3.17. Системи керування літаком з підсилювачем [1], c. 116-119
Зі збільшенням швидкостей польоту, розмірів і маси літаків навантаження на поверхні керування збільшуються. Проте зусилля на важелі, що обмежуються фізичними можливостями льотчика, не повинні перевищувати певних значень. При великих зусиллях на органах керування льотчик не може діяти досить швидко, що погіршує маневреність літака. Існує думка, що потужна аеродинамічна компенсація, а отже, ручне керування, тобто керування без підсилювачів, можливі лише при швидкостях польоту, відповідних до числа М не більше 0,9.
Відмова від використання повітряного потоку для зменшення навантажень на командні важелі керування літаком зажадала установки на літаку достатньо потужного джерела допоміжної енергії. Таким джерелом в більшості випадків є гідросистема літака, пристосована для живлення бустерів (гідропідсилювачів), включених в систему керування літаком. За наявності бустерів льотчик управляє не кермом, а розподільними пристроями бустера.
Для вивчення роботи системи керування з бустером розглянемо систему керування кермом висоти літака (рис. 3.48).
Рис. 3.48. Система керування кермом висоти з бустером:
1 – важіль зворотного зв’язку; 2 – тяга керування; 3 – ручка керування; 4 – обмежувач ходу золотника; 5 – поршень; 6 – керуючий золотник; 7 – кермо висоти.
Вхідним елементом, що задає рух, служить ручка управління 3 (штурвальна колонка), яка знаходиться в кабіні льотчиків. При русі ручки вперед або назад повинне відхилятися кермо висоти 7. У горизонтальному польоті ручка управління 3 і поршень силового циліндра 5 знаходяться в нейтральному положенні, оскільки золотник 6, що управляє, знаходиться в середньому положенні і своїми циліндровими поясочками перекриває прохідні перетини вікон а і б гідроциліндра, тому рідина в гідроциліндр не поступає.
Для набору висоти льотчик відхиляє ручку 3 на себе (на рис. 3.48 вліво). Це викличе рух тяги 2 і поворот важеля зворотного зв’язку 1 навколо нижнього шарніра Во. До початку першого етапу руху важіль зворотного зв’язку 1 займав положення АоВо. Поворот важеля зворотного зв’язку 1 проти годинникової стрілки навколо точки Во приводить до зсуву золотника 6 вліво, тоді в розподільнику рідини з’являться дві щілини. Через щілину а рідина під тиском почне поступати в силовий циліндр, через щілину б рідина з циліндра витіснятиметься в порожнину зливу. Під дією виниклого перепаду тиску в лівій і правій порожнинах силового циліндра поршень 5 переміщатиметься вправо, а його шток відхилятиме кермо висоти 7 вгору.
Момент початку руху поршня можна умовно вважати закінченням першого і початком другого етапу роботи бустера на збурення з боку ручки керування. На другому етапі після закінчення руху ручки керування 3 точку А1 важеля 1 можна вважати нерухомою. Тому важіль 1 при русі поршня 5 вправо буде повертатися і переміщати золотник 6 теж вправо. В результаті щілини а і б починають зменшуватися і повністю перекриються, надходження рідини в силовий циліндр припиниться і поршень 5 зупиниться.
При повороті ручки 3 в протилежну сторону рух всіх елементів бустера і керма відбуватиметься у зворотному напрямі. Насправді двох окремих етапів руху слідкуючого приводу немає, оскільки обидва рухи: пристрою, що задає і механізму, що виконує, відбуваються майже одночасно. Механічні упори 4 обмежують максимальне відхилення золотника, а отже, максимальну швидкість відхилення керма.
Застосовують два різновиди бустерів систем керування кермом: необоротні і оборотні. Необоротними називають такі підсилювачі, в яких навантаження, прикладене до вихідної ланки (наприклад, шарнірний момент керма), долається силовим вузлом і на ручку керування не передається, а льотчик не відчуває цього навантаження. Описана вище і приведена на рис. 3.48 схема бустера необоротна. Для створення на ручці “відчуття” керування її навантажують за допомогою спеціальних пристроїв. Найпростіше з них – це пружина з лінійною залежністю зусилля від відхилення ручки. Проте такі пристрої не задовольняють льотчиків, оскільки створюють на органах керування однакові зусилля при мінімальній і максимальній швидкостях польоту і легко можуть стати причиною небезпечного перевантаження літака при маневрі. Поширення набули автомати навантажень, що створюють зусилля залежно від швидкісного натиску і кута відхилення поверхні керування. Такі автомати навантажень у поєднанні з необоротними підсилювачами дають можливість вибору найкращих характеристик керованості для будь-якого літака. Щоб звільнити льотчика від утомливої необхідності “тримати” зусилля, при ручному керуванні завантажувальний пристрій забезпечується механізмом тримірного ефекту.
Необоротні системи застосовуються в основному при великих навантаженнях на органи керування і в тих випадках, коли немає необхідності створювати на ручці відчуття навантаження виходу.
На легких літаках набули поширення оборотні системи керування, в яких забезпечується передача відомої частини аеродинамічних навантажень, що діють на кермо, на ручку керування. Подібне керування з пропорційною чутливістю на ручці зменшує можливість перевантаження конструкції при різних еволюціях літаків. Навантаження від шарнірного моменту може бути передане на ручку або за допомогою відповідної системи важеля зворотного зв'язку, або гідравлічним способом.
(Записати)
При ручному керуванні льотчик, отримуючи інформацію від приладів, приймає рішення про необхідну зміну руху літака і дію на органи керування за допомогою командних важелів керування (ручка, штурвал, педалі). Таким чином, при ручному керуванні льотчик безперервно зайнятий процесом керування літаком.
При директорному керуванні льотчик звільнений від необхідності виконання розрахунків необхідних дій на командні важелі керування. Ці розрахунки виконує обчислювач траєкторного керування. При директорному керуванні дії льотчика зводяться до контролю положення стрілок командних приладів і відхилення органів керування (за допомогою тих же командних важелів).
Автоматичне керування літаком здійснює автоматична система керування. Роль льотчика при автоматичному керуванні зводиться до контролю і, у ряді випадків, до вибору і завдання необхідного режиму польоту за допомогою командних важелів керування.
(Записати)
Зі збільшенням швидкостей польоту, розмірів і маси літаків навантаження на рульові поверхні літака збільшуються і пілот не в змозі їх здолати. Тому на літаку встановлюється потужне джерело енергії – гідросистема, яка живить гідропідсилювачі (бустери), що відхиляють кермо. При включенні в проводку керування гідропідсилювачів пілот відхилює рульові поверхні не за рахунок мускульних зусиль, а переміщає золотник гідропідсилювача, змінюючи його продуктивність (тиск в порожнинах гідропідсилювача) і вже гідропідсилювач відхиляє рульові поверхні.
Схема керування рульовими поверхнями літака Ту – 154.
Схема керування рульовими поверхнями літака Ту – 154:
1 – педаль управління КН; 2 – колонка управління КВ; 3 – штурвал управління елеронами; 4 – рама правого пульта управління; 5 – механізм регулювання педалей під ріст пілота; 6 – карданний вал; 7 – рама лівого пульта управління; 8 – злітно-посадочний пружинний завантажувач КН; 9 – проводка управління КН; 10 – кронштейн; 11 – електромеханізм МП-100М-27 тримерного ефекту завантажувача КН; 12 – проводка управління КВ; 13 – проводка управління елеронами; 14 – польотний завантажувач (тангажа); 15 – пружинний завантажувач елеронів; 16 – датчик ДПС-1 (крену); 17 – тяга, що стежить (крену); 18 – електромеханізм МП-100М-32 тримерного ефекту завантажувача елеронів; 19 – рукоятка управління середніми інтерцепторамі; 20 – качалка коромисла управління КН; 21 – качалка коромисла управління КВ; 22 - проводка управління елеронами; 23 – проводка управління КН; 24 – проводка управління КВ; 25 – роликова направляюча тяги привода управління; 26 – трос управління середніми інтерцепторамі; 27 – ролик тросової проводки; 28 – редуктор з електроприводом ЭПВ-8П управління передкрилками; 29 – трансмісія; 30 – рульовий агрегат РА-56В-1 (елеронів); 31 – установка герметичного вузла управління елеронами; 32 – розподільний барабан; 33 – елерон; 34 – рульовий привід РП-55 (елеронів); 35 – диференціальний механізм; 36 – пружинна тяга; 37 – елерон-інтерцептор (зовнішній інтерцептор); 38 – рульовий привід РП-57; 39 – рульовий привід РП-58; 40 – рульовий привід РП-59; 41 – середній інтерцептор; 42 – внутрішній інтерцептор; 43 – гідравлічний привід (гідроциліндр); 44 – гермовиведення тяги управління кермом; 45 – рульовий агрегат РА-58В-1 (КН); 46 – рульовий агрегат РА-56В-1 (КВ); 47 – КН; 48 – рульовий привід РП-56 (КН); 49 – пружинна тяга; 50 – рульовий привід РП-56 (КВ); 51 – стабілізатор; 52 - датчик ДС-10 положення КВ; 53 – КВ; 54 – підйомник стабілізатора з електромеханізмами МУС-ЗПТВ і МКВ-40; 55 – тяга, що стежить (тангажа); 56 – злітно-посадковий пружинний завантажувач (тангажа); 57 – механізм включення польотного завантажувача (тангажу); 58 – електромеханізм МП-100МТ-40 включення польотного завантажувача (тангажу); 59 – електромеханізм МЭТ-4У-45 тримерного ефекту завантажувачів (КВ); 60 – датчик ДПС-4.
