Учебник Житомирский (553622), страница 80
Текст из файла (страница 80)
И, наконец, на участках за точками С и О работает только одна большая пружина. На рис. 8.21, ж: 1 — винт; 2 — втулка; 3 — крышка; 4 — гайка; 7— сепаратор; 9 — опорное кольцо; 11 — шайба. М е х а н и 3 м т р и м м е р но го э ф фе кт а (МТЗ) предназначен для снятия нагрузок от ЗМ на рычаг управления Его электромеханнзм реверсивного действия летчик включает нажи мным переключателем на р~ коятке ручки управления (МТЗ в продольном канале управления) или на одном из пультов управления При включении электромеханизма (см рис 816, г) шток 1О МТЗ удлиняегся или укорачивается, перемещая точку А на стыке МТЗ и ЗМ вправо илн влево, давая тем самым пружинам в ЗМ при полной его разгрузке вернуться в нейтральное положение из растянутого или сжатого положения При этом рычаг управления освобождается от нагрузок от ЗМ Степень разгрузки рычага управления от ЗМ определяется летчиком и реализуется им путем периодических включений электромеханизма МТЗ Р у л е в о й а г р е г а т у п р а в л е н и я (РАУ) представляет собой раздвижную тягу и электромеханизм (рнс 821, в, з), при включении которого происходит перемещение выходного звена РАУ (ДС на рис 8 16, г) и изменяется длина 1ас РАУ При перемещении штока РАУ (точки С) происходит перемещение золотника ГУ и отклонение органа управления штоком ГУ Потенциометры обратной связи 12 (см рис 821,з) в РАУ при восстановлении равновесия в электрической ~мостиковой схеме» РАУ и датчика отключают электродвигатель 1 РАУ, золотник ГУ и его шток останавливаются, прекращая отклонять руль Рассогласование мостиковой схемы» датчиком снова приведет к включению РАУ и новому перемещению руля через ГУ Быстродействие такой схемы РАУ и большие усилия, развиваемые ГУ, позволяют использовать ее для улучшения характеристик устойчивости и управляемости самолета и в качестве исполнительного механизма, посредством которого через ГУ система автоматического управления (САУ) самолета (см подразд 862) воздействует на положение рулей Для парирования высокочастотных короткопериодических колебаний самолета по тангажу и рысканию, с которыми летчик вследствие запаздывания его ответных реакций и инерционности механической систсмы управления не справляется, в систему управления вводят автоматы демпфирования (дем пфсры) Действие дсмпферов основано на измерении специальными датчиками угловых скоростей движения самолета н преобразовании измеренных величин ь„, со„и е, в пропорциональные им отклонения рулей, парирующие колсб~ния самолета Прн этом срабатывают РАУ, включенныс в каналы управ ления как исполнитсльныс механизмы демпферов Перемещения их штоков 11 (см рис 821, з) через ГУ отклоняют соответствующие рули При управлении рулями от рычагов управления РАУ, включенныс в проводку управления, работают как жесткие тяги На рис 82! а показана конструкция РАУ Здесь 1 — заектродвигатель 3 — муфта предель ного момента 3 — ведущее колесо.
4 — ведомое колесо, 5 — механический незаклннквающий упор 6 — зубчатая пара„7 — направляющие штока, 8 — микровыкаючатели ограничивающие ход штока У вЂ” кмачок, Ю вЂ” ушловый бит, П вЂ” шток. И вЂ” аотенциометр И вЂ” ведущий вал И вЂ” мектромагннтный стопор Как следует из описания конструкции РАУ„его основным элементом является винтовой преобразователь вращательного движения от двигателя 1 в поступательное перемещение выходного штока 11, принцип работы которого рассматривался выше В многократно резервированной автоматической бортовой системе управле ния (АБСУ) роль РАУ выполняют многоканальные исполнительные механизмы привода, подобно показанным на рнс 816, д и на рис 818, 6 (поз 6), 8 18, в (поз 21) в системах управления самолетом Ил-86 Принцип работы этих агрегатов подобен описанному выше для РАУ 8.6.4.
Конструктивные меры ло обеспечению надежности работы систем управления и повышения безопасности полегов уже рассматривались выше при описании систем управления самолетами и входящих в них агрегатов (см Я 85, 86)* На повышение надежности систем управления и безопас ности полетов работает и то, что в РАУ ход штоков в автоматическом режиме работы РАУ ограничен и он меньше возможного перемещения РАУ как жесткой тяги в системе неавтоматического управления самолетом от рычагов управления для обеспечения возможности парирования отказов (заклинивания штоков) РАУ Повышает надежность систем управления самолетом использование многоканальных исполнительных механизмов приводов В конструкции ГУ для повышения надежности их работы используют многокамерные цилиндры, работающие на один общий выходной шток, с питанием от различных гидросистем, в ГУ используют более надежные в работе плоские золотники вместо поршеньковых, в цилиндрах ГУ устанавливают клапаны кольцевания, которые сообщают полости цилиндров между собой при отказе ГУ, чтобы уменьшить его сопротивление тем ГУ, которые остаются ра ботоспособными Мощность каждого из ГУ при их параллельном включении на один руль (секцию руля) выбирается такой, чтобы при отказе одного (двух) других ГУ у работающего ГУ хватило мощности для отклонения рули Повышению надежности и безопасности полетов способствует также и обеспечение прочности элементов проводки управления н предотвращение вибраций ее частей Значение коэф фициента безопасностями в расчетах на прочность элементов системы управления принято равным двум, что больше, чем для других агрегатов 1 8Л.
П1ОЧНОСть ЭЛКМГНтОВ СИСтКМЫ УП1 ЛВЛГнИЯ, ИХ КОМПОНОВКА И КРЕПЛЕНИЕ 8.7.1. Расчетные величины сил, приложенных к рычагам управления, определяются нормами прочности и зависят от типа самолета Зти силы ограничиваются пределами 1270 2350 Н для ручки, цггурвальной колонки при управлении РВ, 640 1270 Н для ручки, штурвала при управлении элеронами, 1760 2450 Н для педалей прн управлении РН Величины сил Р', прикладь|васчых летчиком к рычагам управления в эксплуатации, определяются величиной шарнирных моментов М, углами откло нения рулей Ь„и перемещсниями рычагов управления Х„„ Величина Ь,/Х„„может быть определена при заданных схеме и размерах элементов проводки управления Величина М' =)"„и определяется величиной 'г"„(Г' ), достигаемой в эксплуатации (см подразд 4 4 5, рис 4 13) Зта величина также задается нормами прочности Значение Р' не должно превосходить значение Ррд 8.7.2.
Расчет на прочность элементов проводки управления. Имея схему и размеры элементов проводки управления, можно из условия равновесия элементов проводки управления найти усилия в каждом ее элементе На рис 8 22, а показана схема участка жесткой проводки управления с указанием размеров ее отдельных элементов при Р'= Р' Тогда из условия равновесия ручки получим Р а — 5,Ь и 5,— Р— К~Р ~ Читателю рекоме«дуется еше раз вернуться к описанию систем уараваення самосчетами Ту И4 н Ил 86 сделав упор на рассмотрение конструктивных мер по повышению надежности зтнт систем н безопасности полетов Из условия равновесия качалки В с ас Я,С= ЯУ~ и Вэ= 5,— = — Р»'= А,Р.
И ЬИ Реакции в шарнире подвески ручки А Р~= Р'+Ю,= Р'( )+ — ). в шарнире подвески качалки В Р~=З +~ =Р'~ 1+ — „' итд На величины этих реакций следует рассчитывать оси ша рни ров, проушины „ро~ . штей нов узлов подвески А, В и других и болты их крепления к элементам каркаса планера. Напряжение в»-й тяге при растяжении 5, КР' с р тюнин ' тягню Напряжение а; должно быть меньше или равно 0,8а,, где коэффициент О8 учитывает ослабление тяг отверстиями под болты и заклепки. Зти же тяги надо проверять на продольный изгиб при сжатии о,~= сл~Е,Я', Здесь В' — момент сопротивления сечения ручки (колонки штурвала).
Для тросов, работающих только на растяжение, усилия в их ветвях определяются но тем же правилам. Зная усилие в тросе, подбирают тип и диаметр тросов по сортаменту. Р' Рис. 8.22. Кинематика элементов несимметричное откяонеиие рулей 342 систем управления, обеспечивающая симметричное и где А=»/»,„— гибкость тяги длиной» (расстояние между направляющими устройствами (см. рис. 8 11, к, л) ); »,„— минимальный радиус инерции сечения; при шарнирном креплении тяг с=1.
Введение Оо' на трубы тяг управления позволяет по графикам быстро проводить такие расчеты. Зная силы„действующие на ручку управления илн колонку штурвала, можно определить и построить действующие в их сечениях поперечные силы Я и изгибающие моменты М. Действующие в сечениях напряжения х и о должны быть меньше х, и о . Так как в процессе управления меняется относительное положение рычагов и качалок (меняются плечи а, Ь, ), то, очевидно, такого рода расчеты должны быть проведены для разных их положений.
Проводка управления обладает упругостью, которая определяет собственную частоту ее колебаний вдоль трассы, т. е. по направлению прохождения управляющих сигналов. Совпадение частот этих сигналов с собственной частотой колебаний проводки приведет к нарушению процесса управления. Рост размеров современных самолетов и удлинение проводки неизбежно приводят к снижению ее жесткости и собственной частоты колебаний. Зто является одной из ~робл~~ проектирования современноЙ ~е~а~ическоЙ ~ро~одк~ и одной из основных предпосылок перехода на электродистэнционные системы. Помимо к~лебаниЙ всей проводки вдоль нее, в отд~л~ны~ тягах или тр~сах могут возникать и поперечные колебания (как в струнах), которые могут возбуждаться вибрациями от двиГателя, тряской самолета при движении по земле и т.
д. Чтобы избежать этих колебаний, частоты собственных колебаний тяг ~ не должны быть равными (быть кратными) числу оборотов двигателя (винта), чтобы не наступил резонанс с возможным (чаще усталостного характера) разрушением тяг. Для тяг, установленных на поддерживающих качалках или в роликовых направляющих и перемещающихся только в осевом направлении, значение ~ можно определить из выражения. где И вЂ” жеСткость тяГ на изГиб; »и — распределенная масса тяги; » — длина тяги; а — коэффициент, зависящий от упругости опор.
8.7.3. Компоновка элементов системы управления. Здесь в дополнение к описанным выше рассматриваются некоторые варианты взаимного расположения, размещения и крепления различных элементов системы управления к силовым элементам каркаса планера. На рнс. 8.22, а показано положение рычагов и качалок при нейтральном положении ручки, которые везде с тягами составляют угол 9О'. При таком их взаимном положении при симметричном отклонении ручки (педалей) достигается симметричное отклонение в обе стороны и рулей Если это правило не соблюдать, а использовать дифференциальную качалку 1 (рис. 8 22, б), то симметричного отклонения рулей не будет.
Гакие качалки применяются в системе управления элеронами 2 для достижения дифференциального отклонения элеронов (вверх на больший угол, вниз — на меньший). Зто необходимо для того, чтобы уменьшить вероятность выхода той половины крыла, на которой элерон отклоняется вниз, на закритические углы атаки, если угол атаки всего крыла и так уже был близок к критическому. Отклоняемый вниз элерон увеличивает угол атаки своей половины крыла. Кроме того, больший угол отклонения элерона вверх позволяет увеличить эффективность его действия при большой кривизне верхней поверхности крыла.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
