Автопилот крена

АВТОПИЛОТ КРЕНА (авиац.) — устройство для автоматической стабилизации самолета на заданном направлении. Стабилизация осуществляется в зависимости от угла и ско-, рости изменения угла крена. Угол [c.10]

АВТОПИЛОТ КРЕНА (авиац.) -устройство для автоматической стабилизации самолета на заданном направлении. Стабилизация осуществляется в зависимости от угла крена и скорости его изменения. Угол крена самолета относительно вертикали определяется с помощью гироскопа 7 в кардановом подвесе. Поворот наружной рамки гироскопа (относительно самолета) передается шкиву 6. Скорость крепа определяется с помощью гироскопа 9 с одной степенью свободы. Его рамка поворачивает шкив 8. Шкивы 6, 8 [c.12]

Автомат перекоса 8 Автопилот крена 12 Закрылка м. 110 Интерцептора м, 139 Лопасти несущего винта м. 205 Несущего винта редуктор 20 Ограничитель свеса лопасти 250 Подвеска агрегата 306 Предкрылка м. 322 Рулевого винта м. 390 Соосных винтов м, 428 Шасси самолета 530 Элеронов м. 541 [c.558]

Трехосный гиростабилизатор — центральный датчик курса и вертикали автопилота, оси карданова подвеса которого расположены на самолете так, как это показано на рис. XX.1, измеряет углы курса, крена и тангажа без карданных ошибок (в соответствии с углами Резаля, при- [c.475]

Рис. XX. 1. Кинематическая схема датчика углов курса, крена и тангажа автопилота АП-15 (пространственного гиростабилизатора)

В качестве примера рассмотрим конструктивную схему центрального датчика курса, крена и тангажа автопилота, основной частью которого является силовой трехосный гиростабилизатор с наружным кардановым подвесом (см. рис. ХХ.1). Платформа 7 служит основанием для трех гироскопов 6, 9, 18, имеющих относительно платформы две степени свободы. Карданов подвес платформы состоит из двух рамок карданова подвеса внутренней 3 и наружной 1. Установленные на платформе гироскопы 6 и 9 служат для ее стабилизации вокруг осей Х(, и г/о (в плоскости горизонта), гироскоп 18 предназначен для стабилизации платформы вокруг оси (в азимуте). На платформе 7 также расположены жидкостные маятники-переключатели 15 и 16. На прецессионной оси каждого гироскопа установлены корректирующие моментные датчики 4, 14 ш 19 и индуктивные датчики 8, 11 ж 17 углов поворота кожухов гироскопов относительно платформы. На осях рамок карданова подвеса и платформы смонтированы разгрузочные двигатели 13, 21 ж 22 с, редукторами 12, 20 и 23, сельсины-датчики 2, 5 ж 24 углов поворота платформы относительно корпуса самолета и преобразователь координат 10. [c.477]

Спиральное движение зависит от соотношения степеней путевой и поперечной статической устойчивости самолета,а также От величины демпфирования и момента крена, создаваемого за счет угловой скорости рыскания. Современные самолеты могут быть спирально устойчивыми либо спирально неустойчивыми. Это зависит от геометрических форм самолета и от режима полета (высоты, числа М, угла атаки и т. д.). Однако спиральное движение не влияет существенно на пилотажные характеристики самолета без автопилота. [c.104]

Возобновление работ по созданию УАБ (второй этап) диктовалось требованиями существенного повышения эффективности боевого применения бомбового вооружения в условиях высоких скоростей самолёта-носителя при атаке целей и увеличения дальности сброса, что было вызвано созданием совершенных объектовых систем ПВО. Вторая волна работ проходила и осуществляется до сих пор под девизом интенсивного внедрения новых достижений в науке и технике и современных технологий с учетом преемственности в разработках. Лидирующее положение в области создания управляемых авиабомб в мире занимают США, где уже разрабатывают и апробируют в боевых условиях УАБ четвертого поколения. В соответствии с приведенным выше понятием поколение КАБ (УАБ) среди отечественных КАБ можно выделить два поколения второе и третье. Принимая во внимание то обстоятельство, что создание отечественных КАБ проходило с учётом зарубежного опыта создания УАБ, первое поколение отечественных КАБ следует отнести по мировой классификации поколений ко второму поколению. Хотя первая корректируемая авиабомба второй волны отечественных разработок корректируемых авиабомб — КАБ-500 и была снабжена флюгерной лазерной ГСН, но имела в отличие от УАБ США первого поколения, в частности, УАБ типа Болт-84 , автопилот, обеспечивающий стабилизацию стартовых возмущений после сброса с самолёта-носителя, а также стабилизацию по крену. Таким образом КАБ-500 была более совершенным образцом, чем первые образцы УАБ США. [c.14]

Оптимальное управление. Управлять самолетом можно вручную или с помощью автопилота. При пилотировании самолета вручную для снижения маневренной составляющей перегрузки рекомендуется отклонять рули плавно и по возможности на меньший угол, т. е. не реагировать на болтанку с малыми периодами, а исправлять скорость, высоту и угол крена только тогда, когда они достигнут заметных для летчика значений. В отдельных случаях, когда самолет значительно изменяет свое положение в пространстве под действием порыва ветра, необходимо энергичное вмешательство летчика в управление. [c.34]

В каналах стабилизации автопилотов имеются перекрестные связи, которые, связывая между собой разные каналы управления автопилота, например курса и крена, осуществляют координированный разворот. [c.371]

Трехосные Г. (сх. г) служат для угловой стабилизации различных устр. в пространстве. Трехосные Г. применяют в качестве чувствительных устр. автопилотов курса, крена летательных аппаратов, в системах инерциальной навигации и для стабилизации антенн головок самонаведения. Платформа 22 имеет три степени свободы. На платформе расположены три гиромотора 17, 18 и 19. При повороте рамок гиромоторов включаются разгрузочные приводы 20, 21, 23, при этом платформа сохраняет устойчивое первоначально заданное положение в пространстве, не зависимое от поворотов аппарата, иа котором установлен Г. [c.79]

Бустерная система управления самолета 5-ЗА связана с автоматической системой управления полетом в целях освобождения летчика при выполнении операций поиска и уничтожения подводных лодок. Система состоит из автопилота и автомата тяги. Автопилот обеспечивает стабилизацию самолета по углу тангажа, крена, по курсу и автоматическое управление, включая посадку на палубу авианосца. Автомат тяги обеспечивает управление тягой при заходе на посадку и выдерживание индикаторной скорости. Управление осуществляется с помощью необратимых сервоприводов, работающих от двух гидравлических систем. Выход из строя одной из гидравлических систем не приводит к нарущению работы системы управления. Если выйдет из строя и вторая гидравлическая система, произойдет автоматическое переключение на ручное управление. [c.121]

Кнопка управления поперечным 86. креном (автопилота). 87. [c.12]

Кнопка управления продольным креном (автопилота). 88. [c.12]

Теперь снова включите автопилот. Проверьте, исправно ли он работает, поворачивая кнопки поворота, поперечного и продольного кренов, чтобы убедиться в том, что органы управления действуют с одинаковой скоростью в обе стороны. Неодинаковая скорость органов управления показывает, что что-то неисправно и что необходимо устранить эту неисправность до вылета. [c.195]

Первые реальные конструкции автопилотов были созданы и практически применены на самолетах советскими конструкторами. В 30-х годах были созданы пневмогидравлические автопилоты АВП-1, АВП-3, АВП-10, АВП-12 и др. В дальнейшем эти автопилоты непрерывно совершенствовались из автоматов, только стабилизирующих положение самолета, они превратились в автоматы, позволяющие управлять направлением, креном и высотой полета. [c.5]

На рис. 12.1 представлена функциональная схема автоматического управления углом крена с помощью элеронов. Чувствительным элементом автопилота является гировертикаль (ГВ), которая фиксирует фактическое значение угла крена у. Электрический сигнал из гиро вертикали поступает на суммирующее устройство (СУ). Если фактическое значение угла крена у отличается от заданного значения уз, то появляется сигнал рассогласования [c.283]

Рассмотрим работу крепового автопилота сначала в режиме стабилизации, например при устранении возникшего (начального) угла крена, допустим, на правое крыло. Если начальный угол крена у = уо отличается от заданного угла крена з, который в частном случае может быть равен нулю, рулевая машина отклонит элероны пропорционально разности Х — Х , что обусловит появление момента крена Этот момент вызовет ускоренное [c.284]

Устранить колебательность процесса без увеличения времени переходного процесса можно введением коррекции по угловой ско-ро-сти крена, т. е. добавлением на вход в автопилот сигнала. [c.285]

На рис. 12.4 показана функциональная схема автопилота, управляющего углом тангажа. Чувствительными элементами этой части автопилота, так же как и автопилота, управляющего углом крена, являются гировертикаль (ГВ) и датчик угловой скорости (ДУС), [c.286]

Из физического рассмотрения работы такого автопилота следует, что демпфирование движения центра тяжести самолета обеспечивается введением коррекции по углу рыскания в закон отклонения элеронов. Отсутствие сигнала по углу рыскания привело бы к тому, что в течение всего времени приближения самолета к за-даи ной траектории угол крена не изменял бы знака, В результате [c.295]

Электрогидравлический автопилот АП-28Д и Д1 (или АП-28Г на Ан-10 и гражданских вариантах Ан-12) мог обеспечивать полет по заданному маршруту с сохранением выбранного эшелона, стабилизируя машину как в вертикальной. так и в горизонтальной плоскости, корректирование траектории набором высоты, снижением или плоскими разворотами, а также производить координированные развороты с креном до 30°. Точность выдерживания курса составляла 1, тангажа и крена 0,5° высоты — 20 м. Кроме того, имелась функция приведения самолета к [c.14]

Боковая балансировка при полете без крена. Один из частных случаев движения летательного аппарата в плоскости угла атаки может характеризоваться постоянной угловой скоростью (Q у = onst) и стабилизацией по крену с помощью автопилота (Qa 0). Условием такого установившегося движения является боковая балансировка аппарата, при которой момент рыскания равен нулю, т. е. [c.36]

НОИ оси г/i самолета, то при кренах самолета эта ось уже не совпадает с направлением истинной вертикали (ось а отклоняется от этого направления на углы у и О (угол у на рис. VII.5 не показан). При этом, как будет показано ниже, рамка карданова подвеса поворачивается вокруг осей у i и X, если даже гироскоп идеальный и ось z его ротора сохраняет неизменное направление в пространстве. Это обстоятельство имеет важное значение в теории гироскопа в кардановом подвесе, так как повороты рамок карданова подвеса гироскопа в пространстве порождают погрешности в определении положения самолета в пространстве, а также инерционные моменты, действуюш ие через реакции связей карданова подвеса на гироскоп и вызывающие собственную скорость его прецессии. Кроме того, в случае использования гироскопов в кардановом подвесе в качестве соответствующих датчиков автопилота такие повороты рамок карданова подвеса приводят к возникновению возмущений в каналах автопилота и к связям между каналами автопилота, снижающими запас устойчивости в авторегулируемой системе самолет — автопилот. [c.170]

Поведение сверхзвуковых самолетов. На сверхзвуковых самолетах явления валежка , обратная реакция по крену на скольжение, ухудшение поперечной управляемости и динамических свойств самолета на больших высотах — практически не проявляются, что значительно упрощает пилотирование самолета и делает полет-более безопасным. Это достигается за счет более совершенной аэродинамической формы сверхзвукового самолета, значительной жесткости конструкции, улучшения динамических свойств самолета на больших высотах благодаря постановке демпферов. Демпфер, как и автопилот, работает автоматически. Реагируя на угловую скорость самолета, демпфер через раздвижные тяги соответлтвующим образом отклоняет рули самолета, не действуя при этом на штурваб (ручку) управления и педали. [c.57]

Бортовые системы автоматического управления (САУ, БСУ, АБСУ) предназначены для выполнения широкого круга задач, связанных со стабилизацией самолета относительно центра тяжести, стабилизацией высоты,- скорости, с автоматическим и полуавтоматическим заходом на посадку, для автоматического приведения самолета к режиму горизонтального полета, визуального указания углов крена, тангажа, курса и положения самолета относительно заданной высоты и заданной линии пути, обеспечения выхода самолета в определенную точку земной поверхности. Так же как и автопилоты, эти системы имеют электрические связи с другими пилотажными и навигационными системами. В комплект систем САУ, как правило, входят бортовые цифровые вычислительные машины (БЦВМ). [c.244]

Трёхосные Г. (сх. г) служат для угловой стабилизации различных устр. в пространстве. Трехосные Г. применяют в качестве чувствительных устр. автопилотов курса, крена летательных аппаратов, в системах инерциальной навигации и для стабилизации антенн головок самонаведения. Платформа 22 имеет три степени свободы. На платформе расположены три Тиромотора [c.64]

Современные автопилоты осуществляют управление самолетом при помощи трех стабилизаторов (каналов) канала тангажа (продольная стабилизация), управляющего рулем высоты, канала курса (курсовая стабилизация), управляющего рулем направления, и канала крена (поперечная стабилизация), управляющего элеронами. Каналы могут быть как изолированными, так и взаимосвязанными. В основу работы каждого канала положена электрическая мостико-вая схема. [c.35]

Для устранения автоколебаний в системе автопилот — самолет в автопилотах применяется жесткая обратная связь. Обратная связь обеспечивает порцию отклонения руля, пропорциональную входному сигналу, после чего руль останавливается. При этом закон регулирования автопилота имеет вид по курсу бф = по крену по тангажу б = fegA , [c.371]

Одноканальные креновые автопилоты типа КАП-2, устанавливаемые на легкие самолеты, работают в режиме демпфера и в режиме стабилизации угла крена. В режиме демпфера закон регулирования элеронами имеет вид [c.372]

Следящая система. Назначение ее следующее допустим, что чувствительный элемент автопилота уловил изменение кагю-го-либо параметра полета и передал приказание рулевым машинкам. Если это был продольный крен—например пикирование—, то- рулевые машинки дадут движение рулю глубины снизу вверх до предела и в таком положении будут держать его до тех пор, пока самолет придет в первоначальное положение и по инерции пойдет дальше, в кабрирование, т. е. начнет задирать нос вверх. Рулевые машинки переложат руль в обратном направлении. Процесс повторится. Т. о. самолет не примет положения устойчивости, а будет совершать колебания. На фиг, 2, а в качестве пояснения к вышесказанному дан график движения самолета и руля г.пубины при отсутствии следящей системы. Здесь по оси абсцисс отложено время, а по оси ординат — отклонения самолета (пунктирная кривая) и отклонения руля глубины (сплошная ломаная линия). [c.160]

Данные о самолете, поступающие от РЛС АМ/5РМ-42, компенсаторов движения палубы авианосца и стабилизации антенны, а также от гидродатчика и акселерометров, отрабатываются в навигационном вычислителе. Он определяет величину линейного отклонения самолета от заданной посадочной траектории и через передатчик выдает команды управления по крену и тангажу на автопилот и индикатор летчика. Команды управления передаются через боевую информационно-управляющую систему N105 — АТ05. [c.23]

Необходимо заметить, что одна и та же система автоматического регулирования или управления при различных условиях ее использования может работать в каждом из указанных выше режимов. В этом случае следует условиться, по какому из задаюш,их воздействий целесообразно проводить классификацию системы. Для примера можно привести систему автоматического управления полетом самолета. Управляюш ей системой является автопилот, управляемым объектом — самолет. Автопилот осуш ествляет управление самолетом по трем каналам по тангажу (в вертикальной плоскости), по курсу (в горизонтальной плоскости) и по крену (поворот вокруг оси самолета). При поддержании постоянного курса, тангажа или крена соответствующий канал автопилота и самолет работают в режиме системы стабилизации. Если производится изменение одной из координат, определяющих положение самолета в пространстве по заданной программе, то рассматриваемая система автоматического управления переходит в режим программного управления. [c.20]

Самолет, обладающий путевой (/и <0) и поперечной (от <0) устойчивостью, сам не сохраняет направления движения. Больше того, если в процессе развития больших боковых движений восстанавливающий момент крена окажется Меньше спирального момента крена М"ушу, самолет, предоставленный самому себе, будет увеличива гь угол крена и входить во все более глубокую спираль (штриховые линии на рис. 6.5). Такое поведение самолета называется спиральной неустойчивостью. Так как спиральная неустойчивость приводит к сравнительно медленному увеличению угла крена и кривизны траектории, летчик или автопилот, управляя самолетом, всегда может предотвратить вход самолета в спираль и обеспечить прямолинейное движение. С этой точки зрения спиральная неустойчивость опасности не представляет. Она проявляется настолько медленно, что летчик часто ее вообще не замечает, делая естественные корректирующие движения рычагами управления. [c.174]

Поскольку боковая аэродинамическая сила Z значительно меньше подъемной аэродинамической силы У, при управлении курсовым углом с по мощью руля направления курс изменяется медленно. Поэтому управление курсом с помощью руля направления осуществляется только в тех случаях, когда по условиям боевого применения самолета крен нежелателен (например, при выполнении фоторазведки, доворота самолета на наземную цель). Более эффективно управление разворотом самолета с помощью элеронов. В этом случае управление курсом осуществляется кренением самолета и поворотом вектора скорости в горизонтальной плоскости под действием горизонтальной проекции подъемной силы У sin у (рис. 12.7). Для этого на вход в автопилот подается сигнал курсового гироскопа, пропорциональный отклонению угла курса ф от заданного. Автопилот отклоняет элероны пропорционально разности ф — фз, и самолет начинает накреняться. [c.289]

При отклонении центра тяжести от заданной траектории автопилот отклоняет элерон пропорционально отклонению Ъ, вследствие чего появляется момент крена и самолет накреняется в сторону заданной траектории. По мере увеличения угла крена к автопилоту поступает сигнал (т — Тз)> пропорцио.иальный изменению угла крена и противоположно направленный сигналу бокового отклонения что приводит к уменьшению отклонения элеронов. Самолет накреняется до тех пор, пока сигнал отклонения от заданной траектории не уравновесится сигналом крена и элероны не будут возвращены в исходное положение (точка 1 на рис. 12.11). При накренении самолета поавляется горизонтальная составляющая подъемной силы, искривляющая траекторию движения самолета в сторону заданной линии полета. В процессе разворота и приближения самолета к заданной траектории сигнал бокового отклонения будет уменьшаться, а сигнал угла рыскания увеличиваться. Это приводит к отклонению элеронов в противоположную сторону, и угол крена начинает уменьшаться. [c.295]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...