что такое безбустерное управление самолетом

Система необратимого бустерного управления

7.2.1 Общие положения

Появление НБУ без перехода на НРУ было обусловлено эволюционным процессом развития авиации, характерными особенностями которого были:

Мш аэр, которые превышали физические возможности летчика даже при условии применения различных аэродинамических средств для снижения Мш аэр.

(2). Как показала авиационная практика, процесс доводки аэродинамических характеристик органов управления требовал большого объема аэродинамических исследований в трубах и полете особенно для самолетов, имеющих близкие к предельным с точки зрения ручного управления размеры и высокую скорость полета.

(3). С расширением области режимов полета весьма сложно стало обеспечивать приемлемые характеристики устойчивости и управляемости самолета аэродинамическими средствами. Для этого,

например, требовались увеличенные размеры хвостового оперения ($г. о., Sb. o. и т. д.), реализация которых привела бы к снижению аэродинамического качества и увеличению веса конструкции.

Поэтому радикальным средством обеспечения приемлемых характеристик перспективных самолетов было применение автоматических систем на базе необратимого бустерного управления(рис.7.2).

Основными элементами НБУ являются рулевой привод(РП), загрузочное устройство с триммерным механизмом и система гидравлического (электрического)питания. Все эти устройства должны иметь очень высокую надежность на уровне механической системы управления. Это достигается применением многократного резервирования, при котором вероятность полного отказа НБУ может быть отнесена к практически невероятным событиям.

Для НБУ характерны следующие особенности:

а) усилия при управлении в НБУ определяются характеристиками искусственной загрузки рычагов управления независимо от закона изменения Мш аэр. Усилия на рычагах управления могут быть сделаны такими, какие необходимы из условий управляемости и безопасности полета;

б) в НБУ могут быть включены различные автоматические устройства для улучшения характеристик устойчивости и управляемости (СУУ) Исполнительные элементы этих устройств могут быть сделаны небольшой мощности, поскольку они расчитываются на усилия, действующие во входной части механической проводки (трение в проводке, трение в золотниках привода, усилия, создаваемое загрузочным устройством).

Проблема “отдачи» на рычаги управления (обусловленная трением в золотниках) при работе автоматических устройств, включаемых дифференциально, может быть решена либо созданием незначительного предварительного затяга в загрузочном устройстве, либо применением небольшого вспомогательного привода в механической проводке управления; *

в) механическая проводка управления может быть сделана более легкой, поскольку она должна расчитываться на меньший уровень

. Как уже отмечалось, максимальным противодействующим усилием для дифференциально включаемых автоматических устройств является трение в золотниках рулевых приводов, а для параллельно включаемых автоматических устройств (САУ)—трение в проводке и золотниках рулевых приводов и усилия от загрузочного устройства.

При нормальном управлении самолетом (без отказов) усилия управления в канале тангажа, например, для гражданских самолетов не должны превышать — 35 кг, это существенно меньше того уровня усилий, который может создать один или два летчика, используя свои физические возможности. (Например, при расчете на прочность при штурвальном ручном управлении принимается максимальное усилие от одного летчика 120 кг, от двух—240 кг).

Поэтому для уменьшения усилий в элементах механической проводки в НБУ от летчика или от исполнительных устройств автоматических систем(например, в случае несоответствия скоростей между исполнительными устройствами автоматических систем и рулевым приводом, т. е.когда исполнительное устройство имеет более высокую скорость, чем рулевой привод)в проводку управления целесообразно включение пружинной тяги, расчитанноїй на максимальной уровень противодействующих усилий(с некоторым запасом).

г) на органах управления(руль высоты, руль направления, элероны)вместо осевой компенсации, которая могла быть причиной снижения аэродинамического качества, может использоваться конструктивная компенсация. Кроме того, нет необходимости применять такие дополнительные поверхности как сервокомпенсатор и аэродинамический триммер;

д) НБУ в меньшей степени чувствительно к шарниным моментам органов управления, поэтому возможно использовать большие углы отклонения рулей, реализуя максимальную их эффективность; объем аэродинамических исследований может быть существенно сокращен. Возможные неточности В определении Ш аэр. могут быть компенсированы выбором запасов по тяге рулевого привода;

е) отсутствие в НБУ устройств переключения в рулевых

приводах и загрузочных механизмах рычагов управления упрощает конструкцию системы управления, повышает ее надежность;

ж) отпадает необходимость применять триммеры на органах управления. В НБУ может применяться либо триммерный механизм, либо триммируемый стабилизатор;

з) летчики в процессе эксплуатации самолета имеют дело только с одним типом системы—НБУ, обладающей в зависимости от ее состояния(нормальное или с отказами) незначительным разбросом характеристик. Это облегчает освоение ее экипажем;

и) могут быть сняты противофлаттерные грузы, а безопасность в отношении флаттера обеспечна выбором характеристик привода с учетом отказа систем питания;

к) на самолете с НБУ нет необходимости применения системы стопорения рулей на земле — от порывов ветра. Эту задачу обеспечивают рулевые приводы.

Источник

Назначение бустерного управления и требования к нему

Бустерное управление

Лекция 15

С ростом скорости полета и особенно при переходе к сверхзвуковым скоростям происходит перемещение центра давления рулевой поверхности. По этой причине шарнирные моменты рулей и элеронов с изменением скорости могут резко изменять свою величину, а в некоторых случаях даже и знак.

На таких самолетах для обеспечения нормальной управляемости в системах управления рулевыми поверхностями устанавливаются специальные усилители – бустеры.

К бустерному управлению предъявляются следующие основные требования:

1) сохранение у пилота чувства управления;

2) возможность управления самолетом в случае выхода из строя бустера, что обеспечивается переходом на непосредственное управление либо включением аварийной системы;

3) возвращение рулей в нейтральное положение при брошенных командных рычагах (обратимость управления);

4) следование руля за командным рычагом практически без запаздывания при скорости его отклонения, не превышающей величины, определяемой допустимыми перегрузками при маневре;

5) простота конструкции бустера, возможно меньшая его масса, надежность в эксплуатации, удобство подхода

к агрегатам бустера для осмотра и регламентных работ.

Силовой привод бустера располагается как можно ближе к рулевой поверхности, что уменьшает нагрузки и трение в проводке управления, а следовательно, позволяет уменьшить ее массу.

По способу создания усилия на командном рычаге бустерное управление можно разделить на две схемы: обратимую и необратимую.

При обратимой схеме бустерного управления усилие на командном рычаге пропорционально величине шарнирного момента рулевой поверхности. Здесь большая часть усилия, необходимого для отклонения руля, создается бустером, а небольшая его часть, составляющая постоянный процент от общего усилия, передается с командного рычага.

При необратимой схеме бустерного управления все усилие, необходимое для отклонения рулевой поверхности, создается бустером. Для обеспечения чувства управления усилие на командном рычаге при отклонении руля создается специальным загрузочным механизмом. Здесь усилие на командном рычаге уже не будет пропорционально величине шарнирного момента. Загрузочные механизмы обеспечивают также и обратимость – возвращают рули в нейтральное положение при брошенных командных рычагах.

На скоростных дозвуковых самолетах для получения допустимой (с точки зрения усилия на командном рычаге) величины шарнирного момента руля требуется настолько большая аэродинамическая компенсация, что может привести к перекомпенсации руля на некоторых углах его отклонения. Во избежание этого приходится уменьшать аэродинамическую компенсацию, а это приводит к увеличению усилий на командном рычаге.

Поэтому на таких самолетах целесообразно применять обратимую схему бустерного управления.

На сверхзвуковых самолетах, где при возникновении кризисных явлений происходит резкое изменение величин шарнирных моментов, а в некоторых случаях даже и изменение их знака, применяется необратимая схема бустерного управления.

Необратимая схема бустерного управления всегда применяется на сверхзвуковых самолетах с цельноуправляемым горизонтальным оперением. Ось вращения оперения для уменьшения величин шарнирных моментов размещают между центрами давления при дозвуковой и сверхзвуковой скорости. По этой причине шарнирный момент цельноуправляемого горизонтального оперения при переходе с дозвуковой к сверхзвуковой скорости меняет свой знак, что и делает невозможным применение обратимой схемы бустерного управления (из-за создания «неправильных» усилий на командном рычаге). Бустеры могут быть электрическими и гидравлическими. Более широкое применение получили гидравлические бустеры.

По типу силового привода различают гидравлические бустеры поступательного и вращательного действия. Значительно чаще применяются гидравлические бустеры поступательного действия.

Обратимая схема бустерного управления

Обратимая схема бустерного управления характеризуется так называемым коэффициентом усиления, который представляет собой отношение величины общего усилия, необходимого для отклонения рулевой поверхности, к величине усилия, передаваемого с командного рычага.

Коэффициент усиления может создаваться тремя способами: механическим, гидравлическим и смешанным.

На рисунке 1 показана схема бустера, в котором коэффициент усиления создается механическим способом.

Бустер работает следующим образом. При перемещении тяги 1, связанной с командным рычагом управления, рычаг 2 поворачивается вокруг точки О и передвигает стержень 3, а следовательно, и шток золотника. Перемещение золотника открывает путь жидкости из магистрали нагнетания гидросистемы в бустер. Давление жидкости на поршень в бустере создает усилие в штоке 5, которое через рычаг 2 передается на тягу 4 и вызывает отклонение руля. Из другой полости бустера жидкость вытесняется через золотник в бачок гидросистемы.

Движение рычага 2 перемещает одновременно и золотник, который при прекращении перемещения тяги 1 занимает нейтральное положение, перекрывая подачу жидкости в бустер. Таким образом, отклонение руля всегда следует за перемещением тяги 1 и, следовательно, за отклонением командного рычага, с которым эта тяга связана.

При брошенном командном рычаге усилие в тяге 1 становится равным нулю, следовательно, рычаг 2 не будет уравновешен и под действием усилия в тяге 4 он отклонится, поворачиваясь вокруг шарнира О. Отклонение рычага 2 вызывает перемещение золотника, что приводит к подаче жидкости в бустер и перемещению его поршня.

Система уравновесится при нулевом усилии в тяге 4, т.е. тогда, когда шарнирный момент рулевой поверхности станет равным нулю.

Если усилие в тяге 1 обозначим Р, а усилие в тяге 4 – Р_р, то коэффициент усиления i = Р_р / Р.

Зависимость между усилиями Р и Р_р получается из условий равновесия рычага 2. Если не учитывать сил трения, то эти условия запишутся в виде:

и , где Р_б – усилие в штоке бустера 5. Отсюда:

После подстановки значения Р_р получим следующее выражение для коэффициента усиления:

Таким образом, коэффициент усиления в этой схеме бустера при пренебрежении силами трения определяется только соотношением размеров плеч рычага 2.

Схема бустера, в котором коэффициент усиления создаётся гидравлическим способом, изображена на рисунке 2.

Этот бустер работает следующим образом. При передвижении тяги 1, связанной с командным рычагом управления, перемещается золотник, и жидкость из магистрали нагнетания начинает поступать в бустер. Давление жидкости на неподвижный поршень бустера 2 вызывает перемещение его корпуса и присоединенной к нему тяги 3 управления рулем. Из другой полости бустера жидкость через золотник идет в бачок гидросистемы. Движение корпуса бустера вызывает одновременное перемещение жестко соединенного с ним корпуса золотника, что при остановке движения тяги 1 приводит к прекращению подачи жидкости в бустер.

Таким образом, и здесь отклонение руля всегда следует за отклонением командного рычага. При брошенном командном рычаге и в этом бустере равновесие наступит тогда, когда шарнирный момент рулевой поверхности станет равным нулю.

Из схемы видно, что когда Р = 0, то золотник и бустер будут перемещаться до тех пор, пока не станет и Р_р = 0.

Коэффициент усиления этого бустера: . Условие равновесия бустера:

Но так как: , а

где р – давление жидкости в гидросистеме, а F_б и F_зол – площади поршней бустера и золотника, то:

Тогда:

Следовательно, если не учитывать сил трения, коэффициент усиления в этом бустере зависит от соотношения площадей поршней бустера и золотника.

На рисунке 3 показана схема бустера, в котором коэффициент усиления создается смешанным способом,

т. е. используются оба принципа, рассмотренные в предыдущих схемах.

При перемещении тяги 1, связанной с командным рычагом, рычаг 2 поворачивается вокруг точки О, перемещая золотник, вследствие чего жидкость из магистрали нагнетания начинает поступать в бустер. Давление жидкости на поршень бустера создает усилие в тяге 5, что приводит к отклонению руля. На тягу 5 передается также усилие тяги 4, которое получается в результате приложения нагрузки на рычаг 3 в точке О от рычага 2.

Как и в предыдущих схемах, при брошенном командном рычаге система уравновешивается тогда, когда шарнирный момент рулевой поверхности становится равным нулю.

В этой схеме коэффициент усиления бустера: . В результате её анализа получаем:

. Тогда коэффициент усиления:

Таким образом, коэффициент усиления этого бустера при пренебрежении силами трения зависит от соотношения плеч рычагов и от соотношения площадей поршней бустера и золотника.

Необратимая схема бустерного управления

Бустеры этой схемы управления, в свою очередь, можно разделить на бустеры с обратной рычажной связью и бустеры простого действия.

Необратимая схема управления с бустером Необратимая схема управления

с обратной рычажной связью с бустером простого действия

На схеме (рис.4) при перемещении тяги 1,связанной с командным рычагом, поворачивается рычаг 2 и передвигает золотник, что открывает доступ в бустер жидкости из магистрали нагнетания. Под давлением жидкости поршень бустера со штоком 3 и тяга 4 начинают перемещаться, отклоняя руль. При этом начинает двигаться рычаг 2, вызывая перемещение золотника, благодаря чему отклонение рулевой поверхности следует за перемещением тяги 1, а, следовательно, и за отклонением командного рычага, с которым эта тяга связана.

Усилие на командном рычаге, имитирующее чувство управления, создается загрузочным механизмом 5. При брошенном командном рычаге загрузочный механизм устанавливает в нейтральное положение тягу 1, что приводит к установке в нейтральное положение и рулевой поверхности.

На схеме (рис.5) перемещение тяги 1, связанной с командным рычагом, вызывает перемещение золотника, благодаря чему жидкость из магистрали нагнетания поступает в бустер. Давление жидкости на неподвижный поршень бустера 2 вызывает перемещение его корпуса и присоединенной к нему тяги З, что приводит к отклонению руля. Движение корпуса бустера вызывает перемещение жестко соединенного с ним корпуса золотника, чем и обеспечивается соответствие отклонения руля отклонению командного рычага.

Чувство управления обеспечивается загрузочным механизмом 4. Здесь так же, как и в предыдущей схеме, при брошенном командном рычаге загрузочный механизм устанавливает тягу 1 в нейтральное положение, что приводит к установке в нейтральное положение и рулевой поверхности.

Нам важно ваше мнение! Был ли полезен опубликованный материал? Да | Нет

Источник

СИСТЕМА БУСТЕРНОГО УПРАВЛЕНИЯ,

НАЗНАЧЕНИЕ ПРИНЦИП ДЕЙСТВИЯ.

Для уменьшения нагрузок на рычагах управления рулевыми поверхностями и несущими винтами в системах управления предусматриваются усилители. Преимущественное применение в настоящее время имеют гидравлические усилители (гидро­приводы), обладающие высоким быстродействием, надеж­ностью и относительно небольшой массой. Высокая надежность гидропривода достигается подачей рабочей жидкости к нему из нескольких (трех или четырех) автономных гидросистем.

Отклоняя рычаг управления, пилот через механическую проводку перемещает золотник гидроусилителя, на что требуется незначительное усилие. Золотник направляет поток жидкости, поступающей под давлением из гидросистемы, в одну из полостей гидроцилиндра. Давлением жидкости шток гидроцилиндра перемещается и отклоняет рулевую поверхность. Рабочий ход золотника мал, поэтому практически сразу же с перемещением рычага управления начинает перемещаться и шток гидроцилиндра.

Гидроусилители устанавливают обычно непосредственно у рулей, что улучшает противофлаттерные характеристики ВС и повышает жесткость системы управления. Усилители включаются по необратимой и обратимой схемам.

СХЕМЫ ВКЛЮЧЕНИЯ БУСТЕРА, НЕОБРАТИМАЯ И ОБРАТИМАЯ.

Принцип работы усилителя необратимой схемы в системе управления рулем высоты рассмотрим на (рис. 6.11.).

В исходном положении рычага управления рулем золотник усилителя находится в нейтральном положении, перекрывая каналы к полостям гидроцилиндра. Жидкость, запертая в гидроцилиндре, фиксирует руль в определенном положении. При отклонении рычага управления вперед качалка гидроусилителя поворачивается относительно оси О и смещает золотник вправо; открывается канал подвода жидкости из напорной линии в правую полость гидроцилиндра. При этом левая полость цилиндра сообщается с линией слива жидкости в бак. Давлением жидкости поршень переместится влево, отклоняя руль вниз.

Рис. 6.11. Схемы необратимого (а) и обратимого (б) гидроусилителей:

1 –рычаг управления рулем; 2 –золотник; 3 –шток; 4 –поршень;

5 –гидроцилиндр; 6 –руль ; 7 — качалка; 8,10 — тяги; 9 –пружинный загружатель

При движении поршня нижний конец качалки следует за ним и перемещает золотник к нейтральному положению. Когда движение рычага управления прекратится, золотник займет нейтральное положение и снова перекроет полости цилиндра.

Таким образом, движение рычага управления и отклонение руля протекают одновременно и с прекращением перемещения рычага прекращается и отклонение руля. Рассмотренный гидроусилитель всю аэродинамическую нагрузку, действующую на руль, передает на конструкцию ВС и пилот не ощущает усилий при отклонении руля.

ЗАГРУЗОЧНЫЕ МЕХАНИЗМЫ.

Для имитации аэродинамических нагрузок на рычаге управ­ления в систему с необратимым гидроусилителем включают пружинный загружатель или другое загрузочное устройство. Недостаток пружинного загружателя состоит в том, что нагруз­ка на рычаге управления зависит от перемещения рычага, а не от аэродинамического шарнирного момента на руле. Поэтому пилот может допустить чрезмерную перегрузку, управляя самолетом. В связи с этим в системы управления включают два пружинных загружателя: взлетно-посадочный и полетный. Взлетно-посадочный загружатель включен в систему постоянно. Полетный загружатель включается в полете, он резко увеличи­вает нагрузки на рычаге управления рулем при его отклонении на угол более определенного значения. На взлете и посадке полетный загружатель отключается автоматически или вруч­ную.

К пружинным загружателям подключаются механизмы триммирования усилий на рычагах управления ВС, предназна­ченные для уменьшения усилий, передающихся с загружателей на проводку систем управления в установившемся режиме полета. Триммирование усилий осуществляется обычно с по­мощью электромеханизма.

На больших скоростях полета в системе с усилителями обратимой схемы нагрузки на рычаге управления могут резко уменьшаться вследствие возникновения на несущей поверхнос­ти скачков уплотнения. Возникает несоответствие между скоростью полета и усилием на рычаге управления. В связи с этим на скоростных самолетах применяют в основном усилите­ли необратимой схемы.

Источник

Простейшие системы управления.

На рис. 23.23 а показана система управления самолета Ил-28 с максимальной скоростью полета V_max до 900 км/ч, дальностью полета L_max = 2500 км и массой порядка 20 т.

Несмотря на сравнительно высокое значение V_max система управления этого самолета представляла собой смешанную проводку управления. В этой системе рычаги управления были связаны с рулями и элеронами без использования гидравлических или электромеханических приводов – усилителей мощности управляющих сигналов от летчика или автоматических устройств (автопилота). Источником энергии для отклонения органов управления в этой системе оставались мускульная сила летчика или усилия рулевых машин автопилота.

Рис. 23.24. Система управления дозвукового самолета

Управление РВ осуществлялось от штурвальной колонки 1 с помощью тросовой проводки, проложенной на роликах 7 по обоим бортам фюзеляжа (для повышения живучести системы управления) до качалок 8 и тяг 9 к РВ. В хвостовой части фюзеляжа слева на борту была расположена рулевая машина (РМ) 4 автопилота (АП), соединенная тросами 10 с проводкой управления РВ.

Управление элеронами осуществлялось от штурвалас помощью смешанной проводки управления: тросами на роликах от штурвальной колонки до заднего лонжерона центроплана и тягами в роликовых направляющих вдоль крыла до элеронов. Передача движения от тросов на тяги обеспечивалась креплением тросов к центральной тяге 5 с помощью хомута 6. Здесь же с помощью тросов к тяге 5 подключалась и РМ 4 управления элеронами от АП.

Управление РН осуществлялось от педалей 3, которые через вал 2 под полом кабины летчика соединялись тросами в направляющих роликах по правому борту фюзеляжа с качалкой и тягой к РН в хвостовой части фюзеляжа. Здесь же к проводке управления подсоединялась и РМ 4 АП.

Триммеры РН и элеронов отклонялись с помощью электромеханизмов с электродистанционным управлением. Триммеры РВ 15 (рис. 8.15, б) управлялись из кабины штурвальчиком 12, связанным тросовой проводкой с центральным механизмом 13 на заднем лонжероне стабилизатора, и далее валами 14 с винтовыми механизмами 11 триммеров РВ 15. Автопилот обеспечивал стабилизацию самолета на задаваемых летчиком (штурманом) режимах полета.

Развитие систем управления. Пример системы управления самолетом с высокой дозвуковой скоростью полета

Развитие магистральных пассажирских и транспортных самолетов сопровождалось при V_max = 900 км/ч увеличением их полезной нагрузки и взлетной массы, что приводило к значительному увеличению шарнирных моментов на органах управления М_ш.

Значение М_ш = y_pа(для элеронов М_ш=y_эла) нельзя уже было существенно уменьшить за счет увеличения плеча до руля выносом ГО на верхнюю часть стреловидного киля (при этом уменьшалась потребная величина Y_p), увеличения осевой компенсации (уменьшалось значение а) и уменьшения площади руля (уменьшалось значение y_р), как это было сделано на самолетах Ту-134, Ил-62. Управлять вручную только за счет мускульной силы с увеличением М_шстановилось все труднее и, наконец, стало практически невозможным. Это привело к тому, что в системах управления самолетом стали появляться гидравлические усилители мощности управляющих сигналов – гидроусилители (ГУ). Внедрению ГУ в систему управления способствовала также необходимость улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолета. Автоматизация системы управления в этих целях также потребовала использования гидравлических (ГУ) или электромеханических усилителей мощности.

на рис. 23.25 представлена система управления самолетом с высокой дозвуковой скоростью полета на примере системы управления самолетом Ту-134.

Рис. 23.25. система управления самолетом с высокой дозвуковой скоростью полета

Продольное, путевое и поперечное управление самолетом осуществляется РВ 22, РН 18, элеронами 12 и интерцепторами 13 (рис. 23.25 а).

РВ и элероны приводятся в действие вручную посредством штурвальных колонок 1 и их штурвалов. Конструкция отдельной штурвальной колонки приведена на рис. 23.6 а, а всего командного сдвоенного (для двух летчиков) поста управления на рис. 23.6 е в носовой части самолета (см. узел 1 рис. 23.25 а).

РН управляют с помощью однокамерного гидроусилителя (ГУ) 19 (рис. 23.25 б и узел ii), включенного по необратимой схеме и работающего от основной или при ее отказе – от автономной гидросистемы.

Предусмотрена возможность перехода на безбустерное (с отключением ГУ) ножное управление РН. Конструкция отдельного поста ножного управления показана на рис. 23.7 б.

Управление РВ и элеронами безбустерное.

В системе управления элеронами для улучшения характеристик управления по крену включен пружинный загрузочный механизм (ЗМ) 8, увеличивающий нагрузку на штурвале при его повороте. Нагрузка на педалях 2 при включении гидроусилителя создается взлетно-посадочным загрузочным механизмом 3.

Для ограничения углов отклонения РН на больших скоростях полета введен полетный ЗМ, связанный с тягами от педалей ножного управления. Включение ЗМ происходит автоматически при включении ГУ и уборке закрылков. Для уменьшения нагрузок от полетного ЗМ используют механизм триммерного эффекта (МТЭ), включением которого изменяют длину пружин в ЗМ и тем самым – нагрузку на РУ.

На самолете применен автопилот (АП). При рассогласовании электрических мостиковых схем датчиков АП (гироскоп с тремя степенями свободы) и рулевых машин (РМ), последние с помощью своих электромоторов создают крутящий момент на выходном валу РМ.

Рулевые машины: элеронов 7, РВ 21 и РН 29 – при помощи тросов 40, 34 и 28 и секторов 38, 20, 16 идвуплечих рычагов 36, 27 связаны с элементами жестких проводок следующих систем управления:

– элеронами (см. рис. 23.25 г, тяги 4);

– РН (см. рис. 23.25 б, тяга 5 и демпферы РАУ 17).

Выходные валы РМ связаны с потенциометрами обратной связи АП и при согласовании их мостиковых схем электромоторы РМ останавливаются, а управляющие перемещения в проводках управления от РМ прекращаются до нового момента рассогласования в мостиковых схемах АП из-за изменения в пространственном положении самолета.

Для обеспечения затуханий боковых колебаний самолета на всех режимах полета (при включенном АП) используют двухканальный демпфер рыскания, исполнительные механизмы которого рулевые агрегаты управления (РАУ) (см. поз. 17 на рис. 23.24 а, б).

Демпфер реагирует на изменение угловых скоростей самолета, ход его штока пропорционален угловой скорости ω_у. Демпфер автоматически включается при работающем ГУ и отключенном АП и отключается автоматически при включении АП и выключении ГУ.

Рули и элероны снабжены триммерами. Триммер РВ используется только при балансировке самолета относительно оси Z, а триммеры РН и элеронов, кроме этого, служат еще для разгрузки путевого и поперечного управления самолетом от чрезмерных аэродинамических нагрузок. Управление триммерами электромеханическое (см. рис. 23.25 е).

Рули от разбалтывания ветром на стоянке стопорятся механически. Для этого используется система с механизмами стопорения рулей. На рис. 23.25 б (поз. 30, 31, 32) представлен общий вид механизма стопорения РН и ограничители углов отклонения РН. Система стопорения сблокирована с секторами управления двигателей, что предотвращает взлет с застопоренными рулями.

Все жесткие тяги проводки управления (поз. 4, 5, 6 на рис. 23.25) проложены на поддерживающих качалках и в роликовых направляющих (см. рис. 23.12 к, л). Зазор между тягами и текстолитовыми роликами направляющих, посаженными на оси на подшипниках, не более 0,6 мм.

Качалки – литые с подшипниками во всех сочленениях и внутри ступиц.

Тяги изготовлены из дюралевых анодированных и загрунтованных труб диаметром 40. 45 мм. Они могут регулироваться по длине.

Тросы оцинкованы. Они имеют предварительную вытяжку при нагрузке до 60%от разрушающей.

Регулировка тросов производится тандерами (см. рис. 23.9 д). Все выводы проводки управления из гермокабины герметизированы.

Кроме уже рассмотренных выше позиций, на рис. 23.25 показаны: 8 – ЭМ в системе управления элеронами; 9 – направляющие для тяг; 10 – тяги; 11 – двуплечая качалка; 13 – интерцепторы; 14 – гермовыводы; 23 – электромеханизм управления стабилизатором; 24 – тяга в киле к РВ; 26 – барабан; 29 – карданный вал РН; 33 – задний лонжерон киля; 39 – ролик для троса 40 от РМ к сектору 38.

На рис. 23.25 б показана схема подключения РМ РН; на рис. 23.25 в – схема подключения РМ РВ; на рис. 23.25 г – схема подключения РМ элеронов.

Дальнейшее развитие систем управления может быть связано с уменьшением запаса статической устойчивости самолета, обеспечивающим повышение аэродинамического качества самолета из-за снижения потерь на балансировку самолета и выигрыш в массе за счет снижения площади и массы ГО. Однако это потребует введения в систему управления автоматов продольной устойчивости. Представляет также интерес введение систем активного управления для перераспределения с помощью подвижных частей крыла воздушных нагрузок на крыле для уменьшения изгибающих моментов. Последнее может быть использовано для уменьшения массы крыла или увеличения перегрузок на маневре n_у.

Перспективен переход на электродистанционное насыщенное компьютерами с большой степенью резервирования управление с боковыми ручками управления вместо традиционных штурвальных колонок. Это позволяет высвободить большой объем пространства в кабине экипажа, получить более высокие точностные характеристики при передаче управляющих сигналов, повысить еще более надежность системы управления и безопасность полета.

СРЕДСТВА АВТОМАТИЗАЦИИ

Общие положения

Два условия определяют пути обеспечения безопасности при отказе автоматики:

Условие I подразумевает, что главную роль играет летчик, технические средства в этом случае могут быть просты, но надежны.

Условие II обусловливает обеспечение безопасности независимо от летчика. Его выполнение требует обеспечения высокого уровня надежности системы и достигается многократным резервированием элементов, что приводит к усложнению и удорожанию аппаратуры, а также значительному увеличению трудоемкости технического обслуживания и контроля.

При многократном резервировании используется принцип кворумирования, т. е. определения верного сигнала по большинству правильно работающих в данный момент элементов. При этом обеспечивается возможность отключения неисправного элемента или устройства без нарушения работоспособности системы.

Большое значение в обеспечении надежности управления имеют устройства непрерывного контроля в полете главных параметров, характеризующих работоспособность системы и выдающих информацию о возникающих отказах на пульты пилота и бортинженера. Увеличение надежности достигается также разделением рулевых поверхностей на секции, каждая из которых управляется рулевыми приводами от различных гидравлических систем.

В настоящее время в авиации для более надежного обеспечения безопасности полета используются полуавтоматические системы управления. Полностью автоматизируются только режимы полета и функции управления, на которых вмешательство летчика не может предотвратить опасных последствий полета.

Источник