69199

Класифікація систем керування літаком

Лекция

Астрономия и авиация

Залежно від виконуваних завдань по керуванню літаком системи керування розділяють на основні і допоміжні. До основних систем прийнято відносити системи керування рульовими поверхнями кермом висоти кермом напрямку і елеронами.

Украинкский

2015-02-14

1.88 MB

17 чел.

(Л16)    3.15. Класифікація систем керування літаком      [1], c. 108-111

Залежно від виконуваних завдань по керуванню літаком, системи керування розділяють на основні і допоміжні. До основних систем прийнято відносити системи керування рульовими поверхнями – кермом висоти, кермом напрямку і елеронами. До допоміжних систем відносяться системи керування авіадвигунами; елементами механізації крила; тримером керма; шасі; гальмами і так далі.

Залежно від зусилля, що створюється для переміщення рульових поверхонь, основні системи можуть бути прямого або бустерного керування. При прямому керуванні льотчик за рахунок мускульних зусиль рук і ніг переміщає рульові поверхні. Проте, на важких літаках і літаках, що літають з великими швидкостями, аеродинамічні навантаження на поверхню керма досягають великих значень. Фізичних зусиль льотчика стає недостатньо для здійснення необхідного переміщення керма. Тому до проводки керування підключають електричні або гідравлічні приводи, які називаються підсилювачами (бустерами). В цьому випадку льотчик переміщає не рульову поверхню, а золотник гідропідсилювача. Гідропідсилювач, створюючи зусилля, залежні від величини швидкісного напору і площі поверхні керма, відхиляє кермо на необхідний кут.

Для полегшення роботи льотчика по керуванню літаком, особливо при тривалих польотах, в систему керування включаються автоматичні пристрої. Залежно від ступеня участі льотчика і автоматичних пристроїв в процесі керування польотом літака розрізняють наступні види керування: ручне (штурвальне), директорне (напівавтоматичне)  і  автоматичне.

Ручне керування є найбільш важливим видом керування для пілотованих ЛА. Воно використовується на найбільш складних і відповідальних етапах польоту, а також при відмовах автоматичної системи керування. При ручному керуванні льотчик, отримуючи інформацію від приладів виробляє рішення про необхідну зміну руху літака і дію на органи керування. Таким чином, при ручному керуванні льотчик безперервно зайнятий процесом керування літаком. Ручне керування ефективне лише в тому випадку, якщо літак як об'єкт керування володіє на всіх режимах польоту цілком певними характеристиками стійкості і керованості. Для забезпечення стійкості і керованості літаків на них встановлюються різні бортові системи автоматизації керування, до яких відносяться: автомати регулювання управління (АРУ), автомати завантаження ручки керування і обмежень ходу важелів керування, автомати демпфірування (демпфери), автомати стійкості, автомати безпеки або обмеження граничних режимів, системи гасіння аеропружних коливань, а також різні системи дистанційного керування. Чисте ручне керування на сучасних літаках практично зникає, оскільки демпфери, автомати стійкості, автомати безпеки і тому подібне стають невід'ємною частиною системи керування.

При директорному керуванні польотом льотчик звільнений від необхідності виконання розрахунків необхідних дій на органи керування за показами багаточисельних приладів. Інформація про координати положення літака поступає на систему відображення інформації і на обчислювач траєкторного керування, який розраховує задані значення параметрів керування  (наприклад, задані крен γзад і перевантаження nyзад). Відхилення поточних значень параметрів траєкторного керування від заданих з певними масштабними коефіцієнтами подаються на стрілки командного приладу (КП), які вказують льотчику напрям відхилення ручки керування (штурвалу) в бічному і поздовжньому напрямі. Встановлюючи командні стрілки в нейтральне положення, льотчик забезпечує тим самим рівність поточних і заданих значень параметрів керування, тобто видержування літака на заданій траєкторії польоту.

Таким чином, при директорному керуванні дії льотчика зводяться до контролю положення командних стрілок і відхилення органів керування. При цьому підвищується точність керування на складних і відповідальних етапах польоту, таких, наприклад, як захід на посадку, політ на малих висотах та ін. Льотчик переходить на директорне управління перед включенням автоматичного режиму або для зміни параметрів польоту літака. Це робиться для того, щоб встановити задане положення літака і виключити тим самим різку зміну положення літака при включенні автоматичного режиму.

При автоматичному керуванні формування заданого маневру і керування літаком здійснюються автоматичною системою. Роль льотчика при автоматичному керуванні зводиться до контролю і, у ряді випадків, до вибору і завданню необхідного режиму польоту. Автоматичне керування забезпечує найбільшу швидкодію, точність і ефективність пілотування літаком, реалізовуючи складні оптимальні програми і алгоритми. В даний час автоматизуються такі етапи польоту, як політ на малих висотах, повернення на аеродром, захід на посадку та ін.

Залежно від рівня автоматизації процесу керування польотом літака автоматичні системи керування можна підрозділити на автопілоти (АП), системи автоматичного управління (САУ), пілотажні системи (ПС) і пілотажно-навігаційні комплекси (ПНК).


3.16. Елементі системи керування літаком    [1], c. 111-116

Керування літаком складається з систем керування кермом висоти (КВ), кермом напряму (КН) і елеронами (Е).

Схема розміщення поверхонь керування літаком Ан-148


FASINDO

T-CORBO

Будь-яка система керування літаком складається з командних важелів керування, що знаходяться в кабіні екіпажу, і механічної або електричної передачі (проводки), що зв'язує важелі керування з рульовими поверхнями (органами керування – Е, КН і КВ) літака. Найбільш широке застосування в системах керування літаком знайшла механічна передача. Проте, останнім часом на сучасних літаках впроваджується електрична передача керуючих сигналів до приводів органів керування, як надійніша в роботі, зручніша в прокладці, має меншу масу і ряд інших переваг.

Командні важелі керування як в механічній, так і в електричній передачах відхиляються  руками і ногами  льотчика.

У механічній передачі керуюче зусилля, що створюється мускульною силою льотчика, через проводку керування передається на органи керування (Е, КН і КВ) і відхиляє їх. Величина кута відхилення керма залежить від величини зусилля, прикладеного льотчиком до важелів керування.

В електричній передачі, при відхиленні важелів керування, виробляється електричний керуючий сигнал, який по дротах передається на приводи органів керування. Приводи органів керування відхиляють рульові поверхні на кут, пропорційний величині керуючого сигнала.

Управління кермом висоти і елеронами конструктивно зв'язане між собою – воно здійснюється одним важелем, що має два ступеня свободи (одна для  КВ, друга для  Е). Цей важіль, що зветься залежно від свого конструктивного виконання ручкою керування (легкі літаки рис. 3.40) або штурвальною колонкою (важкі літаки рис. 3.41), приводиться в дію руками льотчика. Управління кермом напряму здійснюється від іншого важеля, що має одну ступінь свободи. Цей важіль називається педалями
(рис. 3.42) і
переміщається ногами льотчика.

При відхиленні ручки керування (штурвальної колонки) на себе кермо висоти відхиляється вгору і створює додаткову силу лобового опору горизонтального хвостового оперення. Ця додаткова сила створює обертаючий момент, який прагне повернути літак відносно його поперечної осі (осі OZ зв'язаної системи координат) вгору і літак повертається вслід за ручкою керування, тобто носом вгору (рис. 3.40). При відхиленні ручки керування (штурвальної колонки) від себе кермо висоти відхиляється вниз і літак повертається вслід за ручкою, тобто носом вниз.

Рис. 3.40. Управління кермом висоти.


При відхиленні ручки або обертанні штурвалу вправо, правий елерон піднімається, а лівий елерон опускається. Піднімальна сила лівої частини крила збільшується, а піднімальна сила правої частини крила зменшується. Це приводить до обертання літака відносно його поздовжньої осі (осі ОХ зв'язаної системи координат) в праву сторону і створення правого крена літака. Переміщення ручки або обертання штурвалу вліво викликає підняття лівого елерона і опускання правого. При цьому відбувається, відповідна відхиленню елеронів, зміна піднімальної сили правої й лівої частин крила і літак створює лівий крен (рис. 3.41).

Рис. 3.41. Управління елеронами.

Управління кермом напряму здійснюється за допомогою ніжних педалей. Якщо льотчик переміщає праву педаль вперед, то кермо напряму відхиляється вправо і створює додаткову силу лобового опору вертикального хвостового оперення. Ця додаткова сила створює обертаючий момент, який прагне повернути літак щодо його нормальної (вертикальної) осі (осі OY зв'язаної системи координат) в праву сторону. Літак повертає вправо (рис. 3.42). Якщо льотчик переміщає ліву педаль вперед, то кермо напряму відхиляється вліво і літак повертає вліво.

Рис. 3.42. Управління кермом напряму.

Отже, система керування літаком виконана так, щоб дія на командні важелі відповідала рефлексам льотчика, тобто збережений принцип природності руху ручки і педалей. Принцип природності полягає в тому, що “літак йде за ручкою або педалями”:

- при відхиленні ручки на себе КВ відхиляється вгору і літак піднімає ніс;

- при відхиленні ручки від себе КВ відхиляється вниз і літак опускає ніс;

- при відхиленні ручки вправо правий Е піднімається, а лівий Е опускається і літак отримує правий крен;

- при відхиленні ручки вліво лівий Е піднімається, а правий Е опускається і літак отримує лівий крен;

- рух вперед правої ноги, що діє на педаль, викликає відхилення КН вправо і розворот літака вправо;

- рух вперед лівої ноги викликає відхилення КН вліво і розворот літака вліво.

Проводка керування може бути гнучкою, жорсткою або змішаною (рис. 3.43).

Рис. 3.43. Схема проводки керування:

а)гнучка:  1 – педаль;  2 – ролик;  3 – трос;  4 – кермо напряму;

б)жорстка:  5 – кермо висоти;  6 – качалка; 7 – елерон; 8 – тяга; 9 – ручка.

На рис. 3.43 чітко видно елементи системи керування польотом літака:

- у кабіні літака знаходяться командні важелі управління – педаль  1  (має одну ступінь свободи)  і ручка  9  (має два ступеня свободи);

- рульові поверхні (органи керування) – кермо напряму  4 (розташовано на килі), кермо висоти  5  (розташовано на стабілізаторі) і елерони  7  (розташовані на кінцях правої і лівої частин крила). Органи керування – це рухомі частини конструкції літака;

- проводка – тяги  8, трос  3,  качалки  6  і ролик  2.

Гнучка проводка керування (рис. 3.43, а) виконується з тонких сталевих тросів, діаметр яких вибирається залежно від навантаження, що діє, і не перевищує 8 мм. Оскільки троси можуть працювати лише на розтягування, то керування кермом у такому разі виконується за двопровідною схемою. Керуючий сигнал від педалей  1  до керма напряму  4  передається через гнучкий трос  3. Для зменшення провисання тросів керування на прямолінійних ділянках і їх підтримки використовуються ролики  2  і текстолітові направляючі.

У місцях перегину троса керування для зміни його напряму встановлюються ролики  1 (рис. 3.44), які пресують з текстоліту і для зменшення тертя при їх обертанні вмонтовують на шарикопідшипниках. Підшипники роликів насаджуються на вісь, яка закріплюється в кронштейні 2. Кронштейн 2 зазвичай відливають з магнієвих сплавів.

Рис. 3.44. Кронштейн з роликами для зміни напряму тросів керування.

Окремі ділянки тросів з'єднуються тандерами 1, а трос до тандерів і секторів кріпиться коушами 2 (рис. 3.45).

Рис. 3.45. З'єднання тросів:

1 – тандер;  2 – коуш.

Гнучку проводку не слід застосовувати при передачі великих зусиль, а також в тих випадках, коли від керування вимагається велика точність виконання. Для виконання цих вимог застосовується жорстка проводка.

Жорстка проводка (рис. 3.43, б) є системою жорстких тяг і качалок. Качалки служать проміжними опорами, які необхідні для ділення тяги на порівняно короткі ділянки. Чим коротше тяга, тим менше вірогідність вібрацій. Але чим більше роз'єднань у тяги, тим більше маса проводки. Вузол з роликовими направляючими  1  тяг  2  показаний на рис. 3.46. Тяги 2 мають трубчастий перетин, виготовляються з дюралюмінію, рідше зі сталі. Тяги між собою, а також з качалками з'єднуються наконечниками 3 з одним або двома вушками, в які вмонтовані шарикопідшипники, що допускають перекіс між осями тяги. Окремі наконечники мають різьбу для можливого регулювання довжини проводки.

Рис. 3.46. Вузол з роликовими направляючими тяг.

Для підвищення надійності керування кожна тяга іноді виконується з двох труб, вставлених одна в іншу. Основною трубою є зовнішня труба, а внутрішня – дублер основної труби. Кожна труба окремо може повністю сприйняти розрахункове навантаження, що доводиться на цю тягу.

Тяги жорсткої проводки 2 (рис. 3.47) вмонтовують на качалках 1 (рис. 3.47) і роликових направляючих 1 (рис. 3.46). Качалки служать для зміни напряму руху
(рис. 3.47, а), а також для зміни зусиль в тязі (рис. 3.47, б). Всі качалки мають шар
икопідшипники, що зазвичай допускають незначний перекіс кілець. Підшипники виключають можливість заїдань від перекосів при неточностях монтажу або деформаціях літака.

           

Рис. 3 47. Типи качалок:  а) для зміни напряму руху;  б) для зміни зусиль в тязі:

1 – качалка;   2 – жорстка тяга.

Достоїнства жорсткої проводки наступні: відсутність витягу проводки при експлуатації, що унеможливлює утворення люфтів; малі сили тертя; висока живучість. Недоліки жорсткої проводки в порівнянні з гнучкою – велика маса і потреба в значних об'ємах для її розміщення


3.17. Системи керування з підсилювачем    [1], c. 116-119

Зі збільшенням швидкостей польоту, розмірів і маси літаків навантаження на поверхні керування збільшуються. Проте зусилля на важелі, що обмежуються фізичними можливостями льотчика, не повинні перевищувати певних значень. При великих зусиллях на органах керування льотчик не може діяти досить швидко, що погіршує маневреність літака. Затвердилася думка, що потужна аеродинамічна компенсація і, отже, ручне керування, тобто керування без підсилювачів, можливі лише при швидкостях польоту, відповідних числу М не більше 0,9.

Відмова від використання повітряного потоку для зменшення навантажень на командні важелі керування літаком зажадала установки на літаку достатньо потужного джерела допоміжної енергії. Таким джерелом в більшості випадків є літакова гідросистема, пристосована для живлення бустерів (гідропідсилювачів), включених в систему керування літаком. За наявності гідропідсилювачів льотчик управляє не кермом, а розподільними пристроями гідропідсилювача.

Для вивчення роботи системи керування з гідропідсилювачами розглянемо систему керування кермом висоти літака (рис. 3.48).

Рис. 3.48. Система керування кермом висоти з гідропідсилювачем:

1 – важіль зворотного зв'язку;   2 – тяга керування;   3 – ручка керування;   4 – обмежувач ходу золотника;   5 – поршень;   6 – керуючий золотник;   7 – кермо висоти.


Вхідним елементом, що задає рух, служить ручка управління  3  (штурвальна колонка), яка знаходиться в кабіні льотчиків. При русі ручки вперед або назад повинне відхилятися кермо висоти  7. У горизонтальному польоті ручка управління  3  і поршень силового циліндра  5  знаходяться в нейтральному положенні, оскільки золотник  6, що управляє,  знаходиться в середньому положенні і своїми циліндровими поясочками перекриває прохідні перетини вікон а і б гідроциліндра і рідина в гідроциліндр не поступає.

Для набору висоти льотчик відхиляє ручку  3  на себе (на рис. 3.48 вліво). Це викличе рух тяги  2  і поворот важеля зворотного зв'язку  1  навколо нижнього шарніра В0. До початку першого етапу руху важіль зворотного зв'язку  1  займав положення  А0В0. Поворот важеля зворотного зв'язку  1  проти годинникової стрілки навколо точки  В0  приводить до зсуву золотника  6  вліво, тоді в розподільнику рідини з'являться дві щілини. Через щілину  а рідина під тиском почне поступати в силовий циліндр, через щілину  б  рідина з циліндра витіснятиметься в порожнину зливу. Під дією виниклого перепаду тиску в лівій і правій порожнинах силового циліндра поршень  5  переміщатиметься вправо, а його шток відхилятиме кермо висоти  7  вгору.

Момент початку руху поршня можна умовно вважати закінченням першого і початком другого етапу роботи гідропідсилювача на збурення з боку ручки керування. На другому етапі після закінчення руху ручки керування  3  точку  А1  важеля  1  можна вважати нерухомою. Тому важіль  1  при русі поршня  5  вправо буде повертатися і переміщати золотник  6  теж вправо. В результаті щілини  а  і  б  починають зменшуватися і повністю перекриються, надходження рідини в силовий циліндр припиниться і поршень 5 зупиниться.

При повороті ручки 3 в протилежну сторону рух всіх елементів гідропідсилювача і керма відбуватиметься у зворотному напрямі. Насправді двох окремих етапів руху слідкуючого приводу немає, оскільки обидва рухи: пристрою, що задає і механізму, що виконує, відбуваються майже одночасно. Механічні упори 4 обмежують максимальне відхилення золотника і, отже, максимальну швидкість відхилення керма.

Застосовують два різновиди гідропідсилювачів систем керування кермом: необоротні і оборотні. Необоротними називають такі підсилювачі, в яких навантаження, прикладене до вихідної ланки (наприклад, шарнірний момент керма), долається силовим вузлом і на ручку керування не передається, а льотчик не відчуває цього навантаження. Описана вище і приведена на рис. 3.48 схема гідропідсилювача необоротна. Для створення на ручці “відчуття” керування її навантажують за допомогою спеціальних пристроїв. Найпростіше з них – пружина з лінійною залежністю зусилля від відхилення ручки. Проте такі пристрої не задовольняють льотчиків, оскільки створюють на органах керування однакові зусилля при мінімальній і максимальній швидкостях польоту і легко можуть стати причиною небезпечного перевантаження літака при маневрі. Поширення набули автомати навантажень, що створюють зусилля залежно від швидкісного натиску і кута відхилення поверхні керування. Такі автомати навантажень у поєднанні з необоротними підсилювачами дають можливість вибору найкращих характеристик керованості для будь-якого літака. Щоб звільнити льотчика від утомливої необхідності “тримати” зусилля, при ручному керуванні завантажувальний пристрій забезпечується механізмом тримірного ефекту.

Необоротні системи застосовуються в основному при великих навантаженнях на органи керування і в тих випадках, коли немає необхідності створювати на ручці відчуття навантаження виходу.

На легких літаках набули поширення оборотні системи керування, в яких забезпечується передача відомої частини аеродинамічних навантажень, що діють на кермо, на ручку керування. Подібне керування з пропорційною чутливістю на ручці зменшує можливість перевантаження конструкції при різних еволюціях літаків. Навантаження від шарнірного моменту може бути передане на ручку або за допомогою відповідної системи важеля зворотного зв'язку, або гідравлічним способом.


(Записати)

При ручному керуванні льотчик, отримуючи інформацію від приладів, приймає рішення про необхідну зміну руху літака і дію на органи керування за допомогою командних важелів керування (ручка, штурвал, педалі). Таким чином, при ручному керуванні льотчик безперервно зайнятий процесом керування літаком.

При директорному керуванні льотчик звільнений від необхідності виконання розрахунків необхідних дій на командні важелі керування. Ці розрахунки виконує обчислювач траєкторного керування. При директорному керуванні дії льотчика зводяться до контролю положення стрілок командних приладів і відхилення органів керування (за допомогою тих же командних важелів).

Автоматичне керування літаком здійснює автоматична система керування. Роль льотчика при автоматичному керуванні зводиться до контролю і, у ряді випадків, до вибору і завдання необхідного режиму польоту за допомогою командних важелів керування.

(Записати)

Зі збільшенням швидкостей польоту, розмірів і маси літаків навантаження на рульові поверхні літака збільшуються і пілот не в змозі їх здолати. Тому на літаку встановлюється потужне джерело енергії – гідросистема, яка живить гідропідсилювачі (бустери), що відхиляють кермо. При включенні в проводку керування гідропідсилювачів пілот відхилює рульові поверхні не за рахунок мускульних зусиль, а переміщає золотник гідропідсилювача, змінюючи його продуктивність (тиск в порожнинах гідропідсилювача) і вже гідропідсилювач відхиляє рульові поверхні.


Схема керування рульовими поверхнями літака Ту – 154.


Схема керування рульовими поверхнями літака Ту – 154:

1 - педаль управління КН;  2 - колонка управління КВ;  3 - штурвал управління елеронами;   4 - рама правого пульта управління;  5 - механізм регулювання педалей під ріст пілота;  6 - карданний вал;  7 - рама лівого пульта управління;  8 - злітно-посадочний пружинний завантажувач КН;  9 - проводка управління КН;  10 - кронштейн;  11 - електромеханізм МП-100М-27 тримерного ефекту завантажувача КН;  12 - проводка управління КВ;  13 - проводка управління елеронами;  14 - польотний завантажувач (тангажу);   15 - пружинний завантажувач елеронів;  16 - датчик ДПС-1 (крену);  17 - стежача тяга (крену);  18 - електромеханізм МП-100М-32 тримерного ефекту завантажувача елеронів;       19 - рукоятка управління середніми інтерцепторамі;  20 - качалка коромисла управління КН;  21 - качалка коромисла управління КВ;  22 - проводка управління елеронами;          23 - проводка управління КН;    24 - проводка управління КВ;  25 - роликова направляюча тяги проводки управління;  26 - трос управління середніми інтерцепторамі;  27 - ролик тросової проводки;  28 - редуктор з електроприводом ЭПВ-8П управління передкрилками;   29 - трансмісія;  30 - рульовий агрегат РА-56В-1 (елеронів);  31 - установка герметичного вузла управління елеронами;  32 - розподільний барабан;  33 - елерон;  34 - рульовий привід РП-55 (елеронів);   35 - диференціальний механізм;  36 - пружинна тяга;         37 - елерон-інтерцептор (зовнішній інтерцептор);  38 - рульовий привід РП-57;  39 - рульовий привід РП-58;  40 - рульовий привід РП-59;  41 - середній інтерцептор;  42- внутрішній інтерцептор;  43 - гідравлічний привід (гідроциліндр);  44 - гермовивід тяги управління кермом;  45 - рульовий агрегат РА-58В-1 (КН);   46 - рульовий агрегат РА-56В-1 (КВ);  47 - КН;  48 - рульовий привід РП-56 (КН);  49 - пружинна тяга;   50 - рульовий привід РП-56 (КВ);  51 - стабілізатор;  52 - датчик ДС-10 положення КВ;  53 - КВ;  54 - підйомник стабілізатора з електромеханізмами МУС-ЗПТВ і МКВ-40;  55 - стежача тяга (тангажа);  56 злітно-посадочний пружинний завантажувач (тангажу);  57 - механізм включення польотного завантажувача (тангажу);  58 - електромеханізм МП-100МТ-40 включення польотного завантажувача (тангажу);   59 - електромеханізм МЭТ-4У-45 тримерного ефекту завантажувачів (КВ);  60 - датчик ДПС-4.


Установка рульового агрегату РА-56В-1 в системі управління КВ:

1 - кронштейн;  2 - рульовий агрегат РА-56В-1;  3 - тяга (до пілотів);  4 - тяга (до керма);  5 - хомутик;  6 - качалка коромисла;  7 - кронштейн;  8 - центруюча пружинна тяга;  9 - кронштейн;  10 - сполучна ланка.


 

А также другие работы, которые могут Вас заинтересовать

62383. Повторение изученного материала. Игра «Информация и мы». «Обо всём понемногу» 49.92 KB
  Цели и задачи урока: закрепление представления учащихся о понятии «информация, развитие логического мышления учащихся, памяти, внимания; развитие познавательного интереса учеников; формирование активности и самостоятельности учащихся...
62384. I AM A STUDENT 97.63 KB
  To ask repeatedly; to ease suffering; to gain firsthand experience; to be a volunteer; to deliver to the emergency room; to intend to become a doctor; obliging and grateful patients; a glamorous job; infirm patients; the cause of his death...
62386. Articles (definite, indefinite), nouns (singular, plural), possessives, pronouns 23.88 KB
  Множественное число существительных Основным способом образования множественного числа имён существительных является прибавление окончания s или es к форме существительного в единственном числе. Ряд существительных образуют форму множественного числа особым образом.
62387. Урок немецкого языка. Введение 79.55 KB
  Sie-личное местоимение 3-го лица множественного числа, используется как форма вежливости (пишется всегда с заглавной буквы). sind-3-е лицо множественного числа от глагола-связки sein быть. ja употребляется при утвердительном ответе на вопрос без вопросительного слова.