» »

Blažilnik zamika. Načela letalske akademije Flight Oxford


Zamah kril.

Kot je prikazano na sliki, drsenje spremeni efektivni zamah polovičnih kril zamašenih kril. Če krilo ustvarja dvig, bo polkrilo z manj učinkovitim zamahom ustvarilo večjo silo kot nasprotna polovica krila. To bo zagotovilo stabilizacijski moment. V to smer, Zamašeno krilo poveča bočno stabilnost letala.(Zamašeno zadnje krilo zmanjša bočno stabilnost).




Vpliv zamaha je sorazmeren s C y in kotom zamaha krila . Na sliki je razvidno, da se pri istem drsenju razlika v dvižnih silah polkrilcev povečuje s povečanjem C y (zmanjšanje hitrosti). Ker letala za visoke hitrosti potrebujejo zamašena krila, kažejo pretirano bočno stabilnost pri nizkih hitrostih.

Letala z zamašenimi krili potrebujejo manjše prečno krilo V kot letala z ravnimi krili.

Kobilica ustvari majhen stabilizacijski moment valja pri drsenju. Ker je točka uporabe bočne sile kobilice nad težiščem, igra tudi bočna sila kobilice, ki zagotavlja smerno stabilnost majhno vlogo pri bočni stabilnosti letala.
ventralni greben nahaja pod težiščem in zato negativno vpliva na bočno stabilnost.


Na splošno bočna stabilnost ne sme biti prevelika. Prevelik odziv letala na zdrs lahko povzroči nizozemsko nihanje naklona ali zahteva, da je sistem bočnega nadzora letala zelo učinkovit pri vzletah in pristajanjih pri bočnem vetru.

Če letalo pri križarjenju pokaže zadovoljivo bočno stabilnost, so med vzletom in pristankom manjša odstopanja od norme. Ker je vpliv loput in potiska motorja destabilizirajoč, je zaradi njihovega vpliva mogoče zmanjšati stabilnost.




Razširitev loput naredi notranje odseke krila učinkovitejše, in ker so bližje težišišču, se nastali moment zaradi spremembe dvižnih sil polkril zmanjša.

Vpliv potiska motorja pri reaktivnih letalih je nepomemben, vendar pomemben pri letalih s propelerskim pogonom.

Močno pihanje notranjih delov krila pri nizkih hitrostih letenja jih naredi veliko učinkovitejše od zunanjih, kar zmanjšuje bočno stabilnost.

Kombinacija učinka loput in močnega pihanja propelerja lahko povzroči znatno zmanjšanje bočne stabilnosti pri vzletnem in pristajalnem načinu letal, ki jih poganja propeler.


Letalo mora biti bočno stabilno, vendar stabilnost ne sme biti velika. Poleg tega so dovoljene nekatere izjeme za načine vzleta in pristajanja.

Težave, ki nastanejo zaradi prevelike odpornosti, so pomembne in jih je težko obravnavati.

Pilot občuti bočno stabilnost s potrebnim upogibom volana (kontrolne palice), da obdrži določeno pregibanje v primeru zdrsa letala (bočni sunek, odklon pedala, asimetrični potisk motorja itd.). Ob prisotnosti bočne stabilnosti bo pilot prisiljen odkloniti volan v smeri nastalega zdrsa (stran, ki je nasprotna od ukrivljenega pedala).
Zaključek: Oblikovalec je pred dilemo. Za povečanje hitrosti leta je na letalu nameščeno zamašeno krilo, ki pa poveča njegovo bočno stabilnost. Če ga želite zmanjšati, zmanjšajte prečni V krila. Z zgornjim krilom na trupu je dodaten učinek, ki poveča bočno stabilnost. Za boj proti temu se uporablja negativno krilo V.
Dinamična interakcija proge in prečnega gibanja.
V prejšnjem pregledu je bil odziv letala na nagibanje in odmik obravnavan ločeno, za podrobno analizo.
V resnici se oba momenta pojavljata hkrati: nagibni moment zaradi bočne statične stabilnosti in moment zasuka iz smerne statične stabilnosti.
Spiralna nestabilnost.
Letalo kaže vijačno nestabilnost, če je njegova smerna stabilnost zelo visoka v primerjavi s bočno stabilnostjo.
Spiralna nestabilnost se kaže gladko. Letalo, potem ko ga motnja prizadene, začne postopoma povečevati roll, ki se lahko postopoma spremeni v strmo navzdol spiralo.

Razlog za nastanek vijačne nestabilnosti je v tem, da letalo hitro odpravi nastali zdrs, medtem ko šibka bočna stabilnost nima časa odstraniti zvitka. V tem primeru momentu bočne stabilnosti nasprotuje vijačni nagibni moment, ki nastane, ko se letalo vrti okoli normalne osi. Recimo, da je na desni zdrs. Smerna stabilnost začne obračati nos letala v desno. V tem primeru se levo krilo premika po večjem polmeru, njegova dvižna sila se poveča in teži, da bi letalo zakotalilo v desno – v nasprotju s trenutkom bočne stabilnosti.

Hitrost razvoja nagiba med vijačno nestabilnostjo je običajno šibka, kar pilotu ne povzroča težav pri nadzoru letala.
"Nizozemski korak".
Nizozemska nihanja nagiba se pojavijo, ko je bočna stabilnost letala večja od njegove smerne stabilnosti.
To so spontano nastajajoče neželene vibracije, ki jih povzroča interakcija tirnice in prečnega kanala.
Ko ima letalo zdrs, moment prevračanja močno ustvari zdrs proti zdrsu. Pri dvigajočem se polkrilu sta dvig in induktivni upor večji kot pri padajočem polkrilu. To ustvari zamik za zmanjšanje kota zdrsa, vendar letalo zaradi vztrajnosti preseže ničelno vrednost in pride do zdrsa na drugi strani. Nato se postopek ponovi na drugi strani.
Za odpravo nizozemskega naklona so letala opremljena z blažilniki odklona, ​​ki umetno povečajo smerno stabilnost z odklonom krmila, da bi preprečili posledično hitrost zasuka.
Če blažilnik odklona med letom odpove, je priporočljivo odpraviti nastala nihanja s pomočjo bočnega krmiljenja letala. Ker je pri uporabi krmila zamuda pri reakciji letala taka, da je možno, da pilot zaniha letalo (PIO). V tem primeru lahko "nizozemski korak" hitro privede do razhajajočih se nihanj in izgube nadzora nad letalom.
"Nizozemski korak" je nezaželen, vijačna nestabilnost pa je sprejemljiva, če je stopnja naraščanja nizka. Zato stopnja bočne stabilnosti ne sme biti velika.
Če je stopnja smerne stabilnosti letala zadostna za preprečitev "nizozemskega koraka", potem samodejno zadostuje za preprečitev smerne aperiodične nestabilnosti (nenehno povečanje kota zdrsa). Ker najboljše lastnosti letenja pokažejo letala z visoko stopnjo smerne stabilnosti in minimalno zahtevano stopnjo bočne stabilnosti, ima večina letal majhno spiralno nestabilnost. Kot smo že omenili, šibka spiralna nestabilnost pilotov malo skrbi in je veliko bolj zaželena kot "nizozemski korak".
Zamašeno krilo pomembno vpliva na bočno stabilnost. Ker je stopnja tega vpliva odvisna od C y, se lahko dinamične lastnosti letala razlikujejo glede na hitrost leta. Pri velikih hitrostih (majhen C y) je bočna stabilnost nizka in letalo ima spiralno nestabilnost. Pri nizkih hitrostih se poveča bočna stabilnost in poveča se nagnjenost k nihanju "nizozemskega koraka".
Pilotska gugalnica (PIO).
Zaradi nenamernega premikanja krmilnih elementov letala se lahko pojavijo določene neželene vibracije letala. Nihanja se lahko pojavijo okoli katere koli osi, vendar so najnevarnejša kratkotrajna vzdolžna nihanja. Zaradi zamude pri povratnih informacijah lahko pilot/krmilni sistem/sistem letala vzbudi vibracije, ki vodijo do strukturne okvare in izgube nadzora.
Ko pilotov reakcijski čas in zamik krmilnega sistema sovpadata z obdobjem naravnih nihanj letala, lahko nenamerni odzivi krmiljenja pilota povzročijo močno povečanje amplitude nihanja. Ker so ta nihanja relativno visoke frekvence, lahko amplituda v zelo kratkem času doseže nevarne vrednosti.
Ko vstopite v ta način letenja, je najučinkovitejši ukrep sprostitev komand. Vsak poskus nasilnega ustavljanja nihanj bo le nadaljeval vzbujanje in povečal njegovo velikost. Sprostitev komand odpravlja vzrok vzbujajočih vibracij in omogoča letalu izstop iz načina zaradi lastne dinamične stabilnosti.
Letenje pri visokih M številkah.
Običajno se let z velikimi številkami M zgodi na veliki višini. Razmislite o vplivu velike višine na obnašanje letala. Aerodinamično dušenje se kaže v pojavu momentov sil, ki preprečujejo, da bi se letalo vrtelo okoli svojih treh osi. Razlog za pojav teh trenutkov je sprememba kotov toka okoli krila, stabilizatorja in kobilice med vrtenjem letala.

Večja kot je dejanska hitrost letala, manjše so spremembe kotov pretoka pri dani kotni hitrosti vrtenja in s tem manjše je dušenje. Količina zmanjšanja dušenja je sorazmerna s kvadratnim korenom relativne gostote zraka. Prikazane talne (EAS) in prave (TAS) hitrosti so v enakem razmerju. Tako bo na primer v standardnem ozračju na višini 40.000 čevljev dušenje za polovico manjše na ravni morja.


Zagotavljanje stabilnosti hitrosti na transoničnih M številkah.
Ko število M leta preseže M crit, se nad zgornjo površino krila oblikuje nadzvočna cona z udarnim valom. To vodi do:

  • premik središča pritiska krila nazaj, in

  • zmanjšanje pretočnega poševnika za krilom.
Ta dva dejavnika skupaj povzročita trenutek potapljanja. Pri velikih M številkah letalo postane nestabilno v hitrosti. Ko se hitrost poveča, se namesto pritiska na volan pojavijo vlečne sile. To je potencialno nevarno, saj se letalo nagiba k spuščanju nosu, kar bo povzročilo dodatno povečanje hitrosti in še večje povečanje trenutka potopa. Ta pojav je znan kot"potegniti se v potop" (Mach Tuck) , omejuje največjo operativno hitrost sodobnih transportnih letal.
Za vzdrževanje zahtevanega gradienta hitrosti na krmilu je v krmilni sistem sodobnih letal vgrajena naprava, ki kompenzira ta trenutek (Mach trim).

S povečanjem števila M lahko ta naprava:


  • nagnite dvigalo navzgor;

  • premaknite upogljivi prst stabilizatorja navzdol, oz

  • premakniti težišče letala s črpanjem goriva v zadnji rezervoar.
To dejanje se zgodi brez posredovanja pilota tako, da ima letalo rahlo nagnjenost k povečanju kota nagiba, za vzdrževanje ravni letenja pa je bilo treba pritisniti na jarem.

Kateri način bo uporabljen, je odvisno od proizvajalca letala. Ta sistem uravnava sile v vzdolžnem krmilnem kanalu in deluje le pri velikih M številkah.


Zaključek
Stabilnost je lastnost letala in omogoča, da se pod vplivom motenj vrne v prvotni način letenja. Obstajata dve vrsti stabilnosti - statična in dinamična. V vsakem od teh načinov je letalo lahko stabilno, nevtralno ali nestabilno.
Statična stabilnost opisuje začetno reakcijo letala na odstopanje od ravnotežja okoli ene ali več osi ​​(letalo ima tri rotacijske osi).
Letalo je statično stabilno, če se ob odstopanju od ravnotežnega stanja nagiba k vrnitvi v prvotno stanje.
Letalo je statično nevtralno, če pri odstopanju od ravnotežnega stanja ne razvije težnje in ostane v novem stanju.
Letalo je statično nestabilno, če se ob odstopanju od ravnotežnega stanja nagiba k nadaljnjemu povečanju odstopanja. To je zelo nezaželena lastnost, ki lahko povzroči izgubo nadzora nad letalom.
Večina letal je statično stabilnih pri nagibu in zasuku ter je blizu statično nevtralnega pri zasuku.
Če ima letalo statično stabilnost, potem dinamična stabilnost upošteva časovni proces obnašanja letala po prenehanju motnje. V procesu vračanja v ravnotežno stanje letalo po vztrajnosti preseže začetni položaj, kar ustvari odstopanje v drugo smer in postopek se ponovi.
Če je letalo dinamično stabilno, se ta nihanja dušijo. Letalo mora biti dinamično stabilno.
Če je letalo dinamično nevtralno, se nihanja ne bodo zmanjšala. Dinamična nevtralnost je nezaželen pojav.
Če se amplituda nihanja letala s časom povečuje, je to letalo dinamično nestabilno, kar je zelo nezaželeno.
Stabilnost (ali nestabilnost) letala je določena z obliko in dimenzijami njegovih površin.
Kobilica je glavna površina, ki zagotavlja smerno stabilnost. Stabilizator zagotavlja vzdolžno stabilnost, krilo pa prečno stabilnost.
Na stabilnost vpliva tudi lega težišča. Če je težišče blizu skrajne zadnje meje, bo letalo manj stabilno v nagibu in odmiku. Ko se težišče premakne naprej, se stabilnost poveča.

Čeprav je letalo manj stabilno, če je osredotočeno nazaj, se njegova zmogljivost letenja izboljša zaradi zmanjšanja sile navzdol na stabilizator (izguba ravnotežja). Takšno letalo ima nekoliko nižjo hitrost zastoja, manjši upor in večjo potovalno hitrost pri istem načinu motorja.


Manevriranje je kakovost letala, ki mu omogoča enostavno manevriranje in prenašanje obremenitev, povezanih s tem manevrom.
Obvladljivost je sposobnost letala, da se odzove na pilotova kontrolna dejanja, zlasti da nadzira položaj in pot leta.
Letalo je stabilno naklona, ​​če se vrne v raven let po prenehanju motenj, ki jih povzroča navpični sunek ali odklon dvigala. Položaj težišča in učinkovitost stabilizatorja močno vplivata na stabilnost in nadzor naklona.
Povečanje stabilnosti vzdolž katere koli osi:

  • zmanjša manevriranje in vodljivost, in

  • poveča napor na volanu (krmilni ročaj, pedala).
Phugoidna nihanja so dolgoperiodična nihanja, povezana s spremembami višine, hitrosti in nadmorske višine, pri približno konstantnem napadnem kotu. V tem primeru pride do delnega prehoda kinetične energije letala (hitrosti) v potencialno energijo (višina) in obratno. Letalo, ki izvaja phugoidna nihanja, je statično stabilno po višini. Ta nihanja pilot zlahka nadzoruje.
Letalo bo po nenamernem zasuku zmanjšalo naklon, če ima statično stabilnost. Bočna stabilnost v angleških besedilih se pogosto imenuje "diedrski učinek" (učinek prečnega V-krila).

Večina letal ima pozitivno krilo V. To pomeni, da so konice kril višje od zadnjice kril. Če med letom pride do levega prevračanja, potem bo pod delovanjem stranske komponente gravitacije letalo začelo drseti v levo. Lokalni napadni kot levega krila se bo povečal, desni pa zmanjšal. To bo ustvarilo trenutek, ki bo letalo pripeljal iz gibanja.

Zamašeno krilo zagotavlja več M kritičnosti, poleg tega pa daje letalu tudi bočno stabilnost. V tem primeru gre za stranski produkt. Letala z zamašenimi krili imajo manjše pozitivno V krilo kot letala z ravnimi krili.

Zgornje krilo prav tako izboljša bočno stabilnost, zato visoka krila ne potrebujejo pozitivnega V krila, ampak pogosto naredijo nasprotno, negativno V krilo.

Prekomerna prečna statična stabilnost vodi v dinamično nestabilnost – nihanja tipa "nizozemski korak".
Statična smerna stabilnost (lopatica) je težnja letala, da obrne svoj nos v smeri nasprotnega toka (v ravnini kril). Zagotavlja dejstvo, da je bočna površina letala (vključno s kobilico) za težiščem večja od površine pred težiščem.

Zamašeno krilo povečuje tudi smerno stabilnost.

Prekomerna statična smerna stabilnost vodi v dinamično nestabilnost – nagnjenost letala k spiralni nestabilnosti.
Interakcija bočne in smerne stabilnosti. Ko se letalo zakotali, začne drseti na spuščeno polovico krila. Smerna stabilnost ustvarja moment za umik zdrsa (obračanje nosu proti spuščenemu polkrilu), prečna stabilnost pa moment za umik zvitka.

Če je smerna stabilnost močna in bočna stabilnost šibka, se bo letalo začelo vrteti okoli normalne osi s počasno težnjo po zmanjšanju nagibanja. Polkrilo z večjim polmerom bo teklo z večjo hitrostjo, kar ustvari trenutek za povečanje zvitka. Ta trenutek se imenuje vijačni moment valjanja. Če preseže trenutek bočne stabilnosti, se bo kotal nenehno povečeval, in ker navpična komponenta dvižne sile postane manjša od teže, bo letalo vstopilo v spiralo navzdol.

Če je bočna stabilnost močna in je smerna stabilnost šibka, bo letalo nagnjeno k nihanju kot "nizozemski korak".
Sistem za zagotavljanje stabilnosti hitrosti pri velikem številu M (Mach trim) vzdržuje določen gradient napora v hitrosti. Sistem uravnava obremenitev volana (kontrolne palice) in deluje le pri velikih M številkah.

V sistem krmiljenja krmila je nameščen blažilnik zasuka za izboljšanje lastnosti bočnega gibanja letala in preprečevanje neublaženih nihanj tipa "nizozemski pitch".

"Dutch roll" (Dutch roll) se pojavi kot posledica relativno slabe smerne stabilnosti in pretirane bočne stabilnosti letala. Ko se letalo vrti okoli vzdolžne osi, pride do zdrsa proti padajočemu krilu zaradi nastajajoče stranske komponente gravitacije. To takoj vodi do nastanka trenutka prečne stabilnosti M x β , ki teži k zmanjšanju nastalega kotalja. Na letalih z visoko bočno stabilnostjo je lahko pomembna.

Hkrati nastane tudi moment smerne stabilnosti M y β, ki teži k zasuku nosa letala v smeri nastalega zdrsa. Ker je pri mnogih letalih smerna stabilnost veliko šibkejša od bočne stabilnosti, okrevanje po zdrsu zaostaja za okrevanjem. Letalo po vztrajnosti preskoči položaj brez zasuka in se začne kotaliti v nasprotni smeri. Tako bo letalo brez poseganja v krmiljenje izvajalo neublažene nihanje pri kotanju in zdrsu.

Blažilnik zamika umetno poveča smerno stabilnost in tako preprečuje tresljaje.

Občutljivi element blažilnika zasuka je dvostopenjski žiroskop, ki se odziva na kotno hitrost ω y glede na normalno os Y. Ta signal se filtrira in ojača glede na hitrost leta s signalom iz računalnika, ki izračuna višino- parametri hitrosti (Air Data Computer). Nadalje se signal pošlje na tuljavo za krmiljenje blažilnikov (glejte diagram glavnega krmilnega mehanizma nosilne rakete v razdelku "Nadzor potovanja"). Tuljava krmili gibanje aktuatorja blažilnika, ki premakne središče vrtenja primarne in sekundarne seštevalne roke in se tako doda gibanju pedal od pilotov in vodi do premika palice glavnega krmila. voziti.

V tem primeru se gibi aktuatorja blažilnika ne prenašajo na pedala in pilot ne more otipljivo čutiti delovanja blažilnika. Za nadzor njegovega delovanja se prikaže indikator, ki prikazuje odstopanja aktuatorja lopute.

Priročen nadzor pri vožnji s taksiranjem: palica mora sprva odstopati v nasprotno smer od zavoja. Palica se lahko nato vrne v nevtralno ali celo odstopa v smeri obrata. To je razloženo s kompleksnim zakonom upogiba krmila, ko krmilo reagira na hitro spreminjajočo se komponento kotne hitrosti zavoja in se ne odziva na svojo konstantno komponento.

Med normalnim delovanjem blažilnika med letom je upogibanje indikatorske palice skoraj neopazno.

Na novem letalu z integrirano komunikacijsko enoto (IFSAU), nameščeno med ACS in letalom (glej Sistem avtomatskega krmiljenja), z iztegnjenimi loputami se signal blažilnika poveča za 29 %, da se prepreči povečana bočna stabilnost. Poleg tega so 8 hertz signali oslabljeni za 50 %, da se zmanjšajo vibracije in izboljša udobje potnikov.

Usklajeno drsenje

Koordinirani zdrs je kontrolni manever, ki se izvaja med preskusi letala. Omogoča razkrivanje značilnosti bočne stabilnosti in vodljivosti letala, zlasti medsebojne učinkovitosti bočnega in smernega krmiljenja. Ko se izvaja, se vzdržuje raven let na konstantni višini in hitrosti s postopnim postopnim odklonom krmila. Da bi posledično zdrs preprečil, da bi letalo odneslo z ravne poti, se ustvari zvitek v nasprotni smeri. Tako bo stranska komponenta gravitacije kompenzirala bočno silo zaradi drsenja. Pri tem manevru se potovalni kanal tako rekoč spopada s prečnim. Če ni omejitev glede moči, se upogibi krmila izvedejo do polnega toka. Praviloma se prva ustavijo pedala, bočni nadzor pa ima še vedno rezervo. A zgodi se tudi obratno.

V poročilu o preiskavi strmoglavljenja Boeinga 737-200 3. marca 1991 na območju Colorado Springsa je NTSB objavil rezultate usklajenih drsnikov, izvedenih pri hitrosti 150-160 vozlov v različnih konfiguracijah loput od 40 do 10 stopinj.

Upoštevan je bil primer popolnega odklona (nehotenega umika) krmila v desno za 25 stopinj.

Tako je iz tabele razvidno, da umik krmila v skrajni položaj ni nevaren, ko se lopute sprostijo v položaj od 40 do 25 stopinj. Nagibnemu momentu zaradi nastalega drsenja je mogoče parirati z odklonom volana pod kotom od 35 do 68 stopinj. To je razloženo z močno povečano učinkovitostjo spojerjev, ki so se odklonili med letom (flight spojlerji), ki motijo ​​tok iz lopute na polovici krila, ki ga je treba spustiti.

Pri kotu raztezanja lopute, manjšim od 25 stopinj, popoln odklon krmila ni dovolj za pariranje vleku krmila (pri hitrosti poskusa - 150-160 vozlov). Tako je bilo pri loputah 15 uravnoteženje doseženo le pri d РН =23 stopinj, pri loputah 10 - pri d РН =21 stopinj.

Spodnja vrstica tabele ne velja za usklajeno drsenje. V tem primeru je bilo ravnotežje doseženo pri izvedbi zavoja v desno z zasukom 40 stopinj. V tem primeru se je volan odklonil v levo za polni kot, zmanjšanje kota zdrsa s 16 na 13 stopinj pa je doseženo zaradi pojava blažilnega momenta M Y w y od kotne hitrosti zavoja.

Tudi v tem poročilu so podatki, da so vedenjske študije pokazale, da ko se hitrost zmanjša na določeno vrednost, postane učinkovitost bočnega nadzora z zavihki, razširjenimi za 1 stopinjo, nezadostna za pariranje umika krmila v skrajni položaj. Ta hitrost se imenuje "hitrost kritične točke" (prečna zračna hitrost).

Avtomatski krmilni sistem

Samodejni sistem za krmiljenje letala (AFCS) je sestavljen iz treh neodvisnih sistemov: digitalnega sistema za krmiljenje leta (DFCS), blažilnika zasuka (glejte Bočna stabilnost in nadzor) in avtomatskega plina. Ti sistemi zagotavljajo avtomatsko stabilizacijo letala v nagibu, zasuku in zdrsu ter nadzor letala s signali radijskih navigacijskih pripomočkov, vgrajenega navigacijskega računalnika (FMC), računalnika za parametre višine in hitrosti (ADC) in stabilizacijo smeri.

Povezavo med digitalnim nadzornim sistemom in letalom se, odvisno od konfiguracije letala, izvaja preko komunikacijskega centra (AFC) ali integriranega komunikacijskega centra (IFSAU). Glede na to se delovanje blažilnika zasuka nekoliko spremeni.

Avtomatsko upravljanje letala se izvaja s pomočjo dvigala in krilc. Letalo modifikacije NG je lahko opremljeno z avtomatskim krmiljenjem krmila.

Na voljo je tudi samodejno odstranjevanje sil z volanskega obroča v vzdolžnem kanalu (z vrnitvijo volanskega droga v nevtralni položaj) s prerazporeditvijo stabilizatorja. V prečnem kanalu ni avtomatske razbremenitve sile, zato je pri vklopljenem avtopilotu prepovedana uporaba trima krilca. V tem primeru bo krmilni stroj avtopilota premagal vzmet nakladalnega mehanizma (občutek kril in centrirna enota) in ob izklopu avtopilota se bo letalo za pilota začelo nepričakovano obračati.

Podoben incident se je zgodil 6. septembra 2011 pri letalski družbi ANA, čeprav je tam pilot z nehotenim odklonom krmilnega mehanizma neuravnotežil kanal gosenice, zaradi česar je bil avtopilot izklopljen in se je letalo močno zasukalo.

Med letom z vključenim avtopilotom morata biti krmilni drog in volan v nevtralnem položaju. To kaže na odsotnost napora v ožičenju dvigala in krilc. Odstopanje volanskega droga od nevtralnega je znak okvare krmiljenja stabilizatorja ali njegovega odhoda (pobeg).

Odmik volana kaže na prečno (tirno) asimetrijo letala, neenakomerno porabo goriva ali asimetričen potisk motorja. Tehnika bočnega trima kanalov je opisana v razdelku o bočni stabilnosti in nadzoru.

V primeru letenja z asimetričnim potiskom motorja mora pilot samostojno upravljati kanal proge z odklonom pedal. V nasprotnem primeru ni zagotovljena natančnost vzdrževanja določenih parametrov leta.

Izklop avtopilota (DFCS) je označen z utripajočimi rdečimi lučkami gumbov A/P P/RST in zvokom sirene, izklop samodejnega plina pa je prikazan samo z rdečimi lučkami gumba A/T P/RST. Glede na poročilo AAIB (Air Accidents Investigation Branch) o preiskavi incidenta Thomsonfly Boeing 737-300 v Bournemouthu (Združeno kraljestvo) 23. septembra 2007 je bila odsotnost zvočnega alarma za izklop avtomatskega plina dejavnik, ki je prispeval k incidentu. Med priletom pri pristajanju, ko so motorji delovali v načinu "Idle throttle", se je avtomatski plin izklopil, kar posadka ni opazila. Na drsnem pobočju je letalo izgubilo hitrost na 82 vozlov (20 km/h pod V REF) in prešlo v način zastoja.

Poleg krmiljenja letala digitalni sistem za krmiljenje letenja (DFCS) pilotom opozori na odstopanja vodilnih palic v nagibu in nagibu. Ta odstopanja so enaka ukazom krmilnim strojem avtopilota. Zato, ko je avtopilot izklopljen, pilot pa pilotira letalo vzdolž smernih palic, opravlja delo krmilnega stroja avtopilota. Pilotiranje s strani direktorjev znatno poveča natančnost vzdrževanja določenih načinov, vendar pilota odvaja od skeniranja in analiziranja odčitkov instrumentov, torej prispeva k poslabšanju letalskih spretnosti. K temu pripomore politika letalskih družb, ki svojim pilotom v imenu udobja potnikov prepovedujejo letenje z izklopljenimi direktorji tudi v preprostih vremenskih razmerah. Problem izgube spretnosti letalske posadke pri upravljanju letala ob izklopu avtomatizacije je bil večkrat izpostavljen na mednarodnih konferencah o varnosti letenja, a stvari še vedno obstajajo.

Let letala pod asimetričnim potiskom

Upoštevajte obnašanje letala takoj po odpovedi enega od motorjev in zahtevano krmiljenje (uravnoteženje), da se zagotovi raven let z enim ustavljenim motorjem.

Naj odpove levi motor. Trenutek zasuka M U DV bo začel delovati na letalo in ga obrnil v levo. Na desnem krilu bo prišlo do zdrsa in posledično do zasuka Mx b proti krilu z ugasnjenim motorjem. Na sliki je prikazana približna sprememba kotov zdrsa in nagibanja, ko je levi motor ugasnjen.

Ker je bočne stabilnosti (predvsem pri iztegnjenih loputah) veliko, bo breg nasilen, kar bo zahtevalo takojšnjo intervencijo pilota. Za pariranje momentu nagiba, ko motor teče v vzletnem načinu, popolna deformacija volana ni dovolj. Treba je odstraniti zdrs krmila.

Poglejmo, kakšni so pogoji ravnotežja pri dolgem letu z enim motorjem v prostem teku. Analizirajmo dva specifična primera ravnotežja v ravnem letu z ugasnjenim motorjem: 1) brez zasuka, 2) brez zdrsa, pa tudi priporočilo Boeinga.

1. Letite brez zvitka.

Za ravnotežje brez zvitka je potrebno ustvariti zdrs na levem krilu. Nato bo momentu iz asimetričnega potiska Mu dvig dodan trenutek iz drsnega Mu b. Njihovo uravnoteženje zahteva velik odklon krmila. Bočne sile iz krmila Z ph in iz zdrsa Z b bodo delovale v nasprotni smeri in se bodo uravnotežile pod določenim kotom zdrsa. Prečni moment Mx b bo kompenziran z momenti iz krmila Mx rn in krilc Mx eler.

Zdi se, da je za pilota najbolj sprejemljiv ravni let brez zasuka, vendar se zaradi velikega zahtevanega kota odklona krmila upor letala poveča. To poslabša zmogljivost letala, zlasti v primeru okvare motorja pri vzletu z veliko maso in pri visokih temperaturah.

Upoštevajte, da čeprav let poteka tukaj z zdrsom, bo kroglica indikatorja drsenja nameščena strogo na sredini. Dejstvo je, da se aerodinamične sile v tem primeru nahajajo v simetrični ravnini letala. Na splošno ta naprava ni indikator zdrsa, temveč indikator bočne preobremenitve. Bočna g-sila izhaja iz nekompenzirane aerodinamične sile Z, ki jo uravnoteži stranska komponenta gravitacije G*sing pri letenju z zasukom ali centrifugalna sila pri obračanju letala.

2. Let brez drsenja.

Obratni moment iz motorja Mu dvig je uravnotežen s trenutkom iz krmila M rn. Bočna sila Z pH je uravnovešena s stransko komponento gravitacije G*sing pri ustvarjanju zasuka na desnem krilu. Prečni moment iz krmila Mx rn je uravnotežen z momentom iz kril Mx eler. Upoštevajte odklon krilca v nasprotni smeri v primerjavi z uravnoteženjem brez zasuka. Žoga bo v tem primeru odvrnjena proti spuščenemu krilu, čeprav ne bo zdrsa.

Ta način uravnoteženja je najbolj koristen za energijo letal, saj zagotavlja minimalen upor. Toda natančno vzdrževanje režima je problematično. Prvič, piloti nimajo indikacije kota zdrsa, in drugič, ko se spremeni potisk delujočega motorja, se spremeni obračalni moment, kar pomeni, da se spremeni zahtevani upogib krmila in temu primerno se spremeni bočna sila krmila in torej zahtevan kot nagiba za kompenzacijo. Priročniki za letenje za sovjetska letala so pilotom dali približno 3 do 5 stopinj naklona na delujoči motor.

Boeing daje drugačen kriterij za nadzor. Upoštevajte diagram ravnotežja v primeru okvare levega motorja.

Na njem sta številki 1 in 2 prikazani obravnavani primeri ravnotežja brez zvitka in brez zdrsa. Vendar pa obstaja neskončno število drugih ravnotežnih položajev. Boeing priporoča, da piloti uravnotežijo letalo z ničelnim odklonom krilca (naravnajo krmilno kolo). Piše, da v tem primeru pride do rahlega zasuka na delujočem motorju in žogica se rahlo odbije v isto smer. Kot je razvidno iz diagrama ravnotežja, je ta položaj nekaj vmes med obema obravnavanima primeroma uravnoteženja. Priročno ga je vzdrževati, saj za nadzor "horizontalnosti" volana niti ni treba gledati v kokpit in lahko s taktilnimi občutki roke nadzorujete pravilen položaj krmila. Katera polovica volanskega obroča je spuščena pomeni, da morajo biti stopalke za uravnavanje ukrivljene v isto smer. Popolnoma enaka tehnika pilotiranja z vključenim avtopilotom, saj se pedala iz avtopilota ne krmilijo.

Failsafe

Failsafe se nanaša na analizo vpliva okvar na obnašanje letala in zmožnost varnega zaključka leta.

Pri preiskavi nesreče 3. marca 1991 je NTSB ocenil upogibanje kota, potrebno za preprečevanje naslednjih okvar nadzornega sistema:

1. Izvlečna letvica ali Kruegerjeva letvica ni podaljšana. V turbulentnih razmerah bo ta napaka verjetno ostala neopažena.

2. Odpoved blažilnika zasuka pri povlečenem krmilu za 2 stopinji. (Največji kot odstopanja krmila od blažilnika zamika v seriji (300-500) je 3 stopinje). Pariranje zahteva 20-stopinjski odklon jarma.

3. "Plavajoči" spojler-krilce.

(Spuščeni spojler v letu drži hidravlični sistem. Če sistem zadrževanja spojlerja odpove, se lahko zaradi redčenja nad krilom dvigne nad površino krila. Temu pravimo "lebdeči".)

Pariranje takemu neuspehu zahteva odklon krmila za 25 stopinj.

4. Krmilni kolut krmila, ki povzroča 10,5 stopinj upogiba krmila. Zahteva 40 stopinjski upogib volana.

5. Pariranje asimetričnega potiska motorja z 8-stopinjskim potegom krmila zahteva 30 stopinj upogiba krmila.

Splošni sklep je bil, da te okvare ne morejo biti razlog za izgubo vodljivosti zrakoplova.

Pomanjkljivosti letal

Z vidika vprašanj, povezanih z aerodinamiko, ima letalo naslednje pomanjkljivosti:

1. Kljub dejstvu, da je letalo opremljeno z vetrnimi lopaticami, podatki o trenutnem napadnem kotu niso podani pilotom (z izjemo nekaterih konfiguracij letal serije 600 in novejših). Oddaja tovrstnih informacij bi zelo pomagala v primerih nezanesljivega delovanja računalnika za višinsko-hitrostne parametre, napačnega vnosa podatkov o teži letala v navigacijski računalnik (FMC), odstranitve letala iz težkega položaja, pristanka. pristop z različnimi okvarami mehanizacije itd.

2. V zakonu o krmiljenju motorja ni neposredne omejitve načina motorja, ko je dosežena najvišja dovoljena temperatura plina za turbino. Zato se v procesu povečevanja vzletne hitrosti temperatura plinov za turbino nenehno povečuje in pri vzletih v vročem vremenu z velikimi vzletnimi utežmi lahko preseže največjo dovoljeno vrednost. To dodatno obremenjuje posadko za dodatno kontrolo in ročno prilagajanje načina delovanja motorja med vzletno vožnjo in med začetnim vzpenjanjem. Kar ne prispeva k varnosti letenja.

3. Letalo ima prekomerno bočno stabilnost, še posebej pri iztegnjenih loputah. To otežuje njegovo pilotiranje in povzroča nevšečnosti potnikom pri vzletu in pristanku v močnem bočnem vetru ter pri letenju v nemirnem ozračju.

Kot primer tega odstavka je primeren incident z Boeingom 737-500 Ukraine International Airlines 13. februarja 2008.

Med pristankom v Helsinkih v močnem sunkovitem bočnem vetru je poveljnik posadke, ki je s preveliko energijo pariral zasuku, ki ga je povzročil sunek vetra, dovolil, da se konica krila dotakne vzletno-pristajalne steze.

Pri letalih modifikacije NG z krilcem se je ta pomanjkljivost še povečala.

Iz istega razloga se letalo ostro z zasukom odzove na zdrs, ki nastane v primeru okvare motorja ob vzletu. V tem primeru popoln upogib volana vzdolž kota ne zadostuje za pariranje nagibnemu momentu in je potrebno krmilo brez odlašanja odkloniti, da se parira zdrsu, ki se pojavi. V pogojih vidljivosti naravnega obzorja se ta problem običajno reši brez težav. Toda v oblakih ali z omejeno vidljivostjo rešitev tega problema zahteva posebno usposabljanje in je precej težka za pilote, ki so vajeni pilotiranja po sovjetskem prikazovalnem sistemu - pogled s tal na letalo.

4. Glede na poročilo AAIB (Air Accidents Investigation Branch) o preiskavi incidenta z letalom Thomsonfly Boeing 737-300, ki se je zgodil v Bournemouthu (Združeno kraljestvo) 23. septembra 2007, popoln odklon dvigala ni bil dovolj za pariranje nagibu trenutek iz motorjev. Ko je letalo izklopilo iz načina mirovanja, je posadka spravila motorje v način, ki presega polno vzletno moč. Hkrati se je naklon letala povečal na 44 stopinj, kljub temu, da je poveljnik od sebe popolnoma zavrnil kontrolno kolono. V tem primeru je potrebna pomoč stabilizatorja.

5. Na letalih modifikacije NG se je potovalno število M leta povečalo in se približalo M MO. Vendar pa sta povečana vztrajnost letala (zaradi večje mase) in algoritem delovanja samodejne lopute taka, da obstaja resnična nevarnost nenamernega presežka M MO pri potovalnem letu v turbulentnem ozračju ob povečanju nasprotnega vetra. komponenta hitrosti.

6. Servo kompenzator jezička dvigala, zasnovan za zmanjšanje napora na volanu med neposrednim (brez ojačevalnika) krmiljenja letala, lahko povzroči samonihanje v krmilnem ožičenju. Ti primeri so bili zabeleženi 1. marca 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 .

Prav tako se vibracija servo kompenzatorja šteje za enega od možnih vzrokov za strmoglavljenje letala Boeing 737-800 v Bejrutu 25. januarja 2010.

Izum se lahko uporablja v sistemih za nadzor bočnega gibanja letal. UČINEK: razširiti območje stabilnosti bočnega gibanja in izboljšati kakovost prehodnih procesov med letom letala v širokem razponu napadnih kotov in aerodinamičnih lastnosti. Blažilnik zasuka s senzorji kotne hitrosti zasuka in zasuka, ojačevalnikom za seštevanje in pogonom krmila vsebuje senzor kota stopalke letala, pretvornik koordinatnega sistema za signale senzorja kotne hitrosti v drug koordinatni sistem, enoto za nastavitev parametrov blažilnika, priključen aperiodični filter med senzorjem kotne hitrosti zvitka in seštevalnim ojačevalnikom. 6 bolna.

Izum se nanaša na področje letalske tehnologije in se lahko uporablja v sistemih za nadzor bočnega gibanja letal. Znana je naprava - dušilec vibracij tipa D-3K-110. Dušilnik krmilimo s pomočjo funkcionalnosti: н = K(q) y . Tukaj je n kot upogiba krmila; K(q) - koeficient sorazmernosti, spremenjen kot funkcija hitrostnega tlaka q; y je stopnja zasuka. Pomanjkljivost naprave je pomembna odvisnost kakovosti prehodnih pojavov od stopnje samodušitve letala. Kot prototip je bil vzet najbližji predlagani napravi blažilnik odklona - DR-134M, ki vsebuje senzorje kotnih stopenj nagibanja in zasuka, razlikovalni tip filtra, seštevalni ojačevalnik, pogon krmila (slika 6). Opis prototipa je podan v "Priročniku za uporabo in vzdrževanje blažilnika zasuka DR-134M", ki je del "Tehničnega opisa opreme letala TU-134M", 1960. prototip z razširjenimi loputami se upravlja z naslednjimi funkcijami: Ko so lopute umaknjene, se v glavnih načinih letenja izklopi signal senzorja hitrosti vrtenja. Slabosti prototipa naprave so: - uporaba diferenciacijskega filtra samo v signalnem tokokrogu hitrosti odklona y zmanjša stopnjo aperiodične stabilnosti; - območje stabilnosti sistema z napravo prototipa se zoži ob prisotnosti smerne nestabilnosti letala, kar je značilno za načine letenja pri velikih napadnih kotih: - s povečanjem stopnje smerne nestabilnosti oz. pojav stranske nestabilnosti, sistem postane nestabilen. To pomanjkljivost še poslabša smerna nestabilnost pri nizkih napadalnih kotih, ki se lahko pojavi pri letenju pri visokih Machovih številih;
- kakovost prehodnih procesov je v veliki meri odvisna od stopnje lastnega dušenja zrakoplova. Namen tega izuma je razširiti območje stabilnosti bočnega gibanja in izboljšati kakovost prehodnih pojavov med letom letala v širokem razponu napadnih kotov in aerodinamičnih lastnosti. Cilj izuma je dosežen z dejstvom, da je v napravi "Avitalni blažilnik zasuka", ki vsebuje senzorje kotnega zasuka in nagiba, ki se nahajajo vzdolž osi pripadajočega koordinatnega sistema, ojačevalnik za seštevanje, pogon krmila, priključen na njegov izhod, dodaten senzor za kot deviacije pedalov letala, aperiodični filter, enota za nastavitev parametrov blažilnika nihanja, pretvornik koordinatnega sistema v drug koordinatni sistem, zasukan za izračunani kot. Hkrati sta izhoda senzorjev kotne hitrosti (ARS) zasuka in kotanja povezana s prvim in drugim vhodom pretvornika koordinatnega sistema, prvi izhod pretvornika koordinatnega sistema (z yp) je neposredno povezan na prvi vhod seštevalnega ojačevalnika, drugi vhod (po xp) pretvornika skozi aperiodični filter povezan z drugim vhodom seštevalnega ojačevalnika. Blok za nastavitev parametrov blažilnikov z vhodi, povezanimi z izhodi senzorjev za napadne kote, dinamični tlak, M številko, konfiguracijo letala, je povezan s prvim izhodom (kotom) na tretji vhod pretvornika koordinatnega sistema, drugi izhod (ojačenje kotne hitrosti kota) je priključeno na drugi vhod aperiodičnega filtra, tretji izhod (časovna konstanta filtra) je povezan s tretjim vhodom aperiodičnega filtra, četrti izhod (ojačenje hitrosti odmika) je priključen na tretji vhod seštevalnega ojačevalnika, četrti vhod seštevalnega ojačevalnika je povezan z izhodom senzorja kota pedala. Izbira programov za nastavljive parametre blažilnikov je narejena na podlagi matematičnega modeliranja bočnega gibanja letala, ki ga opisuje celoten sistem diferencialnih enačb s široko spremembo načinov letenja (napadni koti, M števila, aerodinamične značilnosti) . Izum je prikazan na slikah 1-5. Na sl. 1 je blokovni diagram blažilne naprave, ki obsega:
1. CRS odmik. 2. CRS zvitek. 3. Aperiodični filter. 4. Ojačevalnik za seštevanje. 5. Pogon krmila. 6. Pretvornik koordinatnega sistema CRS. 7. Blok za nastavitev parametrov loput. 8. Senzor kota pedala. Naprava deluje na naslednji način: signal iz valja CRS 2 po prehodu skozi pretvornik koordinatnega sistema 6 in aperiodični filter 3 se sešteje na seštevalnem ojačevalniku 4 s signalom CRS 1 po prehajanju skozi pretvornik koordinatnega sistema 6 in signal n senzorja kota odklona stopalke letala 8:

Tukaj je n signal za pogon krmila;
N, L, K P - ojačevalni faktorji;
T X - časovna konstanta aperiodičnega filtra;
n je kot upogiba pedal. Algoritem 3 za delovanje koordinatnega pretvornika 6 ima obliko:

хп, yп - transformirane kotne hitrosti;
x in y sta kotni hitrosti nagibanja in zasuka glede na pripadajoči koordinatni sistem zrakoplova;
- kot vrtenja novega koordinatnega sistema. Ojačevalni koeficient K P signala odklona stopalke letala se izvaja v ojačevalniku 4. Uvedba kota vrtenja koordinatnega sistema poveča hitrost krmilnega sistema s povečanjem frekvence povratne povezave krmilne zanke, ki jo določa formula:

Tukaj je označeno:
- pogostost povratne povezave;
in - učinkovitost krmila glede na pripadajoči osi X 1 in Y 1 zrakoplova;
- napadni kot;
- kot vrtenja koordinatnega sistema;
K - faktor ojačanja, odvisen od vrednosti aerodinamičnih momentov letala. Iz formule je razvidno, da se ob uvedbi kota njegov števec poveča, imenovalec pa zmanjša. Slika 5 prikazuje prehodne motnje pariranja pri kotu zdrsa =2 o pri kotih =0 in =11 o. Iz te slike je razvidno, da čas pariranja motnje pri =0 (krivulja 1) znatno presega čas pariranja motnje pri =11 o (krivulja 2). Kot se določi kot programska funkcija vpadnega kota in aerodinamičnih lastnosti med matematičnim modeliranjem krmilnega sistema posameznega letala. Parametri pretvornika koordinatnega sistema CRS, aperiodnega filtra in seštevalnega ojačevalnika se prilagajajo s pomočjo signalov, ki prihajajo iz enote za nastavitev parametrov 7, na vhod katere informacije o napadnem kotu, dinamičnem tlaku, M številu in stanju konfiguracija letala se napaja iz senzorjev vgrajenih sistemov letala. Pri izvajanju manevra signal iz blažilnika tresljajev, ki vstopi v pogon krmila in prepreči manevriranje letala, pilot kompenzira z odklonom pedal. Na sl. Slike 2-4 prikazujejo prehodne procese letala z različnimi stopnjami statične stabilnosti pri motnjah kota zdrsa, pridobljene z matematičnim modeliranjem. Tukaj je označeno:
a - prehodi zrakoplova brez blažilnika;
b - prehodni procesi letala s prototipom;
c - prehodni procesi letala s predlagano napravo;
9 - lestvica odklona krmila n v stopinjah;
10 - odstopanje skale kotne hitrosti zamika y v stopinjah na sekundo;
11 - časovna lestvica prehodnega procesa v sekundah. Slika 2 prikazuje prehodni proces statično stabilnega letala. Kot je razvidno iz slik 2b in 2c, so pri uporabi blažilnika zamika različnih shem prehodni procesi praktično enaki. Nihanja letala brez blažilnika (sl. 2a) ugasnejo v 10 s. Na sl. 3 prikazuje prehodni proces letala s smerno nestabilnostjo v odsotnosti lastnega dušenja. Na sliki je prikazan prehodni proces letala brez blažilnika kota, v tem primeru prihaja do neublaženih nihanj velike amplitude. Pri uporabi prototipa kot dušilca ​​(figb) prihaja do šibko divergentnih nihanj višje frekvence. Letalo s predlagano shemo dušilca ​​(slika 3c) je stabilno, čas dušenja nihanj po motnji ne presega 6 s. Slika 4 prikazuje prehodni proces letala s smerno in prečno nestabilnostjo. Na sliki je prikazan prehodni proces letala brez blažilnika, slika kaže, da je gibanje aperiodično nestabilno. Letalo s prototipom (slika 4b) je tudi aperiodično nestabilno, vendar je narava divergentnega gibanja manj intenzivna. Letalo s predlaganim blažilnim krogom (slika 4c) je stabilno, prehodni čas ne presega 6 s. Na sl. 6 prikazuje blokovni diagram prototipa pritrjene naprave - blažilnika zasuka DR-134M, ki vsebuje:
1. CRS odmik. 2. CRS zvitek. 4. Ojačevalnik za seštevanje. 5. Pogon krmila. 12. Diferencialni filter. 13. Preklopni signal CRS bank, odvisno od položaja loput. Tako predlagana naprava zaradi uvedbe aperiodičnega filtra signala kotne hitrosti kotaljenja, koordinatnega pretvornika kotnih hitrosti zasuka in kotaljenja v drug koordinatni sistem ter enote za nastavitev parametrov blažilnika omogoča:
- povečati udobje ročnega pilotiranja pri spreminjanju v širokem razponu načinov letenja (napadni kot, hitrostna glava, Machovo število, konfiguracija letala);
- razširiti območje stabilnosti ob prisotnosti smerne ali prečne statične nestabilnosti in pridobiti sprejemljivo kakovost nadzora z določeno stopnjo dinamične nestabilnosti zrakoplova. Viri informacij
1. Tehnični opis opreme letala SU-11. Dušilnik vibracij D-3K-110, 1962. 2. Tehnični opis opreme letala TU-134M. Navodila za uporabo in vzdrževanje za blažilnik odmika DR-134M, 1960, prototip. 3. Dinamika vzdolžnega in bočnega gibanja. G.S. Byushgens, R.V. Studnev, str. 326-343. Založba Mashinostroenie, 1979

Zahtevaj

Blažilnik kota za letalo, ki vsebuje senzorje kotnih hitrosti zasuka in kota, ki se nahajajo vzdolž osi pripadajočega koordinatnega sistema, ojačevalnik seštevanja, pogon krmila, priključen na njegov izhod, označen s tem, da je vanj vstavljen aperiodični filter, enota za nastavitev parametrov blažilnika , pretvornik koordinatnega sistema kotnih senzorjev hitrosti zasuka in nagibanja v drug koordinatni sistem, zasukan za kot glede na prvega, katerega vhodi so povezani z izhodi senzorjev kotne hitrosti zasuka in kota, oz. Izhod hitrosti zasuka pretvornika koordinatnega sistema je neposredno povezan s prvim vhodom seštevalnega ojačevalnika, izhod hitrosti vrtenja skozi aperiodični filter je povezan z drugim vhodom seštevalnega ojačevalnika, medtem ko je enota za nastavitev parametrov dušilnika z vhodi priključena na izhodi senzorjev vpadnega kota, hitrostne glave, M števila, konfiguracije letala, je s prvim izhodom povezan s tretjim vhodom pretvornika centralnega sistema dinat, drugi izhod je povezan z drugim vhodom aperiodičnega filtra, tretji izhod je povezan s tretjim vhodom aperiodičnega filtra, četrti izhod je povezan s tretjim vhodom seštevalnega ojačevalnika, katerega četrti vhod sprejema signal, ki ustreza kotu upogiba stopalk letala.

Profil na sredini

  • Relativna debelina (razmerje med največjo razdaljo med zgornjim in spodnjim profilnim lokom in dolžino tetive krila) 0,1537
  • Relativni polmer sprednjega roba (razmerje med polmerom in dolžino tetive) 0,0392
  • Relativna ukrivljenost (razmerje največje razdalje med srednjo črto profila in tetivo do dolžine tetive) 0,0028
  • Kot zadnjega roba 14,2211 stopinj

Profil na sredini

Profil krila bližje konici

  • Relativna debelina 0,1256
  • Relativni polmer vodilnega roba 0,0212
  • Relativna ukrivljenost 0,0075
  • Kot zadnjega roba 13,2757 stopinj

Profil krila bližje konici

Profil končnega krila

  • Relativna debelina 0,1000
  • Relativni polmer vodilnega roba 0,0100
  • Relativna ukrivljenost 0,0145
  • Kot zadnjega roba 11.2016 stopinj

Profil končnega krila

  • Relativna debelina 0,1080
  • Relativni polmer vodilnega roba 0,0117
  • Relativna ukrivljenost 0,0158
  • Kot zadnjega roba 11,6657 stopinj

Parametri kril

  • Površina kril 1135 ft² ali 105,44 m².
  • Razpon kril 94’9'' ali 28,88m (102''5'' ali 31,22m s krili)
  • Razmerje stranic kril 9,16
  • Korenski akord 7,32 %
  • Končni akord 1,62 %
  • Konus kril 0,24
  • Kot pometanja 25 stopinj

Pomožno krmiljenje vključuje mehanizacijo krila in nastavljiv stabilizator.

Krmilne površine glavnega krmiljenja odmikajo hidravlični aktuatorji, katerih delovanje zagotavljata dva neodvisna hidravlična sistema A in B. Vsak od njih zagotavlja normalno delovanje glavnega krmiljenja. Krmilni aktuatorji (hidravlični aktuatorji) so vključeni v krmilno napeljavo po nepovratni shemi, to pomeni, da se aerodinamične obremenitve s krmilnih površin ne prenašajo na krmilne elemente. Sile na volan in pedala ustvarjajo nakladalne mehanizme.

V primeru okvare obeh hidravličnih sistemov dvigalo in krilce ročno upravljajo piloti, krmilo pa krmili rezervni hidravlični sistem.

Prečno krmiljenje

Prečno krmiljenje

Bočno krmiljenje izvajajo krilci in spojlerji, ki se odklonijo med letom (spojlerji letenja).

Ob prisotnosti hidravličnega napajanja krmilnih pogonov krilc bočni nadzor deluje na naslednji način:

  • gibanje krmilnih koles krmil vzdolž kabelske napeljave se prenaša na krmilne pogone krilc in naprej na krilce;
  • poleg krilnih pogonov krmila krilcev premikajo vzmetno palico (vzmetni vložek krilca), ki je povezana s sistemom za upravljanje spojlerja in jo tako spravljajo v gibanje;
  • Gibanje vzmetne palice se prenaša na menjalnik prestavnega razmerja (spoiler ratio changer). Tukaj se nadzorni učinek zmanjša glede na količino upogiba krmilne ročice spojlerja (ročice za hitrostne zavore). Bolj ko so spojlerji ukrivljeni v načinu zračne zavore, nižji je prenosni koeficient gibanja nagiba volanov;
  • nadalje se gibanje prenaša na krmilni mehanizem mešalnika spojlerja, kjer se doda gibanju krmilne ročice spojlerja. Na krilu z dvignjenim krilcem so spojlerji dvignjeni, na drugem krilu pa spuščeni. Tako se hkrati izvajata funkcije zračne zavore in bočnega krmiljenja. Spojlerji se aktivirajo, ko je volan obrnjen za več kot 10 stopinj;
  • prav tako se skupaj s celotnim sistemom kabelska napeljava premakne od naprave za spreminjanje prestavnega razmerja do prestavne naprave (naprave za izgubljeno gibanje) mehanizma za vklop ročnega kolesa.

Vklopna naprava povezuje desni volan na kabelsko napeljavo za krmiljenje spojlerjev v primeru neusklajenosti več kot 12 stopinj (vrtenje volana).

V odsotnosti hidravlične moči na krmilne pogone krilc jih bodo piloti ročno odklonili, in ko bo volan obrnjen pod kotom več kot 12 stopinj, bo nastavljena kabelska napeljava sistema za nadzor spojlerja v gibanju. Če bodo hkrati delovali krmilni stroji spojlerjev, bodo spojlerji delovali v pomoč krilcem.

Ista shema omogoča kopilotu, da krmili spojlerje z zasukom, ko so krmilno kolo ali kabli krilca zataknjeni. Hkrati mora uporabiti silo reda 80-120 funtov (36-54 kg), da premaga silo prednapetosti vzmeti v mehanizmu za prenos krilca, odkloni krmilo za več kot 12 stopinj in nato spojlerji bodo začeli delovati.

Ko je desni volanski obroč ali kabelska napeljava spojlerjev zataknjena, ima poveljnik možnost, da krmili krilce tako, da premaga silo vzmeti v krmilnem mehanizmu volana.

Krmilo krmila je preko nakladalnega mehanizma (občutek in centrirna enota) priklopljeno na levi volanski drog. Ta naprava simulira aerodinamično obremenitev na krilcih, ko krmilni mehanizem deluje, in tudi premika položaj ničelnih sil (mehanizem trim efekta). Mehanizem trim krilca se lahko uporablja samo, če je avtopilot onemogočen, saj avtopilot neposredno krmili krmilo in bo preglasil kakršno koli premikanje nakladalnega mehanizma. Toda v trenutku, ko je avtopilot izklopljen, se bodo ta prizadevanja takoj prenesla na krmilno napeljavo, kar bo privedlo do nepričakovanega zasuka letala. Za zmanjšanje možnosti nenamernega prirezovanja krilc sta nameščeni dve stikali. V tem primeru se bo obrezovanje pojavilo le, če obe stikali pritisnete hkrati.

Za zmanjšanje napora med ročnim krmiljenjem (ročna reverzija) imajo krilci kinematične servo kompenzatorje (jezičke) in plošče za uravnoteženje (balansna plošča).

Servo kompenzatorji so kinematično povezani z krilci in odstopajo v smeri, nasprotni od upogiba krilc. S tem se zmanjša vrtilni moment krilca in sila na jarmu.

Balansirna plošča

Balansirne plošče so plošče, ki povezujejo sprednji rob krilca z zadnjim ležečem krila s pomočjo zgibnih spojev. Ko krilo odstopa, na primer navzdol, se na spodnji površini krila v coni krila pojavi cona povečanega tlaka, na zgornji površini pa območje redčenja. Ta diferenčni tlak sega v območje med sprednjim robom krilca in krilom ter, ki deluje na ravnotežno ploščo, zmanjša zgibni moment krilca.

V odsotnosti hidravlične moči krmilni pogon deluje kot toga palica. Mehanizem učinka obrezovanja ne zagotavlja pravega zmanjšanja napora. Sile na volanski drog lahko zmanjšate s krmilom ali, v skrajnem primeru, s spreminjanjem potiska motorjev.

nadzor višine

Krmilni površini vzdolžnega krmiljenja sta: dvigalo, opremljeno s hidravličnim krmilnim pogonom, in stabilizator, opremljen z električnim pogonom. Komande pilotov so povezane s hidravličnimi aktuatorji dvigala s kabelsko napeljavo. Poleg tega na vnos hidravličnih pogonov vplivata avtopilot in sistem trim številk M.

Normalno upravljanje stabilizatorja se izvaja s stikali na volanu ali avtopilotu, rezervno upravljanje stabilizatorja je mehansko s krmilnim kolesom na centralni upravljalni plošči.

Dve polovici dvigala sta med seboj mehansko povezani s cevjo. Hidravlične aktuatorje dvigala poganjata hidravlična sistema A in B. Dovod hidravlične tekočine v pogone se krmili s stikali v pilotski kabini (stikala za upravljanje letenja).

En delujoči hidravlični sistem zadostuje za normalno delovanje dvigala. V primeru okvare obeh hidravličnih sistemov (ročna reverzija) se dvigalo ročno odvrne od katerega koli od volanov. Za zmanjšanje momenta tečaja je dvigalo opremljeno z dvema aerodinamičnima servo kompenzatorjema in šestimi izravnalnimi ploščami.

Prisotnost plošč za uravnoteženje vodi v potrebo po nastavitvi stabilizatorja na polni potop (0 enot) pred polivanjem proti zaledenitvi. Ta nastavitev preprečuje, da bi brozga in tekočina proti zaledenitvi prišla v zračnike na okrasnih ploščah (glejte okrasne plošče krilca).

Zgibni moment dvigala, ko hidravlični aktuator deluje, se ne prenaša na volan, sile na volanu pa se ustvarjajo s pomočjo vzmeti mehanizma trim efekta (občutek in centrirna enota), ki posledično , je prenesena sila iz hidravličnega aerodinamičnega simulatorja obremenitve (računalnik za občutek dvigala).

Mehanizem trim učinka

Ko je volan upogiban, se centrirni odmik vrti in vzmetni valj zapusti svojo "luknjo" na stranski površini odmika. Da bi se pod delovanjem vzmeti vrnil nazaj, ustvari silo v krmilnem povodcu, ki preprečuje, da bi se volan upogibal. Poleg vzmeti na valj deluje tudi aktuator simulatorja aerodinamične obremenitve (elevator feel computer). Večja kot je hitrost, močneje bo valj pritisnjen na odmik, kar bo simuliralo povečanje dinamičnega tlaka.

Značilnost cilindra z dvojnim batom je, da deluje na enoto za otip in centriranje z največjim od obeh ukaznih pritiskov. To je enostavno razbrati iz risbe, saj med bati ni pritiska in bo valj v narisanem stanju le pri enakih ukaznih tlakih. Če eden od tlakov postane večji, se valj premakne proti višjemu tlaku, dokler eden od batov ne zadene mehansko pregrado, s čimer se valj z nižjim tlakom izključi iz dela.

Aerodinamični simulator obremenitve

Vhod računalnika za občutenje dvigala prejme hitrost leta (od sprejemnikov zračnega tlaka, nameščenih na kobilici) in položaj stabilizatorja.

Pod vplivom razlike med skupnim in statičnim tlakom se membrana upogne navzdol in premakne komandni tlačni kolut. Večja kot je hitrost, večji je ukazni pritisk.

Sprememba položaja stabilizatorja se prenaša na odmik stabilizatorja, ki skozi vzmet deluje na komandni tlačni kolut. Bolj ko je stabilizator odklon, da se dvigne, nižji je ukazni tlak.

Varnostni ventil se aktivira, ko je ukazni tlak previsok.

Na ta način se hidravlični tlak iz hidravličnih sistemov A in B (210 atm.) pretvori v ustrezen ukazni tlak (od 14 do 150 atm.), ki deluje na enoto za tipanje in centriranje.

Če razlika v ukaznih tlakih postane več kot sprejemljiva, dobijo piloti signal FEEL DIFF PRESS z umaknjenimi loputami. Ta situacija je možna, če odpove eden od hidravličnih sistemov ali ena od vej sprejemnikov zračnega tlaka. Od posadke ni treba ukrepati, saj sistem še naprej normalno deluje.

Sistem za izboljšanje stabilnosti hitrosti (Mach Trim System)

Ta sistem je vgrajena funkcija Digital Aircraft Control System (DFCS). Sistem MACH TRIM zagotavlja stabilnost hitrosti pri M več kot 0,615. S povečanjem števila M elektromehanizem MACH TRIM ACTUATOR premakne nevtralni položaj mehanizma učinka trim (občutek in centrirna enota) in dvigalo samodejno odstopi v naklon, kompenzira trenutek potopa zaradi premika aerodinamičnega fokusa naprej. V tem primeru se gibi ne prenašajo na volan. Priključitev in izklop sistema se zgodi samodejno kot funkcija številke M.

Sistem prejme številko M iz Air Data Computer. Sistem je dvokanalni. Če en kanal ne uspe, se prikaže MACH TRIM FAIL, ko pritisnete glavno opozorilo, in ugasne po ponastavitvi. Z dvojno okvaro sistem ne deluje in signal ne ugasne, je potrebno ohraniti številko M največ 0,74.

Stabilizator krmilijo trim motorji: ročni in avtopilot, pa tudi mehansko, s pomočjo krmilnega kolesa. V primeru zagozditve elektromotorja je predvidena sklopka, ki odklopi prenos od elektromotorjev, ko delujejo sile na krmilno kolo.

Nadzor stabilizatorja

Ročni trim motor se krmili s potisnimi stikali na krmilnikih pilotov, medtem ko se pri iztegnjenih loputah stabilizator premika hitreje kot pri umaknjenih loputah. S pritiskom na ta stikala onemogočite avtopilota.

Sistem za prilagajanje hitrosti

Ta sistem je vgrajena funkcija Digital Aircraft Control System (DFCS). Sistem krmili stabilizator s pomočjo servo avtopilota, da zagotovi stabilnost hitrosti. Njegovo delovanje je možno kmalu po vzletu ali med kroženjem. Pogoji za sprožitev so majhna teža, centriranje zadaj in visoka obremenitev motorja.

Sistem za izboljšanje stabilnosti hitrosti deluje pri hitrostih 90 - 250 vozlov. Če računalnik zazna spremembo hitrosti, se sistem samodejno vklopi, ko je avtopilot izklopljen, lopute se razširijo (na 400/500 ne glede na lopute), število vrtljajev motorja N1 pa je več kot 60 %. V tem primeru mora preteči več kot 5 sekund po prejšnji ročni trim in najmanj 10 sekund po vzletu z vzletno-pristajalne steze.

Načelo delovanja je, da se stabilizator premika glede na spremembo hitrosti letala, tako da se letalo med pospeševanjem nagiba k nosu navzgor in obratno. (Pri pospeševanju od 90 do 250 vozlov se stabilizator samodejno premakne za 8 stopinj, da se dvigne). Poleg sprememb hitrosti računalnik upošteva vrtilno frekvenco motorja, navpično hitrost in pristop k zastoju.

Višji kot je način motorja, hitreje bo sistem začel delovati. Večja kot je navpična hitrost vzpenjanja, bolj deluje stabilizator za potop. Ko se približujete vogalom stojnice, se sistem samodejno izklopi.

Sistem je dvokanalni. Če en kanal odpove, je let dovoljen. Z dvojno zavrnitvijo ne morete leteti. Če med letom pride do dvojne okvare, QRH ne zahteva nobenega ukrepanja, logično pa bi bilo povečati nadzor hitrosti med fazami prileta in neuspelega prileta.

Kontrola proge

Smerno krmiljenje letala zagotavlja krmilo. Na volanu ni servo kompenzatorja. Odklon krmila zagotavlja ena glavna krmilna naprava in pomožna krmilna naprava. Glavni krmilni pogon poganja hidravlični sistem A in B, rezervni pogon pa iz tretjega (pripravljenega) hidravličnega sistema. Delovanje katerega koli od treh hidravličnih sistemov v celoti zagotavlja krmiljenje smeri.

Obrezovanje krmila z gumbom na osrednji konzoli se izvede s premikom nevtralnega mehanizma trim efekta.

Na letalih serije 300-500 je bila narejena sprememba sheme krmiljenja krmila (sprememba RSEP). RSEP - Program za izboljšanje sistema krmila.

Zunanji znak te modifikacije je dodaten prikaz "STBY RUD ON" v zgornjem levem kotu plošče FLIGHT CONTROL.

Nadzor poti se izvaja s pedali. Njihovo gibanje se prenaša s kablom na cev, ki z vrtenjem premika krmilne palice glavnega in rezervnega krmilnega mehanizma. Na isto cev je pritrjen mehanizem trim efekta.

Mehanizacija kril

Zakrilce in krmilne površine

Prehodni motor

Slika prikazuje naravo prehodnih procesov motorja z izklopljenim in delujočim RMS.

Tako, ko RMS deluje, položaj plina določa dani N1. Zato bo med vzletom in vzpenjanjem potisk motorja ostal stalen, položaj plina pa nespremenjen.

Značilnosti krmiljenja motorja, ko je RMS izklopljen

Ko je PMC izklopljen, MEC ohranja nastavljeno N2 RPM, in ko se vzletna hitrost poveča, se bo N1 RPM povečal. Glede na pogoje je lahko povečanje N1 do 7 %. Pilotom ni treba zmanjšati moči med vzletom, dokler niso presežene omejitve motorja.

Ko je ob vzletu izbran način motorja z onemogočenim PMC, ni mogoče uporabiti tehnologije simulacije temperature zunanjega zraka (predvidene temperature).

V vzponu po vzletu je treba spremljati vrtljaje N1 in s pospravljanjem plinske lopute pravočasno popraviti njihovo rast.

avtomatski oprijem

Samodejni plin je računalniško voden elektromehanski sistem, ki nadzoruje potisk motorjev. Stroj premika dušilke tako, da vzdržuje določeno število vrtljajev N1 ali določeno hitrost leta med celotnim letom od vzleta do dotika vzletno-pristajalne steze. Zasnovan je za delo v povezavi z avtopilotom in navigacijskim računalnikom (FMS, Flight Management System).

Avtodušnik ima naslednje načine delovanja: vzlet (TAKEOFF); vzpenjanje (CLIMB); zasedenost dane nadmorske višine (ALT ACQ); križarjenje (CRUISE); zmanjšanje (DESCENT); pristanek (APROACH); zgrešeni prilet (GO-AROUND).

FMC med drugimi informacijami sporoča samodejni dušilki zahtevani način delovanja, nastavljeno vrednost vrtljajev N1, največje neprekinjene vrtljaje motorja, največji vzpon, križarjenje in neuspel prilet.

Značilnosti delovanja samodejnega plina v primeru okvare FMC

V primeru okvare FMC računalnik samodejnega plina izračuna svojo lastno mejo vrtljajev N1 in pilotom prikaže signal "A/T LIM". Če je avtomatski plin v tem trenutku v vzletnem načinu, se samodejno izklopi z indikacijo napake "A/T".

N1 RPM, ki ga izračuna stroj, je lahko znotraj (+0 % -1 %) FMC izračunanega Climb RPM (FMC Climb N1 meje).

V načinu obvoza vrtljaji N1, ki jih izračuna stroj, zagotavljajo bolj gladek prehod iz približevanja v vzpon in se izračunajo iz pogojev za zagotavljanje pozitivnega gradienta vzpenjanja.

Značilnosti delovanja samodejnega plina, ko RMS ne deluje

Ko RMS ne deluje, položaj plinske lopute ne ustreza več nastavljeni hitrosti N1 in, da prepreči prekoračitev hitrosti, samodejni plin zmanjša mejo upogibanja naprej s 60 na 55 stopinj.

Zračna hitrost

Nomenklatura hitrosti, ki se uporablja v Boeingovih priročnikih:

  • Indicated airspeed (Indicated ali IAS) - indikacija kazalnika hitrosti brez popravkov.
  • Okvirna hitrost tal (kalibrirana ali CAS). Prikazana talna hitrost je enaka navedeni hitrosti, pri kateri se izvajajo aerodinamični in instrumentalni popravki.
  • Navedena hitrost (ekvivalentna ali EAS). Prikazana hitrost je enaka navedeni hitrosti tal, popravljeni za stisljivost zraka.
  • Resnična hitrost (True ali TAS). Prava hitrost je enaka navedeni hitrosti, popravljeni za gostoto zraka.

Začnimo z razlagami hitrosti v obratnem vrstnem redu. Resnična hitrost letala je njegova hitrost glede na zrak. Merjenje hitrosti na letalu se izvaja s pomočjo sprejemnikov zračnega tlaka (APS). Merijo skupni tlak zastojnega toka str* (pitot) in statični tlak str(statična). Predpostavimo, da je regulator zračnega tlaka na letalu idealen in ne prinaša napak ter da je zrak nestisljiv. Nato bo naprava, ki meri razliko med prejetimi tlaki, izmerila zračni tlak hitrosti str * − str = ρ * V 2 / 2 . Hitrost je odvisna od dejanske hitrosti V, in na gostoto zraka ρ. Ker je lestvica instrumenta kalibrirana v zemeljskih pogojih pri standardni gostoti, bo pod temi pogoji instrument pokazal pravo hitrost. V vseh drugih primerih bo naprava prikazala abstraktno vrednost, imenovano hitrost indikatorja.

Navedena hitrost V jaz igra pomembno vlogo ne le kot količina, potrebna za določitev zračne hitrosti. Pri vodoravnem enakomernem letu za dano maso letala enolično določa njegov vpadni kot in koeficient dviga.

Glede na to, da se pri hitrostih letenja nad 100 km/h začne pojavljati stisljivost zraka, bo realna razlika v tlaku, ki jo meri naprava, nekoliko večja. Ta vrednost se bo imenovala hitrost zemeljskega indikatorja V jaz 3 (kalibrirano). Razlika V jaz − V jaz 3 imenujemo korekcija stisljivosti in se povečuje z višino in zračno hitrostjo.

Leteče letalo izkrivlja statični tlak okoli sebe. Glede na točko namestitve tlačnega sprejemnika bo naprava merila nekoliko drugačne statične tlake. Skupni tlak praktično ni popačen. Popravek za lokacijo merilne točke statičnega tlaka se imenuje aerodinamičen (popravek za statični položaj vira). Možna je tudi instrumentalna korekcija za razliko med to napravo in standardom (za Boeing se vzame enako nič). Tako se vrednost, ki jo prikaže prava naprava, povezana s pravim HPH, imenuje prikazana hitrost.

Na kombiniranih indikatorjih hitrosti in števila M se iz računalnika parametrov višine in hitrosti (Air data computer) prikaže talni indikator (kalibrirana) hitrost. Kombinirani indikator hitrosti in nadmorske višine prikazuje prikazano hitrost, pridobljeno iz tlakov, prevzetih neposredno iz HPH.

Razmislite o tipičnih okvarah, povezanih s PVD. Običajno posadka prepozna težave med vzletom ali kmalu po vzletu. V večini primerov gre za težave, povezane z zmrzovanjem vode v cevovodih.

V primeru zamašitve pitotovih sond indikator hitrosti ne bo kazal povečanja hitrosti med vzletnim obratom. Vendar pa se bo po vzletu hitrost začela povečevati, ko se statični tlak zmanjša. Višinomeri bodo delovali skoraj pravilno. Pri nadaljnjem pospeševanju se bo hitrost povečala za pravilno vrednost in nato presegla mejo z ustreznim alarmom (opozorilo o prekoračitvi hitrosti). Kompleksnost te okvare je v tem, da bodo instrumenti nekaj časa kazali skoraj normalne odčitke, kar lahko daje iluzijo ponovne vzpostavitve normalnega delovanja sistema.

Če so statična vrata med vzletno vožnjo blokirana, bo sistem deloval normalno, med vzpenjanjem pa bo pokazal močno zmanjšanje hitrosti na nič. Odčitki višinomera bodo ostali na višini letališča. Če piloti poskušajo vzdrževati zahtevane odčitke hitrosti z zmanjšanjem višine vzpenjanja, se to praviloma konča prekoračitev najvišje omejitve hitrosti.

Poleg primerov popolne blokade je možna tudi delna blokada ali razbremenitev cevovodov. V tem primeru je lahko veliko težje prepoznati napako. Ključna točka je prepoznati sisteme in instrumente, ki jih okvara ne prizadene, in z njihovo pomočjo zaključiti let. Če obstaja indikacija vpadnega kota - letite znotraj zelenega sektorja, če ne - nastavite naklon in vrtljaje motorjev N1 v skladu z načinom letenja v skladu s tabelami Nezanesljive hitrosti v QRH. Pojdi čim bolj iz oblakov. Za pomoč prosite prometno službo, saj imajo morda napačne podatke o vaši višini leta. Ne zaupajte instrumentom, ki so bili sumljivi, vendar se zdi, da trenutno delujejo pravilno.

Praviloma so v tem primeru zanesljive informacije: inercialni sistem (položaj v prostoru in hitrost tal), vrtilna frekvenca motorja, radijski višinomer, delovanje stresalnika (približevanje zastoju), delovanje EGPWS (nevarna bližina tal).

Graf prikazuje zahtevani potisk motorja (sila upora letala) med ravnim letom na morski gladini v standardni atmosferi. Potisk je v tisočih funtov, hitrost pa v vozlih.

Vzlet

Vzletna pot se razteza od začetne točke do vzpona 1500 čevljev ali konca umika lopute pri zračni hitrosti. V FTO (končna vzletna hitrost), katera od teh točk je višja.

Največja vzletna teža letala je omejena z naslednjimi pogoji:

  1. Največja dovoljena energija, ki jo absorbirajo zavore v primeru zavrnjenega vzleta.
  2. Najmanjši dovoljeni nagib vzpona.
  3. Najdaljši dovoljeni čas delovanja motorja v vzletnem načinu (5 minut), v primeru nadaljnjega vzleta za pridobitev zahtevane višine in pospeševanje za umik mehanizacije.
  4. Razpoložljiva vzletna razdalja.
  5. Največja dovoljena certificirana vzletna teža.
  6. Najmanjša dovoljena razdalja nad ovirami.
  7. Največja dovoljena hitrost ločitve od vzletno-pristajalne steze (glede na trdnost pnevmatik). Običajno 225 vozlov, morda pa 195 vozlov. Ta hitrost je zapisana neposredno na pnevmatiki.
  8. Najmanjša evolucijska vzletna hitrost; V MCG (najmanjša nadzorna hitrost na tleh)

Najmanjši dovoljeni gradient vzpenjanja

V skladu s plovnostnimi standardi FAR 25 (zvezni predpisi o letalstvu) je naklon normaliziran v treh segmentih:

  1. Z iztegnjenim podvozjem, zakrilci v vzletnem položaju - naklon mora biti večji od nič.
  2. Po umiku prestave lopute v vzletnem položaju - najmanjši naklon 2,4%. Vzletna teža je praviloma omejena na izpolnjevanje te zahteve.
  3. V konfiguraciji križarjenja je najmanjši naklon 1,2 %.

vzletna razdalja

Dolžina vzletnega polja je operativna dolžina vzletno-pristajalne steze ob upoštevanju končnega varnostnega pasu (Stopway) in prostosti.

Razpoložljiva vzletna razdalja ne sme biti manjša od katere koli od treh razdalj:

  1. Vzletne razdalje od začetka gibanja do 35 ft višine zaslona in varne hitrosti V 2 pri odpovedi motorja pri hitrosti odločanja V 1 .
  2. Prekinjene vzletne razdalje z odpovedjo motorja ob V EF. Kje V EF(odpoved motorja) - hitrost v trenutku odpovedi motorja, predpostavlja se, da pilot prepozna okvaro in izvede prvo dejanje za prekinitev vzleta pri hitrosti odločitve V ena . Na suhi vzletno-pristajalni stezi se učinek vzvratne vožnje motorja ne upošteva.
  3. Vzletne razdalje z normalno delujočimi motorji od začetka gibanja do vzpona na pogojno oviro 35 čevljev, pomnožene s faktorjem 1,15.

Razpoložljiva vzletna razdalja vključuje operativno dolžino vzletno-pristajalne steze in dolžino ustavljalne steze.

Razpoložljivi vzletni razdalji se lahko prišteje dolžina prostega prostora, vendar ne več kot polovica vzletne poti v zraku od vzletnega mesta do vzpona 35 čevljev in varne hitrosti.

Če dolžini vzletno-pristajalne steze dodamo dolžino vzletno-pristajalne steze, lahko povečamo vzletno težo in hitrost odločanja se bo povečala, da bi zagotovili vzpon 35 čevljev čez konec vzletno-pristajalne steze.

Če uporabimo prosto stezo, lahko povečamo tudi vzletno maso, vendar bo to zmanjšalo hitrost odločanja, saj moramo zagotoviti, da se letalo ob zavrnjenem vzletu s povečano težo ustavi znotraj obratovalne dolžine vzletno-pristajalne steze. V primeru nadaljnjega vzleta se bo letalo nato povzpelo 35 metrov iz vzletno-pristajalne steze, vendar čez prosto stezo.

Najmanjša dovoljena oddaljenost od ovir

Najmanjša dovoljena oddaljenost od ovir na neto vzletni poti je 35 čevljev.

"Čista" vzletna pot je tista, katere gradient vzpenjanja je zmanjšan za 0,8 % v primerjavi z dejanskim gradientom vzpenjanja za dane pogoje.

Pri izdelavi sheme standardnega izstopa z letališča po vzletu (SID) je položen najmanjši naklon "čiste" poti 2,5%. Tako mora za izpolnitev sheme izstopa največja vzletna teža letala zagotavljati gradient vzpenjanja 2,5 + 0,8 = 3,3 %. Nekateri vzorci izstopa lahko zahtevajo večji gradient, kar zahteva zmanjšanje vzletne teže.

Najmanjša evolucijska vzletna hitrost

To je referenčna hitrost na tleh med vzletno vožnjo, pri kateri je v primeru nenadne okvare kritičnega motorja mogoče vzdrževati nadzor nad letalom samo s krmilom (brez uporabe krmiljenja nosnega zobnika) in vzdrževati bočni nadzor do te mere, da drži krilo blizu vodoravnega, da se zagotovi varno nadaljevanje vzleta. V MCG ni odvisna od stanja vzletno-pristajalne steze, saj njena določitev ne upošteva reakcije vzletno-pristajalne steze na letalo.

Tabela prikazuje V MCG v vozlih za vzlet z motorji z 22K potiskom. Kjer je Dejanska OAT zunanja temperatura zraka in Press ALT je višina letališča v čevljih. Podpis se nanaša na vzlet z izklopljenim motorjem (brez odzračevanja motorja vzlet), saj se potisk motorja povečuje, se povečuje V MCG .

Dejanski 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 izklop klimatske naprave povečajte V1 (MCG) za 2 vozla.

Vzlet z okvarjenim motorjem se lahko nadaljuje le, če pride do okvare motorja pri hitrosti najmanj V MCG .

Vzlet na mokri stezi

Pri izračunu največje dovoljene vzletne mase se v primeru podaljšanega vzleta uporablja zmanjšana višina zaslona 15 čevljev, namesto 35 čevljev za suho vzletno-pristajalno stezo. V zvezi s tem je nemogoče vključiti prosto pot v izračun vzletne razdalje.

Pri prvih avtopilotih smerni kanal samodejno stabilizira smer letala z odklonom krmila sorazmerno z odstopanjem trenutnega smeri od danega:

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

kjer je δ n - kot upogiba krmila;

ψ s, ψ - podana in trenutna vrednost tečaja;

dψ/dt = ω y - kotna hitrost letala glede na os Y (od senzorja kotne hitrosti glede na navpično os CRS).

Pogosteje, ko se letalo obrača na določeno smer, se krmiljenje izvaja po roll kanalu, ker je aerodinamika letala taka, da se letalo pri kotaljenju obrne po smeri. Navedena smer je nastavljena na nastavljalniku smeri (na primer ZK-2, ki je del žiro-polkompasa, glej sliko 6.4). V nastavljalniku smeri se oblikuje signal (ψ s - ψ) odstopanja danega tečaja ψ s, ki ga nastavi stojalo od toka ψ, ki ga meri žiro senzor. V tem primeru je signal za določanje smeri osnova za generiranje krmilnega signala za odklon krilca.

Slika 6.4 Sprednji del nastavljalnika proge ZK-2

Na letalih, opremljenih z navigacijsko načrtovano napravo PNP (glej sliko 6.5) in Dopplerjevim merilnikom zemeljske hitrosti in kota odnašanja DISS, lahko pilot nastavi določeno smer z levim nosilcem ob upoštevanju kota odnašanja.

riž. 6.5 Načrtovani navigacijski instrument

Pri letalih z elektronskimi indikatorji se nastavljeno smer nastavi z gumbom HDG na nadzorni plošči ACS in prikaže na navigacijskem indikatorju in na nadzorni plošči ACS.

riž. 6.6 Nastavitev in indikator smeri (HDG) na nadzorni plošči ACS B-737

riž. 6.6 Nastavitev in indikator smeri (HDG) na nadzorni plošči ACS A-320

Blažilnik zamika

Večina sodobnih potniških letal ima avtomatski krmilni sistem, pri katerem krmilni kanal ne nadzoruje smeri letala, ampak le duši nihanja letala okoli navpične osi vzdolž kota zasuka, torej je smerni kanal "čisti blažilnik". Krmilo ali njegov ločen del krmilna enota zavrne z uporabo signala kotne hitrosti zasuka letala glede na navpično os ω y = dψ/dt, ki prihaja iz senzorja kotne hitrosti, in signala preobremenitve n z , od senzorja linearnega pospeška. Zakon o nadzoru ima obliko:

Smerni kanal lahko začne delovati kot dušilec vibracij, preden se ACS vklopi v načinu avtopilota "AP". To je lahko pred vzletom, ki se izvaja v načinu krmiljenja. V tem primeru krmilo krmili avtonomni blažilnik kota (ADR, YD), ki pomaga pilotu pri nadzoru letala z zaviranjem nastajanja nihanj vzdolž kota zasuka.

7. predavanje

7.1 Zagotavljanje stabilnosti in vodljivosti zrakoplova med samodejnim letom

Avtopiloti praviloma začnejo delovati po vzletu na višini približno 300 metrov in se izklopijo pred pristankom. Avtopiloti so onemogočeni tudi v primeru okvare motorja, neravnine in drugih težkih razmer. To je posledica dejstva, da avtopilot v teh načinih ne zagotavlja zadostne ravni stabilnosti, nadzora in zanesljivosti.

Razvoj avtopilotov in njihova preobrazba v avtomatske krmilne sisteme je povezan s pojavom krmiljenja trajektorije in načinov avtomatskega prileta. Za zagotovitev teh načinov so bili sprejeti dodatni ukrepi za povečanje stabilnosti in vodljivosti letala ter posledično varnosti avtomatskega letenja na vseh stopnjah. Ti ukrepi se v prvi vrsti zmanjšajo na izboljšanje zakonov nadzora v načinu "AP" z uvedbo dodatnih signalov za nadzor.