavei, rotindu-l spre stânga. Va exista o alunecare pe aripa dreaptă și, în consecință, un moment de rulare Mx b spre aripă cu motorul oprit. Figura arată o modificare aproximativă a unghiurilor de alunecare și rulare atunci când motorul din stânga este oprit.

Deoarece există multă stabilitate laterală (mai ales cu flapurile extinse), malul va fi violent, necesitând intervenția imediată a pilotului. Pentru a opri momentul de înclinare, când motorul funcționează în modul de decolare, deformarea completă a volanului nu este suficientă. Este necesar să îndepărtați alunecarea cârmei.

Să luăm în considerare care sunt condițiile de echilibrare într-un zbor lung cu un motor inactiv. Să analizăm două cazuri specifice de echilibrare în zbor drept cu motorul oprit: 1) fără rostogolire, 2) fără alunecare, precum și recomandarea Boeing.

1. Zboară fără rostogolire.

Pentru a echilibra fără rostogolire, este necesar să creați o alunecare pe aripa stângă. Apoi, la momentul de la împingerea asimetrică Mu dvig, se va adăuga momentul de la alunecare Mu b. Echilibrarea lor necesită o deviere mare a cârmei. Forțele laterale de la cârmă Z ph și de la alunecarea Z b vor acționa în direcții opuse și se vor echilibra la un anumit unghi de alunecare. Momentul transversal Mx b va fi compensat de momentele de la cârmă Mx rn și eleroanele Mx eler.

S-ar părea că pentru un pilot un zbor drept fără rostogolire este cel mai acceptabil, dar datorită unghiului mare de deviere necesar al cârmei, rezistența aeronavei crește. Acest lucru degradează performanța aeronavei, mai ales în cazul unei defecțiuni a motorului la decolare cu o masă mare și la temperaturi ridicate.

Rețineți că, deși zborul are loc aici cu alunecare, mingea indicatoare de alunecare va fi amplasată strict în centru. Cert este că forțele aerodinamice în acest caz sunt situate în planul de simetrie al aeronavei. În general, acest dispozitiv nu este un indicator de alunecare, ci un indicator de suprasarcină laterală. Forța g laterală apare din forța aerodinamică necompensată Z, care este echilibrată de componenta laterală a gravitației G*sing atunci când zboară cu ruliu sau forță centrifugă la întoarcerea aeronavei.

2. Zbor fără alunecare.

Momentul de viraj de la motorul Mu dvig este echilibrat de momentul de la cârmă M rn. Forța laterală Z pH este echilibrată de componenta laterală a gravitației G*sing, atunci când se creează o rulare pe aripa dreaptă. Momentul transversal de la cârmă Mx rn este echilibrat de momentul de la eleroanele Mx eler. Observați deformarea eleronului în direcția opusă, comparativ cu echilibrarea fără rostogolire. Mingea în acest caz va fi deviată spre aripa coborâtă, deși nu va exista nicio alunecare.

Acest mod de echilibrare este cel mai benefic pentru energia aeronavei, deoarece oferă o rezistență minimă. Dar menținerea exactă a regimului este problematică. În primul rând, piloții nu au o indicație a unghiului de alunecare și, în al doilea rând, atunci când împingerea unui motor în funcțiune se modifică, momentul de viraj se modifică, ceea ce înseamnă că deviația necesară a cârmei se modifică și forța laterală a cârmei se modifică în consecință, și de aici unghiul de rulare necesar pentru a compensa. Manualele de zbor pentru aeronavele sovietice le-au oferit piloților o cifră aproximativă de 3 până la 5 grade de rostogolire pe motor în funcțiune.

Boeing oferă un alt criteriu de control. Luați în considerare diagrama de echilibrare în cazul defecțiunii motorului din stânga.

Pe ea, numerele 1 și 2 arată cazurile considerate de echilibrare fără rostogolire și fără alunecare. Cu toate acestea, există un număr infinit de alte poziții de echilibrare. Boeing recomandă piloților să echilibreze aeronava cu o deviere zero a eleronului (nivelați roata de control). Este scris că în acest caz există o ușoară rostogolire pe motorul în funcțiune și mingea este ușor deviată în aceeași direcție. După cum se poate observa din diagrama de echilibrare, această poziție este ceva între cele două cazuri de echilibrare luate în considerare. Este convenabil să îl mențineți, deoarece pentru a controla „orizontalitatea” volanului, nici măcar nu este necesar să priviți în carlingă și puteți controla poziția corectă a cârmei cu senzații tactile ale mâinii. Ce jumătate a volanului este coborâtă înseamnă că pedalele trebuie deviate în aceeași direcție pentru echilibrare. Exact aceeași tehnică de pilotare cu pilotul automat pornit, deoarece pedalele de la pilotul automat nu sunt controlate.

Failsafe

Fail-safety se referă la analiza impactului defecțiunilor asupra comportamentului aeronavei și a capacității de a finaliza zborul în siguranță.

Când a investigat accidentul din 3 martie 1991, NTSB a evaluat deviația de rulare necesară pentru a contracara următoarele defecțiuni ale sistemului de control:

1. Secțiune șipcă retractabilă sau șipcă Krueger neextinsă. În condiții turbulente, acest eșec este probabil să treacă neobservat.

2. Defecțiunea amortizorului de rotire cu cârma trasă cu 2 grade. (Unghiul maxim de abatere al cârmei față de amortizorul de deviație pe serie (300-500) este de 3 grade). Parada necesită o deformare a jugului de 20 de grade.

3. spoiler-eleron „plutitor”.

(Eleronul coborât este ținut în zbor de un sistem hidraulic. Dacă sistemul de reținere a spoilerului eșuează, atunci acesta, din cauza rarefării deasupra aripii, se poate ridica deasupra suprafeței aripii. Acest lucru se numește „plutitor”.)

Oprirea unui astfel de eșec necesită o abatere a cârmei cu 25 de grade.

4. Bobina cârmei de direcție provoacă 10,5 grade de deviere a cârmei. Necesită o deformare a volanului de 40 de grade.

5. Oprirea tracțiunii asimetrice a motorului cu 8 grade de tracțiune a cârmei necesită 30 de grade de deformare a cârmei.

S-a ajuns la concluzia generală că aceste defecțiuni nu pot fi motivul pierderii controlabilității aeronavei.

Dezavantajele aeronavei

Din punct de vedere al problemelor legate de aerodinamică, aeronava prezintă următoarele dezavantaje:

1. În ciuda faptului că aeronava este echipată cu palete, informațiile despre unghiul actual de atac nu sunt oferite piloților (cu excepția unor configurații de aeronave din seria 600 și mai târziu). Trimiterea unor astfel de informații ar ajuta foarte mult în cazurile de funcționare nesigură a computerului pentru parametrii de altitudine și viteză, introducerea eronată a informațiilor despre greutatea aeronavei în computerul de navigație (FMC), îndepărtarea aeronavei dintr-o poziție dificilă, aterizare abordare cu diverse erori de mecanizare etc.

2. În legea de control al motorului, nu există o limitare directă a modului motor atunci când este atinsă temperatura maximă admisă a gazului din spatele turbinei. Prin urmare, în procesul de creștere a vitezei de decolare, temperatura gazelor din spatele turbinei crește continuu și, în timpul decolărilor pe vreme caldă cu greutăți mari la decolare, poate depăși valoarea maximă admisă. Acest lucru impune echipajului o sarcină suplimentară pentru controlul suplimentar și reglarea manuală a modului motorului în timpul rulării la decolare și în timpul urcării inițiale. Ceea ce nu favorizează siguranța zborului.

3. Aeronava are stabilitate laterală excesivă, mai ales când flapurile sunt extinse. Acest lucru complică pilotarea acestuia și provoacă neplăceri pasagerilor la decolare și aterizare în vânt transversal puternic și atunci când zboară într-o atmosferă turbulentă.

Ca exemplu al acestui paragraf, incidentul cu Boeing 737-500 al Ukraine International Airlines din 13 februarie 2008 este potrivit.

În timp ce ateriza la Helsinki într-un vânt lateral puternic cu rafale, comandantul echipajului, operând rostogolirea cauzată de o rafală de vânt cu energie excesivă, a permis vârfului aripii să atingă pista.

La aeronavele modificării NG cu winglet, acest dezavantaj a fost și mai intensificat.

Din același motiv, aeronava reacționează brusc cu o rostogolire la alunecare care apare în cazul unei defecțiuni a motorului la decolare. În acest caz, deformarea completă a volanului de-a lungul ruliului nu este suficientă pentru a opri momentul de înclinare și este necesară devierea fără întârziere a cârmei pentru a opri alunecarea care apare. În condiții de vizibilitate a orizontului natural, această problemă este de obicei rezolvată fără probleme. Dar în nori sau cu vizibilitate limitată, rezolvarea acestei probleme necesită o pregătire specială și este destul de dificilă pentru piloții care sunt obișnuiți să piloteze conform sistemului sovietic de afișare - o vedere de la sol la avion.

4. Conform raportului AAIB (Air Accidents Investigation Branch) referitor la investigarea incidentului cu avionul Thomsonfly Boeing 737-300, care a avut loc la Bournemouth (Marea Britanie) la 23 septembrie 2007, deviația completă a liftului nu a fost suficientă pentru a opri tangarea. moment de la motoare. Scotând aeronava din modul de blocare, echipajul a adus motoarele într-un mod care depășește puterea maximă de decolare. În același timp, pasul aeronavei a crescut la 44 de grade, în ciuda faptului că comandantul a respins complet coloana de control de la sine. În acest caz, este nevoie de ajutorul unui stabilizator.

5. La aeronavele cu modificarea NG, numărul de croazieră M al zborului a crescut și s-a apropiat de M MO . Cu toate acestea, inerția crescută a aeronavei (datorită masei mai mari) și algoritmul de funcționare a autoaccelerării sunt de așa natură încât există o amenințare reală de exces neintenționat de M MO în zborul de croazieră într-o atmosferă turbulentă cu o creștere a vântului care vine din sens opus. componenta de viteza.

6. Servocompensatorul cu clapeta liftului, conceput pentru a reduce efortul asupra volanului în timpul controlului direct (fără booster) al aeronavei, poate provoca auto-oscilații în cablajul de comandă. Aceste cazuri au fost notate la 1 martie 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 .

De asemenea, vibrația servocompensatorului este considerată una dintre posibilele cauze ale prăbușirii avionului Boeing 737-800 la Beirut pe 25 ianuarie 2010.

Invenţia poate fi utilizată în sistemele de control al mişcării laterale a aeronavei. EFECT: extinderea regiunii de stabilitate a mișcării laterale și îmbunătățirea calității proceselor tranzitorii în timpul zborului aeronavei într-o gamă largă de unghiuri de atac și caracteristici aerodinamice. Un amortizor de rotire cu senzori de viteză unghiulară de rotire și rulare, un amplificator de însumare și un antrenament al cârmei conține un senzor de unghi al pedalei de avion, un convertor de sistem de coordonate pentru semnalele senzorului de viteză unghiulară către un alt sistem de coordonate, o unitate de setare a parametrilor amortizorului, un filtru aperiodic conectat între senzorul de viteză unghiulară de rulare și amplificatorul de însumare. 6 bolnav.

Invenția se referă la domeniul tehnologiei aviației și poate fi utilizată în sistemele de control al mișcării laterale a aeronavelor. Este cunoscut un dispozitiv - un amortizor de vibrații de tip D-3K-110. Clapeta este controlată utilizând funcția: н = K(q) y . Aici n este unghiul de deviere al cârmei; K(q) - coeficient de proporționalitate, modificat în funcție de presiunea vitezei q; y este rata de rotire. Dezavantajul dispozitivului este o dependență semnificativă a calității tranzitorii de gradul de auto-amortizare a aeronavei. Ca un prototip luat cel mai aproape de dispozitivul propus amortizor de rotire - DR-134M, care conține senzorii ratelor unghiulare de rulare și rotire, tip de filtru diferențiat, amplificator de însumare, antrenare a cârmei (Fig.6). Descrierea prototipului este dată în „Manualul pentru operarea și întreținerea amortizorului de rotire DR-134M”, care face parte din „Descrierea tehnică a echipamentului aeronavei TU-134M”, 1960. Dispozitivul prototipul cu clapele extinse este controlat folosind următoarea funcționalitate: Când flapsurile sunt retractate, în principalele moduri de zbor, semnalul de la senzor de la rata de rulare este oprit. Dezavantajele dispozitivului prototip sunt: - folosirea unui filtru de diferentiere numai in circuitul de semnal al vitezei de rotire y reduce gradul de stabilitate aperiodica; - zona de stabilitate a sistemului cu dispozitivul prototipului se îngustează în prezența instabilității direcționale a aeronavei, care este tipică pentru modurile de zbor la unghiuri mari de atac: - cu o creștere a gradului de instabilitate direcțională sau apariția instabilității laterale, sistemul devine instabil. Acest dezavantaj este exacerbat de instabilitatea direcțională la unghiuri mici de atac, care poate apărea atunci când zboară cu numere Mach mari;
- calitatea proceselor tranzitorii este determinată în mare măsură de gradul de amortizare proprie a aeronavei. Scopul acestei invenţii este de a extinde regiunea de stabilitate a mişcării laterale şi de a îmbunătăţi calitatea tranzitorilor în timpul zborului aeronavei într-o gamă largă de unghiuri de atac şi caracteristici aerodinamice. Scopul invenției este atins prin faptul că în dispozitivul „Aircraft yaw Damper”, care conține senzori de viteză unghiulară de rotație și rulare, amplasați de-a lungul axelor sistemului de coordonate asociat, un amplificator de însumare, un antrenament al cârmei conectat la ieșirea sa, un senzor suplimentar pentru unghiul de abatere al pedalelor aeronavei, filtru aperiodic, unitate de setare a parametrilor amortizorului de rotire, convertor al sistemului de coordonate într-un alt sistem de coordonate rotit de unghiul calculat. În același timp, ieșirile senzorilor de viteză unghiulară (ARS) de rotire și rotire sunt conectate la prima și a doua intrare a convertorului sistemului de coordonate, respectiv, prima ieșire a convertorului sistemului de coordonate (prin yp) este conectată direct la prima intrare a amplificatorului de însumare, a doua intrare (prin xp) a convertorului printr-un filtru aperiodic conectat la a doua intrare a amplificatorului de însumare. Blocul de setare a parametrilor amortizorului cu intrări conectate la ieșirile senzorilor de unghiuri de atac, presiune dinamică, număr M, configurație a aeronavei, este conectat prin prima ieșire (unghi ) la a treia intrare a convertorului sistemului de coordonate, a doua ieșire (câștigul vitezei unghiulare de rulare) este conectat la a doua intrare a filtrului aperiodic, a treia ieșire (constanta de timp a filtrului) este conectată la a treia intrare a filtrului aperiodic, a patra ieșire (amplificarea vitezei de rotire) este conectată la a treia intrare a amplificatorului de însumare, a patra intrare a amplificatorului de însumare este conectată la ieșirea senzorului de unghi al pedalei. Alegerea programelor pentru parametrii amortizoare reglabili se face pe baza modelării matematice a mișcării laterale a aeronavei, descrisă de un sistem complet de ecuații diferențiale cu o schimbare largă a modurilor de zbor (unghiuri de atac, numere M, caracteristici aerodinamice) . Invenţia este ilustrată în figurile 1-5. în fig. 1 este o schemă bloc a unui dispozitiv de amortizare a rotilor care cuprinde:
1. CRS roată. 2. rola CRS. 3. Filtru aperiodic. 4. Amplificator de însumare. 5. Acționare cârmă. 6. Convertor sistem de coordonate CRS. 7. Bloc pentru setarea parametrilor clapetei. 8. Senzor unghiul pedalei. Dispozitivul funcționează astfel: semnalul de la rola CRS 2 după trecerea prin convertorul sistemului de coordonate 6 și filtrul aperiodic 3 este însumat pe amplificatorul de însumare 4 cu semnalul CRS de rotire 1 după trecerea acestuia prin convertorul sistemului de coordonate 6 și semnalul n al senzorului 8 al unghiului de deviere a pedalei aeronavei:

Aici n este semnalul către acţionarea cârmei;
N, L, K P - factori de amplificare;
T X - constanta de timp a filtrului aperiodic;
n este unghiul de deviere al pedalelor. Algoritmul 3 pentru funcționarea convertorului de coordonate 6 are forma:

хп, yп - viteze unghiulare transformate;
x și y sunt vitezele unghiulare de rulare și, respectiv, de rotire în raport cu sistemul de coordonate asociat al aeronavei;
- unghiul de rotatie al noului sistem de coordonate. Coeficientul de amplificare K P al semnalului de deviere a pedalei aeronavei este implementat în amplificatorul 4. Introducerea unghiului de rotație al sistemului de coordonate crește viteza sistemului de control prin creșterea frecvenței legăturii de feedback a buclei de control, determinată de formula:

Este marcat aici:
- frecvența legăturii de feedback;
și - eficiența cârmei, respectiv, în raport cu axele asociate X 1 și Y 1 ale aeronavei;
- unghiul de atac;
- unghiul de rotatie al sistemului de coordonate;
K - factor de amplificare, în funcție de valorile momentelor aerodinamice ale aeronavei. Din formula se poate observa că atunci când se introduce un unghi, numărătorul acestuia crește, iar numitorul scade. Figura 5 prezintă perturbațiile de paradă tranzitorii la unghiul de alunecare =2 o la unghiurile =0 și =11 o . Din această figură se poate observa că timpul pentru a parada perturbația la =0 (curba 1) depășește semnificativ timpul pentru a parada perturbația la =11 o (curba 2). Unghiul este determinat ca o funcție software a unghiului de atac și a caracteristicilor aerodinamice în timpul modelării matematice a sistemului de control al unei anumite aeronave. Parametrii convertorului sistemului de coordonate CRS, filtrul aperiodic și amplificatorul de însumare sunt ajustați cu ajutorul semnalelor venite de la unitatea de setare a parametrilor 7, la a căror intrare sunt date informații despre unghiul de atac, presiunea dinamică, numărul M și starea configurația aeronavei este furnizată de la senzorii sistemelor de bord ale aeronavei. La efectuarea unei manevre, semnalul de la amortizorul de vibrații, care intră în acționarea cârmei și împiedică manevra aeronavei, este compensat de către pilot prin devierea pedalelor. în fig. Figurile 2-4 prezintă procesele tranzitorii ale unei aeronave cu diferite grade de stabilitate statică atunci când unghiul de alunecare este perturbat, obţinute prin modelare matematică. Este marcat aici:
a - tranzitorii aeronavei fără amortizor;
b - procese tranzitorii ale aeronavei cu prototipul;
c - procese tranzitorii ale aeronavei cu dispozitivul propus;
9 - scara de deviere a cârmei n în grade;
10 - abaterea de scară a vitezei unghiulare de rotire y în grade pe secundă;
11 - scara de timp a procesului tranzitoriu în secunde. Figura 2 prezintă procesul tranzitoriu al unei aeronave stabile static. După cum se poate observa din figurile 2b și 2c, atunci când se utilizează amortizorul de rotire a diferitelor scheme, procesele tranzitorii sunt practic aceleași. Oscilațiile aeronavei fără amortizor (fig.2a) se diminuează în 10 s. în fig. 3 prezintă procesul tranzitoriu al unei aeronave cu instabilitate direcțională în absența propriei amortizari. Pe figa arată procesul tranzitoriu al aeronavei fără amortizorul de rotire, în acest caz există oscilații neamortizate de amplitudine mare. Când se folosește prototipul ca amortizor (figb) există oscilații slab divergente de o frecvență mai mare. Aeronava cu schema de amortizare propusă (Fig. 3c) este stabilă, timpul de amortizare a oscilațiilor după perturbare nu depășește 6 s. Figura 4 prezintă procesul tranzitoriu al aeronavei cu instabilitate direcțională și transversală. Pe figa arată procesul tranzitoriu al aeronavei fără amortizor, figura arată că mișcarea este instabilă aperiodic. Aeronava cu prototipul (Fig. 4b) este, de asemenea, instabilă aperiodic, dar natura mișcării divergente este mai puțin intensă. Aeronava cu circuitul amortizor propus (Fig.4c) este stabilă, timpul de tranziție nu depășește 6 s. în fig. 6 prezintă o diagramă bloc a prototipului dispozitivului atașat - amortizorul de rotire DR-134M, care conține:
1. CRS roată. 2. rola CRS. 4. Amplificator de însumare. 5. Acționare cârmă. 12. Filtru de diferentiere. 13. Semnal comutator banca CRS, in functie de pozitia clapetelor. Astfel, dispozitivul propus, datorită introducerii unui filtru aperiodic al semnalului de viteză unghiulară de rulare, un convertor de coordonate a vitezelor unghiulare de rotire și rulare la un alt sistem de coordonate și o unitate de setare a parametrilor amortizorului, permite:
- crește confortul pilotajului manual la schimbarea într-o gamă largă de moduri de zbor (unghiul de atac, viteza capului, numărul Mach, configurația aeronavei);
- extinde zona de stabilitate în prezența instabilității statice direcționale sau transversale și obține o calitate acceptabilă a controlului cu un anumit grad de instabilitate dinamică a aeronavei. Surse de informare
1. Descrierea tehnică a echipamentului aeronavei SU-11. Amortizor de vibrații D-3K-110, 1962. 2. Descrierea tehnică a echipamentului aeronavei TU-134M. Manual de utilizare și întreținere pentru amortizorul de rotire DR-134M, 1960, prototip. 3. Dinamica mișcării longitudinale și laterale. G.S. Byushgens, R.V. Studnev, p. 326-343. Editura Mashinostroenie, 1979

Revendicare

Un amortizor de rotire a aeronavei care conține senzori de viteză unghiulară de rotire și rulare amplasați de-a lungul axelor sistemului de coordonate asociat, un amplificator de însumare, un antrenament al cârmei conectat la ieșirea sa, caracterizat prin aceea că este introdus în el un filtru aperiodic, o unitate de setare a parametrilor amortizorului , un convertor al sistemului de coordonate al senzorilor unghiulari viteze de rotire și rulare într-un alt sistem de coordonate rotit cu un unghi față de primul, ale cărui intrări sunt conectate la ieșirile senzorilor de viteză unghiulară de rotire și, respectiv, Ieșirea vitezei de rotire a convertorului sistemului de coordonate este conectată direct la prima intrare a amplificatorului de însumare, ieșirea ratei de rulare printr-un filtru aperiodic este conectată la a doua intrare a amplificatorului de însumare, în timp ce unitatea de setare a parametrilor amortizorului cu intrări conectate la ieșirile senzorilor de unghi de atac, presiune dinamică, număr M, configurație a aeronavei, sunt conectate prin prima ieșire la a treia intrare a convertorului sistemului coor dinat, a doua ieșire este conectată la a doua intrare a filtrului aperiodic, a treia ieșire este conectată la a treia intrare a filtrului aperiodic, a patra ieșire este conectată la a treia intrare a amplificatorului de însumare, a patra intrare primește un semnal corespunzător unghiului de deviere al pedalelor aeronavei.

Profil la mijloc

Grosimea relativă (raportul dintre distanța maximă dintre arcul profilului superior și inferior și lungimea coardei aripii) 0,1537
Raza relativă a muchiei anterioare (raportul dintre rază și lungimea coardei) 0,0392
Curbură relativă (raportul dintre distanța maximă dintre linia de mijloc a profilului și coardă și lungimea coardei) 0,0028
Unghiul marginii de fugă 14,2211 grade

Profil la mijloc

Profilul aripii mai aproape de vârf

Grosimea relativă 0,1256
Raza relativă a muchiei anterioare 0,0212
Curbură relativă 0,0075
Unghiul marginii de fugă 13,2757 grade

Profilul aripii mai aproape de vârf

Profilul aripii de capăt

Grosimea relativă 0,1000
Raza relativă a muchiei anterioare 0,0100
Curbură relativă 0,0145
Unghiul marginii de fugă 11,2016 grade

Profilul aripii de capăt

Grosimea relativă 0,1080
Raza relativă a muchiei anterioare 0,0117
Curbură relativă 0,0158
Unghiul marginii de fugă 11,6657 grade

Parametrii aripilor

Suprafata aripii 1135 ft² sau 105,44 m².
Anvergura aripilor 94’9’’ sau 28.88m (102’5’’ sau 31.22m cu aripi)
Raport de aspect al aripii 9,16
Coarda rădăcină 7,32%
Coarda finală 1,62%
Conicitatea aripii 0,24
Unghi de măturare 25 de grade

Controlul auxiliar include mecanizarea aripilor și stabilizator reglabil.

Suprafețele de direcție ale comenzii principale sunt deviate de actuatoare hidraulice, a căror funcționare este asigurată de două sisteme hidraulice independente A și B. Oricare dintre ele asigură funcționarea normală a comenzii principale. Actuatoarele de direcție (actuatoarele hidraulice) sunt incluse în cablajul de comandă conform unei scheme ireversibile, adică sarcinile aerodinamice de pe suprafețele de direcție nu sunt transferate la comenzi. Forțele asupra volanului și pedalelor creează mecanisme de încărcare.

În cazul defectării ambelor sisteme hidraulice, liftul și eleronoanele sunt controlate manual de către piloți, iar cârma este controlată de un sistem hidraulic de rezervă.

Control transversal

Controlul lateral este efectuat de eleronoane și spoilere deviate în zbor (spoilere de zbor).

În prezența puterii hidraulice la transmisiile de direcție ale eleronanelor, controlul lateral funcționează după cum urmează:

mișcarea roților de comandă ale cârmelor de-a lungul cablajului cablului este transmisă la antrenările de direcție ale eleroanelor și mai departe eleroanelor;
pe lângă eleroni, antrenările cârmei eleronului mută tija arcului (cartușul arcului eleronului) asociată cu sistemul de control al spoilerului și astfel o pun în mișcare;
Mișcarea tijei arcului este transmisă schimbătorului de raport de transmisie (schimbător de raport de spoiler). Aici, acțiunea de control scade în funcție de gradul de deformare a mânerului de control al spoilerului (pârghia de frână de viteză). Cu cât spoilerele sunt deviate mai mult în modul de frână cu aer, cu atât coeficientul de transfer al mișcării de rulare a volanelor este mai mic;
în plus, mișcarea este transmisă mecanismului de control al mixerului spoilerului, unde se adaugă la mișcarea mânerului de control al spoilerului. Pe o aripă cu eleronul sus, spoilerele sunt ridicate, iar pe cealaltă aripă, sunt coborâte. Astfel, funcțiile de frână pneumatică și de control lateral sunt îndeplinite simultan. Spoilerele sunt activate atunci când volanul este rotit cu mai mult de 10 grade;
de asemenea, împreună cu întregul sistem, cablarea cablului se deplasează de la dispozitivul de schimbare a raportului de transmisie la dispozitivul de angrenare (dispozitiv de pierdere a mișcării) al mecanismului de legătură cu roata de mână.

Dispozitivul de cuplare conectează volanul drept la cablul pentru controlul spoilerelor în cazul unei nepotriviri de peste 12 grade (întoarcerea volanului).

În absența puterii hidraulice a transmisiilor de direcție a eleronanelor, acestea vor fi deviate manual de către piloți, iar atunci când volanul este rotit la un unghi mai mare de 12 grade, cablurile sistemului de control al spoilerului vor fi setate. in miscare. Dacă în același timp mașinile de direcție ale spoilerelor vor funcționa, atunci spoilerele vor lucra pentru a ajuta eleroanele.

Aceeași schemă permite copilotului să controleze spoilerele prin rulare atunci când roata de comandă a comandantului sau cablurile eleronului sunt blocate. În același timp, trebuie să aplice o forță de ordinul a 80-120 de lire sterline (36-54 kg) pentru a depăși forța de preîncărcare a arcului în mecanismul de transfer al eleronului, să devieze cârma cu mai mult de 12 grade și apoi spoilerele vor intra în funcțiune.

Când volanul drept sau cablurile spoilerelor sunt blocate, comandantul are capacitatea de a controla eleroanele, depășind forța arcului din mecanismul de legătură al volanului.

Cârma eleronului este conectată prin cablu la coloana de direcție din stânga printr-un mecanism de încărcare (sensare a eleronului și unitate de centrare). Acest dispozitiv simulează sarcina aerodinamică asupra eleronelor, atunci când mecanismul de direcție funcționează și, de asemenea, schimbă poziția forțelor zero (mecanismul cu efect de tăiere). Mecanismul de reglare a eleronului poate fi utilizat numai atunci când pilotul automat este dezactivat, deoarece pilotul automat controlează direct cârma și va trece peste orice mișcare a mecanismului de încărcare. Dar în momentul în care pilotul automat este oprit, aceste eforturi vor fi transferate imediat la cablurile de control, ceea ce va duce la o rulare neașteptată a aeronavei. Pentru a reduce șansa de tăiere neintenționată a eleronanelor, sunt instalate două comutatoare. În acest caz, tăierea va avea loc numai atunci când ambele comutatoare sunt apăsate simultan.

Pentru a reduce efortul în timpul controlului manual (reversie manuală), eleronoanele au servocompensatoare cinematice (file) și panouri de echilibrare (panou de echilibrare).

Servocompensatoarele sunt conectate cinematic la eleroni și deviază în direcția opusă deformarii eleronului. Acest lucru reduce momentul de pivotare al eleronului și forța asupra jugului.

Panoul de echilibrare

Panourile de echilibrare sunt panouri care conectează marginea anterioară a eleronului de spatele aripii folosind articulații articulate. Când eleronul deviază, de exemplu, în jos, pe suprafața inferioară a aripii apare o zonă de presiune crescută în zona eleronului, iar pe suprafața superioară apare o zonă de rarefacție. Această presiune diferențială se extinde în zona dintre marginea anterioară a eleronului și aripă și, acționând asupra panoului de echilibru, reduce momentul balamalei eleronului.

În absența puterii hidraulice, sistemul de direcție funcționează ca o tijă rigidă. Mecanismul efectului de tăiere nu asigură o reducere reală a efortului. Puteți reduce forțele pe coloana de direcție cu ajutorul cârmei sau, în cazuri extreme, prin variarea forței motoarelor.

controlul pasului

Suprafetele de control ale comenzii longitudinale sunt: liftul, prevazut cu actionare hidraulica de directie, si stabilizatorul, prevazut cu actionare electrica. Comenzile piloților sunt conectate la actuatoarele hidraulice ale ascensorului folosind cabluri. În plus, intrarea acționărilor hidraulice este afectată de pilotul automat și de sistemul de reglare a numărului M.

Controlul normal al stabilizatorului se efectuează de la comutatoarele de pe volanele sau pilotul automat.Controlul de rezervă al stabilizatorului este mecanic folosind roata de control de pe panoul de control central.

Cele două jumătăți ale ascensorului sunt conectate mecanic între ele prin intermediul unei țevi. Actuatoarele hidraulice ale liftului sunt alimentate de sistemele hidraulice A și B. Alimentarea cu fluid hidraulic către actuatoare este controlată de comutatoare din cabina de pilotaj (Comutatoare de control al zborului).

Un sistem hidraulic de lucru este suficient pentru funcționarea normală a ascensorului. În cazul defecțiunii ambelor sisteme hidraulice (reversie manuală), liftul este deviat manual de la oricare dintre roțile de direcție. Pentru a reduce momentul balamalei, liftul este echipat cu două servocompensatoare aerodinamice și șase panouri de echilibrare.

Prezența panourilor de echilibrare duce la necesitatea de a seta stabilizatorul la scufundare completă (0 unități) înainte de stropire împotriva înghețului. Această setare împiedică pătrunderea nămolului și a lichidului antigivrare în orificiile de ventilație de pe panourile de ornamente (vezi panourile de ornamente eleron).

Momentul de balama a liftului, atunci când actuatorul hidraulic este în funcțiune, nu este transmis volanului, iar forțele asupra volanului sunt create folosind arcul mecanismului de efect de trim (unitate de simțire și centrare), care, la rândul său , sunt transmise forțele de la simulatorul hidraulic de sarcină aerodinamică (calculatorul de simțire a liftului) .

Mecanism cu efect de tăiere

Când volanul este deviat, cama de centrare se rotește, iar rola cu arc își părăsește „gaura” pe suprafața laterală a camei. În efortul de a reveni înapoi sub acțiunea arcului, acesta creează o forță în lea de control care împiedică deformarea volanului. Pe lângă arc, actuatorul simulatorului de sarcină aerodinamică (calculatorul de simțire a liftului) acționează asupra rolei. Cu cât viteza este mai mare, cu atât rola va fi apăsată mai puternic împotriva camei, ceea ce va simula o creștere a presiunii dinamice.

O caracteristică a cilindrului cu dublu piston este că acționează asupra unității de simțire și centrare cu maximul dintre cele două presiuni de comandă. Acest lucru este ușor de înțeles din desen, deoarece nu există presiune între pistoane, iar cilindrul va fi în stare trasă doar la aceleași presiuni de comandă. Dacă una dintre presiuni devine mai mare, atunci cilindrul se va deplasa către o presiune mai mare până când unul dintre pistoane lovește o barieră mecanică, excluzând astfel din lucru cilindrul cu o presiune mai mică.

Simulator de sarcină aerodinamică

Intrarea calculatorului de simțire a liftului primește viteza de zbor (de la receptoarele de presiune a aerului instalate pe chilă) și poziția stabilizatorului.

Sub acțiunea diferenței dintre presiunea totală și cea statică, membrana se îndoaie în jos, deplasând tamburul de presiune de comandă. Cu cât viteza este mai mare, cu atât presiunea de comandă este mai mare.

Schimbarea poziției stabilizatorului este transmisă camei stabilizatorului, care prin arc acționează asupra bobinei de presiune de comandă. Cu cât stabilizatorul este deviat mai mult pentru a se ridica, cu atât presiunea de comandă este mai mică.

Supapa de siguranță este activată când presiunea de comandă este prea mare.

În acest fel, presiunea hidraulică din sistemele hidraulice A și B (210 atm.) este convertită în presiunea de comandă corespunzătoare (de la 14 la 150 atm.) acționând asupra unității de simțire și centrare.

Dacă diferența de presiuni de comandă devine mai mult decât acceptabilă, piloților li se dă un semnal FEEL DIFF PRESS, cu clapetele retractate. Această situație este posibilă dacă unul dintre sistemele hidraulice sau una dintre ramurile recipientelor de presiune a aerului se defectează. Nu este necesară nicio acțiune din partea echipajului, deoarece sistemul continuă să funcționeze normal.

Sistem de îmbunătățire a stabilității vitezei (Sistemul Mach Trim)

Acest sistem este o funcție încorporată a Digital Aircraft Control System (DFCS). Sistemul MACH TRIM oferă stabilitate în viteză la M mai mare de 0,615. Odată cu creșterea numărului de M, electromecanismul MACH TRIM ACTUATOR schimbă punctul neutru al mecanismului de efect de trim (unitatea de simțire și centrare), iar liftul se deflectează automat la pitch, compensând momentul de scufundare de la deplasarea focalizării aerodinamice înainte. În acest caz, nu se transmite nicio mișcare la volan. Conectarea și deconectarea sistemului are loc automat în funcție de numărul M.

Sistemul primește numărul M de la Air Data Computer. Sistemul este cu două canale. Dacă un canal eșuează, este afișat MACH TRIM FAIL când este apăsat Master Caution și se stinge după Resetare. În cazul unei duble defecțiuni, sistemul nu funcționează și semnalul nu este stins, este necesar să se mențină numărul M nu mai mult de 0,74.

Stabilizatorul este controlat de motoarele de trim: manual și pilot automat, precum și mecanic, folosind roata de control. În cazul blocării motorului electric este prevăzut un ambreiaj care deconectează transmisia de la motoarele electrice atunci când se aplică forțe asupra roții de comandă.

Controlul stabilizatorului

Motorul manual de trim este controlat de comutatoarele cu apăsare de pe comenzile pilotului, iar cu clapetele extinse, stabilizatorul este deplasat mai rapid decât cu clapetele retrase. Apăsarea acestor comutatoare dezactivează pilotul automat.

Sistemul de reglare a vitezei

Acest sistem este o funcție încorporată a Digital Aircraft Control System (DFCS). Sistemul controlează stabilizatorul utilizând servo pilotul automat pentru a asigura stabilitatea vitezei. Funcționarea acestuia este posibilă la scurt timp după decolare sau în timpul unei reprize. Condițiile de declanșare sunt greutatea redusă, centrarea pe spate și funcționarea ridicată a motorului.

Sistemul de îmbunătățire a stabilității vitezei funcționează la viteze de 90 - 250 de noduri. Dacă computerul detectează o modificare a vitezei, sistemul pornește automat când pilotul automat este oprit, clapetele sunt extinse (la 400/500 indiferent de clapete), iar turația motorului N1 este mai mare de 60%. În acest caz, trebuie să treacă mai mult de 5 secunde după trimul manual anterior și cel puțin 10 secunde după decolarea de pe pistă.

Principiul de funcționare este de a deplasa stabilizatorul în funcție de schimbarea vitezei aeronavei, astfel încât în timpul accelerației aeronava să aibă tendința de a se ridica și invers. (La accelerarea de la 90 la 250 de noduri, stabilizatorul este deplasat automat cu 8 grade pentru a se ridica). Pe lângă schimbările de viteză, computerul ia în considerare turația motorului, viteza verticală și apropierea de blocare.

Cu cât modul motor este mai mare, cu atât sistemul va începe să funcționeze mai repede. Cu cât este mai mare rata de urcare pe verticală, cu atât stabilizatorul funcționează mai mult pentru o scufundare. Când se apropie de colțurile de tarabă, sistemul se oprește automat.

Sistemul este cu două canale. Dacă un canal eșuează, zborul este permis. Cu un dublu refuz, nu poți zbura. Dacă se produce o dublă defecțiune în zbor, QRH nu necesită nicio acțiune, dar ar fi logic să creștem controlul vitezei în timpul fazelor de apropiere și apropiere întreruptă.

Controlul piesei

Controlul direcției aeronavei este asigurat de cârmă. Nu există servocompensator pe volan. Deformarea cârmei este asigurată de un mecanism de cârmă principal și un mecanism de cârmă de rezervă. Acționarea principală a direcției este alimentată de sistemele hidraulice A și B, iar transmisia de rezervă este de la al treilea sistem hidraulic (în așteptare). Funcționarea oricăruia dintre cele trei sisteme hidraulice oferă complet control direcțional.

Tăierea cârmei cu ajutorul butonului de pe consola centrală se realizează prin deplasarea punctului neutru al mecanismului de efect de trim.

La aeronavele din seria 300-500, a fost făcută o modificare a schemei de control al cârmei (modificarea RSEP). RSEP - Programul de îmbunătățire a sistemului de cârmă.

Semnul extern al acestei modificări este un afișaj suplimentar „STBY RUD ON” în colțul din stânga sus al panoului CONTROL ZBOR.

Controlul traseului se realizează cu ajutorul pedalelor. Mișcarea lor este transmisă prin cabluri către conductă, care, rotindu-se, mișcă tijele de comandă ale mecanismelor de direcție principale și de rezervă. Un mecanism cu efect de tăiere este atașat la același tub.

Mecanizarea aripilor

Flapsuri și suprafețe de control

Motor tranzitoriu

Figura arată natura proceselor tranzitorii ale motorului cu RMS oprit și pornit.

Astfel, când RMS rulează, poziția clapetei de accelerație determină N1 dat. Prin urmare, în timpul decolării și al urcării, forța motorului va rămâne constantă, cu poziția clapetei de accelerație neschimbată.

Caracteristici ale controlului motorului când RMS este oprit

Cu PMC oprit, MEC-ul menține valoarea N2 RPM setată, iar pe măsură ce viteza de decolare crește, N1 RPM va crește. În funcție de condiții, creșterea N1 poate fi de până la 7%. Piloții nu sunt obligați să reducă puterea în timpul decolării, atâta timp cât limitele motorului nu sunt depășite.

Când modul motor este selectat la decolare, cu PMC dezactivat, tehnologia de simulare a temperaturii aerului exterior (temperatura presupusă) nu poate fi utilizată.

În urcarea după decolare, este necesar să se monitorizeze revoluțiile N1 și să se corecteze creșterea lor în timp util prin curățarea clapetei de accelerație.

tractiune automata

Autoaccelerarea este un sistem electromecanic controlat de computer care controlează forța motoarelor. Aparatul mișcă clapetele de accelerație astfel încât să mențină RPM N1 specificat sau viteza de zbor specificată pe parcursul întregului zbor, de la decolare până la atingerea pistei. Este proiectat să funcționeze împreună cu un pilot automat și un computer de navigație (FMS, Flight Management System).

Autothrottle are următoarele moduri de funcționare: decolare (TAKEOFF); urcare (URCARE); ocuparea unei altitudini date (ALT ACQ); zbor de croazieră (CRUISE); scădere (COBORARE); apropiere de aterizare (ABORDAREA); apropiere ratată (GO-AROUND).

FMC comunică clapetei automate modul de funcționare necesar, valoarea de referință N1 RPM, RPM maxim continuu al motorului, urcare maximă, croazieră și RPM de apropiere întreruptă, printre alte informații.

Caracteristici ale funcționării autoaccelerării în cazul defecțiunii FMC

În cazul unei defecțiuni FMC, computerul autoaccelerării își calculează propria limită N1 RPM și afișează semnalul „A/T LIM” piloților. Dacă acceleratorul automat este în modul de decolare în acest moment, se va decupla automat cu o indicație de eroare „A/T”.

RPM N1 calculat de mașină poate fi în (+0% -1%) de RPM de urcare calculat FMC (limitele N1 de urcare FMC).

În modul go-around, rotațiile N1 calculate de mașină asigură o tranziție mai lină de la apropiere la urcare și sunt calculate din condițiile pentru asigurarea unui gradient de urcare pozitiv.

Caracteristici ale funcționării autoaccelerării atunci când RMS nu funcționează

Când RMS nu funcționează, poziția clapetei de accelerație nu mai corespunde cu viteza specificată N1 și, pentru a preveni supraviteza, clapeta automată reduce limita de deviere a clapetei față de la 60 la 55 de grade.

Viteza aerului

Nomenclatura vitezei folosită în manualele Boeing:

Viteza aer indicată (indicată sau IAS) - indicația indicatorului de viteză aerian fără corecții.
Viteza indicativă la sol (calibrată sau CAS). Viteza indicată la sol este egală cu viteza indicată, în care se fac corecții aerodinamice și instrumentale.
Viteza indicată (echivalentă sau EAS). Viteza indicată este egală cu viteza la sol indicată corectată pentru compresibilitatea aerului.
True Speed (True sau TAS). Viteza reală este egală cu viteza indicată corectată pentru densitatea aerului.

Să începem cu explicații ale vitezelor în ordine inversă. Adevărata viteză a unei aeronave este viteza sa în raport cu aerul. Măsurarea vitezei aerului pe o aeronavă se realizează cu ajutorul receptorilor de presiune a aerului (APS). Ele măsoară presiunea totală a debitului stagnant p* (pitot) și presiune statică p(static). Să presupunem că regulatorul de presiune a aerului de pe aeronavă este ideal și nu introduce erori și că aerul este incompresibil. Apoi dispozitivul care măsoară diferența dintre presiunile primite va măsura viteza de presiune a aerului p * − p = ρ * V 2 / 2 . Capul vitezei depinde atât de viteza reală V, iar pe densitatea aerului ρ. Deoarece scara instrumentului este calibrată în condiții terestre la densitate standard, atunci în aceste condiții instrumentul va afișa viteza reală. În toate celelalte cazuri, dispozitivul va afișa o valoare abstractă numită viteza indicator.

Viteza indicata V i joacă un rol important nu numai ca cantitate necesară pentru determinarea vitezei aerului. În zborul stabil orizontal pentru o anumită masă a aeronavei, acesta determină în mod unic unghiul de atac și coeficientul de portanță.

Avand in vedere ca la viteze de zbor mai mari de 100 km/h incepe sa apara compresibilitatea aerului, diferenta reala de presiune masurata de aparat va fi ceva mai mare. Această valoare va fi numită viteza indicatorului terestru V i 3 (calibrat). Diferență V i − V i 3 numită corecția compresibilității și crește odată cu altitudinea și viteza aerului.

Un avion zburător distorsionează presiunea statică din jurul lui. În funcție de punctul de instalare al receptorului de presiune, dispozitivul va măsura presiuni statice ușor diferite. Presiunea totală nu este practic distorsionată. Corecția pentru locația punctului de măsurare a presiunii statice se numește aerodinamică (corecție pentru poziția sursei statice). Este posibilă și o corecție instrumentală pentru diferența dintre acest dispozitiv și standard (pentru Boeing se ia egal cu zero). Astfel, valoarea afișată de un dispozitiv real conectat la un HPH real se numește viteza indicată.

Pe indicatorii combinați de viteză și numărul M, indicatorul de sol (calibrat) de viteză este afișat de pe computerul parametrilor de altitudine și viteză (calculator de date aer). Indicatorul combinat de viteză și altitudine afișează viteza indicată, obținută din presiuni preluate direct de la HPH.

Luați în considerare defecțiunile tipice asociate cu PVD. De obicei, echipajul recunoaște problemele în timpul decolării sau la scurt timp după decolare. În cele mai multe cazuri, acestea sunt probleme asociate cu înghețarea apei în conducte.

În cazul unui blocaj în sondele Pitot, indicatorul de viteză nu va indica o creștere a vitezei în timpul ruliui de decolare. Cu toate acestea, după decolare, viteza va începe să crească pe măsură ce presiunea statică scade. Altimetrele vor funcționa aproape corect. La o accelerare ulterioară, viteza va crește până la valoarea corectă și apoi va depăși limita cu alarma corespunzătoare (avertizare de supraviteză). Complexitatea acestei defecțiuni este că de ceva timp instrumentele vor afișa citiri aproape normale, ceea ce poate da iluzia restabilirii funcționării normale a sistemului.

Dacă porturile statice sunt blocate în timpul rulării decolare, sistemul va funcționa normal, dar în timpul urcării va prezenta o scădere bruscă a vitezei până la zero. Citirile altimetrului vor rămâne la altitudinea aerodromului. Dacă piloții încearcă să mențină citirile de viteză necesare reducând pasul de urcare, atunci, de regulă, aceasta ajunge să depășească limitele maxime de viteză.

Pe lângă cazurile de blocare completă, este posibilă blocarea parțială sau depresurizarea conductelor. În acest caz, poate fi mult mai dificil să recunoști un eșec. Punctul cheie este să recunoașteți sistemele și instrumentele care nu sunt afectate de defecțiune și să finalizați zborul cu ajutorul lor. Dacă există o indicație a unghiului de atac - zburați în interiorul sectorului verde, dacă nu - setați pasul și turația motoarelor N1 în conformitate cu modul de zbor în conformitate cu tabelele de viteză aer unrelaible din QRH. Ieși din nori cât mai mult posibil. Solicitați asistență de la serviciul de trafic, având în vedere că acesta poate avea informații incorecte despre altitudinea zborului dumneavoastră. Nu aveți încredere în instrumentele care au fost suspecte, dar care par să funcționeze corect în acest moment.

De regulă, informații fiabile în acest caz: sistem inerțial (poziția în spațiu și viteza la sol), turația motorului, radioaltimetru, funcționarea scuturatorului de băț (apropierea blocajului), funcționarea EGPWS (proximitatea periculoasă a solului).

Graficul arată tracțiunea necesară a motorului (forța de rezistență a avionului) în zbor la nivel la nivelul mării într-o atmosferă standard. Impingerea este în mii de lire sterline și viteza este în noduri.

Decolare

Calea de decolare se extinde de la punctul de plecare până la o urcare de 1500 de picioare sau la sfârșitul retragerii flapului la viteza aerului. V FTO (viteza finală de decolare), care dintre aceste puncte este mai mare.

Greutatea maximă la decolare a unei aeronave este limitată de următoarele condiții:

Energia maximă admisă absorbită de frâne în cazul unei decolare respinse.
Panta de urcare minimă admisă.
Timpul maxim permis de funcționare a motorului în modul decolare (5 minute), în cazul unei decolări continue, pentru a câștiga altitudinea necesară și a accelera pentru a retrage mecanizarea.
Distanța de decolare disponibilă.
Greutatea maximă admisă la decolare certificată.
Distanța minimă admisă peste obstacole.
Viteza maximă admisă la sol de separare de pistă (în funcție de rezistența anvelopelor). De obicei, 225 de noduri, dar posibil 195 de noduri. Această viteză este scrisă direct pe pneumatică.
Viteza minima de decolare evolutiva; V MCG (viteza minima de control la sol)

Gradient de urcare minim permis

În conformitate cu standardele de navigabilitate FAR 25 (Federal Aviation Regulations), gradientul este normalizat în trei segmente:

Cu trenul de rulare extins, clapetele în poziția de decolare - panta trebuie să fie mai mare decât zero.
După retragerea vitezei, clapetele în poziție de decolare - gradient minim 2,4%. Greutatea la decolare este limitată, de regulă, la îndeplinirea acestei cerințe.
În configurația de croazieră, gradientul minim este de 1,2%.

distanta de decolare

Lungimea câmpului de decolare este lungimea operațională a pistei, luând în considerare banda de siguranță de capăt (Stopway) și calea liberă.

Distanța de decolare disponibilă nu poate fi mai mică decât oricare dintre cele trei distanțe:

Distanțe de decolare de la începutul mișcării până la înălțimea ecranului de 35 ft și viteza sigură V 2 la defectarea motorului la viteza de decizie V 1 .
Distanțe de decolare întrerupte, cu defecțiunea motorului la V EF. Unde V EF(defecțiunea motorului) - turația în momentul defectării motorului, se presupune că pilotul recunoaște defecțiunea și efectuează prima acțiune pentru a întrerupe decolarea la viteza de decizie V unu . Pe o pistă uscată, efectul funcționării inversă a motorului nu este luat în considerare.
Distanțe de decolare cu motoare care funcționează normal de la începutul mișcării până la urcarea unui obstacol condiționat de 35 de picioare, înmulțit cu un factor de 1,15.

Distanța de decolare disponibilă include lungimea de funcționare a pistei și lungimea pistei de oprire.

Lungimea drumului liber poate fi adăugată la distanța de decolare disponibilă, dar nu mai mult de jumătate din calea de decolare aeriană de la punctul de decolare până la o urcare de 35 de picioare și o viteză sigură.

Dacă adăugăm lungimea pistei la lungimea pistei, atunci putem crește greutatea la decolare, iar viteza de decizie va crește, pentru a asigura o urcare de 35 de picioare peste capătul pistei.

Dacă folosim o cale liberă, putem crește și greutatea la decolare, dar acest lucru va reduce viteza de decizie, deoarece trebuie să ne asigurăm că aeronava se oprește în cazul unei decolare respinse cu o greutate crescută în lungimea operațională a pistei. În cazul unei decolări continue, aeronava va urca apoi la 35 de picioare de pe pistă, dar peste drumul liber.

Distanța minimă permisă pentru obstacole

Distanța minimă a obstacolelor permisă pe traseul net de decolare este de 35 de picioare.

O cale de decolare „curată” este una a cărei panta de urcare este redusă cu 0,8% în comparație cu panta reală de urcare pentru condițiile date.

Atunci când se construiește o schemă pentru o ieșire standard din zona aerodromului după decolare (SID), se stabilește un gradient minim al unei traiectorii „curate” de 2,5%. Astfel, pentru a îndeplini schema de ieșire, greutatea maximă la decolare a aeronavei trebuie să ofere un gradient de urcare de 2,5 + 0,8 = 3,3%. Unele modele de ieșire pot necesita un gradient mai mare, necesitând o reducere a greutății la decolare.

Viteza minimă de decolare evolutivă

Aceasta este viteza de referință la sol în timpul rulării decolării la care, în cazul unei defecțiuni bruște a unui motor critic, este posibil să se mențină controlul aeronavei folosind doar cârma (fără a utiliza controlul roții angrenajului anterior) și să se mențină control lateral în aşa măsură încât să menţină aripa aproape de orizontală.pentru a asigura o continuare în siguranţă a decolării. V MCG nu depinde de starea pistei, deoarece determinarea acesteia nu ține cont de reacția pistei la aeronavă.

Tabelul arată V MCG in noduri pentru decolare cu motoare cu tractiune de 22K. Unde OAT reală este temperatura aerului exterior și Apăsați ALT este cota aerodromului în picioare. Inscripția se referă la decolare cu motorul oprit (niciun motor nu se scurge la decolare), pe măsură ce tracțiunea motorului crește, la fel crește V MCG .

OAT real	Apăsați 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

Pentru A/C OFF, creșteți V1(MCG) cu 2 noduri.

O decolare cu un motor defectat poate fi continuată numai dacă defecțiunea motorului are loc la o turație de cel puțin V MCG .

Decolare pe pistă umedă

Când se calculează greutatea maximă admisă la decolare, în cazul unei decolări extinse, se utilizează o înălțime redusă a ecranului de 15 picioare, în loc de 35 de picioare pentru o pistă uscată. În acest sens, este imposibil să se includă o cale liberă în calculul distanței de decolare.

La primii autopiloți, canalul de direcție stabilizează automat direcția aeronavei prin devierea cârmei proporțional cu abaterea direcției curente față de cea dată:

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

unde δ n - unghiul de deviere al cârmei;

ψ s, ψ - valoarea dată și curentă a cursului;

dψ/dt = ω y - viteza unghiulară a aeronavei în raport cu axa Y (de la senzorul de viteză unghiulară în raport cu axa verticală a CRS).

Mai des, atunci când aeronava se îndreaptă pe un anumit curs, controlul este efectuat de canalul de rulare, deoarece aerodinamica aeronavei este de așa natură încât atunci când aeronava se rostogolește, se întoarce de-a lungul cursului. Titlul dat este stabilit pe setter-ul de direcție (de exemplu, ZK-2, care face parte din giro-semi-busola, vezi Fig. 6.4). În setatorul de direcție, se formează un semnal (ψ s - ψ) al abaterii cursului dat ψ s, stabilit de rack de la curentul ψ, măsurat de senzorul giroscop. În acest caz, semnalul de stabilire a cursei este baza pentru generarea unui semnal de control pentru deviația eleronului.

Figura 6.4 Partea din față a traseului ZK-2

Pe avioanele echipate cu un dispozitiv PNP planificat de navigație (vezi Fig. 6.5) și un contor Doppler pentru viteză la sol și unghi de derivă DISS, pilotul poate seta o direcție dată cu suportul din stânga, ținând cont de unghiul de derive.

Orez. 6.5 Instrument de navigație planificat

La aeronavele cu indicatoare electronice, direcția setată este setată de butonul HDG de pe panoul de control ACS și afișată pe indicatorul de navigație și pe panoul de control ACS.

Orez. 6.6 Setter și indicator de direcție (HDG) pe panoul de control al ACS B-737

Orez. 6.6 Setter și indicator de direcție (HDG) pe panoul de control al ACS A-320

Amortizor de viciune

Majoritatea aeronavelor moderne de pasageri au un sistem de control automat în care canalul cârmei nu controlează cursul aeronavei, ci doar atenuează oscilațiile aeronavei în jurul axei verticale de-a lungul unghiului de rotire, adică canalul de direcție este un „amortizor pur”. Cârma sau o parte separată a acesteia este respinsă de unitatea de guvernare folosind semnalul vitezei unghiulare a virajului aeronavei în raport cu axa verticală ω y = dψ/dt, provenit de la senzorul de viteză unghiulară și semnalul de suprasarcină n z , de la senzorul de accelerație liniară. Legea controlului are forma:

Canalul de direcție poate începe să funcționeze ca amortizor de vibrații înainte ca ACS să fie pornit în modul pilot automat „AP”. Acest lucru poate fi înainte de decolare, care se efectuează în modul cârmă. În acest caz, cârma este controlată de un amortizor autonom de rotire (ADR, YD), care ajută pilotul să controleze aeronava prin suprimarea oscilațiilor de-a lungul unghiului de rotire.

Cursul 7

7.1 Asigurarea stabilității și controlabilității aeronavei în timpul zborului automat

Piloții automati, de regulă, încep să lucreze după decolare la o altitudine de aproximativ 300 de metri și se opresc înainte de aterizare. Piloții automati sunt, de asemenea, dezactivați în caz de defecțiune a motorului, denivelări și alte condiții dificile. Acest lucru se datorează faptului că pilotul automat nu oferă un nivel suficient de stabilitate, controlabilitate și fiabilitate în aceste moduri.

Dezvoltarea autopiloților și transformarea lor în sisteme de control automate este asociată cu apariția controlului traiectoriei și a modurilor de aterizare automată. Pentru a asigura aceste moduri, au fost luate măsuri suplimentare pentru a crește stabilitatea și controlabilitatea aeronavei și, ca urmare, siguranța zborului automat în toate etapele sale. Aceste măsuri se reduc în primul rând la îmbunătățirea legilor de control în modul „AP” prin introducerea de semnale suplimentare pentru control.

Amortizor de viciune. Principiile zborului Oxford Aviation Academy

Profil la mijloc

Profilul aripii mai aproape de vârf

Profilul aripii de capăt

Parametrii aripilor

Control transversal

controlul pasului

Controlul piesei

Mecanizarea aripilor

Caracteristici ale controlului motorului când RMS este oprit

tractiune automata

Caracteristici ale funcționării autoaccelerării în cazul defecțiunii FMC

Caracteristici ale funcționării autoaccelerării atunci când RMS nu funcționează

Viteza aerului

Decolare

Gradient de urcare minim permis

distanta de decolare

Distanța minimă permisă pentru obstacole

Viteza minimă de decolare evolutivă

Decolare pe pistă umedă

Amortizor de viciune

7.1 Asigurarea stabilității și controlabilității aeronavei în timpul zborului automat

Popular