Файл: Конструкция летательных аппаратов учеб. пособие для студентов инженер.-экон. фак.pdf

Осевая аэродинамическая компенсация осуществляется смещением оси вращения назад от носка руля (рис. 7.9,«). Тогда, согласно (7.1), Мшуменьшается из-за уменьшения раз­ ности (х д — Л'0).

Рис. 7.9. Схема осевой а и внутренней б аэродинамической компенсации.

Степень осевой компенсации оценивается долей площади

руля, лежащей впереди оси вращения <S или х Обычно

■jp

степень осевой аэродинамической компенсации не более 28—30%, так как при большей ее величине наступает перекомпенсация — центр давления руля может оказаться впереди осп вращения и шарнирный момент изменит знак. Такое явле­ ние вызывается, главным образом, выступанием носка руле­ вой поверхности в поток (рис. 7.10).

Рнс. 7.10. К пояснению иерекомпепсацпи руля.

Более эффективной является внутренняя аэродинамическая компенсация, которая чаще всего применяется на элеронах (рис- 7.9,6). Носок элерона находится в хвостовой части кры­ ла и соединен со стенкой крыла воздухонепроницаемой диа­ фрагмой, которая препятствует перетеканию воздуха из зоны

13 2

повышенного в зону пониженного давления. Этим достигается более эффективное уменьшение/Иш. Поскольку стабилизатор и киль тоньше крыла, то применение внутренней аэродинамиче­ ской компенсации может не обеспечить потребных углов от­ клонения рулей.

Сервокомпенсатор представляет собой малую часть по­ верхности руля, расположенную у его задней кромки, которая автоматически отклоняется в сторону, противоположную от­ клонению руля, па угол, пропорциональный углу отклонения руля. Момент аэродинамической силы сервокомпенсатора уменьшает шарнирный момент. На рис. 7.11 показана принци­ пиальная схема кинематического сервокомпенсатора. Угол от­ клонения сервокомпенсатора пропорционален утлу отклонения руля, причем Мш> 0 .

плечу рычага подходит тяга 4, проводки управления, а второе плечо рычага зажато между двумя пружинами 5, имеющими предварительную затяжку (пружина вставлена в корпус б в предварительно сжатом состоянии). Сервокомпенсатор остается в нейтральном положении относительно руля до тех лор. пока усилие со стороны рычага 3 не превзойдет усилия

133

управления. Бустер обычно выполняется в виде гидра 'ли-,е ского усилителя, который состоит из распределительного устройства и силового цилиндра.

Летчик, отклоняя командные рычаги, управляет распреде­ лительным устройством, которое регулирует поступление жид­ кости к силовому цилиндру. На рис. 7.13 представлена прт ■

ципиальпая схема системы управления рулем с гидра илим­ ским усилителем.

Рис. 7.13. Принципиальная схема гидроусилителя: а) — нейтральное положение, б) — движение ручки на себя, в) — переход агручное yupui леине: 1 — линия слива; 2 — шток золотника; 3, б — тяги, 4 — кор ту золотнпиа; 5 — силовой цилиндр; 7 — линия подачи жидкости.

I X

§4 . ДОПОЛНИТЕЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ

Дополнительное управление — это управление средствами механизации, шасси, тормозами колес, поворотом передней ноги шасси, перестановкой стабилизатора и т. п.

Все перечисленные агрегаты используются на отдельных этапах полета, как правило, кратковременно. Поэтому допол­ нительное управление характеризуется кратковременностью действия. Вторая характерная черта дополнительного управ­ ления — необратимость, заключающаяся в отсутствии переда­ чи усилии от управляемого агрегата к летчику. Это результат того, что исполнительные функции по перестановке агрегатов выполняются специальными устройствами, использующими энергию бортовых источников.

Рассмотрим основные типы и особенности применения на самолетах различных энергосистем.

Гидравлическая система, или кратко гидросистема, являет­ ся одним из наиболее распространенных типов энергосистем.

Гидросистема может быть условно разделена на два основ­ ных участка: сеть источников давления и сеть потребителей гидросистемы (рпс. 7.15).

I T

Рис. 7.15. Принципиальная схема гидравлической системы с насосом

137

Сеть источников давления состоит из гидравлических на­ сосов, обеспечивающих питание потребителей и гпдроаккумуляторов.

Гпдроаккумуляторы, разряжаясь при включении потреби­ телей. обеспечивают более быстрое их срабатывание.

Регулирование давления в гидросистеме осуществляется специальными устройствами, определяющими режим работы насосов в зависимости от давления в гидросистеме. Для си­ стем с постоянной производительностью насосов эту роль вы­ полняют автоматы разгрузки.

Гидросистема предназначается для выполнения разнооб­ разных функции дополнительного управления, например:

—уборки и выпуска шасси;

—торможения колес основных стоек шасси;

—управления поворотом передней по: и шасси;

—выпуска и уборки средств механизации;

—управления стеклоочистителями и др.

Рабочая жидкость гидросистемы должна обладать ста­ бильными показателями вязкости при изменении температур, хорошей смазывающей способностью, иетокснчностыо, ней­ тральностью к материалам уплотнении и аптикоррознйпостью. Этим требованиям достаточно полно удовлетворяет минераль­ ное масло АМГ-10, являющееся продуктом перегонки нефти с добавками загустителя, протпвоокнелителя и красителя.

Газовые системы применяются главным образом как вспо­ могательные энергетические системы.

Газовые системы имеют участки питания и участки потре­ бителей энергии (рис. 7.16). Участки питания бывают двух типов: баллонные и баллонно-компрессорные.

В нервом случае основным источником энергии является сжатый газ, находящийся в баллоне, заряжаемом на земле. Обычно энергоемкость такой системы достаточна только для выполнения некоторых задач аварийного управления.

Баллонно-компрессорная система питания имеет в качестве основного источника энергию сжатого воздуха, находящегося в баллоне.

Голь компрессора сводится к подзарядке баллона и под­ готовке его к обеспечению управления потребителями.

По сравнению с гидравлической системой газовая система обладает большей автономностью, пожаробезопасностью, большей быстротой срабатывания-

138

Однако по энергоемкости и возможности устройства следя­ щих приводов, благодаря несжимаемости жидкости, гидравли­ ческая система имеет неоспоримые преимущества перед га­ зовой.

Электрические системы все шире используются в качестве основных энергосистем дополнительного управления самоле­ тов. благодаря простоте и большим возможностям автомати­ зации процессов управления. Привод агрегатов самолета про­ изводится от электродвигателей, использующих энергию бор­ товой электрической сети.

§ 5. МЕРОПРИЯТИЯ ПО ПОВЫШЕНИЮ НАДЕЖНОСТИ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

Основными мерами по повышению надежности безбустер- 11ых систем управления нескоростмых самолетов являются:

1.Достаточные запасы прочности элементов проводки.

2.Такое размещение проводки, при котором практически отсутствует вероятность попадания в нее посторонних пред­ метов.

3.Проводка управления должна быть проложена в местах, удобных для обзора, проверки и проведения регламентных работ.

139

Эти же мероприятия обеспечивают надежность проводки и в бустерных системах управления. Однако в этих системах надежность определяется не проводкой, а самими гидроусили­ телями и гидросистемами, которые их питают.

Пока надежность гидроусилителей была относительно низ­ кой, на самолетах предусматривалась возможность перехода на аварийное управление с помощью мускульной силы летчи­ ка. Чтобы ручное управление было возможным, необходимо сохранить аэродинамическую компенсацию, триммеры и весо­ вую балансировку рулей.

С увеличением скоростей полета и особенно для сверхзву­ ковых самолетов переход на аварийное ручное управление стал невозможным. Поэтому основным способом повышения надежности системы управления стало резервирование бусте­ ров и гидросистем. Сущность резервирования заключается в том, что для перемещения органов управления используют­ ся многокамерные (двух- и трехкамерные) гидроусилители, которые имеют два пли три силовых цилиндра, работающих на общин шток. Каждая камера (цилиндр) такого гидроуси­ лителя питается независимой гидросистемой, а движение поршня регулируется независимым распределительным золот­ ником.

Многокамерный гидроусилитель сохраняет работоспособ­ ность до тех пор, пока нормально работает хотя бы один его капал.

На современных тяжелых самолетах с необратимым бустерным управлением для повышения надежности системы управления применяется также разделение рулевых поверх­ ностей па секции, каждая из которых приводится независимы­ ми гидроусилителями, а питание их осуществляется от неза­ висимых гидросистем.

Современные скоростные, особенно сверхзвуковые самоле­ ты, часто имеют настолько неблагоприятные собственные ха­ рактеристики устойчивости и управляемости, что это приводит к необходимости автоматических систем улучшения этих ха­ рактеристик. Отказ автоматических систем приводит к потере устойчивости и управляемости самолета. Чтобы повысить на­ дежность управления, эти системы также многократно резер­ вируются (известны системы с трех- и четырехкратным резер­ вированием).

140

Г Л А В А 8

ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА ЧАСТЕЙ КОНСТРУКЦИИ САМОЛЕТА

ОТ ЭКСПЛУАТАЦИОННО ТЕХНИЧЕСКИХ ТРЕБОВАНИЙ

В предыдущих главах неоднократно подчеркивалось, что вес частей конструкции летательного аппарата и его взлетный вес зависят от назначения и технических характеристик лета­ тельного аппарата, полный перечень которых содержится в ЭТТ. В данной главе эта взаимосвязь рассматривается более подробно.

§ I. ЗАВИСИМОСТЬ ОТНОСИТЕЛЬНОГО ВЕСА ДВИГАТЕЛЬНОЙ УСТАНОВКИ ОТ ЭТТ

Относительный вес двигательной установки определяется выражением (см. гл. 1, § 3)

Для дальнейших рассуждении необходимо кратко рассмот­ реть особенности характеристик авиадвигателей иа примере наиболее распространенного в настоящее время в ГА двух­ контурного ГРД (ДТРД).

Характеристиками двигателя называются закономерности изменения тяги и удельного расхода топлива в зависимости от скорости полета, высоты полета (высотно-скоростные харак­ теристики) н степени дросселирования (дроссельные характе­ ристики) .

141