NOSTOJEN LISÄÄMINEN

Kuten jo todettiin, nopeaan lentoon suunnitellun pienen vastuksen siiven lentokokoonpanossa ei ole hyviä kantavuusominaisuuksia alhaisilla lentonopeuksilla ja siksi sillä on erittäin korkeat pysähtymisnopeudet. Suuri juminopeus lentokokoonpanossa voitaisiin sallia edellyttäen, että kaikki nopeusvarat ja ilma-alusten toimintasäännöt on analysoitava perusteellisesti, mutta tällaista nopeutta ei voida hyväksyä, koska se lisää lentokoneen nousu- ja laskuetäisyyksiä. Siksi juminopeuden ja siihen liittyvien nopeuksien vähentämiseksi nousun ja laskun aikana käytetään laitteita, jotka auttavat lisäämään nostoa. Näiden laitteiden käyttö auttaa luonnollisesti lyhentämään lentokoneen nousu- ja laskuetäisyyttä.

Käännytään vielä kerran nostovoimakaavaan c ff S-V 2 pl/ 2 ja muistetaan, että S on tehollinen siiven pinta-ala ja Kanssa klo - nostokerroin.

Siiven takareunaa pitkin olevien läppien toimintaperiaate on selkeä. Tällaiset läpät, lukuun ottamatta yksinkertaisia ​​läppiä ja halkaistuja läppiä, lisäävät nostoa johtuen:

A) siiven jänteen kasvu ja siitä johtuva merkittävä
siipien pinta-alan merkittävä kasvu (eli lisääntyneen
kerroin S nostokaavassa);

B) siipiprofiilin yleiskaarevuuden kasvu (ts
kertoimen lisäys Kanssa klo ). Lisääntynyt kaarevuusprofiili alkaen
pyrkii virtaamaan voimakkaammin ja siten lisääntyy
nostovoima.

Läppä voi olla hyvin monimutkainen ja se on valmistettu sekä kaksi- että kolmiuraisena. Raot on suunniteltu varmistamaan virtauksen vakaus profiilin yläpinnalla ja siten viivästyttää virtauksen eroa korkeimpiin mahdollisiin iskukulmiin.

Suihkukoneiden kehittymisen myötä hyvän nopean siiven tarve on tullut entistä tärkeämmäksi, kun on tullut tarpeelliseksi yhdistää taloudellinen toiminta erittäin suurilla risteilynopeuksilla hyviin lentoonlähtö- ja laskuominaisuuksiin. Huolimatta läpän suunnittelun lisäparannuksista pysähtymisnopeudet pysyivät kuitenkin korkeina ja jotain uutta oli tehtävä. On aivan luonnollista, että siiven etureuna kiinnitti suunnittelijoiden huomion ja siihen alettiin sijoittaa siiven kantokykyä parantavia laitteita.

Aluksi nämä olivat yksinkertaisia ​​alaspäin suuntautuvia varpaita, mutta myöhemmin ilmaantui sisään vedettävä uritettu etureuna tai säle. Ne toimivat samalla tavalla kuin läpät, eli ne: a) useimmissa tapauksissa

8 D. DEBIS LÄH

Laskeutumiskokoonpano

risteilykokoonpano

Riisi. 4.8 Nostokorkeuden vaihtelu lentokoneen kokoonpanosta riippuen

Kotelot lisäävät hieman siiven pinta-alaa, b) lisäävät edelleen profiilin yleiskaarevuutta ja c) lisäävät pääsiipiprofiilin tehokkuutta. Säleet tarjoavat hyvän ilmanvirtauksen siiven ympärillä korkeisiin iskukulmiin asti, estävät virtauksen erottumisen ja mahdollistavat siten korkeampien enimmäisnostokertoimien arvojen saavuttamisen.

Kuvassa 4.8 näet erot siipiosien välillä risteily- ja laskukokoonpanoissa.

Kuvatut laitteet mahdollistavat nopean, matalavastuksisen siiven muuttamisen siiveksi, jolla on erittäin korkeat kantavuusominaisuudet nousun ja laskun aikana.

Suurin osa siitä, mitä voidaan sanoa siipien mekanisoinnin käyttöönoton seurauksista, on melko alkeellista. Seuraavat neljä tilannetta ansaitsevat kuitenkin erityismaininnan.

Ylimääräinen nosto

SISÄÄN Laskeutumisen alkuhetki, jolloin lentokone siirtyy matkalentoasennosta laskukokoonpanoon, aiheuttaa huomattavan ylimääräisen nostovoiman. Jos lentokoneen kulma-asento ei muutu, tämä ylimääräinen nosto johtaa lentokorkeuden nousuun. Nopeuden vaikutus on tässä tapauksessa jossain määrin luonteeltaan akateeminen, koska liiallinen vastus pian konfiguraatiomuutosprosessin päätyttyä johtaa lentonopeuden laskuun. Kokonaismuutos trimmauksessa voi olla varsin merkittävä, ja lentokorkeuden lisäämistä on vältettävä lentoradan tarkkuuden vuoksi.

Mekanisoinnin ennenaikainen puhdistus

Jos koneistus vedetään lentoonlähdön jälkeen takaisin liian pienellä lentonopeudella, ilma-alus voi joutua erittäin vaaralliselle nopeusvyöhykkeelle, joka on lähellä lentokonfiguraation pysähtymisnopeutta.

ja lisäkomplikaatioita saattaa silti ilmetä johtuen suuresta vastusta, joka liittyy lentämiseen alemmilla nopeuksilla V IMD . Näiden komplikaatioiden voittamiseksi tarvitaan suurempaa moottorin työntövoimaa. Jos maksimityöntövoimaa on jo käytetty, niin korkeuden menetys palattaessa normaaleihin lento-olosuhteisiin on lähes väistämätöntä. Ne, jotka tuntevat yliäänilentokoneen suunnittelulento-ominaisuudet, pitävät tätä tapaa ilmeisesti vastaavana lentoa alle nollan nousunopeudella, jossa paluu normaaliin lentoon on mahdollista vain korkeuden alenemalla. Mekanisoinnin ennenaikaisen vetäytymisen seuraukset ovat vielä vaarallisempia kääntölennon aikana johtuen tähän tilaan ominaisesta lisääntyneestä pysähtymisnopeuksista.

Varmista siis lentoonlähdön jälkeen ennen koneistuksen poistamista, että nopeus on jo riittävä lentokokoonpanoon. Jos läpän sisäänveto on hidasta, kuten usein tapahtuu, yhdistä tunnettu läpän sisäänvetonopeus odotettuun lentokoneen kiihtyvyysnopeuteen saavuttaaksesi halutun ilmanopeuden siihen mennessä, kun läppien vetäytyminen on päättynyt.

Tapaus mekanisoinnin osittaisesta epäonnistumisesta

Säleiden ja läppien suunniteltu tarkoitus ja luotettavuus määräävät tietyn vian esiintymistiheyden. Suurimmalle osalle ilma-aluksista, jotka kirjoittaja tuntee, mikä tahansa siipien koneistus on parempi kuin ei mitään; siksi nostovoiman lisäämiseen käytetään yleensä kaikkia tehokkaita siipien mekanisointikeinoja, mutta tietysti niiden symmetrisen vapautumisen mukaan. Nämä epätavalliset konfiguraatiot vastaavat ilmeisesti suuria lähestymisnopeuksia ja huonompia, mutta kuitenkin varsin turvallisia lentokoneen pysähtymisominaisuuksia. Lentosuorituskyky säilyy käytännössä normaalina, paitsi että jos läppäjärjestelmä epäonnistuu, lentokoneen nousukulma on kasvanut liukuradalla lentäessään. On huomattava, että päälläJotkut suihkukoneet eivät salli läppien pidentämistävapauttamatta säleitä tai päinvastoin. Siksi minkä tahansa näistä laitteista epäonnistuminen johtaa tarpeeseen laskeutua lennon kokoonpanoon. Testaa itsesi varmistaaksesi, että tunnet kaikki lentokoneen lentämistä näissä olosuhteissa.

Mekanisoinnin täydellinen epäonnistuminen

Harvinaisissa tapauksissa, joissa kaikki siiven mekanisointivälineet epäonnistuvat, ohjaajan on suoritettava ilma-aluksen lähestyminen laskeutuakseen lennon kokoonpanossa. Lentokoneen ohjaaminen ei aiheuta erityisiä vaikeuksia. Tietysti lähestymisnopeus

Laskeutuminen tulee olemaan melko korkea, mutta nopeudessa itsessään ei ole mitään uhkaavaa (katso tästä lisää alta), ja laskeutuminen suoritetaan täsmälleen samalla tavalla kuin perinteisellä lentokoneella, jossa on PD ilman läppiä.

Tässä on syytä huomioida seuraavaa:

1. 
   Lentokoneen painoa tulee vähentää mahdollisimman paljon
   vähentää vaadittua lähestymisnopeutta ja olla ylittämättä
   nosta pneumaattisten renkaiden suurinta sallittua nopeutta
   lentokone maassa.
2. 
   Vaikeita sääolosuhteita tulee välttää. Tämä
   yksi niistä alueista, joissa itse lentonopeus muuttuu
   erittäin tärkeä, koska millä tahansa korkeudella aika
   tarpeen, jotta lentäjä voi poistaa ilma-aluksen sivuttaisvirheen -
   hetkestä, jolloin muodostuu näköyhteys maahan ja kunnes
   maadoitus - vähenee nopeuden kasvaessa.
3. 
   Lentokoneen vaadittava laskeutumisetäisyys voi olla hyvinkin suuri
   iso. Se riippuu lentokonetyypistä ja vaihtelee suuresti
   rajoja. Niille lentokonetyypeille, joille tällaisissa si
   tilanteissa täyden peruutustyöntövoiman käyttö ei ole sallittua
   juuri ennen kosketusta, vaadittu laskeutumisetäisyys
   ei ole paljon normaalia enemmän. Lentokoneessa, jossa
   säleet ja käänteisen työntövoiman käyttäminen vasta kosketuksen jälkeen,
   etäisyys siitä hetkestä, kun lentokone ylittää kiitotien etureunan
   nopeudella V AT kunnes lentokone pysähtyy kokonaan
   ilman tuulta noin 2700 m (ilman varaa).
4. 
   Suorita matala lähestymistapa melkein maassa
   sateenvarjot. Nelimoottorisessa lentokoneessa nopeudensäätö
   lentoa helpotetaan kytkemällä ulkoiset moottorit alhaiselle nopeudelle
   kaasua ja kun sitä käytetään yksin laskeutumiseen
   sisäiset moottorit (kolmimoottorisissa lentokoneissa klo
   vähän kaasua ajaa keskusmoottori). Koska uudelleen
   aktiivisella lentokoneella on alhainen vastus, on
   vetovoimani on aivan riittävä, ja suuret liikkeet murisevat
   gov-moottorin ohjaus on mahdollista ilman suuria
   nopeus muuttuu.
5. 
   Älä nosta konetta liikaa laskeutuessasi, muuten saatat
   voit osua maahan takarungolla. Lähietäisyydeltä
   maassa, kun olet jo vähentänyt pystynopeutta
   pienennä kääntämällä hissiä hieman ylöspäin yksinkertaisesti
   mennä lähemmäs maata.
6. 
   Keskitä kaikki huomiosi kosketuksen jälkeen jarrutukseen
   lentokoneiden tutkimus. Vapauta spoilerit välittömästi ja kokonaan
   laita peruutustyöntö päälle kaikissa moottoreissa. Pidä moottorit käynnissä
   työntövoiman suunnanvaihtoa, kunnes se käy selväksi
   kone ei vierii pois kiitotieltä. Anna työntövoiman kääntyä taaksepäin
   tee temppu ensimmäisten sekuntien aikana. Varmista, että sinä
   kone seisoo tiukasti kolmessa pisteessä ja tuo sitten tasaisesti
   jarrutusvoima maksimiin ja pidä sitä jonkin aikaa

116

Aika. Nykyaikaiset jarrut ovat erittäin tehokkaita, ja niiden absorboima energiamäärä on tässä tapauksessa pienempi kuin lentokoneen keskeytetyn nousun aikana suurimmalla lentoonlähtömassalla nopeudella Vi pysähtymiseen asti.

Yhteenvetona on todettava, että jos lentokoneen laskeutuessa lentokokoonpanoon on mahdollista mennä vaihtoehtoiselle lentokentälle, jolla on pitkä kiitotie, hyvät lähestymismahdollisuudet ja hyvät sääolosuhteet, tämä tilaisuus on käytettävä.

SIIVIEN VAIHTO

Nostovoima syntyy siiven avulla kiihdyttämällä ilmavirtausta siiven yläpinnan yli nopeudelle, joka on suurempi kuin virtausnopeus alapinnan alla. Mitä suurempi ero näiden nopeuksien välillä on, sitä suurempi on painehäviö ja vastaavasti sitä suurempi nostovektori.

Koska virtauksen paikallinen nopeus yläpinnan yläpuolella ylittää melko merkittävällä määrällä häiriöttömän virtauksen nopeutta profiilin merkittävän kaarevuuden ollessa kyseessä, on selvää, että yläpinnan yläpuolella virtaus saavuttaa äänen nopeuden aikaisemmin. kuin se tapahtuu häiriöttömässä virtauksessa. Tällä nopeudella siipiin muodostuu paikallisia iskuaaltoja ja kokoonpuristuvuuden vaikutus alkaa näkyä, vastus kasvaa, isku tuntuu, nostovoima ja painekeskuksen sijainti muuttuvat, mikä kiinteässä stabilointikulmassa , johtaa pitkittäismomentin muutokseen. Lukua M, jossa puristuvuuden vaikutus alkaa ilmaantua, kutsutaan kriittiseksi; suorassa siivessä se voi olla melko pieni, noin 0,7.

Muistakaamme, että siiven merkittävällä pyyhkäisyllä etureunan normaali nopeusvektori on pienempi kuin häiriöttömän virtauksen nopeusvektori. Kuvassa 4.5 vektori AC vähemmän kuin AB. Koska siipi reagoi vain nopeusvektoriin, joka on normaalisti etureunaa vasten, niin pyyhkäisyllä siiven vapaan virtauksen millä tahansa luvulla M siiven etureunan normaalin nopeuden tehollinen komponentti pienenee. Tämä tarkoittaa, että ilmanopeus voi kasvaa, kunnes tämä nopeuden komponentti saavuttaa äänen nopeuden, mikä lisää kriittistä Mach-lukua. Koska siiven suhteellinen paksuus määrää ilmavirran kiihtyvyysasteen siiven yläpinnan yli, mitä ohuempi siipi on, sitä pienempi virtauksen kiihtyvyys. Siksi ohuella siivellä voidaan saavuttaa suurempia ilmanopeuksia ennen kuin ilmavirtaus yläpinnan yli muuttuu äänekkääksi. Siksi suurnopeuslentokoneilla on ohut pyyhkäisi siivet.

Pyyhkäisyn siiven käyttö johtaa erittäin merkittäviin seurauksiin. Ensi silmäyksellä erotaulukkoon

Lisääntynyt Vähentynyt Riisi. 4.9. Riippuvuus tehokkaasta pidennyksestä
projektio ennusteita siiven poikkeama kääntökulmasta

soveltamisalaan

N On selvää, kuinka monta ominaisuutta lentokoneella on, jotka riippuvat sen pyyhkäisystä. Ne kaikki ovat niin tärkeitä, että ne ansaitsevat omat alakohdat, ja vain kahta niistä tulisi käsitellä tässä alaosassa.

Koska pyyhkäisy johtaa tehollisen virtausnopeuden pienenemiseen, niin kaikkien muiden asioiden ollessa sama, pyyhkäisy siipi millä tahansa lentonopeudella luo pienemmän nostovoiman kuin suora siipi. Tämä nostovoiman menetys voidaan kompensoida lisäämällä

Hyökkäyskulma, joka selittää erityisesti suihkukoneiden melko suuria nousukulmia laskeutumislähestymisten aikana. Tämä ei suinkaan tarkoita sitä, että ilma-alus, jossa on pyyhkäisysiipi, lentää hyökkäyskulmissa lähempänä pysähtymistä kuin lentokone, jossa on suora siipi; molemmat lentokoneet toimivat vastaavilla nopeuksilla (noin 1,3 Vs)>, mutta pyyhkäisysiipinen lentokone saavuttaa maksimiarvot Kanssa klo korkeammissa hyökkäyskulmissa kuin suorasiipinen lentokone. Tämä johtuu siitä, että virtaus pyyhkäisyn siiven yläpinnan yli on vähemmän "energiaa" kuin suoran siiven, ja siksi lähestyminen tapahtuu korkeissa hyökkäyskulmissa.

Kun lentokone, jossa on suora siipi, heiluu, se myös rullaa. Tämä johtuu siitä, että sisempi siipikonsoli hidastaa ja laskee kohti käännettä ja ulompi kiihtyy ja nousee, koska siipikonsolien epätasaisilla nopeuksilla kullekin konsolille saadaan eri nostovoimaarvot. Lentokoneessa, jossa on pyyhkäisy siipi, tätä vaikutusta pahentaa entisestään se, että kunkin siipikonsolin pyyhkäisy vaikuttaa merkittävästi liukukulmaan. Nopeampi ulompi siipikonsoli tulee vähemmän pyyhkäisemään suhteessa virtaukseen ja lisää nostovoimaa samassa iskukulmassa, koska siiven tehokas suhteellinen sivusuhde kasvaa. Hitaampi sisäsiipi tulee entisestään pyyhkäisemään ja menettää nostovoiman samassa hyökkäyskulmassa samasta syystä. Tämä häiritsee entisestään nostovoiman komponenttien tasa-arvoa siipikonsoleissa ja lisää merkittävästi taipumusta vierimiseen. Riisi. 4.9 osoittaa, että ulkosiiven tehollinen kuvasuhde on paljon suurempi,

kuin sisäkonsoli, ja lisäksi liikkuu suuremmalla nopeudella. Siten soveltamalla kaavaa erikseen jokaiseen siipikonsoliin c y S ^ UpV 2 , näemme, että ulkosiipikonsolilla on korkeammat arvot V 2 ja Kanssa klo , kun taas sisäkonsoli on pienempi. Tämä johtaa erittäin merkittävään lentokoneen kiertymiseen. Tämä suuri kallistusmomentti lentokoneen kallistuksen aikana on erittäin tärkeä lentokoneen lento-ominaisuuksien analysoinnissa, ja sen eri ilmenemismuotoja käsitellään yksityiskohtaisesti kirjan asianmukaisissa alaluvuissa.

HOLLANTISET ASKELTYYPPI OSKILLATIONS

Jos lennät huolellisesti tasapainotetulla ja voimatrimmalla (mukaan lukien peräsimen ja siivekkeen käyttö) ilma-aluksella, jossa on PD risteilyssä ja vapautat sitten ohjauksen kaikilla kolmella kanavalla kerralla, lentokone ylläpitää tasaista lentoa ilma-aluksen vakauden vuoksi. kaikki kolme akselia. Jos otat nyt kiinni ohjauspylväästä ja rullaat konetta tasaisesti ensin esimerkiksi 15° vasemmalle ja sitten 15° oikealle ja toistatte kaiken tämän useaan otteeseen, mitä tapahtuu, on jotain, joka tuntuu suihkulla. lentäjät epäröintinä, jota usein kutsutaan "hollantilaiseksi askeleeksi" Anna sitten lentokoneen rauhoittua ja siirrä sitten peräsintä ensin vasemmalle ja sitten oikealle. Kuten pelkän siivekkeen kanssa, kehittyy samanlainen liike: kiertosuunta yhteen suuntaan saa lentokoneen vierimään tiettyyn suuntaan (kuten edellä on selitetty), sitten käännös toiseen suuntaan saa lentokoneen vierimään vastakkaiseen suuntaan. Nyt olemme hyvin lähellä ymmärtämistä, mikä hollantilainen suihkukone todella on.

"Dutch pitch" on yhdistetty kallistus- ja keinuliike, jossa kierto ei ole yhtä merkittävä kuin kallistus, ja lentokone näyttää olevan pitkässä, vuorottelevassa liikkeessä. Niin kauan kuin hollantilainen askelliike ei ole liian voimakasta, sävelkorkeushäiriöitä ei havaita.

Muussa tapauksessa "hollantilainen askel" voidaan määritellä lentokoneen sivuttaisvärähteleväksi liikkeeksi. Värähtelevän liikkeen ohella on spiraaliliikettä, ilmiö, joka selitetään jäljempänä, vaikka termi itse melkein selittää sen olemuksen.

Lentokoneen maa- ja sivuliikkeen ominaisuudet riippuvat useista toisiinsa liittyvistä tekijöistä. Toisaalta tämä on poikittaiskulman vaikutus V ja pyyhkäisykulma, josta lentokoneen sivuttaisliikkeen ominaisuudet pääasiassa riippuvat; toisaalta tämä on pystysuoran hännän ja peräsimen vaikutus, joista maan liikkeen ominaisuudet pääasiassa riippuvat. Suhteesta näiden kahden tekijäryhmän ominaisuudet spiraalin ja renkaan muotoinen

lentokoneiden taisteluliikkeitä, jotka ovat aina ristiriidassa. Jos poikittaistasossa vaikuttavat tekijät hallitsevat, ilma-aluksella on taipumus olla spiraalista vakautta ja värähtelyn epävakautta; Jos kääntötasossa vaikuttavat tekijät hallitsevat, lentokoneessa on taipumus olla spiraalista epävakautta ja värähtelyvakautta. Lentokoneen käyttäytymiseen vaikuttavat tietysti muutkin tekijät, mutta kuten aina, ratkaiseva tekijä on lopulta onnistunut kompromissi kahden osoitetun vakavuusominaisuuden välillä.

Värähtelyvakaus eli vaimennettu "hollantilainen nousu" voidaan nyt määritellä lentokoneen taipumuksena vaimentaa syntyviä kierto- ja kallistusvärähtelyjä ja palata tasaisiin lento-olosuhteisiin, kun se on alttiina häiriöille sekä radalla että poikkiväylillä. .

Ennen kuin siirrymme tarkastelemaan syitä, jotka määräävät tämän lentokoneen käyttäytymisen, on muistettava, että pyyhkäisyllä siivellä on merkittävä taipumus kääntyä lentokoneen kallistuessa (tätä käsiteltiin tarkemmin edellä).

Kun lentokone heiluu, se rullaa. Pystysuuntainen häntä ja peräsin estävät käännöksen hidastaen ja pysäyttäen sen, ja lentokone palaa suoraan lentoon. Jos pystysuorassa hännän ja peräsimen pinta-alat ovat riittävän suuret, jokaisen seuraavan suunnan ja kallistuksen värähtelyn amplitudi on pienempi kuin kunkin edellisen värähtelyn amplitudi; amplitudi pienenee asteittain, kunnes värähtelyt lakkaavat kokonaan. Kuitenkin, jos pystysuora häntä ja peräsin ovat liian pieniä (huomaa, että "liian pieni" vain siinä mielessä, että ne tarjoavat tarvittavat värähtelyvakausominaisuudet), jokaisen seuraavan suunnan ja kallistuksen amplitudi on suurempi kuin edellisen amplitudi. ja lentokone värähtelee, jota kutsutaan "hollantilaiseksi sävelkorkeudeksi", muuttuu divergentiksi, eli epävakaaksi. Ja vaikka alkusuuntainen kallistushäiriö on perimmäinen syy, joka aiheuttaa tämän lentokoneen epäsuotuisan käytöksen, kuitenkin useimmissa lentokoneissa liikkuminen kallistustasossa on lentäjän silmissä havaittavin. Tästä syystä lentokoneen liikettä tässä tasossa käytetään perustana arvioitaessa hollantilaisen nousun suorituskykyä.

Kuten muun tyyppinen stabiilisuus, värähtelystabiilius voi olla positiivinen, negatiivinen tai värähtelystabiilisuuden marginaali voi olla nolla; Tämän tyyppinen värähtelystabiilisuus vastaa vaimennettuja, poikkeavia ja vaimentamattomia "hollantilaisia ​​askelia" (vakioamplitudisia värähtelyjä). "Hollannin nousun" ominaisuudet määritetään kallistuskulman muutosten oskilogrammeista ajasta riippuen. Vaimennetun liikkeen oskilogrammi on esitetty kuvassa. 4.10.

Riisi. 4.10. Hiipuva hollantilainen askel

Vaimennettu värähtelyliike on turvallista, koska omiin laitteisiinsa jätetty lentokone palaa lopulta nopeasti tai hitaasti tasaiseen lentoon. Riisi. 4.11 havainnollistaa vaimentamattoman amplitudin "hollantilaisen askeleen" luonnetta Tämä liike, joka luonnehtii värähtelyvakauden nollamarginaalia, on varsin turvallinen, koska se ei sinänsä pahenna tilannetta, mutta kuitenkin värähtelymarginaalin puuttuminen. vakaus ei ole toivottavaa, koska jos värähtelyjen amplitudi on suuri tai värähtelytaajuus on alhainen, ilma-aluksen ohjaamisesta tulee epämiellyttävää ja väsyttävää.

Kuvassa Kuva 4.12 esittää oskillogrammin poikkeavasta "hollantilaisaskelesta" (negatiivinen värähtelystabiilius). Tällainen liike on potentiaalisesti vaarallinen, koska ennemmin tai myöhemmin, epävakauden asteesta riippuen, ilma-alus voi menettää hallinnan kokonaan tai vaatia jatkuvaa huomiota ja erittäin korkeaa taitoa ohjaajalta säilyttääkseen sopivan ohjattavuustason.

Poikkeavat värähtelyt tulee arvioida seuraavasti: jos värähtelyjen amplitudiero on suuri, konetta ei voida sertifioida käyttötarkoitukseen, mutta jos nämä värähtelyt eroavat hyvin hitaasti, voidaan ilma-aluksen käyttöönotto sallia. Lentäjät eivät yleensä löydä merkittäviä eroja hitaasti hajoavien hollanti-askelvärähtelyjen ja vakioamplitudisten värähtelyjen välillä, koska tämä vaatii erittäin pitkän ajanjakson. Tästä syystä pilotit havaitsevat lyhyen ajanjakson aikana hieman poikkeavat "hollantilaisen askeleen" värähtelyt värähtelyinä, joiden amplitudi on vakio. Siksi kätevin parametri ilma-aluksen värähtelyvakauden asteen arvioimiseksi on aika, jonka aikana värähtelyjen amplitudi kaksinkertaistuu (oskilloiva

epävakaus) tai päinvastoin

" suu, vähenee puoleen -

For (värähtelyvakaus).

Riisi. 4.11. Jatkuva "hollantilainen askel" vakioamplitudilla

Riisi. 4.12 Jatkuva "hollantilainen askel" vaihtelevalla amplitudilla

5 10

Ajat

Tämän alueen vaatimuksia ei ole vielä täysin selvitetty, vaikka viime aikoina on tehty paljon tutkimusta yliäänilentokoneista, ja ilmeisesti tämän tutkimuksen tuloksia voidaan laajentaa aliäänilentokoneisiin. Tutkimukset ovat osoittaneet, että jos värähtelyamplitudin kaksinkertaistuminen tapahtuu 50 sekunnissa tai enemmän, voidaan olettaa, että lentokoneella on nolla värähtelyvakauden marginaali, kun taas amplitudin kaksinkertaistuminen 15 sekunnissa tai vähemmän osoittaa ilma-aluksen merkittävää värähtelyn epävakautta. . Ilmeisesti värähtelyn epävakauden aikaraja voidaan ottaa amplitudin kaksinkertaiseksi, mikä vastaa 35-40 sekuntia. Tämä kriteeri ei kuitenkaan vielä riitä arvioimaan värähtelyn epävakauden astetta. Erittäin tärkeä parametri on värähtelytaajuus. Jos värähtelyjakso lyhenee kolmeen sekuntiin, keinumissuunnan muutos tapahtuu niin nopeasti, että ohjaajan on vaikea vastustaa tällaista liikettä siivekkeiden avulla ja on olemassa vaara, että ohjaaja vaikeuttaa tilannetta entisestään.

Hollantilaisen askeleen propulsio-ominaisuudet vaihtelevat lentokoneen konfiguraation, lentokorkeuden ja nostokertoimen mukaan. Nämä ominaisuudet heikkenevät korkeuden kasvaessa ja nopeuden pienentyessä (mutta ei aina) lentokoneen vakiopainolla tai lentokoneen painon kasvaessa vakionopeudella.

Hollannin poikkeavan nousun hallitseminen ei ole vaikeaa, jos se ohjataan oikein. Oletetaan, että kone tekee poikkeavan liikkeen kuten "hollantilainen askel". Ensimmäinen asia on ■ olla tekemättä mitään, toistan - Ei mitään. Liian monet lentäjät, jotka ryntäsivät ohjaimiin, tekivät asioista vain vaikeampia ja asettivat itsensä vielä pahempaan tilanteeseen. Odota muutama sekunti - tilanne ei pahene paljon tänä aikana. Tarkkaile vain lentokoneen rullakuviota ja muista se. Sitten, kun ymmärrät kuvan hyvin ja olet sisäisesti valmistautunut, tee yksi luja mutta sujuva korjaava liike siivekkeillä pysäyttääksesi rullan. Älä pidä siivekkeitä taipuneena liian kauan - käännä vain ikettä ja palauta se alkuperäiseen asentoonsa, muuten vain pahennat tilannetta. Kun suoritat vain yhden sujuvan ohjaustoiminnon siivekkeillä, eliminoit suurimman osan lentokoneesta.

Sinulla on edelleen jäännöshäiriöinen liike, joka voidaan aikanaan poistaa käyttämällä vain siivekkeitä.

Älä yritä korjata liikettä peräsimellä; Kuten jo todettiin, kiertoliike on usein hyvin heikkoa, ja voi olla erittäin vaikeaa määrittää, mihin suuntaan peräsin tulisi kulloinkin taivuttaa. Siksi peräsimen käyttö johtaa siihen, että todennäköisyys ohjaajan virheellisiin toimiin, jotka pahentavat tilannetta, tulee erittäin korkeaksi.

Älä koskaan yritä sammuttaa "hollantilaista askelta" yhdellä korjaavalla toimenpiteellä, vaan yritä sammuttaa vain suurin osa häiriöstä kerrallaan ja sitten tulevaisuudessa "käsitellä" loput. Kun torjut hollantilaista askelta käännöksen aikana, yritä vaimentaa värähtelyjä asetettua käännöstä vastaavassa kallistuskulmassa. Älä yritä taistella samanaikaisesti "hollantilaista nousua" vastaan ​​ja saattaa lentokone vaakatasoon; päästä ensin eroon hollantilaisesta askelmasta ja sitten tarvittaessa vetää kone pois käännöksestä.

Aikaisemmin ilma-alusten "hollantilaista liikettä" koskevat dramaattiset tuomiot eivät johtuneet niinkään itse lentokoneen ominaisuuksista, vaan tiedon puutteesta tällä alalla ja kenties lentäjiltä tulevan ristiriitaisen tiedon runsaudesta. . Voimme tyytyväisenä todeta, että tällä hetkellä liikenteessä ei ole yhtään matkustajalentokonetta, jonka ohjaamiseen liittyisi hankaluuksia värähtelyvakauden ominaisuuksien vuoksi. Useimmissa lentokoneissa on erittäin lievää epävakautta, jolle on ominaista poikkeava ”hollantilainen nousu” (jos sellaista voi esiintyä), muut lentokoneet suojataan luotettavasti tältä ilmiöltä lentokoneeseen asennetuilla automaattisilla laitteilla (näitä käsitellään seuraavassa yaw and roll -osiossa vaimentimet).

Edellä suositellut lentotekniikat hollantilaisen nousun eliminoimiseksi pelkällä siivekkeellä sopivat varsin kaikkiin ääntä hitaampiin suihkukoneisiin. On mielenkiintoista huomata, että kuten on opittu, tällaisia ​​ohjaustekniikoita ei todennäköisesti suositella yliäänisuihkujen hollantilaisen nousun torjumiseksi suuren kääntömomentin vuoksi, joka syntyy, kun siivekkeet taipuvat, mutta tämä ongelma ratkaistaan ​​aikanaan. tietenkään, joten anna sen olla, se ei vielä haittaa sinua.

KÄÄNTYMIS- JA ROLL-VAIMINTAT

Lentäminen ilma-aluksella, jolla on merkittävä taipumus "hollantilaiseen nousuun" – eli kun koneen värähtelyt eivät sammu tarpeeksi nopeasti – on lentäjälle erittäin rasittavaa, koska se vaatii häneltä enemmän huomiota.

Tällaisissa olosuhteissa ohjaaja tarvitsee apua automaattisilta laitteilta.

Edellä jo todettiin, että pääasiallinen syy, joka aiheuttaa taipumusta "hollantilaiseen nousuun" (tietysti sweepbackin lisäksi), on pystysuoran hännän ja peräsimen riittämätön alue; Mainittiin myös, että liian suuri pystysuoran hännän pinta-ala heikentää lentokoneen spiraalista vakautta. Siksi pystysuoran hännän lopullinen valinta on, kuten aina, kompromissi. Ja jos hännän pinta-alaa ei voida lisätä näihin tarkoituksiin, tämä tulisi tehdä jotenkin eri tavalla.

Joissakin varhaisissa manuaalisesti ohjatuissa suihkukoneissa peräsin suuntautui virtauksen kanssa liukumisen aikana ainakin alhaisissa liukukulmissa, mikä heikensi pystysuoran hännän tehokkuutta ja heikensi lentokoneen värähtelyvakautta. Peruuttamattoman booster-ohjauksen käyttöönotto peräsinkanavassa johti siihen, että peräsin pysyi nolla-asennossa liukumisen aikana ja tämä paransi merkittävästi "hollantilaisen askeleen" ominaisuuksia.

Luonnollinen seuraava askel tehosteohjauksella varustetuissa lentokoneissa (ja useimmissa lentokoneissa on nyt tällainen ohjaus) oli peräsimen kääntäminen lentokoneen suuntaa vastakkaiseen suuntaan, jotta vältetään luiston esiintyminen ja kehittyminen. Tämä on juuri sitä, mitä kiertovaimentimet tekevät.

Kääntymisvaimennin on hydraulijärjestelmällä toimiva laite, joka on herkkä kiertonopeuden muutoksille. Tämä järjestelmä antaa signaalin vaimentimen toimilaitteeseen, joka kääntää peräsimen estääkseen lentokonetta heilumasta. Tällaisen laitteen läsnäollessa "hollantilaisen askeleen" tyyppisiä värähtelyjä ei kehity, koska kääntökulma - näiden värähtelyjen esiintymisen perimmäinen syy - ei kehity. Jos hollantilaisia ​​värähtelyjä esiintyy, kun käännöspelti on kytketty pois päältä, vaimentimen kytkeminen päälle mahdollistaa lentokoneen nopean palaamisen normaaliin ohjattuun lentoon. Normaalikäytössä vaimennin ei tee virheitä: se kääntää peräsin haluttuun suuntaan ja tarvittavalla määrällä vähentäen siten luistokulman nollaan ja pysäyttäen lentokoneen taipumuksen rullata.

Vaadittu käännöspellin redundanssisuhde riippuu alkuperäisen lentokoneen "hollantilaisen nousun" ominaisuuksista ja tehostimen ohjausjärjestelmän ominaisuuksista. Jos alkuperäisen lentokoneen (ilman vaimentimen) rullausvärähtelyt väsyttävät vain ohjaajan, ei-redundantin vaimentimen asentaminen on välttämätöntä ja riittävää, koska uskotaan, että vikatilanteessa

Vaimennin lennon aikana jatkaa lentoa tietyllä reitillä ei ole liian vaikeaa lentäjälle. Jos "hollantilainen askel" poikkeaa huomattavasti, on tarpeen asentaa kaksoispelti, joka pysyy toimintakunnossa ensimmäisen vian jälkeen. Mikäli hollantilainen kaltevuus poikkeaa huomattavasti, on tarpeen asentaa redundantti kääntymisvaimennin, joka pysyy toimintakunnossa toisen vian jälkeen, joten tällaisen vaimentimen täydellinen vikaantuminen, joka johtaa alkuperäisen lentokoneen lentämiseen, on erittäin epätodennäköistä.

Olisi oikein sanoa, että käännöspellin vaadittu redundanssisuhde heijastaa "hollantilaisen nousun" eron astetta, mutta näin ei aina ole - jotkut suunnittelijat asentavat kiertopellin suuremmalla redundanssiasteella kuin mitä vaaditaan. "Hollannin sävelkorkeuden" ominaisuudet, eli he tekevät tämän muista syistä. Esimerkiksi, jos lentokoneessa on lohkoperäsin, joka poikkeutetaan boosterien avulla, niin luonnollisesti jokaisessa peräsimen osassa on oltava oma vaimennin.

Suunnanvaimentimia on periaatteessa kahdenlaisia. Ensimmäiset suunnanvaimentimet otettiin käyttöön peräsimen ohjausjohdoissa siten, että niiden toimintaan liittyi polkimien liike. Tämä vaimentimien toiminta oli kätevä, koska se ilmoitti lentäjille heidän suorituskyvystään, mutta niiden käytön aikana polkimien vaiva kasvoi. Jotta estetään mahdolliset hallinnan komplikaatiot moottorin vikaantuessa lentoonlähdön tai laskun aikana sivutuulen kanssa, tällaiset vaimentimet suljettiin lentoonlähdön ja laskun aikana. Koska nämä vaimentimet toimivat rinnakkain ohjaimien kanssa, niistä tuli tunnetuksi rinnakkaispellit.

Uusimmat mallit vaimentimet ovat ohjausjohdotuksessa sarjapeltityyppiä. Ne sisältyvät ohjausjohdotukseen, jotta ne vaikuttavat vain peräsimeen eivätkä aiheuta polkimen taipumista. Ja koska polkimien rasitus ei kasva, kun vaimentimet aktivoidaan sarjassa, niitä voidaan käyttää myös lentoonlähdön ja laskun aikana.

Joihinkin lentokoneisiin asennetaan lisäksi kallistusvaimennin; tämä vaimennin tekee suunnilleen saman työn kuin käännöspelti, mutta vain siivekkeiden avulla. Joihinkin lentokoneisiin näitä vaimentimia ei asenneta välttämättä parantamaan "hollantilaisen nousun" suorituskykyä, vaan yksinkertaisesti vaimentamaan lentokoneen pyörimisvärähtelyjä lentäessään myrskyisässä ilmapiirissä, ja tämä tehdään esimerkiksi lentokoneissa, joissa on suuri hitausmomentit rullaustasossa. Tietenkin nämä vaimentimet parantavat siivekkeen ja hollantilaisen nousun ominaisuuksia, ja siksi niitä voidaan pitää käännösvaimentimia vastaavina.

Tämä päättää pohdiskelumme kierto- ja kallistusvaimentimien käyttöönotosta. Ongelmaa pohdittiin riittävän yksityiskohtaisesti osoittamaan, että asianmukaisilla tiedoilla, käytännön taidoilla ja tietyllä luottamuksen asteella näihin laitteisiin ne eivät aiheuta komplikaatioita ohjaamisessa. Luottamuskysymystä on korostettava; Pyyhkäisykulman ja rungon pituuden jatkuvan kasvaessa "hollantilaisen nousun" ominaisuudet huononevat ja siksi on asetettava yhä enemmän toiveita automaattisten vakautta lisäävien järjestelmien toimintaan.

Koska koulutuslentojen tarkoituksena on luonnollisesti saada oikea ymmärrys tietyn tyypin lentokoneen peruslento-ominaisuuksista, ohjaaja ja harjoittelija voi joutua olosuhteisiin, joissa ilma-aluksella on merkittävää värähtelyn epävakautta. Tällaisten lentojen riittävän turvallisuustason varmistamiseksi hollantilaisen askeleen herättäminen on suoritettava sujuvasti ja huolellisesti ja lisäksi on välttämätöntä, että jokaisen vaimentimen ominaisuudet on huomioitava siinä tapauksessa, että peltiin on asennettu useampi kuin yksi vaimennin. lentokoneen on oltava kohtuullisen hyvin tunnettuja. Yhdelle tällä hetkellä lentävälle lentokoneelle lentokäsikirja sisältää erittäin tarkkoja toimenpiteitä, joihin kuuluu jarruläppäiden vapauttaminen ja lentokorkeuden välitön alentaminen, jos hollanti-askel heilahtelut näyttävät kestävän liian kauan tai niihin liittyy suuria kallistuskulmia ja luistamista.

Yritä oppia tuntemaan koneesi perusteellisesti ja harjoittelemaan hollantilaisen sävelen torjumista, jos koneessasi on huomattava taipumus hollantiin; Kun lennät pimeällä, myrskyisellä yöllä, kun takanasi on valtava määrä matkustajia, on jo liian myöhäistä saada selville, kuka on vastuussa - sinä vai kone.

Profiili keskellä jänneväliä

• Suhteellinen paksuus (profiilin ylä- ja alakaaren välisen enimmäisetäisyyden suhde siiven jänteen pituuteen) 0,1537
• Suhteellinen etureunan säde (säteen suhde jänteen pituuteen) 0,0392
• Suhteellinen kaarevuus (profiilin keskiviivan ja jänteen välisen maksimietäisyyden suhde jänteen pituuteen) 0,0028
• Takareunan kulma 14,2211 astetta

Profiili keskellä jänneväliä

Siipiprofiili lähempänä kärkeä

• Suhteellinen paksuus 0,1256
• Suhteellinen etureunan säde 0,0212
• Suhteellinen kaarevuus 0,0075
• Takareunan kulma 13,2757 astetta

Siipiprofiili lähempänä kärkeä

Siipien päätyprofiili

• Suhteellinen paksuus 0,1000
• Suhteellinen etureunan säde 0,0100
• Suhteellinen kaarevuus 0,0145
• Takareunan kulma 11.2016 astetta

Siipien päätyprofiili

• Suhteellinen paksuus 0,1080
• Suhteellinen etureunan säde 0,0117
• Suhteellinen kaarevuus 0,0158
• Takareunan kulma 11,6657 astetta

Siiven parametrit

• Siiven pinta-ala 1135 ft² tai 105,44 m².
• Siipien kärkiväli 94’9’’ tai 28,88 m (102’5’’ tai 31,22 m siipien kanssa)
• Siipien suhteellinen kuvasuhde 9,16
• Juurisointu 7,32 %
• Loppusointu 1,62 %
• Siiven kartio 0,24
• Pyyhkäisykulma 25 astetta

Apuohjaus sisältää siipien mekanisoinnin ja säädettävän stabilisaattorin.

Pääohjaimen ohjauspinnat taivutetaan hydraulitoimilaitteilla, joiden toiminnasta huolehtivat kaksi itsenäistä hydraulijärjestelmää A ja B. Mikä tahansa niistä varmistaa pääohjaimen normaalin toiminnan. Ohjauksen toimilaitteet (hydrauliset toimilaitteet) sisältyvät ohjausjohdotukseen peruuttamattoman kaavion mukaisesti, eli ohjauspintojen aerodynaamiset kuormitukset eivät välity ohjaimiin. Ohjauspyörään ja polkimiin kohdistuvat voimat syntyvät kuormausmekanismien avulla.

Jos molemmat hydraulijärjestelmät epäonnistuvat, ohjaajat ohjaavat hissiä ja siivekkeitä manuaalisesti ja peräsintä ohjataan varahydraulijärjestelmällä.

Sivuttaisohjaus

Sivuttaisohjaus

Lateraaliohjaus suoritetaan siivekkeillä ja lentospoilereilla.

Jos siivekkeen ohjaustoimilaitteisiin on kytketty hydraulinen syöttö, sivuohjaus toimii seuraavasti:

• ohjauspyörien ohjauspyörien liike välittyy kaapelijohdotuksen kautta siivekkeen ohjaustoimilaitteisiin ja sitten siivekkeisiin;
• siivekkeiden lisäksi siivekkeen ohjauksen toimilaitteet liikuttavat spoilerin ohjausjärjestelmään kytkettyä jousitankoa (siivekkeen jousipatruuna) ja saattavat sen siten liikkeelle;
• jousitangon liike välittyy spoilerisuhteen vaihtajalle. Tässä ohjausvaikutus pienenee riippuen nopeusjarruvivun taipuman määrästä. Mitä enemmän spoilerit poikkeutetaan ilmajarrutilassa, sitä pienempi on ohjauspyörän pyörimisliikkeen siirtokerroin;
• Sitten liike välittyy spoilerin ohjausmekanismiin (spoilerin sekoitin), jossa se lisätään spoilerin ohjauskahvan liikkeeseen. Siivessä, jossa siiveke on nostettu, spoilerit nostetaan ja toisessa siivessä ne lasketaan. Siten ilmajarrun ja sivuttaisohjauksen toiminnot suoritetaan samanaikaisesti. Sieppaajat aktivoituvat, kun ohjauspyörää käännetään yli 10 astetta;
• Myös kaapelin johdotus siirtyy koko järjestelmän mukana välityssuhteen vaihtamislaitteesta ohjauspyörän liitäntämekanismin vaihteistolaitteeseen (lost motion device).

Kytkentälaite yhdistää oikean ohjauspyörän spoilerien ohjaamiseen tarkoitettuun kaapeliin, kun kohdistusvirhe on yli 12 astetta (ohjauspyörän kierto).

Jos siivekkeen ohjauskäytöissä ei ole hydraulista virtalähdettä, ohjaajat ohjaavat ne käsin ja kun ohjauspyörää käännetään yli 12 asteen kulmaan, ohjataan spoilerin ohjausjärjestelmän kaapelijohdotuksia. Jos samaan aikaan spoilerin ohjauspyörät toimivat, spoilerit toimivat auttamaan siivekkeitä.

Saman järjestelmän avulla perämies voi ohjata rullaspoilereita, kun komentajan ohjauspyörän tai siivekkeen kaapelin johdotus on jumiutunut. Tässä tapauksessa hänen on kohdistettava noin 80-120 punnan (36-54 kg) voima voittaakseen siivekkeen siirtomekanismin jousen esikiristysvoiman, kääntää ohjauspyörä yli 12 astetta ja sitten spoilerit. tulee käyttöön.

Kun oikeanpuoleinen ohjauspyörä tai spoilerin vaijerit ovat jumittuneet, komentaja pystyy hallitsemaan siivekkeitä ja voittamaan jousivoiman ohjauspyörän kytkentämekanismissa.

Siivekkeen ohjaustoimilaite on kytketty kaapelijohdoilla vasempaan ohjauspylvääseen lastausmekanismin (siivekkeen tuntu ja keskitysyksikkö) kautta. Tämä laite simuloi siivekkeihin kohdistuvaa aerodynaamista kuormitusta ohjausvaihteen ollessa toiminnassa ja siirtää myös nollavoimien asentoa (trimmausvaikutusmekanismi). Siivekkeen trimmimekanismia voidaan käyttää vain, kun autopilotti on poistettu käytöstä, koska autopilotti ohjaa ohjauslaitetta suoraan ja ohittaa kaikki latausmekanismin liikkeet. Mutta kun autopilotti kytketään pois päältä, nämä voimat siirtyvät välittömästi ohjausjohdotukseen, mikä johtaa lentokoneen odottamattomaan kiertymiseen. Siivekkeen tahattoman trimmauksen todennäköisyyden vähentämiseksi on asennettu kaksi kytkintä. Tässä tapauksessa trimmaus tapahtuu vain, kun molempia kytkimiä painetaan samanaikaisesti.

Manuaalisen ohjauksen (manuaalinen peruutus) vaivan vähentämiseksi siivekkeissä on kinemaattiset servokompensaattorit (kielekkeet) ja tasapainotuspaneelit (tasapainopaneeli).

Servokompensaattorit on liitetty kinemaattisesti siivekkeisiin ja poikkeavat siivekkeen taipuman vastakkaiseen suuntaan. Tämä vähentää siivekkeen saranan momenttia ja ikeen voimia.

Tasapainotuspaneeli

Tasapainotuspaneelit ovat paneeleja, jotka yhdistävät siivekkeen etureunan siiven takaosaan saranoitujen liitosten avulla. Siivekkeen taipuessa esimerkiksi alaspäin, siivekkeen alapinnalle syntyy kohonneen paineen vyöhyke ja yläpinnalle tyhjiö. Tämä paine-ero leviää siivekkeen etureunan ja siiven väliselle alueelle ja vähentää verhoilupaneeliin vaikuttaen siivekkeen saranan momenttia.

Hydraulivoiman puuttuessa ohjausvoima toimii jäykänä tankona. Trimmerin vaikutusmekanismi ei vähennä todellista rasitusta. Voit trimmata ohjauspylvään kohdistuvia voimia käyttämällä peräsintä tai ääritapauksissa muuntelemalla moottoreiden työntövoimaa.

Pitch-säätö

Pitkittäiset ohjauspinnat ovat: hissi hydraulisella ohjauskäytöllä ja stabilointilaite sähkökäytöllä. Ohjaajan ohjauspyörät on kytketty hydrauliikkakäyttöihin kaapelijohdoilla. Lisäksi autopilotti ja Mach-trimmijärjestelmä vaikuttavat hydraulikäyttöjen tuloon.

Vakaajan normaali ohjaus tapahtuu ruorien kytkimillä tai autopilotilla. Vakaajan varaohjaus on mekaanista keskiohjauspaneelin ohjauspyörällä.

Hissin kaksi puoliskoa on yhdistetty mekaanisesti toisiinsa putken avulla. Hissin hydraulitoimilaitteet saavat voiman hydraulijärjestelmistä A ja B. Hydraulinesteen syöttöä toimilaitteille ohjataan ohjaamossa olevilla kytkimillä (Flight Control Switches).

Yksi toimiva hydraulijärjestelmä riittää hissin normaaliin toimintaan. Molempien hydraulijärjestelmien vikaantuessa (manuaalinen peruutus), hissi taipuu manuaalisesti jommastakummasta ohjauspyörästä. Saranamomentin pienentämiseksi hissi on varustettu kahdella aerodynaamisella servokompensaattorilla ja kuudella tasapainotuspaneelilla.

Tasapainotuspaneelien läsnäolon vuoksi on välttämätöntä asettaa stabilisaattori täyteen sukellukseen (0 yksikköä) ennen jäänpoistoa. Tämä asennus estää sohjoa ja jäänestettä pääsemästä tasapainopaneelin tuuletusaukkoon (katso siivekkeen tasapainopaneelit).

Hissin saranamomentti hydraulikäytön käydessä ei välity ohjauspyörään, vaan ohjauspyörään kohdistuvat voimat syntyvät trimmivaikutusmekanismin (tuntu- ja keskitysyksikön) jousella, johon käännös, voimat siirretään hydraulisesta aerodynaamisesta kuormitussimulaattorista (hissin tuntutietokone) .

Trimmerin vaikutusmekanismi

Kun ohjauspyörä on taipunut, keskitysnokka pyörii ja jousikuormitteinen rulla tulee ulos ”reiästä” nokan sivupinnalle. Yrittää palata jousen vaikutuksesta, se luo voiman ohjaushihnaan, mikä estää ohjauspyörää taipumasta. Jousen lisäksi rullaan vaikuttaa aerodynaamisen kuormitussimulaattorin (hissin tuntutietokone) toimilaite. Mitä suurempi nopeus, sitä voimakkaammin rulla puristuu nokkaa vasten, mikä simuloi nopeuspaineen nousua.

Kaksimäntäisen sylinterin erityispiirre on, että se kohdistaa enintään kaksi komentopainetta tunto- ja keskitysyksikköön. Tämä on helppo ymmärtää piirustuksesta, koska mäntien välillä ei ole painetta ja sylinteri on vedettynä vain, jos komentopaineet ovat samat. Jos yksi paineista tulee suuremmaksi, sylinteri siirtyy korkeampaan painetta kohti, kunnes yksi männistä osuu mekaaniseen esteeseen, mikä eliminoi alhaisemman paineen sylinterin toiminnasta.

Aerodynaaminen kuormitussimulaattori

Hissituntuman tietokonetulo vastaanottaa lentonopeuden (evälle asennetuista ilmanpainevastaanottimista) ja stabilisaattorin asennon.

Kokonais- ja staattisen paineen välisen eron vaikutuksesta kalvo taipuu alaspäin siirtäen komentopainekelan. Mitä suurempi nopeus, sitä suurempi komentopaine.

Vakaimen asennon muutos välittyy vakautusnokkaan, joka vaikuttaa komentopainekelaan jousen kautta. Mitä enemmän stabilointia taivutetaan ylöspäin, sitä pienempi on komentopaine.

Varoventtiili aktivoituu, kun komentopaine on liian suuri.

Siten hydraulijärjestelmien A ja B hydraulipaine (210 atm.) muunnetaan vastaavaksi komentopaineeksi (14 - 150 atm), mikä vaikuttaa tuntumaan ja keskitysyksikköön.

Jos komentopaineen ero tulee hyväksyttävämmäksi, ohjaajille lähetetään FEEL DIFF PRESS -signaali läpät sisään vedetyillä. Tämä tilanne on mahdollista, jos jokin hydraulijärjestelmistä tai yksi ilmanpaineen vastaanottimen haaroista epäonnistuu. Miehistön ei tarvitse tehdä mitään, koska järjestelmä toimii edelleen normaalisti.

Mach Trim -järjestelmä

Tämä järjestelmä on integroitu ominaisuus Digital Aircraft Control System (DFCS) -järjestelmään. MACH TRIM -järjestelmä varmistaa nopeuden vakauden Mach-luvuilla, jotka ovat suurempia kuin 0,615. M-luvun kasvaessa MACH TRIM ACTUATOR -sähkömekanismi siirtää trimmivaikutelmamekanismin neutraalia (tuntumaa ja keskitysyksikköä) ja hissi poikkeaa automaattisesti kallistusasentoon kompensoiden sukellusmomenttia aerodynaamisen tarkennuksen eteenpäin siirtymisestä. Tässä tapauksessa ohjauspyörään ei välity liikkeitä. Järjestelmän kytkeminen ja irrottaminen tapahtuu automaattisesti M-numeron funktiona.

Järjestelmä vastaanottaa M-numeron Air Data Computeriltä. Järjestelmä on kaksikanavainen. Jos yksi kanava epäonnistuu, MACH TRIM FAIL näytetään, kun Master Caution -painiketta painetaan, ja sammuu nollauksen jälkeen. Kaksoisvian sattuessa järjestelmä ei toimi ja signaali ei sammu, on tarpeen säilyttää M-luku enintään 0,74.

Stabilisaattoria ohjataan trimmaamalla sähkömoottoreita: manuaalisesti ja autopilotilla sekä mekaanisesti ohjauspyörän avulla. Sähkömoottorin jumiutuessa on kytkin, joka katkaisee voimansiirron sähkömoottoreista, kun ohjauspyörään kohdistetaan voimaa.

Stabilisaattorin ohjaus

Manuaalista trimmimoottoria ohjataan ohjaajan ohjaimissa olevista painokytkimistä, ja läpät ulos vedettäessä stabilisaattori liikkuu suuremmalla nopeudella kuin sisään vedettäessä. Näiden kytkimien painaminen poistaa automaattiohjauksen käytöstä.

Nopeustrimmijärjestelmä

Tämä järjestelmä on integroitu ominaisuus Digital Aircraft Control System (DFCS) -järjestelmään. Järjestelmä ohjaa vakaajaa autopilotin servolla varmistaakseen nopeuden vakauden. Se voidaan laukaista pian lentoonlähdön jälkeen tai keskeytetyn lähestymisen aikana. Laukaisua suosivat olosuhteet ovat keveys, takalinjaus ja moottorin korkeat käyttöolosuhteet.

Nopeuden vakauden tehostusjärjestelmä toimii 90-250 solmun nopeuksilla. Jos tietokone havaitsee nopeuden muutoksen, järjestelmä käynnistyy automaattisesti, kun automaattiohjaus kytketään pois päältä, läpät pidennetään (400/500 läpistä riippumatta) ja N1-moottorin nopeus on yli 60%. Tässä tapauksessa edellisestä manuaalisesta trimmauksesta on kulunut yli 5 sekuntia ja kiitotieltä nousemisen jälkeen vähintään 10 sekuntia.

Toimintaperiaate on siirtää stabilointia lentokoneen nopeuden muutoksien mukaan siten, että kiihdytyksen aikana kone pyrkii nostamaan nokkaa ja päinvastoin. (Kun kiihdytetään 90 solmusta 250 solmuun, stabilointilaite siirtyy automaattisesti 8 asteen nousuun). Nopeuden muutosten lisäksi tietokone ottaa huomioon moottorin nopeuden, pystynopeuden ja lähestymisen pysähtymiseen.

Mitä korkeampi moottoritila, sitä nopeammin järjestelmä alkaa toimia. Mitä suurempi pystysuora nousunopeus, sitä enemmän stabilointilaite toimii sukeltaessaan. Kun lähestyt pysähtymiskulmaa, järjestelmä sammuu automaattisesti.

Järjestelmä on kaksikanavainen. Jos yksi kanava epäonnistuu, lento on sallittu. Jos sinut hylätään kahdesti, et voi lentää ulos. Jos lennolla tapahtuu kaksoisvika, QRH ei vaadi toimenpiteitä, mutta nopeudensäätöä olisi loogista lisätä lähestymis- ja keskeytettyjen lähestymisvaiheiden aikana.

Radan ohjaus

Lentokoneen suunnanhallinta tapahtuu peräsimen avulla. Ohjauspyörässä ei ole servokompensaattoria. Ohjauksen taipumisesta huolehtii yksi pääohjausvaihde ja varaohjausvaihde. Pääohjaus toimii hydraulijärjestelmistä A ja B ja varaohjaus kolmannesta (valmius)hydrauliikkajärjestelmästä. Minkä tahansa kolmen hydraulijärjestelmän toiminta takaa täysin suunnanhallinnan.

Peräsin trimmataan keskikonsolin nupilla siirtämällä trimmimekanismin neutraalia.

300-500-sarjan lentokoneissa tehtiin peräsimen ohjauspiirin muutos (RSEP-muunnos). RSEP – Rudder System Enhancement Program.

Ulkoinen merkki tästä muutoksesta on ylimääräinen "STBY RUD ON" -näyttö FLIGHT CONTROL -paneelin vasemmassa yläkulmassa.

Suuntaohjaus tapahtuu polkimilla. Niiden liike välittyy kaapelijohdoilla putkeen, joka pyöriessään liikuttaa pää- ja varaohjauksen ohjaustankoja. Trimmeriefektimekanismi on kiinnitetty samaan putkeen.

Siipien koneistus

Siipien koneistus ja ohjauspinnat

Moottori ohimenevä

Kuvassa näkyy moottorin transienttiprosessien luonne, kun RMS on sammutettu ja käynnissä.

Siten, kun RMS on toiminnassa, kaasuläpän asennon määrittää annettu N1. Siksi moottorin työntövoima pysyy vakiona lentoonlähdön ja nousun aikana kaasuläpän asento muuttumattomana.

Moottorin ohjauksen ominaisuudet, kun PMC on kytketty pois päältä

Kun RMS on kytketty pois päältä, MEC säilyttää määritellyn N2-nopeuden, ja nopeuden kasvaessa nousun aikana N1-nopeus kasvaa. Olosuhteista riippuen N1:n kasvu voi olla jopa 7 %. Lentäjien ei tarvitse vähentää kaasua lentoonlähdön aikana, ellei moottorin rajoja ylitetä.

Kun valitaan moottoritila lentoonlähdössä, kun RMS on pois päältä, et voi käyttää ulkoilman lämpötilan (oletetun lämpötilan) simulointitekniikkaa.

Lentoonlähdön jälkeisen nousun aikana on tarpeen tarkkailla N1-nopeutta ja korjata sen nousu viipymättä säätämällä kaasua.

Automaattinen pito

Automaattinen kaasutin on tietokoneohjattu sähkömekaaninen järjestelmä, joka ohjaa moottorin työntövoimaa. Kone liikuttaa kaasuja siten, että annettu nopeus N1 tai lentonopeus säilyy koko lennon ajan lentoonlähdöstä kiitotielle laskeutumiseen. Se on suunniteltu toimimaan yhdessä autopilotin ja navigointitietokoneen (FMS, Flight Management System) kanssa.

Automaattikaasulla on seuraavat toimintatilat: lentoonlähtö (TAKEOFF); kiivetä (CLIMB); tietyn korkeuden miehittäminen (ALT ACQ); risteilylento (CRUISE); lasku (LASKU); lähestymistapa (APPROACH); ohitettu lähestyminen (GO-ROUND).

FMC lähettää automaattikaasulle tiedot vaaditusta toimintatilasta, asetetusta N1-nopeudesta, jatkuvasta suurimmasta moottorin nopeudesta, enimmäisnopeudesta nousussa, risteilyssä ja keskeytetyssä lähestyessä sekä muita tietoja.

Automaattisen luistoneston ominaisuudet FMC-vian varalta

FMC-vian sattuessa automaattikaasun tietokone laskee oman rajanopeudensa N1 ja näyttää "A/T LIM" -signaalin ohjaajille. Jos automaattinen kaasu toimii tällä hetkellä lentoonlähtötilassa, se sammuu automaattisesti "A/T"-virheilmoituksella.

Automaattisesti lasketut N1-kierrokset voivat olla (+0% -1%) FMC:n nousun N1-rajojen sisällä.

Kiertotilassa automaattisesti lasketut N1-kierrokset tarjoavat tasaisemman siirtymisen lähestymisestä nousuun, ja ne lasketaan positiivisen nousugradientin varmistavien olosuhteiden perusteella.

Automaattisen luistoneston ominaisuudet, kun RMS ei toimi

Kun RMS ei toimi, kaasuvivun asento ei enää vastaa määritettyä nopeutta N1 ja ylinopeuden estämiseksi automaattinen pito vähentää kaasuläpän poikkeaman eteenpäin rajaa 60 astetta 55 asteeseen.

Lentonopeus

Boeingin käsikirjoissa käytetty nopeusnimikkeistö:

• Indikoitu ilmanopeus (Indicated tai IAS) - ilmanopeuden ilmaisimen lukema ilman korjauksia.
• Ilmoitettu ajonopeus (kalibroitu tai CAS). Ilmoitettu maanopeus on yhtä suuri kuin ilmoitettu nopeus, johon on tehty aerodynaamisia ja instrumentaalisia korjauksia.
• Ilmoitettu nopeus (ekvivalentti tai EAS). Ilmaisimen nopeus on yhtä suuri kuin maan ilmaisimen nopeus, joka on korjattu ilman kokoonpuristuvuuden mukaan.
• Todellinen nopeus (True tai TAS). Todellinen nopeus on yhtä suuri kuin ilmoitettu nopeus ilman tiheydellä korjattuna.

Aloitetaan nopeuksien selittäminen käänteisessä järjestyksessä. Lentokoneen todellinen nopeus on sen nopeus suhteessa ilmaan. Lentonopeus mitataan lentokoneessa ilmanpainevastaanottimilla (APR). Ne mittaavat pysähtyneen virtauksen kokonaispainetta s* (Pitot) ja staattinen paine s(staattinen). Oletetaan, että lentokoneen ilmanpaine on ihanteellinen eikä aiheuta virheitä ja että ilma on kokoonpuristumaton. Sitten laite, joka mittaa tuloksena olevien paineiden eron, mittaa ilman nopeuden paineen s * − s = ρ * V 2 / 2 . Nopeuspää riippuu molemmista todellisesta nopeudesta V, ja ilman tiheydellä ρ. Koska instrumenttivaaka on kalibroitu maanpäällisissä olosuhteissa vakiotiheydellä, näissä olosuhteissa laite näyttää todellisen nopeuden. Kaikissa muissa tapauksissa laite näyttää abstraktin arvon, jota kutsutaan ilmaisinnopeudeksi.

Ilmoitettu nopeus V i Sillä on tärkeä rooli paitsi ilmanopeuden määrittämiseen tarvittavana suurena. Tasaisessa vaakalennossa tietylle lentokonemassalle se määrittää yksilöllisesti sen iskukulman ja nostokertoimen.

Ottaen huomioon, että yli 100 km/h lentonopeuksilla alkaa ilmaantua ilman kokoonpuristuvuus, laitteen mittaama todellinen paine-ero on jonkin verran suurempi. Tätä arvoa kutsutaan maan ilmaisinnopeudeksi V i 3 (kalibroitu). Ero V i − V i 3 kutsutaan kokoonpuristuvuuden korjaukseksi ja kasvaa korkeuden ja lentonopeuden kasvaessa.

Lentävä kone vääristää ympärillään olevaa staattista painetta. Painevastaanottimen asennuskohdasta riippuen laite mittaa hieman erilaisia ​​staattisia paineita. Kokonaispaine ei käytännössä vääristy. Staattisen paineen mittauspisteen sijainnin korjausta kutsutaan aerodynaamiseksi (staattisen lähteen sijainnin korjaus). Tämän laitteen ja standardin välisen eron instrumentaalinen korjaus on myös mahdollista (Boeingin tapauksessa sen oletetaan olevan nolla). Näin ollen todelliseen PVD:hen kytketyn todellisen laitteen osoittamaa arvoa kutsutaan instrumentin nopeudeksi (ilmaistu).

Yhdistetyt nopeuden ja M-numeron ilmaisimet näyttävät maailmaisimen (kalibroidun) nopeuden Air-tietotietokoneesta. Yhdistetty nopeuden ja korkeuden ilmaisin näyttää ilmoitetun nopeuden, joka on saatu paineista, jotka on otettu suoraan ilmanpainepumpusta.

Katsotaanpa tyypillisiä ilmanpainepumppuihin liittyviä vikoja. Tyypillisesti miehistö tunnistaa ongelmat lentoonlähdön aikana tai pian maasta poistumisen jälkeen. Useimmissa tapauksissa nämä ovat ongelmia, jotka liittyvät putkistojen veden jäätymiseen.

Jos pitot-anturit ovat tukossa, nopeuden ilmaisin ei osoita nopeuden nousua nousukiihdyksen aikana. Nostamisen jälkeen nopeus kuitenkin alkaa kasvaa staattisen paineen pienentyessä. Korkeusmittarit toimivat melkein oikein. Lisäkiihdytettäessä nopeus kasvaa oikean arvon kautta ja ylittää sitten rajan vastaavalla hälytyksellä (ylinopeusvaroitus). Tämän vian vaikeus on, että instrumentit näyttävät jonkin aikaa lähes normaaleja lukemia, mikä voi luoda illuusion, että järjestelmän normaali toiminta on palautunut.

Jos staattiset portit ovat tukossa lentoonlähdön aikana, järjestelmä toimii normaalisti, mutta nousun aikana se näyttää jyrkkää nopeuden laskua nollaan. Korkeusmittarin lukemat pysyvät lentokentän korkeudessa. Jos lentäjät yrittävät ylläpitää vaadittua ilmanopeutta alentamalla nousua, he päätyvät yleensä ylittämään enimmäisnopeusrajoituksen.

Täydellisen tukkeutumisen lisäksi putkistojen osittainen tukkeutuminen tai paineen aleneminen on mahdollista. Tässä tapauksessa epäonnistumisen tunnistaminen voi olla paljon vaikeampaa. Tärkeintä on tunnistaa järjestelmät ja instrumentit, joihin vika ei vaikuta, ja lopettaa lento niiden avulla. Jos hyökkäyskulman ilmaisin on näkyvissä, lennä vihreän sektorin sisällä, jos ei, aseta N1-moottoreiden nousu ja nopeus lentotilan mukaan QRH:n Unrelaible air speed -taulukoiden mukaisesti. Poistu pilvistä, jos mahdollista. Pyydä apua liikenteenohjaajalta, sillä heillä saattaa olla virheellisiä tietoja korkeudestasi. Älä luota laitteisiin, joiden lukemat olivat epäilyttäviä, mutta tällä hetkellä näyttävät toimivan oikein.

Pääsääntöisesti luotettavaa tietoa tässä tapauksessa: inertiajärjestelmä (sijainti avaruudessa ja ajonopeus), moottorin nopeus, radiokorkeusmittari, sauvasekoittimen aktivointi (lähestymässä pysähtyy), EGPWS-aktivointi (vaarallinen lähestyminen maahan).

Kaavio näyttää vaaditun moottorin työntövoiman (ilma-aluksen vastuksen) vaakalennolla merenpinnan tasolla vakioilmakehässä. Työntövoima on tuhansissa punnissa ja nopeus solmuissa.

Ottaa pois

Lentoonlähtörata ulottuu laukaisupisteestä, kunnes nousu saavuttaa 1500 jalkaa tai läpän sisäänvetämisen ja ilmanopeuden loppuun. V FTO (lopullinen nousunopeus), kumpi näistä pisteistä on suurempi.

Lentokoneen suurinta lentoonlähtöpainoa rajoittavat seuraavat ehdot:

1. Suurin sallittu energia, jonka jarrut imevät, jos lentoonlähtö keskeytyy.
2. Pienin sallittu nousugradientti.
3. Moottorin suurin sallittu käyttöaika lentoonlähtötilassa (5 minuuttia), jos lentoonlähtö jatkuu vaaditun korkeuden saavuttamiseksi ja kiihtyvyys mekanisoinnin poistamiseksi.
4. Käytettävissä oleva lentoonlähtömatka.
5. Suurin sallittu hyväksytty lentoonlähtöpaino.
6. Pienin sallittu lentokorkeus esteiden yli.
7. Suurin sallittu ajonopeus kiitotieltä nousussa (renkaiden lujuuden mukaan). Tyypillisesti 225 solmua, mutta 195 solmua mahdollista. Tämä nopeus on kirjoitettu suoraan renkaisiin.
8. Pienin evolutionaarinen lentoonlähtönopeus; V MCG (minimiohjausnopeus maassa)

Pienin sallittu nousugradientti

Lentokelpoisuusstandardien FAR 25 (Federal Aviation Regulations) mukaisesti gradientti normalisoidaan kolmessa segmentissä:

1. Laskuteline ojennettuna ja läpät lentoonlähtöasennossa, kaltevuuden tulee olla suurempi kuin nolla.
2. Laskutelineen sisäänvetämisen jälkeen läpät ovat lentoonlähtöasennossa - minimikaltevuus 2,4 %. Lentoonlähtöpainoa rajoitetaan pääsääntöisesti tämän vaatimuksen täyttämisellä.
3. Risteilyasennossa pienin kaltevuus on 1,2 %.

Lentoonlähtömatka

Käytettävissä oleva lentoonlähdön kentän pituus sisältää kiitotien käyttöpituuden pysähdys- ja poistumistie huomioiden.

Käytettävissä oleva lentoonlähtömatka ei voi olla pienempi kuin jokin kolmesta matkasta:

1. Jatkuvat lentoonlähtömatkat liikkeen alusta 35 jalan näytön korkeuteen ja turvalliseen nopeuteen V 2, kun moottori epäonnistuu päätösnopeudella V 1 .
2. Hylätyn lentoonlähdön etäisyydet moottorivian sattuessa klo V EF. Missä V EF(moottorivika) - nopeus moottorin vian hetkellä, oletetaan, että lentäjä tunnistaa vian ja tekee ensimmäisen toimenpiteen lentoonlähdön keskeyttämiseksi päätösnopeudella V 1 . Kuivalla kiitotiellä käynnissä olevan moottorin peruutuksen vaikutusta ei oteta huomioon.
3. Lentoonlähtömatkat normaalisti toimivilla moottoreilla liikkeen alusta tavanomaisen 35 jalan esteen nousuun kerrottuna kertoimella 1,15.

Käytettävissä oleva lentoonlähtömatka sisältää kiitotien työpituuden ja päätyturvakaistan (Stopway) pituuden.

Clearwayn pituus voidaan lisätä käytettävissä olevaan lentoonlähtömatkaan, mutta enintään puolet lentoonlähdön reitin ilmassa olevasta osasta lentoonlähdön paikasta 35 jalan nousuun ja turvalliseen nopeuteen.

Jos lisäämme laskutelineen pituuden kiitotien pituuteen, voimme lisätä lentoonlähtöpainoa ja päätösnopeus kasvaa saavuttaaksemme 35 jalkaa laskutelineen pään yläpuolelle.

Jos käytämme väylää, voimme myös lisätä lentoonlähdön painoa, mutta päätöksenteon nopeus laskee, koska meidän on varmistettava, että lentokone pysähtyy hylätyn lentoonlähdön sattuessa lisääntyneellä painolla lentoonlähdön toimintapituuden sisällä. kiitotielle. Jos lentoonlähtö jatkuu tässä tapauksessa, lentokone nousee 35 jalan korkeuteen kiitotieltä, mutta tien yli.

Pienin sallittu lentokorkeus esteiden yli

Pienin sallittu etäisyys esteiden yli nettolähdön lentoradalla on 35 jalkaa.

"Puhdas" on lentoonlähdön lentorata, jonka nousugradientti pienenee 0,8 % verrattuna todelliseen gradienttiin tietyissä olosuhteissa.

Kun rakennetaan standardipoistuminen lentokentän alueelta lentoonlähdön jälkeen (SID), "puhtaan" lentoradan vähimmäiskaltevuus on 2,5 %. Poistumistoimenpiteen suorittamiseksi lentokoneen suurimman lentoonlähtöpainon on siis tarjottava nousugradientti 2,5 +0,8 = 3,3 %. Jotkin ulostulomallit saattavat vaatia suurempaa kaltevuutta, mikä edellyttää lentoonlähtöpainon vähentämistä.

Minimi nousunopeus

Tämä on maailmaisimen nopeus lentoonlähdön aikana, jolla kriittisen moottorin äkillisen vikaantumisen yhteydessä on mahdollista säilyttää lentokoneen hallinta pelkällä peräsimellä (ilman nokkapyörän ohjausta) ja ylläpitää tarpeeksi sivuttaisohjausta pitämään siipi lähes vaakasuorassa asennossa turvallisen nousun jatkamisen varmistamiseksi. V MCG ei riipu kiitotien tilasta, koska sen määrittämisessä ei oteta huomioon kiitotien reaktiota ilma-alukseen.

Taulukko näyttää V MCG lentoonlähtöyksiköissä, joissa on 22K työntövoima. Missä Todellinen OAT on ulkoilman lämpötila ja Press ALT on lentokentän korkeus jalkoina. Alla oleva huomautus koskee lentoonlähtöä, kun moottorin ilmaukset on kytketty pois päältä (moottori ei ilmaa lentoonlähtöä), koska moottorin työntövoima kasvaa, niin myös V MCG .

Todellinen OAT	Paina ALT
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

Lisää V1(MCG) -arvoa 2 solmua ilmastointia varten.

Lentoonlähtöä viallisella moottorilla voidaan jatkaa vain, jos moottorivika tapahtuu vähintään nopeudella V MCG .

Lentoonlähtö märältä kiitotieltä

Laskettaessa suurinta sallittua lentoonlähtöpainoa, jos lentoonlähtö jatkuu, käytetään 15 jalkaa pienennettyä näytön korkeutta kuivan kiitotien 35 jalan sijaan. Tässä suhteessa on mahdotonta sisällyttää esteetöntä kaistaa (Clearway) lentoonlähtömatkan laskemiseen.

Manuaalisessa ohjauksessa ohjaaja tarkkailee lentokoneen käännöstä suuntajärjestelmän ilmaisimen mukaan ja vaikuttaa polkimiin tärinän esiintyessä siten, että peräsimen taipuma vastustaisi näitä tärinöitä. Lentäjän vapauttamiseksi tämän ongelman ratkaisemisesta käytetään kiertovaimentimia.

YD (yaw damper) on automaattinen ohjauslaite, joka vaimentaa lentokoneen suuntavärähtelyjä kääntämällä peräsintä, kun leikkauksen kulmanopeus ilmenee.

Yksinkertaisin suunnanvaimennin toteuttaa seuraavan peräsimen ohjauslain: .

D52р = к„ууу, (6,83)

missä D 8 ^ on peräsimen automaattinen poikkeama tasapainotusasennosta suunnanvaimentimen vaikutuksesta; kr on suuntausnopeuden siirtokerroin, joka osoittaa, minkä kulman verran peräsimen tulee poiketa, kun kiertonopeus muuttuu 1°/s (1 rad/s).

Toisin sanoen peräsimen taipuma suunnanvaimentimen vaikutuksesta on verrannollinen kiertosuuntaan.

Kiertovaimentimia käytetään ilma-aluksissa, joissa on tehostin- tai fly-by-wire-ohjausjärjestelmä, jos oma radanohjaus

Lentokoneen suorituskyky on epätyydyttävä. Kääntöpellin servokäyttöjen ja ohjausyksiköiden toimilaitteet sisältyvät mekaaniseen ohjausjohdotukseen peräkkäisen piirin mukaisesti. Siksi peräsimen kokonaispoikkeama tasapainotusasennosta A6H on yhtä suuri kuin ohjaajan A5E-polkimia käyttävän peräsimen manuaalisen taipuman ja suunnanvaimentimen automaattisen peräsimen taipuman summa:

A5H = D5E + A5£r. (6,84)

Analogisen kääntöpellin toimintakaavio on samanlainen kuin kallistus- ja kallistuspellin toimintakaaviot (kuva 6.9). Ohjaaja luo peräsimen taipuman D5E siirtämällä polkimia Pn Dxn verran tasapainotusasennosta. Tämä signaali summataan differentiaalivivun avulla kiertopellin A5EP ohjaussignaaliin. Peräsimen ohjaustoimilaite РПьП muodostaa peräsimen taipuman.

Riisi. 6.10. Ohimenevät prosessit suuntausnopeuden ääriviivassa, kun ohjaaja kääntää peräsimen:

a-ilmainen kone; 5 - käännöspelti päällä 194

Kun kääntökulmanopeus c tapahtuu, DUS-anturi tuottaa sähköisen signaalin ish, joka on verrannollinen tähän nopeuteen. Laskin B generoi ohjauslain (6.83) mukaisen ohjaussignaalin u peräsimen servokäytön SPII summaimen C tuloon. Servokäyttö muuntaa tämän signaalin peräsimen ohjausyksikön varren D8£р liikkeeksi.

Kääntövaimentimien vaikutus suunnan vakauteen ja ohjattavuuteen.

Osoitetaan, että kiertovaimentimen avulla kulkuastetta parannetaan.

lentokoneen staattinen vakaus m Kun peräsin poikkeaa vaimennuksen vaikutuksesta, kääntömomenttikertoimessa näkyy lisäys

Amy = my"A5;|p = my, k0)coy. (6.85)

Otetaan lausekkeen (6.85) osaderivaata kulmanopeuden су suhteen:

Siksi, kun käännöspelti on päällä:

eli suunnan staattisen vakauden aste poikkeamisvaimentimella varustetussa lentokoneessa on korkeampi kuin lentokoneen oman suunnan staattisen vakauden aste.

Osoitamme, että kääntövaimentimen käyttö parantaa sivuttaisliikkeen dynaamista vakautta. Kuvassa 6.10, a esittää ohimeneviä prosesseja, jotka syntyvät ohjaajan peräsimen asteittaisesta taipumisesta kulman D5R verran. Kuten kuvion kaavioista voidaan nähdä. 6.10, b, suunnanvaimennin vähentää ohimenevien prosessien värähtelyä kulmanopeudessa ja kiertokulmassa - lyhytaikaisten värähtelyjen jakso ja vaimennusaika lyhenevät. Koska D6DR-vaimentimen peräsimen taipuma vähennetään L8E-ohjauksen peräsimen taipumisesta, L5N:n peräsimen kokonaispoikkeama pienenee. Tämä johtaa murskeen kiertonopeuden vakaan tilan arvon alenemiseen verrattuna ohjaukseen ilman vaimenninta, eli polkimien ohjauksen tehokkuus laskee.

Kiertovaimentimien ohjauslakien ominaisuudet. Erilaiset kiertovaimentimet ovat vaimentimia, jotka noudattavat seuraavia ohjauslakeja:

D5DR = Qyuu = kyuryuu, (6,89)

D5DR = ky—————— soija. (6,90)

Ohjauslaissa (6.89) ohjausparametri on poikkeaman kulmakiihtyvyys yuy, joka saadaan erottamalla signaali yuy DOS:ssa. Säätölain (6.90) isodrominen suodatin T^p/(T^p + 1) on toteutettu peltilohkotietokoneessa esimerkiksi KS-ketjulla.

Kääntöpellin säätölait (6.89) ja (6.90) mahdollistavat suunnansäädön haitallisten vaikutusten vähentämisen. Tämä saavutetaan palauttamalla ohjausyksikön varsi vapaa-asentoon, kun yuy = 0, eli A5"p = 0 sorust = const. Siksi vaimentimen vastus ohjainta kohtaan pysähtyy ja polkimen liikenopeus kulmanopeuden luomiseksi ei muutu. Tässä tapauksessa vakausominaisuudet luonnollisesti huononevat.

Sen lisäksi, että ne vähentävät haitallista vaikutusta suuntaohjaukseen, ohjauslailla (6.89) ja (6.90) varustetut kiertovaimentimet eliminoivat kiertoliikkeen ja rullausliikkeiden välisen suhteen negatiiviset seuraukset. Siten tasaisessa käännöksessä käännössä ohjauslailla (6.83) oleva suunnanvaimennin vastustaa kääntymistä kääntämällä peräsintä kulmanopeuden cov esiintyessä. Jatkuva suodatus

Tämän nopeuden komponentti, ohjauslait (6.89) ja (6.90) antavat sinun pitää peräsimen vapaa-asennossa käännettäessä ja reagoida vain kulmaliikkeen värähtelyyn suhteessa kääntymisnopeuden vakiokomponenttiin.

Ilma-aluksen lisävaimennusta varten laskeutumisen aikana, kun ilma-aluksen nopeus on alhainen ja peräsimen tehokkuus laskee, ohjauslakiin (6.52) sisältyy lisävaimennussignaali, joka on verrannollinen poikkeamiseen.

AS1 = K, ^ w, + F™. K®, (6,91)

jossa Fa3n saa arvon 1, kun automaattinen lähestymistila (ALA) on päällä, ja 0 kaikissa muissa tiloissa.

Ohjauslakia (6.91) toteuttavan kiertopellin lohkokaavio on esitetty kuvassa. 6.11. Tällä tavalla kiertovärähtelyt vaimentuvat käyttämällä ABSU-154-järjestelmää.

Alhaisilla lentonopeuksilla tarvitaan lisäkiihdytysvaimennus, kun lentokone menee rullalle ja kun siivekkeet ovat taipuneet. Sitten ohjauslaki (6.90) sisältää lisäsignaaleja, jotka ovat verrannollisia kallistuskulmaan ja siivekkeen taipumakulmaan, jotka kulkevat isodromisten suodattimien läpi aikavakioilla Tf ja T

A5? = kj———- ^—— säde + F3ai[ C 1————— y+k5z—————- , (6-92)

Tr+ 1 1 T, p+1 TS(p+ 1 ‘

jossa F, aK saa arvon, joka on yhtä suuri kuin 1, kun läpät on pidennetty 30° kulmassa ja 0, kun läpät vedetään sisään.

GW-gyrovertikaali toimii kallistuskulmaan verrannollisena signaalisensorina. Autopilotin ohjauksen palauteanturi toimii siivekkeen taipumakulmaan verrannollisena signaalianturina. Läpän laajennusanturi on KV8Sh-rajakytkin.

Ohjauslakia (6.92) toteuttavan kiertopellin lohkokaavio on esitetty kuvassa. 6.12 Tällä tavalla kiertovärähtelyt vaimentuvat ASSU-86-järjestelmän avulla.

Ilma-aluksen sivuttaisvakauden pääominaisuus on staattisen suuntavakauden aste liukukulmaa φ pitkin. Sen lisäämiseksi ja lentokoneen sivuttaisvärähtelyjen vaimentamiseksi suunnanvaimentimessa on tarpeen käyttää kulmaliukunopeuteen p verrannollista signaalia. Antureiden luominen tällaiselle signaalille on kuitenkin vaikeaa, joten käytetään seuraavaa yksinkertaistettua kulman liukunopeuden p riippuvuutta poikkeaman ja kallistuksen kulmanopeuksista vaakalennossa vakioiskukulmalla a0:

p = roycosa0 + caxsma0. (6,93)

Tästä syystä lentokoneen sivuluistokulman suuntaisten heilahtelujen tehokkaaksi vaimentamiseksi on tarpeen viedä leikkauksen vaimentimeen kääntökulmanopeuteen verrannollisen signaalin lisäksi myös kallistuksen kulmanopeuteen verrannollinen signaali. Silloin valvontalaki saa seuraavan muodon: "

D82р = C——— - "y + k*, ®, (6.94)

Siirtokerroin kffl säädetään läppien asennon mukaan (se saa suuremman arvon, kun läppät vedetään ulos ja pienenee, kun ne vedetään sisään).

Ohjauslakia (6.95) toteuttavan kiertopellin lohkokaavio on esitetty kuvassa. 6.13. Näin kiertovärähtelyt vaimentuvat kääntövaimentimella DR-62.

Kierrosvaimennin- sähköhydraulinen laite, joka on suunniteltu parantamaan lentokoneen omia vaimennusominaisuuksia kiertoradan kanavassa. Sisältää kääntönopeusanturit ja prosessorin, joka lähettää signaalin ohjauspyörään kytkettyyn toimilaitteeseen.

Kun lentokone pyörii suhteessa normaaliakseliin, köli saa lisäliikenopeuden, joka on suunnattu kohtisuoraan lentokoneen nopeusvektoriin nähden. Tämän lisänopeuden ansiosta köliin virtaavan ilmavirran suunta muuttuu ja syntyy ylimääräistä sivuttaista voimaa, joka luo momentin, joka vastustaa alkanutta pyörimistä. Tätä hetkeä kutsutaan vaimennukseksi, koska se näkyy vain lentokoneen pyöriessä. Vaimennus- liikkuvan kappaleen ominaisuus vastustaa tuloksena olevaa pyörimistä. Pääasiallinen syy käännösvaimentimen asentamiseen lentokoneeseen on estää sivuttaisvärähtelyt, kuten "hollantilainen rulla". Tämän tyyppiselle lentokoneen sivuttaisliikkeelle on tunnusomaista toisiinsa liittyvät heilahtelut kallistuksessa ja liukuessa. Lisäksi liukuvärähtelyt jäävät vaiheittain jälkeen rullan värähtelyistä, mikä liittyy heikon radan ja liiallisen sivuttaisvakauden. Lentokoneen kallistuminen on syynä lentokoneen liukumiseen, jonka eliminointi tapahtuu viiveellä heikon suuntavakauden vuoksi. Tuloksena oleva luisto saa ilma-aluksen kiihtymään voimakkaasti vastakkaiseen suuntaan lisääntyneen sivuttaisvakauden vuoksi, ja prosessi toistetaan. Lentäessä korkealla ja alhaisella nopeudella näiden värähtelyjen vaimennus voi heikentyä huomattavasti. Raskaissa lentokoneissa kääntövaimentimia käytetään vaimentamaan tärinää.

Joissakin lentokoneissa on automaattinen vaimennus kaikissa kolmessa kanavassa (kääntö-, kallistus- ja kallistusvaimentimet).

Aeroelastinen tärinänvaimennin

Aeroelastinen värähtelyvaimennin on itsenäinen lentokoneessa oleva elektroninen järjestelmä tai osajärjestelmä, joka on osa automaattista lennonohjausjärjestelmää (ACS), joka on suunniteltu automaattisesti vaimentamaan ilma-aluksen lyhytaikaisia ​​värähtelyjä, joita väistämättä syntyy lento-olosuhteiden muuttuessa ja mikä tärkeintä estää lentäjän tahattoman ilma-aluksen heilautuksen, mikä voi johtaa merkittäviin ylikuormitukseen ja rakenteellisiin vaurioihin. Teknisesti se koostuu ryhmästä gyroskooppisia antureita, jotka ohjaavat lentokoneen kulmaliikkeitä avaruudessa, elektronisesta piiristä vaimennussignaalien käsittelyä ja vahvistamista varten sekä toimilaitteista, jotka on kytketty sarjaan mekaaniseen ohjausjohdotukseen tai nämä signaalit on sekoitettu muihin signaaleihin. ACS-ohjaussignaalit.

Katso myös

Kirjoita arvostelu artikkelista "Yaw damper"

Linkit

• . aviacom.ucoz.ru

Näytä tämä malli Lentokoneiden komponentit Elementit lentokoneen purjelentokone Säätimet Aerodynamiikka ja siiven mekanisointi Avioniikka ja instrumentit Moottorinohjaus ja polttoainejärjestelmä Alusta ja jarrujärjestelmät Pakojärjestelmät Muut järjestelmät

Ote, joka kuvaa Yaw Damperia

Tietenkään sitä ei kirjoitettu naamalleni, mutta antaisin paljon saadakseni selville, kuinka hän tiesi aina kaiken niin luottavaisesti, kun se tuli minuun?
Muutama minuutti myöhemmin olimme jo polkemassa yhdessä kohti metsää, innostuneena juttelemassa mitä erilaisimmista ja uskomattomimmista tarinoista, jotka hän luonnollisesti tiesi paljon enemmän kuin minä, ja tämä oli yksi syistä, miksi pidin niin paljon hänen kanssaan kävelemisestä. .
Olimme vain me kaksi, eikä ollut tarvetta pelätä, että joku kuulee ja joku ei ehkä pidä siitä, mistä puhumme.
Isoäiti otti hyvin helposti kaikki oudoisuuteni eikä pelännyt koskaan mitään; ja joskus, jos hän näki, että olin "hukassa" johonkin, hän antoi minulle neuvoja auttaakseen minua pääsemään pois tästä tai tuosta ei-toivotusta tilanteesta, mutta useimmiten hän vain havaitsi, kuinka reagoin elämän vaikeuksiin, joista oli jo tullut pysyviä. , ei vihdoin törmännyt "piikilläni" polulleni. Viime aikoina minusta on alkanut tuntua siltä, ​​että isoäitini vain odottaa jotain uutta, jotta nähdään, olenko kypsynyt ainakin kantapään, vai olenko edelleen "jumiutunut" "onnelliseen lapsuuteeni", en halua päästä pois lyhyistä lapsuudenpaidoistani. Mutta jopa hänen "julmasta" käytöksestään rakastin häntä kovasti ja yritin käyttää hyväkseni jokaisen sopivan hetken viettääkseni aikaa hänen kanssaan niin usein kuin mahdollista.
Metsä toivotti meidät tervetulleeksi kultaisten syksyn lehtien kahinalla. Sää oli upea ja saattoi toivoa, että uusi ystävänikin olisi "onnella" paikalla.
Poimin pienen kimpun joitain vaatimattomia syyskukkia, jotka olivat vielä jäljellä, ja muutaman minuutin kuluttua olimme jo hautausmaan vieressä, jonka portilla... samassa paikassa istui sama miniatyyri suloinen vanha rouva...
- Ja luulin jo, etten malttaisi odottaa sinua! – hän tervehti iloisesti.
Leukani kirjaimellisesti putosi sellaisesta yllätyksestä, ja sillä hetkellä näytin ilmeisesti melko tyhmältä, koska vanha nainen, iloisesti nauraen, tuli luoksemme ja taputti minua hellästi poskelle.
- No, mene, kulta, Stella on jo odottanut sinua. Ja istumme tässä hetken...
En ehtinyt edes kysyä, miten pääsisin samaan Stellaan, kun kaikki katosi taas jonnekin, ja löysin itseni jo tutusta Stellan villin fantasiamaailmasta, joka kimaltelee ja kimmeltää sateenkaaren kaikissa väreissä, ja , ilman aikaa katsoa paremmin ympärilleni, kuulin heti innostuneen äänen:
- Voi kuinka hyvä, että tulit! Ja odotin ja odotin!...
Tyttö lensi luokseni kuin pyörretuuli ja löi pienen punaisen "lohikäärmeen" suoraan syliini... Hyökkäsin yllättyneenä, mutta nauroin heti iloisesti, koska se oli maailman hauskin ja hauskin olento!..
"Pieni lohikäärme", jos häntä niin voi kutsua, pullistui herkkää vaaleanpunaista vatsaansa ja sihisi minulle uhkaavasti, ilmeisesti toivoen kovasti pelottavansa minua tällä tavalla. Mutta kun hän näki, ettei kukaan täällä pelkää, hän asettui rauhallisesti syliini ja alkoi kuorsata rauhallisesti, osoittaen kuinka hyvä hän on ja kuinka paljon häntä pitäisi rakastaa...