Учебник Житомирский (553622), страница 77
Текст из файла (страница 77)
Конструкции винтовых подъемиикон, иснолыуемых н системах унранлеиия за- крылками и подвижным стабилизатором В системах управления с вращательным движением валов проще решаются вопросы компенсации деформации частей планера за счет использования телескопических валов со шлицевыми соединениями и карданов. Однако узлы и детали такой проводки в системах управления самолетом применяют крайне редко Они сложны в изготовлении, требуют большого внимания в эксплуатации, их масса н потребные усилия на рычагах управления быстро растут с увеличенчем размерности самолета, 8.4.4.
Смешанная проводка управления представляет собой комбинации, как правило, гибкОй и жесткой прОводки или комбинации поступательнОй и вращательной проводок управления. Применение комбинированных видов проводки, несмотря на ее усложнение при этом, оправдывается тем, что жесткая проводка с помощью тяг обеспечивает большую простоту эксплуатации и меньшее трение при многократных изменениях направления проводки, а гибкая тросовая проводка на прямых участках имеет меньшую массу и габариты, облегчая компоновку системы управления, При смешанной проводке управления характерны переходы с тросовой проводки на жесткую и наоборот. Одно из конструктивных решений, обеспечивающих такие переходы, показано на рис, 8.
13, б. Ниже на рис. 8.17 будет показано подключение с помощью тросов рулевых машин автопилота и других агрегатов автоматики к жесткой проводке управления. Очень важным моментом для проводки управления является обеспечение ее герметического вывода за пределы гермокабины. Эти вопросы уже рассматривались выше. Так, на рис, 6.25 показано, а на с, 208 описано устройство герметических выводов ряда элементов проводки управления из герметической кабины. ф 8.5. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТАМИ С ДОЗВУКОВОЙ СКОРОСТЫО ПОЛЕТА 8.5 1. Простейшие системы управления.
Схема простейшей системы управления самолетом, состоящей из рычагов управления, органон управления и механической проводки рассматривалась в $ 8.1. На рис. 8.1 были схематически показаны элементы такой системы на самолете с небольшой дозвуковой скОрОстью и дальнОстью полета. На рис. 8. 15, а показана система управления самолета Ил-28 с максимальной скоростью полета $~,„до 900 км/ч, дальностью полета 1,„=2500 км и массой порядка 20 т. Несмотря на сравнительно высокое значение ~,„(большие нагрузки на органы управления), система управления этого самолета представляла собой смешанную проводку управления, связывающую рычаги управления с рулями и элеронами без использования гидравлических или электромеханических приводов — усилителей мощности управляющих сигналов от летчика или автоматических устройств (здесь — от автопилота).
Источником энергии для отклонения органов управления в этой системе оставались мускульная сила летчика нли усилия рулевых машин автопилота. Управление РВ осуществлялось от штурвальной колонки 1 с помощью тросовой проводки, проложенной на роликах 7 по обоим бортам фюзеляжа (для повышения живучести системы управления) до качалок 8 и тяг 9 к РВ. В хвостовой части фюзеляжа слева на борту была расположена рулевая машина (РМ) 4 автопилота (АП), соединенная тросами 10 с проводкой управления РВ.
Управление элерона ми осуществлялось от штурвала (детально конструкция этого 'штурвала показана на рис 8,6, д) с помощью смешанной проводки у р правления: тросами на роликах от штурвальной колонки до заднего лонжерона центроплана и тягами в роликовых направляющих (см. рис. 8.11, к) вдоль к ыла до элеронов. Передача движения от тросов на тяги обеспечивалась кр л креплением тросов к центральной тяге 5 с помощью хомута 6. Здесь же с помощью тросов к тяге 5 подключалась и РМ 4 управления элеронами от АП. Управление РН осуществлялось от педалей 3, которые через вал 2 под полом кабины летчика соединялись тросами в направляющих роликах по правому борту фюзеляжа с качалкой и тягой к РН в хвостовой части фюзеляжа Здесь же к проводке управления подсоединялась и РМ 4 АП, Триммеры РН и элеронов отклонялись с помощью электромеханизмов с электродрстанционным управлением.
Триммеры РВ 15 (рис. 8.1Ь, 6) управлялись из кабины штурвальчиком 12, связанным тросовой проводкой с центральным механизмом И на заднем лонжероне стабилизатора, и далее валами 14 с винтовыми механизмами 11 триммеров РВ 15. Автопилот обеспечи- Рис. 8.15. Система управления дозвукового самолета ~ил с;абилизацию самол"та на задаваемых летчиком (штурманом) режимах по ч "та и испОльзОвалсп при бомбометании 8.5.2.
Развитие систем управлеиия самолетов с высокой дозвуковой скоростью полета. Рззвитие магистральных пассажирских и транспортньи самолетов, сопровождавшееся увеличением их полезной нагрузки и взлетной массы при Ъ' „ж9ОО км/ч, приводило к значительному увеличению ц~арнирных моментов на оРганах УпРавлениЯ М„. Значение М„,= 1'ра (длЯ элсРОнов М„,= У,„а (см. рнс. 4.13, а) ) нельзя уже было существенно уменьшить за счет увеличения плеча до руля выносом ГО на верхню1о часть стреловидного киля (прн этом уменьшалась потребная величина Ур) „увеличения осевой компенсации (уменьшалось значение а) и уменьшения г.",ощади руля (уменьшалось значение 1" ), как это было сделано нг самолетах 1у-134, Ил.62. Управлять вручную только за счет мускульной си;ы с увеличением М становилось все труднее и, наконец, стало практически невозможным. Это привело к тому, что в системах управления самолетом стали появляться гидравлические усиличели мощности управляющих сигналов — гидроусилители (ГУ).
Внедрению ГУ в систему управлении способствовала также необходимость улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолета. Автоматизация сист~мы управления в этих целях также потребовала использования гидравлических (ГУ) или электромеханических усилителей мощности. Упрощенная схема ГУ' показана на рис 8.16, а. ГУ состоит из силового цилиндра 1, в одну из полостей которого в зависимости от положения поясков б управляющего золотника 4 подводится от гидросистем ы через этот золотник гидросмесь с давлением порядка 21 МПа. Противоположная полость цилиндра при этом сообщае~ся с линией слива гндросмеси через корпус золотника 4 в гидробак.
Шток 2 цилиндра ГУ непосредственно (или реже через тяги и качалки) соединен с рулем и, пеоемешаясь под давлением тидросмеси в цилиндре 1, отклоняет руль. При давлении гидросмеси 21 МПа усилие на штоке ГУ достигает десятков кН* . Корпус цилиндра ГУ устанавливается на усиленных элементах конструкции 3 и передает нагрузки от руля на Рис 8 16 Принципиальная схема конструкции 1У Автоматика в системе управлення с ГУ, включениым по обратимой н необратимой схеме ~ Конструкиня и работа гидравлическнх и электромеханич~ских ирнволов изучаются а специальных курсах.
* Предполагается, что давяенис и гидросисхемах перспектмьных самолетов будет значительно боЛЬШ НМ м эти элементы, если ГУ включен в систему управления по необратимои ( с. 816 б) Те чин «по необратимой схеме~ как раз и означает, что и и такой схеме включения ГУ на рычаги управления нагрузка ру притк" передается (при обратимой схемеэ включения ГУ (рис. 8.16, в) — ред .8. 6 в) — пе ается). На рис. 8.16, а стрелками показано перемещение элементов ГУ при управляющем перемещении золотника на ЛХ от рычага управления (РУ) или от системы автоматического управления (САУ). Это позволяет проследить, как осуществляется принцип слежения (соответствия хода штока 2 Г ре поясков 5 золотника 4 от РУ (САУ) ) в системе управления с ГУ.
При обратимой схеме включения ГУ летчик сохранял ощущение нагрузок от рулей, но и имел возможность управлять рулями при отказе ГУ. Такая схема включения ГУ использовалась при сравнительно небольших значениях М и обеспечивала безопасность полета при отказе ГУ. Однако с увеличением надежности работы ГУ и увеличением значений М,„на рулях схема включения ГУ в систему упра вления по необратимой схеме стала практически единственной. Воз астание сложности системы управления.
При необратимой схеме включения ГУ для имитации нагрузок на рычагах управления, возрастающих с увеличением угла отклонения рулей и скоростного напора д, в систему управления надо было вводить загрузочные механизмы (ЗМ), а для снятия этих нагрузок с рычагов управления при отклоненных рулях — механизмы триммерного эффекта (МТЭ) (рис. 8,16, г) . При изменении режимов полета (изменении величин скоростного напора) надо менять передаточные отношения от рычагов управления к рулям и загрузочным механизмам, вводя в систему управления автоматы регулировки управления (АРУ) и (или) автоматы регулировки загрузки (АРЗ) для изменения плеч а и Ь к ЗМ и ГУ (см рис.
8.16, г, где функции АРУ и АРЗ совмещены в Одном агрегате). И, наконец, для улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолета в систему управления стали вводить демпферы, исполнительным механизмом которых являются рулевые (раздвижные) агрегаты управления (РАУ). Особенно важно это было для улучшения боковой устойчивости (для парирования короткопериодических боковых колебаний самолета) . Воз астание сложности систем управления самолетами определялос и тем, что они (для обеспсчснии работы системы) Обрастали множеством датчиков, вычислителей, электромсханизмов и других исполнительных меха. иизмов, а также проводками, обеспечивающими их питание энергией.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
