Демпфер рыскания на самолете. Основы полета Principles of Flight Оксфордская авиационная академия

В первых автопилотах канал курса стабилизирует курс самолета автоматически, отклоняя руль направления пропорционально отклонению текущего курса от заданного:

δ н = к 1 (ψ з - ψ) + к 2 dψ/dt, (6.3)

где δ н - угол отклонения руля направления;

ψ з, ψ - заданное и текущее значение курса;

dψ/dt = ω y - угловая скорость самолёта относительно оси Y (из датчика угловой скорости относительно вертикальной оси ДУС).

Чаще при развороте самолета на заданный курс управление осуществляет канал крена, потому что аэродинамика самолета такова, что при кренах самолёта происходит разворот его по курсу. Заданный курс устанавливается на задатчике курса (например ЗК-2, входящего в состав гирополукомпаса см. рис. 6.4). В задатчике курса формируется сигнал (ψ з - ψ) отклонения заданного курса ψ з, установленного кремальерой от текущего ψ, измеряемого гиродатчиком. В этом случае сигнал задатчика курса является основой для формирования управляющего сигнала для отклонения элеронов.

Рисунок 6.4 Лицевая часть задатчика курса ЗК-2

На самолетах, в которых имеется прибор навигационный плановый ПНП (см. рис. 6.5) и допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС, пилот может устанавливать заданный курс левой кремальерой с учетом угла сноса.

Рис. 6.5 Прибор навигационный плановый

В самолетах с электронными индикаторами заданный курс устанавливается ручкой HDG на пульте управления САУ и отображается на навигационном индикаторе и на пульте управления САУ.

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ B-737

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ А-320

Демпфер рыскания

Большая часть современных пассажирских самолётов имеет систему автоматического управления, в которой канал руля направления не управляет курсом самолёта, а лишь гасит колебания самолёта относительно вертикальной оси по углу рысканья, то есть канал направления является «чистым демпфером». Руль направления или отдельная его часть отклоняется рулевым агрегатом с помощью сигнала угловой скорости разворота самолета относительно вертикальной оси ω у = dψ/dt, поступающего с датчика угловых скоростей, и сигнала перегрузки n z , с датчика линейных ускорений. Закон управления имеет вид:

Канал направления может начать работать в качестве демпфера колебаний раньше, чем происходит включение САУ в режим автопилота «АП». Это может быть перед взлётом, который осуществляется в штурвальном режиме. Руль направления при этом управляется автономным демпфером рысканья (АДР, YD), который помогает пилоту управлять самолётом, подавляя раскачку колебаний по углу рысканья.

Лекция 7

7.1 Обеспечение устойчивости и управляемости самолёта при автоматическом полёте

Автопилоты, как правило, начинают работать после взлёта на высоте порядка 300 метров и отключаются перед заходом на посадку. Автопилоты отключаются также в случае отказа двигателя, болтанки, других сложных условиях. Это обусловлено тем, что автопилот не обеспечивает в этих режимах достаточного уровня устойчивости, управляемости и надёжности.

Развитие автопилотов и превращение их в системы автоматического управления связано с появлением режимов траекторного управления и автоматического захода на посадку. Для обеспечения этих режимов приняты дополнительные меры для повышения запаса устойчивости и управляемости самолёта и как следствие безопасности автоматического полёта на всех его стадиях. Эти меры в первую очередь сводятся к совершенствованию законов управления в режиме «АП» путём введения дополнительных сигналов для управления.

Профиль на середине размаха крыла

  • Относительная толщина (отношение максимального расстояния между верхней и нижней дужкой профиля к длине хорды крыла) 0.1537
  • Относительный радиус передней кромки (отношение радиуса к длине хорды) 0.0392
  • Относительная кривизна (отношение максимального расстояния между средней линией профиля и хордой к длине хорды) 0.0028
  • Угол задней кромки 14.2211 градусов

Профиль на середине размаха крыла

Профиль крыла ближе к концевой части

  • Относительная толщина 0.1256
  • Относительный радиус передней кромки 0.0212
  • Относительная кривизна 0.0075
  • Угол задней кромки 13.2757 градусов

Профиль крыла ближе к концевой части

Профиль крыла концевой части

  • Относительная толщина 0.1000
  • Оотносительный радиус передней кромки 0.0100
  • Относительная кривизна 0.0145
  • Угол задней кромки 11.2016 градусов

Профиль крыла концевой части

  • Относительная толщина 0.1080
  • Относительный радиус передней кромки 0.0117
  • Относительная кривизна 0.0158
  • Угол задней кромки 11.6657 градусов

Параметры крыла

  • Площадь крыла 1135 ft² или 105.44м².
  • Размах крыла 94’9’’ или 28.88 м (102’5’’ или 31.22 м с winglets)
  • Относительное удлинение крыла 9.16
  • Корневая хорда 7.32 %
  • Концевая хорда 1.62 %
  • Сужение крыла 0.24
  • Угол стреловидности 25 градусов

К вспомогательному управлению относится механизация крыла и переставной стабилизатор.

Рулевые поверхности основного управления отклоняются гидроприводами , работу которых обеспечивают две независимые гидросистемы А и В. Любая из них обеспечивает нормальную работу основного управления. Рулевые приводы (гидроприводы) включены в проводку управления по необратимой схеме, т. е. аэродинамические нагрузки от рулевых поверхностей не передаются на органы управления. Усилия на штурвале и педалях создают загрузочные механизмы.

При отказе обеих гидросистем руль высоты и элероны управляются пилотами вручную, а руль направления управляется с помощью резервной гидросистемы (standby hydraulic system).

Поперечное управление

Поперечное управление

Поперечное управление осуществляется элеронами и отклоняемыми в полете интерцепторами (flight spoilers).

При наличии гидропитания на рулевых приводах элеронов поперечное управление работает следующим образом:

  • перемещение штурвальных колес штурвалов по тросовой проводке передается на рулевые приводы элеронов и далее на элероны;
  • кроме элеронов, рулевые приводы элеронов перемещают пружинную тягу (aileron spring cartridge), связанную с системой управления интерцепторами и таким образом приводят её в движение;
  • движение пружинной тяги передается на устройство изменения передаточного коэффициента (spoiler ratio changer). Здесь управляющее воздействие уменьшается в зависимости от величины отклонения рукоятки управления интерцепторами (speed brake lever). Чем больше отклонены интерцепторы в режиме воздушных тормозов, тем меньше коэффициент передачи перемещения штурвалов по крену;
  • далее перемещение передается на механизм управления интерцепторами (spoiler mixer), где оно суммируется с перемещением рукоятки управления интерцепторами. На крыле с поднятым элероном интерцепторы приподнимаются, а на другом крыле – приспускаются. Таким образом, одновременно выполняются функции воздушного тормоза и поперечного управления. Интерцепторы включаются в работу при повороте штурвального колеса более 10 градусов;
  • также, вместе со всей системой, движется тросовая проводка от устройства изменения передаточного коэффициента до устройства зацепления (lost motion device) механизма связи штурвалов.

Устройство зацепления соединяет правый штурвал с тросовой проводкой управления интерцепторами при рассогласовании более 12 градусов (поворота штурвального колеса).

При отсутствии гидропитания на рулевых приводах элеронов, они будут отклоняться пилотами вручную, а при повороте штурвала на угол более 12 градусов будет приводиться в движение тросовая проводка системы управления интерцепторами. Если при этом рулевые машины интерцепторов будут работать, то интерцепторы будут работать в помощь элеронам.

Эта же схема позволяет второму пилоту управлять интерцепторами по крену при заклинении штурвала командира или тросовой проводки элеронов. При этом ему необходимо приложить усилие порядка 80-120 фунтов (36-54 кг), чтобы преодолеть усилие предварительной затяжки пружины в механизме связи штурвалов (aileron transfer mechanism), отклонить штурвал более 12 градусов и тогда вступят в работу интерцепторы.

При заклинении правого штурвала или тросовой проводки интерцепторов командир имеет возможность управлять элеронами, преодолевая усилие пружины в механизме связи штурвалов.

Рулевой привод элеронов соединен тросовой проводкой с левой штурвальной колонкой через загрузочный механизм (aileron feel and centering unit). Данное устройство имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем рулевом приводе, а также смещает положение нулевых усилий (механизм триммерного эффекта). Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет рулевым приводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что приведет к неожидаемому кренению самолета. Для уменьшения вероятности непреднамеренного триммирования элеронов, установлено два переключателя. При этом триммирование произойдет только при нажатии на оба переключателя одновременно.

Для уменьшения усилий при ручном управлении (manual reversion) элероны имеют кинематические сервокомпенсаторы (tabs) и балансировочные панели (balance panel).

Сервокомпенсаторы кинематически связаны с элеронами и отклоняются в противоположную отклонению элерона сторону. Это уменьшает шарнирный момент элерона и усилия на штурвале.

Балансировочная панель

Балансировочные панели представляют собой панели соединяющие переднюю кромку элерона с задним лонжероном крыла с помощью шарнирных соединений. При отклонении элерона, например, вниз - на нижней поверхности крыла в зоне элерона возникает зона повышенного давления, а на верхней – разрежения. Этот перепад давления распространяется в зону между передней кромкой элерона и крылом и, воздействуя на балансировочную панель, уменьшает шарнирный момент элерона.

При отсутствии гидропитания рулевой привод работает как жесткая тяга. Механизм триммерного эффекта реального уменьшения усилий не обеспечивает. Триммировать усилия на рулевой колонке можно с помощью руля направления или, в крайнем случае, разнотягом двигателей.

Управление по тангажу

Управляющими поверхностями продольного управления являются: руль высоты, обеспеченный гидравлическим рулевым приводом, и стабилизатор, обеспеченный электрическим приводом. Штурвалы пилотов связаны с гидравлическими приводами руля высоты с помощью тросовой проводки. Кроме этого, на вход гидроприводов воздействует автопилот и система триммирования по числу М.

Нормальное управление стабилизатором осуществляется от переключателей на штурвалах или автопилотом.Резервное управление стабилизатором - механическое с помощью колеса управления на центральном пульте управления.

Две половины руля высоты механически соединены между собой с помощью трубы. Гидроприводы руля высоты питаются от гидросистем А и В. Подачей гидрожидкости к приводам управляют переключатели в кабине пилотов (Flight Control Switches).

Одной работающей гидросистемы достаточно для нормальной работы руля высоты. В случае отказа обоих гидросистем (manual reversion) руль высоты отклоняется вручную от любого из штурвалов. Для уменьшения шарнирного момента руль высоты оснащен двумя аэродинамическими сервокомпенсаторами и шестью балансировочными панелями.

Наличие балансировочных панелей приводит к необходимости установки стабилизатора полностью на пикирование (0 units) перед обливом против обледенения. Такая установка предотвращает попадание слякоти и противообледенительной жидкости в вентиляционные отверстия балансировочных панелей (см. балансировочные панели элеронов).

Шарнирный момент руля высоты,при работающем гидроприводе, на штурвал не передается, а усилия на штурвале создаются с помощью пружины механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) на который, в свою очередь, передаются усилия от гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer).

Механизм триммерного эффекта

При отклонении штурвала поворачивается центрирующий кулачок и подпружиненный ролик выходит из своей «ямки» на боковую поверхность кулачка. Стремясь под действием пружины вернуться обратно, он создает усилие в поводке управления, препятствующее отклонению штурвала. Кроме пружины на ролик воздействует исполнительный механизм имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer). Чем больше скорость, тем сильнее ролик будет прижиматься к кулачку, что будет имитировать возрастание скоростного напора.

Особенностью двухпоршневого цилиндра является то, что он воздействует на feel and centering unit максимальным из двух командных давлений. Это легко понять по рисунку, поскольку между поршнями давления нет, и цилиндр будет находиться в нарисованном состоянии только при одинаковых командных давлениях. Если же одно из давлений станет больше, то цилиндр сместится в сторону большего давления, пока один из поршней не упрется в механическую преграду, исключив, таким образом, цилиндр с меньшим давлением из работы.

Имитатор аэродинамической нагрузки

На вход elevator feel computer поступает скорость полета (от приемников воздушного давления, установленных на киле) и положение стабилизатора.

Под действием разности полного и статического давлений мембрана прогибается вниз, смещая золотник командного давления. Чем больше скорость, тем больше командное давление.

Изменение положения стабилизатора передается на кулачок стабилизатора, который через пружину воздействует на золотник командного давления. Чем больше стабилизатор отклонен на кабрирование, тем меньше командное давление.

Предохранительный клапан срабатывает при избыточном командном давлении.

Таким образом гидравлическое давление из гидросистем А и В (210 атм.) преобразуется в соответствующее командное давление (от 14 до 150 атм.), воздействующее на feel and centering unit.

Если разница в командных давлениях становится более допустимой, пилотам выдается сигнал FEEL DIFF PRESS, при убранных закрылках. Эта ситуация возможна при отказе одной из гидросистем или одной из веток приемников воздушного давления. Никаких действий от экипажа не требуется поскольку система продолжает нормально функционировать.

Система улучшения устойчивости по скорости (Mach Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система MACH TRIM обеспечивает устойчивость по скорости при числе М более 0,615. При увеличении числа М электромеханизм MACH TRIM ACTUATOR смещает нейтраль механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) и руль высоты автоматически отклоняется на кабрирование, компенсируя пикирующий момент от смещения аэродинамического фокуса вперед. При этом на штурвал никакие перемещения не передаются. Подключение и отключение системы происходит автоматически в функции числа М.

Система получает число М от Air Data Computer. Система двухканальная. При отказе одного канала индицируется MACH TRIM FAIL при нажатии Master Caution и гаснет после Reset. При двойном отказе система не работает и сигнал не гасится, необходимо выдерживать число М не более 0.74.

Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: ручного и автопилота, а также механически, с помощью колеса управления. На случай заклинивания электродвигателя предусмотрена муфта, разъединяющая трансмиссию от электродвигателей при приложении усилий к колесу управления.

Управление стабилизатором

Управление электродвигателем ручного триммирования выполняется от нажимных переключателей на штурвалах пилотов, при этом при выпущенных закрылках стабилизатор перекладывается с большей скоростью, чем при убранных. Нажатие этих переключателей приводит к отключению автопилота.

Система улучшения устойчивости по скорости (Speed Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей.

Система улучшения устойчивости по скорости работает на скоростях 90 – 250 узлов. Если компьютер улавливает изменение скорости, то система автоматически включается при отключенном автопилоте, выпущенных закрылках (на 400/500 независимо от закрылков), оборотах двигателей N1 более 60%. При этом должно пройти более 5 секунд после предыдущего ручного триммирования и не менее 10 секунд после отрыва от ВПП.

Принцип работы заключается в перекладывании стабилизатора в зависимости от изменения скорости самолета, таким образом, чтобы при разгоне самолет имел тенденцию к задиранию носа и наоборот. (При разгоне 90 – 250 узлов стабилизатор автоматически перекладывается на 8 градусов на кабрирование). Кроме изменений скорости компьютер учитывает обороты двигателей, вертикальную скорость и приближение к сваливанию.

Чем выше режим двигателей, тем быстрее начнет срабатывать система. Чем больше вертикальная скорость набора высоты, тем больше стабилизатор отрабатывает на пикирование. При приближении к углам сваливания система автоматически отключается.

Система двухканальная. При отказе одного канала полет разрешается. При двойном отказе вылетать нельзя. Если двойной отказ произошел в полете, QRH не требует никаких действий, но логично было бы повысить контроль за скоростью на этапах захода на посадку и ухода на второй круг.

Путевое управление

Путевое управление самолетом обеспечивается рулем направления. На руле отсутствует сервокомпенсатор. Отклонение руля обеспечивается с помощью одного главного рулевого привода и резервного рулевого привода. Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В, а резервный от третьей (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление.

Триммирование руля направления с помощью ручки на центральном пульте осуществляется смещением нейтрали механизма триммерного эффекта.

На самолетах серии 300-500 производилась модификация схемы управления рулем направления (RSEP modification). RSEP –Rudder System Enhancement Program.

Внешний признак выполнения данной модификации – дополнительное табло «STBY RUD ON» в левом верхнем углу панели FLIGHT CONTROL.

Путевое управление осуществляется педалями. Их перемещение передается тросовой проводкой на трубу, которая, вращаясь, перемещает тяги управления главного и резервного рулевых приводов. К этой же трубе прикреплен механизм триммерного эффекта.

Механизация крыла

Механизация крыла и рулевые поверхности

Переходный процесс двигателя

На рисунке показан характер переходных процессов двигателя с выключенным и работающим РМС.

Таким образом, при работающем РМС положение РУД определяет заданный N1. Поэтому в процессе взлета и набора высоты тяга двигателя будет оставаться постоянной, при неизменном положении РУД.

Особенности управления двигателями при выключенном РМС

При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7 %. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.

При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).

В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.

Автомат тяги

Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с автопилотом и навигационным компьютером (FMS, Flight Management System).

Автомат тяги имеет следующие режимы работы: взлет (TAKEOFF); набор высоты (CLIMB); занятие заданной высоты (ALT ACQ); крейсерский полет (CRUISE); снижение (DESCENT); заход на посадку (APPROACH); уход на второй круг (GO-AROUND).

FMC передает на автомат тяги информацию о требуемом режиме работы, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, а также другую информацию.

Особенности работы автомата тяги при отказе FMC

В случае отказа FMC компьютер автомата тяги рассчитывает собственные предельные обороты N1 и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если автомат тяги в этот момент будет работать в режиме взлета, то произойдет его автоматическое отключение с индикацией отказа «A/T».

Рассчитанные автоматом обороты N1 могут быть в пределах (+0 % −1 %) от рассчитанных FMC оборотов набора высоты (FMC climb N1 limits).

В режиме ухода на второй круг, рассчитанные автоматом обороты N1, обеспечивают более плавный переход от захода на посадку к набору высоты и рассчитываются из условий обеспечения положительного градиента набора высоты.

Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС

При неработающем РМС положение РУД уже не соответствует заданным оборотам N1 и, чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения РУД с 60 до 55 градусов.

Скорость полета

Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:

  • Приборная скорость (Indicated или IAS) - показание указателя воздушной скорости без учёта поправок.
  • Индикаторная земная скорость (Calibrated или CAS). Индикаторная земная скорость равна приборной скорости, в которую внесены аэродинамическая и инструментальная поправки.
  • Индикаторная скорость (Equivalent или EAS). Индикаторная скорость равна индикаторной земной скорости, в которую внесена поправка на сжимаемость воздуха.
  • Истинная скорость (True или TAS). Истинная скорость равна индикаторной скорости, в которую внесена поправка на плотность воздуха.

Пояснения к скоростям начнем в обратном порядке. Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока p * (pitot) и статическое давление p (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха p * − p = ρ * V 2 / 2 . Скоростной напор зависит как от истинной скорости V , так и от плотности воздуха ρ . Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью .

Индикаторная скорость V i играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы.

Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью V i 3 (calibrated). Разность V i − V i 3 называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета.

Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated).

На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД.

Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД. Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли. В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах.

В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы.

В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости.

Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам Unrelaible airspeed в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета. Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно.

Как правило, надежная информация в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей).

На графике показана потребная тяга двигателя (сила сопротивления самолета) в горизонтальном полете на уровне моря в стандартной атмосфере. Тяга указана в тысячах фунтов, а скорость – в узлах.

Взлет самолета

Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости V F T O (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:

  1. Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета .
  2. Минимально-допустимым градиентом набора высоты.
  3. Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.
  4. Располагаемой дистанцией взлета.
  5. Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.
  6. Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.
  7. Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках .
  8. Минимальной эволютивной скоростью разбега; V M C G (minimum control speed on the ground)

Минимально-допустимый градиент набора высоты

В соответствии с нормами летной годности FAR 25 (Federal Aviation Regulations) градиент нормируется по трем сегментам:

  1. С выпущенными шасси , закрылки во взлетном положении - градиент должен быть более нуля.
  2. После уборки шасси, закрылки во взлетном положении - минимальный градиент 2,4 %. Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.
  3. В крейсерской конфигурации - минимальный градиент 1,2 %.

Дистанция взлета

В располагаемую дистанцию взлета (takeoff field length) входит рабочая длина взлетно-посадочной полосы с учетом концевой полосы безопасности (Stopway) и полосы, свободной от препятствий (Clearway).

Располагаемая дистанция взлета не может быть меньше любой из трех дистанций:

  1. Дистанции продолженного взлета от начала движения до набора высоты условного препятствия (screen height) 35 футов и безопасной скорости V 2 при отказе двигателя на скорости принятия решения V 1 .
  2. Дистанции прерванного взлета , при отказе двигателя на V E F . Где V E F (engine failure) - скорость в момент отказа двигателя, при этом предполагается, что пилот распознает отказ и выполнит первое действие по прекращению взлета на скорости принятия решения V 1 . На сухой ВПП не учитывается влияние реверса работающего двигателя.
  3. Дистанции взлета с нормально работающими двигателями от начала движения до набора высоты условного препятствия 35 футов, умноженной на коэффициент 1,15.

В располагаемую дистанцию взлета входят рабочая длина ВПП и длина концевой полосы безопасности (Stopway).

Длину полосы, свободной от препятствий (Clearway), разрешается прибавлять к располагаемой дистанции взлета, но не более половины воздушного участка траектории взлета от точки отрыва до набора высоты 35 футов и безопасной скорости.

Если мы прибавляем к длине ВПП длину КБП, то мы можем увеличить взлетный вес, при этом скорость принятия решения увеличится, для обеспечения набора высоты 35 футов над концом КБП.

Если мы используем полосу свободную от препятствий, то мы также можем увеличить взлетный вес, но при этом скорость принятия решения уменьшится, поскольку нам необходимо обеспечить остановку самолета в случае прерванного взлета с увеличенным весом в пределах рабочей длины ВПП. В случае продолженного взлета в этом случае самолет наберет высоту 35 футов за пределами ВПП, но над полосой, свободной от препятствий.

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями по «чистой» (net) траектории взлета равна 35 футов.

«Чистая» - это траектория взлета, градиент набора высоты которой уменьшен на 0,8 % по сравнению с реальным градиентом для данных условий.

При построении схемы стандартного выхода из района аэродрома после взлета (SID) закладывается минимальный градиент «чистой» траектории 2,5 %. Таким образом, чтобы выполнить схему выхода, максимальный взлетный вес самолета должен обеспечить градиент набора высоты 2,5 +0,8 = 3,3 %. Некоторые схемы выхода могут требовать более высокого градиента, что требует уменьшения взлетного веса.

Минимальная эволютивная скорость разбега

Это земная индикаторная скорость в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя, возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления (без использования управления передним колесом шасси) и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положении для обеспечения безопасного продолжения взлета. V M C G не зависит от состояния ВПП, поскольку при ее определении не учитывается реакция ВПП на самолет.

В таблице представлена V M C G в узлах для взлета с двигателями с тягой 22К. Где Actual OAT- температура наружного воздуха, а Press ALT- превышение аэродрома в футах. Приписка снизу касается взлета с выключенными отборами воздуха от двигателей (no engine bleeds takeoff), поскольку тяга двигателей возрастает, то возрастает и V M C G .

Actual OAT Press 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

For A/C OFF increase V1(MCG) by 2 knots.

Взлет с отказавшим двигателем может быть продолжен лишь в случае, если отказ двигателя произойдет при скорости не менее, чем V M C G .

Взлет с мокрой полосы

При расчете максимально-допустимой взлетной массы, в случае продолженного взлета, используется уменьшенная высота условного препятствия (screen height) 15 футов, вместо 35 футов для сухой ВПП. В связи с этим нельзя в расчет взлетной дистанции включать полосу, свободную от препятствий(Clearway).

Переключатель FLT CONTROL – гидравлика органов управления. Положение STBY RUD – подключает запасную гидросистему к системе реверса и рулям направления. Положение OFF отключает соответствующую гидравлику («А» или «В») от элеронов, рулей высоты и направления.

Положение ON – нормальное положение – в случае отказа основных гидравлических систем автоматом подключится запасная.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в системе «А» или «В», конкретно – в узлах управления элеронами, стабилизатором, рулями направления.

(2) Блок SPOILER

SPOILER – отключение гидравлики на интерцепторы (спойлеры). Тумблеры применяются персоналом при ремонте и работах по обслуживанию ВС на земле. Нормальное положение – ON.

(3) Блок YAW DAMPER

YAW DAMPER – демпфер рыскания. Устройство, которое гасит колебания самолета по крену и рысканию. Тут, по идее, самое время начать долгий рассказ об аэродинамике, о динамических характеристиках устойчивости и так далее, но мы договаривались – не заглядывать под капот.

Вкратце: иногда самолет не хочет лететь идеально прямо, он, вследствие ряда причин, начинает совершать неприятные колебания по крену, рысканию или тангажу. Демпфер рыскания – система, где датчики анализируют ситуацию и посылают сигнал на органы управления, которые гасят эти колебания. Must have. Нормальное положение в полете – ON.

Табло YAW DAMPER – демпфер рыскания отключен.

(4) Блок STANDBY HYD (резервная гидравлическая система )

Табло LOW QUANTITY – недостаточное количество жидкости в резервной гидросистеме.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в резервной гидросистеме. Табло горит в двух случаях: 1) запасная гидросистема включена и 2) она неисправна. Т.е. полная засада.

(5) Блок ALTERNATE FLAPS (резервные закрылки )

На самом деле они никакие не резервные: тумблер в положении ARM отключает обычную гидравлическую систему, подключает систему резервную и активирует переключатель с маркировкой UP – DOWN – OFF. Этим переключателем можно вручную опускать или поднимать закрылки. Нажали – закрылки начали движение, отпустили – переключатель вернулся в положение OFF, движение закрылок прекратилось.

(6) Блок табло

Табло FEEL DIFF PRESS – Feel Differential Pressure .

Тут надо сказать вот о чем. Рули высоты из-за встречного потока воздуха испытывают определенную нагрузку. Это сопротивление передается на штурвал пилота, и штурвал «идет» с усилием. Чем больше нагрузка на рули высоты, тем больше усилий нужно приложить пилоту, чтобы управлять ими. Как в джойстике с обратной связью (Force feedback ). Если табло горит, то эта система – FEEL – неисправна.

Табло SPEED TRIM FAIL .

При взлете или уходе на второй круг, когда скорость мала, повышается риск сваливания. Для предотвращения этого существует система, которая ставит стабилизатор в положение, при котором пилот может безопасно оперировать рулями высоты и тем же стабилизатором. Если это табло горит, то система неисправна.

Это, в простейшем смысле, «автопилот» для рыскания. Когда он задействован, он управляет рулем (или какой-либо метод управления рысканием доступен на экзотических самолетах, например, летающее крыло B-2).

Его основная цель - противостоять типичному голландскому рулону аэродинамическому режиму многих самолетов. Он также помогает поддерживать скоординированный путем автоматического предоставления необходимых входных данных руля, чтобы избежать slipping/skidding в очереди.

В нормальном воздушном судне демпфер рыскания является частью автоматической системы управления полетом (AFCS) или «автопилотом». Обычно его можно использовать самостоятельно без остальной части автопилота. С другой стороны, большинство автопилотов требуют, чтобы заслонка рыскания включалась, когда задействована остальная часть автопилота (у вас может быть демпфер рыскания без автопилота, но не автопилот без демпфера рыскания).

Для больших/транспортных самолетов демпфер рыскания обычно задействован по всему профилю полета, за исключением взлета и посадки.

Как это работает?

Это автоматизированная система, которая использует скорость рыскания самолета (таким образом, самолет должен быть оснащен датчиком, способным измерить его), чтобы управлять рулем (таким образом, воздушное судно должно быть оснащено привод, способный отклонять руль без пилотного вмешательства) таким образом, чтобы колебания рыскания затухали быстрее, чем естественным путем.

Большинство самолетов естественным образом устойчивы вокруг оси рыскания (так называемая «устойчивость Weathercock»), но такая естественная устойчивость (в основном из-за вертикальной части хвоста) может быть не очень затухающей, а это означает, что если неконтролируемое колебание вокруг оси рыскания будет продолжаться в течение долгого времени, прежде чем умереть.

Дроссельная заслонка направлена ​​на уменьшение продолжительности этих колебаний.

Когда он используется?

Всякий раз, когда это необходимо.

Обычно это не должно создавать проблем для пилота или безопасности самолета, но могут быть ситуации, в которых вы, возможно, захотите его отключить, например, когда вам нужно быстро выполнить де-краб: традиционный (основанный на рыскании) демпфер рыскания замедлял маневр.

Требуется ли когда-либо для сертификации?

Thanks to dvnrrs for pointing out that yaw dampers are required for certification of transport aicraft whose flight-test-demonstrated Dutch roll instability exceed certain limits. The relevant requirements are in 14 CFR §25.181.

Требуется ли это для работы?

Поскольку dvnrrs упоминает в своем ответе , автопилоты более высокого уровня обычно не задействуются, если SAS деактивированы.

В режиме ручного (штурвального) управления пилот наблюдает за рысканием самолета по указателю курсовой системы и воздействует на педали при возникновении колебаний таким образом, чтобы отклонение руля направления противодействовало бы этим колебаниям. Для освобож­дения пилота от решения этой задачи служат демпферы рыскания.

Демпфер рыскания (ДР)- средство автоматического управления, обес­печивающее демпфирование колебаний самолета по рысканию путем от­клонения руля направления при возникновении угловой скорости рыскания.

Простейший демпфер, рыскания реализует следующий закон управле­ния рулем направления: .

Д52р = к„уюу, (6.83)

где Д 8 ^-автоматическое отклонение руля направления от балансировочного поло­жения демпфером рыскания; к№ — передаточный коэффициент по угловой скорости рыскания, показывающий, на какой угол должен отклониться руль направления при изменении угловой скорости рыскания на 1°/с (1 рад/с).

Другими словами, отклонение руля направления демпфером рыскания пропорционально угловой скорости рыскания.

Демпферы рыскания применяются на самолетах с бустерной или элект­родистанционной системой управления, если собственная путевая устой-

чивость самолета неудовлетворительна. Исполнительные устройства серво­приводов демпферов рыскания-рулевые агрегаты включаются в механи­ческую проводку управления по последовательной схеме. Поэтому общее отклонение руля направления от балансировочного положения А6Н равно сумме ручного отклонения руля направления пилотом посредством педалей А5Е и автоматического отклонения руля направления демпфером рыскания:

А5Н = Д5Е + А5£р. (6.84)

Функциональная схема аналогового демпфера рыскания аналогична функциональным схемам демпферов тангажа и крена (рис. 6.9). Отклонение руля направления Д5Е создается пилотом путем перемещения педалей Пна величину Дхн от балансировочного положения. С помощью дифференци­альной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляю­щим сигналом демпфера рыскания А5ЕР. Рулевой привод руля направления РПЬП формирует отклонение руля направления.

Рис. 6.10. Переходные процессы в контуре угловой скорости рыскания при отклоне­нии пилотом руля направления:

а-свободный самолет; 5-при включенном демпфере рыскания 194

При возникновении угловой скорости рыскания со датчик ДУС выраба­тывает электрический сигнал иш, пропорциональный этой скорости. Вы­числитель В вырабатывает управляющий сигнал ив согласно закону управ­ления (6.83) на вход сумматора С сервопривода руля направления СПЬИ. Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата руля направления Д8£р.

Влияние демпферов рыскания на путевую устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается степень путевой

статической устойчивости самолета m При отклонении руля направления демпфером появляется приращение коэффициента момента рыскания

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

Возьмем частную производную выражения (6.85) по угловой ско­рости соу:

Следовательно, при включенном демпфере рыскания:

т. е. степень путевой статической устойчивости самолета с демфером рыскания выше, чем степень собственной путевой статической устойчиво­сти самолета.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается динамическая устойчивость бокового движения. На рис. 6.10, а представлены переходные процессы, возникающие в результате ступенчатого отклонения пилотом руля направления на угол Д5Р. Как видно из графиков рис. 6.10, б, демпфер рыскания уменьшает колебательность переходных процессов по угловой скорости и углу рыскания — уменьшаются период короткопериодических колебаний и время затухания. Так как отклонение руля направления демпфером Д6ДР вычитается из отклонения руля направления пилотом Л8Е, общее отклонение руля направления Л5Н становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости рыскания мурст по сравнению с управлением без демпфера, т. е. эффективность управления рулем направления от педалей уменьшается.

Особенности законов управления демпферов рыскания. Разновидностями демпферов рыскания являются демпферы, реализующие следующие законы управления:

Д5ДР = Цюу =кйурюу, (6.89)

Д5ДР = кй—————— соу. (6.90)


В законе управления (6.89) управляющий параметр-угловое ускорение рыскания юу, получаемое дифференцированием в ДУС сигнала юу. Изо­дромный фильтр Т^р/(Т^р + 1) закона управления (6.90) реализуется в вычислителе блока демпфера, например, с помощью КС-цепочки.

Законы управления демпферов рыскания (6.89) и (6.90) позволяют уменьшить неблагоприятное влияние демпфера рыскания на путевую уп­равляемость. Это достигается возвращением штока рулевого агрегата в нейтральное положение, когда юу = 0, т. е. А5“р = 0 при соуруст = сопзі. Поэтому противодействие демпфера пилоту прекращается и расход переме­щения педалей для создания угловой скорости не изменяется. При этом, естественно, ухудшаются характеристики устойчивости.

Кроме уменьшения неблагоприятного влияния на путевую управляе­мость демпферы рыскания с законом управления (6.89) и (6.90) устраняют негативные последствия взаимосвязи движений по рысканию и крену. Так, в установившемся развороте с креном демпфер рыскания с законом управления (6.83) противодействует развороту отклонением руля направле­ния при возникновении угловой скорости cov. Фильтрация постоянной

составляющей этой скорости законами управления (6.89) и (6.90) позволяет держать руль направления в нейтрали при совершении разворота и реа­гировать лишь на колебательность углового движения относительно по­стоянной составляющей скорости разворота.

Для дополнительного демпфирования самолета при заходе на посадку, когда скорость самолету мала и эффективность руля направления снижает­ся, в закон управления (6.52) включается дополнительный демпфирующий сигнал, пропорциональный угловой скорости рыскания,

AS?1 = К, ^ ш, + F™. К®, (6.91)

где Fa3n принимает значение, равное 1 при включении режима автоматического захода на посадку (АЗП) и 0 во всех остальных режимах.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.91), представлена на рис. 6.11. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АБСУ-154.

На малых скоростях полета требуется дополнительное демпфирование самолета по рысканию при вхождении самолета в крен и при отклонении элеронов. Тогда в закон управления (6.90) включаются дополнительные сигналы, пропорциональные углу крена и углу отклонения элеронов, пропущенные через изодромные фильтры с постоянными времени Tf и Т

А5? = кй———- ^—— ray + F3ai[ Ц 1————— у+к5з—————- , (6-92)

Тр+ 1 1 Т, р+1 TS(p+ 1 ‘

где F, aK принимает значение, равное 1 при выпуске закрылков на угол 30° и 0 при убранных закрылках.

Датчиком сигнала, пропорционального углу крена, служит гироверти­каль ГВ. Датчиком сигнала, пропорционального углу отклонения элеронов, служит датчик обратной связи рулевой машины автопилота. Датчиком выпуска закрылков является концевой выключатель КВ8Ш.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.92), представлена на рис. 6.12. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АССУ-86.

Основной характеристикой боковой устойчивости самолета является степень путевой статической устойчивости по углу скольжения щР. Для ее увеличения и демпфирования боковых колебаний самолета в демпфере рыскания необходимо использовать сигнал, пропорциональный угловой скорости скольжения р. Однако создание датчиков такого сигнала затруд­нено, поэтому используют следующую упрощенную зависимость угловой скорости скольжения р от угловых скоростей рыскания и крена в горизон­тальном полете с постоянным углом атаки а0:

р = roycosa0 + caxsma0. (6.93)

Следовательно, для эффективного демпфирования колебаний самолета по углу скольжения необходимо в демпфере рыскания помимо сигнала, пропорционального угловой скорости рыскания, вводить сигнал, пропори циональный угловой скорости крена. Тогда закон управления принимает следующий вид: ‘

Д82р = Ц——— - «у + к*, ®, (6.94)

Передаточный коэффициент kffl корректируется по положению закрыл­ков (принимает большее значение при выпущенных закрылках и уменьша­ется при убранных).

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.95), представлена на рис. 6.13. Так осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью демпфера рыскания ДР-62.