Amortizatore e përkuljes. Paneli i kontrolleve të avionit dhe hidraulikës emergjente. Kontrolli i pikut

LIFT RRITJA MËSHTON

Siç është përmendur tashmë, një krah me tërheqje të ulët i projektuar për fluturim me shpejtësi të lartë në konfigurimin e tij të fluturimit nuk ka karakteristika të mira mbajtëse të ngarkesës me shpejtësi të ulët fluturimi dhe për këtë arsye ka shpejtësi shumë të larta ngecjeje. Një shpejtësi e lartë e ndalimit në një konfigurim fluturimi mund të lejohet duke iu nënshtruar kushtit të detyrueshëm të një analize të plotë të të gjitha kufijve të shpejtësisë dhe rregullave të funksionimit të avionit, por një shpejtësi e tillë është e papranueshme sepse kjo rrit distancat e ngritjes dhe uljes së avionit. Prandaj, për të reduktuar shpejtësinë e ndalimit dhe shpejtësitë përkatëse gjatë ngritjes dhe uljes, përdoren pajisje që ndihmojnë në rritjen e ngritjes. Përdorimi i këtyre pajisjeve ndihmon natyrshëm në uljen e distancës së ngritjes dhe uljes së avionit.

Le t'i drejtohemi edhe një herë formulës së forcës ngritëse c ff S-V 2 pl/ 2 dhe kujtojmë se S është zona efektive e krahut dhe Me në - koeficienti i ngritjes.

Parimi i funksionimit të flapave të vendosura përgjatë skajit pasues të krahut është i qartë. Fletë të tilla, me përjashtim të flapave të thjeshta dhe të ndara, sigurojnë ngritje të shtuar për shkak të:

A) një rritje në akordin e krahut dhe domethënëse që rezulton
rritje e ndjeshme e sipërfaqes së krahut (d.m.th. për shkak të rritjes
faktori S në formulën e ngritjes);

B) një rritje në lakimin e përgjithshëm të profilit të krahut (d.m.th. për shkak të
rritja e shumëzuesit Me në ). Rritja e profilit të lakimit nga
tendon rrjedhën më intensivisht dhe kështu rritet
forcë ngritëse.

Kapaku mund të jetë shumë kompleks dhe është bërë në formën e një dizajni me dy dhe tre çarje. Hapësirat janë projektuar për të siguruar qëndrueshmëri të rrjedhës mbi sipërfaqen e sipërme të profilit dhe në këtë mënyrë vonojnë ndarjen e rrjedhës në këndet më të larta të mundshme të sulmit.

Me zhvillimin e avionëve reaktiv, nevoja për një krah të mirë me shpejtësi të lartë është bërë edhe më urgjente, pasi është bërë e nevojshme kombinimi i funksionimit ekonomik me shpejtësi shumë të larta lundrimi me karakteristika të mira ngritjeje dhe uljeje. Megjithatë, pavarësisht përmirësimeve të mëtejshme në dizajnin e flapave, shpejtësitë e stallave mbetën të larta dhe diçka e re duhej bërë. Është krejt e natyrshme që vëmendja e projektuesve tërhiqej nga buza kryesore e krahut, dhe mbi të filluan të vendosen pajisje për të përmirësuar vetitë mbajtëse të krahut.

Në fillim këto ishin gishta të thjeshtë që devijonin nga poshtë, por më vonë u shfaqën skajet e përparme me vrima ose rrasa të tërhequra. Punojnë njësoj si flapat, pra ato: a) në shumicën e rasteve

8 D. DEBIS NGA

Konfigurimi i uljes

konfigurimi i lundrimit

Oriz. 4.8. Ndryshim i ngritjes në varësi të konfigurimit të avionit

Rastet rrisin pak zonën e krahut, b) rrisin më tej lakimin e përgjithshëm të profilit dhe c) rrisin efikasitetin e profilit të krahut kryesor. Slatat sigurojnë rrjedhje të mirë të ajrit rreth krahut deri në kënde të larta sulmi, parandalojnë ndarjen e rrjedhës dhe, për rrjedhojë, lejojnë që të merren vlera më të larta të koeficientëve maksimal të ngritjes.

Në Fig. 4.8 ju mund të shihni ndryshimet midis seksioneve të krahëve në konfigurimin e lundrimit dhe uljes.

Pajisjet e përshkruara bëjnë të mundur transformimin e një krahu me shpejtësi të lartë me tërheqje të ulët në një krah me karakteristika shumë të larta mbajtëse gjatë ngritjes dhe uljes.

Shumica e asaj që mund të thuhet për pasojat e futjes së mekanizimit të krahëve është mjaft elementare. Megjithatë, katër rrethanat e mëposhtme meritojnë përmendje të veçantë.

Ngritja e tepërt

NË Momenti fillestar i uljes, kur avioni kalon nga konfigurimi i lundrimit në konfigurimin e uljes, krijon një tepricë të konsiderueshme të ngritjes. Nëse pozicioni këndor i avionit nuk ndryshon, atëherë ky ngritje e tepërt do të çojë në një rritje të lartësisë së fluturimit. Efekti i shpejtësisë në këtë rast është në një farë mase natyrë akademike, pasi zvarritja e tepërt menjëherë pas përfundimit të procesit të ndryshimit të konfigurimit do të çojë në një ulje të shpejtësisë së fluturimit. Ndryshimi i përgjithshëm në prerje mund të jetë mjaft domethënës dhe duhet treguar shumë kujdes për të shmangur rritjen e lartësisë së fluturimit në interes të saktësisë së rrugës së fluturimit.

Pastrimi i parakohshëm i mekanizimit

Nëse, pas ngritjes, mekanizimi tërhiqet me një shpejtësi shumë të ulët fluturimi, avioni mund të gjendet në një zonë shumë të rrezikshme shpejtësie afër shpejtësisë së stallës për konfigurimin e fluturimit.

gurimi, dhe komplikime shtesë mund të lindin ende për shkak të rritjes së lartë të zvarritjes që lidhet me fluturimin me shpejtësi më të ulëta V IMD . Për të kapërcyer këto komplikime, kërkohet shtytje më e madhe e motorit. Nëse shtytja maksimale është përdorur tashmë, atëherë humbja e lartësisë kur ktheheni në kushtet normale të fluturimit është pothuajse e pashmangshme. Ata që janë të njohur me karakteristikat e projektimit të fluturimit të një avioni transporti supersonik, padyshim që do ta konsiderojnë këtë mënyrë si të barabartë me fluturimin me shpejtësi më të vogël se zero ritmi i ngjitjes, në të cilin kthimi në fluturimin normal është i mundur vetëm me humbje të lartësisë. Pasojat e tërheqjes së parakohshme të mekanizimit do të jenë edhe më të rrezikshme gjatë një fluturimi kthese për shkak të rritjes së shpejtësisë së stallës të qenësishme në këtë mënyrë.

Prandaj, pas ngritjes, përpara se të hiqni mekanizimin, sigurohuni që shpejtësia të jetë tashmë e mjaftueshme për konfigurimin e fluturimit. Nëse tërheqja e përplasjes është e ngadaltë, gjë që ndodh shpesh, kombinoni shpejtësinë tuaj të njohur të tërheqjes së përplasjes me shpejtësinë e pritur të nxitimit të aeroplanit për të arritur shpejtësinë e dëshiruar të ajrit deri në kohën kur tërhiqen fletët të kenë përfunduar.

Rasti i dështimit të pjesshëm të mekanizimit

Qëllimi i synuar dhe besueshmëria e dizajnit të slats dhe flaps përcaktojnë shpeshtësinë e një dështimi të veçantë. Për shumicën dërrmuese të avionëve me të cilët autori është njohur, çdo mekanizim i krahëve është më i mirë se asnjë; prandaj, të gjitha mjetet efikase të mekanizimit të krahut zakonisht përdoren për të rritur ngritjen, por, natyrisht, në varësi të lëshimit të tyre simetrik. Këto konfigurime të pazakonta padyshim që korrespondojnë me shpejtësi të larta afrimi dhe më keq, por megjithatë karakteristika mjaft të sigurta të stallës së avionit. Performanca e fluturimit mbetet në thelb normale, përveç se nëse sistemi i përplasjes dështon, avioni do të ketë një kënd të rritur të hapit kur fluturon në shtegun e rrëshqitjes. Duhet theksuar se mëdisa avionë reaktivë nuk lejojnë zgjatjen e flapavepa i lëshuar llapat ose anasjelltas. Prandaj, dështimi i ndonjërës prej këtyre pajisjeve rezulton në nevojën për t'u ulur në konfigurimin e fluturimit. Provoni veten për t'u siguruar që jeni njohur me të gjitha aspektet e fluturimit të një aeroplani në këto kushte.

Rasti i dështimit të plotë të mekanizimit

Në raste të rralla të dështimit të plotë të të gjitha mjeteve të mekanizimit të krahut, pilotit do t'i duhet të kryejë afrimin e avionit në ulje në konfigurimin e fluturimit. Pilotimi i avionit nuk shkakton ndonjë vështirësi të veçantë. Sigurisht, shpejtësia e afrimit

Ulja do të jetë mjaft e lartë, por nuk ka asgjë kërcënuese në vetë shpejtësinë (shih më shumë për këtë më poshtë), dhe qasja e uljes kryhet saktësisht në të njëjtën mënyrë si në një avion konvencional me PD pa përplasje.

Është e përshtatshme të theksohet këtu:

Pesha e avionit duhet të reduktohet sa më shumë që të jetë e mundur
për të reduktuar shpejtësinë e kërkuar të afrimit dhe për të mos e tejkaluar
rrisin shpejtësinë maksimale të lejueshme të gomave pneumatike
aeroplan në tokë.
Kushtet e vështira të motit duhet të shmangen. Kjo
një nga ato zona ku bëhet vetë shpejtësia e fluturimit
shumë e rëndësishme, pasi për çdo lartësi të caktuar koha
e nevojshme që piloti të eliminojë gabimin anësor të avionit -
momentin e vendosjes së kontaktit vizual me tokën dhe deri
tokëzimi - zvogëlohet me rritjen e shpejtësisë.
Distanca e kërkuar e uljes së një avioni mund të jetë shumë
i madh. Varet nga lloji i avionit dhe ndryshon shumë
kufijtë. Për ato lloje avionësh për të cilët në si të tillë
në situata, përdorimi i shtytjes së plotë të kundërt nuk lejohet
pak përpara uljes, kërkohet distanca e uljes
nuk do të jetë shumë më tepër se normalja. Në avion me
rrasa dhe duke përdorur shtytje të kundërt vetëm pasi të keni prekur poshtë,
distanca nga momenti kur avioni kalon skajin kryesor të pistës
me shpejtësi V AT derisa avioni të ndalet plotësisht mund të jetë
pa erë rreth 2700 m (pa asnjë rezervë).
Kryeni një qasje të cekët pothuajse në tokë
cadra. Në një avion me katër motorë, kontrolli i shpejtësisë
fluturimi lehtësohet duke kaluar motorët e jashtëm në shpejtësi të ulët
gaz dhe kur përdoret vetëm për ulje
motorët e brendshëm (për një avion me tre motorë në
gazi i ulët drejtohet nga motori qendror). Që nga re
një avion aktiv ka tërheqje të ulët, ka
tërheqja ime do të jetë mjaft e mjaftueshme, dhe lëvizjet e mëdha do të rënkojnë
kontrolli i motorit të qeverisë do të jetë i mundur pa të mëdha
shpejtësia ndryshon.
Mos e ngrini aeroplanin shumë gjatë uljes, përndryshe mundeni
ju mund të goditni tokën me gypin e pasmë. Deri afër
tokë pasi të keni ulur tashmë shpejtësinë vertikale
zvogëlohet duke e devijuar pak ashensorin lart, thjesht
vazhdoni t'i afroheni tokës.
Pas prekjes, përqendroni të gjithë vëmendjen tuaj në frenim
kërkimi i avionëve. Lëshoni menjëherë spoilerët dhe plotësisht
aktivizoni shtytjen e kundërt në të gjithë motorët. Mbani motorët në punë
shtytje e kundërt shtypni derisa të bëhet e qartë se
avioni nuk do të rrokulliset nga pista. Lejo që shtytja të kthehet mbrapsht
në sekondat e para bëni mashtrimin. Sigurohu qe ti
avioni qëndron fort në tre pika, dhe pastaj sillni pa probleme
forcën e frenimit në maksimum dhe mbajeni për pak kohë

116

Koha. Frenat moderne janë shumë efektive dhe sasia e energjisë së përthithur prej tyre në këtë rast është më e vogël se gjatë një ngritjeje të ndërprerë të një avioni me peshën maksimale të ngritjes me shpejtësi. Vi deri në ndalesë.

Si përfundim, duhet thënë se nëse, në rast të uljes së një avioni në konfigurim fluturimi, është e mundur të shkohet në një fushë ajrore alternative me një pistë të gjatë, afrime të mira dhe kushte të mira moti, kjo mundësi duhet të përdoret.

SHKËRBIMI I KRAHVE

Ngritja krijohet nga një krah duke përshpejtuar rrjedhën e ajrit mbi sipërfaqen e sipërme të krahut në një shpejtësi më të madhe se shpejtësia e rrjedhës nën sipërfaqen e poshtme. Sa më i madh të jetë diferenca midis këtyre shpejtësive, aq më e madhe është rënia e presionit dhe, në përputhje me rrethanat, aq më i madh është vektori i ngritjes.

Meqenëse shpejtësia lokale e rrjedhës mbi sipërfaqen e sipërme tejkalon shpejtësinë e rrjedhës së pashqetësuar në prani të lakimit të konsiderueshëm të profilit me një sasi mjaft të konsiderueshme, është e qartë se mbi sipërfaqen e sipërme rrjedha do të arrijë shpejtësinë e zërit më herët. sesa do të ndodhë në rrjedhën e patrazuar. Me këtë shpejtësi, valët goditëse lokale formohen në krah dhe ndikimi i ngjeshshmërisë fillon të shfaqet, zvarritja rritet, mund të ndihet përplasja, forca e ngritjes dhe pozicioni i qendrës së presionit ndryshojnë, të cilat, në një kënd të fiksuar stabilizues , çon në një ndryshim në momentin gjatësor. Numri M në të cilin fillon të shfaqet ndikimi i kompresueshmërisë quhet kritik; për një krah të drejtë mund të jetë mjaft i vogël, rreth 0.7.

Le të kujtojmë se me një fshirje të konsiderueshme të krahut, vektori i shpejtësisë normale në skajin kryesor do të jetë më i vogël se vektori i shpejtësisë së rrjedhës së patrazuar. Në Fig. 4.5 vektor AC më pak se AB. Meqenëse krahu reagon vetëm ndaj vektorit të shpejtësisë normale në skajin kryesor, atëherë në një krah të fshirë në çdo numër M të rrjedhës së lirë, përbërësi efektiv i shpejtësisë normale në skajin e përparmë të krahut zvogëlohet. Kjo do të thotë që shpejtësia e ajrit mund të rritet derisa ky komponent i shpejtësisë të arrijë shpejtësinë e zërit, për shkak të së cilës rritet numri kritik i Mach. Kjo është arsyeja pse avionët me shpejtësi të lartë kanë fshirë krahët. Meqenëse trashësia relative e krahut përcakton shkallën e përshpejtimit të rrjedhës së ajrit mbi sipërfaqen e sipërme të krahut, sa më i hollë të jetë krahu, aq më i vogël është nxitimi i rrjedhës. Prandaj, me një krah të hollë, mund të arrihen shpejtësi më të larta ajri përpara se fluksi i ajrit mbi sipërfaqen e sipërme të bëhet i zërit. Kjo është arsyeja pse aeroplanët me shpejtësi të lartë kanë i hollë krahë të fshirë.

Përdorimi i një krahu të fshirë çon në pasoja shumë të rëndësishme. Në shikim të parë në tabelën e dallimeve

Rritur Ulur Oriz. 4.9. Varësia e zgjatjes efektive
projeksioni projeksionet devijimi i krahut nga këndi i devijimit

fushëveprimi i fushëveprimit

N Është e qartë se sa prona ka një avion që varen nga fshirja e tij. Të gjitha ato janë mjaft të rëndësishme për të merituar nënseksione të dedikuara dhe vetëm dy prej tyre duhet të diskutohen në këtë nënseksion.

Meqenëse fshirja çon në një ulje të shpejtësisë efektive të rrjedhës, atëherë, duke qenë të gjitha gjërat e tjera të barabarta, një krah i fshirë me çdo shpejtësi fluturimi do të krijojë një forcë ngritjeje më të vogël se një krah i drejtë. Kjo humbje e ngritjes mund të kompensohet duke u rritur

Këndi i sulmit, i cili, në veçanti, shpjegon praninë e këndeve mjaft të mëdha të hapit për avionët reaktivë gjatë afrimeve të uljes. Kjo nuk do të thotë aspak se një avion me krah të fshirë fluturon në kënde sulmi më afër stallës sesa një avion me krah të drejtë; të dy këta avionë operojnë me shpejtësi përkatëse (rreth l.3 Vs)> por avioni me krahë të fshirë realizon vlerat maksimale Me në në kënde më të larta sulmi sesa një avion me krahë të drejtë. Kjo është për shkak se rrjedha mbi sipërfaqen e sipërme të një krahu të fshirë është më pak "energjike" se ajo e një krahu të drejtë, dhe për këtë arsye afrimi ndaj do të ndodhë në kënde të larta sulmi.

Kur një aeroplan me krahë të drejtë lëkundet, ai gjithashtu rrotullohet. Kjo ndodh sepse tastiera e krahut të brendshëm ngadalësohet dhe ulet drejt kthesës, dhe e jashtme përshpejtohet dhe ngrihet, pasi me shpejtësi të pabarabarta të konzollave të krahut, në secilën tastierë fitohen vlera të ndryshme të forcës ngritëse. Në një avion me një krah të fshirë, ky efekt përkeqësohet më tej nga fakti se fshirja e çdo konzole të krahut ndikon ndjeshëm në këndin e rrëshqitjes. Një tastierë më e shpejtë e krahut të jashtëm bëhet më pak e fshirë në lidhje me rrjedhën dhe krijon ngritje të shtuar në të njëjtin kënd sulmi, pasi raporti efektiv i pamjes relative të krahut rritet. Krahu i brendshëm më i ngadalshëm bëhet edhe më i fshirë dhe, në të njëjtin kënd sulmi, humbet ngritjen për të njëjtën arsye. Kjo prish më tej barazinë e përbërësve të forcës ngritëse në konzolat e krahëve dhe rrit ndjeshëm tendencën për t'u rrotulluar. Oriz. 4.9 tregon se krahu i jashtëm ka një raport shumë më të lartë efektiv të pamjes,

sesa tastiera e brendshme, dhe, përveç kësaj, lëviz me një shpejtësi më të madhe. Kështu, duke aplikuar formulën veç e veç për çdo tastierë krahësh c y S ^ UpV 2 , shohim që tastiera e krahut të jashtëm ka vlera më të larta të V 2 dhe Me në , ndërsa interier-konzola është më e vogël. Kjo çon në një rrotullim shumë të rëndësishëm të avionit. Ky moment i madh i ngritjes së këmbës gjatë përkuljes së një avioni është shumë i rëndësishëm për analizën e karakteristikave të fluturimit të një avioni dhe manifestimet e ndryshme të tij do të diskutohen në detaje në nënseksionet përkatëse të librit.

Lëkundjet e LLOJIT TË HAPIVE HOLANDE

Nëse fluturoni me një aeroplan të balancuar me kujdes dhe të shkurtuar me forcë (përfshirë përdorimin e timonit dhe veshjes së hekurit) me PD në lundrim dhe më pas lëshoni kontrollin në të tre kanalet menjëherë, avioni do të mbajë fluturim të qëndrueshëm për shkak të pranisë së stabilitetit të avionit në të tre akset. Nëse tani kapni kolonën e kontrollit dhe rrotulloni pa probleme aeroplanin, së pari, le të themi, 15° në të majtë dhe më pas 15° në të djathtë dhe e përsërisni të gjithë këtë disa herë, ajo që do të ndodhë është diçka që ndihet me avion. pilotët si një hezitim, i quajtur shpesh "hapi holandez" Më pas lëreni aeroplanin të qetësohet dhe më pas lëvizni timonin fillimisht majtas dhe më pas djathtas. Ashtu si vetëm me aileron, një lëvizje e ngjashme do të zhvillohet: devijimi në një drejtim do të bëjë që avioni të rrokulliset në një drejtim të caktuar (siç shpjegohet më lart), pastaj devijimi në drejtimin tjetër do të bëjë që avioni të rrotullohet në drejtim të kundërt. Tani jemi shumë afër të kuptojmë se çfarë është në të vërtetë avioni holandez.

"Katrana holandeze" është një lëvizje e kombinuar rrotullimi dhe rrotullimi, ku devijimi nuk është aq i rëndësishëm sa rrotullimi dhe avioni duket të jetë në një lëvizje rrotullimi të gjatë dhe të alternuar. Për sa kohë që lëvizja holandeze e katranit nuk është tepër intensive, nuk vërehen shqetësime të zërit.

Përndryshe, "hapi holandez" mund të përkufizohet si lëvizja osciluese anësore e avionit. Së bashku me lëvizjen osciluese ka lëvizje spirale, një fenomen që do të shpjegohet më poshtë, megjithëse vetë termi pothuajse shpjegon thelbin e tij.

Karakteristikat e lëvizjes tokësore dhe anësore të një avioni varen nga disa faktorë të ndërlidhur. Nga njëra anë, ky është ndikimi i këndit tërthor V dhe këndi i fshirjes, nga i cili varen kryesisht karakteristikat e lëvizjes anësore të avionit; nga ana tjetër, ky është ndikimi i bishtit vertikal dhe timonit, nga i cili varen kryesisht karakteristikat e lëvizjes së tokës. Nga marrëdhënia e këtyre dy grupeve të faktorëve, vetitë e spiralës dhe unazës

lëvizjet luftarake të avionëve, të cilat janë gjithmonë në konflikt. Nëse mbizotërojnë faktorët që veprojnë në rrafshin tërthor, atëherë avioni priret të ketë stabilitet spirale dhe paqëndrueshmëri osciluese; Nëse mbizotërojnë faktorët që veprojnë në rrafshin devijues, avioni ka tendencë të ketë paqëndrueshmëri spirale dhe stabilitet oscilues. Sjellja e avionit, natyrisht, ndikohet nga faktorë të tjerë, por, si gjithmonë, faktori përcaktues në fund është një kompromis i suksesshëm midis dy karakteristikave të treguara të stabilitetit.

Stabiliteti oshilues, d.m.th., "katrana holandeze" e amortizuar, tani mund të përkufizohet si tendenca e një avioni, kur i nënshtrohet shqetësimeve si në pistë ashtu edhe në kanale tërthore, për të zbutur lëkundjet e rrëshqitjes dhe rrotullimit që rezultojnë dhe të kthehet në kushte të qëndrueshme fluturimi. .

Përpara se të kalojmë në shqyrtimin e arsyeve që përcaktojnë këtë sjellje të avionit, le të kujtojmë se krahu i rrëshqitur ka një tendencë të konsiderueshme të rrotullohet kur avioni gërvishtet (kjo u diskutua më në detaje më lart).

Kur një aeroplan zvarritet, ai rrotullohet. Bishti vertikal dhe timoni parandalojnë devijimin, ngadalësimin dhe ndalimin e tij, dhe avioni kthehet në fluturim të drejtë. Nëse bishti vertikal dhe timoni kanë zona mjaft të mëdha, atëherë amplituda e çdo lëkundjeje të mëvonshme të rrotullimit dhe rrotullimit do të jetë më e vogël se amplituda e çdo lëkundjeje të mëparshme; amplituda gradualisht do të ulet derisa lëkundjet të ndalen plotësisht. Sidoqoftë, nëse bishti vertikal dhe timoni janë shumë të vogla (vini re se "shumë i vogël" vetëm në kuptimin e sigurimit të karakteristikave të nevojshme të stabilitetit lëkundës), amplituda e çdo lëkundjeje të mëvonshme të rrotullimit dhe rrotullimit do të jetë më e madhe se amplituda e asaj të mëparshme. dhe avioni do të lëkundet, i quajtur "katran holandez" bëhet divergjent, d.m.th. i paqëndrueshëm. Dhe megjithëse është shqetësimi fillestar i devijimit ai që është shkaku kryesor që shkakton këtë sjellje të pafavorshme të avionit, megjithatë në shumicën e avionëve lëvizja në aeroplanin rrotullues do të jetë më e dukshme për pilotin. Kjo është arsyeja pse lëvizja e avionit në këtë aeroplan përdoret si bazë për vlerësimin e performancës holandeze të fushës.

Ashtu si llojet e tjera të stabilitetit, stabiliteti oscilues mund të jetë pozitiv, negativ ose mund të ketë kufi zero të qëndrueshmërisë osciluese; Këto lloje të stabilitetit lëkundës korrespondojnë me "hapat holandez" të amortizuar, divergjent dhe të pamposhtur (lëkundje me amplitudë konstante). Karakteristikat e "katranit holandez" përcaktohen nga oshilogramet e ndryshimeve në këndin e rrotullimit në varësi të kohës. Një oshilogram i lëvizjes së lagur është paraqitur në Fig. 4.10.

Oriz. 4.10. Hapi holandez i zbehur

Lëvizja lëkundëse e amortizuar është e sigurt sepse avioni, i lënë në duart e veta, përfundimisht do të kthehet shpejt ose ngadalë në fluturim të qëndrueshëm. Oriz. 4.11 ilustron natyrën e "hapit holandez" të pazbutur me amplitudë konstante Kjo lëvizje, që karakterizon një diferencë zero të qëndrueshmërisë lëkundëse, është mjaft e sigurt, pasi në vetvete nuk e përkeqëson situatën, por megjithatë, mungesën e një diferencë oshiluese. stabiliteti është i padëshirueshëm, pasi nëse amplituda e lëkundjeve është e madhe ose frekuenca e lëkundjeve është e ulët, pilotimi i avionit bëhet i pakëndshëm dhe i lodhshëm.

Në Fig. Figura 4.12 tregon një oshilogram të një "hapi holandez" divergjent (stabilitet negativ oshilues). Një lëvizje e tillë është potencialisht e rrezikshme sepse herët a vonë, në varësi të shkallës së paqëndrueshmërisë, avioni mund të humbasë plotësisht kontrollin ose të kërkojë vëmendje të vazhdueshme dhe aftësi shumë të larta të pilotit për të ruajtur nivelin e duhur të kontrollueshmërisë.

Lëkundjet divergjente duhet të vlerësohen si më poshtë: nëse divergjenca e amplitudës së lëkundjeve është e madhe, avioni nuk mund të certifikohet për operim, por nëse këto lëkundje ndryshojnë shumë ngadalë, atëherë mund të lejohet hyrja në shërbim e avionit. Pilotët zakonisht nuk gjejnë dallime domethënëse midis luhatjeve të ngadalta divergjente të hapit holandez dhe luhatjeve me amplitudë konstante, pasi kjo kërkon një periudhë shumë të gjatë kohore. Për këtë arsye, gjatë një periudhe të shkurtër kohore, lëkundjet pak divergjente të tipit "hap holandez" perceptohen nga pilotët si lëkundje me një amplitudë konstante. Prandaj, parametri më i përshtatshëm për vlerësimin e shkallës së stabilitetit oscilues të një avioni është koha gjatë së cilës amplituda e lëkundjeve dyfishohet (osciluese

paqëndrueshmëri) ose, anasjelltas,

" goja, zvogëlohet përgjysmë -

Për (qëndrueshmëri osciluese).

Oriz. 4.11. "Hapi holandez" i vazhdueshëm me amplitudë konstante

Oriz. 4.12. "Hapi holandez" i vazhdueshëm me amplitudë divergjente

5 10

Koha, s

Kërkesat në këtë fushë ende nuk janë përcaktuar plotësisht, megjithëse kohët e fundit janë kryer një sasi e madhe kërkimesh në lidhje me avionët e transportit supersonikë dhe, me sa duket, rezultatet e këtij hulumtimi mund të shtrihen në avionët nënsonikë. Hulumtimet kanë vërtetuar se nëse një dyfishim i amplitudës së lëkundjes ndodh në 50 sekonda ose më shumë, atëherë mund të supozojmë se avioni ka zero diferencë të stabilitetit lëkundës, ndërsa një dyfishim i amplitudës në 15 sekonda ose më pak tregon paqëndrueshmëri të konsiderueshme osciluese të avionit. . Natyrisht, afati kohor për paqëndrueshmërinë osciluese mund të merret për të dyfishuar amplituda, e barabartë me 35-40 sekonda. Megjithatë, vetëm ky kriter nuk është ende i mjaftueshëm për të vlerësuar shkallën e paqëndrueshmërisë osciluese. Një parametër shumë i rëndësishëm është frekuenca e lëkundjeve. Nëse periudha e lëkundjes zvogëlohet në tre sekonda, atëherë ndryshimi i drejtimit të rrotullimit do të ndodhë aq shpejt sa do të jetë e vështirë për pilotin të kundërshtojë një lëvizje të tillë me ndihmën e aleronëve dhe do të ketë rrezik që piloti do ta komplikojë edhe më shumë situatën.

Karakteristikat e shtytjes në shkallë holandeze ndryshojnë në varësi të konfigurimit të avionit, lartësisë së fluturimit dhe koeficientit të ngritjes. Këto karakteristika përkeqësohen me rritjen e lartësisë dhe me uljen e shpejtësisë (por jo gjithmonë) me peshë konstante të avionit, ose kur pesha e avionit rritet me shpejtësi konstante.

Kontrolli i fushës divergjente holandeze nuk është i vështirë nëse pilotohet siç duhet. Le të supozojmë se avioni bën një lëvizje divergjente si një "hap holandez". Gjëja e parë që duhet të bëni është të mos bëni asgjë, e përsëris - Asgjë. Shumë pilotë, duke nxituar drejt kontrollit, vetëm sa i vështirësuan gjërat dhe e vunë veten në një situatë edhe më të keqe. Prisni disa sekonda - situata nuk do të përkeqësohet shumë gjatë kësaj kohe. Thjesht vëzhgoni modelin e rrotullimit të aeroplanit dhe mbani mend atë. Më pas, kur ta kuptoni mirë figurën dhe të përgatiteni nga brenda, bëni një lëvizje korrigjuese të fortë, por të qetë me hekurat për të ndaluar rrotullimin. Mos i mbani hekurat të devijuara për një kohë të gjatë - thjesht kthejeni zgjedhën dhe kthejeni atë në pozicionin e tij origjinal, përndryshe vetëm do ta përkeqësoni situatën. Duke bërë vetëm një veprim të qetë kontrolli me aeroplanët, ju do të eliminoni pjesën më të madhe të rrotullimit të avionit.

Ju do të keni ende një lëvizje të mbetur të shqetësuar, e cila në kohën e duhur mund të eliminohet duke përdorur vetëm alerona.

Mos u përpiqni të korrigjoni manovrën me timon; Siç është përmendur tashmë, lëvizja e devijimit është shpesh shumë e dobët dhe mund të jetë shumë e vështirë të përcaktohet se në cilin drejtim timoni duhet të devijohet në një moment të caktuar. Prandaj, përdorimi i timonit çon në faktin se gjasat e veprimeve të gabuara nga piloti, duke përkeqësuar situatën, bëhen shumë të larta.

Më pas, mos u përpiqni kurrë të shuani "hapin holandez" me një veprim korrigjues, por përpiquni të shuani vetëm pjesën më të madhe të shqetësimit në të njëjtën kohë dhe më pas, në të ardhmen, "merreni" pjesën tjetër. Kur bëni një hap holandez gjatë një kthese, përpiquni të ulni lëkundjet në këndin e anës që korrespondon me kthesën e vendosur. Mos u përpiqni të luftoni njëkohësisht "katranin holandez" dhe ta çoni avionin në fluturim të nivelit; së pari hiqni qafe hapin holandez dhe më pas, nëse është e nevojshme, tërhiqeni avionin nga kthesa.

Gjykimet dramatike në lidhje me "lëvizjen holandeze" të avionëve në të kaluarën dolën jo aq nga karakteristikat e vetë avionit, por nga mungesa e njohurive në këtë fushë, dhe ndoshta edhe një bollëk informacioni kontradiktore nga pilotët. Mund të konstatojmë me kënaqësi se nuk ka asnjë avion të vetëm pasagjerësh në funksion tani, pilotimi i të cilit do të shoqërohej me ndonjë vështirësi për shkak të karakteristikave të stabilitetit oscilues. Shumica e avionëve kanë paqëndrueshmëri shumë të lehtë, e karakterizuar nga një "kapësi holandeze" divergjente (nëse mund të ndodhë), avionët e tjerë mbrohen në mënyrë të besueshme nga ky fenomen me anë të pajisjeve automatike të instaluara në avion (këto do të diskutohen në nënseksionin tjetër në "Yaw and roll" amortizues).

Teknikat e fluturimit të rekomanduara më sipër për eliminimin e hapit holandez duke përdorur vetëm hekurat janë mjaft të përshtatshme për të gjithë avionët reaktivë nënsonikë. Është interesante të theksohet se, siç u mësua, teknika të tilla fluturimi nuk ka gjasa të rekomandohen për të kundërshtuar hapin holandez të avionëve supersonikë për shkak të momentit të madh të devijimit që ndodh kur hekurudhat devijohen, por ky problem do të zgjidhet në kohën e duhur. sigurisht, kështu që le të jetë nuk ju shqetëson ende.

DAMPER DHE RRETULL

Fluturimi i një avioni që ka një tendencë të konsiderueshme për "hapjen holandeze" - domethënë, kur lëkundjet e avionit nuk shuhen aq shpejt - është shumë e lodhshme për pilotin, sepse kërkon vëmendje më të madhe prej tij.

Në kushte të tilla, piloti ka nevojë për ndihmë nga pajisjet automatike.

Tashmë u tha më lart se arsyeja kryesore që shkakton tendencën për "hapjen holandeze" (sigurisht, përveç mbrapshtjes) është zona e pamjaftueshme efektive e bishtit vertikal dhe timonit; U përmend gjithashtu se një zonë shumë e madhe e bishtit vertikal dëmton qëndrueshmërinë spirale të avionit. Prandaj, zgjedhja përfundimtare e zonës së bishtit vertikal, si gjithmonë, është një kompromis. Dhe nëse për këto qëllime zona e bishtit nuk mund të rritet, atëherë kjo duhet të bëhet disi ndryshe.

Në disa avionë reaktivë të hershëm të kontrolluar manualisht, timoni prirej të përputhej me rrjedhën gjatë rrëshqitjes, të paktën në kënde të ulëta të rrëshqitjes, gjë që zvogëloi efektivitetin e bishtit vertikal dhe përkeqësoi qëndrueshmërinë lëkundëse të avionit. Futja e kontrollit të pakthyeshëm përforcues në kanalin e timonit çoi në faktin se timoni mbeti në pozicionin zero gjatë rrëshqitjes dhe kjo përmirësoi ndjeshëm karakteristikat e "hapit holandez".

Hapi i natyrshëm i ardhshëm në aeroplanët me kontroll përforcues (dhe shumica e avionëve tani kanë një kontroll të tillë) ishte devijimi i timonit në drejtim të kundërt me kthesën e avionit për të parandaluar shfaqjen dhe zhvillimin e rrëshqitjes. Kjo është pikërisht ajo që bën një amortizues i devijimit.

Amortizuesi i devijimit është një pajisje e mundësuar nga një sistem hidraulik që është i ndjeshëm ndaj ndryshimeve në shpejtësinë e devijimit. Ky sistem jep një sinjal për aktivizuesin e amortizatorit, i cili devijon timonin për të parandaluar që avioni të devijojë. Në prani të një pajisjeje të tillë, lëkundjet e llojit "hapi holandez" nuk zhvillohen, pasi këndi i devijimit - shkaku rrënjësor i shfaqjes së këtyre lëkundjeve - nuk zhvillohet. Nëse luhatjet holandeze të hapit ndodhin kur fiksimi i amortizatorit është i fikur, ndezja e amortizatorit lejon që avioni të kthehet shpejt në fluturimin normal të kontrolluar. Gjatë funksionimit normal, amortizuesi nuk bën gabime: ai devijon timonin në drejtimin e dëshiruar dhe me sasinë e kërkuar, duke ulur kështu këndin e rrëshqitjes në zero dhe duke ndaluar çdo tendencë të avionit për t'u rrotulluar.

Raporti i kërkuar i tepricës së amortizatorit varet nga karakteristikat e "hapësirës holandeze" të avionit origjinal dhe nga karakteristikat e sistemit të kontrollit përforcues. Nëse dridhjet e rrotullimit të avionit origjinal (pa amortizues) e lodhin vetëm pilotin, atëherë instalimi i një amortizuesi jo të tepërt do të jetë i nevojshëm dhe i mjaftueshëm, pasi besohet se në rast dështimi

Amortizuesi gjatë fluturimit për të vazhduar fluturimin përgjatë një rruge të caktuar nuk do të jetë shumë i vështirë për pilotin. Nëse "hapi holandez" ndryshon dukshëm, është e nevojshme të instaloni një amortizues të dyfishtë që mbetet funksional pas dështimit të parë. Në rast të një hapësire të konsiderueshme divergjente holandeze, është e nevojshme të instaloni një amortizues të tepërt që të mbetet funksional pas një dështimi të dytë, në mënyrë që dështimi i plotë i një amortizuesi të tillë, duke rezultuar në nevojën për të fluturuar avionin origjinal, është jashtëzakonisht i pamundur. ngjarje.

Do të ishte e saktë të thuhet se raporti i kërkuar i tepricës së amortizatorit të devijimit pasqyron shkallën e divergjencës së "katranit holandez", por kjo nuk është gjithmonë rasti - disa projektues instalojnë amortizuesin e devijimit me një shkallë më të madhe të tepricës sesa kërkohet nga karakteristikat e "katranit holandez", dmth ata e bëjnë këtë për arsye të tjera. Për shembull, nëse një aeroplan është i pajisur me një timon të prerë që devijohet duke përdorur përforcues, atëherë, natyrisht, çdo seksion i timonit duhet të ketë amortizuesin e vet.

Në thelb ekzistojnë dy lloje të amortizatorëve. Modelet e para të amortizatorëve u futën në instalimet elektrike të kontrollit të timonit në mënyrë të tillë që veprimi i tyre të shoqërohej me lëvizjen e pedaleve. Ky veprim i dampers ishte i përshtatshëm në atë që informoi pilotët për performancën e tyre, por gjatë funksionimit të tyre përpjekja në pedale u rrit. Për të parandaluar komplikimet e mundshme në kontroll në rast të dështimit të motorit gjatë ngritjes ose uljes me erëra të kundërta, amortizues të tillë u fikën gjatë kushteve të ngritjes dhe uljes. Për shkak se këta dampers funksiononin paralelisht me pilotët, ata u bënë të njohur si amortizues paralelë.

Modelet më të fundit të amortizatorëve janë të tipit të amortizatorëve të serisë në instalimet elektrike të kontrollit. Ato përfshihen në instalimet elektrike të kontrollit në mënyrë që të veprojnë vetëm në timon dhe të mos shkaktojnë devijimin e pedalit. Dhe duke qenë se përpjekja në pedale nuk rritet kur amortizuesit aktivizohen në seri, ato mund të përdoren gjithashtu gjatë kushteve të ngritjes dhe uljes.

Në disa avionë, është instaluar gjithashtu një amortizues rrotullues; ky amortizues bën përafërsisht të njëjtën punë si amortizuesi, por vetëm me ndihmën e hekurave. Në disa avionë, këta amortizues janë instaluar jo domosdoshmërisht për të përmirësuar performancën e "katranit holandez", por thjesht për të zbutur dridhjet e rrotullimit të avionit kur fluturon në një atmosferë të turbullt, dhe kjo bëhet, për shembull, në avionë me momentet e inercisë në rrafshin e rrotullimit. Natyrisht, këto amortizues përmirësojnë karakteristikat e pistës së aeroplanit dhe holandezit dhe për këtë arsye mund të konsiderohen të barazvlefshëm me një amortizues të devijimit.

Kjo përfundon shqyrtimin tonë të çështjes së futjes së amortizatorëve me rrokullisje. Problemi u shqyrtua në detaje të mjaftueshme për të treguar se me njohuritë e duhura, aftësitë praktike dhe një shkallë të caktuar besimi në këto pajisje, ato nuk shkaktojnë asnjë ndërlikim në pilotim. Çështja e besimit duhet theksuar; me një rritje të vazhdueshme të këndit të fshirjes dhe gjatësisë së gypit, karakteristikat e "katranit holandez" bëhen gjithnjë e më keq, dhe për këtë arsye gjithnjë e më shumë shpresa duhet të vendosen në funksionimin e sistemeve automatike të rritjes së stabilitetit.

Meqenëse fluturimet stërvitore, natyrisht, synojnë të kuptojnë saktë karakteristikat themelore të fluturimit të një lloji të caktuar avioni, instruktori dhe piloti praktikant mund t'i nënshtrohen kushteve në të cilat avioni shfaq paqëndrueshmëri të konsiderueshme osciluese. Për të siguruar një nivel adekuat sigurie në fluturime të tilla, ngacmimi i hapit holandez duhet të bëhet pa probleme dhe me kujdes dhe, përveç kësaj, është e nevojshme që aftësitë e secilit amortizues, në rast se më shumë se një damper është instaluar në avionët, duhet të jenë mjaft të njohur. Për një avion që fluturon aktualisht, manuali i fluturimit përmban procedura shumë specifike që përfshijnë lëshimin e kapakut të frenave dhe zvogëlimin e menjëhershëm të lartësisë së fluturimit nëse hapi holandez rezulton të jetë shumë i gjatë ose shoqërohet me kënde të larta të brigjeve dhe rrëshqitje.

Përpiquni të njihni plotësisht aeroplanin tuaj dhe të praktikoni disa praktika në kundërshtimin e fushës holandeze nëse avioni juaj ka një tendencë të konsiderueshme për holandisht Pitch; Kur fluturoni në një natë të errët dhe të stuhishme, kur keni një numër të madh pasagjerësh pas jush, tashmë është tepër vonë për ju të zbuloni se kush është në krye - ju apo avioni.

Profili në mes të hapësirës

Trashësia relative (raporti i distancës maksimale midis harkut të sipërm dhe të poshtëm të profilit me gjatësinë e kordës së krahut) 0,1537
Rrezja relative e skajit kryesor (raporti i rrezes me gjatësinë e kordës) 0,0392
Lakimi relativ (raporti i distancës maksimale midis vijës qendrore të profilit dhe akordit me gjatësinë e kordës) 0,0028
Këndi i buzës së pasme 14,2211 gradë

Profili në mes të hapësirës

Profili i krahut më afër majës

Trashësia relative 0,1256
Rrezja relative e skajit kryesor 0,0212
Lakim relative 0,0075
Këndi i buzës së pasme 13,2757 gradë

Profili i krahut më afër majës

Profili i skajit të krahut

Trashësia relative 0.1000
Rrezja relative e skajit kryesor 0,0100
Lakim relative 0,0145
Këndi i buzës së pasme 11.2016 gradë

Profili i skajit të krahut

Trashësia relative 0,1080
Rrezja relative e skajit kryesor 0,0117
Lakim relative 0,0158
Këndi i buzës së pasme 11,6657 gradë

Parametrat e krahut

Sipërfaqja e krahëve 1135 ft² ose 105.44 m².
Hapësira e krahëve 94'9'' ose 28,88 m (102'5'' ose 31,22 m me krahë)
Raporti relativ i pamjes së krahut 9.16
Korda e rrënjës 7,32%
Akordi i fundit 1,62%
Kon i krahut 0.24
Këndi i fshirjes 25 gradë

Kontrolli ndihmës përfshin mekanizimin e krahëve dhe një stabilizues të rregullueshëm.

Sipërfaqet drejtuese të komandimit kryesor devijohen nga aktivizues hidraulikë, funksionimi i të cilëve sigurohet nga dy sisteme hidraulike të pavarura A dhe B. Secili prej tyre siguron funksionimin normal të kontrollit kryesor. Aktivizuesit e drejtimit (aktuesit hidraulikë) përfshihen në instalimet elektrike të kontrollit sipas një skeme të pakthyeshme, d.m.th., ngarkesat aerodinamike nga sipërfaqet e drejtimit nuk transmetohen në kontrolle. Forcat në timon dhe pedale krijohen nga mekanizmat e ngarkimit.

Nëse të dy sistemet hidraulike dështojnë, ashensori dhe pilotët kontrollohen manualisht nga pilotët dhe timoni kontrollohet duke përdorur sistemin hidraulik të gatishmërisë.

Kontrolli anësor

Kontrolli anësor kryhet nga hekurat dhe spoilerët e fluturimit.

Nëse ka furnizim hidraulik për aktivizuesit e drejtimit të hekurit, kontrolli anësor funksionon si më poshtë:

lëvizja e rrotave të drejtimit të rrotave drejtuese transmetohet nëpërmjet lidhjeve kabllore në aktivizuesit e drejtimit të hekurit dhe më pas në hekura;
përveç ajleronëve, aktivizuesit e drejtimit të aileronit lëvizin shufrën e sustës (gëzhoja e sustave të aileronit), e lidhur me sistemin e kontrollit të spoilerit dhe kështu e vënë atë në lëvizje;
lëvizja e shufrës së sustës transmetohet në ndërruesin e raportit të spoilerit. Këtu efekti i kontrollit zvogëlohet në varësi të sasisë së devijimit të levës së frenimit të shpejtësisë. Sa më shumë të devijohen spoilerët në modalitetin e frenimit të ajrit, aq më i ulët është koeficienti i transferimit të lëvizjes së rrotullimit të timonit;
Më pas lëvizja transmetohet në mekanizmin e kontrollit të spoilerit (përzierës spoiler), ku i shtohet lëvizjes së dorezës së kontrollit të spoilerit. Në një krah me aileron të ngritur, spoilerët janë ngritur dhe në krahun tjetër janë ulur. Kështu, funksionet e frenimit të ajrit dhe kontrollit anësor kryhen njëkohësisht. Interceptorët aktivizohen kur timoni rrotullohet më shumë se 10 gradë;
Gjithashtu, së bashku me të gjithë sistemin, telat e kabllove lëvizin nga pajisja për ndryshimin e raportit të marsheve në pajisjen e ingranazhit (pajisja e lëvizjes së humbur) të mekanizmit të lidhjes së timonit.

Pajisja e kyçjes lidh timonin e djathtë me telat e kabllove për kontrollin e spoilerëve kur shtrembërimi është më shumë se 12 gradë (rrotullimi i timonit).

Nëse nuk ka furnizim me energji hidraulike për disqet e drejtimit të pilotit, ato do të devijohen nga pilotët me dorë dhe kur timoni të kthehet në një kënd prej më shumë se 12 gradë, instalimet elektrike të sistemit të kontrollit të spoilerit do të vendosen në lëvizje. Nëse në të njëjtën kohë funksionojnë ingranazhet e drejtimit të spoilerit, atëherë spoilerët do të punojnë për të ndihmuar asistentët.

E njëjta skemë i lejon bashkë-pilotit të kontrollojë spoilerët e rrotullimit kur rrota e komandimit të komandantit ose telat e kabllove të hekurit janë bllokuar. Në këtë rast, ai duhet të aplikojë një forcë prej rreth 80-120 paund (36-54 kg) për të kapërcyer forcën paratensionuese të sustës në mekanizmin e transferimit të hekurit, të devijojë timonin më shumë se 12 gradë dhe më pas spoilerët. do të hyjë në funksion.

Kur kabujt e timonit të djathtë ose të spoilerit bllokohen, komandanti ka mundësinë të kontrollojë hekurat, duke kapërcyer forcën e sustës në mekanizmin e bashkimit të timonit.

Aktivizuesi i drejtimit të hekurit lidhet me instalime elektrike me kabllo në kolonën e majtë të drejtimit përmes mekanizmit të ngarkimit (njësia e ndjesisë së hekurit dhe e përqendrimit). Kjo pajisje simulon ngarkesën aerodinamike në aeroplanët kur është në funksionim ingranazhi i drejtimit, dhe gjithashtu zhvendos pozicionin e forcave zero (mekanizmi i efektit të shkurtimit). Mekanizmi i prerjes së hekurit mund të përdoret vetëm kur autopiloti është i çaktivizuar, pasi piloti automatik kontrollon direkt pajisjen e drejtimit dhe do të anashkalojë çdo lëvizje të mekanizmit të ngarkimit. Por kur autopiloti fiket, këto forca transferohen menjëherë në instalime elektrike të kontrollit, gjë që do të çojë në një rrotullim të papritur të avionit. Për të zvogëluar gjasat e shkurtimit të paqëllimshëm të hekurit, janë instaluar dy çelësa. Në këtë rast, shkurtimi do të ndodhë vetëm kur të dy çelësat shtypen njëkohësisht.

Për të reduktuar përpjekjet gjatë kontrollit manual (kthimi manual), ajleronët kanë servo kompensatorë kinematikë (tabs) dhe panele balancuese (panel balancimi).

Kompensuesit e servo janë të lidhur kinematikisht me ajleronët dhe devijojnë në drejtimin e kundërt me devijimin e aleronit. Kjo zvogëlon momentin e menteshës së aileronit dhe forcat e zgjedhës.

Paneli balancues

Panelet balancuese janë panele që lidhin skajin e përparmë të hekurit me pjesën e pasme të krahut duke përdorur nyje me varëse. Kur hekuri devijon, për shembull, poshtë, një zonë me presion të shtuar shfaqet në sipërfaqen e poshtme të krahut në zonën e hekurit dhe një vakum shfaqet në sipërfaqen e sipërme. Kjo diferencë presioni përhapet në zonën midis skajit kryesor të hekurit dhe krahut dhe, duke vepruar në panelin e zbukurimit, zvogëlon momentin e menteshës së hekurit.

Në mungesë të fuqisë hidraulike, drejtuesi i drejtimit funksionon si një shufër e ngurtë. Mekanizmi i efektit të prerësit nuk siguron një reduktim real të përpjekjes. Ju mund të shkurtoni forcat në kolonën e drejtimit duke përdorur timonin ose, në raste ekstreme, duke ndryshuar shtytjen e motorëve.

Kontrolli i pikut

Sipërfaqet gjatësore të kontrollit janë: ashensori, i siguruar nga një makinë drejtuese hidraulike dhe stabilizuesi, i siguruar nga një makinë elektrike. Rrotat e kontrollit të pilotit janë të lidhura me ngasjet hidraulike të ashensorit duke përdorur instalime elektrike. Përveç kësaj, autopilot dhe sistemi i shkurtimit Mach ndikojnë në hyrjen e disqeve hidraulike.

Kontrolli normal i stabilizatorit kryhet nga çelsat në timon ose nga autopilot. Kontrolli rezervë i stabilizatorit është mekanik duke përdorur rrotën e kontrollit në panelin qendror.

Dy gjysmat e ashensorit janë të lidhura mekanikisht me njëra-tjetrën duke përdorur një tub. Aktivizuesit hidraulikë të ashensorit furnizohen me energji nga sistemet hidraulike A dhe B. Furnizimi me lëng hidraulik tek aktivizuesit kontrollohet nga çelsat në kabinë (çelësat e kontrollit të fluturimit).

Një sistem hidraulik i punës është i mjaftueshëm për funksionimin normal të ashensorit. Në rast të dështimit të të dy sistemeve hidraulike (kthimi manual), ashensori devijohet manualisht nga njëra prej rrotave të kontrollit. Për të zvogëluar momentin e menteshës, ashensori është i pajisur me dy servo kompensatorë aerodinamikë dhe gjashtë panele balancuese.

Prania e paneleve balancuese e bën të nevojshme vendosjen e stabilizatorit në zhytje të plotë (0 njësi) përpara se të ngrini akull. Ky instalim parandalon hyrjen e lëngut dhe lëngut kundër ngrirjes në hapjet e panelit të balancës (shih panelet e balancës së hekurit).

Momenti i menteshës së ashensorit, kur lëvizja hidraulike është në punë, nuk transmetohet në timon, dhe forcat në timon krijohen duke përdorur sustën e mekanizmit të efektit të rregullimit (njësia e ndjeshmërisë dhe përqendrimit), në të cilën, në kthesën, forcat transferohen nga simulatori hidraulik i ngarkesës aerodinamike (kompjuteri i ndjesisë së ashensorit) .

Mekanizmi i efektit të prerësit

Kur timoni devijohet, kamera e qendrës rrotullohet dhe ruli i ngarkuar me susta del nga "vrima" e tij në sipërfaqen anësore të kamerës. Duke u përpjekur të kthehet nën veprimin e sustës, krijon një forcë në brezin e kontrollit, duke parandaluar devijimin e timonit. Përveç sustës, në rul vepron edhe aktivizuesi i simulatorit të ngarkesës aerodinamike (kompjuteri i ndjesisë së ashensorit). Sa më e lartë të jetë shpejtësia, aq më i fortë do të shtypet rul kundër kamerës, gjë që do të simulojë një rritje të presionit të shpejtësisë.

Një tipar i veçantë i cilindrit me dy piston është se ai aplikon maksimumin e dy presioneve komanduese në njësinë e ndjesisë dhe qendrës. Kjo është e lehtë për t'u kuptuar nga vizatimi, pasi nuk ka presion midis pistonëve, dhe cilindri do të jetë në gjendjen e tërhequr vetëm nëse presionet e komandës janë të njëjta. Nëse një nga presionet bëhet më i madh, cilindri do të zhvendoset drejt presionit më të lartë derisa njëri nga pistonët të godasë një pengesë mekanike, duke eleminuar kështu cilindrin me presion më të ulët nga funksionimi.

Simulator i ngarkesës aerodinamike

Hyrja e kompjuterit me ndjenjën e ashensorit merr shpejtësinë e fluturimit (nga marrësit e presionit të ajrit të instaluar në fin) dhe pozicionin e stabilizatorit.

Nën ndikimin e ndryshimit midis presioneve totale dhe statike, membrana përkulet poshtë, duke zhvendosur bobinën e presionit të komandës. Sa më e madhe të jetë shpejtësia, aq më i madh është presioni i komandës.

Ndryshimi në pozicionin e stabilizatorit transmetohet në kamerën e stabilizatorit, e cila vepron përmes një sustë në bobinën e presionit të komandës. Sa më shumë që stabilizuesi të devijohet për t'u ngritur, aq më i ulët është presioni i komandës.

Valvula e sigurisë aktivizohet kur ka presion të tepërt komandues.

Kështu, presioni hidraulik nga sistemet hidraulike A dhe B (210 atm.) konvertohet në presionin përkatës të komandës (nga 14 në 150 atm.), duke ndikuar në ndjesinë dhe njësinë e përqendrimit.

Nëse diferenca në presionet e komandës bëhet më e pranueshme, sinjali FEEL DIFF PRESS u lëshohet pilotëve me kapakët të tërhequr. Kjo situatë është e mundur nëse një nga sistemet hidraulike ose një nga degët e marrësit të presionit të ajrit dështon. Asnjë veprim nuk kërkohet nga ekuipazhi pasi sistemi vazhdon të funksionojë normalisht.

Sistemi i shkurtimit Mach

Ky sistem është një funksion i integruar i Sistemit Dixhital të Kontrollit të Avionëve (DFCS). Sistemi MACH TRIM siguron stabilitet të shpejtësisë në numra Mach më të mëdhenj se 0,615. Me rritjen e numrit M, elektromekanizmi MACH TRIM ACTUATOR zhvendos neutralin e mekanizmit të efektit të shkurtimit (njësia e ndjesisë dhe përqendrimit) dhe ashensori devijohet automatikisht në një pozicion pitching, duke kompensuar momentin e zhytjes nga zhvendosja përpara e fokusit aerodinamik. Në këtë rast, asnjë lëvizje nuk transmetohet në timon. Lidhja dhe shkëputja e sistemit ndodh automatikisht si funksion i numrit M.

Sistemi merr numrin M nga kompjuteri i të dhënave të ajrit. Sistemi është me dy kanale. Nëse një kanal dështon, MACH TRIM FAIL tregohet kur shtypet Master Caution dhe fiket pas Rivendosjes. Në rast të një dështimi të dyfishtë, sistemi nuk funksionon dhe sinjali nuk fiket, është e nevojshme të ruhet numri M jo më shumë se 0.74.

Stabilizuesi kontrollohet duke shkurtuar motorët elektrikë: manual dhe autopilot, si dhe mekanikisht, duke përdorur timonin e kontrollit. Në rast bllokimi të motorit elektrik, sigurohet një tufë që shkëput transmetimin nga motorët elektrikë kur ushtrohet forcë në timonin e kontrollit.

Kontrolli i stabilizatorit

Motori i prerjes manuale kontrollohet nga çelsat me shtytje në komandat e pilotit dhe kur fletët zgjaten, stabilizuesi lëviz me një shpejtësi më të madhe sesa kur ato tërhiqen. Shtypja e këtyre çelësave çaktivizon autopilotin.

Sistemi i shkurtimit të shpejtësisë

Ky sistem është një veçori e integruar e Sistemit Dixhital të Kontrollit të Avionëve (DFCS). Sistemi kontrollon stabilizuesin duke përdorur servo autopilot për të siguruar stabilitetin e shpejtësisë. Mund të aktivizohet menjëherë pas ngritjes ose gjatë një afrimi të humbur. Kushtet që favorizojnë ndezjen përfshijnë peshën e lehtë, shtrirjen e pasme dhe kushtet e larta të funksionimit të motorit.

Sistemi i rritjes së stabilitetit të shpejtësisë funksionon me shpejtësi 90 – 250 nyje. Nëse kompjuteri zbulon një ndryshim në shpejtësi, sistemi ndizet automatikisht kur piloti automatik është i fikur, fletët zgjerohen (në 400/500 pavarësisht nga flapat) dhe shpejtësia e motorit N1 është më shumë se 60%. Në këtë rast, duhet të kenë kaluar më shumë se 5 sekonda nga prerja e mëparshme manuale dhe të paktën 10 sekonda pas heqjes nga pista.

Parimi i funksionimit është zhvendosja e stabilizatorit në varësi të ndryshimeve në shpejtësinë e avionit, në mënyrë që gjatë përshpejtimit avioni të tentojë të ngrejë hundën dhe anasjelltas. (Kur përshpejtohet nga 90 në 250 nyje, stabilizuesi zhvendoset automatikisht në ngritjen me 8 gradë). Përveç ndryshimeve në shpejtësi, kompjuteri merr parasysh shpejtësinë e motorit, shpejtësinë vertikale dhe qasjen ndaj ngecjes.

Sa më i lartë të jetë modaliteti i motorit, aq më shpejt sistemi do të fillojë të funksionojë. Sa më e lartë të jetë shkalla vertikale e ngjitjes, aq më shumë stabilizuesi punon për t'u zhytur. Kur i afroheni këndeve të ngecjes, sistemi fiket automatikisht.

Sistemi është me dy kanale. Nëse një kanal dështon, fluturimi lejohet. Nëse refuzoheni dy herë, nuk mund të fluturoni jashtë. Nëse ndodh një dështim i dyfishtë gjatë fluturimit, QRH nuk kërkon ndonjë veprim, por do të ishte logjike të rritet kontrolli i shpejtësisë gjatë fazave të afrimit dhe afrimit të humbur.

Kontrolli i gjurmës

Kontrolli i drejtimit të avionit sigurohet nga timoni. Nuk ka kompensues servo në timon. Devijimi i drejtimit sigurohet nga një pajisje drejtuese kryesore dhe një pajisje drejtuese rezervë. Makina kryesore e drejtimit funksionon nga sistemet hidraulike A dhe B, dhe ajo rezervë nga sistemi i tretë hidraulik (në gatishmëri). Funksionimi i secilit prej tre sistemeve hidraulike siguron plotësisht kontrollin e drejtimit.

Timoni shkurtohet duke përdorur dorezën në tastierën qendrore duke zhvendosur neutralin e mekanizmit të zbukurimit.

Në avionët e serisë 300-500, u krye një modifikim i qarkut të kontrollit të timonit (modifikimi RSEP). RSEP – Programi i Përmirësimit të Sistemit të timonit.

Një shenjë e jashtme e këtij modifikimi është ekrani shtesë "STBY RUD ON" në këndin e sipërm të majtë të panelit FLIGHT CONTROL.

Kontrolli i drejtimit kryhet me pedale. Lëvizja e tyre transmetohet me instalime elektrike në tub, i cili, duke u rrotulluar, lëviz shufrat e kontrollit të disqeve drejtuese kryesore dhe rezervë. Një mekanizëm i efektit prerës është i bashkangjitur në të njëjtin tub.

Mekanizimi i krahëve

Mekanizimi i krahëve dhe sipërfaqet e kontrollit

Motori kalimtar

Figura tregon natyrën e proceseve kalimtare të motorit me RMS të fikur dhe në punë.

Kështu, kur RMS është në punë, pozicioni i mbytjes përcaktohet nga N1 e dhënë. Prandaj, gjatë ngritjes dhe ngjitjes, shtytja e motorit do të mbetet konstante, me pozicionin e mbytjes të pandryshuar.

Karakteristikat e kontrollit të motorit kur PMC është i fikur

Kur RMS është i fikur, MEC ruan shpejtësinë e specifikuar N2 dhe me rritjen e shpejtësisë gjatë ngritjes, shpejtësia N1 do të rritet. Në varësi të kushteve, rritja e N1 mund të jetë deri në 7%. Pilotëve nuk u kërkohet të zvogëlojnë mbytet gjatë ngritjes nëse nuk tejkalohen kufijtë e motorit.

Kur zgjidhni modalitetin e motorit në ngritje, me RMS të fikur, nuk mund të përdorni teknologjinë për simulimin e temperaturës së ajrit të jashtëm (temperatura e supozuar).

Gjatë ngjitjes pas ngritjes, është e nevojshme të monitorohet shpejtësia N1 dhe të korrigjohet menjëherë rritja e saj duke rregulluar mbytjen.

Tërheqje automatike

Autothrottle është një sistem elektromekanik i kontrolluar nga kompjuteri që kontrollon shtytjen e motorit. Makina lëviz mbytet në mënyrë që të ruajë shpejtësinë e dhënë N1 ose shpejtësinë e dhënë të fluturimit gjatë gjithë fluturimit nga ngritja deri në uljen në pistë. Është krijuar për të punuar në lidhje me autopilotin dhe kompjuterin e navigimit (FMS, Sistemi i Menaxhimit të Fluturimeve).

Autothrottle ka këto mënyra të funksionimit: ngritje (TAKEOFF); ngjit (CLIMB); duke zënë një lartësi të caktuar (ALT ACQ); fluturim lundrimi (CRUISE); ulje (Zbritje); qasje (QASJE); qasja e humbur (SHKO-RROUND).

FMC i transmeton automatikut informacion për mënyrën e kërkuar të funksionimit, shpejtësinë e specifikuar N1, shpejtësinë maksimale të vazhdueshme të motorit, shpejtësinë maksimale për ngjitje, lundrim dhe afrim të humbur, si dhe informacione të tjera.

Karakteristikat e kontrollit automatik të tërheqjes në rast të dështimit të FMC

Në rast të dështimit të FMC, kompjuteri automatik llogarit shpejtësinë e tij kufitare N1 dhe shfaq sinjalin "A/T LIM" tek pilotët. Nëse automatiku po funksionon në modalitetin e ngritjes në këtë moment, ai automatikisht do të fiket me një tregues "A/T" të dështimit.

Rrotullimet e llogaritura automatikisht N1 mund të jenë brenda (+0% -1%) të kufijve të ngjitjes N1 të FMC.

Në modalitetin e rrotullimit, rrotullimet e llogaritura automatikisht N1 sigurojnë një tranzicion më të butë nga afrimi në ngjitje dhe llogariten bazuar në kushtet për sigurimin e një gradienti pozitiv të ngjitjes.

Karakteristikat e kontrollit automatik të tërheqjes kur RMS nuk funksionon

Kur RMS nuk funksionon, pozicioni i mbytjes nuk korrespondon më me shpejtësinë e specifikuar N1 dhe, për të parandaluar shpejtësinë e tepërt, tërheqja automatike zvogëlon kufirin përpara të devijimit të mbytjes nga 60 në 55 gradë.

Shpejtësia e fluturimit

Nomenklatura e shpejtësisë e përdorur në manualet e Boeing:

Shpejtësia e treguar e ajrit (Indicated ose IAS) - leximi i treguesit të shpejtësisë së ajrit pa korrigjime.
Shpejtësia e treguar e tokës (e kalibruar ose CAS). Shpejtësia e treguar në tokë është e barabartë me shpejtësinë e treguar, në të cilën janë bërë korrigjimet aerodinamike dhe instrumentale.
Shpejtësia e treguar (Ekuivalente ose EAS). Shpejtësia e treguesit është e barabartë me shpejtësinë e treguesit të tokës, e cila korrigjohet për kompresueshmërinë e ajrit.
Shpejtësia e vërtetë (E vërtetë ose TAS). Shpejtësia e vërtetë është e barabartë me shpejtësinë e treguar, e korrigjuar për densitetin e ajrit.

Le të fillojmë të shpjegojmë shpejtësitë në rend të kundërt. Shpejtësia e vërtetë e një aeroplani është shpejtësia e tij në raport me ajrin. Matja e shpejtësisë së ajrit në një aeroplan kryhet duke përdorur marrës të presionit të ajrit (APR). Ata matin presionin total të rrjedhës së ndenjur fq* (pitot) dhe presioni statik fq(statike). Le të supozojmë se presioni i ajrit në një aeroplan është ideal dhe nuk sjell ndonjë gabim dhe se ajri është i pakthyeshëm. Pastaj pajisja që mat diferencën në presionet që rezultojnë do të matë presionin e shpejtësisë së ajrit fq * − fq = ρ * V 2 / 2 . Koka e shpejtësisë varet nga shpejtësia e vërtetë V, dhe në densitetin e ajrit ρ. Meqenëse shkalla e instrumentit është kalibruar në kushte tokësore me densitet standard, në këto kushte instrumenti do të tregojë shpejtësinë e vërtetë. Në të gjitha rastet e tjera, pajisja do të tregojë një vlerë abstrakte të quajtur shpejtësia e treguesit.

Shpejtësia e treguar V i luan një rol të rëndësishëm jo vetëm si një sasi e nevojshme për përcaktimin e shpejtësisë ajrore. Në fluturimin e qëndrueshëm horizontal për një masë të caktuar avioni, ai përcakton në mënyrë unike këndin e tij të sulmit dhe koeficientin e ngritjes.

Duke marrë parasysh që me shpejtësi fluturimi më shumë se 100 km/h, kompresueshmëria e ajrit fillon të shfaqet, diferenca reale e presionit e matur nga pajisja do të jetë disi më e madhe. Kjo vlerë do të quhet shpejtësia e treguesit të tokës V i 3 (i kalibruar). Diferenca V i − V i 3 quhet korrigjimi i kompresueshmërisë dhe rritet me rritjen e lartësisë dhe shpejtësisë së fluturimit.

Një aeroplan fluturues shtrembëron presionin statik rreth tij. Në varësi të pikës së instalimit të marrësit të presionit, pajisja do të matë presione statike paksa të ndryshme. Presioni total praktikisht nuk është i shtrembëruar. Korrigjimi për vendndodhjen e pikës së matjes së presionit statik quhet aerodinamik (korrigjim për pozicionin statik të burimit). Një korrigjim instrumental për ndryshimin midis kësaj pajisjeje dhe standardit është gjithashtu i mundur (për Boeing supozohet të jetë zero). Kështu, vlera e treguar nga një pajisje reale e lidhur me një PVD reale quhet shpejtësia e instrumentit (e treguar).

Treguesit e kombinuar të shpejtësisë dhe numrit M shfaqin shpejtësinë e treguesit të tokës (të kalibruar) nga kompjuteri i të dhënave Air. Treguesi i kombinuar i shpejtësisë dhe lartësisë tregon shpejtësinë e treguar, të marrë nga presionet e marra drejtpërdrejt nga pompa e presionit të ajrit.

Le të shohim gabimet tipike që lidhen me pompat e presionit të ajrit. Në mënyrë tipike, ekuipazhi i njeh problemet gjatë ngritjes ose menjëherë pas largimit nga toka. Në shumicën e rasteve, këto janë probleme që lidhen me ngrirjen e ujit në tubacione.

Nëse sondat pitot janë të bllokuara, treguesi i shpejtësisë nuk do të tregojë një rritje të shpejtësisë gjatë rrotullimit të ngritjes. Megjithatë, pas ngritjes, shpejtësia do të fillojë të rritet ndërsa presioni statik zvogëlohet. Altimetrat do të funksionojnë pothuajse si duhet. Me përshpejtim të mëtejshëm, shpejtësia do të rritet në vlerën e duhur dhe më pas do të kalojë kufirin me një alarm përkatës (paralajmërim mbi shpejtësinë). Vështirësia e këtij dështimi është se për disa kohë instrumentet do të tregojnë lexime pothuajse normale, gjë që mund të krijojë iluzionin se funksionimi normal i sistemit është rikthyer.

Nëse portat statike bllokohen gjatë ngritjes, sistemi do të funksionojë normalisht, por gjatë ngjitjes do të tregojë një rënie të mprehtë të shpejtësisë deri në zero. Leximet e lartësisë do të mbeten në lartësinë e aeroportit. Nëse pilotët përpiqen të ruajnë shpejtësinë e kërkuar të ajrit duke zvogëluar hapin gjatë ngjitjes, ata zakonisht përfundojnë duke tejkaluar kufirin maksimal të shpejtësisë.

Përveç rasteve të bllokimit të plotë, është i mundur bllokimi i pjesshëm ose depresioni i tubacioneve. Në këtë rast, njohja e një dështimi mund të jetë shumë më e vështirë. Çelësi është të identifikoni sistemet dhe instrumentet që nuk preken nga dështimi dhe të përfundoni fluturimin me ndihmën e tyre. Nëse ka një tregues të këndit të sulmit, fluturoni brenda sektorit të gjelbër nëse jo, caktoni hapin dhe shpejtësinë e motorëve N1 në përputhje me mënyrën e fluturimit sipas tabelave të shpejtësisë së pasigurt të ajrit në QRH; Dilni nga retë nëse është e mundur. Kërkoni ndihmë nga kontrolli i trafikut, duke pasur parasysh se ata mund të kenë informacion të pasaktë për lartësinë tuaj. Mos u besoni pajisjeve, leximet e të cilave ishin të dyshimta, por për momentin duket se funksionojnë si duhet.

Si rregull, informacione të besueshme në këtë rast: sistemi inercial (pozicioni në hapësirë dhe shpejtësia e tokës), shpejtësia e motorit, lartësimatësi i radios, aktivizimi i tundësit të shkopit (afrimi i stallës), aktivizimi EGPWS (qasja e rrezikshme në tokë).

Grafiku tregon shtytjen e kërkuar të motorit (tërheqjen e avionit) gjatë fluturimit të nivelit në nivelin e detit në një atmosferë standarde. Shtytja është në mijëra paund dhe shpejtësia është në nyje.

Nisja

Trajektorja e ngritjes shtrihet nga pika e nisjes derisa ngjitja të arrijë 1500 këmbë, ose në fund të tërheqjes së përplasjes dhe shpejtësisë së ajrit. V FTO (shpejtësia përfundimtare e ngritjes), cila nga këto pika është më e lartë.

Pesha maksimale e ngritjes së avionit kufizohet nga kushtet e mëposhtme:

Energjia maksimale e lejuar e përthithur nga frenat në rast të një ngritjeje të ndërprerë.
Gradienti minimal i lejueshëm i ngjitjes.
Koha maksimale e lejuar e funksionimit të motorit në modalitetin e ngritjes (5 minuta), në rastin e një ngritjeje të vazhdueshme për të fituar lartësinë e kërkuar dhe përshpejtimin për të hequr mekanizimin.
Distanca e disponueshme e ngritjes.
Pesha maksimale e lejuar e certifikuar e ngritjes.
Lartësia minimale e lejuar e fluturimit mbi pengesa.
Shpejtësia maksimale e lejuar në tokë për ngritje nga pista (bazuar në forcën e gomave). Zakonisht 225 nyje, por 195 nyje të mundshme. Kjo shpejtësi shkruhet direkt në goma.
Shpejtësia minimale evolucionare e ngritjes; V MCG (shpejtësia minimale e kontrollit në tokë)

Gradienti minimal i lejueshëm i ngjitjes

Në përputhje me standardet e vlefshmërisë ajrore FAR 25 (Rregulloret Federale të Aviacionit), gradienti normalizohet në tre segmente:

Me pajisjen e uljes të zgjatur dhe rrathët në pozicionin e ngritjes, gradienti duhet të jetë më i madh se zero.
Pas tërheqjes së pajisjes së uljes, kapakët janë në pozicionin e ngritjes - një gradient minimal prej 2.4%. Pesha e ngritjes është e kufizuar, si rregull, duke përmbushur këtë kërkesë.
Në konfigurimin e lundrimit, gradienti minimal është 1.2%.

Distanca e ngritjes

Gjatësia e disponueshme e fushës së ngritjes përfshin gjatësinë e funksionimit të pistës, duke marrë parasysh ndalesën dhe rrugën e lirë.

Distanca e disponueshme e ngritjes nuk mund të jetë më e vogël se asnjë nga tre distancat:

Distancat e vazhdueshme të ngritjes nga fillimi i lëvizjes deri në një lartësi ekrani prej 35 këmbësh dhe një shpejtësi të sigurt V 2 kur motori dështon me shpejtësinë e vendimit V 1 .
Distancat e ngritjes së refuzuar, në rast të dështimit të motorit në V EF. Ku V EF(dështimi i motorit) - shpejtësia në momentin e dështimit të motorit, supozohet se piloti do të njohë dështimin dhe do të ndërmarrë veprimin e parë për të ndërprerë ngritjen me shpejtësinë e vendimit V 1 . Në një pistë të thatë, efekti i përmbysjes së një motori që funksionon nuk merret parasysh.
Distancat e ngritjes me motorë që funksionojnë normalisht nga fillimi i lëvizjes deri në ngjitjen e një pengese konvencionale prej 35 këmbësh, shumëzuar me një faktor 1.15.

Distanca e disponueshme e ngritjes përfshin gjatësinë e punës së pistës dhe gjatësinë e shiritit fundor të sigurisë (Stopway).

Gjatësia e Clearway mund t'i shtohet distancës së disponueshme të ngritjes, por jo më shumë se gjysma e pjesës ajrore të shtegut të ngritjes nga pika e ngritjes në 35 këmbë ngjitje dhe shpejtësi të sigurt.

Nëse shtojmë gjatësinë e pajisjes së uljes në gjatësinë e pistës, mund të rrisim peshën e ngritjes dhe shpejtësia e vendimit do të rritet, për të arritur një ngjitje prej 35 këmbësh mbi fundin e pajisjes së uljes.

Nëse përdorim një rrugë të lirë, mund të rrisim edhe peshën e ngritjes, por shpejtësia e vendimmarrjes do të ulet pasi duhet të sigurohemi që avioni të ndalojë në rast të një ngritjeje të refuzuar me peshën e rritur brenda gjatësisë së funksionimit të pistën. Në rastin e një ngritjeje të vazhdueshme në këtë rast, avioni do të ngjitet në 35 këmbë nga pista, por mbi një rrugë të lirë.

Lartësia minimale e lejuar e fluturimit mbi pengesa

Lartësia minimale e lejuar për pengesat mbi fluturimin në një trajektore ngritjeje "neto" është 35 këmbë.

"Clean" është një trajektore ngritjeje, gradienti i ngjitjes së së cilës zvogëlohet me 0.8% në krahasim me gradientin aktual për kushtet e dhëna.

Kur ndërtohet një dalje standarde nga zona e aeroportit pas ngritjes (SID), përcaktohet një gradient minimal i trajektores "të pastër" prej 2.5%. Kështu, për të përfunduar procedurën e daljes, pesha maksimale e ngritjes së avionit duhet të sigurojë një gradient ngjitjeje prej 2,5 +0,8 = 3,3%. Disa modele daljeje mund të kërkojnë një gradient më të lartë, duke kërkuar një reduktim të peshës së ngritjes.

Shpejtësia minimale e ngritjes

Kjo është shpejtësia e treguesit të tokës gjatë rrotullimit të ngritjes në të cilën, në rast të dështimit të papritur të një motori kritik, është e mundur të ruhet kontrolli i aeroplanit duke përdorur vetëm timonin (pa përdorimin e kontrollit të rrotës së hundës) dhe të mirëmbahet kontroll të mjaftueshëm anësor për të mbajtur krahun afërsisht në nivel për të siguruar vazhdimin e sigurt të ngritjes. V MCG nuk varet nga gjendja e pistës, pasi përcaktimi i saj nuk merr parasysh reagimin e pistës ndaj avionit.

Tabela tregon V MCG në njësitë e ngritjes me motorë me shtytje 22K. Ku OAT aktuale është temperatura e ajrit të jashtëm dhe Shtypni ALT është lartësia e fushës së aeroportit në këmbë. Shënimi i mëposhtëm ka të bëjë me ngritjen me rrjedhjen e motorit të fikur (asnjë motor nuk rrjedh gjak në ngritje), meqenëse shtytja e motorit rritet, po kështu rritet V MCG .

OAT aktuale	Shtypni 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

Për A/C OFF rrisni V1(MCG) me 2 nyje.

Një ngritje me një motor të dështuar mund të vazhdohet vetëm nëse dështimi i motorit ndodh me një shpejtësi prej të paktën V MCG .

Ngritja nga një pistë e lagësht

Gjatë llogaritjes së peshës maksimale të lejueshme të ngritjes, në rastin e një ngritjeje të zgjatur, përdoret një lartësi e reduktuar e ekranit prej 15 këmbësh, në vend të 35 këmbëve për një pistë të thatë. Në këtë drejtim, është e pamundur të përfshihet një rrip pa pengesa (Clearway) në llogaritjen e distancës së ngritjes.

Në modalitetin e kontrollit manual, piloti vëzhgon kthesën e avionit sipas treguesit të sistemit të drejtimit dhe vepron në pedalet kur vibrimet ndodhin në atë mënyrë që devijimi i timonit do t'i kundërvihej këtyre dridhjeve. Për të liruar pilotin nga zgjidhja e këtij problemi, përdoren amortizues të devijimit.

Damperi i devijimit (YD) është një pajisje kontrolli automatike që siguron amortizimin e dridhjeve të devijimit të avionit duke devijuar timonin kur ndodh shpejtësia këndore e devijimit.

Amortizuesi më i thjeshtë i rrotullimit zbaton ligjin e mëposhtëm të kontrollit të timonit: .

D52р = к„ууу, (6.83)

ku D 8 ^ është devijimi automatik i timonit nga pozicioni i balancimit nga amortizuesi i devijimit; kr është koeficienti i transferimit të shpejtësisë së devijimit, duke treguar se nga cili kënd duhet të devijojë timoni kur shpejtësia e devijimit ndryshon me 1°/s (1 rad/s).

Me fjalë të tjera, devijimi i timonit nga amortizuesi i devijimit është proporcional me shpejtësinë e devijimit.

Amortizuesit e devijimit përdoren në avionë me një sistem kontrolli përforcues ose fluturues, nëse kontrolli i pistës së vet

Performanca e avionit është e pakënaqshme. Aktivizuesit e servo ngasave të amortizatorit dhe njësitë e drejtimit përfshihen në instalimet elektrike të kontrollit mekanik sipas një qarku sekuencial. Prandaj, devijimi total i timonit nga pozicioni i balancimit A6H është i barabartë me shumën e devijimit manual të timonit nga piloti duke përdorur pedalet A5E dhe devijimin automatik të timonit nga amortizuesi:

A5H = D5E + A5£r. (6.84)

Diagrami funksional i amortizatorit analog të kthesës është i ngjashëm me diagramet funksionale të amortizatorëve të hapjes dhe rrotullimit (Fig. 6.9). Devijimi i timonit D5E krijohet nga piloti duke lëvizur pedalet Pn me sasinë Dxn nga pozicioni i balancimit. Duke përdorur një lëkundës diferencial, ky sinjal përmblidhet me sinjalin e kontrollit të amortizuesit A5EP. Aktivizuesi drejtues i timonit РПьП formon devijimin e timonit.

Oriz. 6.10. Proceset kalimtare në konturin e shpejtësisë së devijimit kur piloti devijon timonin:

aeroplan pa pagesë; 5-me 194 me amortizues të ndezur

Kur shfaqet shpejtësia këndore c, sensori DUS gjeneron një sinjal elektrik, proporcional me këtë shpejtësi. Llogaritësi B gjeneron një sinjal kontrolli u sipas ligjit të kontrollit (6.83) në hyrjen e grumbulluesit C të servo makinës së timonit SPII. Servo drive e konverton këtë sinjal në lëvizje të shufrës së njësisë së timonit D8£р.

Ndikimi i prishësve të devijimit në stabilitetin dhe kontrollueshmërinë e drejtimit.

Le të tregojmë se me ndihmën e një amortizatori shkalla e udhëtimit përmirësohet.

qëndrueshmëria statike e avionit m Kur timoni devijohet nga damperi, shfaqet një rritje në koeficientin e momentit të devijimit

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

Le të marrim derivatin e pjesshëm të shprehjes (6.85) në lidhje me shpejtësinë këndore су:

Prandaj, me amortizuesin të ndezur:

d.m.th., shkalla e qëndrueshmërisë statike të drejtimit të një avioni me një damper të drejtimit është më e lartë se shkalla e stabilitetit statik të drejtimit të vetë avionit.

Ne do të tregojmë se përdorimi i një amortizuesi përmirëson stabilitetin dinamik të lëvizjes anësore. Në Fig. 6.10, a paraqet proceset kalimtare që lindin si rezultat i devijimit hap pas hapi të timonit të pilotit nga një kënd D5R. Siç mund të shihet nga grafikët në Fig. 6.10, b, amortizuesi i devijimit zvogëlon lëkundjen e proceseve kalimtare në shpejtësinë këndore dhe këndin e kthesës - periudha e lëkundjeve me periudhë të shkurtër dhe koha e amortizimit zvogëlohen. Meqenëse devijimi i timonit nga amortizuesi D6DR zbritet nga devijimi i timonit nga piloti L8E, devijimi total i timonit të L5N bëhet më i vogël. Kjo çon në një ulje të vlerës së gjendjes së qëndrueshme të shkallës së kthesës së murstit në krahasim me kontrollin pa amortizues, d.m.th., zvogëlohet efikasiteti i kontrollit të timonit nga pedalet.

Karakteristikat e ligjeve të kontrollit të amortizatorëve të devijimit. Varietetet e amortizatorëve janë amortizues që zbatojnë ligjet e mëposhtme të kontrollit:

D5DR = Qyuu =kyuryuu, (6.89)

D5DR = ky—————— soje. (6.90)

Në ligjin e kontrollit (6.89), parametri i kontrollit është nxitimi këndor yaw yuy, i marrë nga diferencimi i sinjalit yuy në DOS. Filtri izodromik T^p/(T^p + 1) i ligjit të kontrollit (6.90) zbatohet në kompjuterin e bllokut të damperit, për shembull, duke përdorur një zinxhir KS.

Ligjet e kontrollit të amortizatorit devijues (6.89) dhe (6.90) bëjnë të mundur reduktimin e efektit negativ të amortizatorit të devijimit në kontrollin e drejtimit. Kjo arrihet duke e kthyer shufrën e njësisë së drejtimit në pozicionin neutral kur yuy = 0, d.m.th. A5“p = 0 me sorust = konst. Prandaj, rezistenca e amortizatorit ndaj pilotit ndalon dhe shpejtësia e lëvizjes së pedalit për të krijuar shpejtësi këndore nuk ndryshon. Në këtë rast, natyrisht, karakteristikat e stabilitetit përkeqësohen.

Përveç zvogëlimit të efektit negativ në kontrollin e drejtimit, amortizuesit e rrotullimit me ligjet e kontrollit (6.89) dhe (6.90) eliminojnë pasojat negative të marrëdhënies midis lëvizjeve të rrotullimit dhe rrotullimit. Kështu, në një kthesë të qëndrueshme me një rrotullim, amortizuesi i devijimit me ligjin e kontrollit (6.83) kundërvepron kthesën duke devijuar timonin kur ndodh shpejtësia këndore cov. Filtrim i vazhdueshëm

komponent i kësaj shpejtësie, ligjet e kontrollit (6.89) dhe (6.90) ju lejojnë të mbani timonin në neutral kur bëni një kthesë dhe të reagoni vetëm ndaj lëkundjes së lëvizjes këndore në lidhje me komponentin konstant të shpejtësisë së kthesës.

Për amortizimin shtesë të avionit gjatë uljes, kur shpejtësia e avionit është e ulët dhe efektiviteti i timonit zvogëlohet, në ligjin e kontrollit (6.52) përfshihet një sinjal shtesë amortizimi në përpjesëtim me shpejtësinë e kalimit.

AS?1 = K, ^ w, + F™. K®, (6,91)

ku Fa3n merr një vlerë të barabartë me 1 kur modaliteti i afrimit automatik (ALA) është i aktivizuar dhe 0 në të gjitha mënyrat e tjera.

Diagrami i bllokut të damperit të kthesës që zbaton ligjin e kontrollit (6.91) është paraqitur në Fig. 6.11. Në këtë mënyrë, dridhjet e devijimit amortizohen duke përdorur sistemin ABSU-154.

Në shpejtësitë e ulëta të fluturimit, kërkohet amortizimi shtesë kur avioni futet në rrotullim dhe kur avioni devijohen. Më pas ligji i kontrollit (6.90) përfshin sinjale shtesë proporcionale me këndin e rrotullimit dhe këndin e devijimit të hekurit, të kaluar nëpër filtra izodromik me konstante kohore Tf dhe T

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

Tr+ 1 1 T, p+1 TS(p+ 1 '

ku F, aK merr një vlerë të barabartë me 1 kur fletët shtrihen në një kënd prej 30° dhe 0 kur fletët tërhiqen.

Xhirovertikali GV shërben si një sensor sinjali proporcional me këndin e rrotullimit. Sensori i reagimit të drejtimit të autopilotit shërben si një sensor sinjali proporcional me këndin e devijimit të pilotit. Sensori i zgjatjes së përplasjes është një ndërprerës kufitar KV8Sh.

Bllok diagrami i amortizatorit të devijimit që zbaton ligjin e kontrollit (6.92) është paraqitur në Fig. 6.12. Në këtë mënyrë, dridhjet e devijimit amortizohen duke përdorur sistemin ASSU-86.

Karakteristika kryesore e qëndrueshmërisë anësore të një avioni është shkalla e qëndrueshmërisë statike të drejtimit përgjatë këndit të rrëshqitjes φ. Për ta rritur atë dhe për të zbutur dridhjet anësore të avionit në damperin e drejtimit, është e nevojshme të përdoret një sinjal proporcional me shpejtësinë këndore të rrëshqitjes p. Sidoqoftë, krijimi i sensorëve për një sinjal të tillë është i vështirë, kështu që përdoret varësia e thjeshtuar e mëposhtme e shpejtësisë këndore të rrëshqitjes p nga shpejtësitë këndore të devijimit dhe rrotullimit në fluturim horizontal me një kënd konstant sulmi a0:

p = roycosa0 + caxsma0. (6.93)

Rrjedhimisht, për të zbutur në mënyrë efektive lëkundjet e avionit përgjatë këndit të rrëshqitjes anësore, është e nevojshme të futet në amortizuesin e devijimit, përveç një sinjali proporcional me shpejtësinë këndore të rrotullimit, një sinjal proporcional me shpejtësinë këndore të rrotullimit. Pastaj ligji i kontrollit merr formën e mëposhtme: '

D82р = C——— - “y + k*, ®, (6,94)

Koeficienti i transferimit kffl rregullohet sipas pozicionit të flapave (merr një vlerë më të madhe kur fletët zgjaten dhe zvogëlohet kur tërhiqen).

Bllok-diagrami i amortizatorit të devijimit që zbaton ligjin e kontrollit (6.95) është paraqitur në Fig. 6.13. Kjo është mënyra se si dridhjet e rrotullimit janë zbutur duke përdorur damperin DR-62.

Amortizatore e përkuljes- një pajisje elektro-hidraulike e krijuar për të përmirësuar vetitë e amortizimit të avionit në kanalin e shtegut të devijimit. Përfshin sensorë të shpejtësisë së devijimit dhe një procesor që dërgon një sinjal tek një aktivizues i lidhur me timonin.

Kur avioni rrotullohet në lidhje me boshtin normal, keeli merr një shpejtësi shtesë lëvizjeje të drejtuar pingul me vektorin e shpejtësisë së avionit. Falë kësaj shpejtësie shtesë, drejtimi i rrjedhës së ajrit që rrjedh në keel ndryshon dhe lind një forcë anësore shtesë, duke krijuar një moment që kundërshton rrotullimin që ka filluar. Ky moment quhet amortizimi, sepse shfaqet vetëm kur avioni rrotullohet. Amortizim- vetia e një trupi në lëvizje për të kundërshtuar rrotullimin që rezulton. Arsyeja kryesore për instalimin e një amortizuesi në avion është parandalimi i lëkundjeve anësore të tilla si "roll holandez". Ky lloj i lëvizjes anësore të një avioni karakterizohet nga lëkundje të ndërlidhura në rrotullim dhe rrëshqitje. Për më tepër, lëkundjet rrëshqitëse mbeten prapa luhatjeve të rrotullimit në fazë, gjë që shoqërohet me gjurmë të dobët dhe stabilitet të tepruar anësor. Rrotullimi i avionit është shkaku i rrëshqitjes së avionit, eliminimi i të cilit ndodh me vonesë për shkak të qëndrueshmërisë së dobët të drejtimit. Rrëshqitja që rezulton provokon një rrotullim të fuqishëm të avionit në drejtim të kundërt për shkak të rritjes së stabilitetit anësor dhe procesi përsëritet. Kur fluturoni në lartësi të madhe dhe shpejtësi të ulët, amortizimi i këtyre dridhjeve mund të degradohet shumë. Në aeroplanët e rëndë, amortizuesit e lëvizjes përdoren për të zbutur dridhjet.

Disa avionë kanë amortizues automatik në të tre kanalet (amortizatorët e lëvizjes, ngritjes dhe rrotullimit).

Amortizues dridhjesh aeroelastik

Amortizuesi i lëkundjeve aeroelastike është një sistem ose nënsistem elektronik i pavarur në bord si pjesë e një sistemi automatik të kontrollit të fluturimit (ACS), i projektuar për të zbutur automatikisht lëkundjet me periudha të shkurtra të avionit që lindin në mënyrë të pashmangshme gjatë ndryshimeve në kushtet e fluturimit dhe, më e rëndësishmja, parandaloni lëkundjen e pavullnetshme të avionit nga piloti, gjë që mund të çojë në mbingarkesa të konsiderueshme dhe dështim strukturor. Në aspektin teknik, ai përbëhet nga një grup sensorësh xhiroskopikë që kontrollojnë lëvizjet këndore të avionit në hapësirë, një qark elektronik për përpunimin dhe amplifikimin e sinjaleve të amortizimit dhe aktivizuesit e lidhur në seri me telat e kontrollit mekanik, ose këto sinjale janë të përziera me të tjera. Sinjalet e kontrollit ACS.

Shiko gjithashtu

Shkruani një përmbledhje në lidhje me artikullin "Jaw damper"

Lidhjet

. aviacom.ucoz.ru

Shikoni këtë shabllon Komponentët e avionit

Elementet glider avionësh

Kontrollet

Aerodinamika dhe mekanizimi i krahëve

Avionikë dhe instrumente

Kontrolli i motorit dhe sistemi i karburantit

Sistemet e shasisë dhe frenimit

Sistemet e arratisjes

Sisteme të tjera

Fragment që përshkruan Damperin Yaw

Sigurisht, nuk ishte e shkruar në fytyrën time, por do të jepja shumë për të zbuluar se si ajo e dinte gjithmonë gjithçka me kaq besim kur ishte për mua?
Disa minuta më vonë, ne tashmë po shkelnim së bashku drejt pyllit, duke biseduar me entuziazëm për historitë më të ndryshme dhe të pabesueshme, të cilat ajo, natyrisht, dinte shumë më tepër se unë, dhe kjo ishte një nga arsyet pse më pëlqente të ecja me të aq shumë. .
Ishim vetëm ne të dy dhe nuk kishte pse të kishim frikë se dikush do të dëgjonte dhe dikujt mund të mos i pëlqente ajo që po flisnim.
Gjyshja i pranoi shumë lehtë të gjitha çuditë e mia dhe nuk kishte frikë nga asgjë; dhe ndonjëherë, nëse ajo e shihte që isha plotësisht "e humbur" në diçka, më jepte këshilla për të më ndihmuar të dilja nga kjo apo ajo situatë e padëshirueshme, por më shpesh ajo thjesht vëzhgonte se si reagoja ndaj vështirësive të jetës, të cilat tashmë ishin bërë të përhershme. , pa hasur më në fund në shtegun tim të "gopur". Kohët e fundit ka filluar të më duket se gjyshja ime thjesht po pret të vijë diçka e re, për të parë nëse kam pjekur të paktën një thembër, apo nëse jam ende “i ngecur” në “fëmijërinë time të lumtur”. duke mos dashur të dal nga bluzat e mia të shkurtra të fëmijërisë. Por edhe për sjelljen e saj “mizore”, e doja shumë dhe përpiqesha të shfrytëzoja çdo moment të përshtatshëm për të kaluar sa më shpesh kohë me të.
Pylli na përshëndeti me shushurimën mikpritëse të gjetheve të arta të vjeshtës. Moti ishte i mrekullueshëm dhe dikush mund të shpresonte që miku im i ri, për "fat", do të ishte gjithashtu atje.
Zgjodha një buqetë të vogël me disa lule modeste vjeshte që kishin mbetur ende, dhe pak minuta më vonë ishim tashmë pranë varrezave, në portën e së cilës... në të njëjtin vend ishte ulur e njëjta plakë e ëmbël në miniaturë...
- Dhe unë tashmë mendova se nuk mund të të prisja! – e përshëndeti ajo e gëzuar.
Më ra nofulla fjalë për fjalë nga një habi e tillë, dhe në atë moment me sa duket dukesha shumë budalla, sepse plaka, duke qeshur e gëzuar, erdhi tek ne dhe më përkëdheli me dashuri në faqe.
- Epo, shko, zemër, Stella tashmë të ka pritur. Dhe ne do të ulemi këtu për një kohë ...
Nuk kisha kohë as të pyesja se si do të arrija tek e njëjta Stella, kur gjithçka u zhduk përsëri diku dhe u gjenda në botën tashmë të njohur të fantazisë së egër të Stelës, që shkëlqen dhe shkëlqen me të gjitha ngjyrat e ylberit, dhe , pa pasur kohë për të parë më mirë përreth, dëgjova menjëherë një zë entuziast:
- Oh, sa mirë që erdhe! Dhe unë prita dhe prita!..
Vajza fluturoi drejt meje si një vorbull dhe më hodhi në krahët e mi një “dragua” të vogël të kuq... U zmbraps në befasi, por menjëherë qesha e gëzuar, sepse ishte krijesa më qesharake dhe më qesharake në botë!..
"Dragoi i vogël", nëse mund ta quani kështu, fryu barkun e tij delikat rozë dhe më fërshëlleu kërcënues, me sa duket duke shpresuar shumë të më trembte në këtë mënyrë. Por kur pa se askush nuk do të trembej këtu, u ul me qetësi në prehrin tim dhe filloi të gërhiste i qetë, duke treguar se sa i mirë është dhe sa shumë duhet ta duan...

Profili në mes të hapësirës

Profili i krahut më afër majës

Profili i skajit të krahut

Parametrat e krahut

Kontrolli anësor

Kontrolli i pikut

Kontrolli i gjurmës

Mekanizimi i krahëve

Karakteristikat e kontrollit të motorit kur PMC është i fikur

Tërheqje automatike

Karakteristikat e kontrollit automatik të tërheqjes në rast të dështimit të FMC

Karakteristikat e kontrollit automatik të tërheqjes kur RMS nuk funksionon

Shpejtësia e fluturimit

Nisja

Gradienti minimal i lejueshëm i ngjitjes

Distanca e ngritjes

Lartësia minimale e lejuar e fluturimit mbi pengesa

Shpejtësia minimale e ngritjes

Ngritja nga një pistë e lagësht

Amortizues dridhjesh aeroelastik

Shiko gjithashtu

Shkruani një përmbledhje në lidhje me artikullin "Jaw damper"

Lidhjet

Fragment që përshkruan Damperin Yaw

Lexoni gjithashtu