แดมเปอร์หันเห หลักการของ Flight Oxford Aviation Academy
กวาดปีก.
ดังแสดงในรูปภาพ การเลื่อนจะเปลี่ยนการกวาดที่มีประสิทธิภาพของครึ่งปีกที่กวาดแล้ว หากปีกสร้างแรงยก ครึ่งปีกที่มีการกวาดอย่างมีประสิทธิภาพน้อยกว่าจะสร้างแรงได้มากกว่าครึ่งปีกตรงข้าม สิ่งนี้จะให้โมเมนต์ม้วนตัวที่เสถียร ดังนั้น, ปีกที่กวาดช่วยเพิ่มความมั่นคงด้านข้างของเครื่องบิน(ปีกหลังกวาดลดความมั่นคงด้านข้าง)
อิทธิพลของการกวาดเป็นสัดส่วนกับ C y และมุมกวาดของปีก รูปแสดงให้เห็นว่าด้วยการเลื่อนแบบเดียวกัน ความแตกต่างของแรงยกของครึ่งปีกจะเพิ่มขึ้นตามการเพิ่มขึ้นของ C y (ความเร็วที่ลดลง) เนื่องจากเครื่องบินความเร็วสูงต้องการปีกแบบกวาด พวกมันจึงมีความมั่นคงด้านข้างมากเกินไปที่ความเร็วต่ำ
เครื่องบินปีกกว้างต้องมีปีก V ตามขวางที่เล็กกว่าเครื่องบินปีกตรง
กระดูกงูสร้างโมเมนต์เสถียรภาพเล็กน้อยเมื่อเลื่อน เนื่องจากจุดที่ใช้แรงด้านข้างของกระดูกงูอยู่เหนือจุดศูนย์ถ่วง แรงด้านข้างของกระดูกงูจึงให้ความมั่นคงตามทิศทางด้วย บทบาทเล็กน้อยในความมั่นคงด้านข้างของเครื่องบิน.
หน้าท้องซึ่งอยู่ต่ำกว่าจุดศูนย์ถ่วงและมีผลเสียต่อความมั่นคงด้านข้าง
โดยทั่วไป ความมั่นคงด้านข้างไม่ควรมากเกินไป การตอบสนองต่อการหมุนของเครื่องบินมากเกินไปต่อการลื่นไถลอาจส่งผลให้เกิดการสั่นของพิทช์ดัตช์หรือต้องการให้ระบบควบคุมด้านข้างของเครื่องบินมีประสิทธิภาพมากสำหรับการขึ้นและลงของทางลม
หากเครื่องบินแสดงเสถียรภาพด้านข้างที่น่าพอใจในเที่ยวบินล่องเรือ แสดงว่ามีการเบี่ยงเบนเล็กน้อยจากบรรทัดฐานในระหว่างการบินขึ้นและลงจอด เนื่องจากอิทธิพลของปีกนกและแรงขับของเครื่องยนต์ไม่เสถียร จึงเป็นไปได้ที่จะลดความเสถียรลงเนื่องจากอิทธิพลของมัน
การยืดออกของปีกนกทำให้ส่วนด้านในของปีกมีประสิทธิภาพมากขึ้น และเนื่องจากส่วนเหล่านี้อยู่ใกล้กับจุดศูนย์ถ่วงมากขึ้น ช่วงเวลาที่เกิดจากการเปลี่ยนแปลงในแรงยกของปีกกึ่งปีกจึงลดลง
อิทธิพลของแรงขับของเครื่องยนต์ในเครื่องบินเจ็ทนั้นไม่มีนัยสำคัญ แต่มีนัยสำคัญในเครื่องบินที่ขับเคลื่อนด้วยใบพัด
การส่งกำลังของส่วนด้านในของปีกด้วยความเร็วต่ำทำให้ปีกทั้งสองมีประสิทธิภาพมากกว่าส่วนด้านนอกมาก ซึ่งลดความมั่นคงด้านข้าง
การผสมผสานผลกระทบของปีกนกและการส่งกำลังของใบพัดอาจทำให้เสถียรภาพด้านข้างลดลงอย่างมากในโหมดการบินขึ้นและลงจอดของเครื่องบินที่ขับเคลื่อนด้วยใบพัด
เครื่องบินต้องมีความมั่นคงด้านข้าง แต่ความมั่นคงต้องไม่ดีมาก นอกจากนี้ อนุญาตให้มีข้อยกเว้นบางประการสำหรับโหมดการบินขึ้นและลงจอด
ปัญหาที่เกิดจากความยืดหยุ่นมากเกินไปมีความสำคัญและจัดการได้ยาก
นักบินรู้สึกถึงความมั่นคงด้านข้างผ่านการโก่งตัวของพวงมาลัยที่จำเป็น (ก้านควบคุม) เพื่อรักษาการหมุนที่กำหนดในกรณีที่เครื่องบินลื่น (ลมกระโชกด้านข้าง การโก่งตัวของแป้นเหยียบ การขับของเครื่องยนต์ที่ไม่สมมาตร ฯลฯ) ในกรณีที่มีความมั่นคงด้านข้าง นักบินจะถูกบังคับให้เบี่ยงพวงมาลัยไปในทิศทางของการลื่นที่เกิดขึ้น (ด้านตรงข้ามกับแป้นเบี่ยง)
บทสรุป: นักออกแบบต้องเผชิญกับภาวะที่กลืนไม่เข้าคายไม่ออก เพื่อเพิ่มความเร็วในการบิน มีการติดตั้งปีกแบบกวาดบนเครื่องบิน แต่สิ่งนี้จะเพิ่มความมั่นคงด้านข้าง หากต้องการลดให้ลด V ตามขวางของปีก เมื่อปีกด้านบนบนลำตัวเครื่องบิน มีผลเพิ่มเติมที่ช่วยเพิ่มความมั่นคงด้านข้าง เพื่อต่อสู้กับสิ่งนี้จะใช้ปีก V เชิงลบ
การโต้ตอบแบบไดนามิกของการติดตามและการเคลื่อนไหวข้าม
ในการทบทวนครั้งก่อน การตอบสนองของเครื่องบินที่จะหมุนและหันเหได้รับการพิจารณาแยกกัน เพื่อการวิเคราะห์โดยละเอียด
อันที่จริง ช่วงเวลาทั้งสองนี้เกิดขึ้นพร้อมกัน: โมเมนต์การเหยียบจากความมั่นคงด้านข้างและโมเมนต์หันเหจากความเสถียรคงที่ตามทิศทาง
ความไม่เสถียรของเกลียว
เครื่องบินแสดงความไม่เสถียรของเกลียวหากเสถียรภาพของทิศทางสูงมากเมื่อเทียบกับความมั่นคงด้านข้าง
ความไม่แน่นอนของเกลียวแสดงออกอย่างราบรื่น หลังจากที่เครื่องบินได้รับผลกระทบจากสิ่งรบกวน ก็เริ่มค่อยๆ เพิ่มการม้วนตัว ซึ่งสามารถค่อยๆ กลายเป็นเกลียวลงที่สูงชันได้
สาเหตุของความไม่เสถียรของเกลียวเกิดขึ้นเนื่องจากเครื่องบินกำจัดการลื่นที่เกิดขึ้นอย่างรวดเร็ว ในขณะที่ความมั่นคงด้านข้างที่อ่อนแอไม่มีเวลาถอดม้วน ในกรณีนี้ โมเมนต์ของการทรงตัวด้านข้างจะถูกตอบโต้ด้วยโมเมนต์การหมุนของเฮลิคัล ซึ่งเกิดขึ้นเมื่อเครื่องบินหมุนรอบแกนปกติ สมมติว่ามีสลิปทางด้านขวา เสถียรภาพของทิศทางเริ่มหันจมูกของเครื่องบินไปทางขวา ในกรณีนี้ ปีกซ้ายจะเคลื่อนที่ไปตามรัศมีที่ใหญ่กว่า แรงยกของปีกจะเพิ่มขึ้นและมีแนวโน้มที่จะหมุนเครื่องบินไปทางขวา ตรงข้ามกับช่วงเวลาของการทรงตัวด้านข้าง
อัตราการพัฒนาม้วนระหว่างความไม่เสถียรของเกลียวมักจะอ่อนแอ ซึ่งไม่สร้างปัญหาสำหรับนักบินในการควบคุมเครื่องบิน
"ขั้นตอนดัตช์".
การสั่นของพิทช์ดัตช์เกิดขึ้นเมื่อความมั่นคงด้านข้างของเครื่องบินมากกว่าความเสถียรของทิศทาง
สิ่งเหล่านี้เกิดขึ้นเองตามธรรมชาติของการสั่นสะเทือนที่ไม่ต้องการซึ่งเกิดจากการโต้ตอบของแทร็กและช่องทางตามขวาง
เมื่อเครื่องบินมีการลื่น จังหวะที่ม้วนตัวจะสร้างการม้วนตัวกับใบ ในครึ่งปีกที่ยกสูงขึ้น การยกและการลากแบบอุปนัยจะมากกว่าแบบครึ่งปีกจากมากไปน้อย สิ่งนี้สร้างช่วงเวลาหันเหเพื่อลดมุมลื่น แต่เนื่องจากความเฉื่อย เครื่องบินจึงพุ่งเกินค่าศูนย์และเกิดการลื่นที่อีกด้านหนึ่ง จากนั้นกระบวนการจะทำซ้ำในอีกด้านหนึ่ง
เพื่อขจัดระยะพิทช์ของชาวดัตช์ เครื่องบินได้รับการติดตั้งแดมเปอร์แบบหันเหที่เพิ่มเสถียรภาพของทิศทางโดยปลอมแปลงโดยเบี่ยงเบนหางเสือเพื่อตอบโต้อัตราการหันเหที่เกิดขึ้น
หากแดมเปอร์หันเหล้มเหลวในการบิน ขอแนะนำให้กำจัดการสั่นที่เกิดขึ้นโดยใช้การควบคุมด้านข้างของเครื่องบิน เพราะเมื่อใช้หางเสือ ปฏิกิริยาล่าช้าของเครื่องบินทำให้นักบินสามารถแกว่งเครื่องบินได้ (PIO) ในกรณีนี้ "ขั้นบันไดดัตช์" สามารถนำไปสู่การแกว่งที่แตกต่างและสูญเสียการควบคุมเครื่องบินได้อย่างรวดเร็ว
"ระยะพิทช์ภาษาดัตช์" เป็นสิ่งที่ไม่พึงปรารถนา และความไม่แน่นอนของเกลียวก็เป็นที่ยอมรับได้หากอัตราการม้วนขึ้นต่ำ ดังนั้นระดับความมั่นคงด้านข้างไม่ควรมาก
หากระดับความเสถียรของทิศทางของเครื่องบินเพียงพอที่จะป้องกัน "ขั้นบันไดดัตช์" ก็เพียงพอแล้วโดยอัตโนมัติที่จะป้องกันความไม่เสถียรของทิศทางตามทิศทาง (เพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่องในมุมการลื่น) เนื่องจากคุณสมบัติการบินที่ดีที่สุดนั้นแสดงให้เห็นโดยเครื่องบินที่มีความเสถียรของทิศทางระดับสูงและระดับความมั่นคงด้านข้างขั้นต่ำที่ต้องการขั้นต่ำ เครื่องบินส่วนใหญ่มีความไม่เสถียรที่เป็นเกลียวเล็กๆ ดังที่ได้กล่าวไปแล้วความไม่เสถียรของเกลียวที่อ่อนแอนั้นไม่ค่อยมีความสำคัญสำหรับนักบินและดีกว่า "ขั้นบันไดดัตช์" มาก
ปีกที่กวาดส่งผลกระทบอย่างมากต่อการทรงตัวด้านข้าง เนื่องจากระดับของอิทธิพลนี้ขึ้นอยู่กับ C y ลักษณะไดนามิกของเครื่องบินอาจแตกต่างกันไปตามความเร็วในการบิน ที่ความเร็วสูง (เล็ก C y) ความมั่นคงด้านข้างจะต่ำและเครื่องบินมีความไม่เสถียรของเกลียว ที่ความเร็วต่ำ ความมั่นคงด้านข้างจะเพิ่มขึ้น และแนวโน้มที่จะแกว่ง "ขั้นดัตช์" เพิ่มขึ้น
ไพลอตสวิง (PIO)
การสั่นสะเทือนที่ไม่ต้องการของเครื่องบินอาจเกิดจากการเคลื่อนไหวของส่วนควบคุมเครื่องบินโดยไม่ได้ตั้งใจ การสั่นสามารถเกิดขึ้นได้กับทุกแกน แต่การสั่นตามยาวในระยะเวลาสั้นเป็นสิ่งที่อันตรายที่สุด เนื่องจากความล่าช้าในการป้อนกลับ ระบบนำร่อง/ระบบควบคุม/ระบบเครื่องบินสามารถกระตุ้นการสั่นสะเทือนซึ่งนำไปสู่ความล้มเหลวของโครงสร้างและการสูญเสียการควบคุม
เมื่อเวลาตอบสนองของนักบินและระบบควบคุมล่าช้าไปพร้อมกับระยะเวลาการแกว่งตามธรรมชาติของเครื่องบิน การตอบสนองการควบคุมของนักบินโดยไม่ได้ตั้งใจอาจทำให้แอมพลิจูดการสั่นเพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็ว เนื่องจากการสั่นเหล่านี้มีความถี่ค่อนข้างสูง แอมพลิจูดสามารถไปถึงค่าที่เป็นอันตรายได้ในระยะเวลาอันสั้น
เมื่อเข้าสู่โหมดเครื่องบิน การดำเนินการที่มีประสิทธิภาพมากที่สุดคือปล่อยการควบคุม ความพยายามใดๆ ที่จะบังคับหยุดการสั่นจะมีแต่การกระตุ้นต่อไปและเพิ่มขนาดของมัน การปล่อยปุ่มควบคุมช่วยขจัดสาเหตุของการสั่นสะเทือนที่กระตุ้นและทำให้เครื่องบินออกจากโหมดได้เนื่องจากความเสถียรแบบไดนามิกของตัวเอง
บินด้วยเลข M สูง
โดยปกติ เที่ยวบินที่หมายเลข M สูงจะเกิดขึ้นที่ระดับความสูงที่สูง พิจารณาผลกระทบของระดับความสูงที่สูงต่อพฤติกรรมของเครื่องบิน การหน่วงแอโรไดนามิกปรากฏขึ้นในลักษณะของโมเมนต์ของแรงที่ป้องกันไม่ให้เครื่องบินหมุนรอบสามแกน สาเหตุของการปรากฏตัวของช่วงเวลาเหล่านี้คือการเปลี่ยนแปลงในมุมของการไหลรอบปีก ตัวกันโคลง และกระดูกงูระหว่างการหมุนของเครื่องบิน
ยิ่งความเร็วที่แท้จริงของเครื่องบินมากเท่าใด มุมการไหลก็จะยิ่งเปลี่ยนแปลงน้อยลงตามความเร็วเชิงมุมของการหมุนที่กำหนด และทำให้หน่วงน้อยลง ปริมาณการลดการสั่นสะเทือนเป็นสัดส่วนกับรากที่สองของความหนาแน่นของอากาศสัมพัทธ์ ความเร็วกราวด์ (EAS) และจริง (TAS) ที่ระบุอยู่ในสัดส่วนเดียวกัน ตัวอย่างเช่น ในบรรยากาศมาตรฐานที่ 40,000 ฟุต การหน่วงจะเหลือเพียงครึ่งเดียวที่ระดับน้ำทะเล
รับรองความเสถียรของความเร็วบนตัวเลขทรานโซนิก M
เมื่อจำนวนเที่ยวบิน M เกิน M crit เขตเหนือเสียงที่มีคลื่นกระแทกจะเกิดขึ้นเหนือพื้นผิวด้านบนของปีก นี่นำไปสู่:
การกระจัดของศูนย์กลางแรงดันของปีกหลังและ
ลดการไหลเอียงหลังปีก
เพื่อรักษาระดับความเร็วที่ต้องการที่หางเสือ อุปกรณ์ที่ชดเชยช่วงเวลานี้ (Mach trim) ได้ติดตั้งไว้ในระบบควบคุมของเครื่องบินสมัยใหม่
โดยการเพิ่มหมายเลข M อุปกรณ์นี้สามารถ:
เบี่ยงเบนลิฟต์ขึ้น
เลื่อนโคลงโคลงที่โก่งตัวลงหรือ
เปลี่ยนจุดศูนย์ถ่วงของเครื่องบินโดยสูบน้ำมันเชื้อเพลิงเข้าไปในถังด้านหลัง
วิธีการใดที่ใช้ขึ้นอยู่กับผู้ผลิตเครื่องบิน ระบบนี้ควบคุมแรงในช่องควบคุมตามยาวและทำงานเฉพาะกับตัวเลข M ขนาดใหญ่เท่านั้น
บทสรุป
ความเสถียรคือคุณภาพที่มีอยู่ในเครื่องบิน และช่วยให้สามารถกลับสู่โหมดการบินเดิมภายใต้อิทธิพลของสิ่งรบกวน ความเสถียรมีสองประเภท - คงที่และไดนามิก ในแต่ละโหมดเหล่านี้ เครื่องบินสามารถมีความเสถียร เป็นกลางหรือไม่เสถียร
ความเสถียรทางสถิตอธิบายปฏิกิริยาเริ่มต้นของเครื่องบินต่อการเบี่ยงเบนจากความสมดุลของแกนหนึ่งแกนหรือมากกว่า (เครื่องบินมีสามแกนของการหมุน)
เครื่องบินมีความเสถียรทางสถิต หากเมื่อเบี่ยงเบนจากสภาวะสมดุล มีแนวโน้มจะกลับคืนสู่สภาพเดิม
เครื่องบินมีความเป็นกลางทางสถิต หากเมื่อเบี่ยงเบนจากสภาวะสมดุล เครื่องบินไม่มีแนวโน้มใดๆ และยังคงอยู่ในสถานะใหม่
เครื่องบินมีความไม่เสถียรทางสถิต หากเมื่อเบี่ยงเบนจากสภาวะสมดุล เครื่องบินมีแนวโน้มที่จะเพิ่มความเบี่ยงเบนเพิ่มเติม นี่เป็นทรัพย์สินที่ไม่พึงปรารถนาอย่างยิ่งซึ่งอาจนำไปสู่การสูญเสียการควบคุมเครื่องบิน
เครื่องบินส่วนใหญ่มีความเสถียรทางสถิตในระดับเสียงและหันเห และใกล้กับการหมุนที่เป็นกลางทางสถิต
หากเครื่องบินมีความเสถียรคงที่ ความเสถียรแบบไดนามิกจะพิจารณากระบวนการเวลาของพฤติกรรมของเครื่องบินหลังจากการรบกวนหยุดลง ในกระบวนการกลับสู่สภาวะสมดุล เครื่องบินจะพุ่งเกินตำแหน่งเริ่มต้นด้วยความเฉื่อย ซึ่งทำให้เกิดการเบี่ยงเบนไปในอีกทิศทางหนึ่ง และกระบวนการจะทำซ้ำ
หากเครื่องบินมีความเสถียรแบบไดนามิก การสั่นเหล่านี้จะลดลง เครื่องบินต้องมีเสถียรภาพแบบไดนามิก
หากเครื่องบินเป็นกลางแบบไดนามิก การแกว่งจะไม่สลายตัว ความเป็นกลางแบบไดนามิกเป็นปรากฏการณ์ที่ไม่พึงปรารถนา
หากแอมพลิจูดของการแกว่งของเครื่องบินเพิ่มขึ้นตามเวลา เครื่องบินลำนี้จะไม่เสถียรแบบไดนามิก ซึ่งเป็นสิ่งที่ไม่พึงปรารถนาอย่างมาก
ความเสถียร (หรือความไม่เสถียร) ของเครื่องบินขึ้นอยู่กับรูปร่างและขนาดของพื้นผิว
กระดูกงูเป็นพื้นผิวหลักที่ให้ความมั่นคงในทิศทาง ตัวกันโคลงให้ความมั่นคงตามยาวและปีกให้ความมั่นคงตามขวาง
ตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วงก็ส่งผลต่อความมั่นคงเช่นกัน หากจุดศูนย์ถ่วงอยู่ใกล้ขอบด้านหลังสุด เครื่องบินจะมีความเสถียรน้อยลงในการเอียงและหันเห เมื่อจุดศูนย์ถ่วงเคลื่อนไปข้างหน้า ความมั่นคงจะเพิ่มขึ้น
แม้ว่าเครื่องบินจะทรงตัวน้อยลงเมื่ออยู่ตรงกลางท้ายเรือ แต่ประสิทธิภาพการบินของเครื่องบินก็ดีขึ้นเนื่องจากการลดแรงกดบนตัวกันโคลง (การสูญเสียการทรงตัว) เครื่องบินดังกล่าวมีความเร็วแผงลอยที่ต่ำกว่าเล็กน้อย แรงต้านน้อยกว่า และความเร็วการล่องเรือที่สูงขึ้นในโหมดเครื่องยนต์เดียวกัน
ความคล่องแคล่วคือคุณภาพของเครื่องบินที่ช่วยให้สามารถบังคับทิศทางและทนต่อความเครียดที่เกี่ยวข้องกับการซ้อมรบนั้นได้อย่างง่ายดาย
ความสามารถในการควบคุมคือความสามารถของเครื่องบินในการตอบสนองต่อการควบคุมของนักบิน โดยเฉพาะอย่างยิ่ง การควบคุมทัศนคติและเส้นทางการบิน
เครื่องบินจะมีเสถียรภาพในระดับหนึ่ง หากเครื่องบินกลับสู่ระดับปกติหลังจากสิ่งรบกวนที่เกิดจากลมกระโชกแรงในแนวดิ่งหรือการโก่งตัวของลิฟต์หยุดลง ตำแหน่งของจุดศูนย์ถ่วงและประสิทธิภาพของตัวกันโคลงมีผลกระทบสำคัญต่อความเสถียรและการควบคุมระดับเสียง
เพิ่มความเสถียรตามแกนใด ๆ :
ลดความคล่องแคล่วและความสามารถในการควบคุมและ
เพิ่มแรงกดบนพวงมาลัย (คันบังคับ, คันเหยียบ)
เครื่องบินจะลดระดับธนาคารหลังจากการพลิกคว่ำโดยไม่ได้ตั้งใจหากมีความเสถียรในการม้วนแบบคงที่ ความเสถียรด้านข้างในข้อความภาษาอังกฤษมักถูกเรียกว่า "เอฟเฟกต์ไดฮีดรัล" (เอฟเฟกต์ของปีกวีตามขวาง)
เครื่องบินส่วนใหญ่มีปีกวีที่เป็นบวก ซึ่งหมายความว่าปลายปีกนั้นสูงกว่าก้นของปีก หากเกิดการพลิกตัวในเที่ยวบิน จากนั้นภายใต้การกระทำขององค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วง เครื่องบินจะเริ่มเลื่อนไปทางซ้าย มุมโจมตีเฉพาะของปีกซ้ายจะเพิ่มขึ้น และปีกขวาของปีกขวาจะลดลง นี้จะสร้างช่วงเวลาที่นำเครื่องบินออกจากม้วน
ปีกที่กวาดให้ M crit มากขึ้น นอกจากนี้ยังช่วยให้เครื่องบินมีความมั่นคงด้านข้าง ในกรณีนี้เป็นผลพลอยได้ เครื่องบินปีกกวาดมีปีก V บวกที่เล็กกว่าเครื่องบินปีกตรง
ปีกที่อยู่เหนือศีรษะยังช่วยเพิ่มความมั่นคงด้านข้าง ดังนั้นปีกสูงจึงไม่ต้องการปีก V ที่เป็นบวก แต่มักจะทำตรงกันข้าม ปีก V เชิงลบ
ความเสถียรทางสถิตตามขวางที่มากเกินไปนำไปสู่ความไม่เสถียรแบบไดนามิก - การสั่นของประเภท "ขั้นตอนดัตช์"
ความเสถียรของทิศทางคงที่ (ใบพัด) คือแนวโน้มของเครื่องบินที่จะหันจมูกไปในทิศทางของกระแสน้ำที่กำลังจะมาถึง (ในระนาบของปีก) มาจากข้อเท็จจริงที่ว่าพื้นที่ด้านข้างของเครื่องบิน (รวมถึงกระดูกงู) ด้านหลังจุดศูนย์ถ่วงนั้นมากกว่าพื้นที่ที่อยู่ข้างหน้าจุดศูนย์ถ่วง
ปีกที่กวาดยังช่วยเพิ่มเสถียรภาพของทิศทาง
ความเสถียรของทิศทางคงที่ที่มากเกินไปนำไปสู่ความไม่เสถียรแบบไดนามิก - แนวโน้มที่เครื่องบินจะทำให้เกิดความไม่เสถียรแบบเกลียว
ปฏิสัมพันธ์ของความมั่นคงด้านข้างและทิศทาง เมื่อเครื่องบินหมุน จะเริ่มเลื่อนไปที่ครึ่งปีกล่าง เสถียรภาพของทิศทางจะสร้างช่วงเวลาในการดึงสลิปกลับ (หันปลายจมูกไปทางครึ่งปีกล่าง) และความมั่นคงตามขวางจะสร้างช่วงเวลาในการดึงม้วนกลับ
หากเสถียรภาพทิศทางแข็งแกร่งและความมั่นคงด้านข้างอ่อนแอ เครื่องบินจะเริ่มหมุนรอบแกนปกติโดยมีแนวโน้มเฉื่อยเพื่อลดการหมุน ปีกกึ่งปีกที่มีรัศมีกว้างกว่าจะไหลไปรอบๆ ด้วยความเร็วสูงกว่า ซึ่งจะสร้างช่วงเวลาเพื่อเพิ่มการม้วนตัว ช่วงเวลานี้เรียกว่าโมเมนต์ม้วนเกลียว หากเกินช่วงเวลาความมั่นคงด้านข้าง ม้วนจะเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง และเนื่องจากส่วนประกอบแนวตั้งของแรงยกจะน้อยกว่าน้ำหนัก เครื่องบินจะเข้าสู่เกลียวลง
หากความมั่นคงด้านข้างแข็งแกร่งและความมั่นคงของทิศทางอ่อนแอ เครื่องบินก็มีแนวโน้มที่จะแกว่งไปมาเหมือน "ขั้นบันไดดัตช์"
ระบบเพื่อให้มั่นใจในความเสถียรของความเร็วที่ M จำนวนมาก (การตัดขอบ Mach) จะคงระดับความลาดเอียงของความเร็วไว้ ระบบควบคุมการโหลดของพวงมาลัย (แท่งควบคุม) และทำงานเฉพาะกับตัวเลข M ขนาดใหญ่เท่านั้น
แดมเปอร์แบบหันเหได้รับการติดตั้งในระบบควบคุมหางเสือเพื่อปรับปรุงลักษณะการเคลื่อนที่ด้านข้างของเครื่องบินและป้องกันการสั่นแบบไม่มีแดมป์ของประเภท "พิตช์ดัตช์"
"Dutch roll" (Dutch roll) ปรากฏขึ้นเนื่องจากความเสถียรของทิศทางที่ค่อนข้างแย่และความเสถียรด้านข้างที่มากเกินไปของเครื่องบิน เมื่อเครื่องบินหมุนรอบแกนตามยาว จะเกิดการไถลเข้าหาปีกจากมากไปน้อยโดยธรรมชาติ อันเนื่องมาจากองค์ประกอบด้านข้างที่โผล่ออกมาของแรงโน้มถ่วง สิ่งนี้นำไปสู่การเกิดขึ้นของโมเมนต์ความมั่นคงตามขวาง M x β ทันที ซึ่งมีแนวโน้มที่จะลดการม้วนที่เกิดขึ้น สำหรับเครื่องบินที่มีความมั่นคงด้านข้างสูง อาจมีความสำคัญ
ในเวลาเดียวกัน โมเมนต์ความมั่นคงของทิศทาง M y β ก็เกิดขึ้นเช่นกัน โดยมุ่งที่จะหันจมูกของเครื่องบินไปในทิศทางของการลื่นที่เกิดขึ้น เนื่องจากความเสถียรของทิศทางนั้นอ่อนกว่าความเสถียรด้านข้างของเครื่องบินหลายลำ การฟื้นตัวของสลิปจึงล่าช้ากว่าการพลิกกลับของการหมุนตัว เครื่องบินโดยเฉื่อยจะข้ามตำแหน่งโดยไม่หมุนและเริ่มหมุนไปในทิศทางตรงกันข้าม ดังนั้น เครื่องบินโดยปราศจากการแทรกแซงในการควบคุม จะทำการแกว่งและไถลแบบไม่เปลี่ยนแปลง
แดมเปอร์แบบหันเหช่วยเพิ่มความเสถียรของทิศทางและป้องกันการสั่นสะเทือน
องค์ประกอบที่ละเอียดอ่อนของแดมเปอร์หันเหคือไจโรสโคปสองขั้นตอนที่ตอบสนองต่อความเร็วเชิงมุม ω y สัมพันธ์กับแกน Y ปกติ สัญญาณนี้ถูกกรองและขยายขึ้นอยู่กับความเร็วในการบินโดยสัญญาณจากคอมพิวเตอร์ที่คำนวณระดับความสูง- พารามิเตอร์ความเร็ว (Air Data Computer) นอกจากนี้ สัญญาณจะถูกส่งไปยังแกนควบคุมแดมเปอร์ (ดูแผนภาพของพวงมาลัยหลักของรถเปิดตัวในส่วน "การควบคุมการเดินทาง") แกนม้วนเก็บจะควบคุมการเคลื่อนที่ของตัวกระตุ้นแดมเปอร์ ซึ่งจะเปลี่ยนศูนย์กลางของการหมุนของแขนรวมหลักและรอง ดังนั้นจึงเพิ่มการเคลื่อนตัวของแป้นเหยียบจากนักบินและนำไปสู่การเคลื่อนไหวของแกนของหางเสือหลัก ขับ.
ในกรณีนี้ การเคลื่อนไหวของตัวกระตุ้นแดมเปอร์จะไม่ถูกส่งไปยังคันเหยียบ และนักบินจะไม่สัมผัสถึงการทำงานของแดมเปอร์ ในการควบคุมการทำงาน จะมีการแสดงตัวบ่งชี้แสดงความเบี่ยงเบนของตัวกระตุ้นแดมเปอร์
การควบคุมแท็กซี่ที่สะดวกสบาย: ในขั้นต้นแถบควรเบี่ยงเบนไปในทิศทางตรงกันข้ามกับทางเลี้ยว แถบดังกล่าวสามารถกลับสู่ค่ากลางหรือเบี่ยงเบนไปในทิศทางของการกลับตัวได้ นี่เป็นเพราะกฎที่ซับซ้อนของการโก่งตัวของหางเสือ เมื่อหางเสือตอบสนองต่อส่วนประกอบที่เปลี่ยนแปลงอย่างรวดเร็วของอัตราการเลี้ยวเชิงมุมและไม่ตอบสนองต่อส่วนประกอบคงที่ของมัน
ระหว่างการทำงานปกติของแดมเปอร์ขณะบิน การโก่งตัวของแถบไฟแสดงสถานะแทบจะมองไม่เห็น
สำหรับเครื่องบินใหม่ที่มีหน่วยสื่อสารแบบบูรณาการ (IFSAU) ที่ติดตั้งระหว่าง ACS กับเครื่องบิน (ดูระบบควบคุมอัตโนมัติ) เมื่อปีกนกขยายออกไป สัญญาณแดมเปอร์จะเพิ่มขึ้น 29% เพื่อต่อต้านความเสถียรด้านข้างที่เพิ่มขึ้น นอกจากนี้ สัญญาณ 8 เฮิรตซ์จะถูกลดทอนลง 50% เพื่อลดการสั่นสะเทือนและปรับปรุงความสะดวกสบายของผู้โดยสาร
เลื่อนประสาน
การลื่นไถลแบบประสานกันเป็นการซ้อมรบควบคุมที่ทำขึ้นระหว่างการทดสอบการบินของเครื่องบิน ทำให้สามารถเปิดเผยคุณลักษณะของความมั่นคงด้านข้างและความสามารถในการควบคุมของเครื่องบิน โดยเฉพาะอย่างยิ่ง ประสิทธิภาพร่วมกันของการควบคุมด้านข้างและทิศทาง เมื่อดำเนินการแล้ว การบินตรงจะคงความสูงและความเร็วคงที่ด้วยการโก่งหางเสือทีละขั้นทีละขั้น เพื่อป้องกันการลื่นที่เกิดจากการนำเครื่องบินออกจากเส้นทางตรง จะมีการม้วนตัวในทิศทางตรงกันข้าม ดังนั้นองค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วงจะชดเชยแรงด้านข้างจากการเลื่อน ในการซ้อมรบนี้ช่องทางการเดินทางเช่นเดิมกำลังดิ้นรนกับทางขวาง หากไม่มีข้อจำกัดด้านกำลัง การโก่งตัวของหางเสือจะดำเนินการจนสุดกระแส ตามกฎแล้วคันเหยียบจะเป็นคนแรกที่หยุดและการควบคุมด้านข้างยังคงมีระยะขอบ แต่สิ่งที่ตรงกันข้ามก็เกิดขึ้นเช่นกัน
ในรายงานการสอบสวนเหตุเครื่องบินโบอิ้ง 737-200 ตกเมื่อวันที่ 3 มีนาคม พ.ศ. 2534 ในพื้นที่โคโลราโดสปริงส์ NTSB ได้ตีพิมพ์ผลการสไลด์ที่ประสานกันซึ่งทำงานที่ 150-160 นอตในรูปแบบต่างๆ ของปีกนก ตั้งแต่ 40 ถึง 10 องศา
พิจารณากรณีการโก่งตัวเต็ม (ถอนโดยไม่สมัครใจ) ของหางเสือไปทางขวา 25 องศา
ดังนั้นตารางจึงแสดงให้เห็นว่าการถอนหางเสือไปยังตำแหน่งสุดขั้วนั้นไม่เป็นอันตรายเมื่อลิ้นปีกผีเสื้อถูกปล่อยไปยังตำแหน่งตั้งแต่ 40 ถึง 25 องศา ช่วงเวลาในการเหยียบจากการเลื่อนที่เกิดขึ้นสามารถจับคู่ได้โดยการเบี่ยงเบนพวงมาลัยเป็นมุมตามลำดับจาก 35 ถึง 68 องศา สิ่งนี้อธิบายได้จากประสิทธิภาพที่เพิ่มขึ้นอย่างรวดเร็วของสปอยเลอร์ที่เบี่ยงเบนในการบิน (สปอยเลอร์บนเครื่องบิน) ซึ่งขัดขวางการไหลของปีกบนครึ่งปีกที่ควรลดระดับลง
ด้วยมุมขยายของปีกนกที่น้อยกว่า 25 องศา การโก่งตัวเต็มของหางเสือไม่เพียงพอที่จะปัดป้องการดึงหางเสือ (ที่ความเร็วของการทดลอง - 150-160 นอต) ดังนั้นด้วยปีกนก 15 การทรงตัวจึงทำได้ที่ d РН =23 องศาเท่านั้น โดยมีปีกนก 10 - ที่ d РН =21 องศา
บรรทัดล่างสุดของตารางใช้ไม่ได้กับการเลื่อนแบบประสานกัน ในกรณีนี้การทรงตัวทำได้สำเร็จเมื่อหมุนไปทางขวาโดยหมุน 40 องศา ในกรณีนี้ พวงมาลัยเบี่ยงไปทางซ้ายด้วยมุมเต็ม และมุมสลิปลดลงจาก 16 เป็น 13 องศา เนื่องจากการปรากฏตัวของโมเมนต์พื้นหน่วง M Y w y จากความเร็วเชิงมุมของการเลี้ยว
นอกจากนี้ ในรายงานนี้มีข้อมูลที่การศึกษาพฤติกรรมแสดงให้เห็นว่าเมื่อความเร็วลดลงถึงค่าหนึ่ง ประสิทธิผลของการควบคุมด้านข้างเมื่อกางปีกออก 1 องศา จะไม่เพียงพอที่จะปัดป้องการถอนหางเสือไปยังตำแหน่งสุดขั้ว ความเร็วนี้เรียกว่า "ความเร็วจุดวิกฤต" (ความเร็วลมแบบครอสโอเวอร์)
ระบบควบคุมอัตโนมัติ
ระบบควบคุมเครื่องบินอัตโนมัติ (AFCS) ประกอบด้วยระบบอิสระสามระบบ: ระบบควบคุมการบินดิจิทัล (DFCS) แดมเปอร์แบบหันเห (ดู ความเสถียรและการควบคุมด้านข้าง) และระบบควบคุมความเร็วอัตโนมัติ ระบบเหล่านี้ช่วยให้เครื่องบินมีเสถียรภาพโดยอัตโนมัติทั้งในสนาม การหมุนและไถล และการควบคุมเครื่องบินโดยสัญญาณจากเครื่องช่วยนำทางด้วยวิทยุ คอมพิวเตอร์นำทางบนเครื่องบิน (FMC) คอมพิวเตอร์พารามิเตอร์ความสูงและความเร็ว (ADC) และการรักษาเสถียรภาพของสนาม
การเชื่อมต่อระหว่างระบบควบคุมแบบดิจิตอลกับเครื่องบินจะดำเนินการ โดยขึ้นอยู่กับการกำหนดค่าของเครื่องบิน โดยศูนย์การสื่อสาร (AFC) หรือศูนย์การสื่อสารแบบบูรณาการ (IFSAU) การทำงานของแดมเปอร์หันเหจะเปลี่ยนไปบ้าง ทั้งนี้ขึ้นอยู่กับสิ่งนี้
การควบคุมเครื่องบินอัตโนมัติดำเนินการโดยใช้ลิฟต์และปีกเครื่องบิน เครื่องบินดัดแปลง NG สามารถติดตั้งระบบควบคุมหางเสืออัตโนมัติได้
นอกจากนี้ยังมีการกำจัดแรงอัตโนมัติจากพวงมาลัยในช่องตามยาว (โดยที่คอพวงมาลัยจะกลับสู่ตำแหน่งที่เป็นกลาง) โดยการจัดเรียงตัวกันโคลงใหม่ ไม่มีการผ่อนแรงอัตโนมัติในช่องตามขวาง ดังนั้นจึงห้ามใช้กลไกการตัดแต่งปีกเครื่องบินเมื่อเปิดระบบออโตไพลอต ในกรณีนี้ เครื่องบังคับเลี้ยวของออโตไพลอตจะเอาชนะสปริงของกลไกการโหลด (ความรู้สึกของปีกเครื่องบินและยูนิตตั้งศูนย์) และเมื่อนักบินปิดการทำงานอัตโนมัติ เครื่องบินจะเริ่มหมุนโดยไม่คาดคิดสำหรับนักบิน
เหตุการณ์คล้ายคลึงกันเกิดขึ้นเมื่อวันที่ 6 กันยายน 2011 ที่สายการบิน ANA แม้ว่าจะมีนักบินอยู่ด้วยการเบี่ยงเบนกลไกการตัดแต่งหางเสือโดยไม่ตั้งใจ ทำให้ช่องรางรถไฟไม่สมดุล ซึ่งทำให้ระบบนักบินอัตโนมัติถูกปิดและเครื่องบินแล่นอย่างรวดเร็ว
ขณะบิน โดยที่ระบบควบคุมอัตโนมัติทำงาน คอลัมน์ควบคุมและพวงมาลัยจะต้องอยู่ในตำแหน่งที่เป็นกลาง สิ่งนี้บ่งชี้ว่าไม่ต้องใช้ความพยายามในการเดินสายไฟของลิฟต์และปีกนก การเบี่ยงเบนของคอพวงมาลัยจากศูนย์เป็นสัญญาณของความล้มเหลวในการควบคุมโคลงหรือการออกเดินทาง (หนี)
การเบี่ยงเบนของพวงมาลัยบ่งบอกถึงความไม่สมมาตรตามขวาง (แทร็ก) ของเครื่องบินการสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงที่ไม่สม่ำเสมอหรือแรงขับของเครื่องยนต์ที่ไม่สมมาตร เทคนิคการตัดแต่งช่องด้านข้างมีอธิบายไว้ในส่วนความมั่นคงด้านข้างและส่วนควบคุม
ในกรณีของการบินด้วยแรงขับของเครื่องยนต์ที่ไม่สมมาตร นักบินต้องควบคุมช่องรางอย่างอิสระโดยการเบี่ยงแป้นเหยียบ มิเช่นนั้นจะไม่รับประกันความถูกต้องของการรักษาพารามิเตอร์การบินที่ระบุ
Autopilot Disengagement (DFCS) จะแสดงโดยไฟปุ่ม A/P P/RST สีแดงกะพริบและเสียงไซเรน และการปลดเบรกอัตโนมัติจะแสดงโดยไฟปุ่ม A/T P/RST สีแดงเท่านั้น ตามรายงานของ AAIB (สาขาสืบสวนอุบัติเหตุทางอากาศ) เกี่ยวกับการสอบสวนเหตุการณ์เครื่องบินโบอิ้ง 737-300 ของ Thomsonfly ที่เมืองบอร์นมัธ (สหราชอาณาจักร) เมื่อวันที่ 23 กันยายน พ.ศ. 2550 การไม่มีเสียงเตือนการหยุดทำงานของระบบควบคุมความเร็วอัตโนมัติเป็นปัจจัยสนับสนุนให้เกิดเหตุการณ์ดังกล่าว ในระหว่างการลงจอด เมื่อเครื่องยนต์ทำงานในโหมด "คันเร่งเล็ก" ระบบเค้นอัตโนมัติดับลง ซึ่งลูกเรือไม่ได้สังเกต บนลานร่อน เครื่องบินสูญเสียความเร็วเป็น 82 นอต (20 กม./ชม. ต่ำกว่า V REF) และเข้าสู่โหมดแผงลอย
นอกเหนือจากการควบคุมเครื่องบินแล้ว ระบบควบคุมการบินดิจิทัล (DFCS) ยังระบุให้นักบินทราบถึงความเบี่ยงเบนของแถบผู้อำนวยการในการม้วนตัวและระดับเสียง ความเบี่ยงเบนเหล่านี้เทียบเท่ากับคำสั่งของระบบบังคับเลี้ยวของออโตไพลอต ดังนั้น เมื่อปิดระบบออโตไพลอต และนักบินกำลังขับเครื่องบินไปตามแถบกำกับ เขากำลังทำงานของเครื่องบังคับเลี้ยวอัตโนมัติ การนำร่องโดยกรรมการจะเพิ่มความแม่นยำในการรักษาโหมดที่ระบุอย่างมาก แต่นักบินไม่ต้องสแกนและวิเคราะห์การอ่านค่าเครื่องมือ กล่าวคือ จะทำให้ทักษะการบินลดลง สิ่งนี้อำนวยความสะดวกโดยนโยบายของสายการบินซึ่งในนามของความสะดวกสบายของผู้โดยสารห้ามนักบินของพวกเขาบินโดยปิดกรรมการแม้ในสภาพอากาศที่เรียบง่าย ปัญหาการสูญเสียทักษะของลูกเรือในการควบคุมเครื่องบินเมื่อปิดระบบอัตโนมัติได้รับการหยิบยกขึ้นมาซ้ำแล้วซ้ำอีกในการประชุมระดับนานาชาติเรื่องความปลอดภัยในการบิน แต่สิ่งต่างๆยังคงอยู่ที่นั่น
เที่ยวบินเครื่องบินภายใต้แรงขับแบบอสมมาตร
พิจารณาพฤติกรรมของเครื่องบินทันทีหลังจากที่เครื่องยนต์ตัวใดตัวหนึ่งขัดข้องและการควบคุมที่จำเป็น (การทรงตัว) เพื่อให้แน่ใจว่าบินตรงโดยที่เครื่องยนต์หนึ่งตัวหยุดทำงาน
ปล่อยให้เครื่องยนต์ด้านซ้ายล้มเหลว ช่วงเวลาที่หันเห M U DV จะเริ่มทำการบินบนเครื่องบินโดยหมุนไปทางซ้าย จะเกิดการลื่นไถลที่ปีกขวา และส่งผลให้ Mx b หมุนไปทางด้านปีกโดยที่เครื่องยนต์หยุดทำงาน รูปภาพแสดงการเปลี่ยนแปลงโดยประมาณในมุมสลิปและการหมุนเมื่อเครื่องยนต์ด้านซ้ายดับ
เนื่องจากมีความมั่นคงด้านข้างเป็นจำนวนมาก (โดยเฉพาะอย่างยิ่งเมื่อกางปีกออก) ธนาคารจะมีความรุนแรง ซึ่งต้องอาศัยการแทรกแซงของนักบินทันที ในการปัดป้องจังหวะการชนเมื่อเครื่องยนต์ทำงานในโหมดบินขึ้น การโก่งตัวของพวงมาลัยแบบเต็มยังไม่เพียงพอ จำเป็นต้องถอดสลิปของหางเสือ
ลองพิจารณาเงื่อนไขการทรงตัวในเที่ยวบินระยะไกลด้วยเครื่องยนต์รอบเดินเบาเพียงเครื่องเดียว มาวิเคราะห์กรณีพิเศษสองกรณีของการทรงตัวในการบินตรงโดยที่เครื่องยนต์หยุดทำงาน: 1) ไม่มีการหมุน 2) ไม่มีการเลื่อน เช่นเดียวกับคำแนะนำของโบอิ้ง
1. บินโดยไม่ต้องม้วน
ในการทรงตัวโดยไม่หมุน จำเป็นต้องสร้างสลิปที่ปีกซ้าย จากนั้นในช่วงเวลาจากแรงขับแบบอสมมาตร Mu dvig ช่วงเวลาจากการเลื่อน Mu b จะถูกเพิ่มเข้าไป การทรงตัวต้องใช้การโก่งตัวของหางเสืออย่างมาก แรงด้านข้างจากหางเสือ Z ph และจากการลื่น Z b จะกระทำในทิศทางตรงกันข้ามและจะสมดุลในมุมของการลื่น โมเมนต์ตามขวาง Mx b จะถูกชดเชยด้วยโมเมนต์จากหางเสือ Mx rn และ ailerons Mx eler
ดูเหมือนว่าสำหรับนักบิน การบินตรงโดยไม่มีการพลิกคว่ำเป็นที่ยอมรับได้มากที่สุด แต่เนื่องจากมุมการโก่งตัวของหางเสือที่ต้องการขนาดใหญ่ แรงต้านของเครื่องบินจึงเพิ่มขึ้น ซึ่งจะทำให้ประสิทธิภาพของเครื่องบินลดลง โดยเฉพาะอย่างยิ่งในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องในระหว่างการบินขึ้นซึ่งมีมวลมากและที่อุณหภูมิสูง
โปรดทราบว่าถึงแม้เที่ยวบินจะเกิดขึ้นที่นี่โดยมีการลื่น แต่ลูกแสดงการร่อนจะอยู่ตรงกลางอย่างเคร่งครัด ความจริงก็คือแรงแอโรไดนามิกในกรณีนี้ตั้งอยู่ในระนาบสมมาตรของเครื่องบิน โดยทั่วไปแล้ว อุปกรณ์นี้ไม่ใช่ตัวบ่งชี้การลื่น แต่เป็นตัวบ่งชี้การโอเวอร์โหลดด้านข้าง แรงจีด้านข้างเกิดขึ้นจากแรงแอโรไดนามิกที่ไม่ชดเชย Z ซึ่งสมดุลโดยองค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วง G*sing เมื่อบินด้วยการหมุนตัวหรือแรงเหวี่ยงหนีศูนย์กลางเมื่อหมุนเครื่องบิน
2. บินโดยไม่ต้องเลื่อน
โมเมนต์การเลี้ยวจากเครื่องยนต์ Mu dvig จะสมดุลโดยโมเมนต์จากหางเสือ M rn แรงด้านข้าง Z pH มีความสมดุลโดยองค์ประกอบด้านข้างของแรงโน้มถ่วง G*sing เมื่อสร้างการหมุนบนปีกขวา โมเมนต์ตามขวางจากหางเสือ Mx rn จะสมดุลโดยโมเมนต์จากปีกปีกข้าง Mx eler สังเกตการโก่งตัวของปีกปีกในทิศทางตรงกันข้าม เมื่อเทียบกับการทรงตัวโดยไม่หมุน ลูกบอลในกรณีนี้จะเบี่ยงไปทางปีกล่าง แม้ว่าจะไม่มีการลื่นไถลก็ตาม
โหมดสมดุลนี้มีประโยชน์มากที่สุดสำหรับพลังงานเครื่องบิน เนื่องจากมีความต้านทานน้อยที่สุด แต่การรักษาระบอบการปกครองที่แน่นอนนั้นเป็นปัญหา ประการแรก นักบินไม่มีข้อบ่งชี้ของมุมลื่น และประการที่สอง เมื่อแรงขับของเครื่องยนต์ที่ทำงานอยู่เปลี่ยนไป โมเมนต์การเลี้ยวจะเปลี่ยนไป ซึ่งหมายความว่าการโก่งตัวของหางเสือที่จำเป็นจะเปลี่ยนไป และแรงด้านข้างของหางเสือจะเปลี่ยนไปตามนั้น และ ดังนั้นมุมม้วนที่ต้องการเพื่อชดเชย คู่มือการบินสำหรับเครื่องบินโซเวียตทำให้นักบินมีการหมุนประมาณ 3 ถึง 5 องศาต่อเครื่องยนต์ที่วิ่ง
โบอิ้งให้เกณฑ์การควบคุมที่แตกต่างออกไป พิจารณาไดอะแกรมสมดุลในกรณีที่เครื่องยนต์ด้านซ้ายล้มเหลว
บนนั้น ตัวเลข 1 และ 2 แสดงกรณีที่พิจารณาของการทรงตัวโดยไม่ม้วนและไม่ลื่น อย่างไรก็ตาม ยังมีตำแหน่งการทรงตัวอื่นๆ อีกจำนวนนับไม่ถ้วน โบอิ้งแนะนำให้นักบินรักษาสมดุลของเครื่องบินด้วยการเบี่ยงเบนของปีกเครื่องบินเป็นศูนย์ (ปรับระดับวงล้อควบคุม) มีเขียนไว้ว่าในกรณีนี้เครื่องยนต์ที่กำลังวิ่งจะหมุนเล็กน้อยและลูกบอลจะเบี่ยงเบนไปในทิศทางเดียวกันเล็กน้อย ดังที่เห็นได้จากแผนภาพการทรงตัว ตำแหน่งนี้เป็นบางอย่างระหว่างกรณีการทรงตัวที่พิจารณาทั้งสองกรณี สะดวกในการบำรุงรักษา เพราะในการควบคุม "แนวราบ" ของพวงมาลัย คุณไม่จำเป็นต้องมองเข้าไปในห้องนักบินด้วยซ้ำ และคุณสามารถควบคุมตำแหน่งที่ถูกต้องของหางเสือด้วยความรู้สึกสัมผัสของมือ พวงมาลัยครึ่งหนึ่งที่ลดระดับลงหมายความว่าต้องเบี่ยงคันเหยียบไปในทิศทางเดียวกันเพื่อการทรงตัว ใช้เทคนิคการขับแบบเดียวกันกับที่ระบบออโตไพลอตเปิดอยู่ เนื่องจากไม่ได้ควบคุมแป้นเหยียบจากออโตไพลอต
ล้มเหลวในความปลอดภัย
Failsafe หมายถึงการวิเคราะห์ผลกระทบของการทำงานผิดพลาดที่มีต่อพฤติกรรมของเครื่องบินและความสามารถในการทำการบินให้เสร็จสิ้นได้อย่างปลอดภัย
เมื่อตรวจสอบการชนเมื่อวันที่ 3 มีนาคม พ.ศ. 2534 NTSB ได้ประเมินการโก่งตัวของการหมุนที่จำเป็นเพื่อรับมือกับความล้มเหลวของระบบควบคุมต่อไปนี้:
1. ระแนงไม้ระแนงแบบยืดหดได้หรือไม้ระแนงครูเกอร์ไม่ขยายออก ในสภาพที่ปั่นป่วน ความล้มเหลวนี้มักจะไม่มีใครสังเกตเห็น
2. ความล้มเหลวของแดมเปอร์หันเหโดยดึงหางเสือ 2 องศา (มุมเบี่ยงเบนสูงสุดของหางเสือจากแดมเปอร์หันหลังในซีรีส์ (300-500) คือ 3 องศา) การปัดป้องต้องเบี่ยงเบนแอก 20 องศา
3. สปอยเลอร์-ปีกนก "ลอย"
(สปอยเลอร์ด้านล่างถูกระงับโดยระบบไฮดรอลิกส์ หากระบบการยึดสปอยเลอร์ล้มเหลว ระบบอาจลอยขึ้นเหนือพื้นผิวปีกเนื่องจากการแรเงาเหนือปีก ซึ่งเรียกว่า "ลอย")
การปัดป้องความล้มเหลวดังกล่าวต้องใช้การโก่งตัวของหางเสือ 25 องศา
4.แกนม้วนเก็บหางเสือทำให้เกิดการโก่งตัวของหางเสือ 10.5 องศา ต้องการการโก่งตัวของพวงมาลัย 40 องศา
5. การปัดป้องแรงขับของเครื่องยนต์ที่ไม่สมมาตรด้วยการดึงหางเสือ 8 องศา ต้องใช้การโก่งตัวของหางเสือ 30 องศา
สรุปได้ว่าความล้มเหลวเหล่านี้ไม่สามารถเป็นสาเหตุของการสูญเสียความสามารถในการควบคุมเครื่องบินได้
ข้อเสียของเครื่องบิน
จากมุมมองของประเด็นที่เกี่ยวข้องกับอากาศพลศาสตร์ เครื่องบินมีข้อเสียดังต่อไปนี้:
1. แม้ว่าเครื่องบินจะติดตั้งใบพัดกังหันลม แต่นักบินจะไม่ให้ข้อมูลเกี่ยวกับมุมการโจมตีในปัจจุบัน (ยกเว้นการกำหนดค่าบางอย่างของเครื่องบินในซีรีส์ 600 และรุ่นที่ใหม่กว่า) การส่งข้อมูลดังกล่าวจะช่วยได้มากในกรณีที่คอมพิวเตอร์ทำงานไม่น่าเชื่อถือสำหรับพารามิเตอร์ความสูงและความเร็ว การป้อนข้อมูลที่ผิดพลาดเกี่ยวกับน้ำหนักของเครื่องบินลงในคอมพิวเตอร์นำทาง (FMC) การนำเครื่องบินออกจากตำแหน่งที่ยากลำบาก การลงจอด วิธีการกับความล้มเหลวต่าง ๆ ของการใช้เครื่องจักร ฯลฯ
2. ในกฎหมายควบคุมเครื่องยนต์ ไม่มีข้อจำกัดโดยตรงของโหมดเครื่องยนต์เมื่อถึงอุณหภูมิก๊าซสูงสุดที่อนุญาตหลังกังหัน ดังนั้น ในกระบวนการเพิ่มความเร็วเครื่องขึ้น อุณหภูมิของก๊าซที่อยู่ด้านหลังกังหันจะเพิ่มขึ้นอย่างต่อเนื่อง และในระหว่างการบินขึ้นในสภาพอากาศร้อนที่มีน้ำหนักเครื่องขึ้นมาก อุณหภูมิดังกล่าวอาจเกินค่าสูงสุดที่อนุญาตได้ สิ่งนี้ทำให้เกิดภาระเพิ่มเติมแก่ลูกเรือในการควบคุมเพิ่มเติมและการปรับโหมดเครื่องยนต์ด้วยตนเองในระหว่างการบินขึ้นและในระหว่างการไต่ระดับเริ่มต้น ซึ่งไม่เอื้อต่อความปลอดภัยในการบิน
3. เครื่องบินมีความมั่นคงด้านข้างมากเกินไป โดยเฉพาะอย่างยิ่งเมื่อกางปีกออก สิ่งนี้ทำให้การขับเครื่องบินมีความซับซ้อนและทำให้ผู้โดยสารไม่สะดวกในการขึ้นและลงจอดท่ามกลางลมกระโชกแรงและเมื่อบินในบรรยากาศที่ปั่นป่วน
ตัวอย่างของย่อหน้านี้ เหตุการณ์ที่เกิดขึ้นกับโบอิ้ง 737-500 ของสายการบินยูเครนอินเตอร์เนชั่นแนลแอร์ไลน์เมื่อวันที่ 13 กุมภาพันธ์ 2551 นั้นเหมาะสม
ขณะลงจอดที่เฮลซิงกิด้วยลมแรงพัดด้านข้าง ผู้บัญชาการลูกเรือ ปัดป้องการม้วนตัวที่เกิดจากลมกระโชกแรงด้วยพลังงานที่มากเกินไป ปล่อยให้ปลายปีกแตะรันเวย์
สำหรับเครื่องบินดัดแปลง NG ที่มีปีกเล็ก ข้อเสียนี้ยิ่งทวีความรุนแรงมากขึ้นไปอีก
ด้วยเหตุผลเดียวกัน เครื่องบินตอบสนองอย่างรวดเร็วด้วยการพลิกคว่ำที่เกิดขึ้นในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องขณะบินขึ้น ในกรณีนี้ การโก่งตัวเต็มที่ของพวงมาลัยตามการหมุนนั้นไม่เพียงพอที่จะปัดป้องจังหวะการเหยียบคันเร่ง และจำเป็นต้องเบี่ยงหางเสือโดยไม่ชักช้าเพื่อปัดป้องการลื่นที่เกิดขึ้น ในสภาวะที่มองเห็นขอบฟ้าธรรมชาติได้ ปัญหานี้มักจะแก้ไขได้โดยไม่มีปัญหา แต่ในเมฆหรือทัศนวิสัยที่จำกัด การแก้ปัญหานี้จำเป็นต้องมีการฝึกอบรมพิเศษ และค่อนข้างยากสำหรับนักบินที่คุ้นเคยกับการขับตามระบบแสดงผลของสหภาพโซเวียต - มุมมองจากพื้นดินสู่เครื่องบิน
4. ตามรายงานของ AAIB (สาขาสอบสวนอุบัติเหตุทางอากาศ) เกี่ยวกับการสอบสวนเหตุการณ์ที่เกิดขึ้นกับเครื่องบินโบอิ้ง 737-300 ของ Thomsonfly ซึ่งเกิดขึ้นในเมืองบอร์นมัธ (สหราชอาณาจักร) เมื่อวันที่ 23 กันยายน 2550 การโก่งตัวของลิฟต์เต็มไม่เพียงพอที่จะปัดป้องการทอย วินาทีจากเครื่องยนต์ การนำเครื่องบินออกจากโหมดแผงลอย ลูกเรือนำเครื่องยนต์เข้าสู่โหมดที่เกินกำลังเครื่องขึ้นเต็มที่ ในเวลาเดียวกัน ระดับเสียงของเครื่องบินเพิ่มขึ้นเป็น 44 องศา แม้ว่าผู้บังคับบัญชาจะปฏิเสธคอลัมน์ควบคุมจากตัวเขาเองโดยสิ้นเชิง ในกรณีนี้จำเป็นต้องใช้เครื่องกันโคลง
5. บนเครื่องบินของการดัดแปลง NG จำนวนการล่องเรือ M ของเที่ยวบินเพิ่มขึ้นและเข้าใกล้ M MO อย่างไรก็ตาม ความเฉื่อยที่เพิ่มขึ้นของเครื่องบิน (เนื่องจากมวลที่มากขึ้น) และอัลกอริธึมของการทำงานของ autothrottle นั้นทำให้มีภัยคุกคามที่แท้จริงของ M MO ที่มากเกินไปโดยไม่ได้ตั้งใจในการล่องเรือในบรรยากาศที่ปั่นป่วนด้วยการเพิ่มขึ้นของลมที่กำลังจะมาถึง องค์ประกอบความเร็ว
6. ตัวชดเชยเซอร์โวแท็บลิฟต์ซึ่งออกแบบมาเพื่อลดแรงกดบนพวงมาลัยระหว่างการควบคุมเครื่องบินโดยตรง (ไม่มีบูสเตอร์) สามารถกระตุ้นการสั่นในสายไฟควบคุมได้ กรณีเหล่านี้ถูกบันทึกไว้เมื่อวันที่ 1 มีนาคม 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
นอกจากนี้ การสั่นสะเทือนของตัวชดเชยเซอร์โวถือเป็นหนึ่งในสาเหตุที่เป็นไปได้ของการชนของโบอิ้ง 737-800 ในกรุงเบรุตเมื่อวันที่ 25 มกราคม 2010
การประดิษฐ์นี้สามารถใช้ในระบบควบคุมการเคลื่อนที่ด้านข้างของเครื่องบิน ผลกระทบ: ขยายขอบเขตของความมั่นคงในการเคลื่อนที่ด้านข้างและปรับปรุงคุณภาพของกระบวนการชั่วคราวระหว่างการบินของเครื่องบินในมุมที่กว้างของการโจมตีและลักษณะอากาศพลศาสตร์ แดมเปอร์แบบหันเหพร้อมเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุมหันและม้วน แอมพลิฟายเออร์รวม และไดรฟ์หางเสือประกอบด้วยเซ็นเซอร์มุมแป้นเหยียบเครื่องบิน ตัวแปลงระบบพิกัดสำหรับเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุมส่งสัญญาณไปยังระบบพิกัดอื่น หน่วยตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์ ฟิลเตอร์ aperiodic ที่เชื่อมต่อ ระหว่างเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุมม้วนกับแอมพลิฟายเออร์รวม 6 ป่วย
การประดิษฐ์นี้เกี่ยวข้องกับเทคโนโลยีการบินและสามารถนำมาใช้ในระบบควบคุมการเคลื่อนที่ด้านข้างของเครื่องบินได้ รู้จักอุปกรณ์ - ตัวลดแรงสั่นสะเทือนของประเภท D-3K-110 แดมเปอร์ถูกควบคุมโดยใช้ฟังก์ชัน: н = K(q) y . โดยที่ n คือมุมโก่งตัวของหางเสือ K(q) - สัมประสิทธิ์ของสัดส่วน เปลี่ยนเป็นฟังก์ชันของความดันความเร็ว q; y คืออัตราการหันเห ข้อเสียของอุปกรณ์คือการพึ่งพาคุณภาพของชั่วครู่อย่างมากกับระดับการทำให้ตัวเองพังทลายของเครื่องบิน ในฐานะที่เป็นต้นแบบที่ใกล้เคียงที่สุดกับอุปกรณ์ที่เสนอแดมเปอร์หันเห - DR-134M ซึ่งมีเซ็นเซอร์ของอัตราเชิงมุมของการม้วนและการหันเห, การแยกประเภทตัวกรอง , แอมพลิฟายเออร์รวม, ไดรฟ์หางเสือ (รูปที่ 6) คำอธิบายของต้นแบบได้รับใน "คู่มือการใช้งานและการบำรุงรักษาแดมเปอร์หันเห DR-134M" ซึ่งเป็นส่วนหนึ่งของ "คำอธิบายทางเทคนิคของอุปกรณ์ของเครื่องบิน TU-134M", 1960 อุปกรณ์ของ ต้นแบบที่มีส่วนต่อขยายถูกควบคุมโดยใช้ฟังก์ชันต่อไปนี้: 
เมื่อพับปีกนก ในโหมดการบินหลัก สัญญาณจากเซ็นเซอร์จากอัตราการหมุนจะปิดลง ข้อเสียของอุปกรณ์ต้นแบบคือ: - การใช้ตัวกรองแยกความแตกต่างในวงจรสัญญาณของอัตราการหันเห y เท่านั้น ช่วยลดระดับความคงตัวแบบ aperiodic; - พื้นที่ของความเสถียรของระบบด้วยอุปกรณ์ของต้นแบบจะแคบลงเมื่อมีความไม่แน่นอนของทิศทางของเครื่องบินซึ่งเป็นเรื่องปกติสำหรับโหมดการบินในมุมสูงของการโจมตี: - ด้วยการเพิ่มระดับของความไม่แน่นอนของทิศทางหรือ ลักษณะของความไม่เสถียรด้านข้างระบบจะไม่เสถียร ข้อเสียนี้รุนแรงขึ้นจากความไม่แน่นอนของทิศทางที่มุมต่ำของการโจมตี ซึ่งอาจปรากฏขึ้นเมื่อบินด้วยตัวเลขมัคสูง
- คุณภาพของกระบวนการชั่วคราวนั้นพิจารณาจากระดับการหน่วงของเครื่องบินเป็นส่วนใหญ่ จุดประสงค์ของการประดิษฐ์นี้คือเพื่อขยายขอบเขตของความมั่นคงในการเคลื่อนที่ด้านข้างและปรับปรุงคุณภาพของชั่วครู่ระหว่างการบินของเครื่องบินในมุมที่กว้างของการโจมตีและลักษณะอากาศพลศาสตร์ เป้าหมายของการประดิษฐ์นี้ทำได้โดยข้อเท็จจริงที่ว่าในอุปกรณ์ "Aircraft yaw damper" ที่มีเซ็นเซอร์การหันเหเชิงมุมและอัตราการหมุนที่อยู่ตามแนวแกนของระบบพิกัดที่เกี่ยวข้อง, เครื่องขยายเสียงสรุป, ไดรฟ์หางเสือที่เชื่อมต่อกับเอาต์พุต เซ็นเซอร์เพิ่มเติมสำหรับมุมเบี่ยงเบนของแป้นเหยียบของเครื่องบิน, ตัวกรอง aperiodic, หน่วยการตั้งค่าพารามิเตอร์ตัวหน่วงการหันเห, ตัวแปลงระบบพิกัดไปยังระบบพิกัดอื่นที่หมุนด้วยมุมที่คำนวณ ในเวลาเดียวกัน เอาต์พุตของเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุม (ARS) ของการหันเหและการหมุนจะเชื่อมต่อกับอินพุตที่หนึ่งและที่สองของตัวแปลงระบบพิกัดตามลำดับ เอาต์พุตแรกของตัวแปลงระบบพิกัด (โดย yp) เชื่อมต่อโดยตรง ไปยังอินพุตแรกของแอมพลิฟายเออร์รวม อินพุตที่สอง (โดย xp) ของคอนเวอร์เตอร์ผ่านฟิลเตอร์ aperiodic ที่เชื่อมต่อกับอินพุตที่สองของแอมพลิฟายเออร์รวม บล็อกการตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์พร้อมอินพุตที่เชื่อมต่อกับเอาต์พุตของเซ็นเซอร์มุมโจมตี แรงดันไดนามิก หมายเลข M การกำหนดค่าเครื่องบิน เชื่อมต่อด้วยเอาต์พุตแรก (มุม ) กับอินพุตที่สามของตัวแปลงระบบพิกัด เอาต์พุตที่สอง (อัตราขยายของความเร็วเชิงมุมของม้วน) เชื่อมต่อกับอินพุตที่สองของตัวกรอง aperiodic เอาต์พุตที่สาม (ค่าคงที่เวลาของตัวกรอง) เชื่อมต่อกับอินพุตที่สามของตัวกรอง aperiodic เอาต์พุตที่สี่ (การเพิ่มอัตราการหันเห) เชื่อมต่อกับ อินพุตที่สามของเครื่องขยายเสียงรวม อินพุตที่สี่ของเครื่องขยายเสียงรวมจะเชื่อมต่อกับเอาต์พุตของเซ็นเซอร์มุมเหยียบ ทางเลือกของโปรแกรมสำหรับพารามิเตอร์แดมเปอร์ที่ปรับได้นั้นสร้างขึ้นบนพื้นฐานของแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ของการเคลื่อนที่ด้านข้างของเครื่องบิน อธิบายโดยระบบสมการเชิงอนุพันธ์ที่สมบูรณ์พร้อมการเปลี่ยนแปลงในโหมดการบินอย่างกว้างขวาง (มุมของการโจมตี ตัวเลข M ลักษณะแอโรไดนามิก) . การประดิษฐ์ถูกแสดงตัวอย่างไว้ในรูปที่ 1-5 ในรูป 1 คือบล็อกไดอะแกรมของอุปกรณ์แดมเปอร์แบบหันเหซึ่งประกอบด้วย:
1. CRS หันเห 2. CRS ม้วน 3. ตัวกรอง Aperiodic 4. เครื่องขยายเสียงรวม 5. ไดรฟ์หางเสือ 6. ตัวแปลงระบบพิกัด CRS 7. บล็อกสำหรับตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์ 8. เซ็นเซอร์มุมเหยียบ อุปกรณ์ทำงานดังนี้: สัญญาณจากม้วน CRS 2 หลังจากผ่านตัวแปลงระบบพิกัด 6 และตัวกรอง aperiodic 3 ถูกรวมเข้ากับเครื่องขยายเสียงรวม 4 ด้วยสัญญาณ yaw CRS 1 หลังจากส่งผ่านตัวแปลงระบบพิกัด 6 และ สัญญาณ n ของเซ็นเซอร์มุมการโก่งตัวเหยียบเครื่องบิน 8: 
โดยที่ n คือสัญญาณที่ส่งไปยังหางเสือ
N, L, K P - ปัจจัยการขยาย;
T X - ค่าคงที่เวลาของตัวกรอง aperiodic;
n คือมุมโก่งตัวของคันเหยียบ อัลกอริธึม 3 สำหรับการทำงานของตัวแปลงพิกัด 6 มีรูปแบบ: 
хп, yп - ความเร็วเชิงมุมที่เปลี่ยน;
x และ y คือความเร็วเชิงมุมของการม้วนตัวและการหันเหที่สัมพันธ์กับระบบพิกัดที่เกี่ยวข้องของเครื่องบินตามลำดับ
- มุมการหมุนของระบบพิกัดใหม่ ค่าสัมประสิทธิ์การขยายสัญญาณ K P ของสัญญาณการโก่งตัวของแป้นเหยียบเครื่องบินถูกนำมาใช้ในเครื่องขยายเสียง 4 การแนะนำมุมของการหมุนของระบบพิกัดจะเพิ่มความเร็วของระบบควบคุมโดยการเพิ่มความถี่ของลิงก์ป้อนกลับของลูปควบคุมซึ่งกำหนดโดย สูตร: 
มันถูกทำเครื่องหมายที่นี่:
- ความถี่ของลิงค์ข้อเสนอแนะ;
และ - ประสิทธิภาพของหางเสือตามลำดับ สัมพันธ์กับแกนที่เกี่ยวข้อง X 1 และ Y 1 ของเครื่องบิน
- มุมโจมตี;
- มุมการหมุนของระบบพิกัด
K - ปัจจัยการขยายขึ้นอยู่กับค่าของช่วงเวลาแอโรไดนามิกของเครื่องบิน จะเห็นได้จากสูตรที่ว่าเมื่อใส่มุมเข้าไป ตัวเศษจะเพิ่มขึ้น และตัวส่วนจะลดลง รูปที่ 5 แสดงการรบกวนการปัดป้องชั่วคราวที่มุมลื่น =2 o ที่มุม =0 และ =11 o จากรูปนี้จะเห็นได้ว่าเวลาในการปัดป้องการก่อกวนที่ =0 (เส้นโค้ง 1) เกินเวลาที่จะปัดป้องการก่อกวนที่ =11 o (เส้นโค้ง 2) อย่างมีนัยสำคัญ มุมถูกกำหนดเป็นฟังก์ชันซอฟต์แวร์ของมุมของการโจมตีและลักษณะอากาศพลศาสตร์ระหว่างการสร้างแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ของระบบควบคุมของเครื่องบินแต่ละลำ พารามิเตอร์ของตัวแปลงระบบพิกัด CRS, ตัวกรอง aperiodic และแอมพลิฟายเออร์รวมจะถูกปรับโดยใช้สัญญาณที่มาจากหน่วยการตั้งค่าพารามิเตอร์ 7 ไปยังอินพุตซึ่งข้อมูลเกี่ยวกับมุมของการโจมตี แรงดันไดนามิก หมายเลข M และสถานะของ การกำหนดค่าเครื่องบินนั้นมาจากเซ็นเซอร์ระบบบนเครื่องบิน เมื่อทำการซ้อมรบ สัญญาณจากแดมเปอร์แบบสั่นสะเทือนซึ่งเข้าสู่ตัวขับหางเสือและป้องกันไม่ให้เครื่องบินหลบหลีก นักบินจะได้รับการชดเชยโดยการเบี่ยงแป้นเหยียบ ในรูป รูปที่ 2-4 แสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินที่มีระดับความเสถียรสถิตในระดับต่างๆ เมื่อมุมการลื่นถูกรบกวน ซึ่งได้มาจากการสร้างแบบจำลองทางคณิตศาสตร์ มันถูกทำเครื่องหมายที่นี่:
เอ - เครื่องบินชั่วคราวโดยไม่มีแดมเปอร์;
b - กระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินด้วยเครื่องต้นแบบ
c - กระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินด้วยอุปกรณ์ที่เสนอ
9 - มาตราส่วนการโก่งตัวของหางเสือ n เป็นองศา
10 - ค่าเบี่ยงเบนมาตราส่วนของความเร็วเชิงมุมหันเห y เป็นองศาต่อวินาที
11 - มาตราส่วนเวลาของกระบวนการชั่วคราวในหน่วยวินาที รูปที่ 2 แสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินที่มีความเสถียรทางสถิต ดังที่เห็นได้จากรูปที่ 2b และ 2c เมื่อใช้แดมเปอร์หันเหของรูปแบบต่างๆ กระบวนการชั่วคราวจะเหมือนกันหมด การสั่นของเครื่องบินโดยไม่มีแดมเปอร์ (fig.2a) สลายตัวภายใน 10 วินาที ในรูป 3 แสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินที่มีความไม่แน่นอนของทิศทางในกรณีที่ไม่มีการหน่วงของมันเอง บน figa แสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินโดยไม่มีแดมเปอร์หันเห ในกรณีนี้จะมีการสั่นขนาดใหญ่ที่ไม่มีการหน่วงแอมพลิจูด เมื่อใช้ต้นแบบเป็นแดมเปอร์ (figb) มีการสั่นที่แตกต่างกันเล็กน้อยของความถี่ที่สูงกว่า เครื่องบินที่มีรูปแบบแดมเปอร์ที่เสนอ (รูปที่ 3c) มีความเสถียร เวลาหน่วงของการสั่นหลังจากการรบกวนไม่เกิน 6 วินาที รูปที่ 4 แสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินที่มีความไม่แน่นอนของทิศทางและแนวขวาง บนฟิก้าแสดงกระบวนการชั่วคราวของเครื่องบินโดยไม่มีแดมเปอร์ รูปภาพแสดงให้เห็นว่าการเคลื่อนไหวนั้นไม่เสถียรเป็นระยะๆ เครื่องบินที่มีต้นแบบ (รูปที่ 4b) นั้นไม่เสถียรเป็นระยะเช่นกัน แต่ธรรมชาติของการเคลื่อนไหวที่แตกต่างกันนั้นมีความรุนแรงน้อยกว่า เครื่องบินที่มีวงจรแดมเปอร์ที่เสนอ (รูปที่ 4c) มีความเสถียร เวลาชั่วคราวไม่เกิน 6 วินาที ในรูป 6 แสดงบล็อกไดอะแกรมของต้นแบบของอุปกรณ์ที่เชื่อมต่อ - แดมเปอร์หันเห DR-134M ซึ่งประกอบด้วย:
1. CRS หันเห 2. CRS ม้วน 4. เครื่องขยายเสียงรวม 5. ไดรฟ์หางเสือ 12. ตัวกรองความแตกต่าง 13. สวิตซ์สัญญาณ CRS Bank ขึ้นอยู่กับตำแหน่งของปีกนก ดังนั้น อุปกรณ์ที่เสนอเนื่องจากการแนะนำตัวกรอง aperiodic ของสัญญาณความเร็วเชิงมุมม้วน ตัวแปลงพิกัดของการหันเหและความเร็วเชิงมุมม้วนไปยังระบบพิกัดอื่น และหน่วยการตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์ช่วยให้:
- เพิ่มความสะดวกสบายในการขับแบบแมนนวลเมื่อเปลี่ยนในโหมดการบินที่หลากหลาย (มุมของการโจมตี, หัวความเร็ว, หมายเลข Mach, การกำหนดค่าเครื่องบิน)
- ขยายพื้นที่เสถียรภาพเมื่อมีความไม่แน่นอนของทิศทางหรือแนวขวาง และรับคุณภาพการควบคุมที่ยอมรับได้โดยมีระดับความไม่แน่นอนของไดนามิกของเครื่องบินในระดับหนึ่ง แหล่งข้อมูล
1. คำอธิบายทางเทคนิคของอุปกรณ์ของเครื่องบิน SU-11 แดมเปอร์สั่นสะเทือน D-3K-110, 1962 2. คำอธิบายทางเทคนิคของอุปกรณ์ของเครื่องบิน TU-134M คู่มือการใช้งานและบำรุงรักษาแดมเปอร์หันเห DR-134M, 1960, รุ่นต้นแบบ 3. พลวัตของการเคลื่อนไหวตามยาวและด้านข้าง จีเอส Byushgens, R.V. สตั๊ดเนฟ, พี. 326-343. สำนักพิมพ์ Mashinostroenie, 1979
เรียกร้อง
แดมเปอร์หันเหของเครื่องบินที่มีเซ็นเซอร์อัตราการหันเหและการหมุนของอัตราเชิงมุมที่ตั้งอยู่ตามแกนของระบบพิกัดที่เกี่ยวข้อง, แอมพลิฟายเออร์รวม, ไดรฟ์หางเสือที่เชื่อมต่อกับเอาท์พุต, โดดเด่นด้วยการนำฟิลเตอร์ aperiodic เข้าไป, หน่วยตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์ ตัวแปลงของระบบพิกัดของเซ็นเซอร์มุมหันและอัตราการหมุนไปเป็นระบบพิกัดอื่นที่หมุนโดยมุมที่สัมพันธ์กับอันแรกอินพุตซึ่งเชื่อมต่อกับเอาต์พุตของเซ็นเซอร์อัตราการหันเหและการหมุนตามลำดับ เอาต์พุตอัตราการหันเหของตัวแปลงระบบพิกัดเชื่อมต่อโดยตรงกับอินพุตแรกของแอมพลิฟายเออร์รวม เอาต์พุตอัตราการหมุนผ่านฟิลเตอร์ aperiodic จะเชื่อมต่อกับอินพุตที่สองของแอมพลิฟายเออร์สรุป ในขณะที่หน่วยตั้งค่าพารามิเตอร์แดมเปอร์พร้อมอินพุตที่เชื่อมต่อ เอาต์พุตของเซ็นเซอร์มุมโจมตี, แรงดันไดนามิก, หมายเลข M, การกำหนดค่าเครื่องบิน, เชื่อมต่อด้วยเอาต์พุตแรกไปยังอินพุตที่สามของตัวแปลงของระบบ coor dinat เอาต์พุตที่สองเชื่อมต่อกับอินพุตที่สองของตัวกรอง aperiodic เอาต์พุตที่สามเชื่อมต่อกับอินพุตที่สามของตัวกรอง aperiodic เอาต์พุตที่สี่เชื่อมต่อกับอินพุตที่สามของเครื่องขยายเสียงรวม อินพุตที่สี่จะได้รับ สัญญาณที่สอดคล้องกับมุมการโก่งตัวของแป้นเหยียบเครื่องบิน
โปรไฟล์ที่ midspan
- ความหนาสัมพัทธ์ (อัตราส่วนของระยะห่างสูงสุดระหว่างส่วนโค้งด้านบนและด้านล่างกับความยาวของคอร์ดปีก) 0.1537
- รัศมีสัมพัทธ์ของขอบนำ (อัตราส่วนของรัศมีต่อความยาวคอร์ด) 0.0392
- ความโค้งสัมพัทธ์ (อัตราส่วนของระยะห่างสูงสุดระหว่างเส้นกลางของโปรไฟล์และคอร์ดต่อความยาวของคอร์ด) 0.0028
- มุมขอบท้าย 14.2211 องศา
โปรไฟล์ที่ midspan
โปรไฟล์ปีกใกล้กับปลาย
- ความหนาสัมพัทธ์0.1256
- รัศมีสัมพัทธ์ของขอบนำ 0.0212
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0075
- มุมขอบท้าย 13.2757 องศา
โปรไฟล์ปีกใกล้กับปลาย
โปรไฟล์ปีกท้าย
- ความหนาสัมพัทธ์ 0.1000
- รัศมีสัมพัทธ์ของขอบนำ 0.0100
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0145
- มุมขอบท้าย 11.2016 องศา
โปรไฟล์ปีกท้าย
- ความหนาสัมพัทธ์ 0.1000
- รัศมีสัมพัทธ์ของขอบนำหน้า 0.0117
- ความโค้งสัมพัทธ์ 0.0158
- มุมขอบท้าย 11.6657 องศา
พารามิเตอร์ปีก
- พื้นที่ปีก 1135 ft² หรือ 105.44m²
- ปีกกว้าง 94'9'' หรือ 28.88 ม. (102'5'' หรือ 31.22 ม. มีปีก)
- อัตราส่วนปีก 9.16
- คอร์ดราก 7.32%
- จบคอร์ด 1.62%
- วิงเทเปอร์ 0.24
- มุมกวาด 25 องศา
การควบคุมเสริมประกอบด้วยกลไกของปีกและตัวกันโคลงที่ปรับได้
พื้นผิวพวงมาลัยของตัวควบคุมหลักเบี่ยงเบนไปจากตัวกระตุ้นไฮดรอลิกซึ่งการทำงานนั้นจัดทำโดยระบบไฮดรอลิก A และ B สองระบบอิสระ ระบบใด ๆ ช่วยให้มั่นใจถึงการทำงานปกติของตัวควบคุมหลัก แอคทูเอเตอร์บังคับเลี้ยว (แอคทูเอเตอร์ไฮดรอลิก) รวมอยู่ในสายไฟควบคุมตามรูปแบบที่ไม่สามารถย้อนกลับได้ เช่น โหลดแอโรไดนามิกจากพื้นผิวพวงมาลัยจะไม่ถูกถ่ายโอนไปยังส่วนควบคุม แรงที่พวงมาลัยและคันเหยียบทำให้เกิดกลไกการโหลด
ในกรณีที่ระบบไฮดรอลิกทั้งสองระบบขัดข้อง นักบินจะควบคุมลิฟต์และปีกนกโดยนักบิน และหางเสือจะถูกควบคุมโดยระบบไฮดรอลิกสำรอง
การควบคุมตามขวาง
การควบคุมตามขวาง
การควบคุมด้านข้างดำเนินการโดยปีกนกและสปอยเลอร์ที่เบี่ยงเบนในการบิน (สปอยเลอร์สำหรับเครื่องบิน)
เมื่อมีกำลังไฮดรอลิกไปยังไดรฟ์บังคับเลี้ยวของปีกปีก การควบคุมด้านข้างจะทำงานดังนี้:
- การเคลื่อนไหวของล้อควบคุมของหางเสือตามสายไฟจะถูกส่งไปยังไดรฟ์พวงมาลัยของปีกนกและต่อไปยังปีกนก
- นอกเหนือจากปีกนกแล้ว ชุดขับเคลื่อนหางเสือปีกผีเสื้อจะเคลื่อนก้านสปริง (ตลับสปริงของปีกปีกนก) ที่เกี่ยวข้องกับระบบควบคุมสปอยเลอร์และทำให้เคลื่อนที่ได้
- การเคลื่อนที่ของก้านสปริงจะถูกส่งไปยังตัวเปลี่ยนอัตราทดเกียร์ ในที่นี้ การควบคุมจะลดลงขึ้นอยู่กับปริมาณการโก่งตัวของที่จับควบคุมสปอยเลอร์ (คันเบรกความเร็ว) ยิ่งสปอยเลอร์เบี่ยงในโหมดเบรกลม ค่าสัมประสิทธิ์การเคลื่อนตัวของการหมุนพวงมาลัยยิ่งต่ำลง
- นอกจากนี้ การเคลื่อนไหวจะถูกส่งไปยังกลไกควบคุมเครื่องผสมสปอยเลอร์ ซึ่งจะถูกเพิ่มเข้าไปในการเคลื่อนที่ของที่จับตัวควบคุมสปอยเลอร์ บนปีกที่มีปีกปีกนก สปอยเลอร์จะถูกยกขึ้น และปีกอีกข้างหนึ่งจะลดต่ำลง ดังนั้นการทำงานของเบรกลมและการควบคุมด้านข้างจึงทำงานพร้อมกัน สปอยเลอร์จะทำงานเมื่อหมุนพวงมาลัยมากกว่า 10 องศา
- นอกจากนี้ การเดินสายไฟจากอุปกรณ์เปลี่ยนอัตราทดเกียร์ไปยังอุปกรณ์เกียร์ (อุปกรณ์เคลื่อนที่ที่สูญหาย) ของกลไกการเชื่อมโยงล้อมือเมื่อใช้ร่วมกับทั้งระบบ
อุปกรณ์เชื่อมต่อพวงมาลัยขวากับสายไฟสำหรับควบคุมสปอยเลอร์ในกรณีที่ไม่ตรงกันมากกว่า 12 องศา (หมุนพวงมาลัย)
ในกรณีที่ไม่มีกำลังไฮดรอลิกไปยังไดรฟ์พวงมาลัยของปีกนก นักบินจะเบนทิศทางด้วยตนเอง และเมื่อหมุนพวงมาลัยเป็นมุมมากกว่า 12 องศา สายไฟของระบบควบคุมสปอยเลอร์จะถูกตั้งค่า ในการเคลื่อนไหว หากในขณะเดียวกันระบบบังคับเลี้ยวของสปอยเลอร์ก็ใช้งานได้ สปอยเลอร์ก็จะทำงานเพื่อช่วยปีกนก
รูปแบบเดียวกันนี้ทำให้นักบินร่วมควบคุมสปอยเลอร์ด้วยการม้วนตัวเมื่อล้อควบคุมของผู้บังคับบัญชาหรือสายไฟปีกนกติดขัด ในเวลาเดียวกัน เขาต้องใช้กำลัง 80-120 ปอนด์ (36-54 กก.) เพื่อเอาชนะแรงพรีโหลดของสปริงในกลไกการเคลื่อนย้ายปีกปีก หันหางของหางเสือมากกว่า 12 องศา จากนั้น สปอยเลอร์จะเริ่มดำเนินการ
เมื่อพวงมาลัยขวาหรือสายไฟของสปอยเลอร์ติดค้าง ผู้บังคับบัญชามีความสามารถในการควบคุมปีกข้าง เอาชนะแรงสปริงในกลไกการต่อพวงมาลัย
หางเสือปีกนกเดินสายไฟไปยังคอพวงมาลัยด้านซ้ายโดยใช้กลไกการโหลด อุปกรณ์นี้จำลองโหลดตามหลักอากาศพลศาสตร์บนปีกเครื่องบิน เมื่อเกียร์บังคับเลี้ยวทำงาน และยังเปลี่ยนตำแหน่งของแรงเป็นศูนย์ (กลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง) กลไกการตัดแต่งปีกเครื่องบินสามารถใช้ได้เฉพาะเมื่อปิดการทำงานของออโตไพลอตเท่านั้น เนื่องจากออโตไพลอตจะควบคุมหางเสือโดยตรงและจะแทนที่การเคลื่อนไหวใดๆ ของกลไกการโหลด แต่ในขณะที่นักบินปิดการทำงานอัตโนมัติ ความพยายามเหล่านี้จะถูกโอนไปยังสายไฟควบคุมทันที ซึ่งจะนำไปสู่การพลิกคว่ำของเครื่องบินโดยไม่คาดคิด เพื่อลดโอกาสในการเล็มปีกเครื่องบินโดยไม่ได้ตั้งใจ สวิตช์สองตัวถูกติดตั้งไว้ ในกรณีนี้ การตัดแต่งจะเกิดขึ้นก็ต่อเมื่อกดสวิตช์ทั้งสองพร้อมกัน
เพื่อลดความพยายามในระหว่างการควบคุมด้วยตนเอง (การพลิกกลับด้วยตนเอง) ปีกเครื่องบินมีตัวชดเชยเซอร์โวจลนศาสตร์ (แท็บ) และแผงปรับสมดุล (แผงสมดุล)
ตัวชดเชยเซอร์โวเชื่อมต่อแบบจลนศาสตร์กับปีกปีกเครื่องบินและเบี่ยงเบนไปในทิศทางตรงกันข้ามกับการโก่งตัวของปีกเครื่องบิน ซึ่งจะช่วยลดโมเมนต์การหมุนของปีกปีกและแรงที่แอก
แผงสมดุล
แผงทรงตัวเป็นแผงที่เชื่อมต่อขอบชั้นนำของปีกปีกเข้ากับส่วนหลังของปีกโดยใช้ข้อต่อแบบบานพับ ตัวอย่างเช่น เมื่อปีกปีกเคลื่อนออก เช่น ด้านล่าง บริเวณที่มีแรงกดเพิ่มขึ้นจะปรากฏขึ้นที่พื้นผิวด้านล่างของปีกในบริเวณปีกกว้าง และบริเวณที่หายากจะปรากฏขึ้นที่พื้นผิวด้านบน แรงดันแตกต่างนี้ขยายไปถึงพื้นที่ระหว่างขอบชั้นนำของปีกปีกและปีก และเมื่อทำงานบนแผงบาลานซ์ จะช่วยลดโมเมนต์บานพับของปีกปีก
ในกรณีที่ไม่มีกำลังไฮดรอลิก ระบบบังคับเลี้ยวจะทำงานเหมือนแกนแข็ง กลไกของเอฟเฟกต์การตัดแต่งไม่ได้ช่วยลดความพยายามอย่างแท้จริง คุณสามารถลดแรงที่คอพวงมาลัยได้โดยใช้หางเสือ หรือในกรณีที่รุนแรงที่สุด โดยการเปลี่ยนแรงขับของเครื่องยนต์
การควบคุมระดับเสียง
พื้นผิวควบคุมของชุดควบคุมตามยาว ได้แก่ ลิฟต์ซึ่งมีตัวขับพวงมาลัยแบบไฮดรอลิก และตัวกันโคลงที่มาพร้อมไดรฟ์ไฟฟ้า ส่วนควบคุมของนักบินเชื่อมต่อกับตัวกระตุ้นไฮดรอลิกของลิฟต์โดยใช้สายไฟ นอกจากนี้ อินพุตของไดรฟ์ไฮดรอลิกยังได้รับผลกระทบจากระบบออโตไพลอตและระบบตัดแต่งตัวเลข M
การควบคุมแบบปกติของตัวกันโคลงจะดำเนินการจากสวิตช์บนพวงมาลัยหรือ Autopilot ตัวควบคุมสำรองของตัวกันโคลงเป็นแบบกลไกโดยใช้ปุ่มควบคุมบนแผงควบคุมส่วนกลาง
ลิฟต์ทั้งสองส่วนเชื่อมต่อกันทางกลไกโดยใช้ท่อ ตัวกระตุ้นไฮดรอลิกของลิฟต์ขับเคลื่อนโดยระบบไฮดรอลิก A และ B การจ่ายน้ำมันไฮดรอลิกไปยังตัวกระตุ้นถูกควบคุมโดยสวิตช์ในห้องนักบิน (Flight Control Switches)
ระบบไฮดรอลิกที่ใช้งานได้เพียงระบบเดียวก็เพียงพอสำหรับการทำงานปกติของลิฟต์ ในกรณีที่ระบบไฮดรอลิกทั้งสองระบบขัดข้อง (การพลิกกลับแบบแมนนวล) ลิฟต์จะเบี่ยงเบนจากพวงมาลัยใดๆ ด้วยตนเอง เพื่อลดโมเมนต์บานพับ ลิฟต์มีตัวชดเชยเซอร์โวแอโรไดนามิกสองตัวและแผงปรับสมดุลหกแผง
การมีแผงทรงตัวทำให้จำเป็นต้องตั้งค่าตัวกันโคลงให้เต็ม (0 ยูนิต) ก่อนราดด้วยน้ำแข็ง การตั้งค่านี้จะป้องกันไม่ให้น้ำโคลนและสารกันน้ำแข็งไหลเข้าช่องระบายอากาศที่แผงปิด (ดูแผงตกแต่งปีกนก)
โมเมนต์บานพับของลิฟต์ เมื่อตัวกระตุ้นไฮดรอลิกทำงาน จะไม่ถูกส่งไปยังพวงมาลัย และแรงบนพวงมาลัยจะถูกสร้างขึ้นโดยใช้สปริงของกลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง (หน่วยความรู้สึกและศูนย์กลาง) ซึ่งในทางกลับกัน , เป็นแรงส่งผ่านจากเครื่องจำลองการรับน้ำหนักตามหลักอากาศพลศาสตร์แบบไฮดรอลิก (เครื่องสัมผัสลิฟต์)
กลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง
เมื่อพวงมาลัยเบี่ยง ลูกเบี้ยวที่อยู่ตรงกลางจะหมุนและลูกกลิ้งที่บรรจุสปริงจะออกจาก "รู" ของมันที่พื้นผิวด้านข้างของลูกเบี้ยว ในความพยายามที่จะย้อนกลับภายใต้การกระทำของสปริง ระบบจะสร้างแรงในสายจูงควบคุมที่ป้องกันไม่ให้พวงมาลัยเบี่ยงเบน นอกจากสปริงแล้ว แอคทูเอเตอร์ของตัวจำลองการรับน้ำหนักตามหลักอากาศพลศาสตร์ (เครื่องสัมผัสลิฟต์) ยังทำหน้าที่บนลูกกลิ้ง ยิ่งความเร็วสูงขึ้น ลูกกลิ้งก็จะยิ่งถูกกดเข้าหาลูกเบี้ยวมากขึ้นเท่านั้น ซึ่งจะจำลองการเพิ่มแรงดันไดนามิก
คุณลักษณะของกระบอกสูบลูกสูบคู่คือจะทำหน้าที่ในความรู้สึกและหน่วยศูนย์กลางด้วยแรงกดสูงสุดสองคำสั่ง นี่เป็นเรื่องง่ายที่จะเข้าใจจากการวาด เนื่องจากไม่มีแรงกดระหว่างลูกสูบ และกระบอกสูบจะอยู่ในสถานะดึงเฉพาะที่แรงดันคำสั่งเดียวกันเท่านั้น หากแรงดันใดเพิ่มขึ้น กระบอกสูบจะเคลื่อนไปสู่แรงดันที่สูงขึ้นจนกว่าลูกสูบตัวใดตัวหนึ่งจะชนกับสิ่งกีดขวางทางกล จึงไม่รวมถึงกระบอกสูบที่มีแรงดันต่ำกว่าจากการทำงาน
เครื่องจำลองการโหลดแอโรไดนามิก
อินพุตของคอมพิวเตอร์รู้สึกว่าลิฟต์ได้รับความเร็วในการบิน (จากตัวรับแรงดันอากาศที่ติดตั้งบนกระดูกงู) และตำแหน่งของตัวกันโคลง
ภายใต้อิทธิพลของความแตกต่างระหว่างแรงดันรวมและแรงดันสถิต เมมเบรนจะก้มลง แทนที่หลอดแรงดันคำสั่ง ยิ่งความเร็วมากเท่าไร แรงกดดันในคำสั่งก็จะยิ่งมากขึ้นเท่านั้น
การเปลี่ยนแปลงตำแหน่งของตัวกันโคลงจะถูกส่งไปยังตัวกันโคลงซึ่งผ่านสปริงจะทำหน้าที่กับแกนม้วนแรงดันคำสั่ง ยิ่งโคลงเบี่ยงเบนเพื่อให้ระดับเสียงสูงขึ้น แรงดันคำสั่งก็จะยิ่งต่ำลง
วาล์วนิรภัยจะทำงานเมื่อแรงดันคำสั่งสูงเกินไป
ด้วยวิธีนี้ แรงดันไฮดรอลิกจากระบบไฮดรอลิก A และ B (210 atm.) จะถูกแปลงเป็นแรงดันคำสั่งที่สอดคล้องกัน (จาก 14 เป็น 150 atm.) ซึ่งส่งผลต่อความรู้สึกและหน่วยศูนย์กลาง
หากความต่างของแรงกดดันในการบังคับบัญชาเกินกว่าที่ยอมรับได้ นักบินจะได้รับสัญญาณ FEEL DIFF PRESS โดยให้ปีกนกหดกลับ สถานการณ์นี้เป็นไปได้หากระบบไฮดรอลิกตัวใดตัวหนึ่งหรือแขนงหนึ่งของตัวรับแรงดันอากาศล้มเหลว ลูกเรือไม่ต้องดำเนินการใดๆ เนื่องจากระบบยังคงทำงานได้ตามปกติ
ระบบปรับปรุงเสถียรภาพความเร็ว (Mach Trim System)
ระบบนี้เป็นฟังก์ชันในตัวของระบบควบคุมอากาศยานดิจิทัล (DFCS) ระบบ MACH TRIM ให้ความเสถียรในความเร็วที่ M มากกว่า 0.615 ด้วยจำนวน M ที่เพิ่มขึ้น ระบบกลไกจักรกลไฟฟ้าของ MACH TRIM ACTUATOR จะเปลี่ยนค่ากลางของกลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง (ความรู้สึกและยูนิตอยู่ตรงกลาง) และลิฟต์จะเบี่ยงเบนไปที่ระดับเสียงโดยอัตโนมัติ เพื่อชดเชยช่วงเวลาดำน้ำจากการเปลี่ยนโฟกัสของแอโรไดนามิกไปข้างหน้า ในกรณีนี้ จะไม่มีการเคลื่อนไหวใดๆ ถูกส่งไปยังพวงมาลัย การเชื่อมต่อและการตัดการเชื่อมต่อของระบบเกิดขึ้นโดยอัตโนมัติตามหน้าที่ของหมายเลข M
ระบบรับหมายเลข M จากเครื่อง Air Data Computer ระบบเป็นแบบสองช่อง หากช่องหนึ่งล้มเหลว MACH TRIM FAIL จะปรากฏขึ้นเมื่อกด Master Caution และดับลงหลังจากรีเซ็ต ในกรณีที่เกิดความล้มเหลวสองครั้ง ระบบจะไม่ทำงานและสัญญาณไม่ดับ จำเป็นต้องรักษาหมายเลข M ไว้ไม่เกิน 0.74
ตัวกันโคลงถูกควบคุมโดยมอเตอร์ทริม: แบบแมนนวลและแบบอัตโนมัติ เช่นเดียวกับกลไกโดยใช้ปุ่มควบคุม ในกรณีที่มอเตอร์ไฟฟ้าติดขัด จะมีการใช้คลัตช์เพื่อตัดการส่งสัญญาณจากมอเตอร์ไฟฟ้าเมื่อมีการใช้แรงกับล้อควบคุม
การควบคุมโคลง
มอเตอร์ทริมแบบแมนนวลถูกควบคุมโดยสวิตช์กดบนปุ่มควบคุมของนักบิน และเมื่อขยายปีกนก ตัวกันโคลงจะขยับในอัตราที่เร็วกว่าเมื่อพับปีกนก การกดสวิตช์เหล่านี้จะปิดใช้งานออโตไพลอต
ระบบตัดความเร็ว
ระบบนี้เป็นฟังก์ชันในตัวของระบบควบคุมอากาศยานดิจิทัล (DFCS) ระบบควบคุมระบบกันโคลงโดยใช้เซอร์โวออโตไพลอตเพื่อให้มั่นใจถึงความเสถียรของความเร็ว สามารถใช้งานได้ไม่นานหลังจากเครื่องขึ้นหรือระหว่างการเดินทาง สภาพที่กระตุ้นคือน้ำหนักเบา ศูนย์กลางด้านหลังและหน้าที่ของเครื่องยนต์สูง
ระบบปรับปรุงเสถียรภาพความเร็วทำงานที่ความเร็ว 90 - 250 นอต หากคอมพิวเตอร์ตรวจพบการเปลี่ยนแปลงความเร็ว ระบบจะเปิดโดยอัตโนมัติเมื่อปิดออโตไพลอต แฟล็กจะถูกขยายออก (ที่ 400/500 โดยไม่คำนึงถึงแฟล็ก) และความเร็วของเครื่องยนต์ N1 มากกว่า 60% ในกรณีนี้ ต้องผ่านไปนานกว่า 5 วินาทีหลังจากการตัดแต่งด้วยมือครั้งก่อน และอย่างน้อย 10 วินาทีหลังจากการยกตัวจากรันเวย์
หลักการทำงานคือเปลี่ยนระบบกันโคลงโดยขึ้นอยู่กับการเปลี่ยนแปลงของความเร็วของเครื่องบิน เพื่อให้ในระหว่างการเร่งความเร็ว เครื่องบินจะเอียงขึ้นและในทางกลับกัน (เมื่อเร่งความเร็วจาก 90 เป็น 250 นอต เหล็กกันโคลงจะเลื่อนขึ้น 8 องศาโดยอัตโนมัติเพื่อให้สูงขึ้น) นอกจากการเปลี่ยนแปลงของความเร็วแล้ว คอมพิวเตอร์ยังคำนึงถึงความเร็วของเครื่องยนต์ ความเร็วในแนวตั้ง และการหยุดชะงักด้วย
ยิ่งโหมดเครื่องยนต์สูง ระบบก็จะเริ่มทำงานเร็วขึ้น ยิ่งอัตราการปีนในแนวดิ่งมากเท่าไร ตัวกันโคลงก็จะยิ่งทำงานได้ดีขึ้นสำหรับการดำน้ำ เมื่อใกล้ถึงมุมแผงลอย ระบบจะปิดโดยอัตโนมัติ
ระบบเป็นแบบสองช่อง หากช่องใดช่องหนึ่งล้มเหลว จะอนุญาตให้บินได้ ด้วยการปฏิเสธสองครั้งคุณไม่สามารถบินได้ หากเกิดความล้มเหลวสองครั้งในการบิน QRH ไม่จำเป็นต้องดำเนินการใด ๆ แต่ควรเพิ่มการควบคุมความเร็วในระหว่างขั้นตอนการเข้าถึงและขั้นตอนที่ไม่ได้รับ
ติดตามการควบคุม
การควบคุมทิศทางของเครื่องบินนั้นมาจากหางเสือ ไม่มีตัวชดเชยเซอร์โวบนพวงมาลัย การโก่งตัวของหางเสือมีให้โดยเฟืองบังคับเลี้ยวหลักหนึ่งชุดและเฟืองพวงมาลัยสำรอง ไดรฟ์พวงมาลัยหลักขับเคลื่อนโดยระบบไฮดรอลิก A และ B และไดรฟ์สำรองมาจากระบบไฮดรอลิกที่สาม (สแตนด์บาย) การทำงานของระบบไฮดรอลิกทั้งสามระบบให้การควบคุมทิศทางอย่างเต็มที่
การตัดแต่งหางเสือโดยใช้ปุ่มบนคอนโซลกลางทำได้โดยการเปลี่ยนค่ากลางของกลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่ง
บนเครื่องบินของซีรีส์ 300-500 มีการปรับเปลี่ยนรูปแบบการควบคุมหางเสือ (การปรับเปลี่ยน RSEP) RSEP - โปรแกรมเพิ่มประสิทธิภาพระบบหางเสือ
เครื่องหมายภายนอกของการปรับเปลี่ยนนี้เป็นจอแสดงผลเพิ่มเติม "STBY RUD ON" ที่มุมซ้ายบนของแผงควบคุม FLIGHT CONTROL
การควบคุมเส้นทางดำเนินการโดยคันเหยียบ การเคลื่อนไหวของพวกเขาถูกส่งโดยการเดินสายเคเบิลไปยังท่อซึ่งหมุนแล้วย้ายก้านควบคุมของเกียร์พวงมาลัยหลักและสำรอง กลไกเอฟเฟกต์การตัดแต่งติดอยู่กับท่อเดียวกัน
กลไกปีก
แผ่นปิดปีกและพื้นผิวควบคุม
มอเตอร์ชั่วคราว
รูปภาพแสดงธรรมชาติของกระบวนการชั่วคราวของเครื่องยนต์โดยที่ RMS ถูกปิดและทำงาน
ดังนั้น เมื่อ RMS กำลังทำงาน ตำแหน่งของคันเร่งจะกำหนด N1 ที่กำหนด ดังนั้น ในระหว่างการบินขึ้นและไต่ระดับ แรงขับของเครื่องยนต์จะคงที่ โดยตำแหน่งปีกผีเสื้อไม่เปลี่ยนแปลง
คุณสมบัติของการควบคุมมอเตอร์เมื่อปิด RMS
เมื่อปิด PMC MEC จะรักษา N2 RPM ที่ตั้งไว้ และเมื่อความเร็วเครื่องขึ้น N1 RPM จะเพิ่มขึ้น การเพิ่มขึ้นของ N1 อาจสูงถึง 7% ทั้งนี้ขึ้นอยู่กับเงื่อนไข นักบินไม่จำเป็นต้องลดกำลังเครื่องระหว่างเครื่องขึ้น ตราบใดที่เครื่องยนต์ยังไม่เกินขีดจำกัด
เมื่อเลือกโหมดเครื่องยนต์ขณะบินขึ้น โดยที่ปิด PMC ไว้ เทคโนโลยีการจำลองอุณหภูมิอากาศภายนอก (อุณหภูมิโดยประมาณ) จะไม่สามารถใช้ได้
ในการไต่ระดับหลังเครื่องขึ้น จำเป็นต้องตรวจสอบรอบ N1 และแก้ไขการเติบโตอย่างทันท่วงทีโดยจัดคันเร่งให้เรียบร้อย
ฉุดอัตโนมัติ
ออโต้เค้นเป็นระบบเครื่องกลไฟฟ้าที่ควบคุมด้วยคอมพิวเตอร์ซึ่งควบคุมแรงขับของเครื่องยนต์ เครื่องจะเคลื่อนคันเร่งในลักษณะที่จะรักษา RPM N1 ที่ระบุหรือความเร็วในการบินที่ระบุระหว่างเที่ยวบินทั้งหมดตั้งแต่เครื่องขึ้นไปจนถึงการสัมผัสรันเวย์ ออกแบบมาเพื่อทำงานร่วมกับนักบินอัตโนมัติและคอมพิวเตอร์นำทาง (FMS, Flight Management System)
Autothrottle มีโหมดการทำงานดังต่อไปนี้: บินขึ้น (TAKEOFF); ปีน (CLIMB); อาชีพในระดับความสูงที่กำหนด (ALT ACQ); เที่ยวบินล่องเรือ (CRUISE); ลดลง (DESCENT); วิธีการลงจอด (APPROACH); แนวทางที่ไม่ได้รับ (GO-AROUND)
FMC จะสื่อสารกับระบบควบคุมความเร็วอัตโนมัติในโหมดการทำงานที่ต้องการ, ค่าที่ตั้งไว้ N1 RPM, RPM สูงสุดของเครื่องยนต์ต่อเนื่องสูงสุด, การไต่ระดับสูงสุด, ความเร็วคงที่ และ RPM ที่เข้าใกล้ที่พลาดไป รวมถึงข้อมูลอื่นๆ
คุณสมบัติของการทำงาน autothrottle ในกรณีที่ FMC ล้มเหลว
ในกรณีที่ FMC ล้มเหลว คอมพิวเตอร์ autothrottle จะคำนวณขีดจำกัด N1 RPM ของตัวเองและแสดงสัญญาณ "A/T LIM" แก่นักบิน หากเค้นอัตโนมัติอยู่ในโหมด takeoff ในขณะนี้ มันจะปลดโดยอัตโนมัติพร้อมตัวบ่งชี้ความล้มเหลว "A/T"
N1 RPM ที่คำนวณโดยเครื่องสามารถอยู่ภายใน (+0% -1%) ของ Climb RPM ที่คำนวณโดย FMC (ขีดจำกัด FMC climb N1)
ในโหมด go-around การหมุนรอบ N1 ที่คำนวณโดยเครื่องจักรจะช่วยให้เปลี่ยนจากวิธีการปีนขึ้นไปได้ราบรื่นขึ้น และคำนวณจากเงื่อนไขเพื่อให้แน่ใจว่ามีการไล่ระดับการไต่ระดับเป็นบวก
คุณสมบัติของการทำงาน autothrottle เมื่อ RMS ไม่ทำงาน
เมื่อ RMS ไม่ทำงาน ตำแหน่งของคันเร่งจะไม่ตรงกับความเร็วที่กำหนด N1 อีกต่อไป และเพื่อป้องกันการทำงานเกินความเร็ว ระบบบังคับอัตโนมัติจะลดขีดจำกัดการโก่งตัวของปีกผีเสื้อด้านหน้าจาก 60 เป็น 55 องศา
ความเร็วลม
ระบบการตั้งชื่อความเร็วที่ใช้ในคู่มือโบอิ้ง:
- ความเร็วอากาศที่ระบุ (ระบุหรือ IAS) - การบ่งชี้ของตัวบ่งชี้ความเร็วลมโดยไม่มีการแก้ไข
- ความเร็วกราวด์บ่งชี้ (Calibrated หรือ CAS) ความเร็วภาคพื้นดินที่ระบุจะเท่ากับความเร็วที่ระบุซึ่งมีการแก้ไขตามหลักอากาศพลศาสตร์และเครื่องมือ
- ความเร็วที่ระบุ (เทียบเท่าหรือ EAS) ความเร็วที่ระบุจะเท่ากับความเร็วภาคพื้นดินที่ระบุซึ่งแก้ไขสำหรับการอัดอากาศ
- ความเร็วจริง (True หรือ TAS) ความเร็วจริงจะเท่ากับความเร็วที่ระบุซึ่งแก้ไขสำหรับความหนาแน่นของอากาศ
เริ่มต้นด้วยคำอธิบายของความเร็วในลำดับที่กลับกัน ความเร็วที่แท้จริงของเครื่องบินคือความเร็วที่สัมพันธ์กับอากาศ การวัดความเร็วลมบนเครื่องบินทำได้โดยใช้เครื่องรับแรงดันอากาศ (APS) วัดความดันรวมของการไหลนิ่ง พี* (pitot) และแรงดันสถิต พี(คงที่). สมมติว่าเครื่องปรับความดันอากาศบนเครื่องบินนั้นเหมาะสมที่สุด และไม่ทำให้เกิดข้อผิดพลาดใดๆ และอากาศไม่สามารถบีบอัดได้ จากนั้นอุปกรณ์ที่วัดความแตกต่างระหว่างแรงดันที่ได้รับจะวัดความกดอากาศความเร็ว พี * − พี = ρ * วี 2 / 2 . หัวความเร็วขึ้นอยู่กับทั้งความเร็วจริง วีและความหนาแน่นของอากาศ ρ เนื่องจากมาตราส่วนของเครื่องมือได้รับการสอบเทียบภายใต้สภาวะภาคพื้นดินที่ความหนาแน่นมาตรฐาน ดังนั้นภายใต้เงื่อนไขเหล่านี้ เครื่องมือจะแสดงความเร็วจริง ในกรณีอื่นๆ อุปกรณ์จะแสดงค่านามธรรมที่เรียกว่าความเร็วของตัวบ่งชี้
ความเร็วที่ระบุ วี ฉันมีบทบาทสำคัญไม่เพียงแต่เป็นปริมาณที่จำเป็นในการกำหนดความเร็วของเครื่องบิน ในการบินคงที่ในแนวนอนสำหรับมวลเครื่องบินที่กำหนด มันจะกำหนดมุมการโจมตีและค่าสัมประสิทธิ์การยกอย่างเฉพาะเจาะจง
เมื่อพิจารณาว่าที่ความเร็วการบินมากกว่า 100 กม./ชม. การอัดอากาศเริ่มปรากฏขึ้น ความแตกต่างของแรงดันจริงที่วัดโดยอุปกรณ์จะค่อนข้างใหญ่ขึ้นบ้าง ค่านี้จะเรียกว่าความเร็วของตัวบ่งชี้ภาคพื้นดิน วี ฉัน 3 (สอบเทียบ) ความแตกต่าง วี ฉัน − วี ฉัน 3 เรียกว่าการแก้ไขแรงอัดและเพิ่มขึ้นตามระดับความสูงและความเร็วของอากาศ
เครื่องบินที่บินได้บิดเบือนแรงดันสถิตรอบตัว อุปกรณ์จะวัดแรงดันสถิตที่แตกต่างกันเล็กน้อยทั้งนี้ขึ้นอยู่กับจุดติดตั้งของเครื่องรับแรงดัน แรงดันรวมจะไม่บิดเบี้ยว การแก้ไขตำแหน่งของจุดวัดแรงดันสถิตเรียกว่าแอโรไดนามิก (การแก้ไขตำแหน่งแหล่งกำเนิดไฟฟ้าสถิต) การแก้ไขด้วยเครื่องมือสำหรับความแตกต่างระหว่างอุปกรณ์นี้กับมาตรฐานก็สามารถทำได้เช่นกัน (สำหรับ Boeing จะเท่ากับศูนย์) ดังนั้น ค่าที่แสดงโดยอุปกรณ์จริงที่เชื่อมต่อกับ HPH จริงจึงเรียกว่าความเร็วที่ระบุ
ในตัวบ่งชี้ความเร็วและหมายเลข M ที่รวมกัน ความเร็วของตัวบ่งชี้พื้นดิน (ที่ปรับเทียบแล้ว) จะแสดงจากคอมพิวเตอร์ของพารามิเตอร์ความสูงและความเร็ว (คอมพิวเตอร์ข้อมูลทางอากาศ) ตัวบ่งชี้ความเร็วและความสูงรวมกันจะแสดงความเร็วที่ระบุ ซึ่งได้มาจากแรงกดที่ถ่ายโดยตรงจาก HPH
พิจารณาความผิดปกติทั่วไปที่เกี่ยวข้องกับ PVD โดยปกติ ลูกเรือจะรับรู้ถึงปัญหาระหว่างเครื่องขึ้นหรือหลังจากเครื่องออกไม่นาน ในกรณีส่วนใหญ่ ปัญหาเหล่านี้เกิดจากการแช่แข็งของน้ำในท่อ
ในกรณีที่โพรบ pitot อุดตัน ตัวแสดงความเร็วลมจะไม่แสดงความเร็วที่เพิ่มขึ้นในระหว่างการบินขึ้น อย่างไรก็ตาม หลังจากการยกตัวขึ้น ความเร็วจะเริ่มเพิ่มขึ้นเมื่อแรงดันสถิตย์ลดลง เครื่องวัดระยะสูงจะทำงานเกือบถูกต้อง ในการเร่งความเร็วต่อไป ความเร็วจะเพิ่มขึ้นตามค่าที่ถูกต้อง จากนั้นเกินขีดจำกัดพร้อมสัญญาณเตือนที่เกี่ยวข้อง (คำเตือนความเร็วเกิน) ความซับซ้อนของความล้มเหลวนี้คือบางครั้งเครื่องมือจะแสดงค่าที่อ่านได้เกือบปกติ ซึ่งสามารถให้ภาพมายาในการกู้คืนการทำงานปกติของระบบ
หากพอร์ตคงที่ถูกปิดกั้นในระหว่างการวิ่งขึ้น ระบบจะทำงานได้ตามปกติ แต่ในระหว่างการปีนขึ้นจะแสดงความเร็วที่ลดลงอย่างรวดเร็วเป็นศูนย์ การอ่านค่าเครื่องวัดระยะสูงจะยังคงอยู่ที่ระดับความสูงของสนามบิน หากนักบินพยายามรักษาความเร็วที่กำหนดโดยการลดระยะพิทช์ลง ตามกฎแล้ว สิ่งนี้จะจบลงด้วยความเร็วสูงสุดที่จำกัดไว้
นอกจากกรณีของการอุดตันอย่างสมบูรณ์แล้ว การอุดตันบางส่วนหรือการลดแรงดันของท่อก็สามารถทำได้ ในกรณีนี้ การระบุความล้มเหลวอาจเป็นเรื่องยากกว่ามาก จุดสำคัญคือการจดจำระบบและเครื่องมือที่ไม่ได้รับผลกระทบจากความล้มเหลวและดำเนินการเที่ยวบินด้วยความช่วยเหลือของพวกเขา หากมีข้อบ่งชี้ของมุมของการโจมตี - บินภายในพื้นที่สีเขียว หากไม่มี - ตั้งค่าระดับเสียงและรอบต่อนาทีของเครื่องยนต์ N1 ให้สอดคล้องกับโหมดการบินตามตารางความเร็วอากาศที่ไม่น่าเชื่อถือใน QRH ออกจากเมฆให้มากที่สุด ขอความช่วยเหลือจากบริการจราจร เนื่องจากอาจมีข้อมูลที่ไม่ถูกต้องเกี่ยวกับระดับความสูงของเที่ยวบินของคุณ อย่าเชื่อถือเครื่องมือที่สงสัยแต่ดูเหมือนว่าจะทำงานได้อย่างถูกต้องในขณะนี้
ตามกฎแล้ว ข้อมูลที่เชื่อถือได้ในกรณีนี้: ระบบเฉื่อย (ตำแหน่งในอวกาศและความเร็วภาคพื้นดิน), ความเร็วเครื่องยนต์, เครื่องวัดระยะสูงด้วยคลื่นวิทยุ, การทำงานของเครื่องปั่นแบบแท่ง (ใกล้แผงลอย), การทำงานของ EGPWS (ระยะใกล้พื้นดินที่เป็นอันตราย)
กราฟแสดงแรงขับของเครื่องยนต์ที่ต้องการ (แรงลากของเครื่องบิน) ในระดับการบินที่ระดับน้ำทะเลในบรรยากาศมาตรฐาน แรงขับมีหน่วยเป็นพันปอนด์และความเร็วเป็นนอต
ถอดออก
เส้นทางการบินขึ้นจากจุดเริ่มต้นไปจนถึงการปีนขึ้นไป 1500 ฟุต หรือจุดสิ้นสุดของการหดแผ่นพับที่ความเร็วลม วี Fตู่อู๋ (ความเร็วเครื่องสุดท้าย) ซึ่งจุดเหล่านี้สูงกว่า
น้ำหนักสูงสุดของเครื่องบินถูกจำกัดโดยเงื่อนไขต่อไปนี้:
- พลังงานสูงสุดที่อนุญาตที่เบรกดูดซับไว้ในกรณีที่เครื่องถูกปฏิเสธ
- การไล่ระดับการไต่ระดับต่ำสุดที่อนุญาต
- เวลาการทำงานของเครื่องยนต์สูงสุดที่อนุญาตในโหมด take-off (5 นาที) ในกรณีที่เครื่องยังคงทะยานขึ้นอย่างต่อเนื่องเพื่อให้ได้ระดับความสูงที่ต้องการและเร่งเพื่อดึงกลไกการทำงานกลับ
- ระยะทางบินขึ้นเครื่องที่มีจำหน่าย
- น้ำหนักบินขึ้นที่ผ่านการรับรองสูงสุดที่อนุญาต
- ระยะห่างขั้นต่ำที่อนุญาตเหนือสิ่งกีดขวาง
- ความเร็วภาคพื้นดินสูงสุดที่อนุญาตสำหรับการแยกจากทางวิ่ง (ตามความแรงของยาง) โดยทั่วไป 225 นอต แต่อาจ 195 นอต ความเร็วนี้เขียนโดยตรงบนนิวเมติก
- ความเร็วขึ้นเครื่องขั้นต่ำวิวัฒนาการ; วี เอ็มคจี (ความเร็วการควบคุมขั้นต่ำบนพื้นดิน)
การไล่ระดับการปีนขั้นต่ำที่อนุญาต
ตามมาตรฐานความสมควรเดินอากาศ FAR 25 (Federal Aviation Regulations) การไล่ระดับจะถูกทำให้เป็นมาตรฐานในสามส่วน:
- เมื่อช่วงล่างขยาย บานปีกในตำแหน่งบินขึ้น - ความลาดชันต้องมากกว่าศูนย์
- หลังการถอยเกียร์ ลิ้นปีกผีเสื้อในตำแหน่งบินขึ้น - ความลาดชันต่ำสุด 2.4% ตามกฎแล้ว น้ำหนักขึ้นเครื่องจะเป็นไปตามข้อกำหนดนี้
- ในการกำหนดค่าการล่องเรือ การไล่ระดับสีขั้นต่ำคือ 1.2%
ระยะทางบินขึ้น
ความยาวสนามบินขึ้นคือความยาวของทางวิ่ง โดยคำนึงถึงแถบความปลอดภัยตอนท้าย (ทางหยุด) และทางด่วน
ระยะทางบินขึ้นที่สามารถใช้ได้ต้องไม่น้อยกว่าระยะทางใด ๆ ในสามระยะ:
- ระยะการบินขึ้นจากจุดเริ่มต้นของการเคลื่อนไหวถึงความสูงของหน้าจอ 35 ฟุตและความเร็วที่ปลอดภัย วี 2 เมื่อเครื่องยนต์ดับที่ความเร็วตัดสินใจ วี 1 .
- ยกเลิกระยะทางวิ่งขึ้นโดยเครื่องยนต์ขัดข้องที่ วี อีF. ที่ไหน วี อีF(เครื่องยนต์ขัดข้อง) - ความเร็วในขณะที่เครื่องยนต์ขัดข้อง ถือว่านักบินรับรู้ถึงความล้มเหลวและดำเนินการครั้งแรกเพื่อยกเลิกการขึ้นเครื่องด้วยความเร็วที่กำหนด วีหนึ่ง . บนรันเวย์ที่แห้ง จะไม่คำนึงถึงผลกระทบของการถอยหลังของเครื่องยนต์
- ระยะทางวิ่งขึ้นจากเครื่องยนต์ที่ใช้งานได้ปกติตั้งแต่เริ่มต้นการเคลื่อนไหวจนถึงการปีนสิ่งกีดขวางแบบมีเงื่อนไข 35 ฟุต คูณด้วย 1.15
ระยะทางที่วิ่งขึ้นได้รวมความยาวปฏิบัติการทางวิ่งและความยาวทางหยุด
ความยาวของทางโล่งอาจเพิ่มเข้าไปในระยะทางที่เครื่องขึ้นได้ แต่ไม่เกินครึ่งหนึ่งของเส้นทางบินขึ้นในอากาศจากจุดที่เครื่องขึ้นถึงระดับ 35 ฟุตและด้วยความเร็วที่ปลอดภัย
หากเราเพิ่มความยาวของทางวิ่งเข้ากับความยาวของทางวิ่ง เราก็สามารถเพิ่มน้ำหนักเครื่องขึ้นได้ และความเร็วในการตัดสินใจจะเพิ่มขึ้น เพื่อให้ไต่ขึ้นได้ 35 ฟุตจากจุดสิ้นสุดของทางวิ่ง
หากเราใช้ทางด่วน เราก็สามารถเพิ่มน้ำหนักเครื่องขึ้นได้ แต่จะลดความเร็วในการตัดสินใจลง เนื่องจากเราต้องแน่ใจว่าเครื่องบินจะหยุดลงในกรณีที่เครื่องถูกปฏิเสธโดยมีน้ำหนักเพิ่มขึ้นภายในระยะเวลาปฏิบัติการของทางวิ่ง . ในกรณีที่เครื่องขึ้นต่อเนื่อง เครื่องบินจะไต่ขึ้นจากรันเวย์ 35 ฟุต แต่ข้ามทางด่วน
การกวาดล้างสิ่งกีดขวางขั้นต่ำที่อนุญาต
ระยะห่างจากสิ่งกีดขวางขั้นต่ำที่อนุญาตบนเส้นทางบินขึ้นสุทธิคือ 35 ฟุต
เส้นทางบินขึ้นที่ "สะอาด" คือเส้นทางที่มีการไต่ระดับลดลง 0.8% เมื่อเทียบกับระดับการไต่ระดับที่เกิดขึ้นจริงสำหรับเงื่อนไขที่กำหนด
เมื่อสร้างแบบแผนสำหรับทางออกมาตรฐานจากพื้นที่สนามบินหลังเครื่องขึ้น (SID) จะมีการไล่ระดับความลาดชันขั้นต่ำของวิถี "สะอาด" ที่ 2.5% ดังนั้น เพื่อให้เป็นไปตามรูปแบบทางออก น้ำหนักสูงสุดของเครื่องบินต้องจัดให้มีการไต่ระดับ 2.5 + 0.8 = 3.3% รูปแบบการออกบางรูปแบบอาจต้องใช้การไล่ระดับสีที่สูงขึ้น ซึ่งต้องลดน้ำหนักเครื่องขึ้น
ความเร็วขึ้นเครื่องขั้นต่ำของวิวัฒนาการ
นี่คือความเร็วอ้างอิงภาคพื้นดินในระหว่างการบินขึ้นซึ่งในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้องกะทันหัน เป็นไปได้ที่จะรักษาการควบคุมเครื่องบินโดยใช้หางเสือเท่านั้น (โดยไม่ต้องใช้ระบบควบคุมล้อเฟืองท้าย) และบำรุงรักษา การควบคุมด้านข้างเพื่อให้ปีกอยู่ใกล้กับแนวนอนเพื่อให้แน่ใจว่าการขึ้นบินต่อไปจะปลอดภัย วี เอ็มคจี ไม่ได้ขึ้นอยู่กับสถานะของทางวิ่ง เนื่องจากความมุ่งมั่นของทางวิ่งไม่ได้คำนึงถึงปฏิกิริยาของทางวิ่งที่มีต่อเครื่องบิน
ตารางแสดง วี เอ็มคจี เป็นนอตสำหรับการขึ้นเครื่องด้วยเครื่องยนต์ที่มีแรงขับ 22K โดยที่ OAT จริงคืออุณหภูมิอากาศภายนอกและกด ALT คือระดับความสูงของสนามบินเป็นฟุต ตัวล่างหมายถึงการขึ้นเครื่องโดยที่เลือดออกเครื่องยนต์ (ไม่มีเลือดออกเครื่องยนต์) เมื่อแรงขับของเครื่องยนต์เพิ่มขึ้น ก็เช่นกัน วี เอ็มคจี .
| OAT ที่เกิดขึ้นจริง | กด ALT | ||||
| ค | 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 |
สำหรับ A/C OFF เพิ่ม V1(MCG) 2 นอต
การบินขึ้นด้วยเครื่องยนต์ที่ขัดข้องจะดำเนินต่อไปได้ก็ต่อเมื่อเครื่องยนต์ขัดข้องเกิดขึ้นที่ความเร็วอย่างน้อย วี เอ็มคจี .
ขึ้นรันเวย์เปียก
เมื่อคำนวณน้ำหนักเครื่องขึ้นสูงสุดที่อนุญาต ในกรณีของการขยายเวลาขึ้นเครื่อง ความสูงของหน้าจอที่ลดลง 15 ฟุตจะถูกใช้แทน 35 ฟุตสำหรับทางวิ่งแบบแห้ง ในเรื่องนี้ เป็นไปไม่ได้ที่จะรวมช่องทางที่ชัดเจนในการคำนวณระยะทางบินขึ้น
ในระบบอัตโนมัติชุดแรก ช่องมุ่งหน้าจะทำให้เครื่องบินมุ่งหน้าไปโดยอัตโนมัติโดยการเบี่ยงเบนหางเสือตามสัดส่วนกับการเบี่ยงเบนของทิศทางปัจจุบันจากส่วนที่กำหนด:
δ n \u003d k 1 (ψ h - ψ) + k 2 dψ / dt, (6.3)
โดยที่ δ n - มุมโก่งตัวของหางเสือ
ψ s, ψ - ค่าที่กำหนดและปัจจุบันของหลักสูตร
dψ/dt = ω y - ความเร็วเชิงมุมของเครื่องบินที่สัมพันธ์กับแกน Y (จากเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุมที่สัมพันธ์กับแกนแนวตั้งของ CRS)
บ่อยครั้งขึ้นเมื่อเครื่องบินเปิดในเส้นทางที่กำหนด การควบคุมจะดำเนินการโดยช่องหมุน เนื่องจากอากาศพลศาสตร์ของเครื่องบินเป็นเช่นนั้นเมื่อเครื่องบินหมุน มันจะหมุนไปตามเส้นทาง ส่วนหัวที่กำหนดถูกตั้งค่าไว้ที่ตัวตั้งค่าส่วนหัว (เช่น ZK-2 ซึ่งเป็นส่วนหนึ่งของไจโรกึ่งเข็มทิศ ดูรูปที่ 6.4) ในตัวตั้งค่าส่วนหัว สัญญาณ (ψ s - ψ) ของการเบี่ยงเบนของหลักสูตรที่กำหนด ψ s ซึ่งกำหนดโดยชั้นวางจากกระแส ψ ซึ่งวัดโดยเซ็นเซอร์ไจโรจะถูกสร้างขึ้น ในกรณีนี้ สัญญาณกำหนดเส้นทางเป็นพื้นฐานสำหรับการสร้างสัญญาณควบคุมสำหรับการโก่งตัวของปีกปีก
รูปที่ 6.4 ส่วนหน้าของตัวกำหนดหลักสูตร ZK-2
บนเครื่องบินที่ติดตั้งอุปกรณ์ PNP ที่วางแผนไว้สำหรับการนำทาง (ดูรูปที่ 6.5) และเครื่องวัดความเร็วภาคพื้นดินของดอปเลอร์และเครื่องวัดมุมดริฟท์ DISS นักบินสามารถกำหนดทิศทางที่กำหนดด้วยแร็คด้านซ้าย โดยคำนึงถึงมุมดริฟท์
ข้าว. 6.5 เครื่องมือนำทางตามแผน
ในเครื่องบินที่มีไฟบอกสถานะแบบอิเล็กทรอนิกส์ ส่วนหัวที่กำหนดจะถูกกำหนดโดยปุ่ม HDG บนแผงควบคุม ACS และแสดงบนตัวระบุการนำทางและบนแผงควบคุม ACS
ข้าว. 6.6 Setter and heading indicator (HDG) บนแผงควบคุมของ ACS B-737
ข้าว. 6.6 Setter and heading indicator (HDG) บนแผงควบคุมของ ACS A-320
แดมเปอร์หันเห
เครื่องบินโดยสารสมัยใหม่ส่วนใหญ่มีระบบควบคุมอัตโนมัติโดยที่ช่องบังคับทิศทางหางเสือไม่ได้ควบคุมเส้นทางของเครื่องบิน แต่เพียงแต่จำกัดการสั่นของเครื่องบินเกี่ยวกับแกนตั้งตามมุมหันเหเท่านั้น นั่นคือช่องทิศทางจะเป็น "ตัวหน่วงการสั่นสะเทือนบริสุทธิ์" หางเสือหรือส่วนที่แยกจากกันถูกปฏิเสธโดยชุดบังคับเลี้ยวโดยใช้สัญญาณของอัตราเชิงมุมของเครื่องบินที่สัมพันธ์กับแกนแนวตั้ง ω у = dψ/dt ซึ่งมาจากเซ็นเซอร์ความเร็วเชิงมุม และสัญญาณโอเวอร์โหลด n z , จากเซ็นเซอร์ความเร่งเชิงเส้น กฎหมายควบคุมมีรูปแบบดังนี้
ช่องทิศทางสามารถเริ่มทำงานเป็นตัวหน่วงการสั่นสะเทือนได้ก่อนที่จะเปิด ACS ในโหมดออโตไพลอต "AP" นี่อาจเป็นก่อนเครื่องขึ้นซึ่งดำเนินการในโหมดหางเสือ ในกรณีนี้ หางเสือถูกควบคุมโดยแดมเปอร์หันเหอัตโนมัติ (ADR, YD) ซึ่งช่วยให้นักบินควบคุมเครื่องบินได้โดยการระงับการแกว่งตัวตามมุมเอียง
บรรยาย 7
7.1 การดูแลเสถียรภาพและการควบคุมของเครื่องบินระหว่างการบินอัตโนมัติ
ตามกฎแล้ว Autopilots เริ่มทำงานหลังจากเครื่องขึ้นที่ระดับความสูงประมาณ 300 เมตรและปิดก่อนลงจอด ระบบ Autopilot จะปิดการทำงานในกรณีที่เครื่องยนต์ขัดข้อง การกระแทก และสภาวะที่ยากลำบากอื่นๆ นี่เป็นเพราะความจริงที่ว่านักบินอัตโนมัติไม่ได้ให้ระดับความเสถียร การควบคุมและความน่าเชื่อถือที่เพียงพอในโหมดเหล่านี้
การพัฒนาออโตไพลอตและการเปลี่ยนไปใช้ระบบควบคุมอัตโนมัตินั้นสัมพันธ์กับการเกิดขึ้นของการควบคุมวิถีโคจรและโหมดลงจอดอัตโนมัติ เพื่อให้แน่ใจว่าโหมดเหล่านี้ มีการใช้มาตรการเพิ่มเติมเพื่อเพิ่มเสถียรภาพและความสามารถในการควบคุมของเครื่องบิน และด้วยเหตุนี้ ความปลอดภัยของการบินอัตโนมัติในทุกขั้นตอน มาตรการเหล่านี้ลดลงในขั้นต้นเพื่อปรับปรุงกฎหมายควบคุมในโหมด "AP" โดยการแนะนำสัญญาณเพิ่มเติมสำหรับการควบคุม
เป็นที่นิยม
- เศษไม้สำหรับหม้อไอน้ำ: ลักษณะ ราคา และการเปรียบเทียบกับวัสดุทำความร้อนอื่น ๆ ถ่านหินหรือเม็ดไม้
- การรวมสินค้า - บริษัทขนส่งของยุโรป ELC
- รวมสินค้า - บริษัทขนส่งของยุโรป ELC การรวมสินค้าในคลังสินค้าคืออะไร
- หลักการของ Flight Oxford Aviation Academy
- การคำนวณระบอบเทคโนโลยีของการซ้อนทับและการวัลคาไนซ์
- เอกสารคำแนะนำพื้นฐานสำหรับการก่อสร้าง การบำรุงรักษา และบริการทางเทคนิคอื่นๆ สำหรับรางรถไฟ
- โปรแกรมโมดูลมืออาชีพ การบำรุงรักษาและการซ่อมแซมการขนส่งทางถนน การตรวจสอบและประเมินผลการพัฒนา
- แอปพลิเคชั่นมือถือของ Belarusbank - การติดตั้งและการเชื่อมต่อ
- เทคโนโลยีสมัยใหม่สำหรับการผลิตผลิตภัณฑ์รีดและการก่อตัวของโครงสร้างและคุณสมบัติ
- วันเกิดของคุณคือวันอะไรของสัปดาห์