Балансировка рулей

Проверка балансировки рулей. При ремонте аэродинамических рулей и элеронов может быть нарушена их весовая балансировка, что при эксплуатации самолета вызовет вибрации типа флаттер . Во избежание этого после любого ремонта органов управления производят проверку их весовой балансировки на самолете или на стенде. [c.71]

Летательные аппараты схемы бесхвостка обладают двумя принципиальными недостатками, которые вполне способны свести на нет присущие этой схеме достоинства. Первым из этих недостатков является неустойчивость в движении тангажа-тенденция крыла к вращению относительно собственной поперечной оси, если положение точки приложения подъемной силы (центр аэродинамического давления) изменяется относительно положения центра масс. Устойчивость такого аппарата легко обеспечить для некоторого расчетного значения скорости, но при изменении скорости или положения центра давления обеспечение устойчивости представляется довольно сложным. Вторым недостатком схемы бесхвостка является малое плечо поверхностей управления по тангажу. Так как традиционные органы балансировки-рули [c.56]

В проектах винтокрылых летательных аппаратов XX в., помимо привычных самолетных органов управления и балансировки (рули и [c.205]

Представляет практический интерес определение шарнирных моментов, действующих на рули, для аппарата, находящегося в состоянии балансировки. Коэффициент этого момента для рулей высоты находится из уравнений [c.84]

Для управления спускаемым аппаратом имеются элевоны и вертикальные стабилизирующие поверхности, снабженные рулями направления. В хвостовом отсеке установлены ракетные двигатели системы управления и стабилизации и тормозной двигатель. Для балансировки аппарата при [c.128]

Из рисунка также видно, что на скоростях, меньших Vf , путевая балансировка может лимитироваться эффективностью руля направления, а на скоростях, больших Vi,— эффективностью поворота переднего колеса. В диапазоне скоростей Уп.п.к> V > Vi (где V—скорость разбега, Уп.п.к — скорость подъема переднего колеса) при отказе ГТД прямолинейное движение на разбеге осуществляют без применения раздельного торможения колес главных ног шасси. [c.27]

На скорости V< Vi балансировку сохраняют путем увеличения поворота переднего колеса, но при этом боковые силы руля направления и переднего колеса ие будут уравновешиваться. На малой скорости обычно применяют раздельное торможение колес главных ног шасси. Но это малоэффективно после подъема переднего колеса, когда нормальная сила (сила реакции земли) и сила трения малы. [c.27]

Как уже отмечалось выше, рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансиров (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость можно подразделить на статическую и динамическую первая характеризует способность самолета уравновешиваться под действием рулей, а вторая — переходить под действием рулей из одного режима в другой или совершать неустановившиеся маневры. [c.292]

Статическая управляемость самолета характеризуется отклонениями органов управления (ручки, педалей, рулей) и усилиями, прикладываемыми летчиком, при балансировке самолета в различных установившихся режимах полета. [c.293]

Потребное отклонение руля высоты (стабилизатора) для балансировки самолета не зависит от того, каким способом отклоняется руль. Поэтому балансировочные кривые отклонений руля совершенно одинаковы при прямом и бустерном управлении. Но балансировочные кривые усилий получаются разными, так как [c.318]

Момент от прироста подъемной силы (рис. 11.09) пропорционален расстоянию между ЦТ и фокусом самолета, т. е. запасу центровки. Поэтому, при более передней центровке нужен больший рулевой момент для балансировки самолета в криволинейном полете. Следовательно, чем более передней является центровка, тем выше расходы руля и усилий на единицу перегрузки. [c.331]

Развороты при одном работающем двигателе должны выполняться с меньшими углами крена, так как, во-первых, уменьшен запас тяги, а, во-вторых, ход рулей частично израсходован для балансировки. Разворачиваться можно в обе стороны, но развороты в сторону работающего двигателя более безопасны. Дело в том, что разворот в сторону отказавшего двигателя может при недостаточной тренировке летчика получиться чересчур энергичным и вывод из него затрудненным. Шарик пилотажного прибора должен при развороте быть в том же положении, что и в прямолинейном полете. [c.373]

Но этим еще не обеспечивается полная боковая балансировка, так как взаимно уравновешены будут только моменты, но не силы, действующие на самолет. В частности, поперечная сила, возникшая в результате отклонения руля, первоначально ничем не уравновешивается, н под ее действием самолет начнет двигаться вбок, т. е. лететь хотя и без крена, но со скольжением. [c.83]

Обычно руль высоты летчики отклоняли в нейтральное положение или даже в положение, соответствующее балансировке самолета на средней скорости в режиме прямолинейного горизонтального полета, т. е. несколько не доводя его до нейтрального положения. В тех случаях, когда штопор сопровождался колебаниями самолета (например, на больших высотах), летчики нередко отклоняли и руль направления на вывод также в нейтральное положение или лишь несколько дальше. [c.204]

БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА — уравновешивание моментов и сил, действуюш,их на самолет в полете, что достигается отклонением летчиком рулей в такое положение, при котором устойчивый самолет при освобожденном управлении, например руле высоты, летит горизонтально с заданной скоростью. [c.220]

Для осесимметричных конфигураций равновесие (т. е. балансировка аппарата) чаще всего достигается при нулевых углах атаки и скольжения. При массовой асимметрии или отклоненных рулях балансировка может осуществляться при углах атаки и скольжения, отличных от нуля. [c.12]

Неустойчивый самолет, предоставленный сам себе, уходит от исходного состояния равновесия. Для его балансировки необходимо отклонять руль высоты то в одну, то в другую сторону. [c.18]

Рули самолета имеют двоякое назначение они служат для балансировки (уравновешивания) моментов на определенных режимах полета и для временного нарушения балансировки с целью перевода самолета из одного режима полета в другой или выполнения неустановившихся маневров. Соответственно этому управляемость подразделяют на статическую и динамическую, [c.37]

С ростом скоростей полета самолетов при сохранении прямой кинематической связи между командными рычагами управления и рулями (элеронами) интенсивно возрастают усилия, действующие на ручку (штурвал) и педали. При переходе к сверхзвуковым скоростям полета потребные углы отклонения рулей для балансировки самолета нормальной схемы увеличиваются вследствие возрастания устойчивости самолета и уменьшения эффективности рулей. [c.229]

Элероном (рулем крена) называется рулевая поверхность, представляющая часть крыла и предназначенная для балансировки и управления самолетом относительно оси Ох. Наиболее широко на самолетах используются нормальные элероны, представляющие отклоняющиеся части крыла, расположенные на его концах вдоль задней кромки. [c.243]

После балансировки самолета зажимается ручка и держится все время зажатой, а рулю поворотов дают отклонение, после чего педали освобождаются. Испытания на боковую устойчивость следует проводить особенно тщательно при полете на малых скоростях, когда эффективность элеронов мала. [c.230]

У самолетов короткого взлета и посадки с поворотом вектора тяги силовой установки в целях улучшения взлетно-посадочных характеристик целесообразно обеспечить такую его компоновку, у которой получились бы наименьшие затраты хода рулей на обеспечение балансировки, оставляя как можно больший ход рулей на управление самолетом и парирование внешних воздействий. В связи с этим является актуальным размещение поворотных устройств двигателя с поворотом вектора тяги относительно центра массы (ЦМ) и выбор его конструктивных параметров, обеспечивающих наименьшую скорость отрыва (приземления) при нейтральном балансировочном положении руля высоты для различных тяговооруженностей и удельных нагрузках на крыло самолета. [c.189]

При взлете первоначальное положение самолета по углу тангажа определялось подъемом самого трамплина (6 или 9°). Регулировкой продольной балансировки достигались небольшие угловые скорости по тангажу (2.. .3°/с), которые в основном удовлетворительно обеспечивали различные комбинации положения самолета по тангажу и при различных углах атаки. При первоначальных взлетах с трамплина имели место случаи, когда летчики вынуждены были прилагать большие усилия к ручке управления из-за трудности точного демпфирования руля высоты на земле. Все самолеты, совершающие взлет с трамплина,, должны быть оборудованы точными, дублированными и легко управляемыми балансировочными системами. [c.219]

Самым критическим периодом считались первые секунды полета, когда скорость бьша еще небольшой и ракета оказывалась весьма неустойчивой. В это время задачу балансировки ракеты выполняли газовые рули. Затем, когда скорость ракеты возрастала, аэродинамические стабилизаторы помогали газовым рулям, но дальше ракета поднималась на такие [c.149]

Наиболее распространенными являются изгибно-рулевой, крутильно-рулевой и изгибно-крутиль-но-рулевой флаттеры. Все эти формы рулевого флаттера обусловлены динамической неуравновешенностью рулей и упругостью проводки управления. Изгибно-рулевой флаттер сопровождается изгибом корпуса относительно центра масс аппарата и отклонением руля за счет инерционных сил. Крутильно-рулевой флаттер характеризуется отклонением рулей в разные стороны и закруткой корпуса. В этом случае отклонение рулей в разные стороны обусловлено упругостью проводки управления и закруткой самих рулей. Изгибно-крутильно-рулевой флаттер сопровождается изгибом и кручением органов управления. Условием предотвращения этих форм флаттера является полная динамическая балансировка рулей, которая [c.192]

С увеличением числа (1/ ) из-за смещения фокуса (или центра давления) к хвостовой части статическая устойчивость возрастает, поэтому необходимое отклонение руля для обеспечения балансировки летательного аппарата увеличивается. При этом вследствие снижения эффективности рулей на сверхзвуковых скоростях такой угол может еще более возрасти и превысить значения, допустимые по конструктивным соображениям. По этой причине на аппаратах, предназначенных для полетов с больщими скоростями, вместо обычных рулей применяются управляющие органы в виде полностью поворотного оперения или крыльев. [c.82]

Рули являются также средствами балансировки, уравнове-щ и в а и и я моментов, когда равновесие нарущено другими причинами. [c.280]

Если по какой-либо причине у.меньшится статическая устойчивость, то рулев-ой момент для балансировки в новом положения потребуется меньший. Но когда к самолету приложен меньший момент, то он медленнее переходит в новое состояние ра вновееия. Отсюда приходим к важному выводу чем выше статическая устойчивость самолета, тем меньше запаздывание управления, самолет лучше ходит за рулями . Это можно пояснить и иначе чем выше статическая устойчивость (сильнее пружины на рис. 11.18), тем меньше период колебаний, а следовательно, меньше время, затрачиваемое на эти колебания. [c.295]

Балансировочная кривая усилий для того же самолета показана на рис. 12.02. Как видим, при данном положении триммера усилие на ручке рабно нулю при М = 0,81. Это — режим балансировки здесь сбалансирован не только самолет, но и руль, так что летчик может на некоторое время бросить ручку. При других скоростях для продольного равновесия самолета придется прикладывать к ручке усилия. Например, при М = 0,55 нужно тянуть ручку с силой 2,6 кг, а при М = 0,95 — давить с силой 5—6 кг. [c.303]

У самолетов с велосипедным шасси (рис. 14.02) при расположении ЦТ приблизительно посредине между стойками шасси задняя стойка находится позади фокуса самолета и в случае разбега с поднятой передней стойкой самолет был бы продольно неустойчив. К тому же при обычной эффективности руля (управляемого стабилизатора) даже полного взятия ручки на себя не хватает для продольной балансировки. Поэтому до конца разбега перелч-Няя стойка не отделяется, а для придания самолету угла атаки отрыва используется удлинение передней стойки ( вздыбливание ) Или укорочение задней ( приседание ) в конце разбега. [c.345]

При проверке продольной балансировки самолета с выключенным бустером аэродинамический триммер руля высоты устанавливается в такое положение, чтобы для сохранения прямолинейного полета к ручке надо было прикладывать давящие усилия, т. е. чтобы самолет стремился кабрировать. Небольш 1е тянущие усилия допускаются только на очень малых приборных скоростях. Положение триммера, которое обеспечивает такие усилия, называется б а л а н с и р о в о ч н ы м. Оно обычно указывается в формуляре самолета и на самом триммере. Типичная кривая усилий на ручке при отказе бустера руля высоты приведена на рис. 8. [c.63]

Положим, что исходному режиму установившегося полета, т. е. полету, при котором параметры движения самолета (скорость, угол атаки, угол тангажа, перегрузка и т. д.) сохраняются неизменными, соответствуют коэффициент Су и отклонение руля высоты бвбал необходимое для балансировки самолета в этом режиме. [c.176]

Для вывода самолета из режима балансировки с коэффициентом Суц летчик должен отклонить руль вниз (ручку или штурвал отклонить вперед), чтобы преодолеть кабри-рующий момент, возникший вследствие неустойчивости [c.178]

Выше было рассмотрено движение самолета без учета того, что при переходе в режим с % >, кроме изменения балансировки самолета по аэродинамическим моментам, нарушается и баланс сил, действующих на самолет. В частности, на больших углах атаки сильно возрастает лобовое сопротивление, которое уменьшит скорость (число М) полета. При этом неустойчивость самолета может также уменьшиться, а управляемость восстановится, т. е. ее потеря будет временной. Когда число М станет меньше 0,7, пикирующие моменты от руля высоты по абсолютной величине станут больше кабрирующих моментов неустойчивости и самолет интенсивно уменьшит угол атаки и коэффициент Су. [c.179]

Вертикальное оперение — часть оперения самолета, предназначенная для обеспечения самолету путевой балансировки, устойчивости и управляемости. Оно состоит из неподвижного киля и подвижного руля направления. На самолетах, совершающих полет на больших сверхзвуковых скоростях и больших высотах, применяют цельноповоротное вертикальное оперение. [c.244]

Триммеры применяются для снятия нагрузки с ручки штурвала управления 1ЛИ педали) летчика при длительном полете, когда при выработке топлива или асходовании химикатов центр тяжести самолета смещается и происходит изме-ение балансировки самолета. В этом случае летчик вынужден изменить поло- ение рулей и держать их в отклоненном состоянии, ощущая повышенное дав-ение на ручке. Чтобы избежать этого и применяют триммеры. [c.245]

Когда при движении автомобиля на определенной скорости возникает вибрацуия и биение руля - это означает, что нарушена балансировка колес. Рекомендуем балансировать сразу все 4 колеса и обязательно на станции, оснащенной компьютерным оборудованием для балансировки [c.160]

При испытании самолета на балансировку выясняют возможность горизонтального полета с брошенной ручкой на оборотах, меньших на 15%, чем максимальные. Испытания производят на передней и задней центровках, причем устанавливают на горизонтальном полете необходимые обороты мотора, бросают ручку и поворачивают триммер руля высоты (или стабилизатор) до тех пор, пока самолет не начнет лететь горизонтально. Если после этого дать полный газ мотору, то самолет начнет набирать высоту, причем при брошенной ручке скорость не должна достигать минимальной. Если задросселировать мотор, то скорость планирования не должна превышать начальную скорость горизонтального полета больше чем на 20%. При полете на крейсерской скорости с брошенны.м управлением поперечная ось самолета должна оставаться параллельной горизонту, и самолет должен продолжать прямолинейный полет. При свободной педали и убирании газа самолет переходит в спираль, радиус которой не должен быть чересчур малым. [c.231]

Относительная вогнутость (кривизна) /определяет угол атаки при нулевой подъемной силе, коэффициент продольного момента, коэффициент подъемной силы при минимальном профильном сопротивлении и Су max- Большая кривизна выгодна с точки зрения Су max, но для балансировки продольного момента может потребоваться значительное отклонение руля высоты с соответствующим возрастанием сопротивления. Кривизна, обычно, выбирается таким образом, чтобы в нормальном крейсерском полете профиль работал на Су, близком к расчетному. Самолеты акробатической категории имеют небол1>1тто или нулевую кривизну профилей для обеспечения приемлемых характеристик в перевернутом полете. [c.76]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...