Углы отклонения рулей самолета

Углы отклонения рулей самолетов [c.229]

Анализ большого числа полетов различных самолетов на штопор показывает, что многие летчики обычно не пользовались указанным выше стандартным методом вывода из штопора не только на современных, но даже и на старых самолетах. Не выдерживались не только рекомендованные в этом методе интервалы между отклонениями руля направления и руля высоты на вывод, но и абсолютные величины углов отклонения рулей. Практически летчики отклоняли рули с меньшим интервалом, а часто даже одновременно (рис. 34). [c.201]

БАЛАНСИРОВОЧНЫЕ КРИВЫЕ — зависимость углов отклонения рулей от угла атаки крыла или от коэффициента подъемной силы самолета. [c.220]

Запас рулей — разность между конструктивно возможным и максимально потребным для управления самолета на данном режиме полета углами отклонения рулей и элеронов обычно составляет 25—30% их возможного отклонения до упора. Чем больше запас рулей, тем лучше управляемость самолета на малой скорости полета. [c.41]

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]

Устойчивость, маневренность, управляемость. Для суждения о статич. устойчивости самолета производят полет на нескольких скоростях ка горизонталях, подъемах с полным газом и планированиях на малом газе при разных центровках (нормальной, передней и задней). Во время каждого режима регистрируют угол отклонения руля высоты и скорости полета. Характер балансировочной кривой, т. 6. кривой зависимости угла отклонения руля высоты от скорости для данной центровки и режима полета (полный газ, планирование, горизонталь), указывает на степень статической устойчивости самолета (фиг. 4). Балансировочная кривая 1— статически устойчивый самолет, кривая 2 —статически неустойчивый самолет. [c.230]

Площадь рулей составляет обычно 23—28% от поверхности соответствующего горизонтального или вертикального оперения. Степень эффективности оперения при данной площади его и форме в плане и в профиле проверяется путем экспериментов с моделями Д. в аэродинамич. трубе. При испытании модели оперенного Д. (под разными углами наклона продольной оси модели по отношению к направлению потока и при разных углах отклонения рулей направления и высоты) определяются также и возникающие в оперении и в самом корпусе Д. нагрузки от аэродинамич. сил, действующих на Д. в полете. Расчет оперения на прочность производится по методам, принятым при расчете оперения самолетов, с учетом способа крепления оперения к оболочке. Запас прочности — 5. При расчете нагрузка на оперение принимается на основании данных испытания на распределение давления воздуха по оперению модели Д. в аэродинамич. трубе или Д. в натуру, [c.396]

Задача захода на посадку и посадки на авианосец является уникальной, поскольку она обусловлена внешними условиями, характеристиками авианосца и характеристиками системы летчик — планер — двигатель . Кроме требований прочности самолета и его элементов при посадке предъявляются весьма жесткие требования по летным характеристикам и пилотажным качествам. Для обеспечения хороших характеристик при посадке летчик должен производить точные изменения по тангажу и крену для координированного исправления ошибок по глиссаде и курсу. Важным фактором при посадке является устойчивость самолета на траектории, т. е. по скорости — тяге. Воздушная скорость должна изменяться только путем продольного управления самолетом при постоянном положении ручки управления двигателем (РУД). Требуется, чтобы самолет обладал возможностью маневрирования на постоянном режиме тяги при незначительных изменениях угла атаки и чтобы потребная тяга уменьшалась при увеличении угла атаки и увеличивалась при его уменьшении. Это дает возможность вносить необходимые исправления глиссады с помощью продольного управления, исправлять угол атаки до требуемых значений, а затем исправить тягу с помощью положения РУД. Существенно облегчает летчику пилотирование на посадке применение автомата тяги. Входными сигналами для автомата тяги являются изменения угла атаки, нормального ускорения и угла отклонения руля высоты. Они поступают в вычислительное устройство автомата тяги. Автомат тяги обеспечивает такое автоматическое изменение тяги двигателя, которое приводит к выдерживанию требуемого угла атаки — воздушной скорости в процессе маневрирования на глиссаде и по курсу. [c.58]

Определяющими режимами для выбора максимального угла отклонения руля высоты вверх является взлет и посадка при передней центровке. Обычно этот угол равен 25. ..30 градусов. Определяющим режимом для выбора максимального угла отклонения руля высоты вниз является вывод самолета иа безопасные углы атаки в случае сваливания самолета. Обычно максимальные углы отклонения руля высоты вниз лежат в пределах [c.88]

Характеристики устойчивости самолета (рис. 23 и 24) определены расчетом. Балансировочные кривые (рис. 23) для моторного полета и планирования показывают зависимость между углами отклонения рулей высоты и изменением угла атаки крыла. По этим кривым можно определить достаточен ли запас рулей для выполнения фигур высшего пилотажа. Кривые, представленные на рис. 24, характеризуют устойчивость самолета. Величина tgx является мерой устойчивости самолета для каждого класса самолетов эта величина имеет некоторое среднее значение. [c.25]

Проверить правильность углов отклонения рулей согласно нивелировке самолета. [c.160]

Из последовательного рассмотрения всех этапов траектории полета видно, что самолет, снабженный автопилотом с обратной связью, при отклонении от заданного курса будет совершать затухающие колебания (см. фиг. 357,е). Углы отклонения рулей будут пропорциональны углам отклонения самолета от курса. [c.438]

В реальных условиях полета получить максимальные перегрузки, приведенные на рис. 1.14, невозможно, так как Су увеличивается не мгновенно и скорость самолета при этом успевает несколько уменьшиться. Это объясняется инертностью самолета, некоторыми характеристиками его устойчивости и ограниченной несущей способностью оперения. На самолетах, где в системе управления отсутствуют усилители, физические возможности летчика накладывают ограничения на углы отклонения рулей, что также приводит к снижению максимально возможной перегрузки. [c.19]

Сопоставляя понятия устойчивости и управляемости самолета, можно сделать вывод, что они в известной мере противоположны. Устойчивость есть способность самолета сохранять заданный режим полета, а управляемость —изменять его. Вместе с тем между этими характеристиками существует теснейшая связь. Она заключается в том, что с повышением устойчивости самолета при прочих неизменных условиях увеличиваются углы отклонения рулей, необходимые для изменения режима полета. В соответствии с этим требуется рычаги управления перемещать на большую величину и прикладывать к ним большие усилия. При больших потребных отклонениях рулей могут быть ограничены маневренные возможности самолета. При больших усилиях на рычагах управления [c.117]

Из этого следует два важных практических вывода. Во-пер вых, при перегрузке, меньшей единицы и близкой к нулю, скорость может быть уменьшена до очень малых величин (например, в верхней точке петли Нестерова или при выводе иа горки по прямой, отдачей ручки от себя). Во-вторых, при непроизвольной потере скорости летчик должен прежде всего обеспечить сохранение угла атаки в нормальных пределах (несколько единиц по указателю), не допуская скольжения и неконтролируемого отклонения рулей. Самолет в этом случае сам перейдет на нисходящую траекторию и начнет увеличивать скорость. [c.358]

В случае замены одной или нескольких тяг обязательной проверке подлежат углы отклонения органов управления и регулировка длины тяг управления. При этом нейтральное положение рычагов в кабине должно соответствовать нейтральному положению рулей. Величина углов отклонений должна сверяться с данными нивелировочной схемы, прилагаемой к формуляру самолета. [c.165]

Электрические сигналы отклонений самолета по углу, угловой скорости и угловому ускорению, полученные с датчиков, усиливаются электронными или электромашинными усилителями, подаются на рулевые машины, которые перемещают соответствующие рули самолета. [c.243]

Накренение при отклонении руля направления. Самолет накреняется в ту же сторону, куда отклонен руль. Накренение возможно лишь при наличии поперечной устойчивости, так как вызывается моментом крена от скольжения, создаваемого рулем направления. Это явление используется для поперечного управления на больших углах атаки, когда эффективность элеронов недостаточна и к тому же ослабляется вредным заворачиванием, описанным выше. [c.340]

Уборка закрылков в воздухе (после взлета или ухода на второй круг) вызывает уменьшение подъемной силы, что приводит к проваливанию самолета или уменьшению угла подъема. Поэтому в целях обеспечения безопасности инструкциями предусматривается для каждого типа самолета минимально допустимая высота уборки закрылков. Теоретически возможно избежать прова-ливания , если компенсировать уборку закрылков соответствующим отклонением ручки управления на себя. Однако практически трудно добиться полной одновременности увеличения подъемной силы за счет отклонения руля высоты и уменьшения ее, вызываемого уборкой закрылков, особенно при быстрой уборке последних. К тому же быстрое отклонение руля высоты может вызвать заброс угла атаки и создать опасную ситуацию. [c.348]

Отклонение траектории вниз приводит к увеличению угла атаки, и самолет в силу своей продольной устойчивости о пускает нос, т. е. стремится сохранить угол атаки, поворачиваясь вслед за траекторией. С помощью руля высоты оказывается невозможным прекратить потерю высоты при потере скорости. [c.353]

В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты (управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки. При сверхзвуковых скоростях вследствие значительного увеличения степени продольной статической устойчивости самолета и уменьшения эффективности руля высоты (стабилизатора) даже полным отклонением штурвала или ручки на себя самолет обычно уже не может быть выведен на критические углы атаки, если при этом нет крена и рыскания. [c.167]

Руль направления при выводе из сваливания рекомендуется так же, как и элероны, удерживать в нейтральном положении до тех пор, пока летчик по прекраш,ении срывной тряски и уменьшении перегрузки не убедится, что самолет перешел в режим нормальных летных углов атаки. Бели летчик отклонит руль направления против крена и разворота одновременно с отклонением руля высоты, то при резком сваливании самолет может оказаться в положении, близком к положению на спине при закритических отрицательных углах атаки. А отклоненный руль направления будет способствовать последуюш,ему сваливанию самолета в перевернутый штопор. [c.192]

Аэродинамические статические моменты возникают за счет изменения угла атаки или угла скольжения вследствие нарушения равновесия самолета под воздействием возмущения (порывы воздуха, отклонения рулей и др.). [c.36]

Максимально потребный угол отклонения руля направления определяется у одномоторных самолетов — из условий обеспечения перевода самолета из одного виража (крена) в другой у многомоторных самолетов, имеющих двигатели на крыльях, — из условия получения необходимого угла скольжения при полете с несимметричной тягой в случае остановки одного двигателя. [c.41]

При проверке органов управления самолетом проверяют работу элеронов, рулей, триммеров как от ручки управления и педалей, так и от автоматической системы пилотирования, углы отклонения органов управления, усилия на ручку и педали, давление в гидросистеме бустерного управления и блокировку ножного управления с тормозами колес. При этом особое внимание обращают на зазоры между движущимися частями тяг, качалок и тросов взаимодействие механизмов с органами управления запас резьбы в хвостовиках тяг и тендерах (проверяют контрольное отверстие иглой) отсутствие люфтов в тягах, качалках и других соединениях усилия натяжения тросов и пр. Усилия при отклонении [c.74]

Сравнительный график показывает изменение коэффициента подъемной силы крыла С в зависимости от угла атаки. У крыла большего удлинения кривая идет круче, или. применяя научную терминологию. С выше. Это означает, что не-больи]ое изменение угла атаки при отклонении руля высоты вызывает значительное увеличение подъемной силы — самолет, таким образом, лучше реагирует на отклонение рулей, растет его управляемость. [c.95]

На фиг. 356,е изображен путь самолета, управляемого подобным стабилизатором курса самолет совершает незатухающие колебания около заданного курса. Следует отметить, что в описанной схеме руль поворота самолета перекладывается на свой максимальный угол независимо от величины угла отклонения самолета от курса. [c.435]

В следующий момент (см. фиг. 357,в) пневматическое реле и распределительный золотник будут приведены в нейтральное положение. Рулевая машинка отклонила руль поворота самолета на угол Р, пропорциональный углу отклонения самолета а. Самолет поворачивается влево. [c.436]

Са.молеты, недостаточно устойчивые, требуют очень малых отклонений рулей и малых усилий, что ухудшает чувство управления и точность управления. Совсем плохо, когда самолет статически неустойчив дестабилизируюш ие моменты приходится уравновешивать отклонениями рулей, обратными обычным, это пол ностью нарушает чувство управления , делает отклонения и усилия неестественными, а нередко снижает безопасность полета. Примерами (о и рассматриваются в следующих главах) являются обратная реакция по крену на отклонение руля направления при поперечной неустойчивости самолета необходимость обратного действия рулем высоты при появлении продольной неустойчивости на больших углах атаки. [c.293]

Аэродинамический триммер служит для полета без бустера, однако им нужно уметь пользоваться. Рассмотрим несколько упрощенную схему работы триммера. Пусть самолет был сбалансирован в прямолинейном полете триммером, который затем был отклонен, например на кабрирО ва-ние. Если не прикладывать к ручке никакого усилия, то отклонение триммера вызовет отклонение руля высоты до нового равновесного положения, что повлечет за собой определенное изменение угла атаки самолета и перегрузки. На дозвуковой скорости при отклонении триммера вниз (рис. 9) аэродинамическая сила будет приложена не только к триммеру (сила Рх ), но и к рулю (сила Р ) вследствие перераспределения давления на задней части руля. Мо- [c.65]

В процессе дальнейшего разбега по мере увеличения скорости происходит рост подъемной силы, а также сопротивления, создающих кабрирующие моменты. Продольное равновесие, установленное в первой стадии разбега, нарушается, и появляется тенденция самолета к кабрированию. Одновременно повышается эффективность отклоненного руля высоты. Поэтому для поддержания постоянного продольного угла в конце разбега летчику приходится отклонять ручку управления от себя, причем иногда довольно энергично, иначе самолет отделяется от земли не плавно, а как бы прыжком. [c.134]

Оптимальные углы отклонения закрылков. Для современных самолетов закрылки при взлете отклоняются на 25—30° независимо от тяговооружеи-ности. Отклонения закрылков на углы свыше 25—30° не производятся на самолетах с большой тяговооруженностью. Объясняется это ухудшением разгона самолета после отрыва, понижением эффективности рулей, а также существенным уменьшением подъемной силы после уборки закрылков, что опасно при взлете. [c.24]

Стреловидность. Критическое число Мкрит оперения должно быть больш Мирит крыла, чтобы на всех возможных для самолета режимах полета обеспс чить достаточную устойчивость и управляемость. Между тем при отклонени рулей увеличивается вогнутость оперения, что приводит к уменьшению М р1, оперения. Все это вызывает необходимость применять оперение с большими угле ми стреловидности и меньшей относительной толщиной, чем у крыла. [c.246]

Управляемостью самолета называется способность его переходить из одного режима полета в другой под действием рулей. При испытаниях на управляемость летчик должен осветить следующие вопросы 1) Легкость управления, оцениваемую по нагрузкам на ручку и педали при всех эволюциях, присущих данному самолету. Наибольшие усилия на руль глубины возникают при планировании на больших углах атаки при передней центровке, на элероны — при больших ско- )0стях полета, на руль поворота — при боль-1ПИХ скоростях полета с мотором, работающим на полном газе. 2) Запас рулей определяется иеиспользовадным углом отклонения их сверх потребного для выполнения эволюций. Нормальным запасом рулей считают 23—50% от возможного их отклонения. Запас руля высоты определяется обычно из условий посадки с предельно-передней центровкой прп полном открытии щитков и из условий поднятия хвоста н-а взлете. Запас элеронов может быть выявлен при перекладывании самолета из одного виража в другой, а также при полете в болтанку на больших углах атаки. Запас руля поворотов можно оценить на взлете при перекладывании из одного виража в другой, на скольжении, а у многомоторных самолетов при полетах с несимметричной тягой винтов. В случае остановки одного из боковых моторов д. б. возможен не только прямолинейный полет, ио и разворот в любую сторону. При этих испытаниях одновременно определяется возможность полета без снижения и потолок самолета с одним остановленным мотором. [c.231]

В конечном виде этот ракетоплан вьплядел так. Конструкция — цельнодеревянная, фюзеляж — фанерный моно-кок, оклеенный полотном, крыло - многолонжеронное с фанерной обшивкой, оперение — фанера в 2 миллиметра, рули и элероны с полотняной обшивкой, баки-баллоны — сварные из хромансиля, шасси — с колесами малых размеров, убираемое пневматически в крыло в направлении оси самолета. Для уменьшения посадочной скорости на задней кромке крыла на участке между бортом фюзеляжа и небольшим элероном устанавливались посадочные щитки Шренка с углом отклонения 50°. Хвостовое оперение нормальное, стабилизатор расчален к фюзеляжу и килю. Небольшие круглые шайбы вертикального оперения на концах стабилизатора были установлены уже после постройки опытного самолета в процессе аэродинамических и летных испытаний. Элероны, [c.281]

Основные недостатки нелинейное изменение поперечного и шарнирного моментов при отклонении интерцепторов, запаздывание действия и потеря эффективности при полете самолета на спине , возможность обратного действия (реверса) интерцепторов при весьма малых и больших углах отклонения его, уменьшение величины подъемной силы крьша при вьшуске интерцептора и последующая потеря высоты. Последний недостаток для легких сакюлетов практически не имеет значения. В специальных летных экспериментах [20] было установлено, что потеря высоты не превышает 0,3 м/с. Это соизмеримо с потерей высоты, например, при неправильном отклонении руля высоты во время разворота и выхода из него. [c.80]

Типичным примером обстоятельных исследований такого плана было проведенное В. С. Ведровым и Ю. К. Станкевичем [30] исследование штопора самолета Р-5 с рулями различной формы, сменявшимися в целях оптимизации вывода самолета из штопора. В работе [31] ученые и летчик-испытатель Станкевич показали возможность исследовать не только сам штопор, но и процессы входа в него, методы предотвращения сваливания, разнообразные сочетания последовательности отклонения рулей и углов отклонения, изменения режима работы двигателя и др. Исследования штопора вызвали необходимость разработки приборов-самописцев для синхронного измерения таких параметров, как три компоненты угловой скорости и перегрузка, которые вместе с отклонениями рулей позволяли анализировать динамику самолета при вводе в штопор и различных способах вывода из него. В дальнейшем измерение усилий, прикладываемых летчиком к рычагам управления, дало возможность сопоставить усилия с возможностями человека, оценить соответствие знака и величины усилия прогнозируемым. [c.327]

Трапециевидное неразъемное прямое крыло самолета БИ имело конструкцию кессонного типа. Кессон состоял из десяти отдельных лонжеронов, склеенных между собой через накладки, идуыще по всему размаху крыла — по верхнему и нижнему теоретическому контуру. Для уменьшения посадочной скорости на задней кромке крыла на участке между бортом фюзеляжа и небольшим элероном устанавливались посадочные цщтки Шренка с углом отклонения 50 . Хвостовое оперение самолета — обычного типа, но с тремя особенностями расчалки между килем, стабилизатором и фюзеляжем круглые вертикальные шайбы на концах стабилизатора, подфюзеляжный киль, в который убиралась хвостовая опора шасси самолета. Шайбы на концах стабилизатора были установлены уже после постройки опытного самолета в процессе аэродинамических и летных испытаний по предложению И. Ф. Флорова. Элероны, рули и закрылки имели металлический каркас, обшитый полотном (рис. 3). [c.405]

Для обеспечения установившегося полета тенденция к возникновению кабрирующего момента самолета схемы бесхвостка парируется путем отклонения законцовок крыла с целью уменьшения угла атаки по сути дела, в этом случае законцовки крыла используются как рули высоты, постоянно отклоненные вверх, вместо отклонения рулей высоты или элевонов. [c.57]

Работа автопилота типа АП-42 основана на том, что чувствительный элемент дает сигнал, пропорциональный величине угла отклонения самолета от курса сигнал управляет рулевой машинкой, а механическая связь рулевой машинки с чувствительным элементом выполняет роль обратной связи. Электричество позволяет значительно проще выполнить схему обратной связи в виде электрического сигнала, поступающего от рулевой машинки. В электрическом автопилоте применение несложных и небольших по объему диференцируюших устройств позволяет ввести в формулу регулирования зависимость величины перекладывания рулей не только от угла отклонения самолета, но и от скорости этого отклонения и даже от ускорения. [c.499]

Необходимость повышения эффективности поперечного управления самолетом на больщих углах атаки и трудность правильно соразмерить величину отклонения педалей для создания благоприятного скольжения при отклонении руч ки вынудили конструкторов разработать и применить на некоторых- самолетах с изменяемой в полете стреловидностью крыла автоматы перекрестных связей. Такой автомат обеспечивает соразмерное отклонение руля направления при перемещении летчикой ручки по крену. Величина отклонения руля для создания благоприятного скольжения регулируется в зависимости от угла атаки. В целях обеспечения безопасности полета величина отклонения руля направления обычно ограничивается значением 4—5°. [c.176]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...