Momentet e menteshës aerodinamike janë momentet e forcave aerodinamike që veprojnë mbi kontrollet në lidhje me boshtet e tyre të rrotullimit. Momenti i menteshës konsiderohet pozitiv nëse tenton të devijojë timonët ose hekurat në drejtim pozitiv.

Avionët përdorin sisteme kontrolli të kthyeshme dhe të pakthyeshme. Për avionët me një sistem kontrolli të kthyeshëm, i gjithë momenti i menteshës ose një pjesë e caktuar e tij balancohet nga përpjekjet e pilotit të aplikuara në levën e kontrollit. Në avionët me një sistem kontrolli të pakthyeshëm, i gjithë momenti i menteshës perceptohet nga ingranazhi i drejtimit (përforcuesi), i cili devijon kontrollet.

Momenti i menteshës së çdo elementi kontrolli është i barabartë me

ku është koeficienti i momentit të menteshës;

Prandaj, sipërfaqja dhe korda mesatare aerodinamike e kontrollit;

Koeficienti i frenimit të rrjedhës në zonën e bishtit.

Në avionët modernë, të cilët kanë sipërfaqe të mëdha kontrolli dhe fluturojnë me shpejtësi të madhe (presionet e shpejtësisë), momentet e menteshës janë të mëdha. Madhësia e momentit të menteshës mund të reduktohet duke ulur koeficientin e tij duke përdorur kompensimin aerodinamik të kontrolleve. Ekzistojnë lloje të ndryshme të kompensimit aerodinamik: aksial, i brendshëm, kompensimi servo, kompensimi i rregullimit (Fig. 11).

Oriz. 11. Llojet kryesore të kompensimit aerodinamik dhe diagramit të funksionimit të prerësit:

a - boshtore; b - e brendshme; c - kompensimi i servo; g - duke përdorur një makinë prerëse; 1 - boshti i rrotullimit; 2 - kompensues; 3 - shufra drejtuese; 4 - makinë prerëse; 5 - shufra e kontrollit të prerësit

Kompensimi boshtor është më i përhapur për shkak të thjeshtësisë së projektimit dhe efikasitetit të mjaftueshëm (Fig. 11, a). Përveç kësaj, praktikisht nuk ka asnjë efekt në efektivitetin e kontrolleve.

Kur boshti i rrotullimit zhvendoset prapa nga buza e përparme, pjesa e timonit e vendosur përpara boshtit të rrotullimit (kompensuesi) krijon një moment menteshë të shenjës së kundërt. Kjo çon në një ulje të momentit total. Nëse boshti i rrotullimit është në linjë me qendrën e presionit të timonit, atëherë momenti i menteshës do të bëhet i barabartë me zero - do të ndodhë kompensimi i plotë. Me zhvendosjen e mëtejshme të boshtit të rrotullimit prapa, do të ndodhë mbikompensimi dhe shenja e momentit të menteshës do të ndryshojë.

Gjatë një fluturimi të gjatë në çdo modalitet, është e dëshirueshme të zvogëlohet momenti i menteshës në zero. Për këtë qëllim përdoren prerëse. Prerësi është një sipërfaqe ndihmëse e montuar në pjesën e pasme të komandimit dhe ka kontroll të pavarur. Për të marrë një moment menteshë zero, prerësja devijohet në një kënd të përshtatshëm në drejtim të kundërt me devijimin e komandimit. (Fig. 11, d)

Timona dhe hekura

Kontrollueshmëria e një avioni vlerësohet nga përpjekja që piloti aplikon në levat e kontrollit. Madhësia e këtyre përpjekjeve varet jo vetëm
nga diagrami kinematik i sistemit të kontrollit,
por edhe në madhësinë e momenteve aerodinamike
në lidhje me boshtin e rrotullimit të timonëve dhe ajleronëve që lindin kur devijohen.

Koncepti i një momenti të varur. Momenti i menteshës është momenti i ngarkesës aerodinamike të timonit në lidhje me boshtin e tij të rrotullimit:

Distanca c.d. timoni nga boshti i rrotullimit.

Oriz. 7.2. Momenti i menteshës

Momentet e menteshës gjithmonë kundërshtojnë devijimin e timonit, dhe për këtë arsye shkaktojnë forca në levat e kontrollit, të cilat kapërcehen nga piloti.

Momenti i menteshës konsiderohet pozitiv,
nëse ai tenton të devijojë timonin (aileron) në një drejtim pozitiv (ashensor - poshtë, timon - djathtas, hekuri djathtas - poshtë).

Vlera e Msh varet nga forma dhe madhësia e timonëve (aileronëve) dhe këndeve të devijimit të tyre. Shpejtësia ajrore
dhe dendësia e mjedisit dhe përcaktohet nga formula:

M w = m b q,

ku m është koeficienti i momentit të menteshës;

S - zona e timonit në m;

b - korda mesatare gjeometrike e timonit;

q = - presioni i shpejtësisë në zonën e timonit në .

Avionë modernë me shpejtësi të lartë, të cilët kanë kontrolle të mëdha dhe fluturojnë me presione të shpejtësisë së lartë,
momentet e menteshës janë të mëdha.

Kompensimi aerodinamik i timonave dhe hekurave shërben për të reduktuar forcat në levat e kontrollit duke reduktuar momentin e menteshës.

Parimi i çdo kompensimi aerodinamik është afrimi i forcës aerodinamike që ndodh kur timoni devijohet më afër boshtit të rrotullimit të timonit.

Ekzistojnë llojet e mëposhtme të kompensimit aerodinamik:

a) kompensimi aksial;

b) kompensimi i bririt;

c) kompensimin e brendshëm;

d) kompensimi i servo;

d) makinë prerëse.

Kompensimi boshtor konsiston në faktin se boshti i rrotullimit të timonit (ose aileronit) është zhvendosur prapa në mënyrë që zona e vendosur përpara boshtit të rrotullimit të jetë 25-28% e sipërfaqes së timonit. Kompensimi krijohet nga një pjesë e timonit që ndodhet përpara boshtit të rrotullimit.

Fig.7.3. Kompensimi boshtor

Kur boshti i rrotullimit zhvendoset prapa nga buza e përparme, pjesa e timonit e vendosur përpara boshtit të rrotullimit (kompensuesi) krijon një moment menteshë të shenjës së kundërt. Kjo do të çojë në një ulje të momentit total të menteshës (Fig. 7.3,a). Nëse boshti i rrotullimit është në linjë me qendrën e presionit të timonit, atëherë momenti i menteshës do të bëhet i barabartë me zero - timoni do të kompensohet plotësisht. Me zhvendosjen e mëtejshme të boshtit të rrotullimit të timonit prapa, do të shfaqet një moment menteshë i shenjës së kundërt. Ky fenomen i pafavorshëm quhet mbikompensim i drejtimit. Në praktikën e prodhimit të avionëve, mbikompensimi nuk lejohet, sepse çon në forca të kundërta në levat e kontrollit.

Kompensimi boshtor përdoret gjerësisht për shkak të lehtësisë së projektimit dhe karakteristikave të mira aerodinamike.

Në avionët modernë, kompensimi i borisë përdoret relativisht rrallë, sepse krijon një efekt kompensimi të pabarabartë përgjatë hapësirës së timonit
dhe në kënde të mëdha të devijimit të timonit çon në ndarjen e rrjedhës nga sipërfaqja e tij, duke shkaktuar dridhje.

Kompensimi i brendshëm, i përdorur gjerësisht në hekura, kryhet duke përdorur një ndarje të butë hermetike (diafragmë). i artikuluar
momenti zvogëlohet për shkak të momentit të forcave që veprojnë në kompensuesin e vendosur në zgavër
me të çara të ngushta brenda bishtit (krahut).

Oriz. 7.4. Kompensimi i brendshëm

Pjesa e sipërme e zgavrës është e ndarë hermetikisht nga diafragma e poshtme fleksibël. Kompensuesi nuk rrotullohet nga rryma e ajrit, por është nën ndikimin e diferencës së presionit që ndodh në zgavër kur timoni (aileron) devijohet. Avantazhi i kompensimit të brendshëm është se kompensuesi nuk sjell ndonjë shqetësim në rrjedhë, gjë që është veçanërisht e rëndësishme në numrat e mëdhenj Mach.

Disavantazhi i një kompensimi të tillë është kufizimi i diapazonit të devijimit të kontrolleve,
sidomos me një profil të hollë bishti (krahu).

Kompensues servo- ky është një timon shtesë, i lidhur kinematikisht me timonin kryesor dhe pjesën fikse të bishtit. Kur timoni është i anuar
në një drejtim kompensatori i servo devijohet në drejtim të kundërt, si rezultat i të cilit forcat aerodinamike veprojnë në servokompensuesin, duke zvogëluar momentin e menteshës së timonit.

Kompensimi aerodinamik, nëse zgjidhet siç duhet, zvogëlon momentin e menteshës, por nuk e zvogëlon atë në zero.

Gjatë një fluturimi të gjatë në çdo modalitet, këshillohet të zvogëloni momentin e menteshës në zero. Për këtë qëllim përdoren prerëse.

Trimer- një sipërfaqe drejtuese ndihmëse, e cila është e instaluar në pjesën e pasme të timonit ose hekurit, e pa lidhur kinematikisht me devijimin e timonit. Piloti e kontrollon prerësin direkt nga kabina. Qëllimi kryesor i prerësit është balancimi i avionit.

Për të marrë një moment menteshë zero, prerësja devijohet nga një kënd i përshtatshëm, në shenjë të kundërt me këndin e devijimit të timonit kryesor.

Ju gjithashtu mund të zvogëloni momentin e menteshës së ashensorit duke devijuar (rirregulluar) stabilizuesin e lëvizshëm (të rregullueshëm).

Stabilizues i rregullueshëm, i instalueshëm
në fluturim në një kënd të caktuar sulmi, ai lejon, gjatë fluturimeve të gjata në një mënyrë të caktuar, të zvogëlojë këndet e kërkuara të devijimit të ashensorëve. Kjo
zvogëlon ndjeshëm përpjekjen e ushtruar nga piloti në shkopin e kontrollit.

Me shpejtësi të lartë fluturimi, madhësia e momentit të menteshës ndikohet ndjeshëm nga kompresueshmëria e ajrit.

Kur lëvizni nga shpejtësia nënsonike në shpejtësi supersonike, ka një rritje të konsiderueshme si në momentet e menteshës ashtu edhe në forcat në levat e kontrollit. Kontrolli i një avioni pa pajisjet e duhura në sistemin e kontrollit bëhet i pamundur.

Quhen pajisjet që perceptojnë forca të rritura ndjeshëm në levat e kontrollit përforcues hidraulikë ose përforcues. Nëse ka një përforcues hidraulik - një mekanizëm ndihmës që kontrollon timonët, piloti kontrollon vetëm këtë mekanizëm, i cili është shumë më i lehtë. Si të kontrolloni timonin.

Në aeroplanët e mëdhenj, timoni me fuqi është
aktualisht mjeti i vetëm që siguron forca të pranueshme në levat e kontrollit.

Oriz. 7.7. Llojet e kompensimit aerodinamik

1. Çfarë quhet kontrollueshmëri statike?

2. Çfarë quhet kontrollueshmëri dinamike?

3. Me një shkallë të lartë apo të ulët kontrollueshmërie, a është avioni "i rreptë" në kontrollueshmëri?

4. Çfarë nënkuptohet me shkallë të kontrollueshmërisë?

5. Çfarë siguron kontrollin gjatësor të një avioni?

6. Çfarë quhet kontrollueshmëri gjatësore?

7. Pse avioni kthehet në drejtim të bregut kur hekurat janë devijuar?

8. Çfarë është e nevojshme për të parandaluar që të ndodhë një rrotullim kur avioni kthehet?

9. Kur dhe pse përdoret devijimi diferencial i aileronit?

10. Çka nënkuptohet me devijimin diferencial të aileronit?

11. Listoni veçoritë e kontrollueshmërisë së avionëve me shpejtësi të lartë.

12. Çka quhet barazia e aileronëve?

13. Për çfarë përdoret kompensimi aerodinamik i timonave dhe hekurave?

14. Çfarë është kontrollueshmëria e një avioni?

15. Si mund të karakterizohet në mënyrë sasiore kontrollueshmëria?

Momenti i menteshës. Shkalla e stabilitetit statik të një avioni me një "timon të lirë"

Sipërfaqja e drejtimit, e devijuar nga një pozicion i caktuar, përjeton veprimin e presionit të ajrit me shpejtësi të lartë dhe i reziston devijimit. Si rezultat, lind një i ashtuquajtur moment menteshë, i cili vepron në lidhje me boshtin e pezullimit të sipërfaqes së drejtimit dhe, në rastin e instalimeve elektrike të thjeshta mekanike, krijon një forcë në dorezën e kontrollit.

Duke neglizhuar fërkimin në instalimet elektrike të kontrollit, kjo forcë mund të shkruhet si:

ku është raporti i marsheve në sistemin e kontrollit gjatësor; – devijimi linear i levës së kontrollit.

Sipas rregullit të pranuar të shenjave, forca shtypëse në levë konsiderohet pozitive - "nga vetvetja", dhe negative është forca tërheqëse - "drejt vetes". Për avionë me konfigurime normale dhe pa bisht TE w? 0, për qarkun e rosës TE w ? 0.

Nëse ? V shprehur në radiane, dhe X V- në metra, atëherë TE w ka dimensionin m -1 (1/m). Për avionë të klasave të ndryshme TE w ndryshon brenda TE w? 1,0…2,0 m -1.

Madhësia e momentit të menteshës përcaktohet nga formula:

Ku S V- zona e sipërfaqes së kontrollit (ashensori);

b A V– MAR e sipërfaqes së drejtimit;

m w– koeficienti i momentit të menteshës, i përcaktuar si:

ku është këndi i devijimit të folesë së zbukurimit të ashensorit dhe derivati ​​i momentit të menteshës në lidhje me këndin e devijimit të skedës së shkurtimit.

Forca në levën e kontrollit të shkaktuar nga momenti i menteshës përcaktohet nga formula

Me një sistem kontrolli hidraulik (përforcues) plotësisht të pakthyeshëm, piloti nuk ndjen asnjë përpjekje në shkopin e kontrollit nga momentet e menteshës, gjë që është e papranueshme për shkak të kushteve të kontrollueshmërisë së avionit. Në këtë rast, forca në dorezë krijohet artificialisht nga mekanizmi i ngarkimit. Megjithatë, më shumë për këtë më poshtë.

Gjatë prezantimit të konceptit të shkallës së qëndrueshmërisë statike nën mbingarkesë, u supozua se pozicioni i kontrollit gjatë manovrës ishte i fiksuar.

Me fjalë të tjera, piloti duron gjatë manovrës, dhe faza fillestare e manovrës, kur bëhet kalimi në një manovër me një mbingarkesë të caktuar, nuk merret parasysh.

Prandaj, gjatë llogaritjes së derivatit, supozohet se me një ndryshim dhe ndryshim përkatës, devijimi i kontrolleve është fiksuar. Në praktikë, piloti zakonisht nuk kontrollon devijimin e timonit, por devijimin e shkopit, i cili shoqërohet me një ndryshim në forcë. Me një lidhje të paqartë ndërmjet dhe (Fig. 2.32), këto ndikime janë të ngjashme.

Konsideroni një manovër në gjendje të qëndrueshme të kryer me

Le të shqyrtojmë rastin kur momenti i menteshës së ashensorit është konstant gjatë manovrës (me një sistem kontrolli të kthyeshëm, kjo është ekuivalente me një manovër me një forcë konstante në shkopin e kontrollit). Në këtë rast, këndi i devijimit të timonit mund të ndryshojë, por në atë mënyrë që kushti të plotësohet.

Këtu është koeficienti i momentit të menteshës së ashensorit për ashensorin dhe CPGO, përkatësisht

Pastaj, gjatë përcaktimit të derivatit total të momentit gjatësor, është e nevojshme të merret parasysh se

Një rast i veçantë i gjendjes është i barabartë me fluturimin e një aeroplani me "timon të lirë", d.m.th. timoni është në linjë me rrjedhën. Nëse këndi i sulmit ndryshon, atëherë këndi duhet të ndryshojë në të njëjtën kohë, prandaj, .

Pastaj, duke marrë parasysh këtë, marrim shprehje për derivatin total

Duke neglizhuar ndikimin e forcës ngritëse të bishtit në forcën ngritëse të avionit, ne përcaktojmë derivatin nga kushti (2.61) në

Duke zëvendësuar (2.63) në (2.62), marrim shprehjen shkalla e stabilitetit statik për shkak të mbingarkesës së një avioni me një "timon të lirë".

Ky derivat shënohet me

Duke zëvendësuar shprehjen në formulën (2.64), marrim:

ku eshte vlera

quhet bilanci neutral i një avioni me timon të lirë. Termi i fundit merr parasysh ndikimin e devijimit të timonit në pozicionin e përqendrimit (ose fokusit) neutral, të cilat përcaktohen për një pozicion fiks të timonit.

Nëse qendra e gravitetit ndodhet në një pikë, atëherë nuk do të kërkohet një ndryshim për të përkulur trajektoren përpjekjet në shkopin e kontrollit. Shenja e derivatit, si në rastin e një timoni të fiksuar, përcakton drejtimin e saktë të lëvizjes së shkopit të kontrollit.

Një stabilizues gjithëpërfshirës përdoret shpesh për të kontrolluar një avion.

Në këtë rast, për një sistem kontrolli të kthyeshëm me një shkop kontrolli të lirë dhe një lidhje të paqartë midis shkopit dhe stabilizatorit, kur këndi i sulmit ndryshon, stabilizuesi do të bëhet përgjatë rrjedhës dhe momenti gjatësor i avionit do të jetë i barabartë. deri në momentin pa bisht horizontal. Nëse një aeroplan pa bisht horizontal është i paqëndrueshëm, atëherë me një stabilizues të lirë kushti nuk do të plotësohet dhe shenjat e kontrollit do të kthehen mbrapsht.

Një sistem i tillë kontrolli është i papranueshëm.

Prandaj, me një stabilizues gjithëpërfshirës, ​​përdoret domosdoshmërisht kontrolli i pakthyeshëm përforcues. Një përforcues i pakthyeshëm nuk lejon që një ndryshim në momentin e menteshës të kalojë në dorezë. Prandaj, për një sistem të pakthyeshëm treguesi nuk ka kuptim dhe karakterizon plotësisht stabilitetin e sistemit. Nëse marrëdhënia midis devijimit të shkopit të kontrollit dhe rrotave drejtuese nuk është e qartë (për shembull, për shkak të elasticitetit të instalimeve elektrike, pranisë së automatizimit, etj.), Atëherë shkalla e stabilitetit me një timon të lirë dhe të fiksuar (stabilizator) dhe një shkop kontrolli i lirë dhe fiks duhet të dallohen.

AKADEMIA E AVIACIONIT OXFORD

PARIMET E FLUTURIMIT

EDICIONI I KATËRT

PLOTËSON KËRKESAT

AGJENCIA EVROPIANE PËR SIGURINË E AVIACIONIT ( EASA)

PËR TË MARRË

LICENCËN E PILOTIT TË TRANSPORTIT AJROR ( ATPL)

Pjesa e tretë.

PJESA 1

1 PËRKUFIZIMET

2 ATMOSFERË

3 LIGJET THEMELORE TË AERODINAMIKËS

4 RRJEDHJA E AJRIT NENSONIKE

5 LIFT

6 REZISTENCA FRONTAL

7 STALL

8 MEKANIZIMI I KRAHUT

9 GLUM

10 STABILITETI DHE KONTROLLI

PJESA 3

11 KONTROLL AVIONI

12 MEKANIKA FLUTURIMIT

13 FLUTURIMI ME NUMRA TË LARTË M

PJESA 4

14 KUFIZIMET

15 QËRJA E ERËS

16 TEORIA E ELIKËS

KAPITULLI 11

KONTROLLI I Aeroplanit.

Shënime të rëndësishme.

Këndi i lartësisë– këndi ndërmjet boshtit gjatësor të avionit dhe horizontit.

Këndi i rrotullimit– këndi ndërmjet boshtit tërthor të avionit dhe horizontit.

Këndi i rrëshqitjes- këndi midis boshtit gjatësor dhe projeksionit të vektorit të rrjedhës së ardhshme në rrafshin e krahëve.

Sipërfaqet e kontrollit– Sipërfaqet e kontrollit aerodinamik (ashensor, timon, hekura), sipërfaqe të gjithanshme (stabilizues i kontrolluar, spoilerë).

Levat e kontrollit– levat mbi të cilat vepron piloti gjatë kontrollit të avionit (shkopi i kontrollit, timoni, pedale).

Prezantimi.

Të gjithë avionët janë të pajisur me një sistem kontrolli që lejon pilotin të manovrojë dhe të lehtësojë levat e kontrollit në secilin nga tre akset. Çiftet rrotulluese aerodinamike të nevojshme për të rrotulluar një avion zakonisht realizohen duke devijuar sipërfaqet e kontrollit, duke ndryshuar lakimin e fletës ajrore. Sipërfaqet e kontrollit janë të pozicionuara sa më larg qendrës së gravitetit të jetë e mundur për të prodhuar çift rrotullues kontrolli maksimal.

Zakonisht ekzistojnë tre sisteme të pavarura kontrolli dhe tre sipërfaqe kontrolli:

timon, i cili kontrollon lëvizjen rreth boshtit normal;

ashensor, i cili kontrollon lëvizjen rreth boshtit tërthor;

aileronët që kontrollojnë lëvizjen rreth boshtit gjatësor (përdoret edhe devijimi diferencial i spoilerëve).

Një sipërfaqe mund të marrë pjesë në kontroll përgjatë dy akseve:

elevons - një kombinim i ashensorit dhe hekurave;

timon në formë V, që kombinon funksionet e ashensorit dhe timonit;

stabilizues diferencial. Kur të dyja gjysmat funksionojnë në mënyrë sinkronike - kontrolli i hapit, kur veçmas - kontrolli i rrotullimit.

Momenti i kontrollit krijohet duke krijuar një forcë aerodinamike në sipërfaqen përkatëse. Madhësia e kësaj force përcaktohet nga presioni i shpejtësisë (V pr 2) dhe këndi i devijimit të sipërfaqes.

Forca aerodinamike e kontrollit mund të krijohet:

devijimi i skajit pasardhës, i cili do të çojë në një ndryshim në lakimin e profilit;

duke e kthyer të gjithë sipërfaqen;

zvogëloni ngritjen dhe rrisni tërheqjen, duke ndërprerë rrjedhën me përgjuesin.

Kur ndryshon lakimi i profilit (krahu, stabilizuesi ose fin), forca aerodinamike mbi të ndryshon. Figura tregon efektin e devijimit të aileronit në koeficientin e ngritjes së një seksioni të krahut.

Forca aerodinamike e kontrollit mund të krijohet duke rrotulluar të gjithë sipërfaqen. Ky dizajn përdoret shpesh për kontrollin e hapit duke përdorur një stabilizues gjithëpërfshirës. Në këtë rast nuk ka ashensor.

Përgjuesit- Këto janë pajisje për reduktimin e forcës ngritëse të një profili të krahut duke prishur rrjedhën mbi sipërfaqen e sipërme të tij. Ato përdoren për kontrollin e rrotullimit, duke u ngritur në gjysmë-krahin ku ajrinjtë devijojnë lart dhe si frena ajri, që ngrihen në të dy gjysmë krahët në mënyrë sinkronike.

Momentet e menteshës.

Forca aerodinamike që vepron në sipërfaqen e kontrollit tenton ta rrotullojë këtë sipërfaqe në lidhje me boshtin e rrotullimit në drejtim të forcës. Momenti i kësaj force do të jetë i barabartë me produktin e forcës në krah nga qendra e presionit në boshtin e rrotullimit. Ky moment quhet momenti i menteshës. Madhësia e forcës përcaktohet nga sipërfaqja, presioni i shpejtësisë dhe këndi i devijimit të sipërfaqes.

Për të devijuar sipërfaqen e kontrollit në këndin e kërkuar, piloti duhet të kapërcejë momentin e menteshës duke ushtruar forcë në levën e kontrollit në kabinë. Kështu, sasia e forcës në levën e kontrollit përcaktohet nga momenti i menteshës nga timoni (për kontroll pa shtytje).

Përpjekje e reduktuar në levat e kontrollit.

Forca aerodinamike në sipërfaqen e kontrollit varet nga sipërfaqja, këndi i devijimit dhe shpejtësia e treguar e ajrit. Në aeroplanët e mëdhenj me shpejtësi të lartë, forcat aerodinamike mund të krijojnë momente të mëdha varëse që janë të vështira për t'i kapërcyer nga piloti. Në këtë rast, në sistemin e kontrollit instalohen amplifikatorë hidraulikë ose përdoren metoda të ndryshme për të zvogëluar forcat në levat e kontrollit të mjeteve aerodinamike (kompensimi aerodinamik).

Kompensimi aerodinamik.

Kompensimi boshtor.

Nëse ulni distancën (d), momenti i menteshës zvogëlohet. Sa më i vogël të jetë momenti i menteshës, aq më pak forcë në levat e kontrollit dhe aq më e lehtë është për pilotin të devijojë sipërfaqen e kontrollit. Kompensimi aksial nuk zvogëlon efikasitetin e timonit, por vetëm zvogëlon momentin e mentezës.

Nëse pika e aplikimit të forcës aerodinamike (F2) është përpara boshtit të menteshës, atëherë do të ndodhë "mbikompensimi i timonit". Momenti i menteshës do të ndryshojë shenjën e tij dhe forcat në levën e kontrollit do të ndryshojnë në të kundërtën. Kjo është shumë e rrezikshme dhe është përgjegjësi e projektuesit të sigurojë që kompensimi i tepërt i timonit të mos ndodhë në të gjitha kushtet e pritshme të funksionimit të avionit.

Kompensimi me brirë.

Parimi i funksionimit të kompensimit të bririt është i njëjtë me atë të kompensimit boshtor. Ngarkesa aerodinamike në atë pjesë të sipërfaqes së kontrollit që është përpara linjës së menteshës prodhon një moment menteshë që kundërvepron me momentin e menteshës së pjesës kryesore të sipërfaqes së kontrollit. Në këtë mënyrë, momenti total i bashkimit zvogëlohet pa cenuar efektivitetin e sipërfaqes së drejtimit.

Kompensimi i brendshëm (paneli balancues).

Kjo pajisje funksionon në të njëjtin parim si kompensimi boshtor, por zona e balancimit aerodinamik ndodhet brenda krahut. Devijimi i sipërfaqes së kontrollit shkakton një ndryshim të presionit pranë sipërfaqes së drejtimit. Presioni rritet në anën e devijimit dhe zvogëlohet në anën e kundërt. Ky ndryshim presioni vepron në një panel brenda krahut që lidhet në mënyrë pivotale me sipërfaqen e kontrollit. Momenti i menteshës nga paneli i balancës kundërvepron me momentin nga timoni, i cili redukton momentin total të mentezës.

Kompensues servo.

Pajisjet e mëparshme të kompensimit të forcës aerodinamike kanë punuar në parimin e përdorimit të presionit të kokës së shpejtësisë në pjesën e sipërfaqes së kontrollit të vendosur përpara vijës së menteshës. Kompensuesi i servo funksionon në parimin e shfrytëzimit të forcës së krijuar në një sipërfaqe shtesë, e cila ndodhet në skajin pasues të timonit dhe devijohet në drejtim të kundërt. Forca në servo kompensatorin krijon një moment që kundërshton momentin e bashkimit të drejtimit. Piloti devijon timonin dhe timoni devijon servokompensuesin. Ndryshe nga pajisjet e mëparshme, servokompensuesi pakëson efektivitetin e sipërfaqes së drejtimit sepse forca në servo kompensatorin kundërvepron me forcën e drejtimit.

Antikompensues.

Sipërfaqja shtesë e antikompensatorit devijohet në të njëjtin drejtim si sipërfaqja e kontrollit dhe rrit efikasitetin e timonit, por rrit momentin e menteshës (krijon forcë shtesë në levën e kontrollit). Piloti devijon timonin dhe timoni devijon antikompensuesin.

Servo timon rrafshues.

(Anton Flettner- Inxhinier gjerman, shpikësi i timonit servo).

Përpjekjet e pilotit transmetohen vetëm në timonin e servo. Forca aerodinamike e krijuar në timonin servo vë në lëvizje të gjithë sipërfaqen e kontrollit. Timoni devijohet derisa momentet e forcës ndërmjet sipërfaqes së kontrollit dhe timonit të servo të jenë në ekuilibër.

Nëse janë instaluar kapëse në sipërfaqet e kontrollit të avionit, piloti nuk do ta zbulojë këtë duke devijuar levat e kontrollit, pasi ato nuk janë të lidhura drejtpërdrejt me timonët.

Llojet e vjetruara të avionëve të transportit me shpejtësi të lartë (Boeing 707) përdorin me sukses drejtimin e servo.

Disavantazhi kryesor i rrotave drejtuese të servo është përkeqësimi i kontrollueshmërisë me shpejtësi të ulët.

Kompensues servo pranveror.

Kompensues servo pranverorështë një modifikim i servo timonit në të cilin devijimi i timonit të servo është proporcional me forcën e aplikuar nga piloti.

Shufrat e kontrollit janë të lidhura drejtpërdrejt me drejtuesin e servo-drejtimit dhe lidhen me sipërfaqen e kontrollit me anë të një suste të paratensionuar. Me shpejtësi të ulëta të treguara, ngarkesa në sipërfaqen e kontrollit është e vogël. Forca nga piloti nuk e kalon forcën shtrënguese të sustës dhe funksionon si një shufër e ngurtë. Piloti devijon sipërfaqen e kontrollit dhe servo si një njësi, duke rritur kështu efikasitetin e kontrollit.

Kompensuesi i servo sustave ofron asistencë maksimale për pilotin në shpejtësi të larta instrumentesh. Presioni i shpejtësisë së lartë kundërshton devijimin e sipërfaqes së kontrollit, forcat e aplikuara nga piloti çojnë në ngjeshjen e sustës, timoni i servo devijohet dhe forca e krijuar mbi të ndihmon pilotin të devijojë sipërfaqen e kontrollit.

Përfshirja e përforcuesve hidraulikë në sistemin e kontrollit.

Nëse metodat e kompensimit aerodinamik të diskutuara më sipër nuk ofrojnë forca të pranueshme në levat e kontrollit, atëherë përforcuesit hidraulikë përfshihen në sistemin e kontrollit. Ka dy mënyra për të ndezur përforcuesit hidraulikë - të kthyeshëm dhe të pakthyeshëm.

Lidhja e përforcuesit hidraulik duke përdorur një qark të kthyeshëm.

Siç shihet nga figura, për të lëvizur valvulën e servo (për të funksionuar përforcuesin hidraulik), është e nevojshme të devijoni sipërfaqen e kontrollit me një sasi të vogël nga forca e pilotit. Kështu, një pjesë e vogël e momentit të menteshës kapërcehet nga piloti, dhe pjesa tjetër e madhe kapërcehet nga përforcuesi hidraulik. Në të njëjtën kohë, piloti ka ende një ndjenjë të natyrshme të momentit të menteshës nga timonët, si me kontrollin plotësisht manual të avionit.

Lidhja e përforcuesit hidraulik sipas një skeme të pakthyeshme.

Në aeroplanët më të mëdhenj dhe/ose më të shpejtë, momentet e menteshës janë aq të mëdha saqë kërkohen përforcues të përhershëm hidraulikë. Me këtë skemë, të gjitha forcat nga sipërfaqja e kontrollit lidhen me përforcuesin hidraulik. Për të lëvizur valvulën servo, pilotit i duhet vetëm të kapërcejë fërkimin e instalimeve elektrike të kontrollit.

Siç tregohet në figurë, lëvizja e valvulës servo në të majtë hap kalimin për lëngun hidraulik në zgavrën e majtë të përforcuesit hidraulik. Strehimi i timonit me energji elektrike do të lëvizë në të majtë, duke bërë që sipërfaqja e kontrollit të devijojë.

Sapo kutia e përforcuesit hidraulik të arrijë pozicionin në të cilin piloti lëvizi valvulën e servo, kalimi në zgavër do të bllokohet dhe lëvizja e përforcuesit hidraulik së bashku me sipërfaqen e kontrollit do të ndalet. Lëngu hidraulik i papërshtatshëm do të mbyllet në zgavrat e përforcuesit hidraulik dhe do ta mbajë timonin të palëvizshëm derisa piloti të lëvizë sërish valvulën e servo.

Meqenëse ngarkesat aerodinamike në rrotat e timonit nuk janë në gjendje të lëvizin levat e kontrollit në kabinë, kjo skemë lidhjeje quhet e pakthyeshme.

Simulimi i ngarkesës aerodinamike në levat e kontrollit (“P” ndjej).

Me një sistem kontrolli jo të kthyeshëm, ndjesia e ngarkesës aerodinamike në levat e kontrollit krijohet artificialisht për të mbajtur pilotin që të mos krijojë pa dashje forca të mëdha g. Figura tregon në mënyrë skematike një pajisje që është e ndjeshme ndaj presionit të shpejtësisë ( V 2 / 2 ose "Q").

Presioni total hyn në njërën zgavër të dhomës dhe presioni statik hyn në tjetrin. Një ndryshim presioni i barabartë me presionin e shpejtësisë deformon diafragmën midis zgavrave. Lëvizja e diafragmës rregullon presionin "komandues" të lëngut hidraulik, i cili kundërshton devijimin e levës së kontrollit në proporcion me katrorin e shpejtësisë së instrumentit. Forcat në levën e kontrollit rriten në të njëjtin raport gjatë kontrollit manual.

Për më tepër, krijohet një forcë që rritet ndërsa leva e kontrollit devijon nga neutrali - duke simuluar një rritje në momentin e menteshës së timonit ndërsa devijimi i tij rritet.

Balancimi i peshës.

Balancimi i peshës - kjo është një ngarkesë e lidhur me timonin përpara boshtit të rrotullimit. Shumica e timonave kanë pesha balancuese. Ato janë instaluar për të parandaluar fluksin e timonit.

Flutter timon- Këto janë dridhje që mund të ndodhin për shkak të përkuljes dhe përdredhjes së një strukture nën ngarkesë. Nëse qendra e gravitetit të timonit është prapa boshtit të rrotullimit, atëherë forcat inerciale do të bëjnë që timoni të lëkundet rreth boshtit të rrotullimit. Dridhjet mund të bëhen divergjente dhe të çojnë në dështim strukturor. Një diskutim i hollësishëm i flutterit do të jetë në kapitullin "Kufizimet".

Flutter mund të parandalohet duke shtuar një peshë përpara boshtit drejtues. Kjo zhvendos qendrën e gravitetit të timonit në bosht, ose pak përpara boshtit të rrotullimit.

Kështu, momenti i inercisë në lidhje me boshtin hiqet dhe parandalohet zhvillimi i flutterit.

Figura tregon mënyrat më të zakonshme për të vendosur një peshë balancuese.

Kontrolli gjatësor.

Kontrolli gjatësor zakonisht kryhet nga një ashensor ose një stabilizues i gjithanshëm. Kontrolli duhet të sigurojë që avioni të jetë i balancuar në të gjithë diapazonin e shpejtësisë në të gjitha rreshtimet dhe konfigurimet e lejuara dhe të sigurojë shkallën e kërkuar të ndryshimit të hapit për manovrim.

Reagimi i avionit ndaj devijimit të ashensorit.

Le të imagjinojmë që avioni fluturon me një shpejtësi konstante dhe është i balancuar në këndin zero të ashensorit.

Nëse ashensori devijohet lart, do të ndodhë një rritje e forcës në rënie në stabilizues, gjë që do të çojë në një rritje të këndit të hapit. Kur këndi i sulmit të avionit fillon të rritet, rritja negative e forcës në stabilizues do të fillojë të ulet dhe avioni do të arrijë një pozicion të ri ekuilibri. Avioni do të qëndrojë në këtë kënd sulmi me ashensorin të devijuar në pozicionin e zgjedhur. Nëse ashensori kthehet në pozicionin neutral, do të ndodhë një rritje pozitive e forcës në stabilizues, gjë që do të çojë në një ulje të këndit të sulmit.

Me një shtrirje fikse, çdo pozicion i ashensorit korrespondon me një kënd të caktuar sulmi.

Drejtimi i forcës në stabilizues.

Këndi i balancimit të devijimit të ashensorit varet nga shpejtësia e treguar dhe përqendrimi i avionit. Me shpejtësinë e lundrimit dhe shtrirjen normale, ashensori duhet të jetë afër pozicionit neutral. Forca në stabilizues do të drejtohet poshtë dhe do të prodhojë një moment pitching, duke balancuar momentin e zhytjes nga krahu.

Ndërsa shpejtësia e fluturimit rritet, këndi i kërkuar i sulmit zvogëlohet, kjo kërkon që ashensori të devijohet poshtë, gjë që redukton ngarkesën negative në stabilizues.

Në të kundërt, ndërsa shpejtësia zvogëlohet, këndi i kërkuar i sulmit rritet, gjë që kërkon devijimin lart të ashensorit.

Ndërsa numri M  M crit rritet, qendra e presionit në krah zhvendoset prapa, duke rritur momentin e zhytjes, gjë që kërkon një rritje të forcës negative në stabilizues.

Me shpejtësi të ulët, kur fenomenet e stallës fillojnë në krah, qendra e presionit në krah fillon të ecë përpara. Krahu dhe trupi i avionit mund të prodhojnë një moment pitching. Në këtë rast, për balancimin, duhet të ketë një forcë lart në stabilizues.

Konsumi shtesë i ashensorit gjatë manovrimit.

Kur kryeni një manovër me një rritje të këndit të hapit, këndi i sulmit të stabilizatorit rritet për shkak të shpejtësisë këndore të rrotullimit të avionit (zbutja aerodinamike). Kjo do të thotë se këndi i kërkuar i devijimit të ashensorit do të jetë më i madh se në të njëjtat kushte në fluturimin në nivel. Sasia e rrjedhës shtesë të drejtimit është proporcionale me mbingarkesën e krijuar. Këndi i disponueshëm i devijimit të ashensorit duhet të sigurojë që të arrihet mbingarkesa maksimale e lejuar.

Devijimi më i madh i ashensorit kërkohet kur rrafshoni aeroplanin në ulje në zonën e ekranit të sipërfaqes së tokës me një shtrirje jashtëzakonisht përpara.

Efekti i kremit në stabilizues.

Profili i stabilizatorit është zakonisht simetrik, pasi gjatë fluturimit mund të përjetojë një forcë të drejtuar si poshtë ashtu edhe lart. Këndi i instalimit të stabilizatorit është gjithmonë më i vogël se ai i krahut. Kjo ndihmon në ruajtjen e rrjedhës së vazhdueshme rreth stabilizatorit kur rrjedha shkëputet nga krahu dhe në këtë mënyrë siguron kontrollueshmërinë e avionit gjatë ngecjes. Në mënyrë tipike, stabilizuesi vepron në zonën e pjerrësisë së rrjedhës nga krahu, gjë që zvogëlon këndin e tij lokal të sulmit (madhësia e këndit negativ rritet). Në kushte standarde fluturimi, stabilizuesi është në kënde negative sulmi, duke krijuar një forcë në rënie për prerje. Nëse akulli formohet në skajin kryesor të stabilizatorit, këndi i ngecjes së stabilizatorit zvogëlohet. Kjo mund të çojë në ndarjen e rrjedhës nga stabilizuesi, veçanërisht kur pjerrësia e rrjedhës rritet kur fletët zgjaten. Kur ndodh një stallë, ndodh një moment zhytjeje në stabilizues, i cili nuk është gjithmonë i mundur të kundërshtohet (veçanërisht në lartësi të ulët).

Kontrolli anësor.

Kontrolli i rrotullës zakonisht realizohet nga hekurat, spoilerët ose një kombinim i të dyjave. Kriteri kryesor për kontrollin anësor është marrja e shpejtësisë së mjaftueshme këndore të rrotullimit.

Kur avioni është i parkuar, me rrotën e kontrollit neutral, të dy hekurat, si rregull, devijohen paksa poshtë në krahasim me skajin e pasmë të krahut ("varur me aileron"). Gjatë fluturimit, nën ndikimin e zonës së vakumit mbi krah, aeroplanët "notojnë" dhe bëhen në nivel me skajin pasues. Kjo ju lejon të zvogëloni zvarritjen e avionit.

Efekti i devijimit të aileronit, amortizimi aerodinamik.

Gjatë fluturimit pa rrëshqitje me hekura neutrale, forcat ngritëse të të dy gjysmëkrahëve janë të njëjta.

Nëse timoni është i kthyer majtas, hekuri i majtë do të devijojë lart dhe ai i djathtë do të devijojë poshtë. Një hekur i ngritur do të zvogëlojë ngritjen në gjysmë krahun e majtë dhe një i ulur do ta rrisë atë në gjysmë krahun e djathtë. Për shkak të ndryshimit në forcat ngritëse, do të ndodhë thembra.

Lëvizja në rënie e gjysmë-krahut çon në një rritje të këndit lokal të sulmit. Kjo rrit ngritjen e krahut zbritës, duke kundërshtuar rrotullimin. Në gjysmë krahun e djathtë ndodh procesi i kundërt. Ky proces quhet amortizimi aerodinamik. Sa më e lartë të jetë shpejtësia e rrotullimit, aq më i madh është amortizimi.

Figura tregon se si shpejtësia e vërtetë ndikon në amortizimin. Sa më e lartë të jetë shpejtësia, aq më i vogël është ndryshimi në këndin e sulmit me të njëjtën shpejtësi këndore rrotullimi.

Dallimi në forcat e ngritjes së krahëve kur avionët devijohen varet nga shpejtësia e treguar, dhe amortizimi aerodinamik varet nga shpejtësia e vërtetë. Kur ngjiteni me një shpejtësi konstante të treguar (shpejtësia e vërtetë rritet), amortizimi zvogëlohet dhe, për rrjedhojë, shpejtësia e disponueshme e rrotullimit do të rritet.

Ndryshe nga ashensori, i cili vendos këndin e sulmit, Devijimi i aileronit përcakton shpejtësinë këndore të rrotullimit, jo një rrotull.

Efekti i hapjes së krahëve në shpejtësinë këndore të rrotullimit.

Me të njëjtën shpejtësi këndore të rrotullimit, shpejtësia periferike e majave të krahëve do të jetë më e madhe për një krah me një hapësirë ​​më të madhe. Prandaj, amortizimi do të jetë më i fortë. Nëse të gjitha gjërat e tjera janë të barabarta, një avion me një hapje më të vogël krahësh do të ketë një shkallë më të madhe rrotullimi.

Moment i dëmshëm i kalimit nga hekurat.

Ajleroni i uljes rrit ngritjen e gjysmë-krahut, gjë që rrit tërheqjen e saj të induktuar. Në gjysmë krahun e kundërt, reaktanca induktive zvogëlohet.

Diferenca në rezistencë jep një moment devijimi, i cili krijon rrëshqitje, momentin e kthimit nga i cili kundërvepron krijimin e një rrotull. Për shembull, kur krijoni një rrotull në të majtë, lind një moment rrotullimi në të djathtë, duke dhënë një moment rrotullimi nga qëndrueshmëria anësore në të djathtë.

Reduktimi i momentit të dëmshëm të devijimit nga aleronët.

Devijim diferencial aileron.

Instalimi i telave të kontrollit të hekurit e devijojnë hekurin në rritje në një kënd më të madh se hekuri zbritës. Kjo rrit rezistencën e aileronit në rritje dhe zvogëlon rezistencën e aileronit zbritës, gjë që zvogëlon diferencën në rezistencën midis krahëve.

Ajleronat e skuqura.

Ajleronët e skuqurave kanë një avantazh asimetrik. Buza e përparme e hekurit në rritje shtrihet përtej sipërfaqes së poshtme të krahut, duke krijuar tërheqje shtesë. Buza e përparme e hekurit zbritës mbetet brenda profilit të krahut, duke rezultuar në më pak zvarritje.

Lidhja e aeroplanëve me timon.

Në këtë sistem, devijimi i hekurit shkakton devijimin automatik të timonit për të kundërshtuar momentin e dëmshëm të devijimit nga hekurat.

Interceptorët-aileron.

Nëse spoilerët përdoren së bashku me hekurat për të kontrolluar rrotullimin e avionit (përgjuesit-aileronët), atëherë ato zvogëlojnë momentin e dëmshëm të kalimit nga hekurat, pasi spoiler-aileron ngrihet në gjysmë krahu me hekurin e ngritur, gjë që çon në një rritje e favorshme e rezistencës së gjysmë-krahut ulur.

Ajleronat e brendshëm. Ajleron mbrapa.

Zakonisht hekurat janë të vendosura pranë majave të krahëve, në shpatullën maksimale nga qendra e gravitetit, gjë që jep momentin më të madh të rrotullimit. Në të njëjtën kohë, aileron gjithashtu krijon momentin maksimal të rrotullimit për strukturën e krahut. Për shembull, një aeroplan i devijuar nga poshtë tenton të ngrejë skajin pasues të krahut. Meqenëse krahu ka një dizajn fleksibël, maja e krahut rrotullohet për të zvogëluar këndin e sulmit. Kjo zvogëlon efektivitetin e aleronëve. Me një rritje të shpejtësisë së treguar, kthesa e krahut rritet dhe mund të vijë një moment kur një rënie në këndin e sulmit të majës, nga hekuri zbritës, do të çojë në një ulje të forcës totale të ngritjes së gjysmë- krahu. Kjo do të japë një moment qetësues të kundërt me atë që dëshiron piloti. Ky fenomen quhet aileron reverse.

Për të reduktuar kthesën e krahëve nga hekurat, ato vendosen më afër rrënjës së krahut. Kjo zvogëlon efektivitetin e aleronëve, veçanërisht në shpejtësi të ulëta.

Për të eliminuar këtë pengesë, në avion mund të instalohen dy seksione të hekurave - të jashtme dhe të brendshme. Ajleronët e jashtëm aktivizohen vetëm me shpejtësi të ulëta, kur rrotullimi i krahut është i dobët, dhe pilotat e brendshme punojnë gjatë gjithë kohës, pa krijuar ngarkesa të mëdha në krah. Në mënyrë tipike, pjesa e jashtme e aleronit shkëputet kur tërhiqen fletët.

Flaperons.

Fletët dhe shiritat së bashku zënë skajin pasues të krahut. Për të përmirësuar performancën e ngritjes dhe uljes, kapakët duhet të jenë sa më të mëdhenj që të jetë e mundur, dhe për të marrë shpejtësi të mira rrotullimi, hekurat duhet të jenë sa më të mëdha që të jetë e mundur. Meqenëse hapësira është e kufizuar, një zgjidhje është që të ulni të dy hekurat në mënyrë simetrike për të ndihmuar kapakët. Këta aileron quhen flaperon ose aileron fluturues. Kontrolli i rrotullimit kryhet me anë të devijimit diferencial të aeroplanëve nga pozicioni i ulur ("i pezulluar").

Një zgjidhje tjetër është përdorimi i sipërfaqeve të lëvizshme të përplasjes, si për qëllimin e synuar ashtu edhe për kontrollin anësor.

Përdorimi i spoilerëve për kontrollin anësor.

Spoilerët e aileronit mund të përdoren për kontrollin anësor përveç ose në vend të ajleronëve. Spoilerët e aileronit janë panele të varura në skajin kryesor në sipërfaqen e sipërme të krahut, të cilat mund të ngrihen dhe ulen nga aktivizuesit hidraulikë të drejtimit. Një spoiler i ngritur i hekurit pengon rrjedhën e ajrit mbi krah dhe redukton ngritjen.

Për të kontrolluar rrotullimin, spoiler-aileron ngrihet në gjysmë krahu me hekurin e ngritur. Në gjysmë-krahun e kundërt, spoiler-aileron mbetet i shtypur në sipërfaqe. Ndryshe nga aileronët, spoilerët e hekurit nuk mund të rrisin ngritjen. Prandaj, kontrolli anësor duke përdorur spoilerët e aileronit çon gjithmonë në një humbje të ngritjes. Sidoqoftë, spoilerët e aileronit kanë disa avantazhe mbi ato:

Nuk ka asnjë moment të dëmshëm të devijimit. Spoiler-aileron i ngritur rrit rezistencën e gjysmëkrahut të poshtëm, i cili krijon një moment devijimi në drejtim të rrotullës së krijuar.

Momenti i rrotullimit të krahut zvogëlohet. Pika e aplikimit të forcës aerodinamike që ndodh kur spoiler-aileron devijohet (në krahasim me hekurin) është më afër skajit të përparmë, gjë që redukton kthesën e krahut.

me shpejtësi transonike, efektiviteti i spoilerëve të aileronit nuk zvogëlohet kur ndodh një ngecje valësh.

spoilerët e aileronit nuk përfshihen në flutter.

spoilerët e aileronit nuk e zënë skajin pasues, i cili mund të përdoret për kapak.

Përdorimi i kombinuar i ajleronëve dhe spoilerëve të hekurit.

Përdorimi i spoilerëve vetëm për kontrollin anësor është i rrallë. Më shpesh ato përdoren së bashku me hekura. Vetëm përdorimi i hekurave nuk lejon marrjen e shpejtësive të kërkuara të rrotullimit këndor me shpejtësi të ulëta, dhe me shpejtësi të lartë ato mund të shkaktojnë kthesë të tepërt të krahut dhe të humbasin efektivitetin kur ndodh një ngecje valësh mbi krah. Spoilerët Aileron përdoren për të rritur shkallën e disponueshme të rrotullimit këndor, por ato nuk mund të përdoren në të gjithë diapazonin e shpejtësisë. Në disa avionë, spoilerët e aeroplanit përdoren në kontrollin e rrotullimit vetëm me shpejtësi të ulët (me fletë të zgjatura).

Lëvizja e levës së kontrollit anësor në kabinë transmetohet në komutues, i cili ngre spoiler-aileron në gjysmë-krah me hekurin e ngritur dhe e lë spoiler-aileron në gjysmë-krah me hekurin poshtë në pozicionin e shtypur. .

Frenat aerodinamike.

Frenat aerodinamike- Këto janë pajisje që rrisin tërheqjen e një avioni kur kërkohet një ulje e shpejtë e shpejtësisë ose zbritje e shpejtë. Mund të kërkohet frenim i shpejtë kur hyni në turbulenca me shpejtësi të lartë për të vendosur shpejtësinë e rekomanduar për fluturim të paqëndrueshëm sa më shpejt që të jetë e mundur. Mund të kërkohet një zbritje e shpejtë për të përmbushur kërkesat e kontrollit të trafikut ajror, dhe veçanërisht për një zbritje emergjente.

Llojet e frenave aerodinamike.

Idealisht, frenat aerodinamike duhet të rrisin zvarritjen e avionit pa reduktuar ngritjen ose duke krijuar momente ngritjeje. Fletët e frenave të vendosura në gyp i plotësojnë më së miri këto kërkesa.

Megjithatë, meqenëse spoilerët e hekurit rritin tërheqjen, ato përdoren lehtësisht si frena aerodinamike. Gjatë kryerjes së këtij funksioni, spoilerët e aileronit kontrollohen nga një levë e veçantë në kabinë dhe lëshohen në mënyrë simetrike.

Spoilers-ailerons në funksion të frenave aerodinamike, si rregull, lejohen të përdoren deri në V MO / M MO, megjithëse është e mundur të kufizohet sasia e lëshimit të tyre me shpejtësi të lartë. Lëshuar si frena, spoilerët e aileronit vazhdojnë të marrin pjesë në kontrollin anësor të avionit, duke u devijuar në mënyrë asimetrike në lidhje me pozicionin e lëshuar.

Një shembull është paraqitur në figurë. Së pari, spoilerët-aileronët lëshohen për frenim, dhe më pas fillon krijimi i një rrotullimi në të majtë. Në të njëjtën kohë, spoiler-aileron në gjysmë krahu me hekurin e ngritur mbeti në pozicionin e ngritur ose u ngrit edhe më lart, në varësi të shkallës së lëshimit të frenave dhe devijimit të levës së kontrollit të rrotullimit. Dhe spoiler-aileron në gjysmë krahu me hekurin e ulur ulet ose u tërhoq plotësisht (në varësi të të njëjtëve faktorë).

Ndikimi i frenave aerodinamike në shpejtësinë më të mirë.

Zvarritja e krijuar nga frenat aerodinamike është e profilizuar, kështu që jo vetëm rrit tërheqjen e përgjithshme, por edhe zvogëlon shpejtësinë maksimale. Kjo përmirëson stabilitetin e shpejtësisë kur fluturoni me shpejtësi të ulët.

Spojlerët e frenave.

Gjatë vrapimit pas uljes, frenimi i avionit përfshin forcën e tërheqjes, shtytjen e motorit në të kundërt dhe forcën e frenimit të rrotave.

Efektiviteti i frenimit të rrotave varet nga forcat e reagimit të pajisjes së uljes, të cilat përcaktohen nga ndryshimi midis gravitetit dhe ngritjes. Ngritja mund të reduktohet duke ngritur spoilerët në këndin e plotë të devijimit.

Në të njëjtën kohë, forca ngjitëse e rrotave me sipërfaqen e pistës dhe rezistenca e tërheqjes rritet njëkohësisht, gjë që zvogëlon gjatësinë e vrapimit. Në shumë avionë, gjatë frenimit në tokë, përdoren seksione shtesë të spoilerëve (spoilerët e frenave), të cilat nuk funksionojnë gjatë fluturimit. Spoilerët e frenave çaktivizohen kur sensorët në pajisjen e uljes tregojnë pozicionin në ajër të avionit.

Kontrolli i gjurmës.

Kontrolli i drejtimit të avionit kryhet duke përdorur timonin. Një timon kërkohet gjithashtu për:

ruajtja e kontrollit të drejtimit të avionit gjatë asimetrisë së shtytjes;

eliminimi i zhvendosjes anësore gjatë erërave të kundërta gjatë ngritjes dhe uljes;

eliminimi i momentit të dëmshëm të devijimit të aleronëve;

nxjerrja e avionit nga një rrotullim;

kompensimi i rrotullimit të helikës në aeroplanët me një motor me helikë.

Efekti i devijimit të timonit.

Nëse timoni devijohet në të majtë, do të shkaktojë devijimin (kthimin e hundës së avionit) në të majtë. Në përputhje me rrethanat, një rrëshqitje do të ndodhë në anën e djathtë, e cila do të shkaktojë një forcë anësore në keel, duke tentuar të kthejë harkun në të djathtë. Ndërsa këndi i rrëshqitjes rritet, kjo forcë do të rritet derisa të balancojë forcën anësore nga timoni. Më pas, avioni do të ruajë këndin e rrëshqitjes që rezulton derisa timoni të zhvendoset në një pozicion të ri. Nëse timoni kthehet në pozicionin neutral, avioni do të kthehet në gjendjen e tij origjinale me rrëshqitje zero. Kështu, çdo pozicion timon ka këndin e vet të rrëshqitjes.

Ndërprerja e rrjedhës nga keel.

Këndi i rrëshqitjes është këndi i sulmit për keelin. Ashtu si çdo sipërfaqe tjetër, keel ka këndin e vet kritik të stallës. Nëse timoni devijohet për të kundërshtuar rrëshqitjen që rezulton (në drejtim të rrëshqitjes), atëherë këndi kritik i rrëshqitjes zvogëlohet (i ngjashëm me efektin e një përplasjeje në këndin kritik të sulmit të një krahu).

Këndi i ndarjes së rrjedhës nga sipërfaqja aerodinamike varet nga zgjatja e saj.

Këndi i ndarjes së rrjedhës nga fin mund të rritet duke zvogëluar zgjatjen e saj, e cila arrihet duke instaluar një kreshtë dorsale (forefin).

Fluturim me shtytje asimetrike.

Kur një nga motorët dështon në një avion me dy motorë, shtytja e motorit operativ krijon një moment devijimi. Ky moment duhet të kompensohet nga devijimi i timonit. Meqenëse forca e gjeneruar nga timoni është proporcionale me katrorin e shpejtësisë, ekziston një shpejtësi minimale në të cilën efikasiteti i timonit është i mjaftueshëm për të kompensuar çift rrotullues nga motori. Kjo është shpejtësia minimale e kontrollit të avionit -V MC (shpejtësia minimale e kontrollit).

Kufizues i këndit të devijimit të timonit.

Me një sistem kontrolli mekanik të drejtpërdrejtë, devijimi i plotë i pedalit korrespondon me devijimin e plotë të timonit. Kur fluturoni me shpejtësi të ulët, mund të kërkohen kënde të mëdha të timonit, por nëse piloti pa dashje e devijon plotësisht timonin me shpejtësi të lartë, struktura e avionit do t'i nënshtrohet stresit të tepërt. Për të shmangur një situatë të tillë, një pajisje është përfshirë në sistemin e kontrollit të drejtimit që kufizon këndin e devijimit të timonit që korrespondon me devijimin e plotë të pedalit.

Ky kufizim mund të futet hap pas hapi, me një shpejtësi të caktuar, ose lehtësisht në proporcion me shpejtësinë e treguar të fluturimit.

Lidhjet e kryqëzuara.

Në mënyrë tipike, devijimi i timonit duhet të krijojë një moment kontrolli rreth një aksi të caktuar të avionit, por në këtë rast mund të ndodhë një moment rreth një aksi tjetër. Këto lidhje tërthore zakonisht ndodhin në momentet e rrotullimit dhe devijimit.

Momenti i kalimit kur krijoni një rrotull.

Momenti i kthimit zakonisht krijohet nga devijimi i hekurave. Siç është diskutuar tashmë, kjo krijon një moment të dëmshëm të devijimit për shkak të ndryshimit në rezistencën ballore të gjysmë-krahëve. Zvarritja induktive rritet në gjysmë-krahun me hekurin e ulur (duke u ngritur lart), avioni fillon të rrëshqasë mbi gjysmëkrahun e ulur dhe momenti i qëndrueshmërisë anësore fillon të parandalojë krijimin e një rrotullimi.

Momenti i tambimit gjatë lëvizjes së përkuljes.

Kur avioni rrotullohet rreth boshtit normal në të majtë, gjysma e krahut të djathtë ka një shpejtësi më të madhe se e majta dhe, për rrjedhojë, krijon më shumë ngritje. Dallimi në forcat e ngritjes krijon një moment kthimi në të majtë. Ky moment quhet momenti i rrotullimit spirale.

Kur timoni devijohet majtas (për të devijuar hundën e avionit majtas), në fin krijohet një forcë anësore, e drejtuar djathtas. Meqenëse qendra e presionit të keelës është mbi qendrën e gravitetit, krijohet një moment kthimi në të djathtë. Zakonisht ky moment është shumë i vogël, por me një keel të lartë mund të krijojë një listë të pafavorshme. Për të eliminuar këtë efekt, sistemi i kontrollit të timonit/aileronit mund të çiftohet për të devijuar automatikisht hekurat për të kundërshtuar rrotullimin që ndodh kur timoni devijohet.

Prerje.

Një aeroplan shkurtohet kur ruan lartësinë dhe shpejtësinë e ajrit me forcë kontrolli zero. Nëse balancimi kërkon devijimin e sipërfaqes së kontrollit, atëherë piloti duhet të zbatojë forcë në levën e kontrollit për ta mbajtur atë në një pozicion të caktuar. Kjo forcë më pas mund të reduktohet në zero duke përdorur mekanizmin e shkurtimit.

Nevoja për të shkurtuar forcat e ngritjes lind kur:

ndryshimi i shpejtësisë;

ndryshimet në shtytjen e motorit;

duke lëvizur qendrën e gravitetit.

Prerja e prerjes kërkohet kur:

• shtytje asimetrike e motorit;

  kur rrotullimi i helikës ndryshon.

Nevoja për prerje rrotullimi ndodh më rrallë dhe shoqërohet me asimetrinë e avionit ose lëvizjen anësore të qendrës së gravitetit.

Metodat e shkurtimit.

Metodat kryesore të prerjes:

devijimi aerodinamik i veshjes;

devijimi i kontrolluar i stabilizatorit;

zhvendosja e pranverës;

zhvendosja e qendrës së gravitetit;

kompensim zero në mekanizmin e efektit të prerësit (me kontrollin përforcues).

Trimer aerodinamik.

Shtresa aerodinamike është një sipërfaqe e vogël e përkulshme e vendosur në skajin pasues të sipërfaqes së kontrollit. Devijimi i tij kryhet duke përdorur një rrotë ose një çelës elektrik me buton të vendosur në kabinën e pilotit dhe devijohet në drejtim të kundërt me forcën e shtypjes në levën e kontrollit.

Për të mbajtur sipërfaqen e kontrollit në pozicionin e devijuar, prerësja devijohet në drejtim të kundërt derisa momenti i menteshës së prerësit të balancojë momentin e mentezës së sipërfaqes së kontrollit.

Figura tregon se çift rrotullimi (f x D) nga prerësi kundërshton çift rrotullues (F x d) nga sipërfaqja e kontrollit. Kur këto momente bëhen të barabarta, sipërfaqja do të jetë në gjendje ekuilibri dhe forcat në levën e kontrollit do të jenë zero.

Devijimi i makinës prerëse pakëson forcën e krijuar në sipërfaqen e kontrollit.

Prerëse fikse.

Prerëset që nuk kontrollohen gjatë fluturimit mund të instalohen së bashku me skedat e kontrolluara të shkurtimit. Ato janë rregulluar në tokë për të kompensuar asimetrinë e avionit dhe zakonisht montohen në hekura dhe timon. Parimi i funksionimit të tyre është i njëjtë me atë të prerësve të kontrolluar

Stabilizues i kontrolluar.

Ky sistem prerjeje mund të përdoret si me kontroll manual ashtu edhe me përforcues. Për të shkurtuar aeroplanin, këndi i prirjes së stabilizatorit ndryshohet derisa forca në stabilizues të bëhet e barabartë me forcën që ishte më parë në ashensor. Gjatë procesit të ripozicionimit të stabilizatorit, devijimi i ashensorit zvogëlohet pa probleme në pothuajse zero, gjë që siguron që avioni të mbetet i ekuilibruar. Në fund të prerjes, forca në levën e kontrollit do të bëhet zero.

Përparësitë kryesore të këtij lloji të prerjes:

më pak zvarritje në pozicionin e prerë, pasi devijimi i ashensorit është afër zeros;

zvogëlimi nuk zvogëlon udhëtimin e disponueshëm të ashensorit, pasi ashensori praktikisht nuk devijon gjatë zvogëlimit;

ky lloj zbukurimi është shumë efektiv dhe ju lejon të shkurtoni aeroplanin në një gamë më të gjerë rreshtimesh dhe shpejtësish;

Disavantazhi kryesor i sistemit është kompleksiteti dhe pesha e tij e madhe në krahasim me një sistem konvencional të zbukurimit.

Pozicioni i kërkuar i stabilizatorit për ngritje varet nga pozicioni i qendrës së gravitetit dhe tregohet në manualin e fluturimit të avionit. Është shumë e rëndësishme të vëzhgoni instalimin e saktë të stabilizatorit përpara nisjes, pasi instalimi i tepërt i stabilizatorit në një pozicion të ngritur mund të çojë në një ngritje të mprehtë në hundën e avionit dhe bishtin që godet pistën dhe instalimi në zhytja mund të çojë në forca tërheqëse shumë të mëdha në timonin e kontrollit kur krijoni një pozicion ngritjeje dhe, si pasojë, në rritjen e distancës së ngritjes.

Figura tregon se si shkurtimi i një avioni me një zbukurim aerodinamik redukton udhëtimin e disponueshëm të ashensorit.

Në përqendrimin përpara dhe/ose me shpejtësi të ulët, për të balancuar avionin, ashensori duhet të devijohet lart (zgjedha drejt jush). Pra, nëse ashensori ka një rezervë të fuqisë prej 10, atëherë në këtë rast rezerva e fuqisë së timonit për ngritjen reduktohet në 5.

Nëse shkurtimi kryhet me një stabilizues, diapazoni i timonit nuk do të ulet.

Zhvendosja pranverore.

Në këtë sistem prerjeje, forca nga leva e kontrollit hiqet duke rregulluar tensionin e sustës. Nuk kërkohet një makinë prerëse aerodinamike.

Zhvendosja e qendrës së gravitetit.

Kur balanconi dhe shkurtoni një avion duke devijuar sipërfaqet aerodinamike, zvarritja e avionit rritet. Devijimet e kërkuara të balancimit të komandave mund të reduktohen duke zhvendosur qendrën e gravitetit të avionit. Kështu, zvarritja e avionit zvogëlohet dhe diapazoni i fluturimit rritet. Në mënyrë tipike, qendra e gravitetit lëviz duke pompuar karburantin midis rezervuarëve të karburantit në trupin e përparmë dhe të pasmë.

Mekanizmi i efektit të prerësit.

Nëse në sistemin e kontrollit janë instaluar përforcues hidraulikë të pakthyeshëm, atëherë momenti i menteshës nga sipërfaqet e kontrollit nuk transmetohet në levat e kontrollit. Në këtë rast, forcat në leva krijohen artificialisht nga mekanizmat e ngarkimit, në mënyrë që piloti të ndjejë nga forca se sa është devijuar sipërfaqja e kontrollit. Këta mekanizma kanë një funksion të efektit prerës që ju lejon të ndryshoni pozicionin e instalimeve elektrike të kontrollit, që korrespondon me forcën zero në levë.

Tabela strumbullar. Mekanizmat për reduktimin e forcave në levat e kontrollit.