Momentele balamalei aerodinamice sunt momentele forțelor aerodinamice care acționează asupra comenzilor în raport cu axele lor de rotație. Un moment de balama este considerat pozitiv dacă tinde să devieze cârmele sau eleronoanele într-o direcție pozitivă.

Avioanele folosesc sisteme de control reversibile și ireversibile. Pentru aeronavele cu sistem de control reversibil, întregul moment balama sau o anumită parte a acestuia este echilibrat de eforturile pilotului aplicate pârghiei de comandă. La aeronavele cu sistem de control ireversibil, întregul moment al balamalei este perceput de mecanismul de cârmă (amplificator), care deviază comenzile.

Momentul balamalei al oricărui element de control este egal cu

unde este coeficientul de moment al balamalei;

În consecință, zona și coarda aerodinamică medie a comenzii;

Debit coeficient de frânare în zona cozii.

La aeronavele moderne, care au suprafețe mari de control și zboară la viteze mari (presiuni de viteză), momentele balamalei sunt mari. Mărimea momentului balamalei poate fi redusă prin reducerea coeficientului acestuia utilizând compensarea aerodinamică a comenzilor. Există diferite tipuri de compensare aerodinamică: axială, internă, servocompensare, compensare trim (Fig. 11).

Orez. 11. Principalele tipuri de compensare aerodinamică și diagramă de funcționare a trimmerului:

a - axial; b - intern; c - compensare servo; g - folosind un trimmer; 1 - axa de rotație; 2 - compensator; 3 - tija de directie; 4 - trimmer; 5 - tija de control al trimmerului

Compensarea axială este cea mai răspândită datorită simplității sale de proiectare și eficienței suficiente (Fig. 11, a). În plus, practic nu are niciun efect asupra eficacității controalelor.

Când axa de rotație se deplasează înapoi de la marginea anterioară, partea de volan situată în fața axei de rotație (compensator) creează un moment de balama de semn opus. Aceasta duce la o scădere a momentului total. Dacă axa de rotație este aliniată cu centrul de presiune al volanului, atunci momentul balamalei va deveni egal cu zero - va avea loc compensarea completă. Odată cu deplasarea în continuare a axei de rotație înapoi, va avea loc o supracompensare și semnul momentului balamalei se va schimba.

În timpul unui zbor lung în orice mod, este de dorit să se reducă momentul balamalei la zero. Trimmerele sunt folosite în acest scop. Trimmerul este o suprafață auxiliară montată în spatele comenzii și are control independent. Pentru a obține un moment de balama zero, mașina de tuns este deviată la un unghi adecvat în direcția opusă deformarii comenzii. (Fig. 11, d)

Cârme și elerone

Controlabilitatea unei aeronave este evaluată prin efortul pe care pilotul îl aplică pârghiilor de comandă. Amploarea acestor eforturi depinde nu numai
din diagrama cinematică a sistemului de control,
dar şi asupra mărimii momentelor aerodinamice
raportat la axa de rotaţie a cârmelor şi eleronanelor care iau naştere atunci când sunt deviate.

Conceptul de moment de balama. Momentul balamalei este momentul sarcinii aerodinamice a volanului în raport cu axa sa de rotație:

Distanta c.d. volanul din axa de rotație.

Orez. 7.2. Moment de balama

Momentele balamalei contracarează întotdeauna deformarea volanului și, prin urmare, provoacă forțe asupra pârghiilor de comandă, care sunt depășite de pilot.

Momentul balamalei este considerat pozitiv,
dacă tinde să devieze cârma (eleronul) într-o direcție pozitivă (liftul - în jos, cârma - la dreapta, eleronul drept - în jos).

Valoarea lui Msh depinde de forma și dimensiunea cârmelor (eleronelor) și de unghiurile de deviere ale acestora. Viteza aerului
și densitatea mediului și este determinată de formula:

M w = m b q,

unde m este coeficientul momentului balama;

S - aria cârmei în m;

b - coarda geometrică medie a cârmei;

q = - presiunea vitezei în zona cârmei în .

Aeronave moderne de mare viteză, care au comenzi mari și zboară la presiuni de mare viteză,
momentele balamale sunt mari.

Compensarea aerodinamică a cârmelor și eleronanelor servește la reducerea forțelor asupra pârghiilor de comandă prin reducerea momentului balamalei.

Principiul oricărei compensații aerodinamice este de a aduce forța aerodinamică care apare atunci când volanul este deviat mai aproape de axa de rotație a volanului.

Există următoarele tipuri de compensare aerodinamică:

a) compensare axială;

b) compensarea claxonului;

c) compensarea internă;

d) compensare servo;

d) trimmer.

Compensare axială constă în faptul că axa de rotație a cârmei (sau eleronului) este deplasată înapoi astfel încât zona situată în fața axei de rotație să fie de 25-28% din aria cârmei. Compensarea este creată de o parte a volanului situată în fața axei de rotație.

Fig.7.3. Compensare axială

Când axa de rotație se deplasează înapoi de la marginea anterioară, partea de volan situată în fața axei de rotație (compensator) creează un moment de balama de semn opus. Aceasta va duce la o scădere a momentului total al balamalei (Fig. 7.3,a). Dacă axa de rotație este aliniată cu centrul de presiune al volanului, atunci momentul balamalei va deveni egal cu zero - volanul va fi complet compensat. Odată cu deplasarea în continuare a axei de rotație a volanului înapoi, va apărea un moment de balama de semn opus. Acest fenomen nefavorabil se numește supracompensare a direcției. În practica de fabricație a aeronavelor, supracompensarea nu este permisă, deoarece conduce la forțe inverse asupra pârghiilor de comandă.

Compensarea axială este utilizată pe scară largă datorită ușurinței sale de proiectare și caracteristicilor aerodinamice bune.

La aeronavele moderne, compensarea claxonului este folosită relativ rar, deoarece creează un efect de compensare neuniform de-a lungul intervalului volanului
iar la unghiuri mari de deviere a volanului duce la separarea fluxului de suprafața acestuia, provocând tremurări.

Compensarea internă, utilizat pe scară largă la eleroni, se realizează cu ajutorul unui despărțitor moale ermetic (diafragmă). Articulat
momentul scade datorita momentului fortelor care actioneaza asupra compensatorului situat in cavitate
cu fante înguste în interiorul cozii (aripa).

Orez. 7.4. Compensarea internă

Partea superioară a cavității este separată ermetic de diafragma inferioară flexibilă. Compensatorul nu este zburat de fluxul de aer, ci se află sub influența diferenței de presiune care apare în cavitate atunci când cârma (eleronul) este deviată. Avantajul compensării interne este că compensatorul nu introduce perturbări în flux, ceea ce este deosebit de important la numere Mach mari.

Dezavantajul unei astfel de compensări este limitarea intervalului de deviere a comenzilor,
mai ales cu un profil subțire de coadă (aripă).

Servocompensator- aceasta este o cârmă suplimentară, conectată cinematic la cârma principală și la partea fixă ​​a cozii. Când volanul este înclinat
într-o direcție servocompensatorul este deviat în direcția opusă, drept urmare forțe aerodinamice acționează asupra servocompensatorului, reducând momentul balamalei al volanului.

Compensarea aerodinamică, dacă este selectată corespunzător, reduce momentul balamalei, dar nu îl reduce la zero.

În timpul unui zbor lung în orice mod, este recomandabil să reduceți momentul balamalei la zero. Trimmerele sunt folosite în acest scop.

Trimmer- o suprafață de direcție auxiliară, care este instalată în partea din spate a volanului sau a eleronului, neconectată cinematic cu deformarea volanului. Pilotul controlează trimmer-ul direct din cabina de pilotaj. Scopul principal al trimmerului este echilibrarea aeronavei.

Pentru a obține un moment de balamale zero, mașina de tuns este deviată cu un unghi adecvat, opus în semn unghiului de deviere al volanului principal.

De asemenea, puteți reduce momentul balamalei elevatorului prin devierea (rearanjarea) stabilizatorului mobil (reglabil).

Stabilizator reglabil, instalabil
în zbor la un anumit unghi de atac, permite, în timpul zborurilor lungi într-un anumit mod, să se reducă unghiurile de deviere necesare ale elevatoarelor. Acest
reduce semnificativ efortul exercitat de pilot asupra stick-ului de control.

La viteze mari de zbor, mărimea momentului balamalei este influențată semnificativ de compresibilitatea aerului.

La trecerea de la viteze subsonice la supersonice, există o creștere semnificativă atât a momentelor balamalei, cât și a forțelor asupra pârghiilor de control. Controlul unei aeronave fără dispozitivele adecvate în sistemul de control devine imposibil.

Sunt numite dispozitive care percep forțe puternic crescute asupra pârghiilor de comandă amplificatoare hidraulice sau amplificatoare. Dacă există un booster hidraulic - un mecanism auxiliar care controlează cârmele, pilotul controlează doar acest mecanism, ceea ce este mult mai ușor. Cum să controlezi volanele.

La aeronavele mari, servodirecția este
în prezent singurul mijloc care asigură forţe acceptabile asupra pârghiilor de comandă.

Orez. 7.7. Tipuri de compensare aerodinamică

1. Ce se numește controlabilitate statică?

2. Ce se numește controlabilitate dinamică?

3. Cu un grad ridicat sau scăzut de controlabilitate, este aeronava „strictă” în controlabilitate?

4. Ce se înțelege prin grad de controlabilitate?

5. Ce asigură controlul longitudinal al unei aeronave?

6. Ce se numește controlabilitate longitudinală?

7. De ce se întoarce avionul spre mal când eleroanele sunt deviate?

8. Ce este necesar pentru a preveni o rostogolire când aeronava se întoarce?

9. Când și de ce este folosită deviația diferenţială a eleronului?

10. Ce se înțelege prin devierea diferenţială a eleronului?

11. Enumerați caracteristicile de control ale aeronavelor de mare viteză.

12. Ce se numește egalitatea eleronanelor?

13. Pentru ce se folosește compensarea aerodinamică a cârmelor și eleronanelor?

14. Care este controlabilitatea unei aeronave?

15. Cum poate fi caracterizată cantitativ controlabilitatea?

Moment de balama. Gradul de stabilitate statică al unei aeronave cu o „cârmă liberă”

Suprafața de direcție, deviată dintr-o anumită poziție, experimentează acțiunea presiunii aerului de mare viteză și rezistă la deformare. Ca urmare, apare un așa-numit moment de balama, care acționează în raport cu axa de suspensie a suprafeței de direcție și, în cazul cablajului mecanic simplu, creează o forță asupra mânerului de comandă.

Neglijând frecarea în cablajul de control, această forță poate fi scrisă astfel:

unde este raportul de transmisie în sistemul de control longitudinal; – deformarea liniară a pârghiei de comandă.

Conform regulii acceptate a semnelor, forța de apăsare pe pârghie este considerată pozitivă - „de la sine”, iar negativă este forța de tragere - „spre sine”. Pentru aeronave cu configurații normale și fără coadă LA w? 0, pentru circuitul de rață LA w ? 0.

Dacă ? V exprimată în radiani și X V– în metri, atunci LA w are dimensiunea m -1 (1/m). Pentru aeronave de diferite clase LA w variază în interiorul LA w? 1,0…2,0 m -1.

Mărimea momentului balamalei este determinată de formula:

Unde S V– zona suprafeței de control (lift);

b A V– MAR al suprafeței de direcție;

m w– coeficientul momentului balamalei, definit ca:

unde este unghiul de deviere al lamei de tăiere a elevatorului și derivata momentului balamalei în raport cu unghiul de deviere a lamei de tăiere.

Forța asupra pârghiei de comandă cauzată de momentul balamalei este determinată de formulă

Cu un sistem de control hidraulic (amplificator) complet ireversibil, pilotul nu simte niciun efort pe stick de control din momentele balamalei, ceea ce este inacceptabil din cauza condițiilor de control al aeronavei. În acest caz, forța asupra mânerului este creată artificial de mecanismul de încărcare. Cu toate acestea, mai multe despre asta mai jos.

La introducerea conceptului de grad de stabilitate statică la suprasarcină s-a presupus că poziția comenzii în timpul manevrei a fost fixă.

Cu alte cuvinte, pilotul îndura în timpul manevrei, iar etapa inițială a manevrei, când se face trecerea la o manevră cu o suprasarcină dată, nu este luată în considerare.

În consecință, la calcularea derivatei, se presupune că, cu o modificare și modificarea corespunzătoare, abaterea controalelor este fixă. În practică, pilotul controlează de obicei nu deformarea cârmei, ci deformarea bastonului, care este asociată cu o anumită modificare a forței. Cu o legătură clară între și (Fig. 2.32), aceste influențe sunt similare.

Luați în considerare o manevră în stare de echilibru efectuată cu

Să luăm în considerare cazul în care momentul balamalei liftului este constant în timpul manevrei (cu un sistem de control reversibil, aceasta este echivalentă cu o manevră cu o forță constantă pe stick-ul de comandă). În acest caz, unghiul de deviere al volanului se poate modifica, dar în așa fel încât condiția să fie îndeplinită.

Iată coeficientul momentului balamalei ascensorului pentru ascensor și, respectiv, CPGO

Apoi, la determinarea derivatei totale a momentului longitudinal, este necesar să se țină seama de faptul că

Un caz special al stării este echivalent cu zborul unui avion cu „cârmă liberă”, adică. volanul este aliniat cu fluxul. Dacă unghiul de atac se modifică, atunci unghiul trebuie să se schimbe în același timp, prin urmare, .

Apoi, ținând cont de asta, obținem expresii pentru derivata totală

Neglijând influența forței de ridicare a cozii asupra forței de ridicare a aeronavei, determinăm derivata din condiția (2.61) la

Înlocuind (2.63) în (2.62), obținem expresia gradul de stabilitate statică datorat supraîncărcării unei aeronave cu „cârmă liberă”.

Acest derivat este notat cu

Înlocuind expresia în formula (2.64), obținem:

unde este valoarea

se numește echilibrul neutru al unei aeronave cu cârmă liberă. Ultimul termen ține cont de influența deflexiunii cârmei asupra poziției de centrare (sau focalizare) neutră, care sunt determinate pentru o poziție fixă ​​a cârmei.

Dacă centrul de greutate este situat într-un punct, atunci nu va fi necesară o schimbare pentru a îndoi traiectoria eforturi pe stick-ul de control. Semnul derivatului, ca și în cazul unui volan fix, determină direcția corectă de mișcare a stick-ului de comandă.

Un stabilizator în mișcare este adesea folosit pentru a controla o aeronavă.

În acest caz, pentru un sistem de control reversibil cu un stick de comandă liber și o conexiune neechivocă între stick și stabilizator, atunci când unghiul de atac se schimbă, stabilizatorul va deveni de-a lungul fluxului, iar momentul longitudinal al aeronavei va fi egal până la momentul fără coada orizontală. Dacă un avion fără coadă orizontală este instabil, atunci cu un stabilizator liber condiția nu va fi îndeplinită, iar semnele de control vor fi inversate.

Un astfel de sistem de control este inacceptabil.

Prin urmare, cu un stabilizator care se mișcă complet, este necesar să se folosească controlul ireversibil al rapelului. Un amplificator ireversibil nu permite trecerea unei modificări a momentului balamalei către mâner. Prin urmare, pentru un sistem ireversibil indicatorul nu are sens și caracterizează complet stabilitatea sistemului. Dacă relația dintre deformarea stick-ului de comandă și volanele nu este clară (de exemplu, din cauza elasticității cablajului, prezenței automatizării etc.), atunci gradul de stabilitate cu un volan liber și fix (stabilizator) și un stick de comandă liber și fix ar trebui să se distingă.

ACADEMIA OXFORD AVIATION

PRINCIPII DE ZBOR

A PATRA EDITIE

RESPECTĂ CERINȚELE

AGENȚIA EUROPEANĂ PENTRU SIGURANȚĂ A AVIAȚIEI ( EASA)

PENTRU OBTINERE

LICENȚĂ DE PILOT DE TRANSPORT AERIAN ( ATPL)

Partea a treia.

PARTEA 1

1 DEFINIȚII

2 ATMOSFERĂ

3 LEGILE DE BAZĂ ALE AERODINAMICII

4 DEBUT DE AER SUBSONIC

5 LIFTARE

6 REZISTENTA FRONTALA

7 STALL

MECANIZAREA 8 ARIPI

9 GLAURA

10 STABILITATE ȘI CONTROL

PARTEA 3

11 CONTROLUL AERONAVELOR

12 MECANICA ZBOR

13 ZBORUL LA NUMERE MARI M

PARTEA 4

14 LIMITĂRI

15 FORFECARE VANTULUI

16 TEORIA ELICELOR

CAPITOLUL 11

CONTROLUL AVIONULUI.

Notificări importante.

Unghi de înclinare– unghiul dintre axa longitudinală a aeronavei și orizont.

Unghiul de rulare– unghiul dintre axa transversală a aeronavei și orizont.

Unghi de alunecare- unghiul dintre axa longitudinală și proiecția vectorului de curgere care se apropie pe planul aripilor.

Suprafețe de control– suprafete de control aerodinamic (lift, carma, elerone), suprafete in miscare (stabilizator controlat, spoilere).

Pârghii de control– pârghii asupra cărora pilotul acționează la controlul aeronavei (stick de comandă, volan, pedale).

Introducere.

Toate aeronavele sunt echipate cu un sistem de control care permite pilotului să manevreze și să elibereze pârghiile de control în fiecare dintre cele trei axe. Cuplurile aerodinamice necesare pentru rotirea unei aeronave sunt de obicei realizate prin devierea suprafețelor de control, modificând curbura profilului aerodinamic. Suprafețele de control sunt poziționate cât mai departe de centrul de greutate posibil pentru a produce un cuplu de control maxim.

De obicei, există trei sisteme de control independente și trei suprafețe de control:

cârma, care controlează mișcarea în jurul axei normale;

lift, care controlează mișcarea în jurul axei transversale;

eleroane care controlează mișcarea în jurul axei longitudinale (se folosește și deviația diferențială a spoilerelor).

O suprafață poate participa la control pe două axe:

elevoni - o combinație de elevator și eleroni;

Cârmă în formă de V, combinând funcțiile de lift și cârmă;

stabilizator diferential. Când ambele jumătăți funcționează sincron - controlul pasului, când separat - controlul ruliului.

Momentul de control este creat prin crearea unei forțe aerodinamice pe suprafața corespunzătoare. Mărimea acestei forțe este determinată de presiunea vitezei (V pr 2) și de unghiul de deviere al suprafeței.

Forța aerodinamică de control poate fi creată:

devierea marginii de fugă, ceea ce va duce la o modificare a curburii profilului;

intoarcerea intregii suprafete;

reduce portanța și crește rezistența, perturbând fluxul cu interceptor.

Când curbura profilului (aripă, stabilizator sau aripioară) se modifică, forța aerodinamică asupra acestuia se modifică. Figura arată efectul deformarii eleronului asupra coeficientului de portanță al unei secțiuni de aripă.

Forța aerodinamică de control poate fi creată prin rotirea întregii suprafețe. Acest design este adesea folosit pentru controlul pasului folosind un stabilizator în mișcare. În acest caz, nu există lift.

Interceptori- Acestea sunt dispozitive pentru reducerea forței de ridicare a unui profil de aripă prin întreruperea fluxului pe suprafața superioară a acestuia. Ele sunt folosite pentru controlul ruliului, ridicându-se pe jumătatea aripii unde eleroanele se deviază în sus și ca frâne pneumatice, ridicându-se sincron pe ambele semiaripi.

Momente de balamale.

Forța aerodinamică care acționează pe suprafața de control tinde să rotească această suprafață în raport cu axa de rotație în direcția forței. Momentul acestei forțe va fi egal cu produsul forței asupra brațului de la centrul de presiune la axa de rotație. Acest moment se numește momentul balama. Mărimea forței este determinată de aria suprafeței, presiunea vitezei și unghiul de deviere al suprafeței.

Pentru a devia suprafața de control la unghiul necesar, pilotul trebuie să depășească momentul balamalei aplicând forță manetei de comandă din cockpit. Astfel, cantitatea de forță asupra pârghiei de comandă este determinată de momentul balamalei de la volan (pentru control fără impuls).

Efort redus asupra pârghiilor de control.

Forța aerodinamică pe suprafața de control depinde de suprafața, unghiul de deviere și viteza indicată. Pe aeronavele mari, de mare viteză, forțele aerodinamice pot crea momente mari de balama care sunt greu de depășit de către pilot. În acest caz, în sistemul de comandă sunt instalate amplificatoare hidraulice sau se folosesc diverse metode de reducere a forțelor asupra pârghiilor de control ale mijloacelor aerodinamice (compensare aerodinamică).

Compensare aerodinamică.

Compensare axială.

Dacă micșorați distanța (d), momentul balamalei scade. Cu cât este mai mic momentul balamalei, cu atât mai puțină forță asupra pârghiilor de comandă și cu atât este mai ușor pentru pilot să devieze suprafața de control. Compensarea axială nu reduce eficiența volanului, ci doar reduce momentul balamalei.

Dacă punctul de aplicare a forței aerodinamice (F2) se află în fața axei balamalei, atunci va avea loc „supracompensarea volanului”. Momentul balamalei își va schimba semnul, iar forțele asupra pârghiei de comandă se vor schimba în sens invers. Acest lucru este foarte periculos și este responsabilitatea proiectantului să se asigure că supracompensarea cârmei nu are loc în toate condițiile de operare așteptate ale aeronavei.

Compensație excitată.

Principiul de funcționare al compensării claxonului este același cu cel al compensării axiale. Sarcina aerodinamică pe acea parte a suprafeței de control care se află în fața liniei balamalei produce un moment de balama care contracarează momentul de balamare al părții principale a suprafeței de control. În acest fel, momentul total al articulației este redus fără a compromite eficiența suprafeței de direcție.

Compensare internă (panou de echilibrare).

Acest dispozitiv funcționează pe același principiu ca și compensarea axială, dar zona de echilibrare aerodinamică este situată în interiorul aripii. Deformarea suprafeței de control provoacă o modificare a presiunii în apropierea suprafeței de direcție. Presiunea crește pe partea de deviere și scade pe partea opusă. Această diferență de presiune acționează asupra unui panou din interiorul aripii care este conectat pivotant la suprafața de control. Momentul balamalei de la panoul de echilibru contracarează momentul de la volan, ceea ce reduce momentul total al balamalei.

Servocompensator.

Dispozitivele anterioare de compensare a forței aerodinamice funcționau pe principiul utilizării presiunii capului vitezei pe partea suprafeței de control situată în fața liniei balamalei. Servocompensatorul funcționează pe principiul valorificării forței generate pe o suprafață suplimentară, care este situată pe marginea de fugă a volanului și se deflectează în direcția opusă. Forța asupra servocompensatorului creează un moment care contracarează momentul articulației de direcție. Pilotul deviază cârma, iar cârma deviază servocompensatorul. Spre deosebire de dispozitivele anterioare, servocompensatorul reduce ușor eficiența suprafeței de direcție deoarece forța asupra servocompensatorului contracarează forța de direcție.

Anticompensator.

Suprafața suplimentară a anticompensatorului este deviată în aceeași direcție cu suprafața de controlși crește eficiența volanului, dar crește momentul balamalei (creează forță suplimentară asupra pârghiei de comandă). Pilotul deviază cârma, iar cârma deviază anti-compensatorul.

Volan servo, platner.

(Anton Flettner- inginer german, inventator al volanului servo).

Eforturile pilotului sunt transmise doar volanului servo. Forța aerodinamică generată pe volanul servo pune în mișcare întreaga suprafață de control. Volanul este deviat până când momentele de forță dintre suprafața de control și volanul servo sunt în echilibru.

Dacă pe suprafețele de comandă ale aeronavei sunt instalate cleme, pilotul nu va detecta acest lucru prin devierea pârghiilor de comandă, deoarece acestea nu sunt conectate direct la cârme.

Tipurile învechite de aeronave de transport de mare viteză (Boeing 707) folosesc cu succes servodirecția.

Principalul dezavantaj al volanelor servo este deteriorarea controlabilității la viteze mici.

Servocompensator cu arc.

Servocompensator cu arc este o modificare a volanului servo în care deformarea volanului servo este proporțională cu forța aplicată de la pilot.

Tijele de control sunt conectate direct la servodirecția și sunt conectate la suprafața de control prin intermediul unui arc pretensionat. La viteze scăzute indicate, sarcina pe suprafața de control este mică. Forța de la pilot nu depășește forța de strângere a arcului și funcționează ca o tijă rigidă. Pilotul deviază suprafața de control și servo ca o unitate, crescând astfel eficiența controlului.

Servocompensatorul cu arc oferă asistență maximă pilotului la viteze mari ale instrumentului. Presiunea de mare viteza contracareaza deformarea suprafetei de control, fortele aplicate de pilot conduc la compresia arcului, volanul servo se deflecteaza iar forta generata pe acesta il ajuta pe pilot sa devieze suprafata de control.

Includerea amplificatoarelor hidraulice în sistemul de control.

Dacă metodele de compensare aerodinamică discutate mai sus nu asigură forțe acceptabile asupra pârghiilor de comandă, atunci în sistemul de control sunt incluse amplificatoare hidraulice. Există două moduri de a porni amplificatoarele hidraulice - reversibile și ireversibile.

Conectarea amplificatorului hidraulic folosind un circuit reversibil.

După cum se poate observa din figură, pentru a deplasa servovalva (pentru a acționa rapelul hidraulic), este necesar să deviați suprafața de comandă cu o mică cantitate de forța pilotului. Astfel, o mică parte din momentul balamalei este depășită de pilot, iar cea mai mare parte rămasă este depășită de amplificatorul hidraulic. În același timp, pilotul are încă o senzație naturală a momentului balamalei de la cârme, ca și în cazul controlului complet manual al aeronavei.

Conectarea rapelului hidraulic conform unei scheme ireversibile.

La aeronavele mai mari și/sau mai rapide, momentele balamalei sunt atât de mari încât sunt necesare amplificatoare hidraulice permanente. Cu această schemă, toate forțele de pe suprafața de control sunt conectate la amplificatorul hidraulic. Pentru a deplasa servovalva, pilotul trebuie doar să depășească frecarea cablurilor de comandă.

După cum se arată în figură, deplasarea servovanei spre stânga deschide trecerea pentru fluidul hidraulic în cavitatea din stânga a rapelului hidraulic. Carcasa servodirecției se va deplasa spre stânga, provocând deviarea suprafeței de control.

De îndată ce carcasa servomotorului hidraulic ajunge în poziția în care pilotul a deplasat servovalva, trecerea în cavitate va fi blocată și mișcarea servomotorului hidraulic împreună cu suprafața de control se va opri. Lichidul hidraulic incompresibil va fi blocat în cavitățile amplificatorului hidraulic și va ține volanul staționar până când pilotul va mișca din nou servovalva.

Deoarece sarcinile aerodinamice de pe volanele nu sunt capabile să miște pârghiile de comandă din cockpit, această schemă de conectare se numește ireversibilă.

Simularea sarcinii aerodinamice pe pârghiile de comandă („Q” simt).

Cu un sistem de control nereversibil, senzația de încărcare aerodinamică pe pârghiile de control este creată artificial pentru a împiedica pilotul să creeze neintenționat forțe G mari. Figura prezintă schematic un dispozitiv care este sensibil la presiunea vitezei ( V 2 / 2 sau „Q”).

Presiunea totală intră într-o cavitate a camerei, iar presiunea statică intră în cealaltă. O diferență de presiune egală cu presiunea de viteză deformează diafragma dintre cavități. Mișcarea diafragmei reglează presiunea de „comandă” a fluidului hidraulic, care contracarează deformarea manetei de comandă proporțional cu pătratul vitezei instrumentului. Forțele asupra pârghiei de comandă cresc în aceeași proporție în timpul controlului manual.

În plus, se creează o forță care crește pe măsură ce maneta de comandă se abate de la punctul neutru - simulând o creștere a momentului balamalei al volanului pe măsură ce abaterea acestuia crește.

Greutate de echilibrare.

Greutate de echilibrare - aceasta este o sarcină atașată la volan în fața axei de rotație. Majoritatea cârmelor au greutăți de echilibrare. Sunt instalate pentru a preveni fluturarea cârmei.

Flutter de direcție- Acestea sunt vibrații care pot apărea din cauza îndoirii și răsucirii unei structuri sub sarcină. Dacă centrul de greutate al volanului se află în spatele axei de rotație, atunci forțele inerțiale vor face ca volanul să oscileze în jurul axei de rotație. Vibrațiile pot deveni divergente și pot duce la defecțiuni structurale. O discuție detaliată despre flutter va fi în capitolul „Limitări”.

Flutterul poate fi prevenit adăugând o greutate în fața axei de direcție. Acest lucru deplasează centrul de greutate al volanului către axă sau ușor înainte de axa de rotație.

Astfel, se înlătură momentul de inerție față de axă și se previne dezvoltarea flutterului.

Figura arată cele mai comune modalități de a plasa o greutate de echilibrare.

Control longitudinal.

Controlul longitudinal este de obicei efectuat de un lift sau un stabilizator în mișcare. Controlul trebuie să se asigure că aeronava este echilibrată pe întreaga gamă de viteză la toate aliniamentele și configurațiile permise și oferă rata necesară de modificare a pasului pentru manevră.

Reacția aeronavei la devierea ascensorului.

Să ne imaginăm că avionul zboară cu o viteză constantă și este echilibrat la unghi zero al liftului.

Dacă liftul este deviat în sus, va avea loc o creștere a forței în jos asupra stabilizatorului, ceea ce va duce la o creștere a unghiului de pas. Când unghiul de atac al aeronavei începe să crească, creșterea negativă a forței asupra stabilizatorului va începe să scadă și aeronava va ajunge la o nouă poziție de echilibru. Aeronava va rămâne în acest unghi de atac cu liftul deviat în poziția selectată. Dacă liftul este readus în poziția neutră, se va produce o creștere pozitivă a forței asupra stabilizatorului, ceea ce va duce la o scădere a unghiului de atac.

Cu o aliniere fixă, fiecare poziție a ascensorului corespunde unui anumit unghi de atac.

Direcția forței asupra stabilizatorului.

Unghiul de deviere de echilibrare al ascensorului depinde de viteza indicată și de centrarea aeronavei. La viteza de croazieră și la aliniere normală, liftul trebuie să fie aproape de poziția neutră. Forța asupra stabilizatorului va fi direcționată în jos și va produce un moment de tanaj, echilibrând momentul de scufundare din aripă.

Pe măsură ce viteza de zbor crește, unghiul necesar de atac scade, acest lucru necesită ca liftul să fie deviat în jos, ceea ce reduce sarcina negativă asupra stabilizatorului.

Dimpotrivă, pe măsură ce viteza scade, unghiul necesar de atac crește, ceea ce necesită o deviere în sus a ascensorului.

Pe măsură ce numărul M  M crit crește, centrul de presiune pe aripă se deplasează înapoi, crescând momentul de scufundare, ceea ce necesită o creștere a forței negative asupra stabilizatorului.

La viteză mică, când fenomenele de blocare încep pe aripă, centrul de presiune pe aripă începe să se miște înainte. Aripa și fuzelajul pot produce un moment de tanar. În acest caz, pentru echilibrare, trebuie să existe o forță ascendentă asupra stabilizatorului.

Consum suplimentar al ascensorului în timpul manevrei.

La efectuarea unei manevre cu o creștere a unghiului de pas, unghiul de atac al stabilizatorului crește datorită vitezei unghiulare de rotație a aeronavei (amortizare aerodinamică). Aceasta înseamnă că unghiul necesar de deviere a liftului va fi mai mare decât în ​​aceleași condiții în zbor la nivel. Cantitatea de flux suplimentar de direcție este proporțională cu suprasarcina creată. Unghiul de deviere disponibil al ascensorului trebuie să asigure atingerea suprasarcinii maxime admisibile.

Cea mai mare deviere a ascensorului este necesară la nivelarea aeronavei la aterizare în zona ecranului suprafeței pământului cu o aliniere extrem de înainte.

Efectul înghețului asupra stabilizatorului.

Profilul stabilizatorului este de obicei simetric, deoarece în zbor poate experimenta o forță îndreptată atât în ​​jos, cât și în sus. Unghiul de instalare al stabilizatorului este întotdeauna mai mic decât cel al aripii. Acest lucru ajută la menținerea fluxului continuu în jurul stabilizatorului atunci când fluxul se rupe din aripă și, prin urmare, asigură controlabilitatea aeronavei în timpul blocării. În mod obișnuit, stabilizatorul funcționează în zona teșirii curgerii din aripă, ceea ce reduce unghiul local de atac (mărimea unghiului negativ crește). În condiții standard de zbor, stabilizatorul se află la unghiuri negative de atac, creând o forță descendentă pentru trim. Dacă se formează gheață pe marginea anterioară a stabilizatorului, unghiul de blocare al stabilizatorului scade. Acest lucru poate duce la separarea debitului de stabilizator, mai ales atunci când panta curgerii crește atunci când clapetele sunt extinse. Când are loc o blocare, are loc un moment de scufundare pe stabilizator, care nu este întotdeauna posibil de contracarat (mai ales la altitudine joasă).

Control lateral.

Controlul ruliului este de obicei realizat de eleronoane, spoilere sau o combinație a ambelor. Principalul criteriu pentru controlul lateral este obținerea unei viteze unghiulare suficiente de rulare.

Când aeronava este parcată, cu roata de control neutră, ambele eleronoane, de regulă, sunt deviate ușor în jos față de marginea de fugă a aripii („eleronul atârnă”). În zbor, sub influența zonei de vid de deasupra aripii, eleroanele „plutesc” și devin la nivel cu marginea de fugă. Acest lucru vă permite să reduceți rezistența aeronavei.

Efectul deformarii eleronului, amortizarea aerodinamică.

În zbor fără alunecare cu elerone neutre, forțele de ridicare ale ambelor semi aripi sunt aceleași.

Dacă volanul este rotit spre stânga, eleronul stâng se va devia în sus, iar eleronul drept se va devia în jos. Un eleron ridicat va reduce portanța pe jumătatea aripii stângi, iar unul coborât o va crește pe jumătatea aripii drepte. Datorită diferenței de forțe de ridicare, va apărea călcâierea.

Mișcarea în jos a semiaripii duce la o creștere a unghiului local de atac. Acest lucru mărește portanța aripii care coboară, contracarând ruliu. Pe jumătatea aripii din dreapta are loc procesul invers. Acest proces se numește amortizare aerodinamică. Cu cât viteza de rotație este mai mare, cu atât amortizarea este mai mare.

Figura arată modul în care viteza reală afectează amortizarea. Cu cât viteza este mai mare, cu atât este mai mică modificarea unghiului de atac la aceeași viteză unghiulară de rulare.

Diferența de forțe de susținere a aripilor atunci când eleroanele sunt deviate depinde de viteza indicată, iar amortizarea aerodinamică depinde de viteza reală. Când urcați la o viteză constantă indicată (viteza adevărată crește), amortizarea scade și, prin urmare, rata de rulare disponibilă va crește.

Spre deosebire de lift, care stabilește unghiul de atac, deflexia eleronului stabilește rata de rulare unghiulară, nu o rolă.

Efectul anvergurei aripilor asupra vitezei unghiulare de rulare.

La aceeași viteză unghiulară de rotație, viteza periferică a vârfurilor aripilor va fi mai mare pentru o aripă cu o deschidere mai mare. Prin urmare, amortizarea va fi mai puternică. Toate celelalte lucruri fiind egale, o aeronavă cu o anvergură mai mică a aripilor va avea o rată de rulare disponibilă mai mare.

Moment de rotire dăunător de la eleronoane.

Eleronul de coborâre mărește portanța semiaripii, ceea ce crește rezistența sa indusă. Pe jumătatea opusă, reactanța inductivă scade.

Diferența de rezistență dă un moment de rotire, care creează alunecare, momentul de înclinare din care contracarează crearea unei rostogoliri. De exemplu, când se creează o rulare la stânga, apare un moment de rotire spre dreapta, dând un moment de rulare dinspre stabilitatea laterală spre dreapta.

Reducerea momentului de rotire dăunător de la eleronoane.

Deviația diferențială a eleronului.

Cablajul de control al eleronului deviază eleronul care se ridică la un unghi mai mare decât eleronul coborât. Aceasta crește rezistența eleronului care se ridică și scade rezistența eleronului coborât, ceea ce reduce diferența de rezistență dintre aripi.

Elerone de cartofi prajiti.

Eleronoanele de cartofi prajiti au o margine de atac asimetrica. Marginea anterioară a eleronului în sus se extinde dincolo de suprafața inferioară a aripii, creând o rezistență suplimentară. Marginea anterioară a eleronului descendent rămâne în profilul aripii, rezultând o rezistență mai mică.

Conectarea eleronanelor cu cârma.

În acest sistem, deviația eleronului determină deviația automată a cârmei pentru a contracara momentul dăunător de rotire a eleronelor.

Interceptoare-elerone.

Dacă spoilerele sunt folosite împreună cu eleroanele pentru a controla ruliul aeronavei (interceptoare-elerone), atunci ele reduc momentul de rotire dăunător de la eleroni, deoarece spoilerul-eleronul se ridică pe jumătatea aripii cu eleronul ridicat, ceea ce duce la o creșterea favorabilă a rezistenței semiaripii coborâtoare.

Eleronoane interne. Eleronul invers.

De obicei, eleroanele sunt situate în apropierea vârfurilor aripilor, la umărul maxim față de centrul de greutate, ceea ce oferă cel mai mare moment de rulare. În același timp, eleronul creează și momentul de răsucire maxim pentru structura aripii. De exemplu, un eleron deviat în jos tinde să ridice marginea de fugă a aripii. Deoarece aripa are un design flexibil, vârful aripii se răsucește pentru a reduce unghiul de atac. Acest lucru reduce eficacitatea eleronanelor. Odată cu creșterea vitezei indicate, răsucirea aripii crește și poate veni un moment în care o scădere a unghiului de atac al vârfului, de la eleronul descendent, va duce la o scădere a forței totale de susținere a semi-ului. aripă. Acest lucru va oferi un moment de înclinare opus a ceea ce își dorește pilotul. Acest fenomen se numește eleron invers.

Pentru a reduce răsucirea aripilor de către eleroni, acestea sunt plasate mai aproape de rădăcina aripii. Acest lucru reduce eficacitatea eleronanelor, mai ales la viteze mici.

Pentru a elimina acest dezavantaj, pe aeronavă pot fi instalate două secțiuni de eleroni - extern și intern. Eleroanele exterioare sunt activate doar la viteze mici, atunci când torsiunea aripii este slabă, iar eleroanele interioare funcționează tot timpul, fără a crea sarcini mari pe aripă. De obicei, secțiunea eleronului exterioară este decuplată atunci când clapetele sunt retractate.

Flaperons.

Flapsurile și eleroanele ocupă împreună marginea de fugă a aripii. Pentru a îmbunătăți performanța la decolare și aterizare, flapsurile ar trebui să fie cât mai mari, iar pentru a obține rate bune de rulare, eleroanele ar trebui să fie cât mai mari. Deoarece spațiul este limitat, o soluție este să coborâți ambele eleronoane simetric pentru a ajuta flapsurile. Acești eleroni se numesc flaperoni sau eleroni suspendați. Controlul ruliului se realizează prin deviația diferențială a eleronanelor din poziția coborâtă („planat”).

O altă soluție este folosirea suprafețelor clapete mobile, atât pentru scopul propus, cât și pentru controlul lateral.

Utilizarea spoilerelor pentru control lateral.

Eleronele cu eleron pot fi folosite pentru controlul lateral în plus sau în locul eleronanelor. Eleronele cu eleron sunt panouri articulate la marginea anterioară către suprafața superioară a aripii, care pot fi ridicate și coborâte cu ajutorul acționărilor hidraulice de direcție. Un eleron de eleron ridicat perturbă fluxul de aer peste aripă și reduce portanța.

Pentru a controla ruliu, spoilerul-eleronul este ridicat pe jumătatea aripii cu eleronul ridicat. Pe jumătatea opusă, eleronul-spoiler rămâne apăsat la suprafață. Spre deosebire de elerone, spoilerele de eleron nu pot crește portanța. Prin urmare, controlul lateral folosind spoilere cu eleron duce întotdeauna la o pierdere a portanței. Cu toate acestea, spoilerele cu eleron au mai multe avantaje față de elerone:

Nu există un moment dăunător de ieșire. Eleronul-eleron ridicat crește rezistența semiaripii în jos, ceea ce creează un moment de rotire în direcția ruliului creat.

Momentul de răsucire al aripii este redus. Punctul de aplicare a forței aerodinamice care apare atunci când spoiler-eleronul se deviază (în comparație cu eleronul) este mai aproape de marginea anterioară, ceea ce reduce răsucirea aripilor.

la viteze transonice, eficacitatea spoilerelor eleronelor nu scade atunci când are loc o stagnare a valului.

spoilerele eleronelor nu sunt incluse în flutter.

spoilerele eleronelor nu ocupă marginea de fugă, care ar putea fi folosită pentru flaps.

Utilizarea combinată a eleronanelor și spoilerelor cu eleron.

Utilizarea spoilerelor cu eleron numai pentru controlul lateral este rară. Cel mai adesea sunt folosite împreună cu eleronoanele. Folosirea eleronanelor singure nu permite obținerea ratelor de ruliu unghiular necesare la viteze mici, iar la viteze mari pot provoca răsucirea excesivă a aripii și își pot pierde eficacitatea atunci când are loc o blocare a valului deasupra aripii. Eleronele cu eleron sunt folosite pentru a crește rata de rulare unghiulară disponibilă, dar nu pot fi utilizate în întregul interval de viteză. La unele aeronave, spoilerele cu eleron sunt folosite pentru controlul ruliului numai la viteze mici (cu clapetele extinse).

Mișcarea pârghiei de comandă laterală din cockpit este transmisă tabloului de comandă, care ridică eleronul-eleron pe jumătatea aripii cu eleronul ridicat și lasă eleronul-eleron pe jumătatea aripii cu eleronul în jos în poziția apăsată. .

Frâne aerodinamice.

Frâne aerodinamice- Sunt dispozitive care măresc rezistența unei aeronave atunci când este necesară o reducere rapidă a vitezei sau o coborâre rapidă. Poate fi necesară frânarea rapidă la intrarea în turbulențe de mare viteză pentru a stabili cât mai repede viteza recomandată pentru zborul agitat. O coborâre rapidă poate fi necesară pentru a respecta cerințele de control al traficului aerian și în special pentru o coborâre de urgență.

Tipuri de frâne aerodinamice.

În mod ideal, frânele aerodinamice ar trebui să mărească rezistența aeronavei fără a reduce portanța sau a crea momente de tangaj. Flapsurile de frână situate pe fuzelaj îndeplinesc cel mai bine aceste cerințe.

Cu toate acestea, deoarece spoilerele eleronelor măresc rezistența, ele sunt utilizate în mod convenabil ca frâne aerodinamice. La îndeplinirea acestei funcții, spoilerele eleronelor sunt controlate de o pârghie separată din cockpit și eliberate simetric.

Spoilerele-eleronele în funcție de frânele aerodinamice, de regulă, pot fi utilizate până la V MO / M MO, deși este posibil să se limiteze cantitatea de eliberare a acestora la viteze mari. Eliberate ca frâne, spoilerele eleronelor continuă să participe la controlul lateral al aeronavei, deviind asimetric față de poziția eliberată.

Un exemplu este prezentat în figură. Mai întâi, spoilerele-eleronele sunt eliberate pentru frânare, iar apoi începe crearea unei rostogoliri spre stânga. Totodată, spoilerul-eleronul de pe jumătatea aripii cu eleronul ridicat a rămas în poziția ridicat sau s-a ridicat și mai sus, în funcție de gradul de eliberare a frânei și de deformarea manetei de control al ruliului. Și spoiler-eleronul de pe jumătatea aripii cu eleronul coborât coborât sau retras complet (în funcție de aceiași factori).

Influența frânelor aerodinamice asupra celei mai bune viteze.

Frecvența creată de frânele aerodinamice este profilată, astfel încât nu numai că crește rezistența generală, ci și reduce viteza maximă. Acest lucru îmbunătățește stabilitatea vitezei atunci când zboară la viteze mici.

Spoilere de frână.

În timpul alergării după aterizare, frânarea aeronavei implică forța de rezistență, împingerea motorului în marșarier și forța de frânare a roților.

Eficacitatea frânării roților depinde de forțele de reacție ale trenului de aterizare, care sunt determinate de diferența dintre gravitație și portanță. Ridicarea poate fi redusă prin ridicarea spoilerelor la unghiul complet de deformare.

În același timp, forța de aderență a roților cu suprafața pistei și rezistența la tracțiune crește simultan, ceea ce reduce lungimea cursei. Pe multe aeronave, la frânarea la sol, se folosesc secțiuni suplimentare de spoilere (spoilere de frână), care nu funcționează în zbor. Spoilerele de frână sunt dezactivate atunci când senzorii de pe trenul de aterizare indică poziția aeropurtată a aeronavei.

Controlul piesei.

Controlul direcțional al aeronavei se realizează cu ajutorul cârmei. De asemenea, este necesară o cârmă pentru:

menținerea controlului direcțional al aeronavei în timpul asimetriei de tracțiune;

eliminarea deplasării laterale în timpul vântului transversal în timpul decolării și aterizării;

eliminarea momentului de rotire dăunător al eleronilor;

scoaterea aeronavei dintr-o rotire;

compensarea cuplului elicei la aeronavele cu un singur motor propulsate de elice.

Efectul devierii cârmei.

Dacă cârma este deviată la stânga, aceasta va provoca o rotire (întoarcerea bobozei aeronavei) la stânga. În consecință, va avea loc o alunecare pe partea dreaptă, ceea ce va provoca o forță laterală asupra chilei, având tendința de a întoarce prova spre dreapta. Pe măsură ce unghiul de alunecare crește, această forță va crește până când echilibrează forța laterală de la cârmă. În continuare, avionul va menține unghiul de alunecare rezultat până când cârma este mutată într-o nouă poziție. Dacă cârma este readusă în poziția neutră, aeronava va reveni la starea inițială cu alunecare zero. Astfel, fiecare poziție a cârmei are propriul unghi de alunecare.

Întreruperea fluxului de la chilă.

Unghiul de alunecare este unghiul de atac al chilei. La fel ca orice altă suprafață, chila are propriul unghi critic de blocare. Dacă cârma este deviată pentru a contracara alunecarea rezultată (în direcția alunecării), atunci unghiul critic de alunecare scade (similar cu efectul unui flap asupra unghiului critic de atac al unei aripi).

Unghiul de separare a curgerii de suprafața aerodinamică depinde de alungirea acesteia.

Unghiul de separare a curgerii de înotătoare poate fi mărit prin reducerea alungirii acesteia, care se realizează prin instalarea unei creaste dorsale (forefin).

Zbor cu împingere asimetrică.

Atunci când unul dintre motoare se defectează pe o aeronavă cu două motoare, forța motorului care funcționează creează un moment de rotire. Acest moment trebuie compensat prin abaterea cârmei. Deoarece forța generată de cârmă este proporțională cu pătratul vitezei, există o viteză minimă la care eficiența cârmei este suficientă pentru a compensa cuplul de la motor. Aceasta este viteza minimă de control a aeronavei -V MC (viteza minimă de control).

Limitator de unghi de deviere a cârmei.

Cu un sistem de comandă mecanică directă, deviația completă a pedalei corespunde deviației totale a cârmei. Când zboară la viteze mici, pot fi necesare unghiuri mari ale cârmei, dar dacă pilotul deviază complet cârma la viteză mare, structura aeronavei va fi supusă unei solicitări excesive. Pentru a evita o astfel de situație, în sistemul de control direcțional este inclus un dispozitiv care limitează unghiul de deviere al cârmei corespunzător deformarii totale a pedalei.

Această limitare poate fi introdusă treptat, la o anumită viteză, sau ușor proporțională cu viteza de zbor indicată.

Conexiuni încrucișate.

De obicei, devierea cârmei ar trebui să creeze un moment de control în jurul unei anumite axe a aeronavei, dar în acest caz poate apărea un moment în jurul unei alte axe. Aceste legături încrucișate apar de obicei în momentele de rostogolire și rotire.

Momentul de rotire când se creează o rulare.

Momentul de înclinare este de obicei creat de devierea eleronanelor. După cum s-a discutat deja, acest lucru creează un moment de rotire dăunător din cauza diferenței de rezistență frontală a semiaripilor. Frecvența inductivă crește pe semiaripă cu eleronul coborât (în sus), avionul începe să alunece pe jumătatea aripii care coboară și începe momentul stabilității laterale pentru a preveni crearea unei rostogoliri.

Moment de înclinare în timpul mișcării de rotire.

Când avionul se rotește în jurul axei normale spre stânga, jumătatea aripii drepte are o viteză mai mare decât cea stângă și, prin urmare, creează mai multă portanță. Diferența de forțe de ridicare creează un moment de înclinare spre stânga. Acest moment se numește momentul de rulare elicoidal.

Atunci când cârma este deviată la stânga (pentru a deviere nasul aeronavei spre stânga), se creează o forță laterală pe aripioară, îndreptată spre dreapta. Deoarece centrul de presiune al chilei este deasupra centrului de greutate, se creează un moment de inclinare spre dreapta. De obicei acest moment este foarte mic, dar cu o chilă înaltă poate crea o listă nefavorabilă. Pentru a elimina acest efect, sistemul de control cârmă/eleron poate fi cuplat pentru a devia automat eleroanele pentru a contracara ruliul care apare atunci când cârma este deviată.

Tunderea.

Un avion este tăiat atunci când menține altitudinea și viteza aerului cu forță de control zero. Dacă echilibrarea necesită devierea suprafeței de control, atunci pilotul trebuie să aplice forță manetei de comandă pentru a o menține într-o poziție dată. Această forță poate fi apoi redusă la zero folosind mecanismul de tăiere.

Necesitatea de a reduce forțele de pas apare atunci când:

schimbarea vitezei;

modificări ale tracțiunii motorului;

deplasarea centrului de greutate.

Trimarea de orientare este necesară atunci când:

• tracțiune asimetrică a motorului;

  când cuplul elicei se modifică.

Nevoia de reglare de rulare apare mai rar și este asociată cu asimetria aeronavei sau mișcarea laterală a centrului de greutate.

Metode de tundere.

Metode de bază de tundere:

deflexie aerodinamică a trimului;

deflexie controlată a stabilizatorului;

deplasarea arcului;

deplasarea centrului de greutate;

zero offset în mecanismul efectului de tuns (cu control booster).

Trimmer aerodinamic.

Trimul aerodinamic este o suprafață mică deflectabilă situată pe marginea de fugă a suprafeței de control. Deformarea acestuia se realizează folosind o roată sau un comutator electric cu buton situat în cabina pilotului și deviat în direcția opusă forței de apăsare a pârghiei de comandă.

Pentru a menține suprafața de control în poziția deviată, mașina de tuns este deviată în direcția opusă până când momentul balamalei trimmerului echilibrează momentul balamalei suprafeței de control.

Figura arată că cuplul (f x D) de la trimmer se opune cuplului (F x d) de la suprafața de control. Când aceste momente devin egale, suprafața va fi într-o stare de echilibru și forțele asupra pârghiei de comandă vor fi zero.

Deformarea trimmerului reduce ușor forța generată pe suprafața de control.

Trimmere fixe.

Trimmerele care nu sunt controlate în zbor pot fi instalate împreună cu lamele de tăiere controlate. Acestea sunt reglate la sol pentru a compensa asimetria aeronavei și sunt de obicei montate pe eleronoane și cârmă. Principiul funcționării lor este același cu cel al trimmerelor controlate

Stabilizator controlat.

Acest sistem de tundere poate fi utilizat atât cu control manual, cât și cu booster. Pentru a tăia aeronava, unghiul de înclinare al stabilizatorului este schimbat până când forța asupra stabilizatorului devine egală cu forța care era anterior asupra liftului. În timpul procesului de repoziționare a stabilizatorului, deviația liftului scade ușor până la aproape zero, ceea ce asigură că aeronava rămâne echilibrată. La sfârșitul tunderii, forța asupra pârghiei de comandă va deveni zero.

Principalele avantaje ale acestui tip de tundere:

mai puțină rezistență în poziția tăiată, deoarece deformarea ascensorului este aproape de zero;

tăierea nu reduce cursa disponibilă a ascensorului, deoarece elevatorul practic nu se abate în timpul tăierii;

acest tip de trim este foarte eficient și vă permite să tăiați aeronava pe o gamă mai largă de aliniamente și viteze;

Principalul dezavantaj al sistemului este complexitatea și greutatea sa mare în comparație cu un sistem convențional de tăiere.

Poziția necesară a stabilizatorului pentru decolare depinde de poziția centrului de greutate și este indicată în manualul de zbor al aeronavei. Este foarte important să se respecte instalarea corectă a stabilizatorului înainte de decolare, deoarece instalarea excesivă a stabilizatorului într-o poziție de ridicare poate duce la o creștere bruscă a nasului aeronavei și la lovirea cozii de pistă și instalarea într-un scufundarea poate duce la forțe de tracțiune foarte mari asupra roții de control atunci când se creează o poziție de decolare și, în consecință, la creșterea distanței de decolare.

Figura arată cum reglarea unei aeronave cu un trim aerodinamic reduce cursa disponibilă a ascensorului.

La centrare înainte și/sau la viteză mică, pentru a echilibra aeronava, liftul trebuie deviat în sus (jug spre tine). Deci, dacă liftul are o rezervă de putere de 10, atunci în acest caz rezerva de putere a cârmei pentru inclinare se reduce la 5.

Dacă tunderea este efectuată cu un stabilizator, raza de acțiune a volanului nu va scădea.

Deplasarea arcului.

În acest sistem de tundere, forța de la pârghia de comandă este eliminată prin reglarea tensiunii arcului. Nu este necesar un trimmer aerodinamic.

Deplasarea centrului de greutate.

Când echilibrați și tăiați o aeronavă prin devierea suprafețelor aerodinamice, rezistența aeronavei crește. Abaterile de echilibrare necesare ale comenzilor pot fi reduse prin deplasarea centrului de greutate al aeronavei. Astfel, rezistența aeronavei este redusă și raza de zbor este mărită. De obicei, centrul de greutate este mutat prin pomparea combustibilului între rezervoarele de combustibil din fuzelajul înainte și din spate.

Mecanism cu efect de tuns.

Dacă în sistemul de comandă sunt instalate amplificatoare hidraulice ireversibile, atunci momentul balamalei de la suprafețele de control nu este transmis pârghiilor de comandă. În acest caz, forțele asupra pârghiilor sunt create artificial de mecanismele de încărcare, astfel încât pilotul să simtă prin forță cât de mult este deviată suprafața de control. Aceste mecanisme au o funcție de efect de tuns care vă permite să schimbați poziția cablajului de comandă, corespunzătoare efortului zero asupra pârghiei.

Masă rotativă. Mecanisme de reducere a forțelor asupra pârghiilor de comandă.