» »

Yaw damperi. Flight Oxford Aviation Academy'nin İlkeleri


kanat süpürme.

Şekilde gösterildiği gibi, kayma, süpürülmüş kanat yarım kanatlarının etkin süpürme hızını değiştirir. Bir kanat kaldırma oluşturuyorsa, daha az etkili süpürme ile bir yarım kanat, karşı yarım kanattan daha fazla kuvvet üretecektir. Bu, dengeleyici bir yuvarlanma momenti verecektir. Böylece, Süpürülmüş kanat, uçağın yanal stabilitesini arttırır.(Süpürülmüş arka kanat, yanal dengeyi azaltır).




Süpürmenin etkisi, C y ve kanadın  süpürme açısı ile orantılıdır. Şekil, aynı kayma ile, artan C y (azalan hız) ile yarım kanatların kaldırma kuvvetlerindeki farkın arttığını göstermektedir. Yüksek hızlı uçaklar, süpürülmüş kanatlara ihtiyaç duyduğundan, düşük hızlarda aşırı yanal stabilite sergilerler.

Süpürme kanatlı uçaklar, düz kanatlı uçaklardan daha küçük bir enine V kanadına ihtiyaç duyar.

salma kayarken küçük bir dengeleyici yuvarlanma momenti yaratır. Omurga yanal kuvvetinin uygulama noktası ağırlık merkezinin üzerinde olduğu için, yön stabilitesini sağlayan salma yanal kuvveti de oynar. uçağın yanal stabilitesinde küçük bir rol.
karın sırt ağırlık merkezinin altında bulunur ve bu nedenle yanal stabilite üzerinde olumsuz bir etkisi vardır.


Genel olarak, yanal stabilite çok büyük olmamalıdır. Kaymaya karşı aşırı uçak yuvarlanma tepkisi, Hollandalı yunuslama salınımlarına neden olabilir veya uçağın yanal kontrol sisteminin yan rüzgar kalkışları ve inişleri için çok verimli olmasını gerektirebilir.

Uçak, seyir uçuşunda tatmin edici yanal stabilite gösteriyorsa, kalkış ve iniş sırasında normdan hafif sapmalar vardır. Kanatların ve motor itiş gücünün etkisi dengesizleştirici olduğundan, etkileri nedeniyle dengeyi azaltmak mümkündür.




Kanatların uzatılması, kanadın iç kısımlarını daha verimli hale getirir ve ağırlık merkezine daha yakın oldukları için, yarım kanatların kaldırma kuvvetlerindeki değişimden kaynaklanan moment azalır.

Jet uçaklarında motor itiş gücünün etkisi önemsizdir, ancak pervaneli uçaklarda önemlidir.

Düşük uçuş hızlarında kanadın iç kısımlarının güçlü üflenmesi, kanatların dış kısımlara göre çok daha verimli olmasını sağlamakta ve bu da yanal stabiliteyi azaltmaktadır.

Kanatların etkisinin ve pervanenin güç üflemesinin birleştirilmesi, pervaneli uçakların kalkış ve iniş modlarında yanal stabilitede önemli bir azalmaya yol açabilir.


Uçak yanal kararlı olmalıdır, ancak stabilite büyük olmamalıdır. Ayrıca, kalkış ve iniş modları için bazı istisnalara izin verilir.

Aşırı dayanıklılıktan kaynaklanan sorunlar önemlidir ve üstesinden gelinmesi zordur.

Pilot, bir uçak kayması durumunda (yanal rüzgar, pedal sapması, asimetrik motor itişi, vb.) Yanal stabilitenin varlığında, pilot, direksiyon simidini ortaya çıkan kayma yönünde (saptırılan pedalın karşısındaki taraf) yönlendirmeye zorlanacaktır.
Çözüm: Tasarımcı bir ikilemle karşı karşıyadır. Uçuş hızını artırmak için uçağa süpürülmüş bir kanat takılır, ancak bu yanal stabilitesini arttırır. Azaltmak için kanadın enine V'sini azaltın. Gövde üzerindeki üst kanat ile yanal stabiliteyi artıran ek bir etki vardır. Bununla mücadele etmek için negatif bir V kanadı kullanılır.
Pist ve çapraz hareketin dinamik etkileşimi.
Önceki incelemede, ayrıntılı analiz için uçağın yuvarlanma ve sapma tepkisi ayrı ayrı ele alındı.
Gerçekte, bu momentlerin her ikisi de aynı anda meydana gelir: yanal statik stabiliteden yana eğilme momenti ve yönlü statik stabiliteden sapma momenti.
Spiral kararsızlık.
Bir uçak, yön kararlılığı yanal kararlılığa kıyasla çok yüksekse, sarmal kararsızlık sergiler.
Spiral kararsızlık kendini sorunsuz bir şekilde gösterir. Uçak, rahatsızlıktan etkilendikten sonra yavaş yavaş yuvarlanmayı artırmaya başlar ve bu da yavaş yavaş dik bir aşağı doğru spirale dönüşebilir.

Helisel kararsızlığın ortaya çıkmasının nedeni, uçağın ortaya çıkan kaymayı hızla ortadan kaldırması, zayıf yanal stabilitenin yuvarlanmayı kaldıracak zamanının olmamasıdır. Bu durumda, yanal stabilite momenti, uçak normal eksen etrafında döndüğünde meydana gelen sarmal yuvarlanma momenti ile dengelenir. Sağda bir kayma olduğunu varsayalım. Yön dengesi, uçağın burnunu sağa çevirmeye başlar. Bu durumda, sol kanat daha büyük bir yarıçap boyunca hareket eder, kaldırma kuvveti artar ve yanal stabilite anının aksine uçağı sağa doğru yuvarlama eğilimindedir.

Helisel kararsızlık sırasında yuvarlanma gelişme hızı genellikle zayıftır, bu da pilotun uçağı kontrol etmesinde zorluk yaratmaz.
"Hollandalı Adım".
Hollanda perde salınımları, uçağın yanal kararlılığı yön kararlılığından daha büyük olduğunda meydana gelir.
Bunlar, ray ve enine kanalın etkileşiminden kaynaklanan, kendiliğinden oluşan istenmeyen titreşimlerdir.
Bir uçakta kayma olduğunda, yuvarlanma momenti kaymaya karşı güçlü bir şekilde yuvarlanma oluşturur. Yükselen bir yarım kanatta, kaldırma ve endüktif sürükleme, alçalan bir yarım kanatta olduğundan daha büyüktür. Bu, kayma açısını azaltmak için bir yalpalama momenti yaratır, ancak atalet nedeniyle uçak sıfır değerini aşar ve diğer tarafta kayma meydana gelir. Daha sonra işlem diğer tarafta tekrarlanır.
Hollanda eğimini ortadan kaldırmak için, uçaklar, ortaya çıkan sapma oranını önlemek için dümeni saptırarak yön kararlılığını yapay olarak artıran sapma damperleri ile donatılmıştır.
Uçuş sırasında sapma damperi arızalanırsa, ortaya çıkan salınımların uçağın yanal kontrolünü kullanarak ortadan kaldırılması önerilir. Çünkü dümeni kullanırken, uçağın tepkisindeki gecikme, pilotun uçağı sallaması (PIO) mümkün olacak şekildedir. Bu durumda, "Hollanda adımı" hızla farklı salınımlara ve uçağın kontrolünün kaybolmasına neden olabilir.
"Hollandalı hatve" istenmeyen bir durumdur ve yuvarlanma yükselme hızı düşükse sarmal kararsızlık kabul edilebilir. Bu nedenle, yanal stabilite derecesi büyük olmamalıdır.
Uçağın yön stabilitesinin derecesi "Hollanda adımını" önlemek için yeterliyse, yönsel olmayan kararsızlığı (kayma açısında sürekli artış) önlemek için otomatik olarak yeterlidir. En iyi uçuş özellikleri, yüksek derecede yön stabilitesi ve gerekli minimum yanal stabilite derecesine sahip uçaklar tarafından gösterildiğinden, çoğu uçakta küçük bir sarmal kararsızlık vardır. Daha önce de belirtildiği gibi, zayıf sarmal kararsızlık pilotlar için çok az endişe kaynağıdır ve "Hollanda adımından" çok daha fazla tercih edilir.
Süpürülmüş kanat, yanal stabiliteyi önemli ölçüde etkiler. Bu etkinin derecesi Cy'ye bağlı olduğundan, uçağın dinamik özellikleri uçuş hızına bağlı olarak değişebilir. Yüksek hızlarda (küçük C y), yanal stabilite düşüktür ve uçak sarmal kararsızlığa sahiptir. Düşük hızlarda yanal stabilite artar ve "Dutch step" salınım eğilimi artar.
Pilot salıncak (PIO).
Uçağın bazı istenmeyen titreşimleri, hava aracı kontrollerinin kasıtsız hareketlerinden kaynaklanabilir. Salınımlar herhangi bir eksen etrafında meydana gelebilir, ancak kısa dönemli boyuna salınımlar en tehlikelidir. Geri besleme gecikmesi nedeniyle, pilot/kontrol sistemi/uçak sistemi, yapısal arızaya ve kontrol kaybına yol açan titreşimleri harekete geçirebilir.
Pilotun tepki süresi ve kontrol sistemi gecikmesi, uçağın doğal salınım periyodu ile çakıştığında, istenmeyen pilot kontrol tepkileri salınım genliğinde keskin bir artışa yol açabilir. Bu salınımlar nispeten yüksek frekanslı olduğundan, genlik çok kısa sürede tehlikeli değerlere ulaşabilmektedir.
Bu uçuş moduna girerken en etkili eylem kontrolleri bırakmaktır. Salınımları zorla durdurmaya yönelik herhangi bir girişim, yalnızca uyarımı sürdürecek ve büyüklüğünü artıracaktır. Kontrollerin serbest bırakılması, uyarıcı titreşimlerin nedenini ortadan kaldırır ve uçağın kendi dinamik kararlılığı nedeniyle moddan çıkmasına izin verir.
Yüksek M sayılarında uçmak.
Genellikle, yüksek M sayılarında uçuş, yüksek irtifalarda gerçekleşir. Yüksek irtifanın uçağın davranışı üzerindeki etkisini düşünün. Aerodinamik sönümleme, uçağın üç ekseni etrafında dönmesini engelleyen kuvvetlerin momentlerinin görünümünde kendini gösterir. Bu anların ortaya çıkmasının nedeni, uçağın dönüşü sırasında kanat, stabilizatör ve omurga etrafındaki akış açılarının değişmesidir.

Uçağın gerçek hızı ne kadar büyük olursa, belirli bir açısal dönüş hızında akış açılarındaki değişiklikler o kadar küçük ve buna bağlı olarak daha az sönümleme o kadar az olur. Sönüm azaltma miktarı, bağıl hava yoğunluğunun karekökü ile orantılıdır. Belirtilen yer (EAS) ve gerçek (TAS) hızları aynı orantıdadır. Örneğin, 40.000 fitlik standart bir atmosferde, sönüm deniz seviyesindekinin yarısı kadar olacaktır.


Transonik M sayıları üzerinde hız kararlılığının sağlanması.
M uçuş sayısı M crit'i aştığında, kanadın üst yüzeyinin üzerinde şok dalgalı süpersonik bir bölge oluşur. Bu şunlara yol açar:

  • kanadın basınç merkezinin yer değiştirmesi ve

  • kanat arkasındaki akış eğiminin azaltılması.
Birlikte, bu iki faktör bir dalış anıyla sonuçlanır. Büyük M sayılarında, uçağın hızı kararsız hale gelir. Hız arttıkça direksiyon simidine baskı kuvvetleri yerine çekme kuvvetleri ortaya çıkar. Bu, uçağın burnunu düşürme eğiliminde olduğu için potansiyel olarak tehlikelidir, bu da hızın daha da artmasına ve dalış momentinde daha da büyük bir artışa yol açacaktır. Bu fenomen olarak bilinir"dalış yapmak" (Mach Tuck) , modern nakliye uçaklarının maksimum operasyonel hızını sınırlar.
Dümende gerekli hız eğimini korumak için, modern uçakların kontrol sistemine bu anı (Mach trim) telafi eden bir cihaz yerleştirilmiştir.

M numarasını artırarak, bu cihaz şunları yapabilir:


  • asansörü yukarı saptırın;

  • bükülebilir dengeleyici ayak parmağını aşağı doğru hareket ettirin veya

  • Arka depoya yakıt pompalayarak uçağın ağırlık merkezini değiştirin.
Bu eylem, uçağın yunuslama açısını artırmaya hafif bir eğilimi olacak şekilde pilotun müdahalesi olmadan gerçekleşir ve düz uçuşu sürdürmek için boyunduruğa basınç uygulamak gerekir.

Hangi yöntemin kullanılacağı uçak üreticisine bağlıdır. Bu sistem boyuna kontrol kanalındaki kuvvetleri düzenler ve sadece büyük M sayılarında çalışır.


Çözüm
Kararlılık, bir hava aracının doğasında bulunan ve bozulmaların etkisi altında orijinal uçuş moduna geri dönmesini sağlayan bir kalitedir. Statik ve dinamik olmak üzere iki tür kararlılık vardır. Bu modların her birinde, uçak kararlı, nötr veya kararsız olabilir.
Statik stabilite, bir uçağın bir veya daha fazla eksende (bir uçağın üç dönme eksenine sahiptir) dengeden sapmaya ilk tepkisini tanımlar.
Bir uçak, denge durumundan saparken orijinal durumuna dönme eğilimindeyse statik olarak kararlıdır.
Bir uçak, denge durumundan saparken herhangi bir eğilim geliştirmezse ve yeni durumda kalırsa statik olarak nötrdür.
Bir uçak, denge durumundan saparken sapmayı daha da artırma eğilimindeyse, statik olarak kararsızdır. Bu, uçağın kontrolünün kaybedilmesine yol açabilecek oldukça istenmeyen bir özelliktir.
Çoğu uçak, yunuslama ve sapma açısından statik olarak kararlıdır ve yuvarlanmada statik olarak nötre yakındır.
Uçağın statik kararlılığı varsa, dinamik kararlılık, bozulma sona erdikten sonra uçağın davranışının zaman sürecini dikkate alır. Denge durumuna dönme sürecinde, uçak diğer yönde bir sapma yaratan eylemsizlikle ilk konumunu aşar ve işlem tekrarlanır.
Uçak dinamik olarak kararlıysa, bu salınımlar sönümlenir. Uçak dinamik olarak kararlı olmalıdır.
Uçak dinamik olarak nötr ise, salınımlar azalmayacaktır. Dinamik tarafsızlık istenmeyen bir olgudur.
Uçak salınımlarının genliği zamanla artarsa, bu uçak dinamik olarak kararsızdır ve bu oldukça istenmeyen bir durumdur.
Bir uçağın stabilitesi (veya kararsızlığı), yüzeylerinin şekli ve boyutları ile belirlenir.
Omurga, yön stabilitesini sağlayan ana yüzeydir. Stabilizatör uzunlamasına stabilite sağlar ve kanat enine stabilite sağlar.
Ağırlık merkezinin konumu da stabiliteyi etkiler. Ağırlık merkezi en uç arka sınıra yakınsa, uçak eğim ve sapma açısından daha az kararlı olacaktır. Ağırlık merkezi öne doğru kaydığında stabilite artar.

Uçak arkada ortalandığında daha az stabil olmasına rağmen, stabilizatör üzerindeki aşağı yönlü kuvvetin azalması (denge kaybı) nedeniyle uçuş performansı iyileşir. Böyle bir uçak, aynı motor modunda biraz daha düşük stall hızına, daha az dirence ve daha yüksek bir seyir hızına sahiptir.


Manevra kabiliyeti, bir uçağın kolayca manevra yapmasına ve bu manevrayla ilişkili streslere dayanmasına izin veren kalitesidir.
Kontrol edilebilirlik, hava aracının pilotun kontrol eylemlerine, özellikle de tutum ve uçuş yolunu kontrol etmesine yanıt verme yeteneğidir.
Bir uçak, dikey rüzgar veya asansör sapmasının neden olduğu rahatsızlık sona erdikten sonra düz uçuşa dönerse yunuslama stabildir. Ağırlık merkezinin konumu ve dengeleyicinin etkinliği, denge ve yunuslama kontrolü üzerinde büyük bir etkiye sahiptir.
Herhangi bir eksen boyunca artan stabilite:

  • manevra kabiliyetini ve kontrol edilebilirliği azaltır ve

  • direksiyon simidi üzerindeki çabaları artırır (kontrol kolu, pedallar).
Phugoid salınımlar, yaklaşık olarak sabit bir hücum açısında yunuslama, hız ve irtifadaki değişikliklerle ilişkili uzun dönemli salınımlardır. Bu durumda, uçağın kinetik enerjisinin (hız) potansiyel enerjiye (irtifa) kısmi bir geçişi vardır ve bunun tersi de geçerlidir. Fugoid salınımlar gerçekleştiren bir uçak, sahada statik olarak kararlıdır. Bu salınımlar pilot tarafından kolaylıkla kontrol edilir.
Bir uçak, statik yuvarlanma stabilitesine sahipse, kazara bir yuvarlanmadan sonra yatış azaltacaktır. İngilizce metinlerde yanal kararlılık genellikle "iki yüzlü etki" (enine V kanadının etkisi) olarak adlandırılır.

Çoğu uçağın pozitif V kanadı vardır. Bu, kanat uçlarının kanat uçlarından daha yüksek olduğu anlamına gelir. Uçuşta bir sol yuvarlanma meydana gelirse, yerçekiminin yan bileşeninin etkisi altında, uçak sola kaymaya başlayacaktır. Sol kanadın yerel hücum açısı artacak, sağ kanadın hücum açısı azalacak. Bu, uçağı rulodan çıkaran bir an yaratacaktır.

Süpürme kanat daha fazla M kritik sağlar, ayrıca uçağa yanal stabilite de verir. Bu durumda, bir yan üründür. Süpürme kanatlı uçaklar, düz kanatlı uçaklardan daha küçük bir pozitif V kanadına sahiptir.

Üst kanat aynı zamanda yanal stabiliteyi de arttırır, bu nedenle yüksek kanatlar pozitif bir V kanadı gerektirmez, ancak çoğu zaman bunun tersini, negatif bir V kanadını yapar.

Aşırı enine statik kararlılık, dinamik kararsızlığa yol açar - "Hollanda adımı" tipi salınımlar.
Statik yön kararlılığı (kanat), bir uçağın burnunu yaklaşan akış yönünde (kanat düzleminde) çevirme eğilimidir. Uçağın ağırlık merkezinin arkasındaki yanal alanının (omurga dahil) ağırlık merkezinin önündeki alandan daha büyük olması sağlanır.

Süpürülmüş kanat aynı zamanda yön dengesini de artırır.

Aşırı statik yön kararlılığı, dinamik kararsızlığa - uçağın sarmal dengesizlik eğilimine - yol açar.
Yanal ve yön kararlılığının etkileşimi. Uçak yuvarlandığında, alçaltılmış yarım kanat üzerine kaymaya başlar. Yön dengesi, kaymayı geri çekmek için bir moment yaratır (burnu alçaltılmış yarı kanada doğru çevirmek) ve enine denge, rulonun geri çekilmesi için bir moment yaratır.

Yön stabilitesi güçlü ve yanal stabilite zayıfsa, uçak yalpayı azaltmak için yavaş bir eğilimle normal eksen etrafında dönmeye başlayacaktır. Daha büyük bir yarıçapa sahip bir yarı kanat, daha yüksek bir hızda akacak ve bu da yuvarlanmayı artırmak için bir an yaratacaktır. Bu momente sarmal yuvarlanma momenti denir. Yanal stabilite momentini aşarsa, yuvarlanma sürekli olarak artacak ve kaldırma kuvvetinin dikey bileşeni ağırlıktan daha az olduğu için uçak aşağı doğru bir spirale girecektir.

Yanal stabilite güçlü ve yön stabilitesi zayıfsa, uçak "Hollanda adımı" gibi salınım eğilimi gösterecektir.
Çok sayıda M'de (Mach trim) hızda stabilite sağlamaya yönelik sistem, hızdaki belirli bir çaba derecesini korur. Sistem, direksiyon simidinin (kontrol çubuğu) yüklenmesini düzenler ve yalnızca büyük M sayılarında çalışır.

Uçağın yanal hareketinin özelliklerini iyileştirmek ve "Dutch pitch" tipinin sönümsüz salınımlarını önlemek için dümen kontrol sistemine bir sapma damperi yerleştirilmiştir.

"Dutch roll" (Dutch roll), uçağın nispeten zayıf yön stabilitesi ve aşırı yanal stabilitesinin bir sonucu olarak ortaya çıkar. Uçak uzunlamasına eksen etrafında döndüğünde, ortaya çıkan yanal yerçekimi bileşeni nedeniyle kendiliğinden inen kanada doğru kayma meydana gelir. Bu hemen, ortaya çıkan yuvarlanmayı azaltma eğiliminde olan bir enine stabilite M x β momentinin ortaya çıkmasına yol açar. Yüksek yanal stabiliteye sahip uçaklarda önemli olabilir.

Aynı zamanda, yön stabilite momenti M y β da ortaya çıkar ve uçağın burnunu ortaya çıkan kayma yönünde döndürme eğiliminde olur. Yön dengesi, birçok uçakta yanal stabiliteden çok daha zayıf olduğundan, kayma kurtarma, yalpa kurtarmanın gerisinde kalır. Uçak, ataletle, yuvarlanmadan pozisyonu atlar ve ters yönde yuvarlanmaya başlar. Böylece uçak, kontrole müdahale etmeden, yuvarlanma ve kaymada sönümsüz salınımlar gerçekleştirecektir.

Sapma damperi, yön dengesini yapay olarak artırır ve böylece titreşimleri önler.

Sapma damperinin hassas elemanı, normal Y eksenine göre ω y açısal hızına tepki veren iki aşamalı bir jiroskoptur.Bu sinyal, irtifa hesaplayan bir bilgisayardan gelen bir sinyal ile uçuş hızına bağlı olarak filtrelenir ve yükseltilir. hız parametreleri (Hava Veri Bilgisayarı). Ayrıca, sinyal amortisör kontrol makarasına gönderilir ("Seyahat kontrolü" bölümünde fırlatma aracının ana direksiyon dişlisinin şemasına bakın). Makara, birincil ve ikincil toplama kollarının dönme merkezini kaydıran ve böylece pilotlardan pedalların hareketine eklenen ve ana dümenin rotunun hareketine yol açan damper aktüatörünün hareketini kontrol eder. sürmek.

Bu durumda damper çalıştırıcının hareketleri pedallara iletilmez ve pilot damperin çalışmasını dokunsal olarak hissedemez. Çalışmasını kontrol etmek için, damper aktüatörünün sapmalarını gösteren bir gösterge görüntülenir.

Taksi yaparken rahat kontrol: çubuk başlangıçta dönüşün tersi yönde sapmalıdır. Çubuk daha sonra nötre dönebilir veya hatta geri dönüş yönünde sapabilir. Bunun nedeni, dümen açısal dönüş hızının hızla değişen bir bileşenine tepki verdiğinde ve sabit bileşenine tepki vermediğinde, karmaşık dümen sapması yasasıdır.

Sönümleyicinin uçuş sırasında normal çalışması sırasında, gösterge çubuğunun sapması neredeyse algılanamaz.

ACS ile uçak arasına entegre bir iletişim ünitesi (IFSAU) monte edilmiş yeni uçakta (bkz. Otomatik kontrol sistemi), kanatlar uzatılmış durumdayken, artan yanal stabiliteye karşı koymak için damper sinyali %29 oranında artırılır. Ayrıca, titreşimi azaltmak ve yolcu konforunu artırmak için 8 hertz sinyali %50 oranında azaltılır.

koordineli kayma

Koordineli kayma, uçak uçuş testleri sırasında gerçekleştirilen bir kontrol manevrasıdır. Uçağın yanal stabilite ve kontrol edilebilirliğinin özelliklerini, özellikle yanal ve yön kontrolünün karşılıklı etkinliğini ortaya çıkarmayı mümkün kılar. Gerçekleştirildiğinde, dümenin kademeli olarak kademeli bir sapması ile sabit bir yükseklik ve hızda düz bir uçuş korunur. Ortaya çıkan kaymanın uçağı düz yoldan ayırmasını önlemek için ters yönde bir yuvarlanma oluşturulur. Böylece, yerçekiminin yanal bileşeni, kaymadan kaynaklanan yanal kuvveti telafi edecektir. Bu manevrada, seyahat kanalı, olduğu gibi, enine olanla mücadele ediyor. Mukavemet kısıtlaması yoksa, dümen sapmaları tam akışa gerçekleştirilir. Kural olarak, pedallar ilk durandır ve yanal kontrolün hala bir marjı vardır. Ama tersi de oluyor.

3 Mart 1991'de Colorado Springs bölgesinde Boeing 737-200 kazasına ilişkin bir araştırma raporunda, NTSB, 40 ila 10 derece arasındaki çeşitli kanat konfigürasyonlarında 150-160 knot'ta gerçekleştirilen koordineli kaymaların sonuçlarını yayınladı.

Dümenin 25 derece sağa tamamen sapması (istem dışı geri çekilmesi) durumu değerlendirildi.

Böylece tablo, kanatlar 40 ila 25 derece arasındaki konuma bırakıldığında dümenin en uç konuma çekilmesinin tehlikeli olmadığını göstermektedir. Ortaya çıkan kaymadan kaynaklanan yalpalama momenti, direksiyon simidini sırasıyla 35 ila 68 derece arasında bir açıyla saptırarak savuşturulabilir. Bu, uçuş sırasında yön değiştiren rüzgarlıkların (uçuş rüzgarlıkları) keskin bir şekilde artan verimliliği ile açıklanmaktadır, bu da kanadın yarısındaki kanattan akışı bozan, indirilmesi gereken kanatlardır.

Kanat uzatma açısı 25 dereceden az olduğunda, dümenin tam sapması dümen çekişini savuşturmak için yeterli değildir (deney hızında - 150-160 knot). Böylece, kanatlarla 15 dengeleme sadece d РН = 23 derecede, kanatlarla 10 - d РН = 21 derecede sağlandı.

Tablonun alt satırı koordineli kayma için geçerli değildir. Bu durumda, 40 derecelik bir rulo ile sağa dönüş yapılırken dengeleme sağlandı. Bu durumda, direksiyon simidi tam bir açıyla sola saptı ve dönüşün açısal hızından M Yw y sönümleme zemin momentinin ortaya çıkması nedeniyle kayma açısında 16'dan 13 dereceye bir azalma elde edildi.

Ayrıca bu raporda, davranışsal çalışmaların gösterdiğine göre, hız belirli bir değere düştüğünde, kanatların 1 derece uzatıldığı yanal kontrolün etkinliğinin, dümenin en uç konuma çekilmesini savuşturmak için yetersiz kaldığına dair bilgiler bulunmaktadır. Bu hıza "kritik nokta hızı" (çapraz hava hızı) denir.

Otomatik kontrol sistemi

Otomatik uçak kontrol sistemi (AFCS) üç bağımsız sistemden oluşur: dijital uçuş kontrol sistemi (DFCS), sapma damperi (bkz. Yanal stabilite ve kontrol) ve otomatik gaz kelebeği. Bu sistemler, radyo seyrüsefer yardımcılarından, yerleşik navigasyon bilgisayarından (FMC), irtifa ve hız parametreleri bilgisayarından (ADC) ve rota stabilizasyonundan gelen sinyaller ile uçağın yunuslama, yuvarlanma ve kaymada otomatik stabilizasyonunu ve uçağın kontrolünü sağlar.

Dijital kontrol sistemi ile hava aracı arasındaki bağlantı, hava aracının konfigürasyonuna bağlı olarak iletişim merkezi (AFC) veya entegre iletişim merkezi (IFSAU) tarafından gerçekleştirilir. Buna bağlı olarak, sapma damperinin çalışması biraz değişir.

Uçağın otomatik kontrolü, asansör ve kanatçıklar vasıtasıyla gerçekleştirilir. NG modifikasyonunun uçağı, otomatik dümen kontrolü ile donatılabilir.

Ayrıca, dengeleyiciyi yeniden düzenleyerek uzunlamasına kanalda (direksiyon kolonu nötr konuma geri dönerken) direksiyon simidinden kuvvetlerin otomatik olarak kaldırılması vardır. Enine kanalda otomatik bir kuvvet tahliyesi yoktur, bu nedenle otopilot açıkken kanatçık trim mekanizmasının kullanılması yasaktır. Bu durumda, otopilotun direksiyon makinesi, yükleme mekanizmasının yayına (aileron hissi ve merkezleme ünitesi) güç verecek ve otopilot kapatıldığında, uçak pilot için beklenmedik bir şekilde yuvarlanmaya başlayacaktır.

Benzer bir olay, 6 Eylül 2011'de ANA havayolunda meydana geldi, ancak oradaki pilot, dümen trim mekanizmasını istemeden saptırarak, ray kanalının dengesini bozdu, bu da otopilotun kapatılmasına ve uçağın keskin bir şekilde yuvarlanmasına neden oldu.

Uçuşta, otomatik pilot devredeyken, kontrol kolonu ve direksiyon simidi boşta olmalıdır. Bu, asansör ve kanatçıkların kablolamasında çaba olmadığını gösterir. Direksiyon kolonunun nötrden sapması, dengeleyicinin kontrolünün başarısızlığının veya ayrılmasının (kaçak) bir işaretidir.

Direksiyon simidinin sapması, uçağın enine (iz) asimetrisini, düzensiz yakıt tüketimini veya asimetrik motor itişini gösterir. Yanal kanal trim tekniği, yanal stabilite ve kontrol bölümünde açıklanmıştır.

Asimetrik motor itişi ile uçuş durumunda, pilot, pedalları çevirerek iz kanalını bağımsız olarak kontrol etmelidir. Aksi takdirde, belirtilen uçuş parametrelerinin korunmasının doğruluğu garanti edilmez.

Otopilotun devreden çıkması (DFCS), kırmızı A/P P/RST düğme lambaları ve bir siren sesinin yanıp sönmesiyle belirtilir ve otomatik gaz kelebeğinin devreden çıkması yalnızca kırmızı A/T P/RST düğme lambalarıyla gösterilir. 23 Eylül 2007'de Bournemouth'ta (Birleşik Krallık) meydana gelen Thomsonfly Boeing 737-300 olayının soruşturulmasına ilişkin AAIB (Hava Kazaları Soruşturma Şubesi) raporuna göre, sesli bir otomatik gaz kelebeği devre dışı bırakma alarmının olmaması olaya katkıda bulunan bir faktördü. İniş yaklaşımı sırasında, motorlar “Küçük gaz kelebeği” modunda çalışırken, mürettebat tarafından fark edilmeden otomatik gaz kapandı. Kayma rampasında, uçak hızını 82 knot'a (V REF'in 20 km/sa altında) kaybetti ve stall moduna girdi.

Uçak kontrolüne ek olarak, dijital uçuş kontrol sistemi (DFCS), pilotlara yönlendirme çubuklarının yuvarlanma ve eğimdeki sapmalarını gösterir. Bu sapmalar, otopilotun direksiyon makinelerine verilen komutlara eşdeğerdir. Bu nedenle, otopilot kapatıldığında ve pilot, yönlendirme çubukları boyunca uçağa pilotluk yaparken, otopilot direksiyon makinesinin işini yapıyor. Yöneticiler tarafından pilotaj, belirtilen modları korumanın doğruluğunu önemli ölçüde artırır, ancak pilotu cihaz okumalarını taramaktan ve analiz etmekten alıkoyar, yani uçuş becerilerinin bozulmasına katkıda bulunur. Bu, yolcu konforu adına, basit hava koşullarında bile pilotlarının direktörler kapalıyken uçmasını yasaklayan havayollarının politikasıyla kolaylaştırılmaktadır. Otomasyon kapatıldığında uçak kontrolünde uçuş ekibi becerilerinin kaybı sorunu, uçuş güvenliği konusundaki uluslararası konferanslarda defalarca gündeme getirildi, ancak işler hala orada.

Asimetrik itme altında uçak uçuşu

Motorlardan birinin arızalanmasından hemen sonra uçağın davranışını ve bir motor durmuş halde düz uçuşu sağlamak için gerekli kontrolü (dengelemeyi) göz önünde bulundurun.

Sol motorun arızalanmasına izin verin. Sapma momenti M U DV uçakta hareket etmeye başlayacak ve onu sola çevirecektir. Sağ kanatta bir kayma olacak ve sonuç olarak motor durduğunda kanada doğru bir Mx b yuvarlanma momenti olacaktır. Şekil, sol motor durdurulduğunda kayma ve yuvarlanma açılarında yaklaşık bir değişikliği göstermektedir.

Çok fazla yanal stabilite olduğundan (özellikle kanatlar açıkken), yatış şiddetli olacak ve acil pilot müdahalesi gerektirecektir. Motor kalkış modunda çalışırken yalpalama momentini savuşturmak için direksiyon simidinin tam dönüş sapması yeterli değildir. Dümenin kaymasını çıkarmak gerekir.

Tek motorla uzun bir uçuşta dengeleme koşullarının neler olduğunu düşünelim. Düz uçuşta motor dururken iki özel dengeleme durumunu analiz edelim: 1) yuvarlanma olmadan, 2) kayma olmadan ve Boeing'in tavsiyesi.

1. Yuvarlanmadan uçun.

Yuvarlanmadan denge sağlamak için sol kanatta kayma oluşturmak gerekiyor. Daha sonra, asimetrik itme Mu dvig'den gelen ana, Mu b kaymasından gelen moment eklenecektir. Dengelemeleri, dümenin büyük bir sapmasını gerektirir. Z rn dümeninden ve Z b kaymasından gelen yanal kuvvetler zıt yönlerde hareket edecek ve belirli bir kayma açısında dengelenecektir. Enine moment Mx b, dümen Mx rn ve kanatçıklar Mx eler'den gelen momentlerle telafi edilecektir.

Bir pilot için yuvarlanma olmadan düz bir uçuş en kabul edilebilir gibi görünüyor, ancak dümenin gerekli büyük sapma açısı nedeniyle uçağın direnci artıyor. Bu, özellikle büyük kütleli ve yüksek sıcaklıklarda kalkış sırasında motor arızası durumunda uçağın performansını düşürür.

Uçuşun burada kayma ile gerçekleşmesine rağmen, süzülme gösterge topunun kesinlikle merkezde bulunacağını unutmayın. Gerçek şu ki, bu durumda aerodinamik kuvvetler uçağın simetri düzleminde yer almaktadır. Genel olarak konuşursak, bu cihaz bir kayma göstergesi değil, yanal aşırı yük göstergesidir. Yanal g-kuvveti, uçak dönerken bir yuvarlanma veya merkezkaç kuvveti ile uçarken yerçekimi G*sing'in yanal bileşeni ile dengelenen telafi edilmemiş aerodinamik kuvvet Z'den kaynaklanır.

2. Kaymadan uçun.

Motor Mu dvig'den gelen dönüş momenti, dümen M rn'den gelen moment ile dengelenir. Yanal kuvvet Z pH, sağ kanatta bir yuvarlanma oluştururken yerçekimi G*sing'in yanal bileşeni ile dengelenir. Mx rn dümenden gelen enine moment, Mx eler kanatçıklarından gelen moment ile dengelenir. Yuvarlanma olmadan dengelemeye kıyasla kanatçık sapmasını ters yönde not edin. Bu durumda top, kayma olmamasına rağmen indirilen kanada doğru yönlendirilecektir.

Bu dengeleme modu, minimum direnç sağladığı için uçak enerjisi için en faydalı olanıdır. Ancak rejimin tam olarak sürdürülmesi sorunludur. Birincisi, pilotlar kayma açısının bir göstergesine sahip değildir ve ikincisi, çalışan bir motorun itişi değiştiğinde dönüş momenti değişir, bu da gerekli dümen sapmasının değiştiği ve dümenin yanal kuvvetinin buna göre değiştiği anlamına gelir ve dolayısıyla bunu telafi etmek için gerekli yuvarlanma açısı. Sovyet uçakları için uçuş kılavuzları, pilotlara, çalışan motor başına yaklaşık 3 ila 5 derecelik bir yuvarlanma rakamı verdi.

Boeing, kontrol için farklı bir kriter veriyor. Sol motorun arızalanması durumunda dengeleme şemasını dikkate alın.

Üzerinde 1 ve 2 sayıları, yuvarlanma ve kayma olmadan dikkate alınan dengeleme durumlarını gösterir. Ancak, sonsuz sayıda başka dengeleme konumu vardır. Boeing, pilotların uçağı sıfır kanatçık sapması ile dengelemesini önerir (kontrol tekerleğini hizalayın). Bu durumda çalışmakta olan motorda hafif bir yuvarlanma olduğu ve topun aynı yöne hafifçe saptığı yazılmıştır. Dengeleme şemasından da görülebileceği gibi, bu konum, dikkate alınan iki dengeleme durumu arasında bir şeydir. Bakımı uygundur, çünkü direksiyon simidinin “yataylığını” kontrol etmek için kokpite bakmanız bile gerekli değildir ve elin dokunsal hisleriyle dümenin doğru pozisyonunu kontrol edebilirsiniz. Direksiyon simidinin hangi yarısının indirildiği, balans için pedalların aynı yöne çevrilmesi gerektiği anlamına gelir. Otopilottan gelen pedallar kontrol edilmediğinden, otopilot açıkken tamamen aynı pilotaj tekniği.

arıza güvenliği

Failsafe, arızaların uçağın davranışı üzerindeki etkisinin ve uçuşu güvenli bir şekilde tamamlama yeteneğinin analizini ifade eder.

NTSB, 3 Mart 1991'deki kazayı araştırırken, aşağıdaki kontrol sistemi arızalarını gidermek için gereken yuvarlanma sapmasını değerlendirdi:

1. Geri çekilebilir lata bölümü veya Krueger latası uzatılmamış. Çalkantılı koşullarda, bu başarısızlığın fark edilmemesi muhtemeldir.

2. Dümen 2 derece çekilirken yalpa damperinin arızalanması. (Seride (300-500) dümenin sapma damperinden maksimum sapma açısı 3 derecedir). Siper, 20 derecelik bir boyunduruk sapması gerektirir.

3. "Yüzer" spoiler-aleron.

(Alçaltılmış spoyler, bir hidrolik sistem tarafından uçuşta tutulur. Eğer spoyler tutma sistemi arızalanırsa, kanadın üzerindeki seyreklik nedeniyle kanat yüzeyinin üzerine çıkabilir. Buna "yüzer" denir.)

Böyle bir arızayı savuşturmak, dümenin 25 derece sapmasını gerektirir.

4. 10.5 derecelik dümen sapmasına neden olan dümen makarası. 40 derece direksiyon simidi sapması gerektirir.

5. 8 derecelik dümen çekişiyle savuşturma asimetrik motor itişi, 30 derecelik dümen sapması gerektirir.

Genel olarak, bu arızaların uçağın kontrol edilebilirliğinin kaybının nedeni olamayacağı sonucuna varıldı.

Uçak Dezavantajları

Aerodinamik ile ilgili sorunlar açısından, uçağın aşağıdaki dezavantajları vardır:

1. Uçağın rüzgar kanatları ile donatılmış olmasına rağmen, pilotlara mevcut saldırı açısı hakkında bilgi verilmez (600 serisi ve sonraki uçakların bazı konfigürasyonları hariç). Bu tür bilgilerin sunulması, bilgisayarın irtifa ve hız parametreleri için güvenilmez çalışması, uçağın ağırlığı hakkında navigasyon bilgisayarına (FMC) hatalı bilgi girişi, uçağın zor bir pozisyondan çıkarılması, iniş gibi durumlarda büyük ölçüde yardımcı olacaktır. çeşitli mekanizasyon başarısızlıkları ile yaklaşım vb.

2. Motor kontrol yasasında, türbinin arkasında izin verilen maksimum gaz sıcaklığına ulaşıldığında motor modunun doğrudan bir sınırlaması yoktur. Bu nedenle, kalkış hızının arttırılması sürecinde, türbinin arkasındaki gazların sıcaklığı sürekli olarak artar ve sıcak havalarda büyük kalkış ağırlıklarına sahip kalkışlar sırasında izin verilen maksimum değeri aşabilir. Bu, kalkış koşusu ve ilk tırmanış sırasında motor modunun ek kontrolü ve manuel ayarı için mürettebata ek bir yük getirir. Hangi uçuş güvenliği için elverişli değildir.

3. Uçağın, özellikle kanatlar uzatıldığında aşırı yanal stabilitesi vardır. Bu, pilot uygulamasını karmaşıklaştırır ve şiddetli yan rüzgarlarda ve türbülanslı bir atmosferde uçarken kalkış ve iniş sırasında yolculara rahatsızlık verir.

Bu paragrafa örnek olarak 13 Şubat 2008 tarihinde Ukrayna Uluslararası Havayollarına ait Boeing 737-500 ile yaşanan olay uygundur.

Kuvvetli bir yan rüzgarda Helsinki'ye inerken, mürettebat komutanı, aşırı enerjiyle esen rüzgarın neden olduğu yuvarlanmayı savuşturarak kanat ucunun piste değmesine izin verdi.

Bir kanatçıklı NG modifikasyonunun uçaklarında, bu dezavantaj daha da yoğunlaştı.

Aynı nedenle, kalkışta motor arızası durumunda meydana gelen kaymaya uçak bir yuvarlanma ile sert tepki verir. Bu durumda, direksiyon simidinin yuvarlanma boyunca tam olarak sapması, yalpalama momentini savuşturmak için yeterli değildir ve meydana gelen kaymayı savuşturmak için dümeni gecikmeden saptırmak gerekir. Doğal ufkun görünürlük koşullarında, bu sorun kural olarak sorunsuz bir şekilde çözülür. Ancak bulutlarda veya sınırlı görüşte, bu sorunun çözümü özel eğitim gerektirir ve Sovyet görüntüleme sistemine göre pilotluk yapmaya alışmış pilotlar için oldukça zordur - yerden uçağa bir görünüm.

4. Thomsonfly Boeing 737-300 ile 23 Eylül 2007'de Bournemouth'ta (İngiltere) meydana gelen olayla ilgili soruşturmaya ilişkin AAIB (Hava Kazaları Soruşturma Şubesi) raporuna göre, asansörün tam sapması, fırlatmayı savuşturmak için yeterli değildi. motorlardan bir an. Uçağı stall modundan çıkaran ekip, motorları tam kalkış gücünü aşan bir moda getirdi. Aynı zamanda, komutanın kontrol sütununu kendisinden tamamen reddetmesine rağmen, uçağın eğimi 44 dereceye yükseldi. Bu durumda, bir stabilizatör yardımına ihtiyaç vardır.

5. NG modifikasyonunun uçağında, uçuşun seyir sayısı M arttı ve M MO'ya yaklaştı. Bununla birlikte, uçağın artan ataleti (daha büyük kütle nedeniyle) ve otomatik gaz kelebeği operasyonunun algoritması, türbülanslı bir atmosferde seyir uçuşunda, yaklaşmakta olan rüzgarda bir artışla kasıtsız olarak M MO aşırılığının gerçek bir tehdidi olacak şekildedir. hız bileşeni.

6. Uçağın doğrudan (güçlendiricisiz) kontrolü sırasında direksiyon simidi üzerindeki eforu azaltmak için tasarlanmış asansör sekmesi servo kompansatör, kontrol kablolarında kendi kendine salınımlara neden olabilir. Bu vakalar 1 Mart 2010 tarihinde kaydedildi 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 .

Ayrıca, servo kompansatörün titreşimi, Boeing 737-800'ün 25 Ocak 2010'da Beyrut'ta düşmesinin olası nedenlerinden biri olarak kabul ediliyor.

Buluş, uçak yanal hareket kontrol sistemlerinde kullanılabilir. ETKİ: geniş bir hücum açıları ve aerodinamik özellikler yelpazesinde uçak uçuşu sırasında yanal hareket stabilitesi bölgesini genişletmek ve geçici süreçlerin kalitesini iyileştirmek. Sapma ve yalpalama açısal hız sensörleri, bir toplama amplifikatörü ve bir dümen sürücüsüne sahip bir sapma damperi, bir uçak pedalı açı sensörü, başka bir koordinat sistemine açısal hız sensörü sinyalleri için bir koordinat sistemi dönüştürücüsü, bir damper parametre ayar ünitesi, bağlı bir periyodik olmayan filtre içerir. yuvarlanma açısal hız sensörü ve toplama amplifikatörü arasında. 6 hasta.

Buluş, havacılık teknolojisi alanı ile ilgilidir ve uçak yanal hareket kontrol sistemlerinde kullanılabilir. Bir cihaz biliniyor - D-3K-110 tipi bir titreşim damperi. Sönümleyici, fonksiyonel kullanılarak kontrol edilir: н = K(q) y . Burada n, dümenin sapma açısıdır; K(q) - hız basıncının q bir fonksiyonu olarak değişen orantı katsayısı; y sapma oranıdır. Cihazın dezavantajı, geçici olayların kalitesinin uçağın kendi kendini sönümleme derecesine önemli ölçüde bağlı olmasıdır. Önerilen cihaz sapma damperi - DR-134M'ye en yakın alınan bir prototip olarak, açısal yuvarlanma ve sapma oranlarının sensörlerini içeren, filtre tipi , toplama amplifikatörü, dümen sürücüsü (Şekil 6). Prototipin açıklaması, "TU-134M uçağının ekipmanının teknik açıklaması", 1960'ın bir parçası olan "DR-134M sapma damperinin çalıştırılması ve bakımı için El Kitabı" nda verilmiştir. kanatları uzatılmış prototip, aşağıdaki işlevsellik kullanılarak kontrol edilir: Kanatlar geri çekildiğinde, ana uçuş modlarında, sensörden gelen yuvarlanma hızı sinyali kapatılır. Prototip cihazın dezavantajları şunlardır: - sadece sapma oranı y'nin sinyal devresinde farklılaştırıcı bir filtrenin kullanılması periyodik olmayan kararlılık derecesini azaltır; - prototip cihazı ile sistemin stabilite alanı, yüksek saldırı açılarında uçuş modları için tipik olan, uçağın yön kararsızlığı varlığında daralır: - yönlü dengesizlik derecesinde bir artışla veya yanal kararsızlığın ortaya çıkması, sistem kararsız hale gelir. Bu dezavantaj, yüksek Mach sayılarında uçarken görülebilen, düşük hücum açılarında yön dengesizliği ile daha da kötüleşir;
- geçici süreçlerin kalitesi büyük ölçüde uçağın kendi sönümleme derecesine göre belirlenir. Bu buluşun amacı, yanal hareket stabilitesi bölgesini genişletmek ve uçak uçuşu sırasında çok çeşitli hücum açıları ve aerodinamik özelliklerde geçişlerin kalitesini iyileştirmektir. Buluşun amacı, ilgili koordinat sisteminin eksenleri boyunca yer alan açısal sapma ve yuvarlanma oranları sensörlerini içeren "Uçak sapma damperi" cihazında, bir toplama amplifikatörü, çıkışına bağlı bir dümen sürücüsü, uçağın pedallarının sapma açısı için ek sensör, aperiyodik filtre, sapma damperi parametre ayar ünitesi, hesaplanan açı ile döndürülen başka bir koordinat sistemine koordinat sistemi dönüştürücü. Aynı zamanda, yaw ve roll açısal hız sensörlerinin (ARS) çıkışları, sırasıyla koordinat sistemi dönüştürücünün birinci ve ikinci girişlerine bağlanır, koordinat sistemi dönüştürücünün ilk çıkışı (yp ile) doğrudan bağlanır toplama amplifikatörünün ilk girişine, dönüştürücünün ikinci girişi (xp ile) toplama amplifikatörünün ikinci girişine bağlı periyodik olmayan bir filtre aracılığıyla. Hücum açıları, dinamik basınç, M sayısı, uçak konfigürasyonu için sensörlerin çıkışlarına bağlı girişlere sahip damper parametre ayar bloğu, birinci çıkış (açı) ile koordinat sistemi dönüştürücünün üçüncü girişine, ikinci çıkışa bağlanır. (yuvarlanma açısal hızının kazancı) periyodik olmayan filtrenin ikinci girişine bağlanır, üçüncü çıkış (filtre zaman sabiti) periyodik olmayan filtrenin üçüncü girişine bağlanır, dördüncü çıkış (yalpalama hızı kazancı) bağlanır. toplama amplifikatörünün üçüncü girişi, toplama amplifikatörünün dördüncü girişi pedal açı sensörünün çıkışına bağlanır. Ayarlanabilir amortisör parametreleri için programların seçimi, uçuş modlarında (hücum açıları, M sayıları, aerodinamik özellikler) geniş bir değişiklikle eksiksiz bir diferansiyel denklem sistemi tarafından açıklanan, uçağın yanal hareketinin matematiksel modellemesi temelinde yapılır. . Buluş, Şekil 1-5'te gösterilmektedir. İncirde. 1, aşağıdakileri içeren bir sapma damper cihazının bir blok diyagramıdır:
1. CRS sapma. 2. CRS rulosu. 3. Periyodik filtre. 4. Toplama amplifikatörü. 5. Dümen sürücüsü. 6. CRS koordinat sistemi dönüştürücü. 7. Damper parametrelerinin ayarlanması için blok. 8. Pedal açısı sensörü. Cihaz aşağıdaki gibi çalışır: Koordinat sistemi dönüştürücüsünden 6 ve periyodik olmayan filtreden 3 geçtikten sonra rulo CRS 2'den gelen sinyal, koordinat sistemi dönüştürücüsünden 6 geçtikten sonra sapma CRS sinyali 1 ile toplama amplifikatörü 4 üzerinde toplanır ve uçak pedalı sapma açısı sensörünün 8 sinyali n:

Burada n, dümen tahriğine giden sinyaldir;
N, L, K P - amplifikasyon faktörleri;
T X - periyodik olmayan filtrenin zaman sabiti;
n, pedalların sapma açısıdır. Koordinat dönüştürücü 6'nın çalışması için Algoritma 3 şu şekildedir:

хп, yп - dönüştürülmüş açısal hızlar;
x ve y, sırasıyla, uçağın ilgili koordinat sistemine göre yalpalama ve sapma açısal hızlarıdır;
- yeni koordinat sisteminin dönüş açısı. Uçak pedalı saptırma sinyalinin yükseltme katsayısı K P, amplifikatör 4'te uygulanır. Koordinat sisteminin dönüş açısının tanıtılması, aşağıdakiler tarafından belirlenen kontrol döngüsünün geri besleme bağlantısının frekansını artırarak kontrol sisteminin hızını arttırır. formül:

Burada işaretlenmiştir:
- geri bildirim bağlantısının sıklığı;
ve - uçağın ilişkili X 1 ve Y 1 eksenlerine göre sırasıyla dümenin etkinliği;
- saldırı açısı;
- koordinat sisteminin dönüş açısı;
K - uçağın aerodinamik anlarının değerlerine bağlı olarak büyütme faktörü. Formülden, bir açı girildiğinde payının arttığı ve paydanın azaldığı görülebilir. Şekil 5, =0 ve =11o açılarında =2o kayma açısında geçici savuşturma bozukluklarını göstermektedir. Bu şekilden, =0'daki (eğri 1) pertürbasyonu ayrıştırma süresinin, =11 o'daki (eğri 2) pertürbasyonu ayrıştırma süresini önemli ölçüde aştığı görülebilir. Açı, belirli bir uçağın kontrol sisteminin matematiksel modellemesi sırasında hücum açısının ve aerodinamik özelliklerin bir yazılım fonksiyonu olarak belirlenir. CRS koordinat sistemi dönüştürücüsünün, periyodik olmayan filtrenin ve toplama kuvvetlendiricisinin parametreleri, girişine hücum açısı, dinamik basınç, M sayısı ve durumu hakkında bilgi veren parametre ayar birimi 7'den gelen sinyaller kullanılarak ayarlanır. uçak konfigürasyonu, uçak yerleşik sistem sensörlerinden sağlanır. Manevra yapılırken, dümen tahriğine giren ve uçağın manevra yapmasını engelleyen titreşim damperinden gelen sinyal, pedalları çevirerek pilot tarafından dengelenir. İncirde. Şekil 2-4, matematiksel modelleme ile elde edilen kayma açısı bozulduğunda çeşitli derecelerde statik stabiliteye sahip bir uçağın geçici süreçlerini göstermektedir. Burada işaretlenmiştir:
a - amortisörsüz uçak geçişleri;
b - prototip ile uçağın geçici süreçleri;
c - önerilen cihazla uçağın geçici süreçleri;
9 - derece cinsinden dümen sapma ölçeği n;
10 - saniyede derece cinsinden sapma açısal hızının y ölçek sapması;
11 - saniye cinsinden geçici sürecin zaman ölçeği. Şekil 2, statik olarak kararlı bir uçağın geçici sürecini göstermektedir. Şekil 2b ve 2c'den görülebileceği gibi, çeşitli şemaların sapma damperini kullanırken, geçici süreçler pratik olarak aynıdır. Amortisörsüz uçağın salınımları (şekil 2a) 10 s içinde azalır. İncirde. Şekil 3, kendi sönümlemesinin yokluğunda yön kararsızlığına sahip bir uçağın geçici sürecini göstermektedir. Şekilde, sapma damperi olmadan uçağın geçici sürecini gösterir, bu durumda büyük genlikli sönümsüz salınımlar vardır. Prototipi bir sönümleyici olarak kullanırken (şekil) daha yüksek bir frekansın zayıf ayrık salınımları vardır. Önerilen damper şemasına sahip uçak (Şekil 3c) stabildir, bozulmadan sonraki salınımların sönümleme süresi 6 saniyeyi geçmez. Şekil 4, yönlü ve enine kararsızlığa sahip uçağın geçici sürecini göstermektedir. Figa'da, amortisörsüz uçağın geçici sürecini gösterir, şekil, hareketin periyodik olarak kararsız olduğunu gösterir. Prototipli uçak (Şekil 4b) de periyodik olarak kararsızdır, ancak sapma hareketinin doğası daha az yoğundur. Önerilen damper devresine sahip uçak (Şekil 4c) stabildir, geçiş süresi 6 s'yi geçmez. İncirde. Şekil 6, ekli cihazın prototipinin bir blok şemasını gösterir - aşağıdakileri içeren sapma damperi DR-134M:
1. CRS sapma. 2. CRS rulosu. 4. Toplama amplifikatörü. 5. Dümen sürücüsü. 12. Farklılaştırıcı filtre. 13. Kanatların konumuna bağlı olarak sinyal CRS sırasını değiştirin. Böylece, önerilen cihaz, yuvarlanma açısal hız sinyalinin periyodik olmayan bir filtresinin, sapma ve yuvarlanma açısal hızlarının başka bir koordinat sistemine bir koordinat dönüştürücüsünün ve bir sönümleyici parametre ayar biriminin tanıtılması nedeniyle şunları sağlar:
- çok çeşitli uçuş modlarında (saldırı açısı, hız başlığı, Mach sayısı, uçak konfigürasyonu) değiştirirken elle pilotluğun konforunu arttırın;
- yönlü veya enine statik dengesizlik varlığında stabilite alanını genişletmek ve belirli bir derecede uçak dinamik dengesizliği ile kabul edilebilir bir kontrol kalitesi elde etmek. Bilgi kaynakları
1. SU-11 uçağının donanımının teknik açıklaması. Titreşim damperi D-3K-110, 1962. 2. TU-134M uçağının ekipmanının teknik açıklaması. Sapma damperi DR-134M, 1960, prototip için çalıştırma ve bakım kılavuzu. 3. Boyuna ve yanal hareketin dinamiği. GS Byushgens, R.V. Studnev, s. 326-343. Mashinostroenie Yayınevi, 1979

İddia

İlgili koordinat sisteminin eksenleri boyunca yerleştirilmiş yalpalama ve yuvarlanma açısal oranları sensörlerini içeren bir uçak yalpalama damperi, bir toplama amplifikatörü, çıkışına bağlı bir dümen sürücüsü olup, özelliği, içine bir periyodik filtrenin sokulması, bir damper parametre ayar ünitesi , açısal sensörlerin sapma ve dönüş hızlarının koordinat sisteminin, girişleri sırasıyla sapma ve dönüş açısal hız sensörlerinin çıkışlarına bağlı olan, birincisine göre bir açıyla döndürülen başka bir koordinat sistemine dönüştürücüsü, Koordinat sistemi dönüştürücüsünün sapma oranı çıkışı doğrudan toplama amplifikatörünün ilk girişine bağlanır, yuvarlanma hızı çıkışı periyodik olmayan bir filtre aracılığıyla toplama amplifikatörünün ikinci girişine bağlanırken, girişlere bağlı damper parametre ayar ünitesi hücum açısı, hız başlığı, M sayısı, uçak konfigürasyonu sensörlerinin çıkışları, ilk çıkış tarafından koordinat sisteminin dönüştürücünün üçüncü girişine bağlanır dinat, ikinci çıkış periyodik olmayan filtrenin ikinci girişine bağlanır, üçüncü çıkış periyodik olmayan filtrenin üçüncü girişine bağlanır, dördüncü çıkış, dördüncü girişi alan toplama amplifikatörünün üçüncü girişine bağlanır. uçak pedallarının sapma açısına karşılık gelen bir sinyal.

Orta açıklıktaki profil

  • Nispi kalınlık (üst ve alt profil pruva arasındaki maksimum mesafenin kanat kirişinin uzunluğuna oranı) 0.1537
  • Ön kenarın göreli yarıçapı (yarıçapın kiriş uzunluğuna oranı) 0,0392
  • Göreceli eğrilik (profilin orta çizgisi ile kiriş arasındaki maksimum mesafenin kirişin uzunluğuna oranı) 0,0028
  • Arka kenar açısı 14.2211 derece

Orta açıklıktaki profil

uca daha yakın kanat profili

  • Göreceli kalınlık 0.1256
  • Ön kenarın bağıl yarıçapı 0.0212
  • Bağıl eğrilik 0.0075
  • Arka kenar açısı 13.2757 derece

uca daha yakın kanat profili

Uç kanat profili

  • Bağıl kalınlık 0.1000
  • Ön kenarın bağıl yarıçapı 0.0100
  • Bağıl eğrilik 0.0145
  • Arka kenar açısı 11.2016 derece

Uç kanat profili

  • Göreceli kalınlık 0,1080
  • Ön kenarın bağıl yarıçapı 0.0117
  • Bağıl eğrilik 0.0158
  • Arka kenar açısı 11.6657 derece

kanat parametreleri

  • Kanat alanı 1135 ft² veya 105.44m².
  • Kanat açıklığı 94'9'' veya 28.88m (kanatlarla birlikte 102'5'' veya 31.22m)
  • Kanat en boy oranı 9.16
  • Kök akor %7.32
  • Bitiş akoru %1,62
  • Kanat konikliği 0.24
  • Süpürme açısı 25 derece

Yardımcı kontrol, kanat mekanizasyonu ve ayarlanabilir sabitleyici içerir.

Ana kontrolün direksiyon yüzeyleri, çalışması iki bağımsız hidrolik sistem A ve B tarafından sağlanan hidrolik aktüatörler tarafından yönlendirilir. Bunlardan herhangi biri ana kontrolün normal çalışmasını sağlar. Direksiyon aktüatörleri (hidrolik aktüatörler), geri dönüşü olmayan bir şemaya göre kontrol kablolarına dahil edilmiştir, yani. direksiyon yüzeylerinden gelen aerodinamik yükler kontrollere aktarılmaz. Direksiyon simidi ve pedallar üzerindeki kuvvetler, yükleme mekanizmaları oluşturur.

Her iki hidrolik sistemin de arızalanması durumunda, asansör ve kanatçıklar pilotlar tarafından manuel olarak kontrol edilir ve dümen yedek hidrolik sistem tarafından kontrol edilir.

enine kontrol

enine kontrol

Yanal kontrol, kanatçıklar ve uçuşta saptırılan rüzgarlıklar (uçuş rüzgarlıkları) tarafından gerçekleştirilir.

Kanatçıkların direksiyon tahriklerine hidrolik güç verildiğinde, yanal kontrol aşağıdaki gibi çalışır:

  • dümenlerin kontrol tekerleklerinin kablo tesisatı boyunca hareketi kanatçıkların direksiyon tahriklerine ve ayrıca kanatçıklara iletilir;
  • kanatçıklara ek olarak kanatçık dümeni tahrikleri, spoyler kontrol sistemi ile bağlantılı yay çubuğunu (kanatçık yay kartuşu) hareket ettirir ve böylece harekete geçirir;
  • Yay çubuğunun hareketi dişli oranı değiştiricisine (spoiler oranı değiştiricisi) iletilir. Burada, spoyler kontrol kolunun (hız fren kolu) sapma miktarına bağlı olarak kontrol eylemi azalır. Havalı fren modunda rüzgarlıklar ne kadar çok saptırılırsa, direksiyon simidinin yuvarlanma hareketinin aktarım katsayısı o kadar düşük olur;
  • ayrıca hareket, spoyler kontrol kolunun hareketine eklendiği spoyler mikser kontrol mekanizmasına iletilir. Kanatçık yukarıda olan bir kanatta spoyler kaldırılır ve diğer kanatta alçalır. Böylece hava freni ve yanal kontrol işlevleri aynı anda gerçekleştirilir. Direksiyon simidi 10 dereceden fazla döndürüldüğünde spoiler devreye girer;
  • ayrıca, tüm sistemle birlikte kablo tesisatı, dişli oranı değiştirme cihazından volan bağlantı mekanizmasının dişli tertibatına (kayıp hareket cihazı) hareket eder.

Bağlantı cihazı, 12 dereceden fazla bir uyumsuzluk durumunda (direksiyon simidini döndürmek) spoyleri kontrol etmek için sağ direksiyon simidini kablo tesisatına bağlar.

Kanatçıkların direksiyon tahriklerine hidrolik güç sağlanmadığında, pilotlar tarafından manuel olarak saptırılacak ve direksiyon simidi 12 dereceden fazla bir açıyla döndürüldüğünde, rüzgarlık kontrol sisteminin kablo tesisatı ayarlanacaktır. hareket halinde. Aynı zamanda spoylerin direksiyon makineleri çalışacaksa, kanatçıklara yardımcı olmak için spoyler çalışacaktır.

Aynı şema, yardımcı pilotun, komutanın dümeni veya kanatçık kabloları sıkıştığında spoyleri yuvarlayarak kontrol etmesine izin verir. Aynı zamanda, kanatçık transfer mekanizmasındaki yay ön yük kuvvetinin üstesinden gelmek için 80-120 pound (36-54 kg) mertebesinde bir kuvvet uygulaması, dümeni 12 dereceden fazla saptırması ve ardından spoiler devreye girecek.

Sağ direksiyon simidi veya rüzgarlıkların kablo kabloları sıkıştığında, komutan kanatçıkları kontrol etme, direksiyon simidi bağlantı mekanizmasındaki yay kuvvetini aşma yeteneğine sahiptir.

Kanatçık dümeni, bir yükleme mekanizması ( kanatçık hissi ve merkezleme ünitesi) aracılığıyla sol direksiyon kolonuna kabloyla bağlanmıştır. Bu cihaz, direksiyon dişlisi çalışırken kanatçıklardaki aerodinamik yükü simüle eder ve ayrıca sıfır kuvvetlerin konumunu değiştirir (trim etkisi mekanizması). Otopilot dümeni doğrudan kontrol ettiğinden ve yükleme mekanizmasının herhangi bir hareketini geçersiz kılacağından, kanatçık trim mekanizması yalnızca otopilot devre dışı bırakıldığında kullanılabilir. Ancak otopilot kapatıldığı anda, bu çabalar derhal kontrol kablolarına aktarılacak ve bu da uçağın beklenmedik bir şekilde yuvarlanmasına yol açacaktır. Kanatçıkların istenmeden kırpılma olasılığını azaltmak için iki anahtar takılıdır. Bu durumda, kırpma yalnızca her iki düğmeye aynı anda basıldığında gerçekleşir.

Manuel kontrol (manuel dönüş) sırasındaki çabayı azaltmak için kanatçıklarda kinematik servo dengeleyiciler (sekmeler) ve dengeleme panelleri (denge paneli) bulunur.

Servo kompansatörleri kanatçıklara kinematik olarak bağlıdır ve kanatçık sapmasına zıt yönde sapar. Bu, kanatçıktaki dönme momentini ve boyunduruk üzerindeki kuvveti azaltır.

Denge paneli

Dengeleme panelleri kanatçıkların ön kenarını kanatların arka direğine menteşeli mafsallar kullanarak bağlayan panellerdir. Kanatçık, örneğin aşağı doğru saptığında, kanatçık bölgesindeki kanadın alt yüzeyinde artan bir basınç bölgesi ve üst yüzeyde bir seyrekleşme bölgesi belirir. Bu diferansiyel basınç kanatçık ile kanat arasındaki alana uzanır ve denge paneline etki ederek kanatçık menteşe momentini azaltır.

Hidrolik gücün yokluğunda direksiyon tahriki sert bir çubuk gibi çalışır. Trim etkisinin mekanizması, çabada gerçek bir azalma sağlamaz. Dümeni kullanarak veya aşırı durumlarda motorların itişini değiştirerek direksiyon kolonu üzerindeki kuvvetleri azaltabilirsiniz.

perde kontrolü

Boyuna kontrolün kontrol yüzeyleri şunlardır: hidrolik direksiyon tahrikli asansör ve elektrikli tahrikli stabilizatör. Pilotların kumandaları, kablo tesisatı kullanılarak asansörün hidrolik aktüatörlerine bağlanır. Ek olarak, hidrolik sürücülerin girişi, otopilot ve M numaralı trim sisteminden etkilenir.

Stabilizatörün normal kontrolü direksiyon simidi üzerindeki düğmelerden veya otopilottan yapılır.Stabilizatörün yedek kontrolü, merkezi kontrol panelindeki kontrol tekerleği kullanılarak mekaniktir.

Asansörün iki yarısı bir boru vasıtasıyla mekanik olarak birbirine bağlanmıştır. Asansör hidrolik aktüatörleri, A ve B hidrolik sistemleri tarafından çalıştırılır. Aktüatörlere sağlanan hidrolik sıvı beslemesi, kokpitteki anahtarlar (Uçuş Kontrol Anahtarları) tarafından kontrol edilir.

Asansörün normal çalışması için çalışan bir hidrolik sistem yeterlidir. Her iki hidrolik sistemin de arızalanması durumunda (manuel dönüş), asansör herhangi bir direksiyon simidinden manuel olarak saptırılır. Menteşe momentini azaltmak için asansör iki aerodinamik servo kompansatör ve altı dengeleme paneli ile donatılmıştır.

Dengeleme panellerinin varlığı, buzlanmaya karşı söndürmeden önce dengeleyiciyi tam dalışa (0 birim) ayarlama ihtiyacına yol açar. Bu ayar, sulu kar ve buzlanma önleyici sıvının trim panellerindeki havalandırma deliklerine girmesini önler (bkz. kanatçık trim panelleri).

Hidrolik aktüatör çalışırken asansörün menteşe momenti direksiyon simidine iletilmez ve direksiyon simidi üzerindeki kuvvetler, sırayla, trim etkisi mekanizmasının (hissetme ve merkezleme ünitesi) yayı kullanılarak oluşturulur. , hidrolik aerodinamik yük simülatöründen (asansör hissetme bilgisayarı) aktarılan kuvvetlerdir.

Trim efekti mekanizması

Direksiyon simidi döndürüldüğünde, merkezleme kamı döner ve yaylı silindir kamın yan yüzeyindeki "deliğini" terk eder. Yayın etkisi altında geri dönme çabası içinde, kontrol tasmasında direksiyon simidinin sapmasını önleyen bir kuvvet oluşturur. Yaya ek olarak, aerodinamik yük simülatörünün aktüatörü (asansör hissetme bilgisayarı) silindir üzerinde hareket eder. Hız ne kadar yüksek olursa, silindir kama o kadar güçlü bastırılır ve bu da dinamik basınçta bir artışı simüle eder.

Çift pistonlu silindirin bir özelliği, iki komut basıncının maksimumu ile his ve merkezleme ünitesine etki etmesidir. Bunu çizimden anlamak kolaydır, çünkü pistonlar arasında basınç yoktur ve silindir sadece aynı komut basınçlarında çekilmiş durumda olacaktır. Basınçlardan biri artarsa, pistonlardan biri mekanik bir bariyere çarpana kadar silindir daha yüksek basınca doğru kayar, böylece daha düşük basınca sahip silindir işten çıkarılır.

Aerodinamik yük simülatörü

Asansör his bilgisayarının girişi, uçuş hızını (omurgaya monte edilmiş hava basıncı alıcılarından) ve dengeleyicinin konumunu alır.

Toplam ve statik basınçlar arasındaki farkın etkisi altında, membran aşağı doğru eğilerek komut basınç makarasının yerini alır. Hız ne kadar yüksek olursa, komut basıncı da o kadar yüksek olur.

Dengeleyicinin konumundaki değişiklik, yay aracılığıyla komut basınç makarasına etki eden dengeleyici kamına iletilir. Dengeleyici yukarı eğim için ne kadar saptırılırsa, komut basıncı o kadar düşük olur.

Emniyet valfi, komut basıncı çok yüksek olduğunda devreye girer.

Bu şekilde, A ve B hidrolik sistemlerinden (210 atm.) gelen hidrolik basınç, his ve merkezleme ünitesine etki eden ilgili komut basıncına (14 ila 150 atm.) dönüştürülür.

Komut basınçlarındaki fark kabul edilebilirden fazla olursa, kanatlar geri çekilmiş durumdayken pilotlara bir FARK BASINCI HİSSEDİN sinyali verilir. Bu durum, hidrolik sistemlerden birinin veya hava basıncı alıcılarının kollarından birinin arızalanması durumunda mümkündür. Sistem normal şekilde çalışmaya devam ettiği için mürettebatın herhangi bir işlem yapmasına gerek yoktur.

Hız Stabilite İyileştirme Sistemi (Mach Trim Sistemi)

Bu sistem, Dijital Uçak Kontrol Sisteminin (DFCS) yerleşik bir işlevidir. MACH TRIM sistemi, M'de 0,615'ten daha yüksek hızda stabilite sağlar. M sayısındaki bir artışla, MACH TRIM AKTUATOR elektromekanizması, trim etkisi mekanizmasının (hissetme ve merkezleme ünitesi) nötrünü kaydırır ve asansör, aerodinamik odağın ileri kaymasından dalış anını telafi ederek otomatik olarak eğime sapar. Bu durumda, direksiyon simidine hiçbir hareket iletilmez. Sistemin bağlanması ve bağlantısının kesilmesi, M sayısının bir fonksiyonu olarak otomatik olarak gerçekleşir.

Sistem M numarasını Hava Veri Bilgisayarından alır. Sistem iki kanallıdır. Kanallardan biri arızalanırsa, Master Caution'a basıldığında MACH TRIM FAIL görüntülenir ve Sıfırlamadan sonra söner. Çift arıza ile sistem çalışmıyor ve sinyal sönmüyor, M numarasını 0,74'ten fazla tutmamak gerekiyor.

Dengeleyici, trim motorları tarafından kontrol edilir: manuel ve otomatik pilot ve ayrıca kontrol tekerleği kullanılarak mekanik olarak. Elektrik motorunun sıkışması durumunda, kontrol tekerleğine kuvvet uygulandığında şanzımanı elektrik motorlarından ayıran bir kavrama sağlanır.

Stabilizatör kontrolü

Manüel trim motoru, pilotların kontrollerindeki basmalı düğmeler tarafından kontrol edilirken, kanatlar açıkken dengeleyici, kanatlar geri çekilmiş duruma göre daha hızlı kaydırılır. Bu anahtarlara basmak otomatik pilotu devre dışı bırakır.

Hız Trim Sistemi

Bu sistem, Dijital Uçak Kontrol Sisteminin (DFCS) yerleşik bir işlevidir. Sistem, hız kararlılığını sağlamak için otomatik pilot servo kullanarak dengeleyiciyi kontrol eder. Kalkıştan kısa bir süre sonra veya etrafta dolaşırken çalışması mümkündür. Tetikleme koşulları hafif, arka merkezleme ve yüksek motor yüküdür.

Hız stabilitesi iyileştirme sistemi 90 - 250 knot hızlarda çalışır. Bilgisayar hızda bir değişiklik algılarsa, otomatik pilot kapatıldığında, kanatlar uzatıldığında (kanatlardan bağımsız olarak 400/500'de) ve N1 motor devri %60'tan fazla olduğunda sistem otomatik olarak açılır. Bu durumda, önceki manuel trimden sonra 5 saniyeden fazla ve pistten kalkıştan sonra en az 10 saniye geçmelidir.

Çalışma prensibi, uçağın hızındaki değişime bağlı olarak dengeleyiciyi kaydırmaktır, böylece hızlanma sırasında uçak burun yukarıya yönelir ve bunun tersi de geçerlidir. (90'dan 250 knot'a hızlanırken, dengeleyici otomatik olarak 8 derece yukarıya doğru kaydırılır). Hızdaki değişikliklere ek olarak, bilgisayar motor devrini, dikey hızı ve durmaya yaklaşmayı hesaba katar.

Motor modu ne kadar yüksek olursa, sistem o kadar hızlı çalışmaya başlar. Dikey tırmanış hızı ne kadar büyük olursa, dengeleyici bir dalış için o kadar fazla çalışır. Stall köşelerine yaklaşıldığında sistem otomatik olarak kapanır.

Sistem iki kanallıdır. Bir kanal arızalanırsa uçuşa izin verilir. Çifte reddetme ile uçamazsınız. Uçuşta bir çift arıza meydana gelirse, QRH herhangi bir işlem gerektirmez, ancak yaklaşma ve pas geçme aşamalarında hız kontrolünü artırmak mantıklı olacaktır.

Parça kontrolü

Uçağın yön kontrolü dümen tarafından sağlanmaktadır. Direksiyon simidinde servo kompansatör yok. Dümen sapması, bir ana direksiyon dişlisi ve bir yedek direksiyon dişlisi tarafından sağlanır. Ana direksiyon tahriki, A ve B hidrolik sistemleri tarafından desteklenmektedir ve yedek tahrik, üçüncü (bekleme) hidrolik sistemdendir. Üç hidrolik sistemden herhangi birinin çalışması tam olarak yön kontrolü sağlar.

Orta konsoldaki düğme kullanılarak dümenin trimlenmesi, trim etkisi mekanizmasının nötrünün kaydırılmasıyla gerçekleştirilir.

300-500 serisi uçaklarda, dümen kontrol şemasında bir değişiklik (RSEP modifikasyonu) yapıldı. RSEP - Dümen Sistemi Geliştirme Programı.

Bu değişikliğin harici işareti, UÇUŞ KONTROL panelinin sol üst köşesindeki ek bir "STBY RUD ON" ekranıdır.

Yol kontrolü pedallar tarafından gerçekleştirilir. Hareketleri, dönerek ana ve yedek direksiyon dişlilerinin kontrol çubuklarını hareket ettiren boruya kablo kablolarıyla iletilir. Aynı boruya bir trim efekt mekanizması eklenmiştir.

kanat mekanizasyonu

Kanat kanatları ve kontrol yüzeyleri

Geçici motor

Şekil, RMS kapalı ve çalışırken motorun geçici işlemlerinin doğasını göstermektedir.

Böylece, RMS çalışırken gaz kelebeğinin konumu verilen N1'i belirler. Bu nedenle, kalkış ve tırmanış sırasında, gaz kelebeği konumu değişmeden motor itişi sabit kalacaktır.

RMS kapalıyken motor kontrolünün özellikleri

PMC kapatıldığında, MEC ayarlanan N2 RPM'yi korur ve kalkış hızı arttıkça N1 RPM artacaktır. Koşullara bağlı olarak N1'deki artış %7'ye kadar çıkabilmektedir. Motor limitleri aşılmadığı sürece pilotların kalkış sırasında gücü düşürmeleri gerekmez.

PMC kapalıyken kalkışta motor modunu seçerken, dış hava sıcaklığını (varsayılan sıcaklık) simüle etme teknolojisi kullanılamaz.

Kalkıştan sonraki tırmanışta, gaz kelebeğini düzenleyerek N1 devirlerini izlemek ve büyümelerini zamanında düzeltmek gerekir.

otomatik çekiş

Otomatik gaz kelebeği, motorların itişini kontrol eden bilgisayar kontrollü bir elektromekanik sistemdir. Otomat, kalkıştan piste dokunmaya kadar tüm uçuş boyunca klapeleri belirtilen N1 hızını veya belirtilen uçuş hızını koruyacak şekilde hareket ettirir. Otopilot ve navigasyon bilgisayarı (FMS, Uçuş Yönetim Sistemi) ile birlikte çalışmak üzere tasarlanmıştır.

Otomatik gaz kelebeği aşağıdaki çalışma modlarına sahiptir: kalkış (KALKIŞ); tırmanış (CLIMB); belirli bir irtifada işgal (ALT ACQ); seyir uçuşu (CRUISE); azalma (DECENT); iniş yaklaşımı (YAKLAŞIM); pas geçme (GO-Around).

FMC, diğer bilgilerin yanı sıra gerekli çalışma modunu, N1 RPM ayar noktasını, maksimum sürekli motor devrini, maksimum tırmanmayı, seyir ve pas geçme RPM'lerini otomatik gaz kelebeğine iletir.

FMC arızası durumunda otomatik gaz kelebeği çalışmasının özellikleri

Bir FMC arızası durumunda, otomatik gaz kelebeği bilgisayarı kendi N1 RPM sınırını hesaplar ve pilotlara "A/T LIM" sinyalini görüntüler. Otomatik gaz kelebeği şu anda kalkış modundaysa, bir “A/T” arıza göstergesi ile otomatik olarak devreden çıkacaktır.

Makine tarafından hesaplanan N1 RPM, FMC tarafından hesaplanan Tırmanma RPM'sinin (FMC tırmanma N1 limitleri) (+0% -%1) dahilinde olabilir.

Pas geçme modunda, makine tarafından hesaplanan N1 devirleri yaklaşmadan tırmanmaya daha yumuşak bir geçiş sağlar ve pozitif tırmanma eğimi sağlama koşullarından hesaplanır.

RMS çalışmadığında otomatik gaz kelebeği çalışmasının özellikleri

RMS çalışmadığında, gaz kelebeğinin konumu artık belirtilen hız N1'e karşılık gelmez ve aşırı hızı önlemek için otomatik gaz kelebeği ön gaz kelebeği sapma sınırını 60 dereceden 55 dereceye düşürür.

hava hızı

Boeing kılavuzlarında kullanılan hız terminolojisi:

  • Belirtilen hava hızı (Gösterilen veya IAS) - hava hızı göstergesinin düzeltmeler olmadan gösterilmesi.
  • Gösterge yer hızı (Kalibreli veya CAS). Belirtilen yer hızı, aerodinamik ve enstrümantal düzeltmelerin yapıldığı belirtilen hıza eşittir.
  • Belirtilen hız (Eşdeğer veya EAS). Belirtilen hız, hava sıkıştırılabilirliği için düzeltilmiş belirtilen yer hızına eşittir.
  • Gerçek Hız (Doğru veya TAS). Gerçek hız, hava yoğunluğu için düzeltilmiş belirtilen hıza eşittir.

Ters sırada hızların açıklamalarıyla başlayalım. Bir uçağın gerçek hızı, havaya göre hızıdır. Bir uçakta hava hızının ölçümü, hava basıncı alıcıları (APS) kullanılarak gerçekleştirilir. Durgun akışın toplam basıncını ölçerler p* (pitot) ve statik basınç p(statik). Uçaktaki hava basınç regülatörünün ideal olduğunu ve herhangi bir hata yapmadığını ve havanın sıkıştırılamaz olduğunu varsayalım. Daha sonra alınan basınçlar arasındaki farkı ölçen cihaz, hız hava basıncını ölçecektir. p * − p = ρ * V 2 / 2 . Hız kafası hem gerçek hıza bağlıdır V, ve hava yoğunluğu ρ. Aletin ölçeği, standart yoğunlukta karasal koşullar altında kalibre edildiğinden, bu koşullar altında alet gerçek hızı gösterecektir. Diğer tüm durumlarda cihaz, gösterge hızı adı verilen soyut bir değer gösterecektir.

Belirtilen hız V ben sadece hava hızını belirlemek için gerekli bir miktar olarak önemli bir rol oynamaz. Belirli bir uçak kütlesi için yatay sabit uçuşta, saldırı açısını ve kaldırma katsayısını benzersiz şekilde belirler.

100 km/s üzerindeki uçuş hızlarında havanın sıkıştırılabilirliğinin ortaya çıkmaya başladığı göz önüne alındığında, cihazın ölçtüğü gerçek basınç farkı biraz daha büyük olacaktır. Bu değer karasal gösterge hızı olarak adlandırılacaktır. V ben 3 (kalibre edilmiş). Fark V ben − V ben 3 sıkıştırılabilirlik düzeltmesi olarak adlandırılır ve irtifa ve hava hızı ile artar.

Uçan bir uçak, etrafındaki statik basıncı bozar. Basınç alıcısının kurulum noktasına bağlı olarak cihaz, biraz farklı statik basınçları ölçecektir. Toplam basınç pratikte bozulmaz. Statik basınç ölçüm noktasının konumu için düzeltmeye aerodinamik (statik kaynak konumu düzeltmesi) adı verilir. Bu cihaz ile standart arasındaki fark için araçsal bir düzeltme de mümkündür (Boeing için sıfıra eşittir). Böylece gerçek bir HPH'ye bağlı gerçek bir cihazın gösterdiği değere gösterilen hız denir.

Birleşik hız ve M sayısı göstergelerinde, yer göstergesi (kalibre edilmiş) hız, yükseklik ve hız parametreleri bilgisayarından (Hava veri bilgisayarı) görüntülenir. Birleşik hız ve yükseklik göstergesi, doğrudan HPH'den alınan basınçlardan elde edilen belirtilen hızı gösterir.

PVD ile ilişkili tipik arızaları düşünün. Tipik olarak, mürettebat sorunları kalkış sırasında veya kalkıştan kısa bir süre sonra tanır. Çoğu durumda, bunlar boru hatlarındaki suyun donmasıyla ilgili problemlerdir.

Pitot sondalarında bir tıkanma olması durumunda, hava hızı göstergesi, kalkış rulosu sırasında hızda bir artış göstermeyecektir. Ancak, kalkıştan sonra statik basınç azaldıkça hız artmaya başlayacaktır. Altimetreler neredeyse doğru çalışacaktır. Daha fazla hızlanmada, hız doğru değere kadar artacak ve ardından ilgili alarmla (aşırı hız uyarısı) sınırı aşacaktır. Bu başarısızlığın karmaşıklığı, bir süre için cihazların neredeyse normal okumalar göstermesidir, bu da sistemin normal çalışmasını geri yükleme yanılsaması verebilir.

Kalkış koşusu sırasında statik portlar engellenirse, sistem normal şekilde çalışacaktır, ancak tırmanış sırasında hızda sıfıra keskin bir düşüş gösterecektir. Altimetre okumaları, havaalanı irtifasında kalacaktır. Pilotlar, tırmanma eğimini azaltarak gerekli hız değerlerini korumaya çalışırlarsa, kural olarak bu, maksimum hız sınırlarının aşılmasıyla sonuçlanır.

Tam tıkanıklık durumlarına ek olarak, boru hatlarının kısmi tıkanması veya basınçsızlaştırılması mümkündür. Bu durumda, bir başarısızlığı tanımak çok daha zor olabilir. Kilit nokta, arızadan etkilenmeyen sistem ve aletleri tanımak ve onların yardımıyla uçuşu tamamlamaktır. Hücum açısına ilişkin bir gösterge varsa - yeşil sektör içinde uçun, değilse - N1 motorlarının eğimini ve devrini QRH'deki Güvenilmez hava hızı tablolarına göre uçuş moduna göre ayarlayın. Mümkün olduğunca bulutlardan çıkın. Uçuş irtifanız hakkında yanlış bilgilere sahip olabilecekleri için trafik servisinden yardım isteyin. Şüpheli olan ancak şu anda doğru çalışıyor gibi görünen araçlara güvenmeyin.

Kural olarak, bu durumda güvenilir bilgi: atalet sistemi (uzaydaki konum ve yer hızı), motor devri, radyo altimetresi, stick shaker çalışması (yaklaşan stall), EGPWS çalışması (tehlikeli yere yakınlık).

Grafik, standart bir atmosferde deniz seviyesinde düz uçuşta gerekli motor itişini (uçak sürükleme kuvveti) gösterir. İtki bin pound ve hız knot cinsindendir.

Çıkarmak

Kalkış yolu, başlangıç ​​noktasından 1500 fitlik bir tırmanışa veya hava hızında kanat geri çekilmesinin sonuna kadar uzanır. V FTÖ (son kalkış hızı), bu noktalardan hangisi daha yüksektir.

Bir uçağın maksimum kalkış ağırlığı aşağıdaki koşullarla sınırlıdır:

  1. Reddedilen bir kalkış durumunda frenler tarafından emilen maksimum izin verilen enerji.
  2. İzin verilen minimum tırmanma eğimi.
  3. Kalkış modunda izin verilen maksimum motor çalışma süresi (5 dakika), bir kalkışın devam etmesi durumunda gerekli irtifayı kazanmak ve mekanizasyonu geri çekmek için hızlandırmak.
  4. Mevcut kalkış mesafesi.
  5. İzin verilen maksimum sertifikalı kalkış ağırlığı.
  6. Engeller üzerinde izin verilen minimum açıklık.
  7. Pistten ayrılmanın izin verilen maksimum yer hızı (lastiklerin gücüne göre). Tipik olarak 225 knot, ancak muhtemelen 195 knot. Bu hız direkt olarak pnömatik üzerine yazılır.
  8. Minimum evrimsel kalkış hızı; V MCG (yerdeki minimum kontrol hızı)

Minimum İzin Verilen Tırmanma Gradyanı

FAR 25 (Federal Havacılık Düzenlemeleri) uçuşa elverişlilik standartlarına göre, eğim üç segmentte normalleştirilmiştir:

  1. İniş takımı açıkken, kanatlar kalkış konumunda - eğim sıfırdan büyük olmalıdır.
  2. Vites geri çekildikten sonra, kanatlar kalkış konumunda - minimum eğim %2,4. Kalkış ağırlığı, kural olarak, bu şartın yerine getirilmesiyle sınırlıdır.
  3. Seyir konfigürasyonunda minimum eğim %1,2'dir.

kalkış mesafesi

Kalkış alanı uzunluğu, uç güvenlik şeridi (Stopway) ve aşma sahası dikkate alınarak, pistin operasyonel uzunluğudur.

Mevcut kalkış mesafesi, üç mesafeden herhangi birinden daha az olamaz:

  1. Hareketin başlangıcından 35 ft ekran yüksekliğine ve güvenli hıza kadar olan kalkış mesafeleri V 2 karar hızında motor arızasında V 1 .
  2. İptal edilen kalkış mesafeleri, motor arızası V EF. Neresi V EF(motor arızası) - motor arızası anındaki hız, pilotun arızayı tanıdığı ve kalkışı karar hızında iptal etmek için ilk eylemi gerçekleştirdiği varsayılır V 1 . Kuru bir pistte, motorun ters yönde çalışmasının etkisi dikkate alınmaz.
  3. Normal çalışan motorlarla hareketin başlangıcından 35 fitlik koşullu bir engelin tırmanmasına kadar olan kalkış mesafeleri, 1,15 faktörü ile çarpılır.

Mevcut kalkış mesafesi, pist çalışma uzunluğu ve durma sahası uzunluğunu içerir.

Aşma sahasının uzunluğu mevcut kalkış mesafesine eklenebilir, ancak kalkış noktasından 35 fitlik bir tırmanışa ve güvenli bir hıza kadar olan havadaki kalkış yolunun yarısından fazla olamaz.

Pist uzunluğunu pist uzunluğuna eklersek, o zaman kalkış ağırlığını artırabiliriz ve pistin sonunda 35 feet'lik bir tırmanış sağlamak için karar hızı artacaktır.

Bir aşma sahası kullanırsak, kalkış ağırlığını da artırabiliriz, ancak bu, karar hızını azaltacaktır, çünkü pistin çalışma uzunluğu içinde artan bir ağırlıkla reddedilen bir kalkış durumunda uçağın durmasını sağlamamız gerekir. Kalkışın devam etmesi durumunda, uçak pistten 35 fit uzağa ancak aşma sahasının üzerine tırmanacaktır.

Asgari İzin Verilen Engel Mesafesi

Ağ kalkış yolunda izin verilen minimum engel mesafesi 35 fittir.

"Temiz" bir kalkış yolu, belirli koşullar için gerçek tırmanış eğimine kıyasla tırmanma eğimi %0,8 azaltılmış olan bir yoldur.

Kalkıştan sonra (SID) havaalanı alanından standart bir çıkış için bir şema oluştururken, minimum %2,5'lik bir "temiz" yörünge eğimi belirlenir. Bu nedenle, çıkış şemasını yerine getirmek için, uçağın maksimum kalkış ağırlığı, 2,5 + 0,8 = %3,3'lük bir tırmanma eğimi sağlamalıdır. Bazı çıkış modelleri, kalkış ağırlığında bir azalma gerektiren daha yüksek bir eğim gerektirebilir.

Minimum evrimsel kalkış hızı

Bu, kritik bir motorun ani bir arızası durumunda, yalnızca dümeni kullanarak (burun dişli çark kontrolü kullanılmadan) uçağın kontrolünü sürdürmenin ve uçağın kontrolünü sürdürmenin mümkün olduğu kalkış çalışması sırasında yer referans hızıdır. Kalkışın güvenli bir şekilde devam etmesini sağlamak için kanadı yataya yakın tutacak şekilde yanal kontrol. V MCG belirlenmesi pistin uçağa tepkisini hesaba katmadığı için pistin durumuna bağlı değildir.

tablo gösterir V MCG 22K itişli motorlarla kalkış için düğümlerde. Gerçek OAT'nin dış hava sıcaklığı olduğu ve ALT'a basıldığında, fit cinsinden hava sahası yüksekliğidir. Alt simge, motor havası boşken kalkış anlamına gelir (motor havası alınmaz), motor itme gücü arttıkça artar. V MCG .

Gerçek OAT ALT'a basın
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

A/C KAPALI için V1(MCG)'yi 2 deniz mili artırın.

Arızalı bir motorla bir kalkış, ancak motor arızası en az bir hızda meydana gelirse devam edilebilir. V MCG .

Islak pist kalkışı

İzin verilen maksimum kalkış ağırlığı hesaplanırken, uzun bir kalkış durumunda, kuru bir pist için 35 fit yerine 15 fitlik azaltılmış perde yüksekliği kullanılır. Bu bağlamda, kalkış mesafesinin hesaplanmasına bir aşma sahası dahil etmek mümkün değildir.

İlk otopilotlarda, rota kanalı, mevcut rotanın verilen rotadan sapmasına orantılı olarak dümeni saptırarak uçağın rotasını otomatik olarak stabilize eder:

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

nerede δ n - dümenin sapma açısı;

ψ s, ψ - dersin verilen ve mevcut değeri;

dψ/dt = ω y - uçağın Y eksenine göre açısal hızı (CRS'nin dikey eksenine göre açısal hız sensöründen).

Daha sık olarak, uçak belirli bir rotada dönerken, kontrol yuvarlanma kanalı tarafından gerçekleştirilir, çünkü uçağın aerodinamiği, uçak yuvarlandığında rota boyunca dönecek şekildedir. Verilen yön, yön ayarlayıcıda ayarlanır (örneğin, cayro-yarı pusulanın bir parçası olan ZK-2, bkz. Şekil 6.4). Yön ayarlayıcıda, raf tarafından ayarlanan, gyro sensörü tarafından ölçülen mevcut ψ değerinden verilen rota ψ s sapmasının bir sinyali (ψ s - ψ) oluşturulur. Bu durumda, rota belirleyici sinyali kanatçık sapması için bir kontrol sinyali üretmenin temelidir.

Şekil 6.4 ZK-2 parkur ayarlayıcının ön kısmı

Seyrüsefer planlı bir PNP cihazı (bakınız Şekil 6.5) ve bir Doppler yer hızı ve drift açısı ölçer DISS ile donatılmış uçaklarda, pilot, drift açısını hesaba katarak sol raf ile belirli bir rota ayarlayabilir.

Pirinç. 6.5 Planlanan navigasyon cihazı

Elektronik göstergeli uçaklarda, ayarlanan istikamet ACS kontrol panelindeki HDG düğmesi ile ayarlanır ve navigasyon göstergesinde ve ACS kontrol panelinde görüntülenir.

Pirinç. 6.6 ACS B-737'nin kontrol panelindeki ayarlayıcı ve yön göstergesi (HDG)

Pirinç. 6.6 ACS A-320 kontrol panelindeki ayarlayıcı ve yön göstergesi (HDG)

yalpa damperi

Modern yolcu uçaklarının çoğunda, dümen kanalının uçağın rotasını kontrol etmediği, sadece uçağın yalpalama açısı boyunca dikey eksen etrafındaki salınımlarını sönümlediği, yani yön kanalının bir "saf damper" olduğu bir otomatik kontrol sistemi vardır. Dümen veya bunun ayrı bir parçası, açısal hız sensöründen gelen uçağın dikey eksenine göre açısal dönüş hızı ω y = dψ/dt sinyali ve aşırı yük sinyali n z kullanılarak direksiyon ünitesi tarafından reddedilir, doğrusal hızlanma sensöründen. Kontrol yasası şu şekildedir:

Yön kanalı, "AP" otopilot modunda ACS açılmadan önce bir titreşim sönümleyici olarak çalışmaya başlayabilir. Bu, dümen modunda gerçekleştirilen kalkıştan önce olabilir. Bu durumda, dümen, sapma açısı boyunca salınımların oluşumunu bastırarak pilotun uçağı kontrol etmesine yardımcı olan otonom bir sapma damperi (ADR, YD) tarafından kontrol edilir.

ders 7

7.1 Otomatik uçuş sırasında uçağın stabilitesinin ve kontrol edilebilirliğinin sağlanması

Otopilotlar, kural olarak, kalkıştan sonra yaklaşık 300 metre yükseklikte çalışmaya başlar ve inmeden önce kapanır. Motor arızası, sarsıntı ve diğer zor koşullarda otomatik pilotlar da devre dışı bırakılır. Bunun nedeni, otopilotun bu modlarda yeterli düzeyde stabilite, kontrol edilebilirlik ve güvenilirlik sağlamamasıdır.

Otopilotların geliştirilmesi ve otomatik kontrol sistemlerine dönüştürülmesi, yörünge kontrolü ve otomatik yaklaşma modlarının ortaya çıkması ile ilişkilidir. Bu modları sağlamak için, uçağın stabilitesini ve kontrol edilebilirliğini ve bunun sonucunda otomatik uçuşun tüm aşamalarında güvenliğini artırmak için ek önlemler alınmıştır. Bu önlemler, öncelikle kontrol için ek sinyaller getirerek "AP" modunda kontrol yasalarını iyileştirmeye indirgenir.