Что такое «демпфер рыскания»? Демпфер рыскания Демпфер рыскания.

Профиль на середине размаха крыла

• Относительная толщина (отношение максимального расстояния между верхней и нижней дужкой профиля к длине хорды крыла) 0.1537
• Относительный радиус передней кромки (отношение радиуса к длине хорды) 0.0392
• Относительная кривизна (отношение максимального расстояния между средней линией профиля и хордой к длине хорды) 0.0028
• Угол задней кромки 14.2211 градусов

Профиль на середине размаха крыла

Профиль крыла ближе к концевой части

• Относительная толщина 0.1256
• Относительный радиус передней кромки 0.0212
• Относительная кривизна 0.0075
• Угол задней кромки 13.2757 градусов

Профиль крыла ближе к концевой части

Профиль крыла концевой части

• Относительная толщина 0.1000
• Оотносительный радиус передней кромки 0.0100
• Относительная кривизна 0.0145
• Угол задней кромки 11.2016 градусов

Профиль крыла концевой части

• Относительная толщина 0.1080
• Относительный радиус передней кромки 0.0117
• Относительная кривизна 0.0158
• Угол задней кромки 11.6657 градусов

Параметры крыла

• Площадь крыла 1135 ft² или 105.44м².
• Размах крыла 94’9’’ или 28.88 м (102’5’’ или 31.22 м с winglets)
• Относительное удлинение крыла 9.16
• Корневая хорда 7.32 %
• Концевая хорда 1.62 %
• Сужение крыла 0.24
• Угол стреловидности 25 градусов

К вспомогательному управлению относится механизация крыла и переставной стабилизатор.

Рулевые поверхности основного управления отклоняются гидроприводами , работу которых обеспечивают две независимые гидросистемы А и В. Любая из них обеспечивает нормальную работу основного управления. Рулевые приводы (гидроприводы) включены в проводку управления по необратимой схеме, т. е. аэродинамические нагрузки от рулевых поверхностей не передаются на органы управления. Усилия на штурвале и педалях создают загрузочные механизмы.

При отказе обеих гидросистем руль высоты и элероны управляются пилотами вручную, а руль направления управляется с помощью резервной гидросистемы (standby hydraulic system).

Поперечное управление

Поперечное управление

Поперечное управление осуществляется элеронами и отклоняемыми в полете интерцепторами (flight spoilers).

При наличии гидропитания на рулевых приводах элеронов поперечное управление работает следующим образом:

• перемещение штурвальных колес штурвалов по тросовой проводке передается на рулевые приводы элеронов и далее на элероны;
• кроме элеронов, рулевые приводы элеронов перемещают пружинную тягу (aileron spring cartridge), связанную с системой управления интерцепторами и таким образом приводят её в движение;
• движение пружинной тяги передается на устройство изменения передаточного коэффициента (spoiler ratio changer). Здесь управляющее воздействие уменьшается в зависимости от величины отклонения рукоятки управления интерцепторами (speed brake lever). Чем больше отклонены интерцепторы в режиме воздушных тормозов, тем меньше коэффициент передачи перемещения штурвалов по крену;
• далее перемещение передается на механизм управления интерцепторами (spoiler mixer), где оно суммируется с перемещением рукоятки управления интерцепторами. На крыле с поднятым элероном интерцепторы приподнимаются, а на другом крыле – приспускаются. Таким образом, одновременно выполняются функции воздушного тормоза и поперечного управления. Интерцепторы включаются в работу при повороте штурвального колеса более 10 градусов;
• также, вместе со всей системой, движется тросовая проводка от устройства изменения передаточного коэффициента до устройства зацепления (lost motion device) механизма связи штурвалов.

Устройство зацепления соединяет правый штурвал с тросовой проводкой управления интерцепторами при рассогласовании более 12 градусов (поворота штурвального колеса).

При отсутствии гидропитания на рулевых приводах элеронов, они будут отклоняться пилотами вручную, а при повороте штурвала на угол более 12 градусов будет приводиться в движение тросовая проводка системы управления интерцепторами. Если при этом рулевые машины интерцепторов будут работать, то интерцепторы будут работать в помощь элеронам.

Эта же схема позволяет второму пилоту управлять интерцепторами по крену при заклинении штурвала командира или тросовой проводки элеронов. При этом ему необходимо приложить усилие порядка 80-120 фунтов (36-54 кг), чтобы преодолеть усилие предварительной затяжки пружины в механизме связи штурвалов (aileron transfer mechanism), отклонить штурвал более 12 градусов и тогда вступят в работу интерцепторы.

При заклинении правого штурвала или тросовой проводки интерцепторов командир имеет возможность управлять элеронами, преодолевая усилие пружины в механизме связи штурвалов.

Рулевой привод элеронов соединен тросовой проводкой с левой штурвальной колонкой через загрузочный механизм (aileron feel and centering unit). Данное устройство имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем рулевом приводе, а также смещает положение нулевых усилий (механизм триммерного эффекта). Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет рулевым приводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что приведет к неожидаемому кренению самолета. Для уменьшения вероятности непреднамеренного триммирования элеронов, установлено два переключателя. При этом триммирование произойдет только при нажатии на оба переключателя одновременно.

Для уменьшения усилий при ручном управлении (manual reversion) элероны имеют кинематические сервокомпенсаторы (tabs) и балансировочные панели (balance panel).

Сервокомпенсаторы кинематически связаны с элеронами и отклоняются в противоположную отклонению элерона сторону. Это уменьшает шарнирный момент элерона и усилия на штурвале.

Балансировочная панель

Балансировочные панели представляют собой панели соединяющие переднюю кромку элерона с задним лонжероном крыла с помощью шарнирных соединений. При отклонении элерона, например, вниз - на нижней поверхности крыла в зоне элерона возникает зона повышенного давления, а на верхней – разрежения. Этот перепад давления распространяется в зону между передней кромкой элерона и крылом и, воздействуя на балансировочную панель, уменьшает шарнирный момент элерона.

При отсутствии гидропитания рулевой привод работает как жесткая тяга. Механизм триммерного эффекта реального уменьшения усилий не обеспечивает. Триммировать усилия на рулевой колонке можно с помощью руля направления или, в крайнем случае, разнотягом двигателей.

Управление по тангажу

Управляющими поверхностями продольного управления являются: руль высоты, обеспеченный гидравлическим рулевым приводом, и стабилизатор, обеспеченный электрическим приводом. Штурвалы пилотов связаны с гидравлическими приводами руля высоты с помощью тросовой проводки. Кроме этого, на вход гидроприводов воздействует автопилот и система триммирования по числу М.

Нормальное управление стабилизатором осуществляется от переключателей на штурвалах или автопилотом.Резервное управление стабилизатором - механическое с помощью колеса управления на центральном пульте управления.

Две половины руля высоты механически соединены между собой с помощью трубы. Гидроприводы руля высоты питаются от гидросистем А и В. Подачей гидрожидкости к приводам управляют переключатели в кабине пилотов (Flight Control Switches).

Одной работающей гидросистемы достаточно для нормальной работы руля высоты. В случае отказа обоих гидросистем (manual reversion) руль высоты отклоняется вручную от любого из штурвалов. Для уменьшения шарнирного момента руль высоты оснащен двумя аэродинамическими сервокомпенсаторами и шестью балансировочными панелями.

Наличие балансировочных панелей приводит к необходимости установки стабилизатора полностью на пикирование (0 units) перед обливом против обледенения. Такая установка предотвращает попадание слякоти и противообледенительной жидкости в вентиляционные отверстия балансировочных панелей (см. балансировочные панели элеронов).

Шарнирный момент руля высоты,при работающем гидроприводе, на штурвал не передается, а усилия на штурвале создаются с помощью пружины механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) на который, в свою очередь, передаются усилия от гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer).

Механизм триммерного эффекта

При отклонении штурвала поворачивается центрирующий кулачок и подпружиненный ролик выходит из своей «ямки» на боковую поверхность кулачка. Стремясь под действием пружины вернуться обратно, он создает усилие в поводке управления, препятствующее отклонению штурвала. Кроме пружины на ролик воздействует исполнительный механизм имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer). Чем больше скорость, тем сильнее ролик будет прижиматься к кулачку, что будет имитировать возрастание скоростного напора.

Особенностью двухпоршневого цилиндра является то, что он воздействует на feel and centering unit максимальным из двух командных давлений. Это легко понять по рисунку, поскольку между поршнями давления нет, и цилиндр будет находиться в нарисованном состоянии только при одинаковых командных давлениях. Если же одно из давлений станет больше, то цилиндр сместится в сторону большего давления, пока один из поршней не упрется в механическую преграду, исключив, таким образом, цилиндр с меньшим давлением из работы.

Имитатор аэродинамической нагрузки

На вход elevator feel computer поступает скорость полета (от приемников воздушного давления, установленных на киле) и положение стабилизатора.

Под действием разности полного и статического давлений мембрана прогибается вниз, смещая золотник командного давления. Чем больше скорость, тем больше командное давление.

Изменение положения стабилизатора передается на кулачок стабилизатора, который через пружину воздействует на золотник командного давления. Чем больше стабилизатор отклонен на кабрирование, тем меньше командное давление.

Предохранительный клапан срабатывает при избыточном командном давлении.

Таким образом гидравлическое давление из гидросистем А и В (210 атм.) преобразуется в соответствующее командное давление (от 14 до 150 атм.), воздействующее на feel and centering unit.

Если разница в командных давлениях становится более допустимой, пилотам выдается сигнал FEEL DIFF PRESS, при убранных закрылках. Эта ситуация возможна при отказе одной из гидросистем или одной из веток приемников воздушного давления. Никаких действий от экипажа не требуется поскольку система продолжает нормально функционировать.

Система улучшения устойчивости по скорости (Mach Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система MACH TRIM обеспечивает устойчивость по скорости при числе М более 0,615. При увеличении числа М электромеханизм MACH TRIM ACTUATOR смещает нейтраль механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) и руль высоты автоматически отклоняется на кабрирование, компенсируя пикирующий момент от смещения аэродинамического фокуса вперед. При этом на штурвал никакие перемещения не передаются. Подключение и отключение системы происходит автоматически в функции числа М.

Система получает число М от Air Data Computer. Система двухканальная. При отказе одного канала индицируется MACH TRIM FAIL при нажатии Master Caution и гаснет после Reset. При двойном отказе система не работает и сигнал не гасится, необходимо выдерживать число М не более 0.74.

Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: ручного и автопилота, а также механически, с помощью колеса управления. На случай заклинивания электродвигателя предусмотрена муфта, разъединяющая трансмиссию от электродвигателей при приложении усилий к колесу управления.

Управление стабилизатором

Управление электродвигателем ручного триммирования выполняется от нажимных переключателей на штурвалах пилотов, при этом при выпущенных закрылках стабилизатор перекладывается с большей скоростью, чем при убранных. Нажатие этих переключателей приводит к отключению автопилота.

Система улучшения устойчивости по скорости (Speed Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей.

Система улучшения устойчивости по скорости работает на скоростях 90 – 250 узлов. Если компьютер улавливает изменение скорости, то система автоматически включается при отключенном автопилоте, выпущенных закрылках (на 400/500 независимо от закрылков), оборотах двигателей N1 более 60%. При этом должно пройти более 5 секунд после предыдущего ручного триммирования и не менее 10 секунд после отрыва от ВПП.

Принцип работы заключается в перекладывании стабилизатора в зависимости от изменения скорости самолета, таким образом, чтобы при разгоне самолет имел тенденцию к задиранию носа и наоборот. (При разгоне 90 – 250 узлов стабилизатор автоматически перекладывается на 8 градусов на кабрирование). Кроме изменений скорости компьютер учитывает обороты двигателей, вертикальную скорость и приближение к сваливанию.

Чем выше режим двигателей, тем быстрее начнет срабатывать система. Чем больше вертикальная скорость набора высоты, тем больше стабилизатор отрабатывает на пикирование. При приближении к углам сваливания система автоматически отключается.

Система двухканальная. При отказе одного канала полет разрешается. При двойном отказе вылетать нельзя. Если двойной отказ произошел в полете, QRH не требует никаких действий, но логично было бы повысить контроль за скоростью на этапах захода на посадку и ухода на второй круг.

Путевое управление

Путевое управление самолетом обеспечивается рулем направления. На руле отсутствует сервокомпенсатор. Отклонение руля обеспечивается с помощью одного главного рулевого привода и резервного рулевого привода. Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В, а резервный от третьей (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление.

Триммирование руля направления с помощью ручки на центральном пульте осуществляется смещением нейтрали механизма триммерного эффекта.

На самолетах серии 300-500 производилась модификация схемы управления рулем направления (RSEP modification). RSEP –Rudder System Enhancement Program.

Внешний признак выполнения данной модификации – дополнительное табло «STBY RUD ON» в левом верхнем углу панели FLIGHT CONTROL.

Путевое управление осуществляется педалями. Их перемещение передается тросовой проводкой на трубу, которая, вращаясь, перемещает тяги управления главного и резервного рулевых приводов. К этой же трубе прикреплен механизм триммерного эффекта.

Механизация крыла

Механизация крыла и рулевые поверхности

Переходный процесс двигателя

На рисунке показан характер переходных процессов двигателя с выключенным и работающим РМС.

Таким образом, при работающем РМС положение РУД определяет заданный N1. Поэтому в процессе взлета и набора высоты тяга двигателя будет оставаться постоянной, при неизменном положении РУД.

Особенности управления двигателями при выключенном РМС

При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7 %. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.

При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).

В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.

Автомат тяги

Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с автопилотом и навигационным компьютером (FMS, Flight Management System).

Автомат тяги имеет следующие режимы работы: взлет (TAKEOFF); набор высоты (CLIMB); занятие заданной высоты (ALT ACQ); крейсерский полет (CRUISE); снижение (DESCENT); заход на посадку (APPROACH); уход на второй круг (GO-AROUND).

FMC передает на автомат тяги информацию о требуемом режиме работы, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, а также другую информацию.

Особенности работы автомата тяги при отказе FMC

В случае отказа FMC компьютер автомата тяги рассчитывает собственные предельные обороты N1 и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если автомат тяги в этот момент будет работать в режиме взлета, то произойдет его автоматическое отключение с индикацией отказа «A/T».

Рассчитанные автоматом обороты N1 могут быть в пределах (+0 % −1 %) от рассчитанных FMC оборотов набора высоты (FMC climb N1 limits).

В режиме ухода на второй круг, рассчитанные автоматом обороты N1, обеспечивают более плавный переход от захода на посадку к набору высоты и рассчитываются из условий обеспечения положительного градиента набора высоты.

Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС

При неработающем РМС положение РУД уже не соответствует заданным оборотам N1 и, чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения РУД с 60 до 55 градусов.

Скорость полета

Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:

• Приборная скорость (Indicated или IAS) - показание указателя воздушной скорости без учёта поправок.
• Индикаторная земная скорость (Calibrated или CAS). Индикаторная земная скорость равна приборной скорости, в которую внесены аэродинамическая и инструментальная поправки.
• Индикаторная скорость (Equivalent или EAS). Индикаторная скорость равна индикаторной земной скорости, в которую внесена поправка на сжимаемость воздуха.
• Истинная скорость (True или TAS). Истинная скорость равна индикаторной скорости, в которую внесена поправка на плотность воздуха.

Пояснения к скоростям начнем в обратном порядке. Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока p * (pitot) и статическое давление p (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха p * − p = ρ * V 2 / 2 . Скоростной напор зависит как от истинной скорости V , так и от плотности воздуха ρ . Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью .

Индикаторная скорость V i играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы.

Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью V i 3 (calibrated). Разность V i − V i 3 называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета.

Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated).

На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД.

Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД. Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли. В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах.

В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы.

В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости.

Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам Unrelaible airspeed в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета. Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно.

Как правило, надежная информация в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей).

На графике показана потребная тяга двигателя (сила сопротивления самолета) в горизонтальном полете на уровне моря в стандартной атмосфере. Тяга указана в тысячах фунтов, а скорость – в узлах.

Взлет самолета

Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости V F T O (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:

1. Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета .
2. Минимально-допустимым градиентом набора высоты.
3. Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.
4. Располагаемой дистанцией взлета.
5. Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.
6. Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.
7. Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках .
8. Минимальной эволютивной скоростью разбега; V M C G (minimum control speed on the ground)

Минимально-допустимый градиент набора высоты

В соответствии с нормами летной годности FAR 25 (Federal Aviation Regulations) градиент нормируется по трем сегментам:

1. С выпущенными шасси , закрылки во взлетном положении - градиент должен быть более нуля.
2. После уборки шасси, закрылки во взлетном положении - минимальный градиент 2,4 %. Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.
3. В крейсерской конфигурации - минимальный градиент 1,2 %.

Дистанция взлета

В располагаемую дистанцию взлета (takeoff field length) входит рабочая длина взлетно-посадочной полосы с учетом концевой полосы безопасности (Stopway) и полосы, свободной от препятствий (Clearway).

Располагаемая дистанция взлета не может быть меньше любой из трех дистанций:

1. Дистанции продолженного взлета от начала движения до набора высоты условного препятствия (screen height) 35 футов и безопасной скорости V 2 при отказе двигателя на скорости принятия решения V 1 .
2. Дистанции прерванного взлета , при отказе двигателя на V E F . Где V E F (engine failure) - скорость в момент отказа двигателя, при этом предполагается, что пилот распознает отказ и выполнит первое действие по прекращению взлета на скорости принятия решения V 1 . На сухой ВПП не учитывается влияние реверса работающего двигателя.
3. Дистанции взлета с нормально работающими двигателями от начала движения до набора высоты условного препятствия 35 футов, умноженной на коэффициент 1,15.

В располагаемую дистанцию взлета входят рабочая длина ВПП и длина концевой полосы безопасности (Stopway).

Длину полосы, свободной от препятствий (Clearway), разрешается прибавлять к располагаемой дистанции взлета, но не более половины воздушного участка траектории взлета от точки отрыва до набора высоты 35 футов и безопасной скорости.

Если мы прибавляем к длине ВПП длину КБП, то мы можем увеличить взлетный вес, при этом скорость принятия решения увеличится, для обеспечения набора высоты 35 футов над концом КБП.

Если мы используем полосу свободную от препятствий, то мы также можем увеличить взлетный вес, но при этом скорость принятия решения уменьшится, поскольку нам необходимо обеспечить остановку самолета в случае прерванного взлета с увеличенным весом в пределах рабочей длины ВПП. В случае продолженного взлета в этом случае самолет наберет высоту 35 футов за пределами ВПП, но над полосой, свободной от препятствий.

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями по «чистой» (net) траектории взлета равна 35 футов.

«Чистая» - это траектория взлета, градиент набора высоты которой уменьшен на 0,8 % по сравнению с реальным градиентом для данных условий.

При построении схемы стандартного выхода из района аэродрома после взлета (SID) закладывается минимальный градиент «чистой» траектории 2,5 %. Таким образом, чтобы выполнить схему выхода, максимальный взлетный вес самолета должен обеспечить градиент набора высоты 2,5 +0,8 = 3,3 %. Некоторые схемы выхода могут требовать более высокого градиента, что требует уменьшения взлетного веса.

Минимальная эволютивная скорость разбега

Это земная индикаторная скорость в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя, возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления (без использования управления передним колесом шасси) и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положении для обеспечения безопасного продолжения взлета. V M C G не зависит от состояния ВПП, поскольку при ее определении не учитывается реакция ВПП на самолет.

В таблице представлена V M C G в узлах для взлета с двигателями с тягой 22К. Где Actual OAT- температура наружного воздуха, а Press ALT- превышение аэродрома в футах. Приписка снизу касается взлета с выключенными отборами воздуха от двигателей (no engine bleeds takeoff), поскольку тяга двигателей возрастает, то возрастает и V M C G .

Actual OAT	Press ALT
C	0	2000	4000	6000	8000
40	111	107	103	99	94
30	116	111	107	103	99
20	116	113	111	107	102
10	116	113	111	108	104

For A/C OFF increase V1(MCG) by 2 knots.

Взлет с отказавшим двигателем может быть продолжен лишь в случае, если отказ двигателя произойдет при скорости не менее, чем V M C G .

Взлет с мокрой полосы

При расчете максимально-допустимой взлетной массы, в случае продолженного взлета, используется уменьшенная высота условного препятствия (screen height) 15 футов, вместо 35 футов для сухой ВПП. В связи с этим нельзя в расчет взлетной дистанции включать полосу, свободную от препятствий(Clearway).

СРЕДСТВА УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

Как уже отмечалось, проектируемое для скоростного полета крыло с малым сопротивлением не обладает в полетной кон­фигурации хорошими несущими свойствами на малых скоростях полета и имеет поэтому очень высокие скорости сваливания. Вы­сокую скорость сваливания в полетной конфигурации можно было бы допустить при обязательном условии тщательного анализа всех запасов по скорости и правил эксплуатации самолета, но такая скорость неприемлема, потому что при этом увеличиваются взлет­ная и посадочная дистанции самолета. Поэтому для снижения ско­рости сваливания и связанных с нею скоростей при взлете и по­садке применяются устройства, способствующие увеличению подъ­емной силы. Использование этих устройств, естественно, помогает сокращению взлетной и посадочной дистанции самолета.

Обратимся еще раз к формуле подъемной силы c ff S-V 2 pl/ 2 и вспомним, что S - эффективная площадь крыла и с у - коэффи­циент подъемной силы.

Принцип действия закрылков, расположенных вдоль задней кромки крыла, ясен. Такие закрылки, за исключением простых щитков и разрезных закрылков, обеспечивают увеличение подъем­ной силы благодаря:

А) увеличению хорды крыла и вызванному этим весьма суще­
ственному увеличению площади крыла (т. е. благодаря увеличе­
нию множителя S в формуле подъемной силы);

Б) увеличению общей кривизны профиля крыла (т. е. благодаря
увеличению множителя с у ). Профиль увеличенной кривизны от­
клоняет поток более интенсивно и увеличивает таким образом
подъемную силу.

Закрылок может быть весьма сложным и выполнен как в виде двухщелевой, так и трехщелевой конструкции. Щели предназна­чены для того, чтобы обеспечить устойчивость потока над верх­ней поверхностью профиля и таким образом задержать отрыв по­тока до возможно больших углов атаки.

По мере развития реактивного авиационного транспорта по­требность в создании хорошего скоростного крыла стала еще более настоятельной, поскольку возникла необходимость сочетать эко­номичную эксплуатацию при очень высоких скоростях крейсер­ского полета с хорошими взлетно-посадочными характеристиками. Однако, несмотря на дальнейшее совершенствование конструкции закрылков, скорости сваливания оставались высокими,и надо было предпринять нечто новое. Совершенно естественно, что внимание конструкторов привлекла передняя кромка крыла, и устройства для улучшения несущих свойств крыла стали размещаться и на ней.

Сначала это были простые отклоняемые вниз носки, но позднее появились выдвижные щелевые передние кромки или предкрылки. Они работают так же, как и закрылки, т. е. они: а) в большинстве

8 Д. ДЭБИС ИЗ

Посадочная конфигурация

крейсерская конфигурация

Рис. 4.8. Изменение подъемной силы в зависимости от кон­фигурации самолета

Случаев несколько увеличивают площадь крыла, б) еще больше увеличивают общую кривизну профиля и в) увеличивают эффек­тивность основного профиля крыла. Предкрылки обеспечивают хорошее обтекание крыла воздушным потоком до больших углов атаки, предотвращают отрыв потока и, следовательно, позволяют получать более высокие значения максимальных коэффициентов подъемной силы.

На рис. 4.8 можно видеть различия между сечениями крыла в крейсерской и посадочной конфигурациях.

Описанные устройства дают возможность превратить скорост­ное крыло малого сопротивления в крыло с очень высокими не­сущими свойствами при взлете и посадке.

Большая часть из того, что можно сказать о последствиях вве­дения механизации крыла, весьма элементарна. Однако следую­щие четыре обстоятельства следует выделить особо.

Избыток подъемной силы

В начальный момент захода на посадку, когда самолет пере­ходит из крейсерской конфигурации в посадочную, создается зна­чительный избыток подъемной силы. Если угловое положение самолета при этом не изменится, то этот избыток подъемной силы приведет к увеличению высоты полета. Влияние скорости при этом в известной мере носит академический характер, поскольку избы­ток лобового сопротивления вскоре после завершения процесса изменения конфигурации приведет к уменьшению скорости по­лета. Общее изменение балансировки может быть весьма значи­тельным, и следует проявлять большую осторожность, чтобы из­бежать увеличения высоты полета в интересах точности выдер­живания траектории полета.

Преждевременная уборка механизации

Если после взлета механизация убирается на слишком малой скорости полета, самолет может оказаться в весьма опасной зоне скоростей, близких к скорости сваливания для полетной конфи-

гурации, и при этом еще могут возникнуть дополнительные ослож­нения из-за высокого прироста лобового сопротивления, связан­ного с полетом на скоростях ниже V IMD . Для преодоления этих осложнений требуется большая тяга двигателей. Если максималь­ная тяга уже используется, то потеря высоты при возвращении к нормальным условиям полета практически неизбежна. Те, кто знаком с расчетными летными характеристиками сверхзвукового транспортного самолета, очевидно, сочтет этот режим эквивалент­ным полету на скорости, меньшей скорости при нулевой скоро­подъемности, при котором возвращение к нормальному полету возможно лишь с потерей высоты. Последствия преждевременной уборки механизации будут еще более опасными при полете с раз­воротом из-за присущих этому режиму повышенных скоростей сваливания.

Поэтому после взлета, прежде чем убирать механизацию, убе­дитесь, что скорость уже достаточна для полетной конфигурации. Если уборка закрылков происходит медленно, что бывает очень часто, сочетайте известную вам скорость их уборки с ожидаемым темпом разгона самолета, чтобы к моменту окончания уборки за­крылков достичь нужной скорости полета.

Случай частичного отказа механизации

Целевое назначение и надежность конструкции предкрылков и закрылков определяют частоту того или иного отказа. Для по­давляющего большинства самолетов, с которыми знаком автор, любая механизация крыла лучше, чем ее отсутствие; поэтому обычно используются все работоспособные средства механизации крыла для увеличения подъемной силы, но, естественно, при усло­вии симметричного их выпуска. Этим необычным конфигурациям очевидно соответствуют большие скорости захода на посадку и худшие, но тем не менее вполне безопасные срывные характери­стики самолета. Пилотажные характеристики остаются прак­тически нормальными, за исключением того, что в случае отказа системы выпуска закрылков самолет при полете по глиссаде будет иметь увеличенный угол тангажа. Следует отметить, что на некоторых реактивных самолетах не допускается выпуск закрылков без выпуска предкрылков или наоборот. Поэтому отказ любого из этих устройств приводит к необходимости посадки в полетной кон­фигурации. Проверьте себя, чтобы убедиться, что вам известны все особенности пилотирования самолета в этих условиях.

Случай полного отказа механизации

В редких случаях полного отказа всех средств механизации крыла пилот должен будет осуществлять заход самолета на по­садку в полетной конфигурации. Пилотирование самолета при этом особых затруднений не вызывает. Конечно, скорость захода

На посадку будет достаточно высока, но только в самой по себе скорости нет ничего угрожающего (подробнее об этом см.ниже), и заход на посадку выполняется точно так же, как на обычном са­молете с ПД без закрылков.

Здесь уместно отметить следующее:

1. 
   Вес самолета следует уменьшить, насколько это возможно,
   чтобы снизить потребную скорость захода на посадку и не превы­
   сить максимально допустимую скорость движения пневматиков
   самолета по земле.
2. 
   Следует избегать сложных матеорологических условий. Это
   одна из тех областей, где сама по себе скорость полета становится
   очень важной, поскольку для любой заданной высоты время, не­
   обходимое для устранения пилотом боковой ошибки самолета-
   момента установления визуального контакта с землей и до при­
   земления - уменьшается с увеличением скорости.
3. 
   Потребная посадочная дистанция самолета может быть очень
   большой. Она зависит от типа самолета и изменяется в широких
   пределах. Для тех типов самолетов, для которых в подобных си­
   туациях разрешается применение полной реверсивной тяги не­
   посредственно перед касанием, потребная посадочная дистанция
   будет ненамного больше нормальной. На самолетах, имеющих
   предкрылки и использующих реверс тяги только после касания,
   дистанция с момента пересечения самолетом входной кромки ВПП
   на скорости V AT до полной остановки самолета может составить
   при безветрии около 2700 м (без какого-либо запаса).
4. 
   Выполняйте пологий заход на посадку практически по гори­
   зонтали. На четырехдвигательном самолете управление скоростью
   полета облегчается выводом внешних двигателей на режим малого
   газа и при использовании для захода на посадку одних только
   внутренних двигателей (для трехдвигательного самолета на режим
   малого газа выводится центральный двигатель). Поскольку ре­
   активный самолет имеет малое лобовое сопротивление, располагае­
   мой тяги будет вполне достаточно, и большие перемещения рыча­
   гов управления двигателями будут возможны без больших из­
   менений скорости.
5. 
   Не задирайте слишком самолет при посадке, иначе вы мо­
   жете удариться о землю хвостовой частью фюзеляжа. Вблизи
   земли, после того как вы уже уменьшили вертикальную скорость
   снижения небольшим отклонением руля высоты вверх, просто
   продолжайте сближаться с землей.
6. 
   После касания сосредоточьте все свое внимание на торможе­
   нии самолета. Немедленно выпустите интерцепторы и полностью
   включите реверс тяги на всех двигателях. Держите двигатели в ре­
   жиме реверсирования тяги до тех пор, пока не станет ясно, что
   самолет не выкатится за пределы ВПП. Позвольте реверсу тяги
   в первые несколько секунд сделать свое дело. Убедитесь, что са­
   молет твердо стоит на трех точках, и затем плавно доведите
   усилия торможения до максимальных и удерживайте их некоторое

116

Время. Современные тормоза очень эффективны, а количество энергии, поглощаемой ими в этом случае, меньше, чем при прерван­ном взлете самолета с максимальным взлетным весом на ско­рости Vi до останова.

В заключение следует сказать, что, если в случае посадки са­молета в полетной конфигурации есть возможность уйти на запас­ной аэродром с длинной ВПП, хорошими подходами и с хорошими погодными условиями, эту возможность надо использовать.

СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА

Подъемная сила создается крылом путем ускорения потока воздуха над верхней поверхностью крыла до скорости,более высокой, чем скорость потока под нижней поверхностью. Чем больше разность этих скоростей, тем больше перепад давления и соответственно больше вектор подъемной силы.

Поскольку местная скорость потока над верхней поверхностью превышает скорость невозмущенного потока при наличии суще­ственной кривизны профиля на довольно значительную величину, то очевидно, что над верхней поверхностью поток достигнет ско­рости звука раньше, чем это произойдет в невозмущенном потоке. При этой скорости на крыле формируются местные скачки уплот­нения и начинает проявляться влияние сжимаемости, растет ло­бовое сопротивление, может ощущаться бафтинг, изменяется подъемная сила и положение центра давления, что при фиксиро­ванном угле стабилизатора приводит к изменению продольного момента. Число М, при котором начинает проявляться влияние сжимаемости, называется критическим; для прямого крыла оно может быть весьма небольшим, около 0,7.

Вспомним, что при значительной стреловидности крыла вектор скорости, нормальный к передней кромке, будет меньше вектора скорости невозмущенного потока. На рис. 4.5 вектор АС меньше, чем АВ. Поскольку крыло реагирует только на вектор скорости, нормальный к передней кромке, то на стреловидном крыле при любом числе М набегающего потока происходит уменьшение эффек­тивной составляющей скорости, нормальной к передней кромке крыла. Это означает, что воздушная скорость может увеличиваться до тех пор, пока эта составляющая скорости не достигнет скорости звука, благодаря чему возрастает критическое число М. Вот по­чему скоростные самолеты и имеют стреловидные крылья. По­скольку относительная толщина крыла определяет степень уско­рения воздушного потока над верхней поверхностью крыла, то, чем тоньше крыло, тем меньше ускорение потока. Поэтому при тонком крыле можно достичь более высокой воздушной скорости, прежде чем воздушный поток над верхней поверхностью станет звуковым. Вот почему скоростные самолеты имеют тонкие стрело­видные крылья.

Использование стреловидного крыла приводит к весьма сущест­венным последствиям. С первого взгляда на таблицу различий ста-

Увеличенная Уменьшенная Рис. 4.9. Зависимость эффективного удли-
проекция проекции нения крыла от угла рыскания

размаха размаха

Новится видно, как много у самолета свойств, зависящих от стреловидно­сти. Все они достаточно важны и за­служивают того, чтобы им были по­священы специальные подразделы, и только два из них следует обсу­дить в этом подразделе.

Поскольку стреловидность при­водит к уменьшению эффективной скорости потока, то при прочих рав­ных условиях на стреловидном кры­ле при любой скорости полета будет создаваться меньшая по величине подъемная сила, чем на прямом крыле. Эта потеря подъемной силы может быть восполнена путем увеличения

Угла атаки, что, в частности, объясняет наличие довольно боль­ших углов тангажа у реактивных самолетов при заходе на посадку. Это вовсе не означает, что самолет со стреловидным крылом летает на углах атаки, более близких к срывным, чем самолет с прямым крылом; оба эти самолета эксплуатируются на соответствующих скоростях (около l,3Vs)> но самолет со стреловидным крылом реа­лизует максимальные значения с у на больших углах атаки, чем самолет с прямым крылом. Это объясняется тем, что поток над верхней поверхностью стреловидного крыла менее «энергичен», чем у прямого крыла, и, следовательно, приближение к будет происходить на больших углах атаки.

При рыскании самолета с прямым крылом происходит также его кренение. Это происходит потому, что внутренняя к развороту консоль крыла замедляется и опускается, а наружная ускоряется и поднимается, поскольку при неодинаковых скоростях консолей крыла получаются разные значения подъемной силы на каждой консоли. На самолете со стреловидным крылом этот эффект усу­губляется еще и тем, что стреловидность каждой консоли крыла существенно влияет на угол скольжения. Более быстрая наружная консоль крыла становится менее стреловидной по отношению к по­току и создает при том же угле атаки увеличенную подъемную силу, так как при этом увеличивается эффективное относительное удлинение крыла. Более медленная внутренняя консоль крыла ста­новится еще более стреловидной и при том же угле атаки по той же самой причине теряет подъемную силу. Этим в еще большей сте­пени нарушается равенство составляющих подъемной силы на консолях крыла и в значительной мере увеличивается тенденция к кренению. Рис. 4.9 показывает, что наружная консоль крыла имеет намного большее эффективное относительное удлинение,

чем внутренняя консоль, и, кроме того, движется с большей ско­ростью. Таким образом, применяя для каждой консоли крыла отдельно формулу c y S ^ UpV 2 , видим, что наружная консоль крыла имеет более высокие значения V 2 и с у , в то время как внутренняя-консоль - меньшие. Это приводит к весьма значительному кре­нению самолета. Этот большой кренящий момент при рыскании самолета очень важен для анализа пилотажных характеристик самолета, и его различные проявления будут подробно отражены в соответствующих подразделах книги.

КОЛЕБАНИЯ ТИПА «ГОЛЛАНДСКИЙ ШАГ»

Если вы пилотируете тщательно сбалансированный и стриммированный по усилиям (включая использование триммеров руля направления и элеронов) самолет с ПД на крейсерском ре­жиме и затем бросите управление сразу по всем трем каналам, то самолет будет сохранять режим установившегося полета благодаря наличию устойчивости самолета по всем трем осям. Если теперь возьметесь за штурвальную колонку и плавно введете самолет в крен, сначала, скажем, на 15° влево, а затем на 15° вправо и повторите все это несколько раз, то произойдет примерно то, что ощущается пилотами реактивных самолетов как колебания, часто называемые «голландским шагом». Затем позвольте самолету ус­покоиться и после этого отклоните руль направления сначала влево, а затем вправо. Как и при даче только элеронов, будет развиваться аналогичное движение: рыскание в одном направле­нии вызовет кренение самолета в определенном направлении (как это было объяснено выше), затем рыскание в другом направлении вызовет противоположное кренение самолета. Вот теперь мы весь­ма близки к тому, чтобы представить, что в действительности пред­ставляет собой «голландский шаг» реактивного самолета.

«Голландский шаг» - это комбинированное движение рыска­ния и крена, причем рыскание не столь значительно, как крене­ние, и создается впечатление, что самолет осуществляет длитель­ное знакопеременное движение по крену. Пока движение «голланд­ского шага» не чрезмерно интенсивное, возмущений по тангажу не наблюдается.

Иначе «голландский шаг» можно определить как боковое коле­бательное движение самолета. Наряду с колебательным движе­нием существует спиральное движение - явление, которое будет объяснено ниже, хотя сам термин почти объясняет его сущность.

Характеристики путевого и поперечного движения самолета зависят от нескольких взаимосвязанных факторов. С одной сто­роны - это влияние угла поперечного V и угла стреловидности, от которых в основном зависят характеристики поперечного дви­жения самолета; с другой стороны - это влияние вертикального оперения и руля направления, от которых в основном зависят характеристики путевого движения. Из взаимосвязи указанных двух групп факторов проистекают свойства спирального и коле-

бательного движений самолета, которые всегда находятся в про­тиворечии. Если доминируют факторы, действующие в попереч­ной плоскости,то самолет обладает тенденцией к спиральной устой­чивости и к колебательной неустойчивости; если доминируют фак­торы, действующие в плоскости рыскания, то самолет имеет тен­денцию к спиральной неустойчивости и к колебательной устой­чивости. На поведение самолета, конечно, оказывают влияние и другие факторы, но, как всегда, определяющим в конечном счете является удачный компромисс между двумя указанными харак­теристиками устойчивости.

Колебательная устойчивость, т. е. затухающий «голландский шаг», может быть теперь определена как тенденция самолета при возмущениях как в путевом, так и в поперечном канале гасить возникающие в результате этого колебания рыскания и крена и возвращаться к условиям установившегося полета.

Прежде чем перейти к рассмотрению причин, обусловливаю­щих такое поведение самолета, вспомним, что стреловидное крыло обладает значительной тенденцией к кренению при рыскании само­лета (об этом подробнее говорилось выше).

Когда самолет рыскает, он кренится. Вертикальное оперение и руль направления препятствуют рысканию, замедляют и пре­кращают его, и самолет возвращается к прямолинейному полету. Если вертикальное оперение и руль направления имеют доста­точно большие площади, то амплитуда каждого последующего колебания рыскания и кренения будет меньше амплитуды каждого предыдущего колебания; амплитуда будет постепенно уменьшаться до полного прекращения колебаний. Однако, если вертикальное оперение и руль направления слишком малы (заметьте, что «слиш­ком малы» только в смысле обеспечения необходимых характери­стик колебательной устойчивости), амплитуда каждого последую­щего колебания рыскания и крена будет больше амплитуды пре­дыдущего и колебательное движение самолета, называемое «гол­ландским шагом», становится расходящимся, т. е. неустойчивым. И хотя именно начальное возмущение по рысканию является той первопричиной, которая вызывает это неблагоприятное поведение самолета, все же на большинстве самолетов наиболее заметным для пилота будет движение в плоскости крена. Вот почему движе­ние самолета в этой плоскости используется как основа для оценки характеристик «голландского шага».

Подобно другим видам устойчивости, колебательная устой­чивость может быть положительной, отрицательной или может иметь место нулевой запас колебательной устойчивости; этим ви­дам колебательной устойчивости соответствуют затухающий, рас­ходящийся и незатухающий «голландский шаг» (колебания по­стоянной амплитуды). Характеристики «голландского шага» опре­деляются по осциллограммам изменения угла крена в зависи­мости от времени. Осциллограмма затухающего движения пока­зана на рис. 4.10.

Рис. 4.10. Затухающий «голланд­ский шаг»

Затухающее колебатель­ное движение безопасно, так как самолет, предоставлен­ный самому себе, будет в конце концов быстро или медленно возвращаться к ре­жиму установившегося полета. Рис. 4.11 иллюстрирует харак­тер незатухающего «голландского шага» постоянной амплитудьь Это движение, характеризующее нулевой запас колебательной устойчивости, достаточно безопасно, поскольку само по себе оно не ухудшает положения дел, но тем не менее отсутствие запаса колебательной устойчивости нежелательно, так как, если амплитуда колебаний велика или частота колебаний мала, пилотирование самолета становится неприятным и утоми­тельным.

На рис. 4.12 представлена осциллограмма расходящегося.«гол­ландского шага» (отрицательная колебательная устойчивость). Такое движение потенциально опасно, потому что рано или поздно в зависимости от степени неустойчивости самолет может полностью выйти из повиновения или потребует постоянного внимания и очень высокого мастерства пилота для сохранения надлежащего уровня управляемости.

Расходящиеся колебания следует оценивать следующим обра­зом: при большой расходимости колебаний по амплитуде самолет не может быть сертифицирован для эксплуатации, но если эти колебания расходятся очень медленно, то ввод самолета в эксплуа­тацию может быть разрешен. Пилоты обычно не находят суще­ственных различий между медленно расходящимися колебаниями типа «голландский шаг» и колебаниями с постоянной амплитудой, так как для этого нужен весьма большой промежуток времени. По этой причине на протяжении короткого промежутка времени слабо расходящиеся колебания типа «голландский шаг» воспри­нимаются пилотами как колебания с постоянной амплитудой. Поэтому наиболее удобным параметром для оценки степени коле­бательной устойчивости самолета является время, в течение ко­торого амплитуда колебаний увеличивается вдвое (колебательная

неустойчивость) или, наобо-

». рот, уменьшается в два ра-

За (колебательная устойчи­вость).

Рис. 4.11. Незатухающий «голлан­дский шаг» с постоянной ампли­тудой

Рис. 4.12. Незатухающий «гол­ландский шаг» с расходящейся амплитудой

5 10

Время, с

Требования в этой обла­сти окончательно еще не ус­тановлены, хотя за последнее время и был проведен боль­шой объем исследований при­менительно к сверхзвуковому транспортному самолету, и, по-видимому, результаты этих исследований можно распространить и на дозвуковые самолеты. Исследованиями установлено, что если увеличение амплитуды колебаний вдвое происходит за 50 секунд и более, то можно считать, что самолет имеет нулевой запас колебательной устойчивости, в то время как увеличение амплитуды в два раза за 15 секунд и менее свидетельствует о зна­чительной колебательной неустойчивости самолета. Очевидно, границей колебательной неустойчивости может быть принято время увеличения амплитуды вдвое, равное 35-40 секундам. Однако для оценки степени колебательной неустойчивости одного этого критерия еще недостаточно. Очень важный параметр - частота колебаний. Если период колебаний уменьшается до трех секунд, то изменение направления кренения будет происходить столь быстро, что парирование пилотом такого движения с помощью элеронов станет затруднительным, причем возникнет опасность еще большего осложнения пилотом возникшей ситуации.

Характеристики движения типа «голландский шаг» изменяются в зависимости от конфигурации самолета, высоты полета и коэф­фициента подъемной силы. Эти характеристики ухудшаются с уве­личением высоты и с уменьшением скорости (но не всегда) при постоянном весе самолета или с увеличением веса самолета при постоянной скорости.

Контролирование расходящегося «голландского шага» не вызы­вает затруднений при условии правильного пилотирования. Пред­положим, что самолет совершает расходящееся движение типа «голландский шаг». Первое, что нужно делать,-■ не делать ничего, повторяю - ничего. Слишком много пилотов, поспешно хватаясь за управление, только усложняли ситуацию и ставили себя в еще более тяжелое положение. Подождите несколько секунд - поло­жение дел за это время намного не ухудшится. Просто понаблю­дайте за характером движения крена самолета и запомните его. Затем, когда вы хорошо уясните картину и внутренне подготовите себя, сделайте одно уверенное, но плавное корректирующее дви­жение элеронами, чтобы остановить крен. Не удерживайте эле­роны отклоненными слишком долго - только поверните штурвал и возвратите его в исходное положение, иначе вы только ухудшите ситуацию. Осуществив лишь одно плавное управляющее воздей­ствие элеронами, вы погасите большую часть крена самолета.

У вас сохранится остаточное возмущенное движение, которое в свое время можно устранить использованием одних лишь элеронов.

Не пытайтесь корректировать маневр рулем направления; как уже отмечалось, движение рыскания часто очень слабо выражено, и бывает весьма трудно определить, в какую сторону необходимо отклонить руль направления в данный момент. Поэтому исполь­зование руля направления приводит к тому, что вероятность оши­бочных действий пилота, усугубляющих ситуацию, становится очень большой.

Далее, никогда не пытайтесь погасить «голландский шаг» одним корректирующим действием, но старайтесь за один раз по­гасить только большую часть возмущения, а затем, в дальнейшем, уже «расправиться» с остальной частью. При парировании «гол­ландского шага» в процессе разворота старайтесь погасить коле­бания на угле крена, соответствующем установившемуся разво­роту. Не пытайтесь одновременно бороться с «голландским шагом» и выводить самолет на режим горизонтального полета; сначала избавьтесь от «голландского шага», а затем, если необходимо, выводите самолет из разворота.

Драматические суждения относительно «голландского шага» самолетов, существовавшие в прошлом, проистекали не столько из-за самих характеристик самолетов, сколько из-за недостатка знаний в этой области, а возможно, и обилия противоречивых сведений, поступавших от пилотов. С удовлетворением можно кон­статировать, что сейчас в эксплуатации нет ни одного пассажир­ского самолета, пилотирование которого было бы связано с ка­кими-либо трудностями из-за характеристик колебательной устой­чивости. Большинство самолетов обладает очень слабо выражен­ной неустойчивостью, характеризующейся расходящимся «гол­ландским шагом» (если таковой может возникнуть), другие само­леты надежно защищаются от этого явления автоматическими устройствами, устанавливаемыми на самолете (о них будет рас­сказано в следующем подразделе о демпферах рыскания и крена).

Рекомендованные выше приемы пилотирования для устране­ния «голландского шага» с помощью одних лишь элеронов вполне пригодны для всех дозвуковых реактивных самолетов. Интересно отметить, что, как стало известно, такие приемы пилотирования вряд ли можно рекомендовать для парирования «голландского шага» сверхзвуковых реактивных самолетов из-за большого мо­мента рыскания, возникающего при отклонении элеронов, но эта проблема будет решена в свое время, так что пусть она вас пока не беспокоит.

ДЕМПФЕРЫ РЫСКАНИЯ И КРЕНА

Пилотирование самолета, обладающего значительной тенденцией к возникновению «голландского шага», т. е. когда колебания самолета затухают недостаточно быстро, очень утом­ляет пилота, поскольку оно требует от него повышенного внимания.

В таких условиях пилоту необходима помощь от автоматиче­ских устройств.

Выше уже говорилось, что основной причиной, вызываю­щей тенденцию к «голландскому шагу» (естественно, кроме стре­ловидности), является недостаточно эффективная площадь верти­кального оперения и руля направления; упоминалось кроме того, что слишком большая площадь вертикального оперения ухудшает спиральную устойчивость самолета. Поэтому окон­чательный выбор площади вертикального оперения, как всегда, есть компромисс. И если для этих целей площадь оперения не может быть увеличена, то это должно быть сделано как-то по-другому.

На некоторых ранних реактивных самолетах с ручным управ­лением руль направления при скольжении стремился встать по потоку, по крайней мере, на малых углах скольжения, что уменьшало эффективность вертикального оперения и ухудшало колебательную устойчивость самолета. Введение необратимого бустерного управления в канале руля направления привело к тому, что руль при скольжении оставался в нулевом поло­жении и это заметно улучшило характеристики «голландского шага».

Естественным дальнейшим шагом на самолетах с бустерным управлением (а сейчас такое управление имеется на большинстве самолетов) явилось отклонение руля направления в сторону, противоположную рысканию самолета, чтобы воспрепятствовать возникновению и развитию скольжения. Именно это и делает демпфер рыскания.

Демпфер рыскания представляет собой устройство, работаю­щее от гидросистемы, чувствительной к изменению угловой ско­рости рыскания. Эта система выдает сигнал на исполнительное устройство демпфера, которое отклоняет руль направления так, чтобы препятствовать рысканию самолета. При наличии такого устройства колебания типа «голландский шаг» не развиваются, поскольку угол рыскания - первопричина появления этих коле­баний - при этом не развивается. Если при выключенном демп­фере рыскания колебания типа «голландский шаг» возникли, то включение демпфера позволяет самолету быстро вернуться к нор­мальному управляемому полету. При нормальной;"работе-демп­фер не делает ошибок: он отклоняет руль направления в нужном направлении и на нужную величину, уменьшая тем^самым угол скольжения до нуля и прекращая всякую тенденцию самолета к кренению.

Необходимая кратность резервирования демпфера рыскания зависит от характеристик «голландского шага» исходного само­лета и от особенностей бустерной системы управления. Если коле­бания по крену исходного самолета (без демпфера) только утом­ляют пилота, то установка нерезервированного демпфера будет необходима и достаточна, так как считается, что в случае отказа

Демпфера в полете продолжить полет по заданному маршруту будет для пилота не слишком трудной задачей. Если же «голланд­ский шаг» заметно расходится, необходимо устанавливать дуб­лированный демпфер, сохраняющий работоспособность после первого отказа. В случае существенно расходящегося «голланд­ского шага» необходимо устанавливать резервированный демпфер рыскания, сохраняющий работоспособность после второго отказа, с тем чтобы полный отказ такого демпфера, приводящий к необ­ходимости пилотировать исходный самолет, был событием крайне маловероятным.

Было бы правильно сказать, что необходимая кратность резер­вирования демпфера рыскания отражает степень расходимости «голландского шага», но это не всегда так - некоторые конструк­торы устанавливают демпфер рыскания с большей степенью резервирования, чем этого требуют характеристики «голланд­ского шага», т. е. делают это из других соображений. Например, если на самолете устанавлен секционированный руль направления, отклоняемый с помощью бустеров, то, естественно, каждая сек­ция руля должна иметь свой демпфер.

В принципе существуют два типа демпферов рыскания. Пер­вые конструкции демпферов рыскания вводились в проводку управления рулем направления таким образом, что их действие сопровождалось перемещением педалей. Такое действие демпферов было удобно тем, что информировало пилотов об их работоспособ­ности, но при их работе увеличивались усилия на педалях. Для того чтобы предотвратить возможные осложнения в управлении при отказе двигателей при взлете или при посадке с боковым вет­ром,такие демпферы при взлетно-посадочных режимах отключались. Поскольку эти демпферы работали параллельно с пилотами, их стали называть демпферами с параллельным включением.

Демпферы более поздних конструкций относятся к типу демп­феров с последовательным включением в проводку управления. Они включены в проводку управления так, что действуют только на руль направления и не вызывают отклонений педалей. А так как усилия на педалях при работе демпферов с последовательным включением не увеличиваются, они могут использоваться и на взлетно-посадочных режимах.

На некоторых самолетах дополнительно устанавливается демп­фер крена; этот демпфер выполняет примерно ту же самую работу, что и демпфер рыскания, но только с помощью элеронов. На некоторых самолетах эти демпферы установлены не обязательно для улучшения характеристик «голландского шага», а просто для того, чтобы задемпфировать колебания самолета по крену при полете в турбулентной атмосфере, и это делается, например, на самолетах с большими моментами инерции в плоскости крена. Конечно, эти демпферы улучшают с помощью элеронов и характе­ристики «голландского шага» и поэтому могут считаться эквива­лентными демпферу рыскания.

На этом мы заканчиваем рассмотрение вопроса о введении демпферов рыскания и крена. Проблема рассматривалась доста­точно подробно для того, чтобы показать, что при соответствую­щих знаниях, практических навыках и определенной степени доверия к этим устройствам они не вызывают каких-либо ослож­нений в пилотировании. Вопрос о доверии необходимо подчерк­нуть особо; при постоянном увеличении угла стреловидности и длины фюзеляжа характеристики «голландского шага» стано­вятся все хуже и хуже, в связи с чем приходится возлагать все больше надежд на работу автоматических систем повышения устойчивости.

Поскольку тренировочные полеты, безусловно, предназначены для того, чтобы получить правильное представление об основных летных характеристиках данного типа самолета, инструктор и тре­нирующийся пилот могут быть поставлены в такие условия, когда самолет имеет существенную колебательную неустойчивость. Для обеспечения надлежащего уровня безопасности при таких полетах возбуждение «голландского шага» следует совершать плавно и осторожно и, кроме того, необходимо, чтобы возможности каждого демпфера, в случае если на самолете установлено более одного демпфера, были достаточно хорошо известны. Для одного из ле­тающих в настоящее время самолетов в руководстве по летной эк­сплуатации содержатся совершенно точно определенные проце­дуры, включающие выпуск тормозных щитков и немедленное уменьшение высоты полета в случае, если парирование расходя­щихся колебаний типа «голландский шаг» покажется слишком затянутым или же будет сопровождаться большими углами крена и скольжения.

Постарайтесь доскональнее изучить свой самолет и получить практический навык по парированию «голландского шага», если ваш самолет имеет значительную тенденцию к «голландскому шагу»; в полете темной ненастной ночью, когда у вас за спиной огромное количество пассажиров, вам уже поздно узнавать, кто хозяин положения - вы или самолет.

Для улучшения характеристик бокового движения самолета и недопущения незатухающих колебаний типа «голландский шаг» в системе управления рулем направления установлен демпфер рыскания.

«Голландский шаг» (Dutch roll) появляется в результате относительно слабой путевой устойчивости и чрезмерной поперечной устойчивости самолета. Когда самолет вращается относительно продольной оси, самопроизвольно возникает скольжение в сторону опускающегося крыла, за счет возникающей боковой составляющей силы тяжести. Это сразу же приводит к возникновению момента поперечной устойчивости M x β , который стремится уменьшить возникший крен. На самолетах с высокой поперечной устойчивостью он может быть значительным.

В то же время возникает и момент путевой устойчивости M y β , стремящийся развернуть нос самолета в сторону возникшего скольжения. Поскольку на многих самолетах путевая устойчивость значительно слабее поперечной, то восстановление скольжения отстает от восстановления крена. Самолет по инерции проскакивает положение без крена и начинает крениться в противоположную сторону. Таким образом, самолет без вмешательства в управление будет совершать незатухающие колебания по крену и скольжению.

Демпфер рыскания искусственно увеличивает путевую устойчивость и таким образом предотвращает колебания.

Чувствительным элементом демпфера рыскания является двухстепенной гироскоп, реагирующий на угловую скорость ω y , относительно нормальной оси Y. Этот сигнал фильтруется и усиливается в зависимости от скорости полета по сигналу от компьютера, рассчитывающего высотно-скоростные параметры (Air Data Computer). Далее сигнал поступает на управляющий золотник демпфера (см. схему главного рулевого привода РН в разделе «Путевое управление»). Золотник управляет перемещением исполнительного привода демпфера, что смещает центр вращения первичного и вторичного суммирующих рычагов и, таким образом, суммируется с перемещением педалей от летчиков и приводит к перемещению штока главного рулевого привода руля направления.

При этом перемещения исполнительного привода демпфера на педали не передаются, и летчик не может тактильно ощущать работу демпфера. Для контроля за его работой выведен индикатор, показывающий отклонения исполнительного привода демпфера.

Удобный контроль на рулении: планка первоначально должна отклониться в сторону противоположную развороту. Затем планка может возвращаться в нейтраль или даже отклоняться в сторону разворота. Это объясняется сложным законом отклонения руля направления, когда руль реагирует на быстроизменяющуюся составляющую угловой скорости разворота и не реагирует на постоянную её составляющую.

При нормальной работе демпфера в полёте отклонения планки индикатора практически незаметны.

На самолетах новой комплектации с установленным интегрированным узлом связи (IFSAU) между САУ и самолетом (см. Система автоматического управления), при выпущенных закрылках сигнал демпфера усиливается на 29% для противодействия усиливающейся поперечной устойчивости. Кроме того, на 50% гасятся сигналы с частотой 8 герц для уменьшения вибраций и улучшения комфорта пассажиров.

Координированное скольжение

Координированное скольжение – это контрольный маневр, выполняемый при летных испытаниях самолета. Он позволяет выявить особенности боковой устойчивости и управляемости самолета, в частности взаимную эффективность поперечного и путевого управления. При его выполнении выдерживают прямолинейный полет на постоянной высоте и скорости с постепенным ступенчатым отклонением руля направления. Чтобы возникающее при этом скольжение не уводило самолет с прямолинейной траектории, создают крен в противоположную сторону. Таким образом, боковая составляющая силы тяжести будет компенсировать боковую силу от скольжения. В данном маневре путевой канал как бы борется с поперечным. Если нет прочностных ограничений, то отклонения рулей выполняются до полного расхода. Как правило, первыми становятся на упор педали, а поперечное управление ещё имеет запас. Но бывает и наоборот.

В отчете по расследованию катастрофы Боинга 737-200 3 марта 1991 года в районе Colorado Springs NTSB опубликовало результаты выполненных координированных скольжений на скорости 150-160 узлов в различной конфигурации закрылков от 40 до 10 градусов.

Рассматривался случай полного отклонения (непроизвольного увода) руля направления вправо на 25 градусов.

Таким образом, из таблицы видно, что увод руля направления в крайнее положение не опасен при закрылках, выпущенных в положение от 40 до 25 градусов. Кренящий момент от возникшего скольжения можно будет парировать отклонением штурвала на угол, соответственно от 35 до 68 градусов. Объясняется это резко возросшей эффективностью отклоняемых в полете интерцепторов (flight spoilers), которые срывают поток с закрылка на той половине крыла, которая должна опускаться.

При угле выпуска закрылков менее 25 градусов полного отклонения штурвала не хватает для парирования увода руля направления (на скорости эксперимента – 150-160 узлов). Так при закрылках 15 балансировка была достигнута только при d РН =23 градуса, при закрылках 10 - при d РН =21 градус.

Нижняя строчка таблицы не относится к координированному скольжению. В данном случае балансировка была достигнута при выполнении виража вправо с креном 40 градусов. Штурвал при этом был отклонен влево на полный угол, а уменьшение угла скольжения с 16 до 13 градусов достигается за счет появления демпфирующего путевого момента М Y w y от угловой скорости разворота.

Также в этом отчете есть информация о том, что поведенные исследования показали, что при уменьшении скорости до определенной величины, эффективности поперечного управления, с закрылками, выпущенными на 1 градус, становится недостаточно для парирования увода руля направления в крайнее положение. Данная скорость названа «скорость критической точки»(crossover airspeed).

Система автоматического управления

Система автоматического управления самолетом (AFCS) состоит из трех независимых систем: цифровой системы управления полетом (DFCS), демпфера рысканья (см. Боковая устойчивость и управляемость) и автомата тяги. Эти системы обеспечивают автоматическую стабилизацию самолета по тангажу, крену и скольжению и управление самолетом по сигналам радионавигационных средств, бортового навигационного компьютера (FMC), компьютера высотно-скоростных параметров (ADC) и стабилизацию курса.

Связь между цифровой системой управления и самолетом осуществляет в зависимости от комплектации самолета узел связи (AFC) или интегрированный узел связи (IFSAU). В зависимости от этого несколько меняется работа демпфера рысканья.

Автоматическое управление самолетом осуществляется посредством руля высоты и элеронов. На самолётах модификации «NG» может быть установлено автоматическое управление рулём направления.

Также происходит автоматическое снятие усилий со штурвала в продольном канале (с возвращением штурвальной колонки в нейтральное положение) путем перестановки стабилизатора. Автоматического снятия усилий в поперечном канале не происходит, поэтому запрещено пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов при включенном автопилоте. В этом случае рулевая машина автопилота будет пересиливать пружину загрузочного механизма (aileron feel and centering unit) и, при отключении автопилота, самолёт начнёт неожиданно для лётчика крениться.

Похожий случай произошел 6 сентября 2011 года в авиакомпании ANA, правда там лётчик непроизвольным отклонением механизма триммерного эффекта руля направления разбалансировал путевой канал, что привело к отключению автопилота и резкому кренению самолёта.

В полёте, при включенном автопилоте, штурвальная колонка и рулевое колесо должны стоять нейтрально. Это говорит об отсутствии усилий в проводке руля высоты и элеронов. Отклонение штурвальной колонки от нейтрали является признаком отказа управления стабилизатором или его ухода (runaway).

Отклонение рулевого колеса свидетельствует о поперечной (путевой) несимметрии самолета, неравномерной выработке топлива или несимметричной тяге двигателей. Техника триммирования бокового канала описана в разделе «боковая устойчивость и управляемость».

В случае полета с несимметричной тягой двигателей пилот должен отклонением педалей самостоятельно управлять путевым каналом. В противном случае точность выдерживания заданных параметров полета не гарантирована.

Отключение автопилота (DFCS) индицируется миганием красных ламп-кнопок «A/P P/RST» и звуком сирены, а отключение автомата тяги – только красными лампами-кнопками «A/T P/RST». Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, отсутствие звуковой сигнализации отключения автомата тяги явилось причиной, способствующей инциденту. Во время захода на посадку при работе двигателей на режиме «Малый газ» автомат тяги отключился, что осталось незамеченным экипажем. На глиссаде снижения самолет потерял скорость до 82 узлов (на 20 км/час ниже V REF) и вышел на режим сваливания.

Кроме управления самолётом цифровая система управления полетом (DFCS) выдаёт на индикацию лётчикам отклонения директорных планок по крену и тангажу. Эти отклонения эквивалентны командам на рулевые машины автопилота. Поэтому, когда автопилот выключен, а лётчик пилотирует самолёт по директорным планкам, то он выполняет работу рулевой машины автопилота. Пилотирование по директорам значительно повышает точность выдерживания заданных режимов, но отучает лётчика от сканирования и анализа показаний приборов, то есть способствует деградации лётных навыков. Этому способствует политика авиакомпаний, которые во имя комфорта пассажиров запрещают своим пилотам летать с выключенными директорами даже в простых метеоусловиях. Проблема потери лётным составом навыков управления самолётом при выключенных средствах автоматизации неоднократно поднималась на международных конференциях по безопасности полётов, но воз и ныне там.

Полет самолета при несимметричной тяге

Рассмотрим поведение самолета сразу после отказа одного из двигателей и потребное управление (балансировку) для обеспечения прямолинейного полета с одним остановленным двигателем.

Пусть отказал левый двигатель. На самолет начнет действовать момент рыскания М У ДВ, разворачивающий его влево. Возникнет скольжение на правое крыло, следовательно, и момент крена Мх b в сторону крыла с остановленным двигателем. На рисунке показано примерное изменение углов скольжения и крена при остановке левого двигателя.

Поскольку поперечная устойчивость велика (особенно с выпущенными закрылками), то накренение будет происходить энергично, так что требуется немедленное вмешательство пилота. Для парирования кренящего момента, при работе двигателя на взлетном режиме, полного отклонения штурвала по крену недостаточно. Необходимо убрать скольжение рулем направления.

Рассмотрим, каковы условия балансировки в длительном полете с одним неработающим двигателем. Проанализируем два специфических случая балансировки в прямолинейном полете с остановленным двигателем: 1) без крена, 2) без скольжения, а также рекомендацию фирмы Боинг.

1. Полет без крена.

Для балансировки без крена требуется создать скольжение на левое крыло. Тогда к моменту от несимметричной тяги Му двиг прибавится момент от скольжения Му b . Их уравновешивание требует большого отклонения руля направления. Боковые силы от руля направления Z рн и от скольжения Z b будут действовать в противоположные стороны и при некотором угле скольжения уравновесятся. Поперечный момент Мх b будет компенсироваться моментами от руля направления Мх рн и элеронов Мх элер.

Казалось бы, для пилота прямолинейный полет без крена является наиболее приемлемым, но из-за большого потребного угла отклонения руля направления возрастает сопротивление самолета. Это ухудшает возможности самолета, особенно при отказе двигателя на взлете с большой массой и при высоких температурах.

Заметим, что хотя полет происходит здесь со скольжением, но шарик указателя скольжения расположится строго по центру. Дело в том, что аэродинамические силы в этом случае располагаются в плоскости симметрии самолета. Вообще говоря, данный прибор не является указателем скольжения, а является указателем боковой перегрузки. Боковая перегрузка возникает от нескомпенсированной аэродинамической силы Z, которая уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing при полете с креном или центробежной силой при развороте самолета.

2. Полет без скольжения.

Разворачивающий момент от двигателя Му двиг балансируется моментом от руля направления Му рн. Боковая сила Z рн уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing, при создании крена на правое крыло. Поперечный момент от руля направления Мх рн уравновешивается моментом от элеронов Мх элер. Заметим, отклонение элеронов в противоположную сторону, по сравнению с балансировкой без крена. Шарик в данном случае будет отклонен в сторону опущенного крыла, хотя скольжение будет отсутствовать.

Данный режим балансировки наиболее выгоден для энергетики самолета, поскольку обеспечивается минимальное сопротивление. Но точное выдерживание режима проблематично. Во-первых, у пилотов нет индикации угла скольжения, во-вторых, при изменении тяги работающего двигателя меняется разворачивающий момент, значит меняется потребное отклонение руля направления, соответственно меняется боковая сила руля направления, а значит и требуемый угол крена для его компенсации. Руководства по летной эксплуатации советских самолетов давали пилотам приблизительную цифру крена 3 - 5° на работающий двигатель.

Боинг дает другой критерий управления. Рассмотрим балансировочную диаграмму при отказе левого двигателя.

На ней цифрами 1 и 2 показаны рассмотренные случаи балансировки без крена и без скольжения. Вместе с тем существует бесконечное множество других балансировочных положений. Боинг рекомендует пилотам балансировать самолет с нулевым отклонением элеронов (level the control wheel). Пишется, что при этом наблюдается небольшой крен на работающий двигатель и шарик немного отклонен в ту же сторону. Как видно из балансировочной диаграммы, это положение является чем-то средним между двумя рассмотренными случаями балансировки. Его удобно выдерживать, поскольку для контроля «горизонтальности» штурвала необязательно даже смотреть в кабину и можно контролировать правильность положения руля направления тактильными ощущениями руки. Какая половинка штурвала опускается, значит в такую же сторону надо отклонить педали для балансировки. Точно такая же техника пилотирования при включенном автопилоте, поскольку педали от автопилота не управляются.

Отказобезопасность

Отказобезопасностью называется анализ влияния неисправностей на поведение самолета и возможность безопасного завершения полета.

При расследовании катастрофы 3 марта 1991 года NTSB оценил требуемые отклонения штурвала по крену для парирования следующих неисправностей системы управления:

1. Секция выдвижного предкрылка или предкрылок Крюгера не выпустились. В условиях турбулентности данный отказ, скорее всего, останется незамеченным.

2. Отказ демпфера рысканья с уводом руля направления на 2 градуса. (Максимальный угол отклонения руля направления от демпфера рысканья на сериях (300-500) - 3 градуса). Парирование требует отклонения штурвала на 20 градусов.

3. «Всплывание» интерцептора-элерона.

(Опущенный интерцептор удерживается в полете гидросистемой. Если система удержания интерцептора отказывает, то он, за счет разрежения над крылом, может приподняться над поверхностью крыла. Это называется «всплыванием».)

Парирование такого отказа требует отклонения штурвала на 25 градусов.

4. Заедание золотника рулевого привода руля направления, приведшее к отклонению руля на 10,5 градусов. Требует отклонения штурвала на 40 градусов.

5. Парирование асимметричной тяги двигателей с уводом руля направления на 8 градусов требует 30 градусов отклонения штурвала.

Общий вывод был сделан, что данные отказы не могут являться причиной потери управляемости самолета.

Недостатки самолета

С точки зрения вопросов, касающихся аэродинамики самолет имеет следующие недостатки:

1. Несмотря на то, что самолет оборудован флюгарками, информация о текущем угле атаки пилотам не выдается (за исключением некоторых комплектаций самолетов серий 600 и далее). Подача такой информации значительно бы помогла в случаях ненадежной работы компьютера высотно-скоростных параметров, ошибочного ввода информации о весе самолета в навигационный компьютер (FMC), выводе самолета из сложного положения, заходе на посадку с различными отказами механизации и т. п.

2. В законе управления двигателя отсутствует прямое ограничение режима двигателя при достижении максимально допустимой температуры газов за турбиной. Поэтому в процессе роста скорости на взлёте температура газов за турбиной непрерывно увеличивается и, при взлетах в жаркую погоду с большими взлетными весами, может превысить максимально допустимое значение. Это накладывает дополнительную нагрузку на экипаж по дополнительному контролю и ручной корректировке режима двигателей на разбеге и в процессе первоначального набора высоты. Что не способствует безопасности полета.

3. Самолет имеет чрезмерную поперечную устойчивость, особенно при выпущенных закрылках. Это усложняет его пилотирование и причиняет неудобства пассажирам на взлёте и посадке в условиях порывистого бокового ветра и при полете в неспокойной атмосфере.

В качестве примера по данному пункту подходит инцидент с Боингом 737-500, авиакомпании Международные авиалинии Украины 13 февраля 2008 года.

Выполняя посадку в Хельсинки при сильном порывистом боковом ветре, командир экипажа чрезмерно энергично парируя крен, возникший от порыва ветра, допустил касание законцовкой крыла о ВПП.

На самолётах модификации NG с winglet данный недостаток ещё более усилился.

По этой же причине самолет резко реагирует креном на возникающее скольжение при отказе двигателя на взлете. При этом полного отклонения штурвала по крену не достаточно для парирования кренящего момента и необходимо без задержки отклонить руль направления для парирования возникающего скольжения. В условиях видимости естественного горизонта эта задача решается, как правило, без проблем. Но в облаках или при ограниченной видимости решение этой задачи требует специальной тренировки и достаточно непросто для пилотов привыкших пилотировать по советской системе индикации – вид с земли на самолет.

4. Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, полного отклонения руля высоты не хватило для парирования кабрирующего момента от двигателей. Выводя самолет из режима сваливания, экипаж вывел двигатели на режим, превышающий полную взлетную мощность. При этом тангаж самолета увеличился до 44 градусов, несмотря на то, что командир полностью отклонил штурвальную колонку от себя. В данном случае необходима помощь стабилизатора.

5. На самолётах модификации NG крейсерское число М полёта увеличилось и вплотную приблизилось к M MO . Однако повышенная инертность самолёта (за счёт большей массы) и алгоритм работы автомата тяги таковы, что возникает реальная угроза непреднамеренного превышения M MO в крейсерском полёте в неспокойной атмосфере при усилении встречной составляющей скорости ветра.

6. Сервокомпенсатор руля высоты (elevator tab), предназначенный для уменьшения усилий на штурвале при прямом (безбустерном) управлении самолётом, может провоцировать автоколебания проводки управления. Данные случаи отмечались 1 марта 2010 года http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17

http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15 .

Также вибрация сервокомпенсатора рассматривается, как одна из возможных причин катастрофы Боинга 737-800 в Бейруте 25 января 2010 года

Стреловидность крыла .

Как показано на рисунке, скольжение меняет эффективную стреловидность полукрыльев стреловидного крыла. Если крыло создаёт подъёмную силу, то полукрыло с меньшей эффективной стреловидностью создаст большую силу, чем противоположное полукрыло. Это даст стабилизирующий момент крена. Таким образом, стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолёта. (Крыло обратной стреловидности уменьшает поперечную устойчивость).

Влияние стреловидности пропорционально С у и углу стреловидности крыла . На рисунке показано, что при одном и том же скольжении разница подъёмных сил полукрыльев возрастает с ростом С у (уменьшением скорости). Поскольку скоростные самолёты нуждаются в стреловидном крыле, то на малых скоростях они обладают чрезмерной поперечной устойчивостью.

Самолётам со стреловидным крылом нуждаются в меньшем поперечном V крыла, чем самолёты с прямым крылом.

Киль создаёт небольшой стабилизирующий момент крена при скольжении. Поскольку точка приложения боковой силы киля находится выше центра тяжести, то боковая сила киля, обеспечивая путевую устойчивость, играет также небольшую роль в поперечной устойчивости самолёта .
Подфюзеляжный гребень находится ниже центра тяжести и поэтому оказывает отрицательное влияние на поперечную устойчивость.

В целом, поперечная устойчивость не должна быть слишком большой. Чрезмерная реакция самолёта креном на скольжение может привести к возникновению колебаний типа «голландский шаг» или потребовать от системы поперечного управления самолёта очень высокой эффективности для выполнения взлётов и посадок при боковом ветре.

Если самолёт демонстрирует удовлетворительную поперечную устойчивость в крейсерском полёте, то на режимах взлёта и посадки небольшие отклонения от нормы. Поскольку влияние закрылков и тяги двигателей дестабилизирующее, то возможно снижение устойчивости из-за их влияния.

Выпуск закрылков делает внутренние секции крыла более эффективными, а поскольку они находятся ближе к центру тяжести, то результирующий момент от изменения подъёмных сил полукрыльев уменьшается.

Влияние тяги двигателей у реактивных самолётов незначительное, но существенное у винтовых.

Силовая обдувка внутренних секций крыла на малых скоростях полёта делает их намного эффективнее наружных секций, что уменьшает поперечную устойчивость.

Объединение эффекта закрылков и силовой обдувки винта может привести к значительному уменьшению поперечной устойчивости на взлётно-посадочных режимах винтовых самолётов.

Самолёт должен быть устойчив в поперечном отношении, но устойчивость не должна быть большой. Кроме того, допускаются некоторые исключения для режимов взлёта и посадки.

Проблемы, возникающие при чрезмерной устойчивости, существенны, и с ними тяжело бороться.

Пилот ощущает поперечную устойчивость через потребное отклонение колеса штурвала (ручки управления) для сохранения заданного крена при возникновении скольжения самолёта (боковой порыв, отклонение педали, асимметричная тяга двигателей и т. п.). При наличии поперечной устойчивости летчик будет вынужден отклонять штурвал в сторону возникшего скольжения (сторону противоположную отклонённой педали).
Заключение : перед конструктором стоит дилемма. Для увеличения скорости полёта на самолёт устанавливают стреловидное крыло, но это повышает его поперечную устойчивость. Чтобы её уменьшить, уменьшают поперечное V крыла. При верхнем расположении крыла на фюзеляже возникает дополнительный эффект усиливающий поперечную устойчивость. Для борьбы с этим применяют отрицательное V крыла.
Динамическое взаимодействие путевого и поперечного движения.
В предыдущем рассмотрении реакция самолёта на скольжение по крену и рысканию рассматривалась изолировано, для детального анализа.
В реальности, оба эти момента возникают одновременно: кренящий момент от поперечной статической устойчивости и момент рыскания от путевой статической устойчивости.
Спиральная неустойчивость.
Самолёт обладает спиральной неустойчивостью, если его путевая устойчивость очень велика, по сравнению с поперечной устойчивостью.
Спиральная неустойчивость проявляется плавно. Самолёт, после воздействия возмущения, начинает плавно увеличивать крен, который постепенно может перейти в крутую нисходящую спираль.

Причина возникновения спиральной неустойчивости заключается в том, что самолёт быстро устраняет возникшее скольжение, в то время как слабая поперечная устойчивость не успевает убрать крен. При этом моменту поперечной устойчивости противодействует спиральный момент крена, который возникает при вращении самолёта относительно нормальной оси. Допустим, возникло скольжение справа. Путевая устойчивость начинает разворачивать нос самолёта вправо. При этом левое крыло движется по большему радиусу, его подъёмная сила увеличивается и стремится накренить самолет вправо – в противовес моменту поперечной устойчивости.

Темп развития крена при спиральной неустойчивости обычно слабый, что не создаёт пилоту трудностей в управлении самолётом.
«Голландский шаг».
Колебания типа «голландский шаг» возникают, когда поперечная устойчивость самолёта велика, по сравнению с путевой устойчивостью.
Это самопроизвольно возникающие нежелательные колебания, вызванные взаимодействием путевого и поперечного канала.
Когда у самолёта возникает скольжение, то момент поперечной устойчивости энергично создаёт крен от скольжения. На поднимающемся полукрыле подъёмная сила и индуктивное сопротивление больше, чем на опускающемся. Это создаёт момент рыскания на уменьшение угла скольжения, но за счёт инерции самолёт проскакивает нулевое значение и возникает скольжение уже с другой стороны. После чего процесс повторяется в другую сторону.
Для устранения «голландского шага» на самолёты устанавливают демпферы рыскания, которые искусственно повышают путевую устойчивость, отклоняя руль направления для противодействия возникающей угловой скорости рыскания.
Если демпфер рыскания отказал в полёте, то возникающие колебания рекомендуется устранять, используя поперечное управление самолёта. Потому что при использовании руля направления, запаздывание в реакции самолёта таково, что возможна раскачка самолёта лётчиком (PIO). В этом случае «голландский шаг» может быстро привести к расходящимся колебаниям и потерей контроля над самолётом.
«Голландский шаг» нежелательный, а спиральная неустойчивость допустима, если скорость нарастания крена мала. Поэтому степень поперечной устойчивости не должна быть большой.
Если степень путевой устойчивости самолёта достаточна для предотвращения «голландского шага», то она автоматически достаточна для недопущения путевой апериодической неустойчивости (непрерывного нарастания угла скольжения). Поскольку наилучшие пилотажные свойства демонстрируют самолёты, обладающие высокой степенью путевой устойчивости и минимально необходимой степенью поперечной устойчивости, то большинство самолётов имеют небольшую спиральную неустойчивость. Как уже говорилось, слабая спиральная неустойчивость вызывает мало беспокойства у пилотов и гораздо предпочтительнее, чем «голландский шаг».
Стреловидное крыло значительно влияет на поперечную устойчивость. Поскольку степень этого влияния зависит от С у, то динамические характеристики самолёта могут меняться в зависимости от скорости полёта. На больших скоростях (малых С у) поперечная устойчивость мала и самолет имеет спиральную неустойчивость. На малых скоростях поперечная устойчивость возрастает и усиливается тенденция к колебаниям типа «голландский шаг».
Раскачка самолёта пилотом (PIO).
Определённые нежелательные колебания самолёта могут возникнуть из-за непреднамеренных движений органами управления самолётом. Колебания могут возникнуть относительно любой оси, но наиболее опасными являются короткопериодические продольные колебания. За счёт запаздывания обратной связи, система пилот/система управления/самолёт может возбудить колебания, приводящие к разрушающим нагрузкам на конструкцию и потере управления.
Когда время реакции пилота и запаздывание системы управления совпадают с периодом собственных колебаний самолёта, непреднамеренные управляющие реакции пилота могут привести к резкому увеличению амплитуды колебаний. Поскольку эти колебания относительно высокочастотные, то амплитуда может достичь опасных значений за очень короткий промежуток времени.
При попадании в такой режим полёта наиболее эффективным действием является освобождение органов управления. Любая попытка принудительно остановить колебания только продолжит возбуждение и усилит их величину. Освобождение органов управления устраняет причину возбуждающую колебания и позволяет самолёту выйти из режима за счёт собственной динамической устойчивости.
Полёт на больших числах М.
Обычно полёт на больших числах М происходит на большой высоте. Рассмотрим влияние большой высоты на поведение самолёта. Аэродинамическое демпфирование проявляется в появлении моментов сил, препятствующих вращению самолёта относительно трех его осей. Причина появления этих моментов в изменении углов обтекания крыла, стабилизатора и киля при вращении самолёта.

Чем больше истинная скорость самолёта, тем меньше изменения углов обтекания при заданной угловой скорости вращения, и, соответственно, меньше демпфирование. Степень уменьшения демпфирования пропорциональна квадратному корню из относительной плотности воздуха. В этой же пропорции находятся индикаторная земная (EAS) и истинная (TAS) скорости. Так, например, в стандартной атмосфере на высоте 40000 футов демпфирование будет в два раза слабее, чем на уровне моря.

Обеспечение устойчивости по скорости на трансзвуковых числах М.
Когда число М полёта превышает М крит, над верхней поверхностью крыла образуется сверхзвуковая зона со скачком уплотнения. Это приводит к:

• 
  смещению центра давления крыла назад, и
• 
  уменьшению скоса потока за крылом.

Вместе, эти два фактора приводят к появлению пикирующего момента. На больших числах М самолёт становится неустойчивым по скорости. При увеличении скорости, вместо давящих усилий на штурвале возникают тянущие усилия. Это потенциально опасно, поскольку самолёт стремится опустить нос, что приведёт к дальнейшему росту скорости и ещё большему увеличению пикирующего момента. Это явление, известное как «затягивание в пикирование» (Mach Tuck), ограничивает максимальную эксплуатационную скорость современных транспортных самолётов.
Для сохранения требуемого градиента усилий на штурвале по скорости в систему управления современных самолётов встраивают устройство, компенсирующее данный момент (Mach trim).

При увеличении числа М, данное устройство может:

• 
  отклонять руль высоты вверх;
• 
  перекладывать отклоняемый стабилизатор носком вниз или
• 
  смещать центр тяжести самолёта перекачкой топлива в задний бак.

Данное действие происходит без вмешательства лётчика таким образом, чтобы самолёт имел небольшую тенденцию к увеличению угла тангажа, и для сохранения горизонтального полёта требовалось приложить к штурвалу давящие усилия.

Какой именно метод используется, зависит от производителя самолёта. Данная система регулирует усилия в продольном канале управления и работает только на больших числах М.

Заключение
Устойчивость – это качество присущее самолёту и позволяющее ему в условиях воздействия возмущений возвращаться к исходному режиму полёта. Различают два вида устойчивости статическую и динамическую. В каждом из этих видов самолёт может оказаться устойчивым, нейтральным или неустойчивым.
Статическая устойчивость описывает первоначальную реакцию самолёта на отклонение от равновесия относительно одной или более осей (самолёт имеет три оси вращения).
Самолёт статически устойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к возврату в первоначальное состояние.
Самолёт статически нейтрален, если, при отклонении от состояния равновесия, у него не возникает никакой тенденции, и он остаётся в новом состоянии.
Самолёт статически неустойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к дальнейшему увеличению отклонения. Это крайне нежелательное свойство, которое может привести к потере управления самолётом.
Большинство самолётов обладают статической устойчивостью по тангажу и рысканию и близки к статической нейтральности по крену.
Если самолёт обладает статической устойчивостью, то динамическая устойчивость рассматривает временной процесс поведения самолёта после прекращения действия возмущения. В процессе возврата к равновесному состоянию самолёт по инерции проскакивает исходное положение, что создаёт отклонение в другую сторону и процесс повторяется.
Если самолёт динамически устойчив, то эти колебания затухающие. Самолёт должен быть динамически устойчивым.
Если самолёт динамически нейтрален, то колебания не будут затухать. Динамическая нейтральность – нежелательное явление.
Если амплитуда колебаний самолёта будет возрастать по времени, то данный самолёт динамически неустойчив, что крайне нежелательно.
Наличие устойчивости (или неустойчивости) самолёта определяется формой и размерами его поверхностей.
Киль является основной поверхностью, обеспечивающей путевую устойчивость. Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость, а крыло – поперечную.
Расположение центра тяжести также влияет на устойчивость. Если центр тяжести находится вблизи предельно задней границы, то самолёт будет менее устойчив по тангажу и рысканию. При смещении центра тяжести вперёд устойчивость повышается.

Хотя самолёт при задней центровке менее устойчив, его лётные характеристики улучшаются из-за уменьшения силы на стабилизаторе, направленной вниз (потери на балансировку). Такой самолёт имеет немного меньшую скорость сваливания, меньше сопротивление, большую крейсерскую скорость на одном и том же режиме двигателей.

Манёвренность – это качество самолёта, позволяющее ему легко маневрировать и выдерживать нагрузки, связанные с этим маневрированием.
Управляемость – это способность самолёта реагировать на управляющие воздействия пилота, в частности по управлению пространственным положением и траекторией полёта.
Самолёт устойчив по тангажу, если он возвращается к горизонтальному полёту после прекращения действия возмущения, вызванного вертикальным порывом или отклонением руля высоты. Положение центра тяжести и эффективность стабилизатора оказывают основное влияние на устойчивость и управляемость по тангажу.
Увеличение устойчивости, по какой либо из осей:

• 
  уменьшает манёвренность и управляемость, и
• 
  увеличивает усилия на штурвале (ручке управления, педалях).

Фугоидные колебания – это длиннопериодические колебания, связанные с изменением тангажа, скорости и высоты, при примерно постоянном угле атаки. При этом происходит частичный переход кинетической энергии самолёта (скорость) в потенциальную энергию (высота) и наоборот. Самолёт, выполняющий фугоидные колебания, статически устойчив по тангажу. Данные колебания легко контролируются лётчиком.
Самолёт будет уменьшать крен после случайного накренения, если он имеет статическую поперечную устойчивость. Поперечная устойчивость в англоязычных текстах часто называется «dihedral effect» (эффект поперечного V крыла).

Большинство самолётов имеют положительное V крыла. Это значит, что законцовки крыльев находятся выше, чем комель крыла. Если в полёте возникнет левый крен, то под действием боковой составляющей силы тяжести самолёт начнет скользить влево. Местный угол атаки левого крыла увеличится, а правого – уменьшится. Это создаст момент, выводящий самолёт из крена.

Стреловидное крыло обеспечивает большее М крит, кроме этого оно также придаёт самолёту поперечную устойчивость. В данном случае это побочный продукт. Самолёты со стреловидными крыльями имеют меньшее положительное V крыла, чем самолёты с прямым крылом.

Верхнее расположение крыла также усиливает поперечную устойчивость, поэтому у верхнепланов не требуется положительное V крыла, а часто наоборот делают отрицательное V крыла.

Излишняя поперечная статическая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – колебаниям типа «голландский шаг».
Статическая путевая устойчивость (флюгерная) – это тенденция самолёта разворачивать нос в направлении набегающего потока (в плоскости крыльев). Она обеспечивается тем, что боковая площадь самолёта (включая киль) позади центра тяжести больше, чем площадь впереди центра тяжести.

Стреловидное крыло также увеличивает путевую устойчивость.

Чрезмерная статическая путевая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – тенденции самолёта к спиральной неустойчивости.
Взаимодействие поперечной и путевой устойчивости. При накренении самолёт начинает скользить на опущенное полукрыло. Путевая устойчивость создаёт момент на уборку скольжения (разворот носа в сторону опущенного полукрыла), а поперечная – на уборку крена.

Если путевая устойчивость сильная, а поперечная – слабая, то самолёт начнёт вращаться относительно нормальной оси при вялой тенденции к уменьшению крена. Полукрыло, идущее по большему радиусу, будет обтекаться с большей скоростью, что создаёт момент на увеличение крена. Этот момент называется спиральный момент крена. Если он превысит момент поперечной устойчивости, то крен будет непрерывно увеличиваться, а поскольку вертикальная составляющая подъёмной силы станет меньше веса, то самолёт будет входить в нисходящую спираль.

Если поперечная устойчивость сильная, а путевая – слабая, то самолёт будет иметь тенденцию к колебаниям типа «голландский шаг».
Система обеспечения устойчивости по скорости на больших числах М (Mach trim) поддерживает заданный градиент усилий по скорости. Система регулирует загрузку штурвала (ручки управления) и работает только на больших числах М.

В режиме ручного (штурвального) управления пилот наблюдает за рысканием самолета по указателю курсовой системы и воздействует на педали при возникновении колебаний таким образом, чтобы отклонение руля направления противодействовало бы этим колебаниям. Для освобож­дения пилота от решения этой задачи служат демпферы рыскания.

Демпфер рыскания (ДР)- средство автоматического управления, обес­печивающее демпфирование колебаний самолета по рысканию путем от­клонения руля направления при возникновении угловой скорости рыскания.

Простейший демпфер, рыскания реализует следующий закон управле­ния рулем направления: .

Д52р = к„уюу, (6.83)

где Д 8 ^-автоматическое отклонение руля направления от балансировочного поло­жения демпфером рыскания; к№ — передаточный коэффициент по угловой скорости рыскания, показывающий, на какой угол должен отклониться руль направления при изменении угловой скорости рыскания на 1°/с (1 рад/с).

Другими словами, отклонение руля направления демпфером рыскания пропорционально угловой скорости рыскания.

Демпферы рыскания применяются на самолетах с бустерной или элект­родистанционной системой управления, если собственная путевая устой-

чивость самолета неудовлетворительна. Исполнительные устройства серво­приводов демпферов рыскания-рулевые агрегаты включаются в механи­ческую проводку управления по последовательной схеме. Поэтому общее отклонение руля направления от балансировочного положения А6Н равно сумме ручного отклонения руля направления пилотом посредством педалей А5Е и автоматического отклонения руля направления демпфером рыскания:

А5Н = Д5Е + А5£р. (6.84)

Функциональная схема аналогового демпфера рыскания аналогична функциональным схемам демпферов тангажа и крена (рис. 6.9). Отклонение руля направления Д5Е создается пилотом путем перемещения педалей Пна величину Дхн от балансировочного положения. С помощью дифференци­альной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляю­щим сигналом демпфера рыскания А5ЕР. Рулевой привод руля направления РПЬП формирует отклонение руля направления.

Рис. 6.10. Переходные процессы в контуре угловой скорости рыскания при отклоне­нии пилотом руля направления:

а-свободный самолет; 5-при включенном демпфере рыскания 194

При возникновении угловой скорости рыскания со датчик ДУС выраба­тывает электрический сигнал иш, пропорциональный этой скорости. Вы­числитель В вырабатывает управляющий сигнал ив согласно закону управ­ления (6.83) на вход сумматора С сервопривода руля направления СПЬИ. Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата руля направления Д8£р.

Влияние демпферов рыскания на путевую устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается степень путевой

статической устойчивости самолета m При отклонении руля направления демпфером появляется приращение коэффициента момента рыскания

Amy = my"A5;|p = my, k0)coy. (6.85)

Возьмем частную производную выражения (6.85) по угловой ско­рости соу:

Следовательно, при включенном демпфере рыскания:

т. е. степень путевой статической устойчивости самолета с демфером рыскания выше, чем степень собственной путевой статической устойчиво­сти самолета.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается динамическая устойчивость бокового движения. На рис. 6.10, а представлены переходные процессы, возникающие в результате ступенчатого отклонения пилотом руля направления на угол Д5Р. Как видно из графиков рис. 6.10, б, демпфер рыскания уменьшает колебательность переходных процессов по угловой скорости и углу рыскания — уменьшаются период короткопериодических колебаний и время затухания. Так как отклонение руля направления демпфером Д6ДР вычитается из отклонения руля направления пилотом Л8Е, общее отклонение руля направления Л5Н становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости рыскания мурст по сравнению с управлением без демпфера, т. е. эффективность управления рулем направления от педалей уменьшается.

Особенности законов управления демпферов рыскания. Разновидностями демпферов рыскания являются демпферы, реализующие следующие законы управления:

Д5ДР = Цюу =кйурюу, (6.89)

Д5ДР = кй—————— соу. (6.90)

В законе управления (6.89) управляющий параметр-угловое ускорение рыскания юу, получаемое дифференцированием в ДУС сигнала юу. Изо­дромный фильтр Т^р/(Т^р + 1) закона управления (6.90) реализуется в вычислителе блока демпфера, например, с помощью КС-цепочки.

Законы управления демпферов рыскания (6.89) и (6.90) позволяют уменьшить неблагоприятное влияние демпфера рыскания на путевую уп­равляемость. Это достигается возвращением штока рулевого агрегата в нейтральное положение, когда юу = 0, т. е. А5“р = 0 при соуруст = сопзі. Поэтому противодействие демпфера пилоту прекращается и расход переме­щения педалей для создания угловой скорости не изменяется. При этом, естественно, ухудшаются характеристики устойчивости.

Кроме уменьшения неблагоприятного влияния на путевую управляе­мость демпферы рыскания с законом управления (6.89) и (6.90) устраняют негативные последствия взаимосвязи движений по рысканию и крену. Так, в установившемся развороте с креном демпфер рыскания с законом управления (6.83) противодействует развороту отклонением руля направле­ния при возникновении угловой скорости cov. Фильтрация постоянной

составляющей этой скорости законами управления (6.89) и (6.90) позволяет держать руль направления в нейтрали при совершении разворота и реа­гировать лишь на колебательность углового движения относительно по­стоянной составляющей скорости разворота.

Для дополнительного демпфирования самолета при заходе на посадку, когда скорость самолету мала и эффективность руля направления снижает­ся, в закон управления (6.52) включается дополнительный демпфирующий сигнал, пропорциональный угловой скорости рыскания,

AS?1 = К, ^ ш, + F™. К®, (6.91)

где Fa3n принимает значение, равное 1 при включении режима автоматического захода на посадку (АЗП) и 0 во всех остальных режимах.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.91), представлена на рис. 6.11. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АБСУ-154.

На малых скоростях полета требуется дополнительное демпфирование самолета по рысканию при вхождении самолета в крен и при отклонении элеронов. Тогда в закон управления (6.90) включаются дополнительные сигналы, пропорциональные углу крена и углу отклонения элеронов, пропущенные через изодромные фильтры с постоянными времени Tf и Т

А5? = кй———- ^—— ray + F3ai[ Ц 1————— у+к5з—————- , (6-92)

Тр+ 1 1 Т, р+1 TS(p+ 1 ‘

где F, aK принимает значение, равное 1 при выпуске закрылков на угол 30° и 0 при убранных закрылках.

Датчиком сигнала, пропорционального углу крена, служит гироверти­каль ГВ. Датчиком сигнала, пропорционального углу отклонения элеронов, служит датчик обратной связи рулевой машины автопилота. Датчиком выпуска закрылков является концевой выключатель КВ8Ш.

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.92), представлена на рис. 6.12. Таким образом осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью системы АССУ-86.

Основной характеристикой боковой устойчивости самолета является степень путевой статической устойчивости по углу скольжения щР. Для ее увеличения и демпфирования боковых колебаний самолета в демпфере рыскания необходимо использовать сигнал, пропорциональный угловой скорости скольжения р. Однако создание датчиков такого сигнала затруд­нено, поэтому используют следующую упрощенную зависимость угловой скорости скольжения р от угловых скоростей рыскания и крена в горизон­тальном полете с постоянным углом атаки а0:

р = roycosa0 + caxsma0. (6.93)

Следовательно, для эффективного демпфирования колебаний самолета по углу скольжения необходимо в демпфере рыскания помимо сигнала, пропорционального угловой скорости рыскания, вводить сигнал, пропори циональный угловой скорости крена. Тогда закон управления принимает следующий вид: ‘

Д82р = Ц——— - «у + к*, ®, (6.94)

Передаточный коэффициент kffl корректируется по положению закрыл­ков (принимает большее значение при выпущенных закрылках и уменьша­ется при убранных).

Структурная схема демпфера рыскания, реализующего закон управле­ния (6.95), представлена на рис. 6.13. Так осуществляется демпфирование колебаний по рысканию с помощью демпфера рыскания ДР-62.