Управление скоростными самолетами

Особенности управления скоростными самолетами и характеристики механизмов [c.229]

Гидроусилители устанавливаются на скоростных самолетах и служат для облегчения управления самолетом. Они увеличивают усилия, прилагаемые летчиком к органам управления, до величины, потребной для перемещения управляемых поверхностей. На самолет гидроусилители устанавливаются, как правило, в систему управления элеронами, стабилизатором и рулем направления. [c.177]

При больших потребных отклонениях рулей и увеличении шарнирных моментов на сверхзвуковых скоростях стало невозможно управлять вручную (без дополнительных устройств) современными скоростными самолетами. Вначале на помощь мускульной силе летчика пришли обратимые силовые системы управления, а затем на смену им — необратимые, главным образом гидравлические бустерные. [c.60]

На всех современных скоростных самолетах характеристики управляемости подобраны с таким расчетом, чтобы не было чрезмерной эффективности рулей, легкости управления и стремления к раскачке . Однако в случае отказа или неправильной эксплуатации системы управления самолет может перейти на этот крайне опасный режим. Мы не будем разбирать отдельные системы управления и их отказы, а ограничимся лишь общими рекомендациями. [c.62]

Гидравлическая следящая система. В настоящее время на скоростных самолетах в системе управления рулями устанавливаются сервоприводы — гидроусилители или бустеры (гидравлические и электрические), при помощи [c.229]

Есть и другие способы облегчения управления самолетом. На тяжелых и скоростных самолетах применяют специальные устройства, увеличивающие во много раз силы, прикладываемые летчиком к ручке управления,— бустеры или гидроусилители. Действуют они по принципу гидравлического пресса. [c.67]

Функции экипажа по управлению современными скоростными и высотными самолетами заключаются в получении информации о положении самолета и режимах работы его систем, преобразовании полученной информации путем логического мышления, принятии решений и воздействии на органы управления самолетом. [c.217]

На самолетах с более совершенными системами управления, когда усилия на ручке зависят не только от ее отклонения, но еще корректируются по скоростному напору и высоте или по числу М, нет противоестественного изменения усилий на ручке в зависимости от скорости. На таких самолетах летчику не приходится переучиваться, чтобы правильно судить о режиме полета. [c.61]

ВЫВОДИТЬ изображения молекул (рис. В.1) и путем вращения обозревать их структуру. Можно использовать дисплей при проектировании зданий (рис. В.2) и получать геометрически правильные перспективные изображения архитектурных комплексов (рис. В.З). С помощью дисплея можно проектировать целый ряд других объектов к ним относятся интегральные схемы (рис. В.4), самолеты (рис. В.5 и В.6) и даже границы административных районов (рис. В.7). Быстрота реакции дисплея на сигналы от ЭВМ совместно с быстротой зрительного восприятия человека позволяют использовать дисплей для слежения за скоростными процессами, например за внутренним функционированием ЭВМ при исполнении программы (рис. В. 8). Устройства графического ввода можно использовать в совершенно новых направлениях можно, например, запрограммировать ЭВМ так, чтобы она распознавала входные сообщения, которые оператор пишет на планшете (рис. В.9). Эти фотографии иллюстрируют всего лишь несколько примеров графические дисплеи использовались и во многих других областях для проектирования, моделирования, поиска информации и в системах управления. [c.13]

Здесь X — С qS — лобовое сопротивление самолета, Г == j, — подъемная сила, G — вес самолета, Ф — тяга винта, М,,, Му, M — моменты сил X, Y, Ф относительно горизонтальной оси, проходящей через ц. т. самолета. Moa — момент сил, действующих на горизонтальное оперение относительно той же оси q = — скоростной напор (р — массовая плотность воздуха кг/ск то-, v — скорость л /ск). Моменты Му, должны быть уравновешены моментом Мд , другими словами, для того чтобы удерживать самолет на некоторой траектории, летчик, действуя ручкой управления, должен отклонить рули высоты в ту или другую сторону и тем вызвать момент надлежащего знака и величины. Т. о. в А. р. рассматривают ур-ия (1) и (2), предполагая, что ур-ие (3) удовлетворяется. Эти ур-ия часто упрощают, полагая для небольших а и у, sin (а + 7) IS О, os (а + у) is 1 в этом случае [c.18]

Целесообразно компоновать двигатели и их выходные устройства на самолете таким образом, чтобы при натекании выхлопных струй на ВПП образовался поперечный фонтанный поток. Отражающие щитки необходимо располагать в нижней части фюзеляжа в месте удара фонтанного потока, чтобы отклонять его в боковых направлениях. Необходимо управление щитками для отклонения фонтанного потока при изменении режимов работы двигателей, углов тангажа самолета воздухозаборники располагать как можно выше от поверхности ВПП использовать дополнительные воздухозаборники при взлете и посадке на верхних поверхностях самолета и скоростной напор впереди распространяющейся пристеночной струи подъемных двигателей. [c.258]

Для лучшего и более квалифицированного руководства авиационной промьппленностью в январе 1939 г. Главное Управление авиационной промышленности выделяется из Наркомата оборонной промышленности в качестве самостоятельного Наркомата авиационной промышленности. В феврале 1939 г. ЦК ВКП(б) и Совнарком СССР проводят широкое совещание работников авиационной промышленности, а весной того же года — второе. В февральском совещании с участием членов Политбюро ЦК В КП (о), руководителей ВВС и 1 АП, авиаконструкторов и летчиков была намечена конкретная программа развития советской авиации, оснащения ее современной техникой. Главное внимание было обращено на разработку новых образцов боевых самолетов, в первую очередь скоростных истребителей, штурмовиков и пикирующих бомбардировщиков. В сентябре [c.13]

Скоростные характеристики ДБ-2 оказались сравнительно невысокими, но дальность полета была большая. 20 августа 1936 г. второй опытный самолет ДБ-2 с бомбовым грузом массой 1000 кг под управлением М. Ю. Алексеева совершил беспосадочный перелет Москва-Омск-Москва, пролетев расстояние 4955 км за 23 ч 20 мин, то есть со средней скоростью около 213 км/ч. [c.343]

Произвольному увеличению перегрузки (скоростному подхвату ), может вызвать серьезные трудности при управлении самолетом. [c.162]

Вторая причина ограничений скоростного напора связана с недостаточной жесткостью конструкции самолета, вследствие чего ухудшается эффективность органов управления либо возникают нарастающие изгибно-крутильные колебания (флаттер), приводящие, как правило, к разрушению самолета. [c.250]

Тщательная отработка и подготовка системы дистанционного управления к полетам, надежность ее работы при выполнении скоростных рулежек, хорошие характеристики устойчивости и управляемости самолета с СДУ дали возможность проведения первого полета с использованием дистанционной системы управления. [c.97]

Потеря АУ/2 стала сильнейшим ударом по программе скоростных испытаний, так как этот образец самолета был оборудован автоматической системой управления воздухозаборником, и летчики предпочитали выходить на максимально возможную скорость именно на нем. [c.100]

В итоге выполнения обширного комплекса исследовательских и конструкторских работ к концу 40-х годов отечественная авиация стала пополняться новыми скоростными самолетами со стреловидными крыльями относительно малой толщины, определившими существенное снижение лобового сопротивления полету в области околозвуковых и звуковых скоростей. Удовлетворяя требованиям безопасности и удобствам пилотирования, конструкторы предусмотрели в новых машинах надежную теплозащиту агрегатов (особенно в зоне размещения форсажных камер двигателей), отклоняющиеся тормозные щитки (воздушные тормоза) для облегчения маневрирования на бо.льших скоростях, гидравлические системы привода механизмов управления, герметизированные кабины и катапультируемые сидения летчиков. [c.373]

Сказанное особенно сильно проявляется у современных скоростных самолетов, обладающих настолько большой кинетической энергией, что даже небольшое ее уменьшение вызывает значительный прирост высоты. Так, если у реактивного самолета со стреловидным крылом и нагрузкой на крыло, равной 400—420 кг м , летящего на исходном режиме горизонтально на высоте 10 000 м с приборной скоростью 385 км час (эти условия соответствуют полету на втором режиме), летчик, не трогая рычагов управления двигателями, уменьшит скорость до 365 км1час , то самолет за счет части своей кинетической энергии наберет около 200 м высоты. Правда, этот подъем будет лишь временным. После того как новое значение скорости установится, самолет уже не будет лететь горизонтально, так как теперь он находится в области второго режима, где избыток мощности стал отрицательным, а перейдет йа установившееся снижение с вертикальной скоростью около 0,4—0,5 м1сек. В результате он вновь снизится до той начальной высоты, на которой был начат маневр, й будет снижаться дальше. Но как легко подсчитать, снижение до исходной высоты будет продолжаться 6—8 мин по истече- [c.32]

В последние годы необратимые бустерные системы широко применяются на скоростных самолетах. Так как усилия от рулевых поверхностей на ручку при использовании необратимых систем не поступают, а без усилий на ручке летчик пилотировать самолет не может, то нагрузка на ней стала создаваться искусственно. Простейшая система такой нагрузки состоит из пружинного механизма, с помощью которого усилие на ручке меняется только в зависимости от величины ее отклонения. Это вполне позволяет летчику чувствовать самолет по усилиям на ручке на всех режимах, однако вносит в пилотирование ряд особенностей, так как на самолетах с ручным управлением на дозвуковых скоростях по мере роста скорости ручка затяжеляется . [c.60]

На KOipQ THbix самолетах ручное управление рулевыми поверхностями отживает. Необратимые бустерные системы неоднократно дублируются. Аварийные системы управления делаются также необратимыми силовыми гидравлическими или электрическими. Однако до сих пор еще встречаются скоростные самолеты с рулями высоты, на которых аварийное управление ручное. Оно наиболее трудно для летчика, поэтому на нем мы и остановимся. [c.63]

Гидравлические усилители нашли широкое применение в различных отраслях техники и в особенности в гидравлических сле-дяп1,их приводах систем путевого управления современными транспортными машинами, включая водные суда, скоростные самолеты и прочие летательные аппараты, в копировальных станках и в особенности в станках для отработки фасонных поверхностей, в системах автоматического управления стрелой и в частности для обеспечения быстрой и точной обработки тяжелыми орудиями управляющих сигналов поступающих от приборов управления и пр. [c.455]

В зависимости от специфических особенностей различных самолетов приме-1яется соответствующая система управления или их сочетание. Например, на овременных скоростных самолетах широко применяются полуавтоматические [c.227]

Для обработки сложных поверхностей, как, например, гребные винты, лопатки газовых и паровых турбин, детали обшивки крыла современных скоростных самолетов и т. д. применяют трехкоординатные копировально-фрезерные станки с гидравлической следящей системой, работающие по методу строчек, подобно электрокопиро-вальному фрезерному станку мод. 6441 Б. Система трехкоординатного управления состоит из двух независимых следящих гидравлических устройств — двухкоординатного для обхода по контуру и однокоординатного для периодической подачи на строчку. [c.300]

Определение местонахождения самолета требует от экипажа напряженной работы, связанной с постоянным наблюдением за приборами, вьшолнением расчетов и графических построений на карте. Особенно трудно экипажу вьшолнять эту задачу с номонц ю обычных средств на скоростных самолетах, полеты на которых требуют быстроты и высокой точности решения всех навигационных задач. Поэтому для точного и надежного самолетовождения стали применять различные навигационные системы, обеспечиваюгцие автоматическое измерение навигационных элементов, счисление пути и управление самолетом, т. е позволяюпще автоматизировать процесс самолетовождения. [c.132]

Коррекция по скоростному напору не обеспечивает удовлетворительных характеристик управляемости на всем диапазоне скоростей сверхзвукового самолета. Если, например, лететь при одинаковом скоростном напоре, равном 4000 кг1м , то у земли это будет дозвуковой полет с М=0,75, а на высоте 10 000 м — сверхзвуковой с М = 1,45. Загрузочный механизм с коррекцией по скоростному напору обеспечит в обоих случаях одинаковую загрузку ручки, но при сверхзвуковой скорости устойчивость самолета выше и требуется сильнее отклонять ручку для продольного управления, что утяжеляет управление. Таким образом, требуется дополнительная коррекция по числу М -(или, что то же самое, по высоте полета). Упрощенно она может заключаться в том, что при достижении определенного числа М приемник скоростного напора отключается и [c.319]

Преимущества возможность использовать закрылки по всему размаху крыла, момент рыскания благоприятного знака (что препятствует колебаниям типа голландский шаг ), сохранение эффективности на больших углах атаки, малое лобовое сопротивление в убранном положении. Можно ожидать снижение веса конструкции крыла, поскольку шарнирные за-крьшки (вза]иен элеронов) на 30. .. 50% легче элеронов той же площади, так как элероны рассчитываются на предельный скоростной напор, а закрылки - на режим взлета и посадки. Однако, выдвижные закрылки имеют примерно тот же поверхностный вес (даН/м ), что и заменяемые элероны. Интерцепторы могут быть подключены к системе непосредственного управления подъемной силой крьша (без изменения угла атаки), а также к системе уттравления нагрузками, благодаря чему можно улучшить точность пилотирования, уменьшить перегрузки при полете в неспокойном воздухе. Снижение болтаночных перегрузок повышает комфорт пассажиров и экипажа, увеличивает ресурс конструюши самолета. [c.80]

Дальность. В самолете, осуществляющем полет на дальность, как нигде, обостряются противоречия между требованиями прочности и аэродинамики. Такой самолет должен иметь минимальный авиащюнны вес при каилучшпх аэродинамических качествах. Динамическая проч-ность [инструкции, как и в самолете скоростном, требует особого внимания. Конструктор должен тщательно подобрать поверхности управления, так как пнлотироваииа такого самолета ие- должно быть утомительно. Аппаратура автоматического пилотирования должна иайти широкое применение в самолете для рекорда дальности. [c.67]

Одновременно с тяжелыми самолетами с относительно большой пассажировместимостью в Советском Союзе, как и во всем мире, с начала ЗО-х годов развернулись работы н над. скоростными пассажирскими самолетами, первым из которых стал пассажирский самолет ХАИ-1, созданный в Харьковском авиационном институте под руководством И. Г. Немана и совершивший свой первый полет 8 октября 1932 г. под управлением летчика Б. Н. Кудрина. Самолет ХАИ-1 строился по заказу и на средства Центрального совета Осоавиахима. Он выполнялся по схеме свободнонесущего низкоплана с одним двигателем воздушного охлаждения М-22 мощностью 480 л. с. Особенностью конструкции самолета являлось убирающееся в крыло шасси, и он стал первым пассажирским самолетом с убирающимся шасси не только в СССР, но и в Европе. [c.376]

На сегодняшний день достигнуты определенные успехи. Ведущие самодельщики вполне овладели секретами создания устойчивых, простых в управлении самолетов с хорошими летными характеристиками. как одноместных, так и двухместных. Луч1иие образцы уже налетали более 500 часов, продемонстрировав при этом высокую надежность. Некоторые аппараты уже прошли этап полетов в районе аэродрома и уверенно преодолевают достаточно длинные маршруты. Есть самолеты, способные выполнять фигуры высшего пилотажа. В постройке находятся скоростные машины гоночного и рекордного типа. [c.6]

Полет на скорости, превышающей критическую скорость реверса элеронов, недопустим, так как на таких скоростях при отклонении элеронов возникает момент, кренящий самолет в сторону, противоположную действию элеронов. Чем меньше критическая скорость реверса элеронов, тем на меньщей скорости полета начинает снижаться их эффективность.. Обеспечение необходимой эффективности элеронов при больших скоростных напорах — довольно сложная задача, особенно у стреловидного крыла. Последнее объясняется тем, что у стреловидного крыла при его деформациях угол атаки изменяется не только в результате кручения, но и в результате изгиба, что вызывает дополнительное уменьшение эффективности элеронов. Чтобы в этом убедиться, рассмотрим изменение эффекта действия элеронов на стреловидном крыле при его изгибе. Допустим, что элерон отклонен вниз. При таком его положении увеличится подъемная сила, а вместе с ней и прогиб крыла, из-за чего уменьшатся углы атаки вдоль размаха (рис. 5.4). В результате этого приращение подъемной силы от изгиба будет направлено в сторону, противоположную изменению подъемной силы от отклонен1 я элеронов, что всегда вызывает уменьшение эффективности элеронов, а соответственно и критической скорости реверса. Стремление уменьшить прогиб и кручение крыла и, следовательно, повысить эффективность элеронов у самолетов со стреловидными крыльями вынуждает конструкторов повышать жесткость конструкции крыла, что связано с увеличением его массы, смещать элероны ближе к фюзеляжу, применять интерцепторы, управление с помощью дифференциального отклонения стабилизатора. [c.179]

Последний при изменении режима полета, как было показано в главе 5, изменяется в широких пределах. В качестве примера на рис. 13.1 показано характерное изменение величины в зани-симо сти от скоростного напора для двух высот полета. При постоянных значениях коэффициентов Св и Кв по такому же закону будут изменяться и градиенты и. Это существенно усложняет управление самолетом, так как ошибка, допускаемая летчиком при отклонении ручки, в большой степени зависит от величины градиента Р у, Из рис. 13.2, полученного по экспериментальным данным на маневренных самолетах, видно, что наименьшую ошибку летчик допускает при градиенте РУ = —2 кгс, т. е. 2 кгс на единицу перегрузки. Как увеличение, так и особенно уменьшение градиента сонровож1даются ростом относи- [c.303]

Пусть на самолете установлен АРУ, схема которого приведена на рис. 11.7. Изменяя плечо Л , авто мат меняет жесткость загрузки ручки Св. Одноврехменно изменяется и плечо А Б соответственно коэффициент передачи от ручки управления к стабилизатору /Св. Законы регулирования коэффициентов Св и /Св выбираются таким образом, чтобы Х у и Р у изменялись лишь в допустимых пределах. На рис. 13.1 штрнхпунктирной линией показан примерный за.кон регулирования /Св по скоростному нанору, обеспечивающий минимальное изменение величины А дЗ пpIi увеличении высоты от нуля до 10 км. При малых скоростях полета, когда значения < у, а следовательно, и Ху без автомата АРУ еще достаточно велики, целесообразно иметь максимальное значение /Св (участок а—б), т. е. большое плечо А Б (рис. 11.7). Увеличение скорости на малых высотах, приводя к уменьшению потребного отклонения стабилизатора для увеличения перегрузки на единицу вызывает необходимость уменьшения плеча А Б (/Св). И наконец, при скоростном напоре, соответствующем началу развития волнового кризиса (Мкр), когда увеличивается коэффициент устойчивости Оп И уменьшается коэффициент эффективности стабилизатора начинает увеличиваться. В этом диапазоне скоростей дальнейшее уменьшение плеча А Б нецелесообразно и управление осуществляется на малом плече АРУ (участок г—д). [c.305]

В главе 5 описано явление, получившее название скоростного подхвата . Оно может иметь место при выполнении вертикальных фигур пилотажа, когда в процессе маневра самолет тормо зится от оверхзвуковой или околозвуковой скорости до дозвуковой при фиксированной ручке управления. Для предотвращения ско- [c.360]

В процессе испытаний из выполненных 8 рулежек, 4 рулежки были скоростными, с разгоном до скорости 260-290 км/ч с отрывом переднего колеса. Скоростные рулежки выполнялись при управлении самолетом посредством системы дистанционного управления с включенными демпферами, при работе внутренних двигателей на максимальном форсажном режиме, а внешних - на максимальном бесфорсажном режиме. [c.180]

В конце семидесятых в станах НАТО появился целый букет новых ЗРК самым гро шым из которых был американский Пэтриот , Выполнялись и доработки уже поставленных в войска систем. Компьютерное управление настроиками, скоростная обработка и очистка сигнала посредством ЭВМ резко повысили помехозащищенность радаров. На практике это означало резкое снижение эффективности авиационных средств РЭП, в гом числе и самолетов Ан-12ПП. [c.50]

По выражению испытателя, самолет буквально барахтался в небе . Налицо была неустойчивость и склонность самолета к автоколебаниям. А-12 раскачивался по всем трем осям так, что летчик уже не чаял благополучно приземлиться. Тем не менее Шальку все же удалось посадить самолет, благо Грум-Лейк представляет собой высохшее озеро, на котором можно осуш ествлять прерванный взлет без особых проблем В этом полете система повышения устойчивости не работала, а сам полет представлял собой скорее скоростную рулёжку с кратковременным отрывом машины от земли. Полноценный полет состоялся на следуюш ий день и продолжался 35 минут. Система повышения устойчивости исключила автоколебания по всем каналам управления. Прекрасный взлет, прекрасная посадка ,—отметил в своем дневнике Джонсон. [c.110]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...