Yaw damperi. Oksford Aviatsiya Akademiyasining parvoz tamoyillari
Qanot supurish.
Rasmda ko'rsatilganidek, sirpanish supurilgan qanot yarim qanotlarining samarali supurishini o'zgartiradi. Agar qanot ko'tarishni hosil qilsa, u holda kamroq samarali supurish bilan yarim qanot qarama-qarshi yarim qanotga qaraganda ko'proq kuch hosil qiladi. Bu barqarorlashtiruvchi rulo momentini beradi. Shunday qilib, Supurilgan qanot samolyotning lateral barqarorligini oshiradi.(Supurilgan orqa qanot lateral barqarorlikni pasaytiradi).
Supurishning ta'siri C y va qanotning supurish burchagi ga proportsionaldir. Rasmdan ko'rinib turibdiki, bir xil siljish bilan yarim qanotlarning ko'tarish kuchlaridagi farq C y ortishi (tezlikni kamaytirish) bilan ortadi. Yuqori tezlikda uchadigan samolyotlar qanotlarini tozalashni talab qilganligi sababli, ular past tezlikda haddan tashqari lateral barqarorlikni namoyish etadilar.
Supurilgan qanotli samolyotlar tekis qanotli samolyotlarga qaraganda kichikroq ko'ndalang V qanotga muhtoj.
Keel sirg'anish paytida kichik stabillashtiruvchi rulon momentini hosil qiladi. Keel lateral kuchini qo'llash nuqtasi og'irlik markazidan yuqori bo'lganligi sababli, yo'nalish barqarorligini ta'minlovchi kiel lateral kuchi ham o'ynaydi. samolyotning lateral barqarorligida kichik rol.
ventral tizma og'irlik markazi ostida joylashgan va shuning uchun lateral barqarorlikka salbiy ta'sir ko'rsatadi.
Umuman olganda, lateral barqarorlik juda katta bo'lmasligi kerak. Samolyotning sirpanish uchun haddan tashqari burilish reaktsiyasi Gollandiya balandligi tebranishlariga olib kelishi mumkin yoki havo kemasining yonboshlash tizimidan ko'tarilish va qo'nish uchun juda samarali bo'lishini talab qilishi mumkin.
Agar samolyot kruiz parvozida qoniqarli lateral barqarorlikni namoyish qilsa, u holda uchish va qo'nish vaqtida normadan ozgina og'ishlar mavjud. Qopqoqlar va dvigatelning surish ta'siri beqaror bo'lganligi sababli, ularning ta'siri tufayli barqarorlikni kamaytirish mumkin.
Qopqoqlarning kengayishi qanotning ichki qismlarini yanada samaraliroq qiladi va ular og'irlik markaziga yaqinroq bo'lganligi sababli, yarim qanotlarning ko'tarish kuchlarining o'zgarishidan kelib chiqadigan moment kamayadi.
Reaktiv samolyotlarda dvigatel kuchining ta'siri unchalik katta emas, lekin parvona bilan boshqariladigan samolyotlarda sezilarli.
Kam parvoz tezligida qanotning ichki qismlarini kuchli zarba berish ularni tashqi qismlarga qaraganda ancha samarali qiladi, bu esa lateral barqarorlikni pasaytiradi.
Qopqoqlarning ta'siri va pervanelning quvvatli zarbasini birlashtirish pervanel bilan boshqariladigan samolyotlarning uchish va qo'nish rejimlarida lateral barqarorlikni sezilarli darajada pasayishiga olib kelishi mumkin.
Samolyot lateral barqaror bo'lishi kerak, ammo barqarorlik katta bo'lmasligi kerak. Bundan tashqari, uchish va qo'nish rejimlari uchun ba'zi istisnolarga ruxsat beriladi.
Haddan tashqari chidamlilikdan kelib chiqadigan muammolar muhim va ularni hal qilish qiyin.
Samolyot sirpanishida (yanal shamol, pedalning egilishi, dvigatelning assimetrik tortishishi va boshqalar) berilgan rulonni ushlab turish uchun uchuvchi rul g'ildiragining zarur burilishi (boshqaruv tayoqchasi) orqali lateral barqarorlikni his qiladi. Yanal barqarorlik mavjud bo'lganda, uchuvchi rulni hosil bo'lgan sirpanish yo'nalishi bo'yicha (burilish pedaliga qarama-qarshi tomon) burishga majbur bo'ladi.
Xulosa: Dizayner muammoga duch keldi. Parvoz tezligini oshirish uchun samolyotga supurilgan qanot o'rnatilgan, ammo bu uning lateral barqarorligini oshiradi. Uni kamaytirish uchun qanotning ko'ndalang V ni kamaytiring. Fyuzelajdagi yuqori qanot bilan lateral barqarorlikni oshiradigan qo'shimcha effekt mavjud. Bunga qarshi kurashish uchun salbiy V qanot ishlatiladi.
Trek va ko'ndalang harakatning dinamik o'zaro ta'siri.
Oldingi ko'rib chiqishda batafsil tahlil qilish uchun samolyotning aylanish va egilish reaktsiyasi alohida ko'rib chiqildi.
Haqiqatda, bu ikkala moment bir vaqtning o'zida sodir bo'ladi: lateral statik barqarorlikdan egilish momenti va yo'nalishli statik barqarorlikdan egilish momenti.
Spiralning beqarorligi.
Samolyot lateral barqarorlikka nisbatan yo'nalish barqarorligi juda yuqori bo'lsa, spiral beqarorlikni namoyon qiladi.
Spiral beqarorlik muammosiz o'zini namoyon qiladi. Samolyot buzilishdan ta'sirlangandan so'ng, rulonni asta-sekin oshira boshlaydi, bu asta-sekin tik pastga aylanadigan spiralga aylanishi mumkin.
Spiral beqarorlikning paydo bo'lishining sababi shundaki, samolyot tezda yuzaga keladigan slipni yo'q qiladi, zaif lateral barqarorlik esa rulonni olib tashlashga vaqt topolmaydi. Bunday holda, lateral barqarorlik momenti samolyot normal o'q atrofida aylanganda paydo bo'ladigan spiral aylanish momenti bilan to'xtatiladi. Faraz qilaylik, o'ng tomonda sirpanish bor. Yo'nalish barqarorligi samolyotning burnini o'ngga bura boshlaydi. Bunday holda, chap qanot kattaroq radius bo'ylab harakatlanadi, uning ko'tarish kuchi ortadi va samolyotni o'ngga aylantirishga intiladi - lateral barqarorlik momentidan farqli o'laroq.
Spiral beqarorlik paytida rulonning rivojlanish tezligi odatda zaifdir, bu uchuvchiga samolyotni boshqarishda qiyinchilik tug'dirmaydi.
"Gollandiya qadami".
Gollandiyalik balandlik tebranishlari samolyotning lateral barqarorligi uning yo'nalishi barqarorligidan kattaroq bo'lganda paydo bo'ladi.
Bu yo'l va ko'ndalang kanalning o'zaro ta'siridan kelib chiqadigan o'z-o'zidan paydo bo'ladigan kiruvchi tebranishlardir.
Samolyotda sirpanish bo'lsa, aylanish momenti sirpanishga qarshi shiddat bilan rulo hosil qiladi. Ko'tarilgan yarim qanotda ko'tarilish va induktiv tortishish tushayotgan yarim qanotga qaraganda kattaroqdir. Bu sirpanish burchagini kamaytirish uchun egilish momentini yaratadi, ammo inertsiya tufayli samolyot nol qiymatidan oshib ketadi va boshqa tomondan sirpanish sodir bo'ladi. Keyin jarayon boshqa tomondan takrorlanadi.
Gollandiyalik balandlikni yo'qotish uchun samolyot rulni burish orqali yo'nalish barqarorligini sun'iy ravishda oshirib, natijada paydo bo'ladigan burilish tezligiga qarshi turish uchun egilish amortizatorlari bilan jihozlangan.
Agar yaw amortizatori parvozda ishlamay qolsa, u holda samolyotning lateral boshqaruvi yordamida paydo bo'lgan tebranishlarni bartaraf etish tavsiya etiladi. Chunki ruldan foydalanganda samolyot reaksiyasining kechikishi shunday bo'ladiki, uchuvchining samolyotni silkitishi mumkin (PIO). Bunday holda, "Gollandiya qadami" tezda ajralib chiqadigan tebranishlarga va samolyot boshqaruvini yo'qotishiga olib kelishi mumkin.
"Gollandiyalik pitch" istalmagan va rulonning ko'tarilish tezligi past bo'lsa, spiral beqarorlik qabul qilinadi. Shuning uchun lateral barqarorlik darajasi katta bo'lmasligi kerak.
Agar samolyotning yo'nalish barqarorligi darajasi "Gollandiyalik qadam" ni oldini olish uchun etarli bo'lsa, u holda yo'nalishdagi aperiodik beqarorlikni (slip burchagining doimiy o'sishi) oldini olish uchun avtomatik ravishda etarli bo'ladi. Eng yaxshi parvoz xususiyatlari yuqori darajadagi yo'nalish barqarorligi va minimal talab qilinadigan lateral barqarorlik darajasiga ega bo'lgan samolyotlar tomonidan namoyish etilganligi sababli, ko'pchilik samolyotlarda kichik spiral beqarorlik mavjud. Yuqorida aytib o'tilganidek, zaif spiral beqarorlik uchuvchilarni tashvishga solmaydi va "Gollandiyalik qadam" dan ko'ra ko'proq afzalroqdir.
Supurilgan qanot lateral barqarorlikka sezilarli ta'sir qiladi. Ushbu ta'sir darajasi C y ga bog'liq bo'lganligi sababli, samolyotning dinamik xususiyatlari parvoz tezligiga qarab o'zgarishi mumkin. Yuqori tezlikda (kichik C y) lateral barqarorlik past bo'ladi va samolyotda spiral beqarorlik mavjud. Past tezlikda lateral barqarorlik oshadi va "Gollandiyalik qadam" tebranishlariga moyillik kuchayadi.
Uchuvchi tebranish (PIO).
Samolyotning ba'zi istalmagan tebranishlari samolyot boshqaruvining beixtiyor harakatlariga bog'liq bo'lishi mumkin. Har qanday o'q atrofida tebranishlar sodir bo'lishi mumkin, ammo qisqa muddatli bo'ylama tebranishlar eng xavfli hisoblanadi. Teskari aloqaning kechikishi tufayli uchuvchi/boshqaruv tizimi/samolyot tizimi tebranishlarni qo'zg'atishi mumkin, bu esa strukturaning buzilishiga va boshqaruvni yo'qotishiga olib keladi.
Uchuvchining reaksiya vaqti va boshqaruv tizimining kechikishi samolyotning tabiiy tebranish davriga to‘g‘ri kelganda, uchuvchi boshqaruvining ko‘zda tutilmagan javoblari tebranish amplitudasining keskin oshishiga olib kelishi mumkin. Ushbu tebranishlar nisbatan yuqori chastotali bo'lganligi sababli, amplituda juda qisqa vaqt ichida xavfli qiymatlarga yetishi mumkin.
Ushbu parvoz rejimiga kirishda eng samarali harakat boshqaruvni bo'shatishdir. Tebranishlarni majburan to'xtatishga qaratilgan har qanday urinish faqat qo'zg'alishni davom ettiradi va uning kattaligini oshiradi. Boshqaruvni bo'shatish qo'zg'atuvchi tebranishlarning sababini yo'q qiladi va o'zining dinamik barqarorligi tufayli samolyotga rejimdan chiqish imkonini beradi.
Yuqori M raqamlarida uchish.
Odatda, yuqori M raqamlarida parvoz baland balandlikda sodir bo'ladi. Yuqori balandlikning samolyotning harakatiga ta'sirini ko'rib chiqing. Aerodinamik damping samolyotning uchta o'qi atrofida aylanishiga to'sqinlik qiladigan kuchlar momentlarining paydo bo'lishida namoyon bo'ladi. Ushbu momentlarning paydo bo'lishining sababi samolyotning aylanish jarayonida qanot, stabilizator va kiel atrofidagi oqim burchaklarining o'zgarishidir.
Samolyotning haqiqiy tezligi qanchalik katta bo'lsa, aylanishning ma'lum burchak tezligida oqim burchaklarining o'zgarishi shunchalik kichik bo'ladi va shunga mos ravishda kamroq damping. Dampingni kamaytirish miqdori nisbiy havo zichligining kvadrat ildiziga proportsionaldir. Belgilangan tuproq (EAS) va haqiqiy (TAS) tezligi bir xil nisbatda. Masalan, 40 000 fut balandlikdagi standart atmosferada damping dengiz sathining yarmiga teng bo'ladi.
Transonik M raqamlarida tezlik barqarorligini ta'minlash.
Parvozning M soni M kritdan oshib ketganda, qanotning yuqori yuzasida zarba to'lqini bo'lgan tovushdan yuqori zona hosil bo'ladi. Bu quyidagilarga olib keladi:
qanot orqasidagi bosim markazining siljishi va
qanot orqasidagi oqim burchagini kamaytirish.
Rulda kerakli tezlik gradientini ushlab turish uchun zamonaviy samolyotlarning boshqaruv tizimiga ushbu momentni kompensatsiya qiluvchi qurilma (Mach trim) o'rnatilgan.
M raqamini oshirish orqali ushbu qurilma:
liftni yuqoriga burish;
buriluvchi stabilizatorning barmog'ini pastga siljiting yoki
orqa tankga yoqilg'ini quyish orqali samolyotning og'irlik markazini siljiting.
Qaysi usuldan foydalanish samolyot ishlab chiqaruvchisiga bog'liq. Ushbu tizim bo'ylama nazorat kanalidagi kuchlarni tartibga soladi va faqat katta M raqamlarda ishlaydi.
Xulosa
Barqarorlik - bu samolyotga xos bo'lgan va buzilishlar ta'sirida uning dastlabki parvoz rejimiga qaytishiga imkon beruvchi sifat. Barqarorlikning ikki turi mavjud - statik va dinamik. Ushbu rejimlarning har birida samolyot barqaror, neytral yoki beqaror bo'lishi mumkin.
Statik barqarorlik samolyotning bir yoki bir nechta o'q atrofidagi muvozanatdan chetga chiqishga dastlabki reaktsiyasini tavsiflaydi (samolyotda uchta aylanish o'qi mavjud).
Samolyot statik barqaror hisoblanadi, agar muvozanat holatidan chetga chiqqanda, u asl holatiga qaytishga moyil bo'lsa.
Samolyot statik neytral hisoblanadi, agar muvozanat holatidan chetga chiqqanda u hech qanday tendentsiyani rivojlantirmasa va u yangi holatda qolsa.
Samolyot statik jihatdan beqaror hisoblanadi, agar muvozanat holatidan chetga chiqqanda u og'ishning yanada oshishiga moyil bo'lsa. Bu samolyotni boshqarishni yo'qotishga olib kelishi mumkin bo'lgan juda istalmagan xususiyatdir.
Aksariyat samolyotlar qadam va egilishda statik jihatdan barqaror va rulonda statik neytralga yaqin.
Agar samolyot statik barqarorlikka ega bo'lsa, u holda dinamik barqarorlik buzilish to'xtatilgandan keyin samolyot harakatining vaqt jarayonini hisobga oladi. Muvozanat holatiga qaytish jarayonida samolyot inertsiya bilan boshlang'ich pozitsiyasidan oshib ketadi, bu esa boshqa yo'nalishda og'ish hosil qiladi va jarayon takrorlanadi.
Agar samolyot dinamik barqaror bo'lsa, unda bu tebranishlar susayadi. Samolyot dinamik barqaror bo'lishi kerak.
Agar samolyot dinamik neytral bo'lsa, u holda tebranishlar buzilmaydi. Dinamik neytrallik - bu istalmagan hodisa.
Agar samolyot tebranishlarining amplitudasi vaqt o'tishi bilan ortib borsa, bu samolyot dinamik jihatdan beqaror, bu juda istalmagan.
Samolyotning barqarorligi (yoki beqarorligi) uning sirtlarining shakli va o'lchamlari bilan belgilanadi.
Keel yo'nalish barqarorligini ta'minlovchi asosiy sirtdir. Stabilizator uzunlamasına barqarorlikni ta'minlaydi, qanot esa ko'ndalang barqarorlikni ta'minlaydi.
Og'irlik markazining joylashuvi ham barqarorlikka ta'sir qiladi. Agar tortishish markazi o'ta orqa chegaraga yaqin bo'lsa, u holda samolyot balandligi va egilishida kamroq barqaror bo'ladi. Og'irlik markazi oldinga siljiganida, barqarorlik kuchayadi.
Samolyot sharqqa o'rnatilganda unchalik barqaror bo'lmasa-da, stabilizatorga tushadigan kuchning kamayishi (muvozanatni yo'qotish) tufayli uning parvoz ko'rsatkichlari yaxshilanadi. Bunday samolyot bir xil dvigatel rejimida biroz pastroq to'xtash tezligiga, kamroq tortishish va yuqori kruiz tezligiga ega.
Manevrlik - bu samolyotning sifati bo'lib, u oson manevr qilish va ushbu manevr bilan bog'liq stresslarga dosh berish imkonini beradi.
Boshqarish qobiliyati - bu samolyotning uchuvchining boshqaruv harakatlariga javob berish qobiliyati, xususan, munosabat va parvoz yo'lini boshqarish.
Vertikal shamol yoki liftning burilishi natijasida yuzaga kelgan buzilishlar to'xtagandan so'ng u tekis parvozga qaytsa, samolyot balandligi barqaror hisoblanadi. Og'irlik markazining pozitsiyasi va stabilizatorning samaradorligi barqarorlik va pitch nazoratiga katta ta'sir ko'rsatadi.
Har qanday o'q bo'ylab barqarorlikni oshirish:
manevr va nazoratni pasaytiradi va
rulda harakatni oshiradi (boshqaruv tutqichi, pedallar).
Samolyot statik siljish barqarorligiga ega bo'lsa, tasodifiy ag'darilgandan keyin qirg'oqni pasaytiradi. Ingliz matnlarida lateral barqarorlik ko'pincha "dihedral effekt" (ko'ndalang V qanotning ta'siri) deb ataladi.
Aksariyat samolyotlarda ijobiy V qanot mavjud. Bu qanot uchlari qanot dumbasidan balandroq ekanligini bildiradi. Agar parvozda chap burilish sodir bo'lsa, u holda tortishishning lateral komponenti ta'sirida samolyot chapga siljiy boshlaydi. Chap qanotning mahalliy hujum burchagi oshadi, o'ng qanotniki esa pasayadi. Bu samolyotni rulondan chiqaradigan lahzani yaratadi.
Supurilgan qanot ko'proq M kritini ta'minlaydi, bundan tashqari, u samolyotga lateral barqarorlikni ham beradi. Bunday holda, bu qo'shimcha mahsulotdir. Supurilgan qanotli samolyotlar tekis qanotli samolyotlarga qaraganda kichikroq ijobiy V qanotga ega.
Yuqori qanot lateral barqarorlikni ham oshiradi, shuning uchun baland qanotlar ijobiy V qanotni talab qilmaydi, lekin ko'pincha aksincha, salbiy V qanotni bajaradi.
Haddan tashqari ko'ndalang statik barqarorlik dinamik beqarorlikka olib keladi - "Golland qadam" tipidagi tebranishlar.
Statik yo'nalish barqarorligi (panel) - samolyotning burnini kelayotgan oqim yo'nalishi bo'yicha (qanotlar tekisligida) burish tendentsiyasi. Samolyotning og'irlik markazi orqasidagi lateral maydoni (shu jumladan kilich) og'irlik markazi oldidagi maydondan kattaroq ekanligi bilan ta'minlanadi.
Supurilgan qanot ham yo'nalish barqarorligini oshiradi.
Haddan tashqari statik yo'nalish barqarorligi dinamik beqarorlikka olib keladi - samolyotning spiral beqarorlikka moyilligi.
Yanal va yo'nalishli barqarorlikning o'zaro ta'siri. Samolyot aylanganda, u tushirilgan yarim qanotga sirpanishni boshlaydi. Yo'nalish barqarorligi slipni orqaga tortish uchun moment hosil qiladi (burunni tushirilgan yarim qanot tomon burish), ko'ndalang barqarorlik esa rulonni tortib olish uchun moment hosil qiladi.
Agar yo'nalish barqarorligi kuchli bo'lsa va lateral barqarorlik zaif bo'lsa, u holda samolyot oddiy o'q atrofida aylana boshlaydi va rulonni pasaytirishga moyil bo'ladi. Kattaroq radiusli yarim qanot yuqori tezlikda aylanadi, bu esa rulonni oshirish uchun bir lahzani yaratadi. Bu moment spiral aylanish momenti deb ataladi. Agar u lateral barqarorlik momentidan oshsa, rulon doimiy ravishda oshib boradi va ko'tarish kuchining vertikal komponenti og'irlikdan kamroq bo'lganligi sababli, samolyot pastga qarab spiralga kiradi.
Agar lateral barqarorlik kuchli va yo'nalish barqarorligi zaif bo'lsa, u holda samolyot "Golland qadami" kabi tebranishga moyil bo'ladi.
Ko'p sonli M (Mach trim) da tezlikda barqarorlikni ta'minlash tizimi tezlikda berilgan harakatlar gradientini saqlab turadi. Tizim rulning yuklanishini (boshqaruv tayoqchasi) tartibga soladi va faqat katta M raqamlarida ishlaydi.
Samolyotning lateral harakatining xususiyatlarini yaxshilash va "Golland pitch" tipidagi o'chirilgan tebranishlarning oldini olish uchun rulni boshqarish tizimiga egilish amortizatori o'rnatilgan.
"Gollandiya rulosi" (Gollandiya rulosi) samolyotning nisbatan yomon yo'nalish barqarorligi va haddan tashqari lateral barqarorligi natijasida paydo bo'ladi. Samolyot uzunlamasına o'q atrofida aylanganda, tortishishning paydo bo'ladigan lateral komponenti tufayli o'z-o'zidan tushayotgan qanot tomon siljish sodir bo'ladi. Bu darhol ko'ndalang barqarorlik momentining paydo bo'lishiga olib keladi M x b , natijada olingan rulonni kamaytirishga intiladi. Yuqori lateral barqarorlikka ega samolyotlarda bu muhim bo'lishi mumkin.
Shu bilan birga, M y b yo'nalishli barqarorlik momenti ham paydo bo'ladi, bu esa samolyotning burnini hosil bo'lgan sirpanish yo'nalishi bo'yicha aylantirishga intiladi. Ko'pgina samolyotlarda yo'nalish barqarorligi lateral barqarorlikka qaraganda ancha zaif bo'lgani uchun, sirpanishning tiklanishi rulonni tiklashdan orqada qoladi. Samolyot inertsiyaga ko'ra, o'rnini rulonsiz o'tkazib yuboradi va teskari yo'nalishda aylana boshlaydi. Shunday qilib, samolyot boshqaruvga aralashmasdan, rulon va sirpanishda o'chirilgan tebranishlarni amalga oshiradi.
Yaw damperi sun'iy ravishda yo'nalish barqarorligini oshiradi va shu bilan tebranishlarning oldini oladi.
Yaw amortizatorining sezgir elementi ikki bosqichli giroskop bo'lib, u normal Y o'qiga nisbatan burchak tezligi ō y ga javob beradi.Bu signal balandlikni hisoblaydigan kompyuter signali orqali parvoz tezligiga qarab filtrlanadi va kuchaytiriladi. tezlik parametrlari (Air Data Computer). Bundan tashqari, signal amortizatorni boshqarish g'altakiga yuboriladi ("Sayohatni boshqarish" bo'limidagi raketaning asosiy rulining diagrammasiga qarang). G'altak birlamchi va ikkilamchi yig'ish qo'llarining aylanish markazini siljituvchi amortizatorning harakatini boshqaradi va shu bilan uchuvchilardan pedallarning harakatiga qo'shiladi va asosiy rul tayog'ining harakatiga olib keladi. haydash.
Bunday holda, damper aktuatorining harakatlari pedallarga o'tkazilmaydi va uchuvchi amortizatorning ishini his qila olmaydi. Uning ishlashini nazorat qilish uchun damper aktuatorining og'ishlarini ko'rsatadigan indikator ko'rsatiladi.
Taksida qulay boshqaruv: bar dastlab burilishga qarama-qarshi tomonga og'ishi kerak. Keyin bar neytral holatga qaytishi yoki hatto teskari yo'nalishda og'ishi mumkin. Bu rul burilish tezligining tez o'zgaruvchan komponentiga javob bersa va uning doimiy komponentiga javob bermasa, rulning og'ishining murakkab qonuni bilan bog'liq.
Parvozdagi amortizatorning normal ishlashi paytida indikator panelining egilishi deyarli sezilmaydi.
ACS va samolyot o'rtasida o'rnatilgan integratsiyalashgan aloqa bloki (IFSAU) bo'lgan yangi samolyotlarda (Qarang: Avtomatik boshqaruv tizimi), qopqoqlar kengaytirilgan holda, ortib borayotgan lateral barqarorlikka qarshi turish uchun damper signali 29% ga oshiriladi. Bundan tashqari, tebranishlarni kamaytirish va yo'lovchilarning qulayligini yaxshilash uchun 8 gerts signallari 50% ga zaiflashadi.
Muvofiqlashtirilgan siljish
Muvofiqlashtirilgan slip - bu samolyotning parvoz sinovlari paytida amalga oshiriladigan nazorat manevri. Bu samolyotning lateral barqarorligi va boshqarilishi xususiyatlarini, xususan, lateral va yo'nalishli boshqaruvning o'zaro samaradorligini aniqlash imkonini beradi. U amalga oshirilganda, rulning bosqichma-bosqich egilishi bilan tekis parvoz doimiy balandlikda va tezlikda saqlanadi. Olingan sirpanishning samolyotni to'g'ri yo'ldan olib tashlashiga yo'l qo'ymaslik uchun teskari yo'nalishda rulon hosil bo'ladi. Shunday qilib, tortishishning lateral komponenti siljishdan kelib chiqadigan lateral kuchni qoplaydi. Ushbu manevrda sayohat kanali, go'yo transvers bilan kurashmoqda. Agar kuch cheklovlari bo'lmasa, rulning egilishlari to'liq oqimgacha amalga oshiriladi. Qoidaga ko'ra, pedallar birinchi bo'lib to'xtaydi va lateral boshqaruv hali ham chegaraga ega. Ammo buning aksi ham sodir bo'ladi.
1991 yil 3 martda Kolorado Springs hududida Boeing 737-200 halokati bo'yicha tergov hisobotida NTSB 40 dan 10 gradusgacha turli xil konfiguratsiyalarda 150-160 tugunlarda bajarilgan muvofiqlashtirilgan slaydlar natijalarini e'lon qildi.
Rulda 25 daraja o'ngga to'liq burilish (ixtiyorsiz chekinish) holati ko'rib chiqildi.
Shunday qilib, jadvaldan ko'rinib turibdiki, rulni ekstremal holatga tortib olish, flaplar 40 dan 25 darajagacha bo'lgan holatga chiqarilganda xavfli emas. Olingan toymasin egilish momentini rulni mos ravishda 35 dan 68 darajagacha burchak ostida burish orqali bartaraf etish mumkin. Bu pastga tushishi kerak bo'lgan qanotning yarmidagi qanotdan oqimni buzadigan parvoz paytida egilgan spoylerlarning (parvoz spoylerlari) keskin oshishi bilan izohlanadi.
Qopqoqni kengaytirish burchagi 25 darajadan past bo'lsa, bo'yinturuqning to'liq egilishi rulning tortishishini qaytarish uchun etarli emas (tajriba tezligida - 150-160 tugun). Shunday qilib, 15 qopqoq bilan muvozanatlash faqat d RN =23 daraja, 10 qopqoq bilan - d RN =21 darajaga erishildi.
Jadvalning pastki chizig'i muvofiqlashtirilgan siljish uchun qo'llanilmaydi. Bunday holda, 40 graduslik rulon bilan o'ngga burilish amalga oshirilganda muvozanatga erishildi. Bunday holda, rul g'ildiragi to'liq burchak bilan chapga burildi va burilishning burchak tezligidan M Y w y damping zamin momentining paydo bo'lishi tufayli sirpanish burchagining 16 dan 13 gradusgacha pasayishiga erishiladi.
Shuningdek, ushbu hisobotda xulq-atvor tadqiqotlari shuni ko'rsatdiki, tezlik ma'lum bir qiymatga tushganda, 1 darajaga cho'zilgan qopqoqlar bilan lateral nazoratning samaradorligi rulni ekstremal holatga qaytarish uchun etarli bo'lmaydi. Bu tezlik "kritik nuqta tezligi" (krossover havo tezligi) deb ataladi.
Avtomatik boshqaruv tizimi
Samolyotni avtomatik boshqarish tizimi (AFCS) uchta mustaqil tizimdan iborat: raqamli parvozlarni boshqarish tizimi (DFCS), egilish amortizatori (qarang. Yanal barqarorlik va boshqaruv) va avtomatik gaz. Bu tizimlar havo kemasini qadam, burilish va sirpanishda avtomatik barqarorlashtirishni hamda radionavigatsiya asboblari, bort navigatsiya kompyuteri (FMC), balandlik va tezlik parametrlari kompyuteri (ADC) va kursni barqarorlashtirish signallari orqali samolyotni boshqarishni ta'minlaydi.
Raqamli boshqaruv tizimi va samolyot o'rtasidagi aloqa samolyot konfiguratsiyasiga qarab aloqa markazi (AFC) yoki integratsiyalashgan aloqa markazi (IFSAU) tomonidan amalga oshiriladi. Bunga qarab, yaw damperining ishlashi biroz o'zgaradi.
Samolyotni avtomatik boshqarish lift va aileronlar yordamida amalga oshiriladi. NG modifikatsiyasidagi samolyotlar rulni avtomatik boshqarish bilan jihozlanishi mumkin.
Stabilizatorni qayta o'rnatish orqali bo'ylama kanalda (rul ustunining neytral holatiga qaytishi bilan) rul g'ildiragidan kuchlarni avtomatik ravishda olib tashlash ham mavjud. Transvers kanalda avtomatik kuch relefi mavjud emas, shuning uchun avtopilot yoqilganda aileron trim mexanizmidan foydalanish taqiqlanadi. Bunday holda, avtopilotning rul mashinasi yuklash mexanizmining prujinasini (aileron hissi va markazlashtiruvchi blok) bosib ketadi va avtopilot o'chirilganda, samolyot uchuvchi uchun kutilmaganda aylana boshlaydi.
Shunga o'xshash hodisa 2011 yil 6 sentyabrda ANA aviakompaniyasida sodir bo'ldi, garchi u erda uchuvchi beixtiyor rulning trim mexanizmini burib, trek kanalini muvozanatdan chiqardi, bu esa avtopilotning o'chirilishiga va samolyotning keskin aylanib ketishiga olib keldi.
Parvoz paytida, avtopilot yoqilgan holda, boshqaruv ustuni va rul neytral holatda bo'lishi kerak. Bu lift va aileronlarni ulashda kuch yo'qligini ko'rsatadi. Rulda ustunining neytraldan og'ishi stabilizatorni boshqarishning muvaffaqiyatsizligi yoki uning ketishi (qochib ketishi) belgisidir.
Rul g'ildiragining og'ishi samolyotning ko'ndalang (iz) assimetriyasini, notekis yonilg'i sarfini yoki dvigatelning assimetrik kuchlanishini ko'rsatadi. Yanal kanalni kesish texnikasi lateral barqarorlik va nazorat bo'limida tasvirlangan.
Dvigatelning assimetrik kuchiga ega parvozda uchuvchi pedallarni burish orqali trek kanalini mustaqil ravishda boshqarishi kerak. Aks holda, belgilangan parvoz parametrlarini saqlashning aniqligi kafolatlanmaydi.
Avtopilotni o'chirish (DFCS) miltillovchi qizil A/P P/RST tugma lampalari va sirena ovozi bilan, avtomatik gazni o'chirish esa faqat qizil A/T P/RST tugma lampalari bilan ko'rsatiladi. 2007-yil 23-sentyabrda Bornmutda (Buyuk Britaniya) Thomsonfly Boeing 737-300 hodisasini tergov qilish bo‘yicha AAIB (Havo hodisalarini tekshirish bo‘limi) hisobotiga ko‘ra, ovozli avtomatik gaz kelgichni o‘chirish signalining yo‘qligi hodisaga yordam bergan omil bo‘lgan. Qo'nishga yaqinlashayotganda, dvigatellar "Kichik gaz kelebeği" rejimida ishlayotganida, avtogaz o'chirildi, bu esa ekipajning e'tiboridan chetda qoldi. Parvozda samolyot tezligini 82 tugungacha yo'qotdi (V REF dan 20 km/soat past) va to'xtash rejimiga o'tdi.
Samolyotni boshqarishga qo'shimcha ravishda, parvozlarni boshqarishning raqamli tizimi (DFCS) uchuvchilarga rejissyor novdalarining rulon va pitchdagi og'ishlarini ko'rsatadi. Ushbu og'ishlar avtopilotning boshqaruvchi mashinalariga berilgan buyruqlarga teng. Shuning uchun, avtopilot o'chirilganda va uchuvchi samolyotni boshqaruvchi panjaralar bo'ylab boshqarayotganda, u avtopilot rul mashinasining ishini bajaradi. Direktorlar tomonidan uchuvchilik ko'rsatilgan rejimlarni saqlashning aniqligini sezilarli darajada oshiradi, lekin uchuvchini asboblar o'qishlarini skanerlash va tahlil qilishdan mahrum qiladi, ya'ni parvoz mahoratining pasayishiga yordam beradi. Bunga aviakompaniyalarning siyosati yordam beradi, ular yo'lovchilarning qulayligi uchun uchuvchilarga hatto oddiy ob-havo sharoitida ham direktorlar o'chirilgan holda parvoz qilishni taqiqlaydi. Avtomatlashtirish o'chirilgan bo'lsa, parvoz ekipajining samolyotlarni boshqarish bo'yicha ko'nikmalarini yo'qotish muammosi parvozlar xavfsizligi bo'yicha xalqaro konferentsiyalarda bir necha bor ko'tarilgan, ammo narsalar hali ham mavjud.
Samolyotning assimetrik bosim ostida parvozi
Dvigatellardan biri ishdan chiqqandan so'ng darhol samolyotning harakatini va bitta dvigatel to'xtatilgan holda to'g'ridan-to'g'ri parvozni ta'minlash uchun zarur boshqaruvni (muvozanatni) ko'rib chiqing.
Chap dvigatel ishlamay qolsin. Yaw lahzasi M U DV samolyotni chapga burab harakat qila boshlaydi. O'ng qanotda sirpanish bo'ladi va natijada dvigatel to'xtatilgan holda qanot tomon Mx b burilish momenti bo'ladi. Rasmda chap dvigatel to'xtatilganda sirpanish va aylanish burchaklarining taxminiy o'zgarishi ko'rsatilgan.
Ko'p lateral barqarorlik mavjud bo'lganligi sababli (ayniqsa, flaplar kengaytirilgan holda), bank zo'ravon bo'lib, zudlik bilan uchuvchi aralashuvni talab qiladi. Dvigatel uchish rejimida ishlayotganida, egilish momentini bartaraf etish uchun rulning to'liq burilishi etarli emas. Rulda sirpanishini olib tashlash kerak.
Keling, bitta bo'sh dvigatel bilan uzoq parvozda qanday muvozanat shartlari borligini ko'rib chiqaylik. Dvigatel to'xtatilgan holda to'g'ridan-to'g'ri parvozda muvozanatlashning ikkita aniq holatini tahlil qilaylik: 1) rulonsiz, 2) sirpanishsiz, shuningdek Boeing tavsiyasi.
1. Rulosiz uchish.
Rulosiz muvozanatni saqlash uchun chap qanotda slip hosil qilish kerak. Keyin assimetrik surish Mu dvig momentiga Mu b sirpanish momenti qo'shiladi. Ularning muvozanatlashuvi rulning katta burilishini talab qiladi. Rulda Z ph va sirpanish Z b dan keladigan lateral kuchlar qarama-qarshi yo'nalishda harakat qiladi va sirpanishning ma'lum burchagida muvozanatlashadi. Mx b ko'ndalang momenti rul Mx rn va aileron Mx eler momentlari bilan qoplanadi.
Ko'rinib turibdiki, uchuvchi uchun rulonsiz tekis parvoz eng maqbuldir, ammo rulning katta talab qilinadigan burilish burchagi tufayli samolyotning qarshiligi ortadi. Bu samolyotning ish faoliyatini yomonlashtiradi, ayniqsa katta massa va yuqori haroratda uchish paytida dvigatel ishdan chiqqan taqdirda.
E'tibor bering, parvoz bu erda sirpanish bilan amalga oshirilsa ham, sirpanish ko'rsatkichi to'pi qat'iy markazda joylashgan bo'ladi. Gap shundaki, bu holda aerodinamik kuchlar samolyotning simmetriya tekisligida joylashgan. Umuman olganda, bu qurilma sirpanish ko'rsatkichi emas, balki lateral ortiqcha yuk ko'rsatkichi. Yanal g-yuk kompensatsiyalanmagan aerodinamik Z kuchidan kelib chiqadi, bu esa samolyotni aylantirganda dumaloq yoki markazdan qochma kuch bilan uchish paytida tortishishning lateral komponenti G * bilan muvozanatlanadi.
2. Sirpanmasdan uchish.
Dvigateldan burilish momenti Mu dvig rul M rn momenti bilan muvozanatlanadi. O'ng qanotda rulonni yaratishda lateral kuch Z pH tortishishning lateral komponenti G * sing bilan muvozanatlanadi. Rulda Mx rn ko'ndalang momenti aileronlardan Mx eler momenti bilan muvozanatlanadi. Rulosiz muvozanatlash bilan solishtirganda, aileronning teskari yo'nalishda burilishiga e'tibor bering. Bu holda to'p pastga tushirilgan qanot tomon buriladi, ammo sirpanish bo'lmaydi.
Ushbu muvozanatlash rejimi samolyot energiyasi uchun eng foydali hisoblanadi, chunki u minimal qarshilikni ta'minlaydi. Ammo rejimning aniq saqlanishi muammoli. Birinchidan, uchuvchilar sirpanish burchagi ko'rsatkichiga ega emaslar, ikkinchidan, ishlayotgan dvigatelning surish kuchi o'zgarganda, burilish momenti o'zgaradi, ya'ni rulning kerakli egilishi o'zgaradi va rulning lateral kuchi shunga mos ravishda o'zgaradi va shuning uchun uning o'rnini qoplash uchun kerakli rulon burchagi. Sovet samolyotlari uchun parvozlar bo'yicha qo'llanmalar uchuvchilarga har bir dvigatelda 3 dan 5 darajagacha aylanish tezligini berdi.
Boeing boshqaruv uchun boshqa mezon beradi. Chap dvigatel ishdan chiqqan taqdirda balanslash sxemasini ko'rib chiqing.
Unda 1 va 2 raqamlari rulonsiz va sirpanishsiz muvozanatlashning ko'rib chiqilgan holatlarini ko'rsatadi. Biroq, cheksiz ko'p boshqa muvozanat pozitsiyalari mavjud. Boeing uchuvchilarga nol aileron burilishi bilan samolyotni muvozanatlashni tavsiya qiladi (boshqaruv g'ildiragini tekislang). Bu holatda ishlaydigan dvigatelda engil rulon borligi va to'pning bir xil yo'nalishda bir oz egilganligi yozilgan. Balanslash diagrammasidan ko'rinib turibdiki, bu pozitsiya muvozanatlashning ikki ko'rib chiqilayotgan holatlari o'rtasidagi narsadir. Uni ushlab turish qulay, chunki rulning "gorizontalligi" ni boshqarish uchun kokpitga qarash ham shart emas va siz qo'lning teginish hissi bilan rulning to'g'ri holatini boshqarishingiz mumkin. Rul g'ildiragining qaysi yarmi tushirilganligi, muvozanat uchun pedallarni bir xil yo'nalishda burish kerakligini anglatadi. Avtopilot yoqilgan holda xuddi shunday uchish texnikasi, chunki avtopilotdan pedallar boshqarilmaydi.
Xavfsiz
Failsafe - bu nosozliklarning samolyot harakati va parvozni xavfsiz bajarish qobiliyatiga ta'sirini tahlil qilish.
1991 yil 3 martdagi halokatni tekshirganda, NTSB boshqaruv tizimining quyidagi nosozliklarini bartaraf etish uchun zarur bo'lgan rulonning burilishini baholadi:
1. Qaytib olinadigan lamel bo'limi yoki Krueger slat kengaytirilmagan. Turbulent sharoitda bu muvaffaqiyatsizlik e'tibordan chetda qolishi mumkin.
2. Rulda 2 gradusga tortilgan holda yaw damperining ishdan chiqishi. (Rulning ketma-ket (300-500) yaw damperidan og'ishning maksimal burchagi 3 daraja). Parrying bo'yinturuqning 20 graduslik burilishini talab qiladi.
3. "Suzuvchi" spoyler-aileron.
(Payga tushirilgan spoyler gidravlik tizim yordamida parvozda ushlab turiladi. Agar spoylerni ushlab turish tizimi ishlamay qolsa, u qanot ustidagi kamdan-kam uchraydiganligi sababli, qanot yuzasidan yuqoriga ko'tarilishi mumkin. Bu "suzuvchi" deb ataladi.)
Bunday nosozlikni bartaraf etish uchun rulni 25 darajaga burish kerak.
4. Rulda rulining 10,5 daraja burilishiga olib keladigan rul g'altagi. Rul g'ildiragining 40 daraja burilishini talab qiladi.
5. Dvigatelning assimetrik kuchini 8 graduslik rulni tortib olish rulning 30 daraja burilishini talab qiladi.
Ushbu nosozliklar samolyotni boshqarish qobiliyatini yo'qotishiga sabab bo'lishi mumkin emas degan umumiy xulosaga keldi.
Samolyotning kamchiliklari
Aerodinamika bilan bog'liq muammolar nuqtai nazaridan, samolyot quyidagi kamchiliklarga ega:
1. Samolyot shamol qanotlari bilan jihozlangan bo'lishiga qaramay, uchuvchilarga hozirgi hujum burchagi haqida ma'lumot berilmaydi (600 seriyali va undan keyingi samolyotlarning ayrim konfiguratsiyasi bundan mustasno). Bunday ma'lumotlarni taqdim etish balandlik va tezlik parametrlari bo'yicha kompyuterning ishonchsiz ishlashi, samolyotning og'irligi haqidagi ma'lumotlarni navigatsiya kompyuteriga (FMC) noto'g'ri kiritish, samolyotni qiyin vaziyatdan olib tashlash, qo'nish kabi holatlarda katta yordam beradi. mexanizatsiyalashning turli xil nosozliklari bilan yondashuv va boshqalar.
2. Dvigatelni boshqarish qonunida turbinaning orqasida ruxsat etilgan maksimal gaz haroratiga erishilganda vosita rejimining to'g'ridan-to'g'ri cheklovi yo'q. Shu sababli, uchish tezligini oshirish jarayonida turbinaning orqasidagi gazlarning harorati doimiy ravishda oshib boradi va issiq havoda katta uchish og'irliklari bilan parvoz paytida u ruxsat etilgan maksimal qiymatdan oshib ketishi mumkin. Bu parvoz paytida va dastlabki ko'tarilish paytida dvigatel rejimini qo'shimcha nazorat qilish va qo'lda sozlash uchun ekipajga qo'shimcha yuk beradi. Bu parvoz xavfsizligini ta'minlamaydi.
3. Samolyot haddan tashqari lateral barqarorlikka ega, ayniqsa flaplar kengaytirilganda. Bu uning uchish jarayonini qiyinlashtiradi va kuchli ko'ndalang shamolda va notinch atmosferada parvoz qilishda yo'lovchilarga uchish va qo'nishda noqulaylik tug'diradi.
Ushbu paragrafga misol sifatida 2008 yil 13 fevralda Ukraina xalqaro havo yo'llari kompaniyasining Boeing 737-500 bilan sodir bo'lgan voqea mos keladi.
Ekipaj komandiri kuchli shamolda Xelsinkiga qo'nayotganda, haddan tashqari kuchli shamol tufayli yuzaga kelgan burilishni bartaraf etib, qanot uchini uchish-qo'nish yo'lagiga tegishiga imkon berdi.
Qanotli NG modifikatsiyasidagi samolyotlarda bu kamchilik yanada kuchaydi.
Xuddi shu sababga ko'ra, samolyot uchish paytida dvigatel ishdan chiqqan taqdirda yuzaga keladigan sirpanish uchun rulon bilan keskin reaksiyaga kirishadi. Bunday holda, rulning rulon bo'ylab to'liq egilishi tovon momentini qaytarish uchun etarli emas va yuzaga keladigan sirpanishni bartaraf etish uchun rulni kechiktirmasdan burish kerak. Tabiiy ufqning ko'rinishi sharoitida bu muammo odatda muammosiz hal qilinadi. Ammo bulutlarda yoki cheklangan ko'rinishda bu muammoni hal qilish maxsus tayyorgarlikni talab qiladi va sovet ko'rsatish tizimiga ko'ra uchishga odatlangan uchuvchilar uchun juda qiyin - erdan samolyotgacha bo'lgan ko'rinish.
4. 2007-yil 23-sentyabrda Bornmutda (Buyuk Britaniya) sodir bo‘lgan Thomsonfly Boeing 737-300 bilan sodir bo‘lgan voqea yuzasidan AAIB (Havo hodisalarini tergov qilish bo‘limi) hisobotiga ko‘ra, liftning to‘liq burilishi pitchingni bartaraf etish uchun yetarli bo‘lmagan. dvigatellardan bir lahza. Samolyotni to'xtash rejimidan chiqarib, ekipaj dvigatellarni to'liq uchish kuchidan oshib ketadigan rejimga keltirdi. Shu bilan birga, qo'mondon boshqaruv ustunini o'zidan butunlay rad etganiga qaramay, samolyotning balandligi 44 darajaga ko'tarildi. Bunday holda, stabilizatorning yordami kerak.
5. NG modifikatsiyasidagi samolyotlarda parvozning kreyser soni M ortib, M MO ga yaqinlashdi. Biroq, samolyotning ortib borayotgan inertsiyasi (kattaroq massa tufayli) va avtogaz bilan ishlash algoritmi shundayki, yaqinlashib kelayotgan shamolning kuchayishi bilan notinch atmosferada kruiz parvozida M MO ning beixtiyor oshib ketishi real tahdidi mavjud. tezlik komponenti.
6. Samolyotni to'g'ridan-to'g'ri (kuchaytirgichsiz) boshqarish vaqtida rul g'ildiragidagi harakatni kamaytirish uchun mo'ljallangan lift yorlig'i servo kompensator boshqaruv simlarida o'z-o'zidan tebranishlarni keltirib chiqarishi mumkin. Bu holatlar 2010 yil 1 martda qayd etilgan 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.
Shuningdek, servo kompensatorning tebranishi 2010 yil 25 yanvarda Bayrutda Boeing 737-800 halokatining mumkin bo'lgan sabablaridan biri sifatida ko'rib chiqiladi.
Ixtiro samolyotning lateral harakatini boshqarish tizimlarida qo'llanilishi mumkin. TA'SIR: lateral harakat barqarorligi hududini kengaytirish va hujumning keng burchaklari va aerodinamik xususiyatlarda samolyot parvozi paytida vaqtinchalik jarayonlar sifatini yaxshilash. Burchak tezligi datchiklari, yig‘indisi kuchaytirgichi va rul haydovchisi bo‘lgan egilish amortizatori samolyot pedali burchagi sensori, burchak tezligi sensori signallarini boshqa koordinata tizimiga o‘tkazish uchun koordinata tizimi konvertori, damper parametrlarini sozlash bloki, ulangan aperiodik filtrni o‘z ichiga oladi. rulon burchak tezligi sensori va yig'ish kuchaytirgichi o'rtasida. 6 kasal.
Ixtiro aviatsiya texnologiyalari sohasiga taalluqlidir va samolyotning lateral harakatini boshqarish tizimlarida qo'llanilishi mumkin. Qurilma ma'lum - D-3K-110 tipidagi tebranish damperi. Damper funktsional yordamida boshqariladi: n = K(q) y . Bu yerda n - rulning egilish burchagi; K(q) - proportsionallik koeffitsienti, tezlik bosimi q funksiyasi sifatida o'zgartiriladi; y - egilish tezligi. Qurilmaning kamchiliklari - bu o'tish davri sifatining samolyotning o'z-o'zidan damping darajasiga sezilarli bog'liqligi. Prototip sifatida tavsiya etilgan yaw amortizatori - DR-134M moslamasiga eng yaqin olingan bo'lib, u aylanish va burilishning burchak tezligi datchiklarini o'z ichiga oladi, filtr turini ajratuvchi , yig'ish kuchaytirgichi, rul haydovchisi (6-rasm). Prototipning tavsifi 1960 yil "TU-134M samolyoti jihozlarining texnik tavsifi" ning bir qismi bo'lgan "DR-134M yaw amortizatoridan foydalanish va texnik xizmat ko'rsatish bo'yicha qo'llanma" da keltirilgan. Kengaytirilgan qopqoqli prototip quyidagi funksiyalar yordamida boshqariladi: 
Qopqoqlar orqaga tortilganda, asosiy parvoz rejimlarida rulon tezligidan sensordan signal o'chiriladi. Prototip qurilmaning kamchiliklari quyidagilardan iborat: - differensiatsiyalovchi filtrdan faqat y yilish tezligi signal zanjirida foydalanish aperiodik barqarorlik darajasini pasaytiradi; - prototip qurilmasi bilan tizimning barqarorlik maydoni samolyotning yo'nalishining beqarorligi mavjud bo'lganda torayadi, bu hujumning yuqori burchaklaridagi parvoz rejimlari uchun xosdir: - yo'nalishning beqarorlik darajasining oshishi bilan yoki lateral beqarorlikning ko'rinishi, tizim beqaror bo'ladi. Ushbu kamchilik hujumning past burchaklarida yo'nalishning beqarorligi bilan kuchayadi, bu yuqori Mach raqamlarida uchishda paydo bo'lishi mumkin;
- vaqtinchalik jarayonlarning sifati ko'p jihatdan samolyotning o'ziga xos damping darajasi bilan belgilanadi. Ushbu ixtironing maqsadi lateral harakat barqarorligi hududini kengaytirish va hujumning keng burchaklari va aerodinamik xususiyatlarda samolyot parvozi paytida o'tish jarayonining sifatini yaxshilashdir. Ixtironing maqsadi shundan iboratki, "Samolyotning egilish amortizatori" qurilmasida tegishli koordinatalar tizimining o'qlari bo'ylab joylashgan burchak burilish va aylanish tezligi sensorlari, yig'ish kuchaytirgichi, uning chiqishiga ulangan rul haydovchisi, samolyot pedallarining og'ish burchagi uchun qo'shimcha sensor, aperiodik filtr, yaw amortizatori parametrlarini o'rnatish birligi, koordinata tizimining boshqa koordinata tizimiga o'zgartirgichi hisoblangan burchak bilan aylanadi. Shu bilan birga, burilish va rulon burchak tezligi datchiklarining (ARS) chiqishlari koordinata tizimi konvertorining birinchi va ikkinchi kirishlariga ulanadi, mos ravishda koordinata tizimi konvertorining birinchi chiqishi (yp bo'yicha) to'g'ridan-to'g'ri ulanadi. yig'ish kuchaytirgichining birinchi kirishiga, konvertorning ikkinchi kirishi (xp bo'yicha) yig'ish kuchaytirgichining ikkinchi kirishiga ulangan aperiodik filtr orqali. Hujum burchaklari, dinamik bosim, M raqami, samolyot konfiguratsiyasi sensorlarining chiqishlariga ulangan kirishlar bilan damper parametrlarini o'rnatish bloki birinchi chiqish (burchak ) bilan koordinata tizimi konvertorining uchinchi kirishiga, ikkinchi chiqishga ulanadi. (rulonning burchak tezligining ortishi) aperiodik filtrning ikkinchi kirishiga, uchinchi chiqishi (filtr vaqtining doimiysi) aperiodik filtrning uchinchi kirishiga, to'rtinchi chiqishi (yaw tezligining oshishi) ga ulanadi. yig'ish kuchaytirgichining uchinchi kirishi, yig'ish kuchaytirgichining to'rtinchi kirishi pedal burchagi sensori chiqishiga ulanadi. Sozlanishi amortizator parametrlari uchun dasturlarni tanlash parvoz rejimlarining keng o'zgarishi (hujum burchaklari, M raqamlari, aerodinamik xususiyatlar) bilan differentsial tenglamalarning to'liq tizimi bilan tavsiflangan samolyotning lateral harakatini matematik modellashtirish asosida amalga oshiriladi. . Ixtiro 1-5-rasmlarda tasvirlangan. Shaklda. 1 - egilish damperi qurilmasining blok diagrammasi bo'lib, quyidagilarni o'z ichiga oladi:
1. CRS yaw. 2. CRS rulosi. 3. Aperiodik filtr. 4. Jamlovchi kuchaytirgich. 5. Rulda boshqaruvchi. 6. CRS koordinata tizimi konvertori. 7. Damper parametrlarini o'rnatish uchun blok. 8. Pedal burchagi sensori. Qurilma quyidagicha ishlaydi: rulonli CRS 2 dan koordinata tizimi konvertori 6 va aperiodik filtr 3 orqali o'tgandan so'ng signal koordinata tizimi konvertori 6 orqali o'tkazilgandan so'ng yaw CRS signali 1 bilan yig'indi kuchaytirgich 4 ga yig'iladi va Samolyot pedalining egilish burchagi sensori n signali 8: 
Bu erda n - rul boshqaruviga signal;
N, L, K P - kuchaytiruvchi omillar;
T X - aperiodik filtrning vaqt konstantasi;
n - pedallarning burilish burchagi. Koordinata o'zgartirgich 6 ning ishlashi uchun 3-algoritm quyidagi shaklga ega: 
xp, yp - aylantirilgan burchak tezliklari;
x va y - mos ravishda samolyotning tegishli koordinata tizimiga nisbatan aylanma va egilish burchak tezligi;
- yangi koordinatalar tizimining burilish burchagi. Samolyot pedalining burilish signalining kuchaytirish koeffitsienti K P kuchaytirgichda amalga oshiriladi 4. Koordinata tizimining burilish burchagini joriy qilish, nazorat qilish halqasining qayta aloqa aloqasi chastotasini oshirish orqali boshqaruv tizimining tezligini oshiradi, tomonidan belgilanadi. formula: 
Bu erda belgilangan:
- teskari aloqaning chastotasi;
va - rulning tegishli ravishda samolyotning X 1 va Y 1 o'qlariga nisbatan samaradorligi;
- hujum burchagi;
- koordinatalar tizimining burilish burchagi;
K - samolyotning aerodinamik momentlarining qiymatlariga qarab kuchaytirish omili. Formuladan ko'rinib turibdiki, burchak kiritilganda uning soni ortadi, maxraj esa kamayadi. 5-rasmda =0 va =11 o burchaklarda =2 o sirpanish burchagida vaqtinchalik parrying buzilishlari ko'rsatilgan. Bu rasmdan ko'rinib turibdiki, =0 (1-egri chiziq) da buzilishni bartaraf etish vaqti =11 o (2-egri) da buzilishni bartaraf etish vaqtidan sezilarli darajada oshadi. Burchak ma'lum bir samolyotni boshqarish tizimini matematik modellashtirishda hujum burchagi va aerodinamik xususiyatlarning dasturiy funktsiyasi sifatida aniqlanadi. CRS koordinata tizimi konvertori, aperiodik filtr va yig'ish kuchaytirgichining parametrlari 7-parametr o'rnatish blokidan keladigan signallar yordamida sozlanadi, ularning kirishiga hujum burchagi, dinamik bosim, M raqami va holati to'g'risidagi ma'lumotlar kiradi. samolyot konfiguratsiyasi samolyot bort tizimlari sensorlaridan ta'minlanadi. Manevrni amalga oshirayotganda, rul boshqaruviga kiradigan va samolyotning manevr qilishiga to'sqinlik qiluvchi tebranish damperining signali uchuvchi tomonidan pedallarni burish orqali qoplanadi. Shaklda. 2-4-rasmlarda matematik modellashtirish yo'li bilan olingan sirpanish burchagi buzilganda turli darajadagi statik barqarorlikka ega samolyotning vaqtinchalik jarayonlari ko'rsatilgan. Bu erda belgilangan:
a - dampersiz havo kemalarining o'tish davri;
b - prototip bilan samolyotning vaqtinchalik jarayonlari;
c - taklif qilingan qurilma bilan samolyotning vaqtinchalik jarayonlari;
9 - rulning burilish shkalasi n darajalarda;
10 - sekundiga gradusda y burilish burchak tezligining masshtab og'ishi;
11 - soniyalardagi vaqtinchalik jarayonning vaqt shkalasi. 2-rasmda statik barqaror samolyotning vaqtinchalik jarayoni ko'rsatilgan. 2b va 2c-rasmlardan ko'rinib turibdiki, turli xil sxemalarning yaw amortizatoridan foydalanganda, vaqtinchalik jarayonlar deyarli bir xil bo'ladi. Amortizatorsiz samolyotning tebranishlari (2a-rasm) 10 soniya ichida parchalanadi. Shaklda. 3 da o'z amortizatsiyasi bo'lmaganida yo'nalishning beqarorligi bilan samolyotning vaqtinchalik jarayoni ko'rsatilgan. Figada samolyotning egilish amortizatorisiz o'tish jarayoni ko'rsatilgan, bu holda katta amplitudali so'nmaydigan tebranishlar mavjud. Prototipni amortizator sifatida ishlatganda (figb) yuqori chastotali zaif divergent tebranishlar mavjud. Tavsiya etilgan damper sxemasiga ega samolyot (3c-rasm) barqaror, buzilishdan keyin tebranishlarning damping vaqti 6 s dan oshmaydi. 4-rasmda yo'nalishli va ko'ndalang beqarorlik bilan samolyotning vaqtinchalik jarayoni ko'rsatilgan. Figada samolyotning amortizatorsiz o'tish jarayoni ko'rsatilgan, rasmda harakat aperiodik jihatdan beqaror ekanligini ko'rsatadi. Prototipli samolyot (4b-rasm) ham aperiodik jihatdan beqaror, ammo ajralish harakatining tabiati kamroq intensivdir. Tavsiya etilgan amortizator sxemasiga ega samolyot (4c-rasm) barqaror, vaqtinchalik vaqt 6 s dan oshmaydi. Shaklda. 6-rasmda biriktirilgan qurilma prototipining blok diagrammasi ko'rsatilgan - DR-134M yaw amortizatori, quyidagilarni o'z ichiga oladi:
1. CRS yaw. 2. CRS rulosi. 4. Jamlovchi kuchaytirgich. 5. Rulda boshqaruvchi. 12. Differentsiallovchi filtr. 13. Qopqoqlarning holatiga qarab CRS bankini almashtirish signali. Shunday qilib, taklif qilinayotgan qurilma rulon burchak tezligi signalining aperiodik filtrini, burilish va aylanish burchak tezligini boshqa koordinata tizimiga koordinata o'zgartirgichni va amortizator parametrlarini o'rnatish blokini joriy qilish tufayli quyidagilarga imkon beradi:
- keng doiradagi parvoz rejimlarida (hujum burchagi, tezlik boshi, Mach soni, samolyot konfiguratsiyasi) o'zgarganda qo'lda uchish qulayligini oshirish;
- yo'nalishli yoki ko'ndalang statik beqarorlik mavjud bo'lganda barqarorlik maydonini kengaytirish va ma'lum darajadagi samolyot dinamik beqarorligi bilan maqbul boshqaruv sifatini olish. Axborot manbalari
1. SU-11 samolyoti jihozlarining texnik tavsifi. D-3K-110 tebranish damperi, 1962. 2. TU-134M samolyoti jihozlarining texnik tavsifi. Yaw damperi DR-134M uchun foydalanish va texnik xizmat ko'rsatish bo'yicha qo'llanma, 1960, prototip. 3. Uzunlamasına va lateral harakatning dinamikasi. G.S. Byushgens, R.V. Studnev, p. 326-343. "Mashinostroenie" nashriyoti, 1979 yil
Talab
Bog'langan koordinatalar tizimining o'qlari bo'ylab joylashgan egilish va aylanish burchak tezligi sensorlari, yig'ish kuchaytirgichi, uning chiqishiga ulangan rul haydovchisi, unga aperiodik filtr kiritilganligi, amortizator parametrlarini o'rnatish bloki bo'lgan samolyotning egilish amortizatori. , burchak datchiklarining koordinata tizimining konvertori birinchisiga nisbatan burchak bilan aylantirilgan boshqa koordinatalar tizimiga aylanish va aylanish tezligi, uning kirishlari mos ravishda burilish va aylanish tezligi sensorlarining chiqishlari bilan bog'langan. koordinata tizimi konvertorining egilish tezligi chiqishi to'g'ridan-to'g'ri yig'ish kuchaytirgichining birinchi kirishiga ulanadi, aperiodik filtr orqali rulon tezligi chiqishi u yig'ish kuchaytirgichining ikkinchi kirishiga ulanadi, damper parametrlarini o'rnatish bloki esa kirishlar bilan ulanadi. hujum burchagi, dinamik bosim, M raqami, samolyot konfiguratsiyasi sensorlarining chiqishlari birinchi chiqish orqali koorit tizimining konvertorining uchinchi kirishiga ulanadi. dinat, ikkinchi chiqish aperiodik filtrning ikkinchi kirishiga, uchinchi chiqish aperiodik filtrning uchinchi kirishiga, to'rtinchi chiqish yig'indisi kuchaytirgichning uchinchi kirishiga ulanadi, to'rtinchi kirish esa qabul qiladi. samolyot pedallarining burilish burchagiga mos keladigan signal.
O'rta masofadagi profil
- Nisbiy qalinlik (yuqori va pastki profil yoyi orasidagi maksimal masofaning qanot akkord uzunligiga nisbati) 0,1537
- Old tomonning nisbiy radiusi (radiusning akkord uzunligiga nisbati) 0,0392
- Nisbiy egrilik (profilning o'rta chizig'i va akkord orasidagi maksimal masofaning akkord uzunligiga nisbati) 0,0028
- Orqa tomonning burchagi 14,2211 daraja
O'rta masofadagi profil
Qanot profili uchiga yaqinroq
- Nisbiy qalinligi 0,1256
- Old tomonning nisbiy radiusi 0,0212
- Nisbiy egrilik 0,0075
- Orqa tomonning burchagi 13,2757 daraja
Qanot profili uchiga yaqinroq
Yakuniy qanot profili
- Nisbiy qalinligi 0,1000
- Old tomonning nisbiy radiusi 0,0100
- Nisbiy egrilik 0,0145
- Orqa tomonning burchagi 11.2016 daraja
Yakuniy qanot profili
- Nisbiy qalinligi 0,1080
- Old tomonning nisbiy radiusi 0,0117
- Nisbiy egrilik 0,0158
- Orqa tomonning burchagi 11,6657 daraja
Qanot parametrlari
- Qanot maydoni 1135 fut² yoki 105,44 m².
- Qanotlari kengligi 94'9'' yoki 28,88 m (qanotlari bilan 102'5' yoki 31,22 m)
- Qanotlar nisbati 9.16
- Ildiz akkord 7,32%
- Yakuniy akkord 1,62%
- Qanot burchagi 0,24
- Supurish burchagi 25 daraja
Yordamchi boshqaruv qanotlarni mexanizatsiyalash va sozlanishi stabilizatorni o'z ichiga oladi.
Asosiy boshqaruvning rul yuzalari gidravlik aktuatorlar tomonidan buriladi, ularning ishlashi ikkita mustaqil gidravlik tizim A va B tomonidan ta'minlanadi. Ularning har biri asosiy boshqaruvning normal ishlashini ta'minlaydi. Rulda boshqaruv moslamalari (gidravlik aktuatorlar) qaytarib bo'lmaydigan sxema bo'yicha boshqaruv simlariga kiritilgan, ya'ni Rulda yuzalaridan aerodinamik yuklar boshqaruv elementlariga o'tkazilmaydi. Rulda va pedallar ustidagi kuchlar yuklash mexanizmlarini yaratadi.
Ikkala gidravlik tizimning ishdan chiqishida lift va aileronlar uchuvchilar tomonidan qo'lda boshqariladi, rul esa kutish holatidagi gidravlik tizim tomonidan boshqariladi.
Transvers nazorat
Transvers nazorat
Yanal boshqaruv parvozda burilib ketgan aileronlar va spoylerlar (parvoz spoylerlari) tomonidan amalga oshiriladi.
Aileronlarning rul haydovchilariga gidravlik quvvat mavjud bo'lganda, lateral boshqaruv quyidagicha ishlaydi:
- rulning boshqaruv g'ildiraklarining simi simlari bo'ylab harakatlanishi aileronlarning rul drayvlariga va keyinchalik aileronlarga uzatiladi;
- aileronlarga qo'shimcha ravishda, aileron rul drayvlari spoylerni boshqarish tizimi bilan bog'langan prujina novdasini (aileron bahor patroni) harakatga keltiradi va shu bilan uni harakatga keltiradi;
- Prujina novdasining harakati vites nisbati o'zgartirgichga (spoiler nisbati o'zgartirgich) uzatiladi. Bu erda boshqaruv harakati spoylerni boshqarish dastagining burilish miqdoriga qarab kamayadi (tezlikni tormozlash dastagi). Havo tormozi rejimida spoylerlar qanchalik ko'p burilsa, rul g'ildiraklarining rulon harakatining uzatish koeffitsienti shunchalik past bo'ladi;
- bundan tashqari, harakat spoyler mikserini boshqarish mexanizmiga uzatiladi, u erda spoylerni boshqarish dastagining harakatiga qo'shiladi. Aileron yuqoriga ko'tarilgan qanotda buzg'unchilar ko'tariladi va boshqa qanotda ular tushiriladi. Shunday qilib, havo tormozi va lateral nazorat funktsiyalari bir vaqtning o'zida amalga oshiriladi. Rulda 10 darajadan oshiqroq aylantirilganda spoylerlar faollashadi;
- shuningdek, butun tizim bilan birgalikda simi simlari vites nisbatlarini o'zgartirish moslamasidan qo'l g'ildiragini ulash mexanizmining tishli qurilmasiga (yo'qolgan harakat qurilmasiga) o'tadi.
O'rnatish moslamasi o'ng rulni 12 darajadan ortiq mos kelmasligi (rulni aylantirish) uchun spoylerlarni boshqarish uchun simi simiga ulaydi.
Aileronlarning rul haydovchilariga gidravlik quvvat bo'lmasa, ular uchuvchilar tomonidan qo'lda buriladi va rul 12 darajadan ortiq burchak ostida burilganda, spoylerni boshqarish tizimining simi simlari o'rnatiladi. harakatda. Agar bir vaqtning o'zida spoylerlarning rul mashinalari ishlayotgan bo'lsa, spoylerlar aileronlarga yordam berish uchun ishlaydi.
Xuddi shu sxema komandirning boshqaruv g'ildiragi yoki aileron kabellari tiqilib qolganda ikkinchi uchuvchiga spoylerlarni rulon orqali boshqarish imkonini beradi. Shu bilan birga, u aileron uzatish mexanizmidagi bahorni oldindan yuklash kuchini engib o'tish uchun 80-120 funt (36-54 kg) kuchini qo'llashi, rulni 12 darajadan ko'proq burishi va keyin spoylerlar ishga tushadi.
O'ng rul yoki spoylerlarning simi simlari tiqilib qolganda, komandir rulni ulash mexanizmidagi bahor kuchini engib, aileronlarni boshqarish qobiliyatiga ega.
Aileron rulini yuklash mexanizmi (aileron hissi va markazlashtiruvchi blok) orqali chap rul ustuniga kabel orqali ulanadi. Ushbu qurilma rul mexanizmi ishlayotgan paytda aerodinamik yukni aerodinamik yukni taqlid qiladi, shuningdek, nol kuchlar o'rnini o'zgartiradi (trim effekti mexanizmi). Aileron trim mexanizmi faqat avtopilot o'chirilganida ishlatilishi mumkin, chunki avtopilot rulni bevosita boshqaradi va yuklash mexanizmining har qanday harakatini bekor qiladi. Ammo hozirda avtopilot o'chirilgan bo'lsa, bu harakatlar darhol boshqaruv simlariga o'tkaziladi, bu esa samolyotning kutilmagan burilishiga olib keladi. Aileronlarni tasodifiy kesish ehtimolini kamaytirish uchun ikkita kalit o'rnatilgan. Bunday holda, kesish faqat ikkala kalit bir vaqtning o'zida bosilganda sodir bo'ladi.
Qo'lda boshqarish (qo'lda teskari aylantirish) paytida harakatni kamaytirish uchun aileronlarda kinematik servo kompensatorlar (yorliqlar) va muvozanat panellari (muvozanat paneli) mavjud.
Servo kompensatorlar aileronlarga kinematik tarzda bog'langan va aileron egilishiga teskari yo'nalishda og'ishgan. Bu aileronning aylanish momentini va bo'yinturuqning kuchini kamaytiradi.
Balanslash paneli
Balanslash panellari - kanatning orqa nayzasi bilan kanotning oldingi qirrasini menteşeli bo'g'inlar yordamida bog'laydigan panellar. Aileron, masalan, pastga qarab og'ishganda, aileron zonasida qanotning pastki yuzasida bosimning kuchayishi zonasi, yuqori yuzasida esa kamdan-kam uchraydigan zona paydo bo'ladi. Bu differentsial bosim aileronning oldingi qirrasi va qanot orasidagi maydonga tarqaladi va balans panelida harakat qilib, aileronning ilgak momentini kamaytiradi.
Shlangi quvvat yo'q bo'lganda, Rulda drayveri qattiq novda kabi ishlaydi. Trim effekti mexanizmi kuchning haqiqiy kamayishini ta'minlamaydi. Rulda ustunidagi kuchlarni rul yordamida yoki o'ta og'ir holatlarda dvigatellarning kuchini o'zgartirish orqali kesishingiz mumkin.
ovoz balandligini nazorat qilish
Uzunlamasına boshqaruvning boshqaruv sirtlari quyidagilardir: gidravlik rul boshqaruvi bilan ta'minlangan lift va elektr haydovchi bilan ta'minlangan stabilizator. Uchuvchilarning boshqaruv elementlari kabel simlari yordamida liftning gidravlik aktuatorlariga ulangan. Bundan tashqari, gidravlik drayverlarning kirishiga avtopilot va M raqam trim tizimi ta'sir qiladi.
Stabilizatorni normal boshqarish rul g'ildiraklaridagi kalitlardan yoki avtopilotdan amalga oshiriladi Stabilizatorning zaxira boshqaruvi markaziy boshqaruv panelidagi boshqaruv g'ildiragi yordamida mexanikdir.
Liftning ikki yarmi quvur yordamida mexanik ravishda bir-biriga bog'langan. Liftning gidravlik aktuatorlari A va B gidravlik tizimlari tomonidan quvvatlanadi. Aktuatorlarga gidravlik suyuqlik etkazib berish kabinadagi kalitlar (Parvozni boshqarish kalitlari) orqali boshqariladi.
Liftning normal ishlashi uchun bitta ishlaydigan gidravlik tizim etarli. Ikkala gidravlik tizimning ishlamay qolishi (qo'lda reversiya) bo'lsa, lift har qanday rul g'ildiraklaridan qo'lda buriladi. Menteşa momentini kamaytirish uchun lift ikkita aerodinamik servo kompensator va oltita muvozanat paneli bilan jihozlangan.
Balanslash panellarining mavjudligi muzlashdan oldin stabilizatorni to'liq sho'ng'ish holatiga (0 birlik) o'rnatish zarurligiga olib keladi. Ushbu sozlama shilimshiq va muzlashga qarshi suyuqlikning trim panellaridagi shamollatish teshiklariga kirishining oldini oladi (aileron trim panellariga qarang).
Gidravlik aktuator ishlayotganida liftning menteşe momenti rulga o'tkazilmaydi va rul g'ildiragidagi kuchlar trim effekti mexanizmining bahori (his va markazlashtiruvchi blok) yordamida yaratiladi, bu esa o'z navbatida , Shlangi aerodinamik yuk simulyatoridan kuchlar uzatiladi (liftni his qilish kompyuteri).
Trim effekti mexanizmi
Rul g'ildiragi burilgach, markazlashtiruvchi kamera aylanadi va prujinali rolik o'zining "teshigini" kameraning yon yuzasida qoldiradi. Prujinaning ta'siri ostida orqaga qaytishga harakat qilib, u boshqaruv tasmasida rulning burilishiga to'sqinlik qiladigan kuch hosil qiladi. Bahorga qo'shimcha ravishda, aerodinamik yuk simulyatorining aktuatori (liftni his qilish kompyuteri) rollarda ishlaydi. Tezlik qanchalik baland bo'lsa, rolik kameraga nisbatan kuchliroq bosiladi, bu dinamik bosimning oshishiga taqlid qiladi.
Ikki pistonli tsilindrning o'ziga xos xususiyati shundaki, u his qilish va markazlashtiruvchi blokda maksimal ikkita buyruq bosimi bilan ishlaydi. Buni chizmadan tushunish oson, chunki pistonlar o'rtasida bosim yo'q va silindr faqat bir xil buyruq bosimlarida chizilgan holatda bo'ladi. Agar bosimlardan biri kattaroq bo'lsa, unda pistonlardan biri mexanik to'siqqa tegmaguncha silindr yuqori bosim tomon siljiydi va shu bilan silindrni ishdan pastroq bosim bilan chiqarib tashlaydi.
Aerodinamik yuk simulyatori
Liftni his qilish kompyuterining kirish qismi parvoz tezligini (keelga o'rnatilgan havo bosimini qabul qiluvchilardan) va stabilizatorning holatini oladi.
Umumiy va statik bosim o'rtasidagi farq ta'sirida membrana pastga egilib, buyruq bosimi g'altagini almashtiradi. Tezlik qanchalik katta bo'lsa, buyruq bosimi shunchalik yuqori bo'ladi.
Stabilizator pozitsiyasining o'zgarishi stabilizator kamerasiga uzatiladi, u bahor orqali buyruq bosimi g'altakchasiga ta'sir qiladi. Stabilizator ko'tarilish uchun qanchalik ko'p burilsa, buyruq bosimi shunchalik past bo'ladi.
Xavfsizlik valfi buyruq bosimi juda yuqori bo'lganda faollashadi.
Shu tarzda, A va B gidravlik tizimlaridan (210 atm.) Shlangi bosim hissi va markazlashtiruvchi blokda harakat qiluvchi mos keladigan buyruq bosimiga (14 dan 150 atmgacha) aylanadi.
Agar buyruq bosimidagi farq maqbul darajadan oshib ketsa, uchuvchilarga qanotlari tortilgan holda FEEL DIFF PRESS signali beriladi. Shlangi tizimlardan biri yoki havo bosimini qabul qiluvchilarning filiallaridan biri ishlamay qolsa, bu holat mumkin. Tizim normal ishlashda davom etayotgani uchun ekipajdan hech qanday harakat talab etilmaydi.
Tezlikni barqarorlashtirish tizimi (Mach trim tizimi)
Ushbu tizim Raqamli samolyotlarni boshqarish tizimining (DFCS) o'rnatilgan funktsiyasidir. MACH TRIM tizimi M 0,615 dan ortiq tezlikda barqarorlikni ta'minlaydi. M sonining ko'payishi bilan MACH TRIM ACTUATOR elektromexanizmi trim effekti mexanizmining neytralini (sezish va markazlashtirish birligi) siljitadi va lift avtomatik ravishda aerodinamik fokusning oldinga siljishidan sho'ng'in momentini qoplagan holda qadamga buriladi. Bunday holda, hech qanday harakatlar rulga uzatilmaydi. Tizimning ulanishi va uzilishi M raqamining funktsiyasi sifatida avtomatik ravishda sodir bo'ladi.
Tizim M raqamini havo ma'lumotlari kompyuteridan oladi. Tizim ikki kanalli. Agar kanallardan biri ishlamay qolsa, Master Caution bosilganda MACH TRIM FAIL yozuvi ko‘rsatiladi va Resetdan keyin o‘chadi. Ikki marta nosozlik bo'lsa, tizim ishlamayapti va signal o'chmasa, M raqamini 0,74 dan oshmasligi kerak.
Stabilizator trim motorlari tomonidan boshqariladi: qo'lda va avtopilot, shuningdek mexanik, boshqaruv g'ildiragi yordamida. Elektr dvigatelining tiqilib qolishi holatida boshqaruv g'ildiragiga kuchlar kiritilganda transmissiyani elektr motorlaridan uzib qo'yadigan debriyaj taqdim etiladi.
Stabilizatorni boshqarish
Qo'lda trim dvigateli uchuvchi boshqaruvidagi tugmachalar orqali boshqariladi va qopqoqlar kengaytirilganda, stabilizator qopqoqlarni tortib olgandan ko'ra tezroq siljiydi. Ushbu kalitlarni bosish avtopilotni o'chiradi.
Tezlikni kesish tizimi
Ushbu tizim Raqamli samolyotlarni boshqarish tizimining (DFCS) o'rnatilgan funktsiyasidir. Tizim tezlik barqarorligini ta'minlash uchun avtopilot servo yordamida stabilizatorni boshqaradi. Uning ishlashi havoga ko'tarilgandan so'ng yoki aylanib chiqish vaqtida mumkin. Tetiklash shartlari engil vazn, orqa markazlashtirish va yuqori dvigatel vazifasidir.
Tezlik barqarorligini yaxshilash tizimi 90 - 250 tugun tezlikda ishlaydi. Agar kompyuter tezlikning o'zgarishini aniqlasa, avtopilot o'chirilganda tizim avtomatik ravishda yoqiladi, flaplar uzaytiriladi (qopqoqlardan qat'iy nazar 400/500 da) va N1 dvigatel tezligi 60% dan ortiq. Bunday holda, oldingi qo'lda kesishdan keyin 5 soniyadan ko'proq vaqt o'tishi va uchish-qo'nish yo'lagidan ko'tarilganidan keyin kamida 10 soniya o'tishi kerak.
Ishlash printsipi stabilizatorni samolyot tezligining o'zgarishiga qarab o'zgartirishdir, shuning uchun tezlashuv paytida samolyot burunni yuqoriga ko'taradi va aksincha. (90 dan 250 tugungacha tezlashganda, stabilizator baland ko'tarilish uchun avtomatik ravishda 8 gradusga siljiydi). Tezlikdagi o'zgarishlarga qo'shimcha ravishda, kompyuter dvigatel tezligini, vertikal tezlikni va to'xtashga yaqinlashishini hisobga oladi.
Dvigatel rejimi qanchalik baland bo'lsa, tizim tezroq ishlay boshlaydi. Ko'tarilishning vertikal tezligi qanchalik katta bo'lsa, stabilizator sho'ng'in uchun shunchalik ko'p ishlaydi. Stol burchaklariga yaqinlashganda, tizim avtomatik ravishda o'chadi.
Tizim ikki kanalli. Agar bitta kanal ishlamay qolsa, parvozga ruxsat beriladi. Ikki marta rad etish bilan siz ucha olmaysiz. Agar parvozda ikki marta nosozlik yuzaga kelsa, QRH hech qanday harakatni talab qilmaydi, lekin yaqinlashish va o'tkazib yuborilgan yaqinlashish bosqichlarida tezlikni nazorat qilishni oshirish mantiqan to'g'ri bo'ladi.
Trek nazorati
Samolyotning yo'nalishini boshqarish rul tomonidan ta'minlanadi. Rul g'ildiragida servo kompensator yo'q. Rudning burilishi bitta asosiy rul va zaxira boshqaruv moslamasi bilan ta'minlanadi. Asosiy rul boshqaruvi A va B gidravlik tizimlar tomonidan quvvatlanadi va zaxira haydovchi uchinchi (kutish) gidravlik tizimdan. Uchta gidravlik tizimdan har qandayining ishlashi yo'nalishni boshqarishni to'liq ta'minlaydi.
Ruldani markaziy konsoldagi tugma yordamida kesish trim effekti mexanizmining neytralini siljitish orqali amalga oshiriladi.
300-500 seriyali samolyotlarda rulni boshqarish sxemasining modifikatsiyasi (RSEP modifikatsiyasi) amalga oshirildi. RSEP - Rudder tizimini yaxshilash dasturi.
Ushbu modifikatsiyaning tashqi belgisi - FIGHT CONTROL panelining yuqori chap burchagidagi "STBY RUD ON" qo'shimcha displey.
Yo'lni boshqarish pedallar orqali amalga oshiriladi. Ularning harakati trubkaga simi o'tkazgichlari orqali uzatiladi, ular aylanib, asosiy va zaxira rulning boshqaruv tirgaklarini harakatga keltiradi. Xuddi shu quvurga trim effekti mexanizmi biriktirilgan.
Qanotlarni mexanizatsiyalash
Qanot qanotlari va boshqaruv sirtlari
Vaqtinchalik motor
Rasmda RMS o'chirilgan va ishlayotgan dvigatelning vaqtinchalik jarayonlarining tabiati ko'rsatilgan.
Shunday qilib, RMS ishlayotganda, gaz kelebeği holati berilgan N1 ni aniqlaydi. Shuning uchun, uchish va ko'tarilish paytida, dvigatelning tortishish kuchi doimiy bo'lib qoladi, gaz kelebeği holati o'zgarmaydi.
RMS o'chirilganda motorni boshqarish xususiyatlari
PMC o'chirilgan bo'lsa, MEC o'rnatilgan N2 RPMni ushlab turadi va uchish tezligi ortishi bilan N1 RPM ortadi. Shartlarga qarab, N1 ning o'sishi 7% gacha bo'lishi mumkin. Dvigatel chegaralari oshib ketmasa, uchuvchilar uchish vaqtida quvvatni kamaytirishlari shart emas.
Dvigatel rejimi parvoz paytida tanlangan bo'lsa, PMC o'chirilgan bo'lsa, tashqi havo haroratini (taxmin qilingan harorat) taqlid qilish texnologiyasidan foydalanib bo'lmaydi.
Parvozdan keyin ko'tarilishda N1 inqiloblarini kuzatib borish va gaz kelebeğini tartibga solish orqali ularning o'sishini o'z vaqtida tuzatish kerak.
avtomatik tortish
Avtotrotsel - bu dvigatellarning harakatini boshqaradigan kompyuter tomonidan boshqariladigan elektromexanik tizim. Mashina gaz kelebeğini ko'rsatilgan RPM N1 yoki belgilangan parvoz tezligini butun parvoz davomida parvozdan uchish-qo'nish yo'lagiga teginishgacha ushlab turadigan tarzda harakatga keltiradi. U avtopilot va navigatsiya kompyuteri (FMS, Parvozlarni boshqarish tizimi) bilan birgalikda ishlashga mo'ljallangan.
Avtotrotsel quyidagi ish rejimlariga ega: uchib chiqish (UCHARISH); ko'tarilish (CLIMB); berilgan balandlikni egallash (ALT ACQ); kruiz parvozi (CRUISE); pasayish (tushirish); qo'nishga yaqinlashish (APPROACH); o'tkazib yuborilgan yondashuv (GO-AROUND).
FMC boshqa ma'lumotlar bilan bir qatorda avtomatik gaz kelgichga kerakli ish rejimini, N1 aylanish tezligini, maksimal uzluksiz dvigatel aylanish tezligini, maksimal ko'tarilish, kruiz va o'tkazib yuborilgan yaqinlashish RPMlarini xabar qiladi.
FMC ishlamay qolganda avtotrottlening ishlash xususiyatlari
FMC ishlamay qolgan taqdirda, avtoulov kompyuteri o'zining N1 RPM chegarasini hisoblab chiqadi va uchuvchilarga "A/T LIM" signalini ko'rsatadi. Agar ayni paytda avtogaz uchish rejimida bo'lsa, u "A/T" nosozlik belgisi bilan avtomatik ravishda o'chadi.
Mashina tomonidan hisoblangan N1 RPM FMC hisoblangan Climb RPM (FMC Climb N1 chegaralari) ichida (+0% -1%) bo'lishi mumkin.
O'tish rejimida mashina tomonidan hisoblangan N1 inqiloblar yaqinlashishdan ko'tarilishgacha yumshoqroq o'tishni ta'minlaydi va ijobiy ko'tarilish gradientini ta'minlash shartlaridan hisoblab chiqiladi.
RMS ishlamay qolganda avtogazning ishlashining xususiyatlari
RMS ishlamay qolganda, gaz kelebeği holati endi belgilangan N1 tezlikka to'g'ri kelmaydi va haddan tashqari tezlikni oldini olish uchun avtoulov oldingi gaz kelebeği burilish chegarasini 60 dan 55 darajagacha kamaytiradi.
Havo tezligi
Boeing qo'llanmalarida ishlatiladigan tezlik nomenklaturasi:
- Ko'rsatilgan havo tezligi (Indicated yoki IAS) - havo tezligi indikatorining tuzatishlarsiz ko'rsatkichi.
- Indikativ yer tezligi (Kalibrlangan yoki CAS). Ko'rsatilgan er tezligi ko'rsatilgan tezlikka teng bo'lib, unda aerodinamik va instrumental tuzatishlar amalga oshiriladi.
- Ko'rsatilgan tezlik (ekvivalent yoki EAS). Ko'rsatilgan tezlik havoning siqilishi uchun tuzatilgan ko'rsatilgan er tezligiga teng.
- Haqiqiy tezlik (True yoki TAS). Haqiqiy tezlik havo zichligi uchun tuzatilgan ko'rsatilgan tezlikka teng.
Keling, tezlikni teskari tartibda tushuntirishdan boshlaylik. Samolyotning haqiqiy tezligi uning havoga nisbatan tezligidir. Samolyotda havo tezligini o'lchash havo bosimini qabul qiluvchilar (APS) yordamida amalga oshiriladi. Ular turg'un oqimning umumiy bosimini o'lchaydilar p* (pitot) va statik bosim p(statik). Samolyotdagi havo bosimi regulyatori ideal va hech qanday xatolikka yo'l qo'ymaydi va havo siqilmaydi deb faraz qilaylik. Keyin olingan bosimlar orasidagi farqni o'lchaydigan qurilma tezlik havo bosimini o'lchaydi p * − p = ρ * V 2 / 2 . Tezlik boshi ham haqiqiy tezlikka bog'liq V, va havo zichligi bo'yicha r. Asbobning shkalasi standart zichlikda er usti sharoitida kalibrlanganligi sababli, bu sharoitda asbob haqiqiy tezlikni ko'rsatadi. Boshqa barcha holatlarda qurilma indikator tezligi deb ataladigan mavhum qiymatni ko'rsatadi.
Belgilangan tezlik V i nafaqat havo tezligini aniqlash uchun zarur bo'lgan miqdor sifatida muhim rol o'ynaydi. Samolyotning ma'lum bir massasi uchun gorizontal barqaror parvozda u o'zining hujum burchagi va ko'tarilish koeffitsientini noyob tarzda aniqlaydi.
100 km/soat dan ortiq parvoz tezligida havoning siqilishi paydo bo'la boshlaganini hisobga olsak, qurilma tomonidan o'lchanadigan haqiqiy bosim farqi biroz kattaroq bo'ladi. Bu qiymat er usti indikator tezligi deb ataladi V i 3 (kalibrlangan). Farq V i − V i 3 siqilishni tuzatish deb ataladi va balandlik va havo tezligi bilan ortadi.
Uchuvchi samolyot uning atrofidagi statik bosimni buzadi. Bosim qabul qilgichni o'rnatish nuqtasiga qarab, qurilma biroz boshqacha statik bosimlarni o'lchaydi. Umumiy bosim amalda buzilmaydi. Statik bosimni o'lchash nuqtasining joylashuvi uchun tuzatish aerodinamik (statik manba pozitsiyasi uchun tuzatish) deb ataladi. Ushbu qurilma va standart o'rtasidagi farqni instrumental tuzatish ham mumkin (Boeing uchun u nolga teng). Shunday qilib, haqiqiy HPH ga ulangan haqiqiy qurilma tomonidan ko'rsatilgan qiymat ko'rsatilgan tezlik deb ataladi.
Tezlik va M sonining birlashtirilgan ko'rsatkichlarida balandlik va tezlik parametrlari kompyuteridan (Havo ma'lumotlar kompyuteri) yer ko'rsatkichi (kalibrlangan) tezlik ko'rsatiladi. Birlashtirilgan tezlik va balandlik indikatori to'g'ridan-to'g'ri HPH dan olingan bosimdan olingan ko'rsatilgan tezlikni ko'rsatadi.
PVD bilan bog'liq odatiy nosozliklarni ko'rib chiqing. Odatda, ekipaj parvoz paytida yoki ko'tarilgandan keyin ko'p o'tmay muammolarni tan oladi. Ko'pgina hollarda, bu quvurlardagi suvning muzlashi bilan bog'liq muammolar.
Pitot zondlarida tiqilib qolgan taqdirda, havo tezligi indikatori uchish rulosi paytida tezlikning oshishini ko'rsatmaydi. Biroq, ko'tarilgandan so'ng, statik bosim pasayganda, tezlik o'sishni boshlaydi. Balandlik o'lchagichlar deyarli to'g'ri ishlaydi. Keyingi tezlashtirishda tezlik to'g'ri qiymat orqali ortadi va keyin tegishli signal bilan chegaradan oshib ketadi (ortiqcha tezlikni ogohlantirish). Ushbu nosozlikning murakkabligi shundaki, bir muncha vaqt asboblar deyarli normal ko'rsatkichlarni ko'rsatadi, bu tizimning normal ishlashini tiklash illyuziyasini berishi mumkin.
Agar parvoz paytida statik portlar bloklangan bo'lsa, tizim normal ishlaydi, lekin ko'tarilish paytida u tezlikning keskin pasayishini nolga tushiradi. Altimetr ko'rsatkichlari aerodrom balandligida qoladi. Agar uchuvchilar ko'tarilish balandligini kamaytirish orqali kerakli tezlik ko'rsatkichlarini saqlab qolishga harakat qilsalar, qoida tariqasida, bu maksimal tezlik chegarasidan oshib ketadi.
To'liq tiqilib qolish holatlariga qo'shimcha ravishda, qisman blokirovka qilish yoki quvurlarni depressurizatsiya qilish mumkin. Bunday holda, muvaffaqiyatsizlikni tan olish ancha qiyin bo'lishi mumkin. Muhim nuqta - nosozlikdan ta'sirlanmagan tizimlar va asboblarni tanib olish va ularning yordami bilan parvozni yakunlash. Agar hujum burchagi belgisi mavjud bo'lsa - yashil sektor ichida uching, agar bo'lmasa - QRH-dagi Ishonchsiz havo tezligi jadvallariga muvofiq parvoz rejimiga muvofiq N1 dvigatellarining balandligi va aylanish tezligini o'rnating. Iloji boricha bulutlardan chiqing. Yo'l harakati xizmatidan yordam so'rang, chunki ular sizning parvoz balandligingiz haqida noto'g'ri ma'lumotlarga ega bo'lishi mumkin. Shubhali, lekin ayni paytda to'g'ri ishlayotganga o'xshab ko'ringan asboblarga ishonmang.
Qoida tariqasida, bu holatda ishonchli ma'lumot: inertial tizim (kosmosdagi joylashuvi va yer tezligi), dvigatel tezligi, radio altimeter, tayoq shakerining ishlashi (yaqinlashayotgan stend), EGPWS ishlashi (xavfli erga yaqinlik).
Grafik standart atmosferada dengiz sathida tekis parvozda zarur bo'lgan dvigatel kuchini (samolyotning tortishish kuchi) ko'rsatadi. Bosish minglab funtlarda, tezlik esa tugunlarda.
Yechmoq
Uchish yo'li boshlang'ich nuqtadan 1500 fut balandlikka ko'tarilishgacha yoki havo tezligida qanotni tortib olishning oxirigacha davom etadi. V FTO (oxirgi uchish tezligi), bu nuqtalardan qaysi biri yuqoriroq.
Samolyotning maksimal uchish og'irligi quyidagi shartlar bilan cheklanadi:
- Rad etilgan parvoz paytida tormoz tomonidan so'rilgan maksimal ruxsat etilgan energiya.
- Minimal ruxsat etilgan ko'tarilish gradienti.
- Uchish rejimida dvigatelning maksimal ruxsat etilgan ishlash vaqti (5 minut), zarur balandlikka erishish va mexanizatsiyani qaytarish uchun tezlashtirish uchun parvoz davom etgan taqdirda.
- Mavjud uchish masofasi.
- Maksimal ruxsat etilgan sertifikatlangan uchish og'irligi.
- To'siqlar ustidagi minimal ruxsat etilgan masofa.
- Uchish-qo'nish yo'lagidan ajratishning maksimal ruxsat etilgan er tezligi (shinalar kuchiga ko'ra). Odatda 225 tugun, lekin ehtimol 195 tugun. Bu tezlik to'g'ridan-to'g'ri pnevmatikaga yoziladi.
- Minimal evolyutsion uchish tezligi; V MCG (erdagi minimal nazorat tezligi)
Minimal ruxsat etilgan ko'tarilish gradienti
FAR 25 (Federal Aviatsiya qoidalari) parvozga yaroqlilik standartlariga muvofiq, gradient uchta segmentda normallashtiriladi:
- O'rindiqlar cho'zilgan holda, qanotlar uchish holatida - gradient noldan katta bo'lishi kerak.
- Vitesni tortib olgandan so'ng, flaplar uchish holatida - minimal gradient 2,4%. Uchish vazni, qoida tariqasida, ushbu talabni bajarish uchun cheklangan.
- Kruiz konfiguratsiyasida minimal gradient 1,2% ni tashkil qiladi.
uchish masofasi
Uchish maydonining uzunligi - uchish-qo'nish yo'lagining oxirgi xavfsizlik chizig'i (To'xtash joyi) va tozalash yo'lini hisobga olgan holda ish uzunligi.
Mavjud uchish masofasi uchta masofadan kam bo'lishi mumkin emas:
- Harakat boshlanishidan 35 fut ekran balandligi va xavfsiz tezlikgacha uchish masofalari V 2 qaror tezligida vosita ishdan chiqishida V 1 .
- Dvigatel nosozligi bilan uchish masofalari bekor qilindi V EF. Qayerda V EF(dvigatel nosozligi) - dvigatel ishlamay qolgan paytdagi tezlik, uchuvchi nosozlikni tan oladi va qaror tezligida parvozni to'xtatish uchun birinchi harakatni bajaradi deb taxmin qilinadi. V bitta. Quruq uchish-qo'nish yo'lagida dvigatelning teskari ishlashining ta'siri hisobga olinmaydi.
- Harakat boshlanganidan to 35 futlik shartli to'siqning ko'tarilishigacha bo'lgan normal ishlaydigan dvigatellar bilan uchish masofalari 1,15 koeffitsientga ko'paytiriladi.
Mavjud uchish masofasi uchish-qo'nish yo'lagining ish uzunligi va to'xtash joyi uzunligini o'z ichiga oladi.
Tozalash yo'lining uzunligi mavjud parvoz masofasiga qo'shilishi mumkin, lekin parvoz nuqtasidan 35 fut balandlikka va xavfsiz tezlikka qadar havoda uchish yo'lining yarmidan ko'p bo'lmasligi mumkin.
Agar biz uchish-qo'nish yo'lagi uzunligini uchish-qo'nish yo'lagi uzunligiga qo'shsak, biz uchish og'irligini oshirishimiz mumkin va qaror tezligi ortib, uchish-qo'nish yo'lagining oxiriga 35 futga ko'tarilishni ta'minlaydi.
Agar biz ochiq yo'ldan foydalansak, biz uchish og'irligini ham oshirishimiz mumkin, ammo bu qaror qabul qilish tezligini pasaytiradi, chunki biz uchish-qo'nish yo'lagining ish uzunligi ichida og'irligi ko'tarilgan holda parvoz rad etilgan taqdirda samolyot to'xtashini ta'minlashimiz kerak. Agar parvoz davom etsa, samolyot uchish-qo'nish yo'lagidan 35 fut yuqoriga ko'tariladi, lekin ochiq yo'lakdan o'tadi.
Minimal ruxsat etilgan to'siqlarni tozalash
Aniq uchish yo'lida ruxsat etilgan minimal to'siqlarni tozalash 35 futni tashkil qiladi.
"Toza" uchish yo'li - bu ko'tarilish gradienti berilgan shartlar uchun haqiqiy ko'tarilish gradientiga nisbatan 0,8% ga kamaygan yo'ldir.
Parvozdan keyin aerodrom hududidan standart chiqish sxemasini (SID) qurishda "toza" traektoriyaning minimal gradienti 2,5% ni tashkil qiladi. Shunday qilib, chiqish sxemasini bajarish uchun samolyotning maksimal uchish og'irligi 2,5 + 0,8 = 3,3% ko'tarilish gradyanini ta'minlashi kerak. Ba'zi chiqish naqshlari yuqoriroq gradientni talab qilishi mumkin, bu esa parvoz og'irligini kamaytirishni talab qiladi.
Minimal evolyutsion uchish tezligi
Bu havoga ko'tarilish paytidagi erning mos yozuvlar tezligi bo'lib, unda muhim dvigatel to'satdan ishlamay qolgan taqdirda, samolyotni faqat rul yordamida (burunli tishli g'ildirakni boshqarishdan foydalanmasdan) boshqarish va ushlab turish mumkin bo'ladi. uchishning xavfsiz davom etishini ta'minlash uchun qanotni gorizontal holatda ushlab turish darajasida lateral nazorat. V MCG uchish-qo'nish yo'lagi holatiga bog'liq emas, chunki uni aniqlashda uchish-qo'nish yo'lagining samolyotga reaktsiyasi hisobga olinmaydi.
Jadvalda ko'rsatilgan V MCG 22K kuchga ega dvigatellar bilan uchish uchun tugunlarda. Bu erda Haqiqiy OAT tashqi havo harorati va ALT tugmasini bosing - aerodrom balandligi futda. Pastki yozuv dvigatelning qon ketishi bilan (hech qanday dvigateldan qon oqmasa) parvozga ishora qiladi, chunki dvigatel kuchayishi ortib boradi. V MCG .
| Haqiqiy OAT | ALT tugmasini bosing | ||||
| 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 OFF uchun V1(MCG) ni 2 tugunga oshiring.
Muvaffaqiyatsiz dvigatel bilan parvozni faqat dvigatelning ishdan chiqishi kamida tezlikda sodir bo'lganda davom ettirish mumkin V MCG .
Ho'l uchish-qo'nish yo'lagi
Maksimal ruxsat etilgan uchish og'irligini hisoblashda, cho'zilgan uchish paytida, quruq uchish-qo'nish yo'lagi uchun 35 fut o'rniga 15 fut qisqartirilgan ekran balandligi qo'llaniladi. Shu munosabat bilan, parvoz masofasini hisoblashda aniq yo'lni kiritish mumkin emas.
Birinchi avtopilotlarda yo'nalish kanali joriy yo'nalishning berilganidan og'ishiga mutanosib ravishda rulni burish orqali samolyot yo'nalishini avtomatik ravishda barqarorlashtiradi:
d n \u003d k 1 (ps h - ps) + k 2 dps / dt, (6.3)
bu erda d n - rulning egilish burchagi;
ps s, ps - kursning berilgan va joriy qiymati;
dps/dt = ō y - Y o'qiga nisbatan samolyotning burchak tezligi (CRS ning vertikal o'qiga nisbatan burchak tezligi sensoridan).
Ko'pincha, samolyot ma'lum bir yo'nalishda aylanayotganda, boshqaruv aylanma kanal orqali amalga oshiriladi, chunki samolyotning aerodinamikasi shundayki, samolyot aylanganda u kurs bo'ylab aylanadi. Berilgan sarlavha sarlavha sozlagichida o'rnatiladi (masalan, giroskopik yarim kompasning bir qismi bo'lgan ZK-2, 6.4-rasmga qarang). Sarlavha sozlagichida giroskop datchik bilan o'lchangan tok ps dan stend tomonidan o'rnatilgan berilgan kurs ps ning og'ish signali (ps s - ps) hosil bo'ladi. Bunday holda, kursni o'rnatuvchi signal aileron burilishini nazorat qilish signalini yaratish uchun asos bo'ladi.
6.4-rasm ZK-2 kursi sozlagichining old qismi
Navigatsiya rejalashtirilgan PNP qurilmasi (6.5-rasmga qarang) va Doppler yer tezligi va drift burchagi o'lchagich DISS bilan jihozlangan samolyotlarda uchuvchi drift burchagini hisobga olgan holda chap stend bilan berilgan sarlavhani o'rnatishi mumkin.
Guruch. 6.5 Rejalashtirilgan navigatsiya asbobi
Elektron ko'rsatkichli samolyotlarda o'rnatilgan yo'nalish ACS boshqaruv panelidagi HDG tugmasi bilan o'rnatiladi va navigatsiya indikatorida va ACS boshqaruv panelida ko'rsatiladi.
Guruch. 6.6 ACS B-737 boshqaruv panelidagi sozlagich va sarlavha ko'rsatkichi (HDG).
Guruch. 6.6 ACS A-320 boshqaruv panelidagi sozlagich va sarlavha ko'rsatkichi (HDG).
Yaw damperi
Ko'pgina zamonaviy yo'lovchi samolyotlarida rul kanali samolyotning yo'nalishini boshqarmaydigan, faqat egilish burchagi bo'ylab samolyotning vertikal o'qi atrofida tebranishlarini susaytiradigan avtomatik boshqaruv tizimiga ega, ya'ni yo'nalish kanali "sof amortizator" dir. Rulda yoki uning alohida qismi burchak tezligi sensoridan keladigan vertikal o'qga nisbatan samolyot burilish burchak tezligining signali ō y = dps / dt va ortiqcha yuk signali n z dan foydalangan holda rul bloki tomonidan rad etiladi. chiziqli tezlashtirish sensoridan. Nazorat qonuni quyidagi shaklga ega:
Yo'nalish kanali "AP" avtopilot rejimida ACSni yoqishdan oldin tebranish damperi sifatida ishlay boshlashi mumkin. Bu rul rejimida amalga oshiriladigan parvozdan oldin bo'lishi mumkin. Bunday holda, rul avtonom burilish damperi (ADR, YD) tomonidan boshqariladi, bu uchuvchiga egilish burchagi bo'ylab tebranishlarni to'plashni bostirish orqali samolyotni boshqarishga yordam beradi.
Ma'ruza 7
7.1 Avtomatik parvoz paytida samolyotning barqarorligi va boshqarilishini ta'minlash
Avtopilotlar, qoida tariqasida, taxminan 300 metr balandlikda parvoz qilgandan so'ng ishlay boshlaydi va qo'nish oldidan o'chadi. Dvigatel nosozligi, chayqalish va boshqa qiyin sharoitlarda avtopilotlar ham o'chiriladi. Buning sababi, avtopilot ushbu rejimlarda barqarorlik, boshqariladiganlik va ishonchlilikning etarli darajasini ta'minlamaydi.
Avtopilotlarning rivojlanishi va ularni avtomatik boshqaruv tizimlariga aylantirish traektoriyani boshqarish va avtomatik qo'nish rejimlarining paydo bo'lishi bilan bog'liq. Ushbu rejimlarni taʼminlash uchun havo kemasining barqarorligi va boshqarilishi hamda buning natijasida uning barcha bosqichlarida avtomatik parvoz xavfsizligini oshirish boʻyicha qoʻshimcha chora-tadbirlar koʻrildi. Ushbu chora-tadbirlar, birinchi navbatda, nazorat qilish uchun qo'shimcha signallarni kiritish orqali "AP" rejimida nazorat qilish qonunlarini takomillashtirishga qisqartiriladi.
Ommabop
- Daromadli biznes: nikoh agentligini qanday ochish kerak
- A dan z gacha bo'lgan yulka plitalarini ishlab chiqarish biznes-rejasi. Qanday qilib yulka plitalarini ishlab chiqarish biznesini ochish kerak
- Franchayzing qiymati va egalik qiymati
- Ishga qabul qilish agentligini qanday ochish kerak
- Do'kon uchun binolarni ijaraga olishda odatiy xatolar
- Gullar savdosi uchun litsenziyani qanday olish mumkin
- Biznes markazlari va savdo markazlarining tasnifi
- Kartoshka yetishtirish biznesi: sotish xususiyatlari va foyda
- Rossiyadagi yangi loyihalar Dmitriy Sokov boshchiligida Rossiyadagi yangi loyihalar EuroChem kompaniyasini jahon yetakchisiga aylantiradi
- Nordman shinalari qaerda ishlab chiqariladi