në shtëpi » Regjistrimi » Amortizatore. Parimet e Akademisë së Aviacionit të Fluturimit të Oksfordit

Amortizatore. Parimet e Akademisë së Aviacionit të Fluturimit të Oksfordit

Fshirja e krahëve.

Siç tregohet në figurë, rrëshqitja ndryshon fshirjen efektive të gjysmë-krahëve të krahut të fshirë. Nëse një krah prodhon ngritje, atëherë një gjysmë krahu me spastrim më pak efektiv do të gjenerojë më shumë forcë sesa gjysmë krahu i kundërt. Kjo do të japë një moment rrotullimi stabilizues. Kështu, Krahu i fshirë rrit stabilitetin anësor të avionit.(Krahu i pasmë i fshirë zvogëlon stabilitetin anësor).

Ndikimi i fshirjes është proporcional me C y dhe këndin e fshirjes së krahut . Figura tregon se me të njëjtën rrëshqitje, ndryshimi në forcat e ngritjes së gjysmëkrahëve rritet me rritjen e C y (zvogëlimi i shpejtësisë). Për shkak se avionët me shpejtësi të lartë kërkojnë krahë të fshirë, ata shfaqin stabilitet të tepruar anësor me shpejtësi të ulët.

Avionët me krahë të fshirë kanë nevojë për një krah tërthor V më të vogël se avionët me krahë të drejtë.

Keel krijon një moment rrotullimi të vogël stabilizues gjatë rrëshqitjes. Meqenëse pika e aplikimit të forcës anësore të keelës është mbi qendrën e gravitetit, forca anësore e keelës, duke siguruar stabilitet drejtimi, luan gjithashtu një rol të vogël në stabilitetin anësor të avionit.
kurriz ventral ndodhet nën qendrën e gravitetit dhe për këtë arsye ka një efekt negativ në stabilitetin anësor.

Në përgjithësi, stabiliteti anësor nuk duhet të jetë shumë i madh. Reagimi i tepërt i rrotullimit të avionit ndaj rrëshqitjes mund të rezultojë në lëkundje të hapit holandez ose të kërkojë që sistemi i kontrollit anësor të avionit të jetë shumë efikas për ngritjet dhe uljet me erë të kundërt.

Nëse avioni demonstron stabilitet të kënaqshëm anësor në fluturimin e lundrimit, atëherë ka devijime të lehta nga norma gjatë ngritjes dhe uljes. Meqenëse ndikimi i flapave dhe shtytja e motorit është destabilizuese, është e mundur të zvogëlohet stabiliteti për shkak të ndikimit të tyre.

Zgjatja e flapave i bën seksionet e brendshme të krahut më efikas, dhe duke qenë se ato janë më afër qendrës së gravitetit, momenti që rezulton nga ndryshimi i forcave të ngritjes së gjysmë-krahëve zvogëlohet.

Ndikimi i shtytjes së motorit në aeroplanët reaktiv është i parëndësishëm, por i rëndësishëm në avionët me helikë.

Fryrja me fuqi e pjesëve të brendshme të krahut me shpejtësi të ulët fluturimi i bën ato shumë më efikase se pjesët e jashtme, gjë që redukton qëndrueshmërinë anësore.

Kombinimi i efektit të përplasjeve dhe fryrjes së fuqisë së helikës mund të çojë në një ulje të ndjeshme të stabilitetit anësor në mënyrat e ngritjes dhe uljes së avionëve me helikë.

Avioni duhet të jetë i qëndrueshëm anësor, por stabiliteti nuk duhet të jetë i madh. Për më tepër, disa përjashtime lejohen për mënyrat e ngritjes dhe uljes.

Problemet që lindin nga mbi-rezistenca janë të rëndësishme dhe të vështira për t'u përballuar.

Piloti ndjen qëndrueshmërinë anësore përmes devijimit të nevojshëm të timonit (shkopi i kontrollit) për të mbajtur një rrotullim të caktuar në rast rrëshqitjeje avioni (shpërthim anësor, devijimi i pedalit, shtytja asimetrike e motorit, etj.). Në prani të stabilitetit anësor, piloti do të detyrohet të devijojë timonin në drejtim të rrëshqitjes që rezulton (ana e kundërt me pedalin e devijuar).
konkluzioni: Dizajneri është përballur me një dilemë. Për të rritur shpejtësinë e fluturimit, në avion është instaluar një krah i fshirë, por kjo rrit stabilitetin e tij anësor. Për ta zvogëluar atë, zvogëloni V-në tërthore të krahut. Me krahun e sipërm në trup, ka një efekt shtesë që rrit stabilitetin anësor. Për të luftuar këtë, përdoret një krah negativ V.
Ndërveprimi dinamik i lëvizjes së gjurmës dhe tërthit.
Në rishikimin e mëparshëm, përgjigja e avionit ndaj rrotullimit dhe devijimit u konsiderua në izolim, për analizë të hollësishme.
Në realitet, të dyja këto momente ndodhin njëkohësisht: momenti i kthimit nga qëndrueshmëria statike anësore dhe momenti i devijimit nga qëndrueshmëria statike e drejtuar.
Paqëndrueshmëria spirale.
Një avion shfaq paqëndrueshmëri spirale nëse qëndrueshmëria e tij e drejtimit është shumë e lartë në krahasim me stabilitetin anësor.
Paqëndrueshmëria spirale manifestohet pa probleme. Avioni, pasi është prekur nga shqetësimi, fillon të rrisë gradualisht rrotullimin, i cili gradualisht mund të kthehet në një spirale të pjerrët në rënie.

Arsyeja e shfaqjes së paqëndrueshmërisë spirale është se avioni eliminon shpejt rrëshqitjen që rezulton, ndërsa qëndrueshmëria e dobët anësore nuk ka kohë për të hequr rrotullën. Në këtë rast, momenti i qëndrueshmërisë anësore kundërveprohet nga momenti i rrotullimit spirale, i cili ndodh kur avioni rrotullohet rreth boshtit normal. Supozoni se ka një rrëshqitje në të djathtë. Stabiliteti i drejtimit fillon të kthejë hundën e avionit në të djathtë. Në këtë rast, krahu i majtë lëviz përgjatë një rrezeje më të madhe, forca e tij ngritëse rritet dhe tenton ta rrotullojë avionin në të djathtë - në krahasim me momentin e stabilitetit anësor.

Shkalla e zhvillimit të rrotullës gjatë paqëndrueshmërisë spirale është zakonisht e dobët, gjë që nuk krijon vështirësi për pilotin në kontrollin e avionit.
"Hapi holandez".
Lëkundjet holandeze të hapit ndodhin kur qëndrueshmëria anësore e avionit është më e madhe se stabiliteti i drejtimit të tij.
Këto janë dridhje të padëshiruara që ndodhin spontanisht të shkaktuara nga ndërveprimi i gjurmës dhe kanalit tërthor.
Kur një avion ka një rrëshqitje, momenti i rrotullimit krijon fuqishëm një rrotullim kundër rrëshqitjes. Në një gjysmë krahu në rritje, zvarritja dhe zvarritja induktive janë më të mëdha se në një gjysmë krahu zbritës. Kjo krijon një moment devijimi për të reduktuar këndin e rrëshqitjes, por për shkak të inercisë, avioni tejkalon vlerën zero dhe rrëshqitja ndodh në anën tjetër. Pastaj procesi përsëritet në anën tjetër.
Për të eliminuar hapin holandez, avionët janë të pajisur me amortizues të devijimit që rrisin artificialisht stabilitetin e drejtimit duke devijuar timonin për të kundërshtuar shkallën e devijimit që rezulton.
Nëse amortizuesi i devijimit dështon gjatë fluturimit, atëherë rekomandohet të eliminoni lëkundjet që rezultojnë duke përdorur kontrollin anësor të avionit. Sepse gjatë përdorimit të timonit, vonesa në reagimin e avionit është e tillë që piloti ka mundësi të lëkundë avionin (PIO). Në këtë rast, "hapi holandez" mund të çojë shpejt në lëkundje divergjente dhe humbje të kontrollit të avionit.
"Katrani holandez" është i padëshirueshëm dhe paqëndrueshmëria spirale është e pranueshme nëse shkalla e rritjes së rrotullës është e ulët. Prandaj, shkalla e qëndrueshmërisë anësore nuk duhet të jetë e madhe.
Nëse shkalla e qëndrueshmërisë së drejtimit të avionit është e mjaftueshme për të parandaluar "hapin holandez", atëherë është automatikisht e mjaftueshme për të parandaluar paqëndrueshmërinë aperiodike të drejtimit (rritje e vazhdueshme e këndit të rrëshqitjes). Meqenëse vetitë më të mira të fluturimit demonstrohen nga avionët me një shkallë të lartë të stabilitetit të drejtimit dhe shkallën minimale të kërkuar të stabilitetit anësor, shumica e avionëve kanë një paqëndrueshmëri të vogël spirale. Siç u përmend tashmë, paqëndrueshmëria e dobët spirale është pak shqetësim për pilotët dhe është shumë më e preferueshme se "hapi holandez".
Krahu i fshirë ndikon ndjeshëm në stabilitetin anësor. Meqenëse shkalla e këtij ndikimi varet nga C y, karakteristikat dinamike të avionit mund të ndryshojnë në varësi të shpejtësisë së fluturimit. Me shpejtësi të lartë (C y e vogël), qëndrueshmëria anësore është e ulët dhe avioni ka paqëndrueshmëri spirale. Me shpejtësi të ulët rritet qëndrueshmëria anësore dhe rritet tendenca për lëkundjet "hap holandez".
Lëkundje pilot (PIO).
Disa dridhje të padëshiruara të avionit mund të ndodhin për shkak të lëvizjeve të paqëllimshme të kontrolleve të avionit. Lëkundjet mund të ndodhin rreth çdo boshti, por lëkundjet gjatësore me periudhë të shkurtër janë më të rrezikshmet. Për shkak të vonesës së reagimit, sistemi i pilotit/sistemi i kontrollit/sistemi i avionit mund të nxisë dridhje që çojnë në dështim strukturor dhe humbje të kontrollit.
Kur koha e reagimit të pilotit dhe vonesa e sistemit të kontrollit përkojnë me periudhën natyrore të lëkundjes së avionit, përgjigjet e padëshiruara të kontrollit të pilotit mund të çojnë në një rritje të mprehtë të amplitudës së lëkundjes. Meqenëse këto lëkundje janë me frekuencë relativisht të lartë, amplituda mund të arrijë vlera të rrezikshme në një periudhë shumë të shkurtër kohore.
Kur hyni në këtë modalitet fluturimi, veprimi më efektiv është lirimi i kontrolleve. Çdo përpjekje për të ndaluar me forcë lëkundjet do të vazhdojë vetëm ngacmimin dhe do të rrisë madhësinë e tij. Lëshimi i komandave eliminon shkakun e dridhjeve ngacmuese dhe lejon aeroplanin të dalë nga modaliteti për shkak të stabilitetit të tij dinamik.
Fluturimi me numra të lartë M.
Zakonisht, fluturimi me numra të lartë M ndodh në lartësi të madhe. Merrni parasysh efektin e lartësisë së madhe në sjelljen e avionit. Amortizimi aerodinamik manifestohet në shfaqjen e momenteve të forcave që pengojnë avionin të rrotullohet rreth tre akseve të tij. Arsyeja e shfaqjes së këtyre momenteve është ndryshimi i këndeve të rrjedhës rreth krahut, stabilizatorit dhe keelës gjatë rrotullimit të avionit.

Sa më e madhe të jetë shpejtësia e vërtetë e avionit, aq më të vogla janë ndryshimet në këndet e rrjedhës me një shpejtësi të caktuar këndore të rrotullimit dhe, në përputhje me rrethanat, aq më pak amortizimi. Sasia e reduktimit të amortizimit është proporcionale me rrënjën katrore të densitetit relativ të ajrit. Shpejtësia e treguar e tokës (EAS) dhe e vërtetë (TAS) janë në të njëjtin raport. Kështu, për shembull, në një atmosferë standarde në 40,000 këmbë, amortizimi do të jetë sa gjysma e asaj në nivelin e detit.

Sigurimi i qëndrueshmërisë së shpejtësisë në numrat transonikë M.
Kur numri M i fluturimit tejkalon M crit, një zonë supersonike me një valë goditëse formohet mbi sipërfaqen e sipërme të krahut. Kjo çon në:

zhvendosja e qendrës së presionit të shpinës së krahut dhe
zvogëlimi i pjerrësisë së rrjedhës pas krahut.

Së bashku, këta dy faktorë rezultojnë në një moment zhytjeje. Në numra të mëdhenj M, avioni bëhet i paqëndrueshëm në shpejtësi. Me rritjen e shpejtësisë, në vend që të shtypen forcat në timon, shfaqen forca tërheqëse. Kjo është potencialisht e rrezikshme pasi avioni tenton të bjerë hundën e tij, gjë që do të çojë në një rritje të mëtejshme të shpejtësisë dhe një rritje edhe më të madhe të momentit të zhytjes. Ky fenomen njihet si"duke tërhequr në një zhytje" (Mach Tuck) , kufizon shpejtësinë maksimale operative të avionëve të transportit modern.
Për të ruajtur gradientin e kërkuar të shpejtësisë në krye, një pajisje që kompenson këtë moment (Mach trim) është ndërtuar në sistemin e kontrollit të avionëve modernë.

Duke rritur numrin M, kjo pajisje mund:

devijoni ashensorin lart;
lëvizni gishtin e stabilizatorit të përkulshëm poshtë, ose
zhvendosni qendrën e gravitetit të avionit duke pompuar karburant në rezervuarin e pasmë.

Ky veprim ndodh pa ndërhyrjen e pilotit në atë mënyrë që avioni të ketë një tendencë të lehtë për të rritur këndin e hapit, dhe për të mbajtur fluturimin në nivel kërkohet të ushtrohet presion mbi zgjedhën.

Cila metodë përdoret varet nga prodhuesi i avionit. Ky sistem rregullon forcat në kanalin e kontrollit gjatësor dhe punon vetëm në numra të mëdhenj M.

konkluzioni
Stabiliteti është një cilësi e natyrshme në një avion dhe e lejon atë të kthehet në modalitetin e tij origjinal të fluturimit nën ndikimin e shqetësimeve. Ekzistojnë dy lloje të stabilitetit - statik dhe dinamik. Në secilën prej këtyre mënyrave, avioni mund të jetë i qëndrueshëm, neutral ose i paqëndrueshëm.
Stabiliteti statik përshkruan reagimin fillestar të një avioni ndaj një devijim nga ekuilibri rreth një ose më shumë akseve (një avion ka tre akse rrotullimi).
Një avion është statikisht i qëndrueshëm nëse, kur devijohet nga gjendja e ekuilibrit, ai ka një tendencë për t'u kthyer në gjendjen e tij origjinale.
Një avion është statikisht neutral nëse, kur devijohet nga gjendja e ekuilibrit, nuk zhvillon ndonjë tendencë dhe mbetet në gjendjen e re.
Një avion është statikisht i paqëndrueshëm nëse, kur devijon nga gjendja e ekuilibrit, tenton të rrisë më tej devijimin. Kjo është një pronë shumë e padëshirueshme që mund të çojë në humbjen e kontrollit të avionit.
Shumica e avionëve janë statikisht të qëndrueshëm në hapin dhe lëvizjen dhe janë afër statikisht neutrale në rrotullim.
Nëse avioni ka stabilitet statik, atëherë stabiliteti dinamik merr në konsideratë procesin kohor të sjelljes së avionit pas ndërprerjes së shqetësimit. Në procesin e kthimit në gjendjen e ekuilibrit, avioni kapërcen pozicionin fillestar me inerci, gjë që krijon një devijim në drejtimin tjetër dhe procesi përsëritet.
Nëse avioni është dinamikisht i qëndrueshëm, atëherë këto lëkundje amortizohen. Avioni duhet të jetë dinamikisht i qëndrueshëm.
Nëse avioni është dinamikisht neutral, atëherë lëkundjet nuk do të prishen. Neutraliteti dinamik është një fenomen i padëshirueshëm.
Nëse amplituda e lëkundjeve të avionit rritet me kalimin e kohës, atëherë ky avion është dinamikisht i paqëndrueshëm, gjë që është shumë e padëshirueshme.
Stabiliteti (ose paqëndrueshmëria) e një avioni përcaktohet nga forma dhe dimensionet e sipërfaqeve të tij.
Keel është sipërfaqja kryesore që siguron stabilitet të drejtimit. Stabilizuesi siguron stabilitet gjatësor, dhe krahu siguron stabilitet tërthor.
Vendndodhja e qendrës së gravitetit ndikon gjithashtu në stabilitet. Nëse qendra e gravitetit është afër kufirit ekstrem të pasmë, atëherë avioni do të jetë më pak i qëndrueshëm në hap dhe në lëvizje. Kur qendra e gravitetit zhvendoset përpara, stabiliteti rritet.

Megjithëse avioni është më pak i qëndrueshëm kur është i përqendruar prapa, performanca e tij e fluturimit është përmirësuar për shkak të reduktimit të forcës në rënie në stabilizues (humbje ekuilibri). Një avion i tillë ka një shpejtësi pak më të ulët të ngecjes, më pak zvarritje dhe një shpejtësi më të lartë lundrimi në të njëjtin modalitet motori.

Manovrimi është cilësia e një avioni që e lejon atë të manovrojë lehtësisht dhe të përballojë streset që lidhen me atë manovër.
Kontrollueshmëria është aftësia e avionit për t'iu përgjigjur veprimeve të kontrollit të pilotit, në veçanti, për të kontrolluar qëndrimin dhe rrugën e fluturimit.
Një aeroplan është i qëndrueshëm në pistë nëse kthehet në fluturimin e nivelit pasi të ketë pushuar shqetësimi i shkaktuar nga shpërthimi vertikal ose devijimi i ashensorit. Pozicioni i qendrës së gravitetit dhe efektiviteti i stabilizatorit kanë një ndikim të madh në stabilitetin dhe kontrollin e hapit.
Rritja e stabilitetit, përgjatë cilitdo prej akseve:

zvogëlon manovrimin dhe kontrollueshmërinë, dhe
rrit përpjekjet në timon (doreza e kontrollit, pedale).

Lëkundjet Phugoid janë lëkundje me periudha të gjata të shoqëruara me ndryshime në lartësinë, shpejtësinë dhe lartësinë, në një kënd sulmi afërsisht konstant. Në këtë rast, ekziston një kalim i pjesshëm i energjisë kinetike të avionit (shpejtësia) në energjinë potenciale (lartësia) dhe anasjelltas. Një avion që kryen lëkundje phgoide është statikisht i qëndrueshëm në hap. Këto lëkundje kontrollohen lehtësisht nga piloti.
Një avion do të ulet banka pas një rrotullimi aksidental nëse ka qëndrueshmëri statike rrotullimi. Stabiliteti anësor në tekstet angleze shpesh quhet "efekti dihedral" (efekti i krahut V tërthor).

Shumica e avionëve kanë një krah pozitiv V. Kjo do të thotë që majat e krahëve janë më të larta se prapanica e krahut. Nëse gjatë fluturimit ndodh një rrotullim majtas, atëherë nën veprimin e komponentit anësor të gravitetit, avioni do të fillojë të rrëshqasë në të majtë. Këndi lokal i sulmit të krahut të majtë do të rritet, dhe ai i krahut të djathtë do të ulet. Kjo do të krijojë një moment që e nxjerr avionin jashtë rrotullimit.

Krahu i fshirë siguron më shumë M crit, përveç kësaj, ai gjithashtu i jep avionit stabilitet anësor. Në këtë rast, është një nënprodukt. Avionët me krahë të fshirë kanë një krah pozitiv V më të vogël se avionët me krahë të drejtë.

Krahu i sipërm rrit gjithashtu stabilitetin anësor, kështu që krahët e lartë nuk kërkojnë një krah V pozitiv, por shpesh bëjnë të kundërtën, një krah V negativ.

Stabiliteti i tepërt i tërthortë statik çon në paqëndrueshmëri dinamike - lëkundje të tipit "hapi holandez".
Stabiliteti i drejtimit statik (lopata) është tendenca e një avioni për të kthyer hundën në drejtim të rrjedhës që vjen (në rrafshin e krahëve). Kjo sigurohet nga fakti se zona anësore e avionit (përfshirë keelin) pas qendrës së gravitetit është më e madhe se zona përpara qendrës së gravitetit.

Krahu i fshirë gjithashtu rrit stabilitetin e drejtimit.

Stabiliteti i tepruar i drejtimit statik çon në paqëndrueshmëri dinamike - tendenca e avionit drejt paqëndrueshmërisë spirale.
Ndërveprimi i qëndrueshmërisë anësore dhe të drejtimit. Kur avioni rrotullohet, ai fillon të rrëshqasë në gjysmë krahun e ulur. Qëndrueshmëria e drejtimit krijon një moment për tërheqjen e rrëshqitjes (kthimi i hundës drejt gjysmëkrahut të ulur), dhe qëndrueshmëria tërthore krijon një moment për tërheqjen e rrotullës.

Nëse qëndrueshmëria e drejtimit është e fortë dhe qëndrueshmëria anësore është e dobët, atëherë avioni do të fillojë të rrotullohet rreth boshtit normal me një tendencë të ngadaltë për të reduktuar rrotullimin. Një gjysmë-krah me një rreze më të madhe do të rrjedhë përreth me një shpejtësi më të madhe, gjë që krijon një moment për të rritur rrotullimin. Ky moment quhet momenti i rrotullimit spirale. Nëse tejkalon momentin e qëndrueshmërisë anësore, atëherë rrotullimi do të rritet vazhdimisht dhe meqenëse komponenti vertikal i forcës së ngritjes bëhet më i vogël se pesha, avioni do të hyjë në një spirale në rënie.

Nëse qëndrueshmëria anësore është e fortë dhe qëndrueshmëria e drejtimit është e dobët, atëherë avioni do të tentojë të lëkundet si "hapi holandez".
Sistemi për sigurimin e stabilitetit në shpejtësi në një numër të madh M (Mach trim) ruan një gradient të caktuar përpjekjesh në shpejtësi. Sistemi rregullon ngarkimin e timonit (shkopi i kontrollit) dhe funksionon vetëm në numra të mëdhenj M.

Në sistemin e kontrollit të timonit është instaluar një amortizues i drejtimit për të përmirësuar karakteristikat e lëvizjes anësore të avionit dhe për të parandaluar lëkundjet e pamposhtura të tipit "Dutch Pitch".

"Dutch roll" (Dutch roll) shfaqet si rezultat i stabilitetit relativisht të dobët të drejtimit dhe qëndrueshmërisë së tepërt anësore të avionit. Kur avioni rrotullohet rreth boshtit gjatësor, rrëshqitja ndodh në mënyrë spontane drejt krahut zbritës, për shkak të komponentit anësor të gravitetit. Kjo çon menjëherë në shfaqjen e një momenti të stabilitetit tërthor M x β, i cili tenton të zvogëlojë rrotullimin që rezulton. Në avionët me stabilitet të lartë anësor, mund të jetë i rëndësishëm.

Në të njëjtën kohë, lind edhe momenti i qëndrueshmërisë së drejtimit M y β, duke tentuar të kthejë hundën e avionit në drejtim të rrëshqitjes që rezulton. Meqenëse stabiliteti i drejtimit është shumë më i dobët se stabiliteti anësor në shumë avionë, rikuperimi i rrëshqitjes mbetet pas rikuperimit të rrotullimit. Avioni, nga inercia, e kalon pozicionin pa rrotullim dhe fillon të rrotullohet në drejtim të kundërt. Kështu, avioni, pa ndërhyrje në komandim, do të kryejë lëkundje të pamposhtura në rrotullim dhe rrëshqitje.

Amortizuesi i devijimit rrit artificialisht stabilitetin e drejtimit dhe në këtë mënyrë parandalon dridhjet.

Elementi i ndjeshëm i damperit të lëvizjes është një xhiroskop me dy faza që i përgjigjet shpejtësisë këndore ω y në raport me boshtin normal Y. Ky sinjal filtrohet dhe përforcohet në varësi të shpejtësisë së fluturimit nga një sinjal nga një kompjuter që llogarit lartësinë parametrat e shpejtësisë (Air Data Computer). Më tej, sinjali dërgohet në bobinën e kontrollit të amortizatorit (shiko diagramin e ingranazhit kryesor të drejtimit të mjetit lëshues në seksionin "Kontrolli i udhëtimit"). Bobina kontrollon lëvizjen e aktivizuesit të amortizatorit, i cili zhvendos qendrën e rrotullimit të krahëve të përmbledhjes parësore dhe dytësore dhe, kështu, i shtohet lëvizjes së pedaleve nga pilotët dhe çon në lëvizjen e shufrës së timonit kryesor. makinë.

Në këtë rast, lëvizjet e aktivizuesit të amortizatorit nuk transmetohen në pedale, dhe piloti nuk mund të ndiejë në mënyrë prekëse funksionimin e damperit. Për të kontrolluar funksionimin e tij, shfaqet një tregues që tregon devijimet e aktivizuesit të damperit.

Kontroll i përshtatshëm në taksi: shiriti fillimisht duhet të devijojë në drejtim të kundërt me kthesën. Shiriti më pas mund të kthehet në neutral ose edhe të devijojë në drejtimin e kthimit. Kjo është për shkak të ligjit kompleks të devijimit të timonit, kur timoni i përgjigjet një komponenti që ndryshon me shpejtësi të shpejtësisë këndore të rrotullimit dhe nuk i përgjigjet komponentit të tij konstant.

Gjatë funksionimit normal të amortizatorit gjatë fluturimit, devijimi i shiritit të treguesit është pothuajse i padukshëm.

Në aeroplanët e rinj me një njësi komunikimi të integruar (IFSAU) të instaluar midis ACS dhe avionit (shih Sistemi i kontrollit automatik), me fletët e zgjatura, sinjali i damperit rritet me 29% për të kundërshtuar qëndrueshmërinë anësore në rritje. Përveç kësaj, sinjalet 8 herc janë dobësuar me 50% për të reduktuar dridhjet dhe për të përmirësuar komoditetin e pasagjerëve.

Rrëshqitje e koordinuar

Rrëshqitja e koordinuar është një manovër kontrolli e kryer gjatë testeve të fluturimit të avionit. Ai bën të mundur zbulimin e veçorive të stabilitetit dhe kontrollueshmërisë anësore të avionit, në veçanti, efektivitetin e ndërsjellë të kontrollit anësor dhe të drejtimit. Kur kryhet, një fluturim i drejtë mbahet në një lartësi dhe shpejtësi konstante me një devijim gradual hap pas hapi të timonit. Për të parandaluar që rrëshqitja që rezulton të largojë avionin nga rruga e drejtë, krijohet një rrotull në drejtim të kundërt. Kështu, komponenti anësor i gravitetit do të kompensojë forcën anësore nga rrëshqitja. Në këtë manovër, kanali i udhëtimit, si të thuash, po lufton me atë tërthor. Nëse nuk ka kufizime të forcës, atëherë devijimet e timonit kryhen në rrjedhë të plotë. Si rregull, pedalet janë të parët që ndalojnë, dhe kontrolli anësor ka ende një diferencë. Por ndodh edhe e kundërta.

Në një raport hetimor për rrëzimin e Boeing 737-200 më 3 mars 1991 në zonën e Kolorados Springs, NTSB publikoi rezultatet e rrëshqitjeve të koordinuara të kryera në 150-160 nyje në konfigurime të ndryshme të përplasjes nga 40 në 10 gradë.

U shqyrtua rasti i devijimit të plotë (tërheqjes së pavullnetshme) të timonit në të djathtë me 25 gradë.

Kështu, tabela tregon se tërheqja e timonit në pozicionin ekstrem nuk është e rrezikshme kur flapat lëshohen në pozicionin nga 40 në 25 gradë. Momenti i kthimit nga rrëshqitja që rezulton mund të shmanget duke devijuar timonin në një kënd, përkatësisht, nga 35 në 68 gradë. Kjo shpjegohet me rritjen e ndjeshëm të efikasitetit të spoilerëve të devijuar gjatë fluturimit (spoilerët e fluturimit), të cilët prishin rrjedhën nga përplasja në gjysmën e krahut që duhet të ulet.

Me një kënd të zgjatjes së përplasjes më pak se 25 gradë, devijimi i plotë i timonit nuk është i mjaftueshëm për të penguar tërheqjen e timonit (me shpejtësinë e eksperimentit - 150-160 nyje). Pra, me flapa 15 balancimi u arrit vetëm në d РН =23 gradë, me flapa 10 - në d РН =21 gradë.

Fundi i tabelës nuk vlen për rrëshqitjen e koordinuar. Në këtë rast, balancimi u arrit kur kryhej një kthesë në të djathtë me një rrotullim 40 gradë. Në këtë rast, timoni u devijua majtas me një kënd të plotë, dhe një ulje e këndit të rrëshqitjes nga 16 në 13 gradë arrihet për shkak të shfaqjes së një momenti fiksues të tokës M Y w y nga shpejtësia këndore e kthesës.

Gjithashtu në këtë raport ka informacion se studimet e sjelljes kanë treguar se kur shpejtësia zvogëlohet në një vlerë të caktuar, efektiviteti i kontrollit anësor, me flapa të zgjatura me 1 shkallë, bëhet i pamjaftueshëm për të çuar tërheqjen e timonit në pozicionin ekstrem. Kjo shpejtësi quhet "shpejtësia e pikës kritike" (shpejtësia ajrore e kryqëzuar).

Sistemi i kontrollit automatik

Sistemi automatik i kontrollit të avionit (AFCS) përbëhet nga tre sisteme të pavarura: sistemi dixhital i kontrollit të fluturimit (DFCS), amortizuesi i devijimit (shih Stabiliteti dhe kontrolli anësor) dhe automatiku. Këto sisteme sigurojnë stabilizimin automatik të avionit në hap, rrotullim dhe rrëshqitje dhe kontrollin e avionit me sinjale nga mjetet ndihmëse të navigimit radio, kompjuteri i navigimit në bord (FMC), kompjuteri i parametrave të lartësisë dhe shpejtësisë (ADC) dhe stabilizimi i kursit.

Lidhja midis sistemit të kontrollit dixhital dhe avionit kryhet, në varësi të konfigurimit të avionit, nga qendra e komunikimit (AFC) ose qendra e integruar e komunikimit (IFSAU). Në varësi të kësaj, funksionimi i damperit të devijimit ndryshon disi.

Kontrolli automatik i avionit kryhet me anë të ashensorit dhe aeroplanëve. Avionët e modifikimit NG mund të pajisen me kontroll automatik të timonit.

Gjithashtu, ka një heqje automatike të forcave nga timoni në kanalin gjatësor (me shtyllën e drejtimit që kthehet në pozicionin neutral) duke riorganizuar stabilizuesin. Nuk ka lehtësim automatik të forcës në kanalin tërthor, kështu që është e ndaluar të përdoret mekanizmi i prerjes së hekurit kur autopiloti është i ndezur. Në këtë rast, makina drejtuese e autopilotit do të kapërcejë sustën e mekanizmit të ngarkimit (njësia e ndjesisë së hekurit dhe qendrimit) dhe, kur autopiloti fiket, avioni do të fillojë të rrotullohet papritur për pilotin.

Një incident i ngjashëm ndodhi më 6 shtator 2011 në linjën ajrore ANA, megjithëse aty piloti, duke devijuar në mënyrë të pavullnetshme mekanizmin e rregullimit të timonit, çekuilibroi kanalin e pistës, gjë që bëri që autopiloti të fiket dhe avioni të rrotullohej ashpër.

Gjatë fluturimit, me autopilotin e aktivizuar, kolona e kontrollit dhe timoni duhet të jenë në neutral. Kjo tregon mungesën e përpjekjeve në instalimet elektrike të ashensorit dhe aeroplanëve. Devijimi i kolonës së drejtimit nga neutrali është një shenjë e dështimit të kontrollit të stabilizatorit ose largimit të tij (arratisjes).

Devijimi i timonit tregon asimetrinë tërthore (track) të avionit, konsumin e pabarabartë të karburantit ose shtytjen asimetrike të motorit. Teknika e shkurtimit të kanalit anësor përshkruhet në seksionin e stabilitetit dhe kontrollit anësor.

Në rastin e fluturimit me shtytje asimetrike të motorit, piloti duhet të kontrollojë në mënyrë të pavarur kanalin e pistës duke devijuar pedalet. Përndryshe, saktësia e ruajtjes së parametrave të specifikuar të fluturimit nuk garantohet.

Shkyçja e autopilotit (DFCS) tregohet nga ndezja e llambave të butonave të kuq A/P P/RST dhe një tingull sirene, dhe shkëputja e automatikut tregohet vetëm nga llambat e kuqe të butonit A/T P/RST. Sipas raportit të AAIB (Dega e Hetimeve të Aksidenteve Ajrore) mbi hetimin e incidentit të Thomsonfly Boeing 737-300 në Bournemouth (MB) më 23 shtator 2007, mungesa e një alarmi zanor të shkëputjes së automatikut ishte një faktor kontribues në incident. Gjatë afrimit të uljes, kur motorët punonin në modalitetin "Godit të vogël", automatiku u fiket, gjë që kaloi pa u vënë re nga ekuipazhi. Në shpatin e rrëshqitjes, avioni humbi shpejtësinë në 82 nyje (20 km/h nën V REF) dhe hyri në modalitetin e ndalimit.

Përveç kontrollit të avionit, sistemi dixhital i kontrollit të fluturimit (DFCS) u tregon pilotëve devijimet e shufrave drejtuese në rrotullim dhe në hap. Këto devijime janë ekuivalente me komandat për makinat drejtuese të autopilotit. Prandaj, kur autopiloti është i fikur, dhe piloti po piloton aeroplanin përgjatë hekurave të drejtorisë, ai është duke bërë punën e makinës drejtuese të autopilotit. Pilotimi nga drejtorët rrit ndjeshëm saktësinë e mbajtjes së mënyrave të specifikuara, por e largon pilotin nga skanimi dhe analizimi i leximeve të instrumenteve, domethënë kontribuon në degradimin e aftësive të fluturimit. Kjo lehtësohet nga politika e linjave ajrore, të cilat në emër të komoditetit të pasagjerëve, ndalojnë pilotët e tyre të fluturojnë me drejtorët e fikur, edhe në kushte të thjeshta moti. Problemi i humbjes së aftësive të ekuipazhit të fluturimit në kontrollin e avionëve kur automatizimi është i fikur është ngritur vazhdimisht në konferencat ndërkombëtare për sigurinë e fluturimit, por gjërat janë ende atje.

Fluturimi i aeroplanit nën shtytje asimetrike

Merrni parasysh sjelljen e avionit menjëherë pas dështimit të njërit prej motorëve dhe kontrollin (balancimin) e kërkuar për të siguruar fluturimin e drejtë me një motor të ndaluar.

Lëreni motorin e majtë të dështojë. Momenti i devijimit M U DV do të fillojë të veprojë në avion, duke e kthyer atë në të majtë. Do të ketë një rrëshqitje në krahun e djathtë dhe, rrjedhimisht, një moment rrotullimi Mx b drejt krahut me motorin e ndaluar. Figura tregon një ndryshim të përafërt në këndet e rrëshqitjes dhe rrotullimit kur motori i majtë ndalet.

Për shkak se ka shumë stabilitet anësor (veçanërisht me fletët e zgjatura), banka do të jetë e dhunshme, duke kërkuar ndërhyrje të menjëhershme pilot. Për të shmangur momentin e kthimit, kur motori është në modalitetin e ngritjes, devijimi i plotë i rrotullimit të timonit nuk mjafton. Është e nevojshme të hiqni rrëshqitjen e timonit.

Le të shqyrtojmë se cilat janë kushtet e balancimit në një fluturim të gjatë me një motor boshe. Le të analizojmë dy raste specifike të balancimit në fluturim të drejtë me motor të ndalur: 1) pa rrotullim, 2) pa rrëshqitje, si dhe rekomandimin e Boeing.

1. Fluturoni pa rrotull.

Për të balancuar pa rrotullim, kërkohet të krijoni një rrëshqitje në krahun e majtë. Pastaj, në momentin nga shtytja asimetrike Mu dvig, do t'i shtohet momenti nga rrëshqitja e Mu b. Balancimi i tyre kërkon një devijim të madh të timonit. Forcat anësore nga timoni Z rn dhe nga rrëshqitja Z b do të veprojnë në drejtime të kundërta dhe do të balancohen në një kënd të caktuar rrëshqitjeje. Momenti tërthor Mx b do të kompensohet nga momentet nga timoni Mx rn dhe ajleronat Mx eler.

Duket se për një pilot një fluturim i drejtë pa rrotull është më i pranueshëm, por për shkak të këndit të madh të kërkuar të devijimit të timonit, rezistenca e avionit rritet. Kjo degradon performancën e avionit, veçanërisht në rast të dështimit të motorit gjatë ngritjes me një masë të madhe dhe në temperatura të larta.

Vini re se megjithëse fluturimi bëhet këtu me rrëshqitje, por topi tregues i rrëshqitjes do të vendoset rreptësisht në qendër. Fakti është se forcat aerodinamike në këtë rast ndodhen në rrafshin e simetrisë së avionit. Në përgjithësi, kjo pajisje nuk është një tregues i rrëshqitjes, por një tregues i mbingarkesës anësore. Ngarkesa anësore g lind nga forca aerodinamike e pakompensuar Z, e cila balancohet nga komponenti anësor i gravitetit G * këndon kur fluturon me rrotullim ose forcë centrifugale kur rrotullohet avioni.

2. Fluturim pa rrëshqitje.

Momenti i kthesës nga motori Mu dvig balancohet me momentin nga timoni M rn. Forca anësore Z pH balancohet nga komponenti anësor i gravitetit G*sing, kur krijon një rrotull në krahun e djathtë. Momenti i tërthortë nga timoni Mx rn balancohet me momentin nga hekurat Mx eler. Vini re devijimin e hekurit në drejtim të kundërt, krahasuar me balancimin pa rrotullim. Topi në këtë rast do të devijohet drejt krahut të ulur, megjithëse nuk do të ketë asnjë rrëshqitje.

Kjo mënyrë balancimi është më e dobishme për energjinë e avionëve, pasi siguron rezistencë minimale. Por ruajtja e saktë e regjimit është problematike. Së pari, pilotët nuk kanë një tregues të këndit të rrëshqitjes, dhe së dyti, kur shtytja e një motori që funksionon ndryshon, momenti i kthesës ndryshon, që do të thotë se devijimi i kërkuar i timonit ndryshon, dhe forca anësore e timonit ndryshon në përputhje me rrethanat, dhe pra këndi i kërkuar i rrotullimit për të kompensuar atë. Manualet e fluturimit për avionët sovjetikë u dhanë pilotëve një shifër të përafërt prej 3 deri në 5 shkallë rrotullimi për motor që funksiononte.

Boeing jep një kriter të ndryshëm për kontroll. Konsideroni diagramin e balancimit në rast të dështimit të motorit të majtë.

Në të, numrat 1 dhe 2 tregojnë rastet e konsideruara të balancimit pa rrotullim dhe pa rrëshqitje. Megjithatë, ka një numër të pafund pozicionesh të tjera balancuese. Boeing rekomandon që pilotët të balancojnë aeroplanin me devijim zero të hekurit (niveloni rrotën e kontrollit). Është shkruar se në këtë rast ka një rrotullim të lehtë në motorin që funksionon dhe topi është devijuar pak në të njëjtin drejtim. Siç mund të shihet nga diagrami balancues, ky pozicion është diçka në mes të dy rasteve të konsideruara të balancimit. Është i përshtatshëm për ta mbajtur atë, sepse për të kontrolluar "horizontalitetin" e timonit nuk është e nevojshme as të shikoni në kabinë dhe mund të kontrolloni pozicionin e saktë të timonit me ndjesi prekëse të dorës. Cila gjysma e timonit është ulur do të thotë që pedale duhet të devijohen në të njëjtin drejtim për balancimin. Pikërisht e njëjta teknikë pilotimi me autopilot të ndezur, pasi pedale nga autopilot nuk kontrollohen.

I sigurt për dështim

Failsafe i referohet analizës së ndikimit të keqfunksionimeve në sjelljen e avionit dhe aftësinë për të përfunduar në mënyrë të sigurt fluturimin.

Kur hetoi përplasjen më 3 mars 1991, NTSB vlerësoi devijimin e rrotullimit të kërkuar për të kundërshtuar dështimet e mëposhtme të sistemit të kontrollit:

1. Seksioni i rrasave të anuluara ose rrasa Krueger nuk është zgjatur. Në kushte të trazuara, ky dështim ka të ngjarë të kalojë pa u vënë re.

2. Dështimi i amortizatorit të devijimit me timon të tërhequr me 2 gradë. (Këndi maksimal i devijimit të timonit nga damperi i devijimit në serinë (300-500) është 3 gradë). Prishja kërkon një devijim të zgjedhës prej 20 gradësh.

3. "Floating" spoiler-aileron.

(Spoileri i ulur mbahet në fluturim nga një sistem hidraulik. Nëse sistemi i mbajtjes së spoilerit dështon, atëherë ai, për shkak të rrallimit mbi krah, mund të ngrihet mbi sipërfaqen e krahut. Kjo quhet "lundrues".)

Përfundimi i një dështimi të tillë kërkon një devijim të timonit me 25 gradë.

4. Bobina e timonit të timonit që shkakton 10,5 gradë devijimin e timonit. Kërkon devijimin e timonit 40 gradë.

5. Ndarja e shtytjes asimetrike të motorit me 8 gradë tërheqje të timonit kërkon 30 gradë devijimi të timonit.

U bë përfundimi i përgjithshëm se këto dështime nuk mund të jenë arsyeja e humbjes së kontrollueshmërisë së avionit.

Disavantazhet e avionit

Nga pikëpamja e çështjeve që lidhen me aerodinamikën, avioni ka disavantazhet e mëposhtme:

1. Pavarësisht se avioni është i pajisur me fletë të erës, informacioni për këndin aktual të sulmit nuk u jepet pilotëve (me përjashtim të disa konfigurimeve të avionëve të serisë 600 e më vonë). Dorëzimi i një informacioni të tillë do të ndihmonte shumë në rastet e funksionimit jo të besueshëm të kompjuterit për parametrat e lartësisë dhe shpejtësisë, futjen e gabuar të informacionit për peshën e avionit në kompjuterin e navigimit (FMC), largimin e avionit nga një pozicion i vështirë, uljen. qasje me defekte të ndryshme të mekanizimit etj.

2. Në ligjin e kontrollit të motorit, nuk ka kufizim të drejtpërdrejtë të modalitetit të motorit kur arrihet temperatura maksimale e lejuar e gazit pas turbinës. Prandaj, në procesin e rritjes së shpejtësisë së ngritjes, temperatura e gazrave prapa turbinës rritet vazhdimisht dhe, gjatë ngritjeve në mot të nxehtë me pesha të mëdha ngritjeje, mund të tejkalojë vlerën maksimale të lejueshme. Kjo i imponon një barrë shtesë ekuipazhit për kontroll shtesë dhe rregullim manual të modalitetit të motorit gjatë ngritjes dhe gjatë ngjitjes fillestare. E cila nuk është e favorshme për sigurinë e fluturimit.

3. Avioni ka qëndrueshmëri të tepërt anësore, veçanërisht kur fletët janë të zgjatura. Kjo e ndërlikon pilotimin e tij dhe shkakton bezdi për pasagjerët gjatë ngritjes dhe uljes në erëra të forta të kundërta dhe kur fluturojnë në një atmosferë të turbullt.

Si shembull i këtij paragrafi, incidenti me Boeing 737-500 të Ukraina International Airlines më 13 shkurt 2008 është i përshtatshëm.

Ndërsa zbarkonte në Helsinki me një erë të fortë anësore, komandanti i ekuipazhit, duke e ndalur rrotullimin e shkaktuar nga një shpërthim ere me energji të tepërt, lejoi që maja e krahut të prekë pistën.

Në aeroplanët e modifikimit NG me krahë, ky disavantazh u intensifikua edhe më shumë.

Për të njëjtën arsye, avioni reagon ashpër me një rrotullim ndaj rrëshqitjes që ndodh në rast të dështimit të motorit gjatë ngritjes. Në këtë rast, devijimi i plotë i timonit përgjatë rrotullës nuk mjafton për të shmangur momentin e kthimit dhe është e nevojshme të devijoni timonin pa vonesë për të shmangur rrëshqitjen që ndodh. Në kushtet e dukshmërisë së horizontit natyror, ky problem zakonisht zgjidhet pa probleme. Por në retë ose me shikueshmëri të kufizuar, zgjidhja e këtij problemi kërkon trajnim të veçantë dhe është mjaft e vështirë për pilotët që janë mësuar të pilotojnë sipas sistemit të ekranit sovjetik - një pamje nga toka në aeroplan.

4. Sipas raportit të AAIB (Dega e Hetimeve të Aksidenteve Ajrore) mbi hetimin e incidentit me Thomsonfly Boeing 737-300, i cili ndodhi në Bournemouth (MB) më 23 shtator 2007, devijimi i plotë i ashensorit nuk ishte i mjaftueshëm për të kompletuar hapjen. moment nga motorët. Duke e nxjerrë avionin nga modaliteti i stallimit, ekuipazhi i solli motorët në një modalitet që tejkalonte fuqinë e plotë të ngritjes. Në të njëjtën kohë, hapi i avionit u rrit në 44 gradë, përkundër faktit se komandanti hodhi poshtë plotësisht kolonën e kontrollit nga vetja. Në këtë rast, nevojitet ndihma e një stabilizuesi.

5. Në aeroplanët e modifikimit NG, numri i lundrimit M i fluturimit u rrit dhe iu afrua M MO . Sidoqoftë, inercia e rritur e avionit (për shkak të masës më të madhe) dhe algoritmi i funksionimit të automatikut janë të tillë që ekziston një kërcënim real i tepricës së paqëllimshme të M MO në fluturimin lundrues në një atmosferë të turbullt me një rritje të erës që vjen. komponenti i shpejtësisë.

6. Kompensuesi i servo skedës së ashensorit, i projektuar për të reduktuar përpjekjet në timon gjatë kontrollit të drejtpërdrejtë (pa përforcues) të avionit, mund të provokojë vetëlëkundje në instalimet elektrike të kontrollit. Këto raste janë vërejtur më 1 mars 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.

Gjithashtu, dridhja e servokompensatorit konsiderohet si një nga shkaqet e mundshme të rrëzimit të Boeing 737-800 në Bejrut më 25 janar 2010.

Shpikja mund të përdoret në sistemet e kontrollit të lëvizjes anësore të avionit. EFEKTI: zgjerimi i rajonit të stabilitetit të lëvizjes anësore dhe përmirësimi i cilësisë së proceseve kalimtare gjatë fluturimit të avionit në një gamë të gjerë këndesh sulmi dhe karakteristikash aerodinamike. Një amortizues me sensorë të shpejtësisë këndore të rrotullimit dhe rrotullimit, një përforcues përmbledhës dhe një makinë timoni përmban një sensor këndi të pedalit të avionit, një konvertues të sistemit koordinativ për sinjalet e sensorit të shpejtësisë këndore në një sistem tjetër koordinativ, një njësi të cilësimit të parametrave të amortizatorit, një filtër aperiodik të lidhur ndërmjet sensorit të shpejtësisë këndore të rrotullimit dhe amplifikatorit përmbledhës. 6 i sëmurë.

Shpikja ka të bëjë me fushën e teknologjisë së aviacionit dhe mund të përdoret në sistemet e kontrollit të lëvizjes anësore të avionëve. Dihet një pajisje - një amortizues dridhjesh i llojit D-3K-110. Damperi kontrollohet duke përdorur funksionalin: н = K(q) y . Këtu n është këndi i devijimit të timonit; K(q) - koeficienti i proporcionalitetit, i ndryshuar në funksion të presionit të shpejtësisë q; y është norma e devijimit. Disavantazhi i pajisjes është një varësi e konsiderueshme e cilësisë së kalimtarëve nga shkalla e vetë-fikjes së avionit. Si një prototip i marrë më afër pajisjes së propozuar të gërvishtjes - DR-134M, që përmban sensorët e shpejtësive këndore të rrotullimit dhe të rrotullimit, llojin e filtrit diferencues, amplifikuesin përmbledhës, ngasjen e timonit (Fig.6). Përshkrimi i prototipit është dhënë në "Manualin për funksionimin dhe mirëmbajtjen e damperit të devijimit DR-134M", i cili është pjesë e "Përshkrimit teknik të pajisjeve të avionit TU-134M", 1960. Pajisja e prototipi me fletët e zgjatura kontrollohet duke përdorur funksionalitetin e mëposhtëm: Kur fletët tërhiqen, në mënyrat kryesore të fluturimit, sinjali nga sensori nga shpejtësia e rrotullimit fiket. Disavantazhet e pajisjes prototip janë: - përdorimi i një filtri diferencues vetëm në qarkun e sinjalit të shpejtësisë së devijimit y zvogëlon shkallën e stabilitetit aperiodik; - zona e stabilitetit të sistemit me pajisjen e prototipit ngushtohet në prani të paqëndrueshmërisë së drejtimit të avionit, e cila është tipike për mënyrat e fluturimit në kënde të larta sulmi: - me një rritje të shkallës së paqëndrueshmërisë së drejtimit ose shfaqja e paqëndrueshmërisë anësore, sistemi bëhet i paqëndrueshëm. Ky disavantazh përkeqësohet nga paqëndrueshmëria e drejtimit në kënde të ulëta sulmi, të cilat mund të shfaqen kur fluturoni me numra të lartë Mach;
- cilësia e proceseve kalimtare përcaktohet kryesisht nga shkalla e amortizimit të vetë avionit. Qëllimi i kësaj shpikjeje është të zgjerojë rajonin e stabilitetit të lëvizjes anësore dhe të përmirësojë cilësinë e kalimeve gjatë fluturimit të avionit në një gamë të gjerë këndesh sulmi dhe karakteristikash aerodinamike. Qëllimi i shpikjes arrihet nga fakti se pajisja "Aircraft yaw Damper", që përmban sensorë të shpejtësisë këndore të rrotullimit dhe rrotullimit të vendosur përgjatë akseve të sistemit të koordinatave përkatës, amplifikatorit përmbledhës, makinës së timonit të lidhur me daljen e tij, është prezantoi gjithashtu sensorin e këndit të devijimit të pedaleve të avionit, filtrin aperiodik, njësinë e përcaktimit të parametrave të damperit, konvertuesin e sistemit të koordinatave në një sistem tjetër koordinativ të rrotulluar nga këndi i llogaritur. Në të njëjtën kohë, daljet e sensorëve të shpejtësisë këndore (ARS) të devijimit dhe rrotullimit janë të lidhura me hyrjen e parë dhe të dytë të konvertuesit të sistemit koordinativ, përkatësisht, dalja e parë e konvertuesit të sistemit koordinativ (nga yp) lidhet drejtpërdrejt. në hyrjen e parë të amplifikatorit përmbledhës, hyrja e dytë (nga xp) e konvertuesit përmes një filtri aperiodik të lidhur me hyrjen e dytë të amplifikatorit përmbledhës. Blloku i përcaktimit të parametrave të damperit me hyrje të lidhura me daljet e sensorëve të këndeve të sulmit, presionit dinamik, numrit M, konfigurimit të avionit, lidhet me daljen e parë (këndin) me hyrjen e tretë të konvertuesit të sistemit koordinativ, daljen e dytë (përfitimi i shpejtësisë këndore të rrotullimit) është i lidhur me hyrjen e dytë të filtrit aperiodik, dalja e tretë (konstanta e kohës së filtrit) është e lidhur me hyrjen e tretë të filtrit aperiodik, dalja e katërt (fitimi i shpejtësisë së lëvizjes) është i lidhur me hyrja e tretë e amplifikatorit përmbledhës, hyrja e katërt e amplifikatorit përmbledhës është e lidhur me daljen e sensorit të këndit të pedalit. Zgjedhja e programeve për parametrat e rregullueshëm të damperit bëhet në bazë të modelimit matematik të lëvizjes anësore të avionit, të përshkruar nga një sistem i plotë ekuacionesh diferenciale me një ndryshim të gjerë në mënyrat e fluturimit (këndet e sulmit, numrat M, karakteristikat aerodinamike) . Shpikja është ilustruar në figurat 1-5. Në FIG. 1 është një bllok diagrami i një pajisjeje të amortizatorit që përfshin:
1. CRS jaw. 2. Roll CRS. 3. Filtri periodik. 4. Përforcues përmbledhës. 5. Makinë me timon. 6. Konvertuesi i sistemit të koordinatave CRS. 7. Blloku për vendosjen e parametrave të damperit. 8. Sensori i këndit të pedalit. Pajisja funksionon si më poshtë: sinjali nga rrotullimi CRS 2 pasi kalon përmes konvertuesit të sistemit të koordinatave 6 dhe filtrit aperiodik 3 përmblidhet në përforcuesin përmbledhës 4 me sinjalin e përkulur CRS 1 pasi e kalon atë përmes konvertuesit të sistemit koordinativ 6 dhe sinjali n i sensorit të këndit të devijimit të pedalit të avionit 8:

Këtu n është sinjali për ngasjen e timonit;
N, L, K P - faktorët e amplifikimit;
T X - konstanta kohore e filtrit aperiodik;
n është këndi i devijimit të pedaleve. Algoritmi 3 për funksionimin e konvertuesit të koordinatave 6 ka formën:

хп, yп - shpejtësitë këndore të transformuara;
x dhe y janë, përkatësisht, shpejtësitë këndore të rrotullimit dhe kthesës në lidhje me sistemin e koordinatave përkatëse të avionit;
- këndi i rrotullimit të sistemit të ri të koordinatave. Koeficienti i amplifikimit K P i sinjalit të devijimit të pedalit të avionit zbatohet në amplifikatorin 4. Futja e këndit të rrotullimit të sistemit të koordinatave rrit shpejtësinë e sistemit të kontrollit duke rritur frekuencën e lidhjes së reagimit të qarkut të kontrollit, të përcaktuar nga formula:

Këtu është shënuar:
- frekuenca e lidhjes së reagimit;
dhe - efektivitetin e timonit, përkatësisht, në lidhje me akset e lidhura X 1 dhe Y 1 të avionit;
- këndi i sulmit;
- këndi i rrotullimit të sistemit të koordinatave;
K - faktori i amplifikimit, në varësi të vlerave të momenteve aerodinamike të avionit. Nga formula mund të shihet se kur futet një kënd, numëruesi i tij rritet dhe emëruesi zvogëlohet. Figura 5 tregon shqetësimet kalimtare të këmbimit në këndin e rrëshqitjes =2 o në këndet =0 dhe =11 o. Nga kjo shifër mund të shihet se koha për të parruar perturbimin në =0 (lakorja 1) e tejkalon ndjeshëm kohën për të parruar perturbimin në =11 o (lakorja 2). Këndi përcaktohet si funksion i softuerit të këndit të sulmit dhe karakteristikave aerodinamike gjatë modelimit matematikor të sistemit të kontrollit të një avioni të caktuar. Parametrat e konvertuesit të sistemit të koordinatave CRS, filtri aperiodik dhe amplifikatori përmbledhës rregullohen duke përdorur sinjale që vijnë nga njësia e cilësimit të parametrave 7, në hyrje të së cilës informacione për këndin e sulmit, presionin dinamik, numrin M dhe gjendjen e konfigurimi i avionit sigurohet nga sensorët e sistemeve në bord të avionit. Gjatë kryerjes së një manovre, sinjali nga amortizuesi i dridhjeve, i cili hyn në makinën e timonit dhe pengon aeroplanin të manovrojë, kompensohet nga piloti duke devijuar pedalet. Në FIG. Figura 2-4 tregojnë proceset kalimtare të një avioni me shkallë të ndryshme të qëndrueshmërisë statike kur këndi i rrëshqitjes është i shqetësuar, të marra nga modelimi matematik. Këtu është shënuar:
a - kalim i avionit pa damper;
b - proceset kalimtare të avionit me prototipin;
c - proceset kalimtare të avionit me pajisjen e propozuar;
9 - shkalla e devijimit të timonit n në gradë;
10 - devijimi i shkallës së shpejtësisë këndore y në gradë për sekondë;
11 - shkalla kohore e procesit kalimtar në sekonda. Figura 2 tregon procesin kalimtar të një avioni statikisht të qëndrueshëm. Siç mund të shihet nga figurat 2b dhe 2c, kur përdoret amortizuesi i skemave të ndryshme, proceset kalimtare janë praktikisht të njëjta. Lëkundjet e avionit pa damper (fig.2a) prishen brenda 10 s. Në FIG. 3 tregon procesin kalimtar të një avioni me paqëndrueshmëri të drejtimit në mungesë të amortizimit të tij. Në figa tregohet procesi kalimtar i avionit pa damperin e devijimit, në këtë rast ka lëkundje të pamposhtura me amplitudë të madhe. Kur përdoret prototipi si amortizues (figb) ka lëkundje të dobëta divergjente të një frekuence më të lartë. Avioni me skemën e propozuar të damperit (Fig. 3c) është i qëndrueshëm, koha e amortizimit të lëkundjeve pas shqetësimit nuk i kalon 6 s. Figura 4 tregon procesin kalimtar të avionit me paqëndrueshmëri të drejtimit dhe tërthor. Në figa tregon procesin kalimtar të avionit pa damper, figura tregon se lëvizja është periodikisht e paqëndrueshme. Avioni me prototipin (Fig. 4b) është gjithashtu periodikisht i paqëndrueshëm, por natyra e lëvizjes divergjente është më pak intensive. Avioni me qarkun e propozuar të amortizatorit (Fig.4c) është i qëndrueshëm, koha kalimtare nuk i kalon 6 s. Në FIG. 6 tregon një diagram bllok të prototipit të pajisjes së bashkangjitur - amortizuesin DR-134M, që përmban:
1. CRS jaw. 2. Roll CRS. 4. Përforcues përmbledhës. 5. Makinë me timon. 12. Filtri diferencues. 13. Ndërroni bankën CRS të sinjalit, në varësi të pozicionit të flapave. Kështu, pajisja e propozuar, për shkak të futjes së një filtri aperiodik të sinjalit të shpejtësisë këndore të rrotullimit, një konvertues koordinativ të shpejtësive këndore të rrotullimit dhe rrotullimit në një sistem tjetër koordinativ dhe një njësie të cilësimit të parametrave të damperit, lejon:
- rrit komoditetin e pilotimit manual kur ndryshoni në një gamë të gjerë mënyrash fluturimi (këndi i sulmit, koka e shpejtësisë, numri Mach, konfigurimi i avionit);
- zgjeroni zonën e stabilitetit në prani të paqëndrueshmërisë statike të drejtuar ose tërthore dhe merrni një cilësi të pranueshme kontrolli me një shkallë të caktuar të paqëndrueshmërisë dinamike të avionit. Burimet e informacionit
1. Përshkrimi teknik i pajisjeve të avionit SU-11. Amortizuesi i dridhjeve D-3K-110, 1962. 2. Përshkrimi teknik i pajisjes së avionit TU-134M. Manuali i funksionimit dhe mirëmbajtjes për damperin DR-134M, 1960, prototip. 3. Dinamika e lëvizjes gjatësore dhe anësore. G.S. Byushgens, R.V. Studnev, f. 326-343. Shtëpia Botuese Mashinostroenie, 1979

Kerkese

Një amortizues avioni që përmban sensorë të shpejtësive këndore të rrotullimit dhe rrotullimit të vendosur përgjatë akseve të sistemit të koordinatave përkatës, një përforcues përmbledhës, një makinë timoni të lidhur me daljen e tij, e karakterizuar nga fakti që një filtër aperiodik futet në të, një njësi e përcaktimit të parametrave të amortizatorit , një konvertues i sistemit të koordinatave të sensorëve këndorë të shpejtësisë së lëvizjes dhe rrotullimit në një sistem tjetër koordinativ të rrotulluar nga një kënd në lidhje me të parin, hyrjet e të cilit janë të lidhura me daljet e sensorëve të shpejtësisë këndore të rrotullimit dhe rrotullimit, përkatësisht, Dalja e shpejtësisë së kthesës së konvertuesit të sistemit koordinativ lidhet drejtpërdrejt me hyrjen e parë të amplifikatorit përmbledhës, dalja e shpejtësisë së rrotullimit përmes një filtri aperiodik lidhet me hyrjen e dytë të amplifikatorit përmbledhës, ndërsa njësia e cilësimit të parametrave të damperit me hyrje të lidhura me daljet e sensorëve të këndit të sulmit, presioni dinamik, numri M, konfigurimi i avionit, lidhet nga dalja e parë me hyrjen e tretë të konvertuesit të sistemit të lidhjes. dinat, dalja e dytë lidhet me hyrjen e dytë të filtrit aperiodik, dalja e tretë lidhet me hyrjen e tretë të filtrit aperiodik, dalja e katërt lidhet me hyrjen e tretë të amplifikatorit përmbledhës, hyrja e katërt e të cilit merr një sinjal që korrespondon me këndin e devijimit të pedaleve të avionit.

Profili në mes

Trashësia relative (raporti i distancës maksimale midis harkut të profilit të sipërm dhe të poshtëm me gjatësinë e kordonit të krahut) 0,1537
Rrezja relative e skajit kryesor (raporti i rrezes me gjatësinë e kordës) 0,0392
Lakimi relativ (raporti i distancës maksimale midis vijës së mesme të profilit dhe akordit me gjatësinë e kordës) 0,0028
Këndi i buzës së pasme 14,2211 gradë

Profili në mes

Profili i krahut më afër majës

Trashësia relative 0,1256
Rrezja relative e skajit kryesor 0,0212
Lakim relative 0,0075
Këndi i buzës së pasme 13,2757 gradë

Profili i krahut më afër majës

Profili i krahut fundor

Trashësia relative 0,1000
Rrezja relative e skajit kryesor 0.0100
Lakim relative 0,0145
Këndi i buzës së pasme 11.2016 gradë

Profili i krahut fundor

Trashësia relative 0,1080
Rrezja relative e skajit kryesor 0.0117
Lakim relative 0,0158
Këndi i buzës së pasme 11,6657 gradë

Parametrat e krahut

Sipërfaqja e krahëve 1135 ft² ose 105.44 m².
Hapësira e krahëve 94'9'' ose 28,88m (102'5'' ose 31,22m me krahë)
Raporti i pamjes së krahut 9.16
Korda e rrënjës 7,32%
Akordi i fundit 1,62%
Kon i krahut 0,24
Këndi i fshirjes 25 gradë

Kontrolli ndihmës përfshin mekanizimin e krahëve dhe stabilizuesin e rregullueshëm.

Sipërfaqet drejtuese të komandimit kryesor devijohen nga aktivizues hidraulikë, funksionimi i të cilëve sigurohet nga dy sisteme hidraulike të pavarura A dhe B. Secili prej tyre siguron funksionimin normal të komandimit kryesor. Aktivizuesit e drejtimit (aktuesit hidraulikë) përfshihen në instalimet elektrike të kontrollit sipas një skeme të pakthyeshme, d.m.th. ngarkesat aerodinamike nga sipërfaqet e drejtimit nuk transferohen në kontrolle. Forcat në timon dhe pedale krijojnë mekanizma ngarkimi.

Në rast të dështimit të të dy sistemeve hidraulike, ashensori dhe pilotët kontrollohen manualisht nga pilotët, dhe timoni kontrollohet nga një sistem hidraulik gatishmërie.

Kontroll tërthor

Kontrolli anësor kryhet nga hekurat dhe spoilerët e devijuar gjatë fluturimit (spoilerët e fluturimit).

Në prani të fuqisë hidraulike në ngasjet e drejtimit të aeroplanëve, kontrolli anësor funksionon si më poshtë:

lëvizja e rrotave të kontrollit të timoneve përgjatë instalimeve elektrike të kabllove transmetohet në ngasjet e drejtimit të aeroplanëve dhe më tej në shtyllat;
përveç ajleronëve, shtyllat e timonit të aileronit e lëvizin shufrën e sustës (gëzhojën e sustave) të lidhur me sistemin e kontrollit të spoilerit dhe kështu e vënë atë në lëvizje;
Lëvizja e shufrës së pranverës transmetohet në ndërruesin e raportit të marsheve (ndërrues i raportit të spoilerit). Këtu, veprimi i kontrollit zvogëlohet në varësi të sasisë së devijimit të dorezës së kontrollit të spoilerit (leva e frenimit të shpejtësisë). Sa më shumë të devijohen spoilerët në modalitetin e frenimit të ajrit, aq më i ulët është koeficienti i transferimit të lëvizjes së rrotullimit të rrotave drejtuese;
më tej, lëvizja transmetohet në mekanizmin e kontrollit të mikserit të spoilerit, ku i shtohet lëvizjes së dorezës së kontrollit të spoilerit. Në një krah me aileron lart, spoilerët janë ngritur dhe në krahun tjetër, ato janë ulur. Kështu, funksionet e frenimit të ajrit dhe kontrollit anësor kryhen njëkohësisht. Spoilerët aktivizohen kur timoni është i kthyer më shumë se 10 gradë;
gjithashtu, së bashku me të gjithë sistemin, telat e kabllove lëvizin nga pajisja e ndryshimit të raportit të marsheve në pajisjen e ingranazhit (pajisja e lëvizjes së humbur) të mekanizmit të lidhjes së rrotave të dorës.

Pajisja e kyçjes lidh timonin e djathtë me kabllon për të kontrolluar spoilerët në rast të mospërputhjes prej më shumë se 12 gradë (kthimi i timonit).

Në mungesë të fuqisë hidraulike në disqet e drejtimit të aeroplanëve, ato do të devijohen manualisht nga pilotët, dhe kur timoni të kthehet në një kënd prej më shumë se 12 gradë, instalimet kabllore të sistemit të kontrollit të spoilerit do të vendosen. në lëvizje. Nëse në të njëjtën kohë do të funksionojnë makineritë drejtuese të spoilerëve, atëherë spoilerët do të punojnë për të ndihmuar aleronët.

E njëjta skemë i lejon bashkë-pilotit të kontrollojë spoilerët me rrotullim kur rrota e komandimit të komandantit ose kabllot e hekurit bllokohen. Në të njëjtën kohë, ai duhet të aplikojë një forcë të rendit prej 80-120 paund (36-54 kg) në mënyrë që të kapërcejë forcën e parangarkesës së pranverës në mekanizmin e transferimit të hekurit, të devijojë timonin më shumë se 12 gradë dhe më pas do të hyjnë në funksion spoilerët.

Kur timoni i djathtë ose telat e kabllove të spoilerëve bllokohen, komandanti ka aftësinë të kontrollojë hekurat, duke kapërcyer forcën e sustës në mekanizmin e lidhjes së timonit.

Timoni i hekurit lidhet me kabllo në kolonën e majtë të drejtimit nëpërmjet një mekanizmi ngarkimi (njësia e ndijimit dhe përqendrimit të hekurit). Kjo pajisje simulon ngarkesën aerodinamike në aeroplanë, kur ingranazhi i drejtimit është duke punuar, dhe gjithashtu zhvendos pozicionin e forcave zero (mekanizmi i efektit të shkurtimit). Mekanizmi i prerjes së hekurit mund të përdoret vetëm kur autopiloti është i çaktivizuar, pasi piloti automatik kontrollon timonin drejtpërdrejt dhe do të anashkalojë çdo lëvizje të mekanizmit të ngarkimit. Por në momentin që autopiloti fiket, këto përpjekje do të transferohen menjëherë në instalimet elektrike të kontrollit, gjë që do të çojë në një rrotullim të papritur të avionit. Për të reduktuar mundësinë e prerjes së paqëllimshme të aeroplanëve, janë instaluar dy çelësa. Në këtë rast, shkurtimi do të ndodhë vetëm kur të dy çelësat shtypen njëkohësisht.

Për të reduktuar përpjekjet gjatë kontrollit manual (kthimi manual) aleronët kanë servo kompensues kinematikë (tabs) dhe panele balancuese (panel balancimi).

Kompensuesit e servo janë të lidhur kinematikisht me ajleronët dhe devijojnë në drejtimin e kundërt me devijimin e aleronit. Kjo zvogëlon momentin e rrotullimit të aileronit dhe forcën mbi zgjedhën.

Paneli balancues

Panelet balancuese janë panele që lidhin skajin e përparmë të hekurit me pjesën e pasme të krahut duke përdorur nyje me varëse. Kur hekuri devijon, për shembull, poshtë, një zonë e presionit të shtuar shfaqet në sipërfaqen e poshtme të krahut në zonën e hekurit dhe një zonë rrallimi shfaqet në sipërfaqen e sipërme. Ky presion diferencial shtrihet në zonën midis skajit kryesor të hekurit dhe krahut dhe, duke vepruar në panelin e ekuilibrit, zvogëlon momentin e menteshës së hekurit.

Në mungesë të fuqisë hidraulike, drejtuesi i drejtimit funksionon si një shufër e ngurtë. Mekanizmi i efektit të shkurtimit nuk siguron një reduktim real të përpjekjes. Ju mund të shkurtoni forcat në kolonën e drejtimit duke përdorur timonin ose, në raste ekstreme, duke ndryshuar shtytjen e motorëve.

kontrolli i fushës

Sipërfaqet e kontrollit të komandimit gjatësor janë: ashensori, i pajisur me një makinë drejtuese hidraulike dhe stabilizuesi, i pajisur me një makinë elektrike. Kontrollet e pilotëve lidhen me aktivizuesit hidraulikë të ashensorit duke përdorur instalime elektrike. Për më tepër, hyrja e disqeve hidraulike ndikohet nga piloti automatik dhe sistemi i shkurtimit të numrave M.

Kontrolli normal i stabilizatorit kryhet nga çelësat në timon ose autopilot.Kontrolli rezervë i stabilizatorit është mekanik duke përdorur rrotën e kontrollit në panelin qendror të kontrollit.

Dy gjysmat e ashensorit janë të lidhura mekanikisht me njëra-tjetrën me anë të një tubi. Aktivizuesit hidraulikë të ashensorit furnizohen me energji nga sistemet hidraulike A dhe B. Furnizimi me lëng hidraulik tek aktivizuesit kontrollohet nga çelsat në kabinë (çelësat e kontrollit të fluturimit).

Një sistem hidraulik i punës është i mjaftueshëm për funksionimin normal të ashensorit. Në rast të dështimit të të dy sistemeve hidraulike (kthim manual), ashensori devijohet manualisht nga ndonjë prej rrotave të drejtimit. Për të reduktuar momentin e menteshës, ashensori është i pajisur me dy servo kompensatorë aerodinamikë dhe gjashtë panele balancuese.

Prania e paneleve balancuese çon në nevojën për të vendosur stabilizuesin në zhytje të plotë (0 njësi) përpara se ta lyeni kundër kremit. Ky cilësim parandalon hyrjen e llumit dhe lëngut kundër ngrirjes në vrimat e ventilimit në panelet e zbukurimit (shih panelet e zbukurimit të hekurit).

Momenti i menteshës së ashensorit, kur aktivizuesi hidraulik është në punë, nuk transmetohet në timon, dhe forcat në timon krijohen duke përdorur pranverën e mekanizmit të efektit të rregullimit (njësia e ndjesisë dhe përqendrimit), e cila, nga ana tjetër , transmetohen forcat nga simulatori hidraulik i ngarkesës aerodinamike (kompjuteri i ndjesisë së ashensorit).

Mekanizmi i efektit të shkurtimit

Kur timoni devijohet, kamera e qendrës rrotullohet dhe ruli i ngarkuar me susta lë "vrimën" e tij në sipërfaqen anësore të kamerës. Në përpjekje për t'u kthyer përsëri nën veprimin e sustës, krijon një forcë në brezin e kontrollit që parandalon devijimin e timonit. Përveç sustës, në rul vepron edhe aktivizuesi i simulatorit të ngarkesës aerodinamike (kompjuteri i ndjesisë së ashensorit). Sa më e lartë të jetë shpejtësia, aq më i fortë do të shtypet rul kundër kamerës, gjë që do të simulojë një rritje të presionit dinamik.

Një tipar i cilindrit të pistonit të dyfishtë është se ai vepron në njësinë e ndjeshmërisë dhe përqendrimit me maksimumin e dy presioneve komanduese. Kjo është e lehtë për t'u kuptuar nga vizatimi, pasi nuk ka presion midis pistonëve, dhe cilindri do të jetë në gjendjen e tërhequr vetëm në të njëjtat presione komanduese. Nëse një nga presionet bëhet më i madh, atëherë cilindri do të zhvendoset drejt presionit më të lartë derisa njëri prej pistonëve të godasë një pengesë mekanike, duke përjashtuar kështu cilindrin me presion më të ulët nga puna.

Simulator i ngarkesës aerodinamike

Hyrja e kompjuterit të ndjesisë së ashensorit merr shpejtësinë e fluturimit (nga marrësit e presionit të ajrit të instaluar në keel) dhe pozicionin e stabilizatorit.

Nën veprimin e diferencës midis presionit total dhe atij statik, membrana përkulet poshtë, duke zhvendosur bobinën e presionit të komandës. Sa më e madhe të jetë shpejtësia, aq më i madh është presioni i komandës.

Ndryshimi i pozicionit të stabilizatorit transmetohet në kamerën e stabilizatorit, e cila përmes sustës vepron në bobinën e presionit të komandës. Sa më shumë që stabilizuesi të devijohet për t'u ngritur, aq më i ulët është presioni i komandës.

Valvula e sigurisë aktivizohet kur presioni i komandës është shumë i lartë.

Në këtë mënyrë, presioni hidraulik nga sistemet hidraulike A dhe B (210 atm.) konvertohet në presionin komandues përkatës (nga 14 në 150 atm.) duke vepruar në njësinë e ndjeshmërisë dhe qendrës.

Nëse diferenca në presionet e komandës bëhet më se e pranueshme, pilotëve u jepet një sinjal FEEL DIFF PRESS, me kapakët të tërhequr. Kjo situatë është e mundur nëse një nga sistemet hidraulike ose një nga degët e marrësve të presionit të ajrit dështon. Asnjë veprim nuk kërkohet nga ekuipazhi pasi sistemi vazhdon të funksionojë normalisht.

Sistemi i Përmirësimit të Stabilitetit të Shpejtësisë (Sistemi Mach Trim)

Ky sistem është një funksion i integruar i Sistemit Dixhital të Kontrollit të Avionëve (DFCS). Sistemi MACH TRIM siguron stabilitet në shpejtësi në M më shumë se 0,615. Me një rritje në numrin e M, elektromekanizmi MACH TRIM ACTUATOR zhvendos neutralin e mekanizmit të efektit të shkurtimit (njësia e ndjesisë dhe përqendrimit) dhe ashensori devijohet automatikisht në hap, duke kompensuar momentin e zhytjes nga zhvendosja e fokusit aerodinamik përpara. Në këtë rast, asnjë lëvizje nuk transmetohet në timon. Lidhja dhe shkëputja e sistemit ndodh automatikisht në funksion të numrit M.

Sistemi merr numrin M nga kompjuteri i të dhënave të ajrit. Sistemi është me dy kanale. Nëse një kanal dështon, MACH TRIM FAIL shfaqet kur shtypet Master Caution dhe fiket pas Rivendosjes. Në rast të një dështimi të dyfishtë, sistemi nuk funksionon dhe sinjali nuk fiket, është e nevojshme të ruhet numri M jo më shumë se 0.74.

Stabilizuesi kontrollohet nga motorët e zbukurimit: manual dhe autopilot, si dhe mekanikisht, duke përdorur timonin e kontrollit. Në rast bllokimi të motorit elektrik, sigurohet një tufë që shkëput transmetimin nga motorët elektrikë kur forcat aplikohen në timonin e kontrollit.

Kontrolli i stabilizatorit

Motori i prerjes manuale kontrollohet nga çelsat e shtytjes në komandat e pilotit dhe me fletët e zgjatura, stabilizuesi zhvendoset me një ritëm më të shpejtë se sa me pullat e tërhequra. Shtypja e këtyre çelësave çaktivizon autopilotin.

Sistemi i shkurtimit të shpejtësisë

Ky sistem është një funksion i integruar i Sistemit Dixhital të Kontrollit të Avionëve (DFCS). Sistemi kontrollon stabilizuesin duke përdorur servo autopilot për të siguruar stabilitetin e shpejtësisë. Funksionimi i tij është i mundur menjëherë pas ngritjes ose gjatë një rrotullimi. Kushtet e ndezjes janë pesha e lehtë, qendrimi i pasmë dhe funksioni i lartë i motorit.

Sistemi i përmirësimit të qëndrueshmërisë së shpejtësisë funksionon me shpejtësi 90 - 250 nyje. Nëse kompjuteri zbulon një ndryshim në shpejtësi, sistemi ndizet automatikisht kur piloti automatik është i fikur, fletët zgjerohen (në 400/500 pavarësisht nga flapat) dhe shpejtësia e motorit N1 është më shumë se 60%. Në këtë rast, duhet të kalojnë më shumë se 5 sekonda pas prerjes së mëparshme manuale dhe të paktën 10 sekonda pas ngritjes nga pista.

Parimi i funksionimit është zhvendosja e stabilizatorit në varësi të ndryshimit të shpejtësisë së avionit, në mënyrë që gjatë përshpejtimit avioni të tentojë të ngrihet lart dhe anasjelltas. (Kur përshpejtohet nga 90 në 250 nyje, stabilizuesi zhvendoset automatikisht 8 gradë për t'u ngritur). Përveç ndryshimeve në shpejtësi, kompjuteri merr parasysh shpejtësinë e motorit, shpejtësinë vertikale dhe qasjen ndaj ngecjes.

Sa më i lartë të jetë modaliteti i motorit, aq më shpejt sistemi do të fillojë të funksionojë. Sa më e madhe të jetë shkalla vertikale e ngjitjes, aq më shumë stabilizuesi funksionon për një zhytje. Kur afroheni në qoshet e stallave, sistemi fiket automatikisht.

Sistemi është me dy kanale. Nëse një kanal dështon, fluturimi lejohet. Me një refuzim të dyfishtë, nuk mund të fluturosh. Nëse ndodh një dështim i dyfishtë gjatë fluturimit, QRH nuk kërkon ndonjë veprim, por do të ishte logjike të rritej kontrolli i shpejtësisë gjatë fazave të afrimit dhe afrimit të humbur.

Kontrolli i gjurmës

Kontrolli i drejtimit të avionit sigurohet nga timoni. Nuk ka kompensues servo në timon. Devijimi i timonit sigurohet nga një pajisje drejtuese kryesore dhe një pajisje drejtuese rezervë. Makina kryesore e drejtimit mundësohet nga sistemet hidraulike A dhe B, dhe ngasja rezervë është nga sistemi i tretë hidraulik (në gatishmëri). Funksionimi i secilit prej tre sistemeve hidraulike siguron plotësisht kontrollin e drejtimit.

Prerja e timonit duke përdorur dorezën në tastierën qendrore kryhet duke zhvendosur neutralin e mekanizmit të efektit të shkurtimit.

Në avionët e serisë 300-500, u bë një modifikim i skemës së kontrollit të timonit (modifikimi RSEP). RSEP - Programi i Përmirësimit të Sistemit të timonit.

Shenja e jashtme e këtij modifikimi është një ekran shtesë "STBY RUD ON" në këndin e sipërm të majtë të panelit FLIGHT CONTROL.

Kontrolli i rrugës kryhet me pedale. Lëvizja e tyre transmetohet me instalime elektrike në tub, i cili, duke u rrotulluar, lëviz shufrat e kontrollit të ingranazheve drejtuese kryesore dhe rezervë. Një mekanizëm i efektit të shkurtimit është ngjitur në të njëjtin tub.

Mekanizimi i krahëve

Mbledhjet e krahëve dhe sipërfaqet e kontrollit

Motori kalimtar

Figura tregon natyrën e proceseve kalimtare të motorit me RMS të fikur dhe në punë.

Kështu, kur RMS është në punë, pozicioni i mbytjes përcakton N1 të dhënë. Prandaj, gjatë ngritjes dhe ngjitjes, shtytja e motorit do të mbetet konstante, me pozicionin e mbytjes të pandryshuar.

Karakteristikat e kontrollit të motorit kur RMS është i fikur

Me PMC-në të fikur, MEC ruan RPM të caktuar N2, dhe me rritjen e shpejtësisë së ngritjes, RPM N1 do të rritet. Në varësi të kushteve, rritja e N1 mund të jetë deri në 7%. Pilotëve nuk u kërkohet të zvogëlojnë fuqinë gjatë ngritjes për sa kohë që kufijtë e motorit nuk tejkalohen.

Kur modaliteti i motorit zgjidhet në nisje, me PMC të çaktivizuar, teknologjia e simulimit të temperaturës së ajrit të jashtëm (temperatura e supozuar) nuk mund të përdoret.

Në ngjitjen pas ngritjes, është e nevojshme të monitoroni revolucionet N1 dhe të korrigjoni rritjen e tyre në kohën e duhur duke rregulluar mbytjen.

tërheqje automatike

Autothrottle është një sistem elektromekanik i kontrolluar nga kompjuteri që kontrollon shtytjen e motorëve. Automatoni i lëviz mbytet në mënyrë të tillë që të ruajë shpejtësinë e specifikuar N1 ose shpejtësinë e specifikuar të fluturimit gjatë gjithë fluturimit nga ngritja deri në prekjen e pistës. Ai është krijuar për të punuar në lidhje me një autopilot dhe një kompjuter navigimi (FMS, Sistemi i Menaxhimit të Fluturimit).

Autothrottle ka këto mënyra të funksionimit: ngritje (TAKEOFF); ngjit (CLIMB); okupimi i një lartësie të caktuar (ALT ACQ); fluturim lundrimi (CRUISE); ulje (Zbritje); afrimi i uljes (QASJA); afrimi i humbur (SHKO-RROUND).

FMC i komunikon motorit automatik mënyrën e kërkuar të funksionimit, grupin N1 RPM, RPM maksimale të vazhdueshme të motorit, RPM-të e rritjes maksimale, lundrimit dhe afrimit të humbur dhe informacione të tjera.

Karakteristikat e funksionimit të automatikut në rast të dështimit të FMC

Në rast të një dështimi të FMC, kompjuteri automatik llogarit kufirin e tij N1 RPM dhe shfaq sinjalin "A/T LIM" tek pilotët. Nëse automatiku është në modalitetin e ngritjes në këtë moment, ai automatikisht do të shkëputet me një tregues "A/T" të dështimit.

RPM N1 e llogaritur nga makineria mund të jetë brenda (+0% -1%) e RPM-së së llogaritur në FMC (kufijtë e ngjitjes N1 të FMC).

Në modalitetin e rrotullimit, rrotullimet N1 të llogaritura nga makina sigurojnë një tranzicion më të butë nga afrimi në ngjitje dhe llogariten nga kushtet për sigurimin e një gradienti pozitiv të ngjitjes.

Karakteristikat e funksionimit të automatikut kur RMS nuk funksionon

Kur RMS nuk funksionon, pozicioni i mbytjes nuk korrespondon më me shpejtësinë e specifikuar N1 dhe, për të parandaluar shpejtësinë e tepërt, automatiku zvogëlon kufirin e devijimit të mbytjes së përparme nga 60 në 55 gradë.

Shpejtësia ajrore

Nomenklatura e shpejtësisë e përdorur në manualet e Boeing:

Shpejtësia e treguar e ajrit (Indicated ose IAS) - treguesi i treguesit të shpejtësisë së ajrit pa korrigjime.
Shpejtësia treguese e tokës (e kalibruar ose CAS). Shpejtësia e treguar në tokë është e barabartë me shpejtësinë e treguar, në të cilën bëhen korrigjimet aerodinamike dhe instrumentale.
Shpejtësia e treguar (Ekuivalente ose EAS). Shpejtësia e treguar është e barabartë me shpejtësinë e treguar në tokë të korrigjuar për kompresueshmërinë e ajrit.
Shpejtësia e vërtetë (e vërtetë ose TAS). Shpejtësia e vërtetë është e barabartë me shpejtësinë e treguar të korrigjuar për densitetin e ajrit.

Le të fillojmë me shpjegimet e shpejtësive në rend të kundërt. Shpejtësia e vërtetë e një avioni është shpejtësia e tij në raport me ajrin. Matja e shpejtësisë së ajrit në një avion kryhet duke përdorur marrës të presionit të ajrit (APS). Ata matin presionin total të rrjedhës së ndenjur fq* (pitot) dhe presioni statik fq(statike). Le të supozojmë se rregullatori i presionit të ajrit në avion është ideal dhe nuk paraqet asnjë gabim dhe se ajri është i pakompresueshëm. Pastaj pajisja që mat diferencën midis presioneve të marra do të masë presionin e shpejtësisë së ajrit fq * − fq = ρ * V 2 / 2 . Koka e shpejtësisë varet nga shpejtësia e vërtetë V, dhe në densitetin e ajrit ρ. Meqenëse shkalla e instrumentit është kalibruar në kushte tokësore me densitet standard, atëherë në këto kushte instrumenti do të tregojë shpejtësinë e vërtetë. Në të gjitha rastet e tjera, pajisja do të tregojë një vlerë abstrakte të quajtur shpejtësia e treguesit.

Shpejtësia e treguar V i luan një rol të rëndësishëm jo vetëm si një sasi e nevojshme për të përcaktuar shpejtësinë e ajrit. Në fluturimin e qëndrueshëm horizontal për një masë të caktuar avioni, ai përcakton në mënyrë unike këndin e tij të sulmit dhe koeficientin e ngritjes.

Duke marrë parasysh që me shpejtësi fluturimi më shumë se 100 km/h, kompresueshmëria e ajrit fillon të shfaqet, diferenca reale e presionit e matur nga pajisja do të jetë disi më e madhe. Kjo vlerë do të quhet shpejtësia e treguesit tokësor V i 3 (i kalibruar). Diferenca V i − V i 3 quhet korrigjimi i kompresueshmërisë dhe rritet me lartësinë dhe shpejtësinë e ajrit.

Një aeroplan fluturues shtrembëron presionin statik rreth tij. Në varësi të pikës së instalimit të marrësit të presionit, pajisja do të matë presione statike paksa të ndryshme. Presioni total praktikisht nuk është i shtrembëruar. Korrigjimi për vendndodhjen e pikës së matjes së presionit statik quhet aerodinamik (korrigjim për pozicionin statik të burimit). Një korrigjim instrumental për ndryshimin midis kësaj pajisjeje dhe standardit është gjithashtu i mundur (për Boeing merret e barabartë me zero). Kështu, vlera e treguar nga një pajisje reale e lidhur me një HPH real quhet shpejtësia e treguar.

Në treguesit e kombinuar të shpejtësisë dhe numrit M, treguesi i shpejtësisë së tokës (i kalibruar) shfaqet nga kompjuteri i parametrave të lartësisë dhe shpejtësisë (kompjuteri i të dhënave të ajrit). Treguesi i kombinuar i shpejtësisë dhe lartësisë tregon shpejtësinë e treguar, të marrë nga presionet e marra direkt nga HPH.

Merrni parasysh keqfunksionimet tipike të lidhura me PVD. Në mënyrë tipike, ekuipazhi njeh problemet gjatë ngritjes ose menjëherë pas ngritjes. Në shumicën e rasteve, këto janë probleme që lidhen me ngrirjen e ujit në tubacione.

Në rast të një bllokimi në sondat pitot, treguesi i shpejtësisë së ajrit nuk do të tregojë një rritje të shpejtësisë gjatë rrotullimit të ngritjes. Megjithatë, pas ngritjes, shpejtësia do të fillojë të rritet ndërsa presioni statik zvogëlohet. Altimetrat do të funksionojnë pothuajse si duhet. Me përshpejtimin e mëtejshëm, shpejtësia do të rritet deri në vlerën e duhur dhe më pas do të kalojë kufirin me alarmin përkatës (paralajmërim mbi shpejtësinë). Kompleksiteti i këtij dështimi është se për disa kohë instrumentet do të tregojnë lexime pothuajse normale, të cilat mund të japin iluzionin e rivendosjes së funksionimit normal të sistemit.

Nëse portat statike bllokohen gjatë ngritjes, sistemi do të funksionojë normalisht, por gjatë ngjitjes do të tregojë një rënie të mprehtë të shpejtësisë deri në zero. Leximet e lartësisë do të mbeten në lartësinë e aeroportit. Nëse pilotët përpiqen të ruajnë leximet e kërkuara të shpejtësisë duke zvogëluar hapin e ngjitjes, atëherë, si rregull, kjo përfundon duke tejkaluar kufijtë maksimalë të shpejtësisë.

Përveç rasteve të bllokimit të plotë, është i mundur bllokimi i pjesshëm ose depresioni i tubacioneve. Në këtë rast, mund të jetë shumë më e vështirë të dallosh një dështim. Pika kryesore është të njihni sistemet dhe instrumentet që nuk preken nga dështimi dhe të përfundoni fluturimin me ndihmën e tyre. Nëse ka një tregues të këndit të sulmit - fluturoni brenda sektorit të gjelbër, nëse jo - vendosni hapin dhe rpm të motorëve N1 në përputhje me modalitetin e fluturimit sipas tabelave të shpejtësisë së pasigurt të ajrit në QRH. Dilni sa më shumë nga retë. Kërkoni ndihmë nga shërbimi i trafikut, duke qenë se mund të kenë informacion të pasaktë për lartësinë tuaj të fluturimit. Mos u besoni instrumenteve që ishin të dyshimta, por duken se funksionojnë si duhet për momentin.

Si rregull, informacione të besueshme në këtë rast: sistemi inercial (pozicioni në hapësirë dhe shpejtësia e tokës), shpejtësia e motorit, lartësimatësi i radios, funksionimi i tundësit të shkopit (afrimi i stallës), funksionimi EGPWS (afërsia e rrezikshme e tokës).

Grafiku tregon shtytjen e kërkuar të motorit (forca e tërheqjes së aeroplanit) gjatë fluturimit në nivel në nivelin e detit në një atmosferë standarde. Shtytja është në mijëra paund dhe shpejtësia është në nyje.

Nisja

Rruga e ngritjes shtrihet nga pika e fillimit deri në një ngjitje prej 1500 këmbësh, ose në fund të tërheqjes së përplasjes me shpejtësinë e ajrit. V FTO (shpejtësia përfundimtare e ngritjes), cila nga këto pika është më e lartë.

Pesha maksimale e ngritjes së një avioni kufizohet nga kushtet e mëposhtme:

Energjia maksimale e lejueshme e absorbuar nga frenat në rast të një ngritjeje të refuzuar.
Gradienti minimal i lejuar i ngjitjes.
Koha maksimale e lejuar e funksionimit të motorit në modalitetin e ngritjes (5 minuta), në rast të një ngritjeje të vazhdueshme për të fituar lartësinë e kërkuar dhe për të përshpejtuar për të tërhequr mekanizimin.
Distanca e disponueshme e ngritjes.
Pesha maksimale e lejuar e certifikuar e ngritjes.
Hapësira minimale e lejuar mbi pengesat.
Shpejtësia maksimale e lejuar në tokë e ndarjes nga pista (sipas forcës së gomave). Zakonisht 225 nyje, por ndoshta 195 nyje. Kjo shpejtësi shkruhet direkt në pneumatikë.
Shpejtësia minimale evolucionare e ngritjes; V MCG (shpejtësia minimale e kontrollit në tokë)

Gradienti minimal i lejuar i ngjitjes

Në përputhje me standardet e vlefshmërisë ajrore FAR 25 (Rregulloret Federale të Aviacionit), gradienti normalizohet në tre segmente:

Me pjesën e poshtme të zgjatur, rrathët në pozicionin e ngritjes - gradienti duhet të jetë më i madh se zero.
Pas tërheqjes së marsheve, përplasjet në pozicionin e ngritjes - gradient minimal 2.4%. Pesha e ngritjes është e kufizuar, si rregull, në përmbushjen e kësaj kërkese.
Në konfigurimin e lundrimit, gradienti minimal është 1.2%.

distanca e ngritjes

Gjatësia e fushës së ngritjes është gjatësia operative e pistës, duke marrë parasysh shiritin e fundit të sigurisë (Stopway) dhe rrugën e lirë.

Distanca e disponueshme e ngritjes nuk mund të jetë më e vogël se asnjë nga tre distancat:

Distancat e ngritjes nga fillimi i lëvizjes deri në lartësinë e ekranit 35 ft dhe shpejtësi të sigurt V 2 në dështimin e motorit në shpejtësinë e vendimit V 1 .
Distancat e ndërprera të ngritjes, me dështim të motorit në V EF. ku V EF(dështimi i motorit) - shpejtësia në momentin e dështimit të motorit, supozohet se piloti e njeh dështimin dhe kryen veprimin e parë për të ndërprerë ngritjen me shpejtësinë e vendimit. V një. Në një pistë të thatë, efekti i lëvizjes së motorit në drejtim të kundërt nuk merret parasysh.
Distancat e ngritjes me motorë që funksionojnë normalisht nga fillimi i lëvizjes deri në ngjitjen e një pengese të kushtëzuar prej 35 këmbësh, shumëzuar me një faktor 1.15.

Distanca e disponueshme e ngritjes përfshin gjatësinë e funksionimit të pistës dhe gjatësinë e ndalesës.

Gjatësia e rrugës së lirë mund t'i shtohet distancës së disponueshme të ngritjes, por jo më shumë se gjysma e shtegut të ngritjes ajrore nga pika e ngritjes në një ngjitje prej 35 këmbësh dhe një shpejtësi të sigurt.

Nëse i shtojmë gjatësinë e pistës gjatësisë së pistës, atëherë mund të rrisim peshën e ngritjes dhe shpejtësia e vendimit do të rritet, për të siguruar një ngjitje prej 35 këmbësh mbi fundin e pistës.

Nëse përdorim një rrugë të lirë, mund të rrisim edhe peshën e ngritjes, por kjo do të zvogëlojë shpejtësinë e vendimit, pasi duhet të sigurohemi që avioni të ndalet në rast të një ngritjeje të refuzuar me një peshë të shtuar brenda gjatësisë së funksionimit të pistës. . Në rast të një ngritjeje të vazhdueshme, avioni do të ngjitet më pas 35 këmbë nga pista, por mbi pistën e lirë.

Pastrimi minimal i lejueshëm i pengesave

Hapësira minimale e pengesave e lejuar në shtegun neto të ngritjes është 35 këmbë.

Një shteg "i pastër" ngritjeje është ai, gradienti i ngjitjes së të cilit zvogëlohet me 0,8% në krahasim me gradientin aktual të ngjitjes për kushtet e dhëna.

Kur ndërtohet një skemë për një dalje standarde nga zona e aerodromit pas ngritjes (SID), përcaktohet një gradient minimal i një trajektoreje "të pastër" prej 2.5%. Kështu, për të përmbushur skemën e daljes, pesha maksimale e ngritjes së avionit duhet të sigurojë një gradient ngjitjeje prej 2,5 + 0,8 = 3,3%. Disa modele daljeje mund të kërkojnë një gradient më të lartë, duke kërkuar një reduktim të peshës së ngritjes.

Shpejtësia minimale evolucionare e ngritjes

Kjo është shpejtësia e referencës në tokë gjatë fluturimit në ngritje, në të cilën, në rast të një dështimi të papritur të një motori kritik, është e mundur të ruhet kontrolli i avionit duke përdorur vetëm timonin (pa përdorimin e kontrollit të rrotës së ingranazhit me hundë) dhe të mirëmbahet kontroll anësor në atë masë që të mbajë krahun afër horizontalit.për të siguruar një vazhdimësi të sigurt të ngritjes. V MCG nuk varet nga gjendja e pistës, pasi përcaktimi i saj nuk merr parasysh reagimin e pistës ndaj avionit.

Tabela tregon V MCG në nyje për ngritje me motorë me shtytje 22K. Ku OAT aktuale është temperatura e ajrit të jashtëm dhe shtypja ALT është lartësia e aeroportit në këmbë. Nënshkrimi i referohet ngritjes me rrjedhjen e motorit të fikur (asnjë motor nuk rrjedh gjak në ngritje), ndërsa shtytja e motorit rritet, kështu rritet V MCG .

OAT aktuale	Shtypni 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

Për A/C OFF rrisni V1(MCG) me 2 nyje.

Një ngritje me një motor të dështuar mund të vazhdohet vetëm nëse dështimi i motorit ndodh me një shpejtësi prej të paktën V MCG .

Ngritja e lagësht e pistës

Kur llogaritet pesha maksimale e lejueshme e ngritjes, në rastin e një ngritjeje të zgjatur, përdoret një lartësi e reduktuar e ekranit prej 15 këmbësh, në vend të 35 këmbëve për një pistë të thatë. Në këtë drejtim, është e pamundur të përfshihet një rrugë e lirë në llogaritjen e distancës së ngritjes.

Në autopilotët e parë, kanali i drejtimit stabilizon automatikisht drejtimin e avionit duke devijuar timonin në proporcion me devijimin e drejtimit aktual nga ai i dhënë:

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

ku δ n - këndi i devijimit të timonit;

ψ s, ψ - vlera e dhënë dhe aktuale e kursit;

dψ/dt = ω y - shpejtësia këndore e avionit në lidhje me boshtin Y (nga sensori i shpejtësisë këndore në lidhje me boshtin vertikal të CRS).

Më shpesh, kur avioni është duke u kthyer në një kurs të caktuar, kontrolli kryhet nga kanali i rrotullimit, sepse aerodinamika e avionit është e tillë që kur avioni rrotullohet, ai kthehet përgjatë kursit. Titulli i dhënë vendoset në vendosësin e titullit (për shembull, ZK-2, i cili është pjesë e gjiro-gjysmë-busullës, shih Fig. 6.4). Në vendosësin e titullit, gjenerohet një sinjal (ψ s - ψ) i devijimit të kursit të dhënë ψ s, i vendosur nga rafti nga rryma ψ, i matur nga sensori xhiro. Në këtë rast, sinjali i vendosjes së kursit është baza për gjenerimin e një sinjali kontrolli për devijimin e aileronit.

Figura 6.4 Pjesa e përparme e vendosësit të kursit ZK-2

Në aeroplanët e pajisur me një pajisje PNP të planifikuar lundrimi (shih Fig. 6.5) dhe një matës Doppler të shpejtësisë në tokë dhe këndit të lëvizjes DISS, piloti mund të vendosë një drejtim të caktuar me raftin e majtë, duke marrë parasysh këndin e lëvizjes.

Oriz. 6.5 Instrument lundrimi i planifikuar

Në avionët me tregues elektronikë, titulli i caktuar caktohet nga çelësi HDG në panelin e kontrollit ACS dhe shfaqet në treguesin e navigimit dhe në panelin e kontrollit ACS.

Oriz. 6.6 Seteri dhe treguesi i drejtimit (HDG) në panelin e kontrollit të ACS B-737

Oriz. 6.6 Seteri dhe treguesi i drejtimit (HDG) në panelin e kontrollit të ACS A-320

Amortizatore

Shumica e avionëve modernë të pasagjerëve kanë një sistem kontrolli automatik në të cilin kanali i timonit nuk kontrollon kursin e avionit, por vetëm zbut lëkundjet e avionit rreth boshtit vertikal përgjatë këndit të kthesës, domethënë, kanali i drejtimit është një "damper i pastër". Timoni ose një pjesë e veçantë e tij devijohet nga njësia drejtuese duke përdorur sinjalin e shpejtësisë këndore të rrotullimit të avionit në lidhje me boshtin vertikal ω у = dψ/dt, që vjen nga sensori i shpejtësisë këndore dhe sinjali i mbingarkesës n z, nga sensori linear i nxitimit. Ligji i kontrollit ka formën:

Kanali i drejtimit mund të fillojë të funksionojë si një amortizues dridhjesh përpara se ACS të ndizet në modalitetin autopilot "AP". Kjo mund të jetë para ngritjes, e cila kryhet në modalitetin e timonit. Në këtë rast, timoni kontrollohet nga një amortizues autonom i devijimit (ADR, YD), i cili ndihmon pilotin të kontrollojë avionin duke shtypur grumbullimin e lëkundjeve përgjatë këndit të devijimit.

Leksioni 7

7.1 Sigurimi i stabilitetit dhe kontrollueshmërisë së avionit gjatë fluturimit automatik

Autopilotët, si rregull, fillojnë të punojnë pas ngritjes në një lartësi prej rreth 300 metrash dhe fiken para uljes. Autopilotët çaktivizohen gjithashtu në rast të dështimit të motorit, gungave dhe kushteve të tjera të vështira. Kjo për faktin se autopiloti nuk siguron një nivel të mjaftueshëm stabiliteti, kontrollueshmërie dhe besueshmërie në këto mënyra.

Zhvillimi i autopilotëve dhe shndërrimi i tyre në sisteme automatike të kontrollit shoqërohet me shfaqjen e mënyrave të kontrollit të trajektores dhe qasjes automatike. Për të siguruar këto mënyra, janë marrë masa shtesë për të rritur stabilitetin dhe kontrollueshmërinë e avionit dhe, si rezultat, sigurinë e fluturimit automatik në të gjitha fazat e tij. Këto masa reduktohen kryesisht në përmirësimin e ligjeve të kontrollit në modalitetin "AP" duke futur sinjale shtesë për kontroll.

Amortizatore. Parimet e Akademisë së Aviacionit të Fluturimit të Oksfordit

Profili në mes

Profili i krahut më afër majës

Profili i krahut fundor

Parametrat e krahut

Kontroll tërthor

kontrolli i fushës

Kontrolli i gjurmës

Mekanizimi i krahëve

Karakteristikat e kontrollit të motorit kur RMS është i fikur

tërheqje automatike

Karakteristikat e funksionimit të automatikut në rast të dështimit të FMC

Karakteristikat e funksionimit të automatikut kur RMS nuk funksionon

Shpejtësia ajrore

Nisja

Gradienti minimal i lejuar i ngjitjes

distanca e ngritjes

Pastrimi minimal i lejueshëm i pengesave

Shpejtësia minimale evolucionare e ngritjes

Ngritja e lagësht e pistës

Amortizatore

7.1 Sigurimi i stabilitetit dhe kontrollueshmërisë së avionit gjatë fluturimit automatik

Popullore