Демпфер рыскания. Панель органов управления воздушным судном и запасной гидравлики Демпфер рыскания на самолете

Автопилот для моделиста

(реферат по книге «Автоматическое управление полетом самолетов» В.Г. Воробьев, С.В. Кузнецов, Москва «ТРАНСПОРТ», 1995)
Введение

Так как я и сам не люблю ковыряться в горах диффуров, то выписывать их из книги я не стал, оставив только то, что не труднее Алгебры за 7 класс нынешней ЕГЭшной школы. Обозначения в книге, конечно, просто жуткие, но ничего особо сложнее, чем A = k1*b + k2*(c-d) – k3*e в тексте ниже вы не найдете. Так что если кто-то хочет подробнее или посмотреть на графики и стройные доказательства работоспособности – добро пожаловать в главу №6 и далее указанной книги.

Целью данного реферата было «залатать память» прежде чем браться за что-то подобное собственной разработки. Комментариев почти нет, взято все вчистую из книги. Ясное дело, что не все применимо к авиамоделям и много придется переделать, но определенные идеи реферат подсказать сможет.
^ Определения и обозначения

^ Угол рыскания - это угол междуосью OXg нормальной системы координат и проекцией продольной оси ОХ на горизонтальную плоскость OXgZg нормальной системы координат. Угол рыскания положительный, если ось ОХg совмещается с проекцией продольной оси на горизонтальную плоскость поворотом вокруг оси ОУg по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси.

^ Угол тангажа -это угол между продольной осью ОХ и горизонтальной плоскостью OXgZg нормальной системы координат. Его следует считать положительным, если продольная ось находится выше горизонтальной плоскости OXgZg.

^ Угол крена -это угол между поперечной осью OZ и осью ОZg нормальной системы координат, смещенной в положение, при котором угол рыскания равен нулю. Угол крена положителен, если смещенная ось OZg совмещается с поперечной осью поворотом вокруг продольной оси по часовой стрелке, если смотреть в направлении этой оси.
Таким образом, пространственное положение самолета относительно Земли полностью описывается шестью параметрами: пройденным расстоянием L пройденным вдоль OXg, боковым отклонением Z пройденным вдоль OZg, высотой Н, углами рыскания , тангажа , и крена .
^ Отклонение элерона положительно , если правый элерон отклоняется по часовой стрелке, а левый протии, если смотреть по оси OZ, т.е. положительное отклонение уводит в крен на левое крыло . Самолет вращается против часовой стрелки по продольной оси, если смотреть сзади. (Как на картинке)

^ Отклонение руля по рысканию будет положительным , если руль отклоняется против часовой стрелки, если смотреть по оси OY, т.е. руль отклонится вправо (Где-то вранье. Скорее всего, про ось. Картинка рулит)

^ Отклонение руля по тангажу будет положительным , если руль отклоняется по часовой стрелке, если смотреть вдоль OZ. Т.е. эквивалентно отдать колонку штурвала от себя.
(!!! Т.е. совсем не совпадает с осями и положительными направлениями на MEMS Gyro)

^ ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ
Демпфер тангажа (ДТ) – средство автоматического управления, обеспечивающее демпфирование продольных короткопериодических колебаний самолета на всех этапах полета путем отклонения руля высоты при возникновении угловой скорости тангажа. Реализует следующий закон управления рулем высоты:

где -автоматическое отклонение руля высоты от балансировочного положения демпфером тангажа; - передаточный коэффициент по угловой скорости тангажа, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении угловой скорости на Г/с (1 рад/с).

Демпферы тангажа устанавливают на самолеты с бустерной или электродистанционной системой управления рулем высоты. Это позволяет обеспечить последовательную схему включения исполнительного устройства демпфера в механическую проводку руля высоты. При совместном управлении самолетом пилотом и демпфером тангажа общее отклонение руля высоты от балансировочного положения равно алгебраической сумме ручного отклонения пилотом от колонки штурвала и автоматического отклонения демпфером тангажа :

Демпфер крена(ДК) реализует следующий закон управления элеронами:

где - автоматическое отклонение элеронов демпфером крена от балансировочного положения; -передаточный коэффициент по угловой скорости крена, показывающий, на какой угол должны отклониться элероны при изменении угловой скорости крена на Г/с (1 рад/с).

Демпферы крена используют на самолетах с бустерной или электродистанционной системой управления элеронами. Их рулевые агрегаты включают в проводку управления по последовательной схеме, тогда общее отклонение элеронов от балансировочного положения равно сумме ручного отклонения элеронов пилотом посредством баранки штурвала и автоматического отклонения демпфером крена :

^ 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:

где -автоматическое отклонение руля направления от балансировочного положения демпфером рыскания; - передаточный коэффициент по угловой скорости рыскания, показывающий, на какой угол должен отклониться руль направления при изменении угловой скорости рыскания на 1 Г/с (1 рад/с).

Функциональная схема аналогового демпфера рыскания аналогична функциональным схемам демпферов тангажа и крена:

^ АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИ ПО ПЕРЕГРУЗКАМ
Устройство и работа автоматов продольной устойчивости. Автоматы демпфирования не полностью решают проблему улучшения пилотажных свойств самолета, так как компенсируют лишь недостаточное собственное демпфирование самолета. Вследствие действия внешних продольных возмущений, даже при включенном демпфере тангажа, у самолета могут измениться угол атаки и нормальная перегрузка. Поэтому необходимо сохранить исходный режим полета по углу атаки и нормальной перегрузке. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы продольной устойчивости.
^ Автомат продольной устойчивости (АПУ) - средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу атаки и нормальной перегрузке на всех этапах полета путем отклонения Руля высоты при возникновении приращения угла атаки или избыточной нормальной перегрузки.

Простейшие автоматы продольной устойчивости реализуют следующие законы управления рулем высоты:

где -отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости; = (а - а0)- приращение угла атаки относительно опорного значения, имевшего место в момент включения автомата; -избыточная нормальная перегрузка; -передаточный коэффициент по приращению угла атаки, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении угла атаки на 1°;

Передаточный коэффициент по избыточной нормальной перегрузке, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении избыточной нормальной перегрузки на единицу.

В связи с недостаточной точностью датчиков угла атаки и необходимостью создания специальных схем для запоминания опорного значения угла атаки закон управления АПУ большого распространения не получил. Поэтому обычно используется закон управления, который часто комплексируется с законом управления демпфера тангажа:

То есть отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости пропорционально угловой скорости тангажа и избыточной нормальной перегрузке.

Благодаря последовательному включению исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанционной системы управления рулем высоты при совместном управлении самолетом пилотом и автоматом полное отклонение руля высоты от балансировочного положения равно алгебраической сумме

В состав автомата продольной устойчивости входят датчик линейного ускорения ДЛУ, датчик угловой скорости ДУС, вычислитель ВАПУ и сервопривод руля высоты . Автомат продольной устойчивости работает следующим образом. При изменении нормальной перегрузки на вход вычислителя В с датчиков ДУС и ДЛУ поступают сигналы и . Сигнал преобразуется в сигнал

Эти сигналы суммируются согласно закону управления. Управляющий сигнал вызывает отработку сервоприводом руля высоты. При отклонении руля высоты на угол возникает управляющий аэродинамический момент , противоположный по знаку возмущению. Поэтому угловая скорость и избыточная нормальная перегрузка начнут уменьшаться, а вместе с ними и сигналы с ДУС и с ДЛУ. Когда угловая скорость тангажа станет равной нулю , руль высоты все еще будет отклонен автоматом продольной устойчивости благодаря еще имеющемуся сигналу с ДЛУ (тогда как демпфер тангажа в этот момент возвращал руль высоты в балансировочное положение). Поэтому гловая скорость тангажа поменяет знак и избыточная перегрузка начнет интенсивно уменьшаться. Когда сигналы уравновесят друг друга, АПУ вернет руль высоты в балансировочное положение. Дальнейшая отработка руля будет вызвана сменой знака суммы сигналов , что приведет к плавному возвращению самолета к исходной нормальной перегрузке.

^ Автомат боковой устойчивости (АБУ) - средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу скольжения и боковой перегрузке на всех этапах полета путем отклонения руля направления при возникновении приращения угла скольжения или боковой перегрузки.

^ Устройство и работа автоматов боковой устойчивости. Демпферы крена и рыскания не могут противодействовать изменению угла скольжения и боковой перегрузки. Поэтому наряду с задачей демпфирования боковых короткопериодических колебаний возникает задача сохранения исходного режима полета по углу скольжения и боковой перегрузке. Особенно это актуально при развороте, когда пилот воздействует на элероны. Для противодействия возникающему при этом скольжению и связанной с ним боковой перегрузке пилот, наблюдая за указателем угла скольжения, отклоняет руль направления. Разворот при этом становится координированным. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы боковой устойчивости.
Простейшие автоматы боковой устойчивости реализуют следующие законы управления рулем направления:

где -отклонение руля направления автоматом боковой устойчивости; - приращение угла скольжения относительно опорного значения; ,-передаточные коэффициенты по приращению угла скольжения и боковой перегрузке .

Невысокие точностные характеристики известных датчиков утла скольжения не позволяют широко применять первый закон управления. Поскольку углы скольжения обычно малы, то боковая перегрузка практически пропорциональна углу скольжения. Так как измерение боковой перегрузки не вызывает затруднений, второй закон управления распространен более широко.
Обычно автомат боковой устойчивости объединяется с демпфером рыскания и имеет закон управления

При совместном управлении пилотом и автоматом полное отклонение руля направления от балансировочного положения равно алгебраической сумме

Функциональная схема автомата боковой устойчивости аналогична схеме АПУ. Отличие заключается в том, что датчик угловой скорости ДУС ориентирован по измерительной оси ОУ, а датчик линейных ускорений ДЛУ-по измерительной оси ОZ. Вычислитель ВАБУ вырабатывает управляющий сигнал согласно закону управления на основе сигналов . Автомат содержит сервопривод руля направления . Работа АБУ аналогична работе АПУ.

Де́мпфер ры́скания - электрогидравлическое устройство, предназначенное для улучшения собственных демпфирующих свойств самолёта в путевом канале рыскания . Включает в себя датчики скорости рыскания и процессор , который подаёт сигнал на исполнительный механизм, подключённый к рулю .

При вращении самолёта относительно нормальной оси киль получает дополнительную скорость движения направленную перпендикулярно вектору скорости самолёта. Благодаря этой дополнительной скорости направление потока воздуха, набегающего на киль , изменяется и возникает дополнительная боковая сила, создающая момент, противодействующий начавшемуся вращению. Этот момент называется демпфирующим , т.к. он появляется только при наличии вращения самолёта. Демпфирование - свойство движущегося тела противодействовать возникающему вращению. Основная причина установки демпфера рыскания на самолёт это предотвращение боковых колебаний типа «голландский шаг » (Dutch roll). Такой вид бокового движения самолёта характеризуется взаимосвязанными колебаниями по крену и скольжению . Причём колебания по скольжению отстают по фазе от колебаний по крену, что связано со слабой путевой и чрезмерной поперечной устойчивостью. Крен самолёта является причиной возникновения скольжения самолёта, устранение которого происходит с запаздыванием из-за слабой путевой устойчивости. Возникшее скольжение провоцирует энергичное кренение самолёта в противоположную сторону из-за повышенной поперечной устойчивости и процесс повторяется. При полёте на большой высоте и малой скорости демпфирование этих колебаний может сильно ухудшиться. На тяжелых самолётах для гашения колебаний используются демпферы рыскания.

На некоторых самолетах установлены автоматы демпфирования по всем трем каналам (демпферы рыскания, тангажа и крена).

Демпфер аэроупругих колебаний

Демпфер аэроупругих колебаний - самостоятельная бортовая электронная система или подсистема в составе системы автоматического управления полётом (САУ), предназначенная для автоматического гашения короткопериодических колебаний самолёта, неизбежно возникающих при изменениях полётных режимов и, что особенно важно, для предотвращения непроизвольной раскачки самолёта лётчиком, что может привести к значительным перегрузкам и разрушению конструкции. В техническом плане состоит из группы гироскопических датчиков, контролирующих угловые перемещения самолёта в пространстве, электронной схемы обработки и усиления сигналов демпфирования и исполнительных агрегатов, включённых последовательно в механическую проводку управления, либо эти сигналы подмешиваются к другим сигналам управления САУ.

См. также

Напишите отзыв о статье "Демпфер рыскания"

Ссылки

• . aviacom.ucoz.ru

Просмотр этого шаблона Компоненты летательного аппарата Элементы планёра летательного аппарата Элементы управления Аэродинамика и механизация крыла Авионика и приборы Управление двигателем и топливная система Шасси и системы торможения Системы покидания Прочие системы

Отрывок, характеризующий Демпфер рыскания

На лице у меня, конечно же, написано этого не было, но я бы многое отдала, чтобы узнать, откуда она так уверенно всегда всё знала, когда дело касалось меня?
Через несколько минут мы уже дружно топали по направлению к лесу, увлечённо болтая о самых разнообразных и невероятных историях, которых она, естественно, знала намного больше, чем я, и это была одна из причин, почему я так любила с ней гулять.
Мы были только вдвоём, и не надо было опасаться, что кто-то подслушает и кому-то может быть не понравится то, о чём мы говорим.
Бабушка очень легко принимала все мои странности, и никогда ничего не боялась; а иногда, если видела, что я полностью в чём-то «потерялась», она давала мне советы, помогавшие выбраться из той или иной нежелательной ситуации, но чаще всего просто наблюдала, как я реагирую на, уже ставшие постоянными, жизненные сложности, без конца попадавшиеся на моём «шипастом» пути. В последнее время мне стало казаться, что бабушка только и ждёт когда попадётся что-нибудь новенькое, чтобы посмотреть, повзрослела ли я хотя бы на пяту, или всё ещё «варюсь» в своём «счастливом детстве», никак не желая вылезти из коротенькой детской рубашонки. Но даже за такое её «жестокое» поведение я очень её любила и старалась пользоваться каждым удобным моментом, чтобы как можно чаще проводить с ней время вдвоём.
Лес встретил нас приветливым шелестом золотой осенней листвы. Погода была великолепная, и можно было надеяться, что моя новая знакомая по «счастливой случайности» тоже окажется там.
Я нарвала маленький букет каких-то, ещё оставшихся, скромных осенних цветов, и через несколько минут мы уже находились рядом с кладбищем, у ворот которого... на том же месте сидела та же самая миниатюрная милая старушка...
– А я уже думала вас не дождусь! – радостно поздоровалась она.
У меня буквально «челюсть отвисла» от такой неожиданности, и в тот момент я видимо выглядела довольно глупо, так как старушка, весело рассмеявшись, подошла к нам и ласково потрепала меня по щеке.
– Ну, ты иди, милая, Стелла уже заждалась тебя. А мы тут малость посидим...
Я не успела даже спросить, как же я попаду к той же самой Стелле, как всё опять куда-то исчезло, и я оказалась в уже привычном, сверкающем и переливающемся всеми цветами радуги мире буйной Стеллиной фантазии и, не успев получше осмотреться, тут же услышала восторженный голосок:
– Ой, как хорошо, что ты пришла! А я ждала, ждала!..
Девчушка вихрем подлетела ко мне и шлёпнула мне прямо на руки... маленького красного «дракончика»... Я отпрянула от неожиданности, но тут же весело рассмеялась, потому что это было самое забавное и смешное на свете существо!..
«Дракончик», если можно его так назвать, выпучил своё нежное розовое пузо и угрожающе на меня зашипел, видимо сильно надеясь таким образом меня напугать. Но, когда увидел, что пугаться тут никто не собирается, преспокойно устроился у меня на коленях и начал мирно посапывать, показывая какой он хороший и как сильно его надо любить...

Переключатель FLT CONTROL – гидравлика органов управления. Положение STBY RUD – подключает запасную гидросистему к системе реверса и рулям направления. Положение OFF отключает соответствующую гидравлику («А» или «В») от элеронов, рулей высоты и направления.

Положение ON – нормальное положение – в случае отказа основных гидравлических систем автоматом подключится запасная.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в системе «А» или «В», конкретно – в узлах управления элеронами, стабилизатором, рулями направления.

(2) Блок SPOILER

SPOILER – отключение гидравлики на интерцепторы (спойлеры). Тумблеры применяются персоналом при ремонте и работах по обслуживанию ВС на земле. Нормальное положение – ON.

(3) Блок YAW DAMPER

YAW DAMPER – демпфер рыскания. Устройство, которое гасит колебания самолета по крену и рысканию. Тут, по идее, самое время начать долгий рассказ об аэродинамике, о динамических характеристиках устойчивости и так далее, но мы договаривались – не заглядывать под капот.

Вкратце: иногда самолет не хочет лететь идеально прямо, он, вследствие ряда причин, начинает совершать неприятные колебания по крену, рысканию или тангажу. Демпфер рыскания – система, где датчики анализируют ситуацию и посылают сигнал на органы управления, которые гасят эти колебания. Must have. Нормальное положение в полете – ON.

Табло YAW DAMPER – демпфер рыскания отключен.

(4) Блок STANDBY HYD (резервная гидравлическая система )

Табло LOW QUANTITY – недостаточное количество жидкости в резервной гидросистеме.

Табло LOW PRESSURE – низкое давление в резервной гидросистеме. Табло горит в двух случаях: 1) запасная гидросистема включена и 2) она неисправна. Т.е. полная засада.

(5) Блок ALTERNATE FLAPS (резервные закрылки )

На самом деле они никакие не резервные: тумблер в положении ARM отключает обычную гидравлическую систему, подключает систему резервную и активирует переключатель с маркировкой UP – DOWN – OFF. Этим переключателем можно вручную опускать или поднимать закрылки. Нажали – закрылки начали движение, отпустили – переключатель вернулся в положение OFF, движение закрылок прекратилось.

(6) Блок табло

Табло FEEL DIFF PRESS – Feel Differential Pressure .

Тут надо сказать вот о чем. Рули высоты из-за встречного потока воздуха испытывают определенную нагрузку. Это сопротивление передается на штурвал пилота, и штурвал «идет» с усилием. Чем больше нагрузка на рули высоты, тем больше усилий нужно приложить пилоту, чтобы управлять ими. Как в джойстике с обратной связью (Force feedback ). Если табло горит, то эта система – FEEL – неисправна.

Табло SPEED TRIM FAIL .

При взлете или уходе на второй круг, когда скорость мала, повышается риск сваливания. Для предотвращения этого существует система, которая ставит стабилизатор в положение, при котором пилот может безопасно оперировать рулями высоты и тем же стабилизатором. Если это табло горит, то система неисправна.

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.

«АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПОЛЕТОМ САМОЛЕТОВ Допущено Департаментом воздушного транспорта Министерства транспорта России 8 качестве учебника для студентов вузов гражданской авиации...»

-- [ Страница 6 ] --

Реакция самолета на ступенчатое отклонение органов управления в продольном короткопериодическом движении была рассмотрена в разделе 3,3.2. Посмотрим, как изменится эта реакция, если в проводку управления самолета включен демпфер тангажа. Маневр самолета в продольной, плоскости совершается энергичным отклонением колонки штурвала на величину Дхв, при этом закон изменения Д§ = к ш. в Дх в близок к ступенчатому, т. е. Ах в (1) = 1 (I) Дхв и Ах в (р) = Ах в.

Рассмотрим реакцию самолета с демпфером тангажа на ступенчатое отклонение пилотом колонки штурвала. На этапе короткопериодического движения сформируются новые значения угловой скорости тангажа, угла атаки и нормальной перегрузки:

(Дсо2)уст = Нт {рДхв(р)^(р)} = р-О

–  –  –

0. (6.49) Получим матрицу передаточных функций замкнутой системы «самолет-демпфер тангажа» по параметрам продольного короткопериодического движения на внешние возмущения

–  –  –

где переходная матрица определена выражением (6.23).

6.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ

ПО КРЕНУ

6.2.1. Демпферы крена Устройство и работа. Необходимость демпфирования колебаний по крену возникает при непроизвольном отклонении самолета от исходного режима под действием внешних возмущений или при маневре в горизонтальной плоскости. Если самолет обладает недостаточной степенью поперечной статической устойчивости по скорости крена, а также проявляется колебательность движения самолета по крену, необходимо обеспечить принудительное демпфирование. В режиме ручного (штурвального) управления пилот наблюдает за изменением угла крена по указателю авиагоризонта и воздействует на штурвал при возникновении колебаний таким образом, чтобы отклонение элеронов противодействовало этим колебаниям. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат демпферы крена.

Демпфер крена (ДК) - средство автоматического управления, обеспечивающее демпфирование колебаний самолета по крену на всех этапах полета путем отклонения элеронов при возникновении угловой скорости крена.

Простейший демпфер крена реализует следующий закон управления элеронами:

Л5?"-кШхох; (6.51);

где Д5"- автоматическое отклонение элеронов демпфером крена от балансировочного положения; кщ -передаточный коэффициент по угловой скорости крена, показывающий, на каксШ угол должны отклониться элероны при изменении угловой скорости крена на Г/с (1 рад/с).

Другими словами, отклонение элеронов демпфером крена пропорционально угловой скорости крена.

Демпферы крена используют на самолетах с бустерной или электродистанционной системой управления элеронами. Их рулевые агрегаты включают в проводку управления по последовательной схеме, тогда общее отклонение элеронов от балансировочного положения А8Э равно сумме ручного отклонения элеронов пилотом посредством баранки штурвала Д8* и автоматического отклонения демпфером крена:

Д5Э = Д5? + Дб»". (6.52) Функциональная схема аналогового демпфера крена аналогична схеме демпфера тангажа (рис. 6.6). Отклонение элеронов А8^ создается пилотом путем перемещения баранки штурвала (БШ) на величину Ах, от балансировочного положения. С помощью дифференциальной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляющим сигналом демпфера крена Д8^ к. Рулевой привод элеронов РП8Э формирует отклонение элеронов.

Работа демпфера крена аналогична работе демпфера тангажа, с той разницей, что при возникновении угловой скорости крена ю, датчик ДУС вырабатывает электрический сигнал им, пропорциональный этой скорости.

Вычислитель В вырабатывает управляющий сигнал ив согласно закону управления (6.47). Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата элеронов А8 *".

Влияние демпферов крена на поперечную устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера крена улучшается степень поперечной статической устойчивости самолета т™". При отклонении элеронов демпфером появляется приращение коэффициента момента крена

–  –  –

МЗ Рис. 6.6. Функциональная схема аналогового демпфера крена Рис. 6.7. Переходные процессы в контуре угловой скорости крена и угла крена при отклонении пилотом элеронов:

а-свободный самолет; б-при включенном демпфере крена Убедимся в том, что с помощью демпфера крена улучшается динамическая устойчивость бокового движения.

На рис. 6.7 показаны переходные процессы, возникающие в результате ступенчатого отклонения пилотом элеронов на угол Д5 *. Демпфер крена уменьшает постоянную времени по угловой скорости крена Т™ Т Юх. Однако так как отклонение элеронов демпфером А5," вычитается из отклонения элеронов пилотом Лб, общее отклонение элеронов А5Э становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости крена (со?к)Уст по сравнению с управлением без демпфера, т. е. эффективность управления элеронами от штурвала уменьшается. Это является основным недостатком демпфера крена.

Управление элеронами пропорционально угловому ускорению крена оЬх в демпферах крена распространения не получило. Это объясняется тем, что такой демпфер крена, увеличивая эффективность поперечного управления, уменьшает демпфирование боковых колебаний.

6.2.2. Моделирование демпфирования колебаний по крену

–  –  –

Подставим уравнения выхода (6.64) и входа (6.65), а также законы управления (6.66) и (6.67) в уравнение состояния (6.63) и выполним преобразование Лапласа при нулевых начальных условиях:

(р! - А^ - В?6 В6Д|)У66(р) = В^ В?6 АХ Э (р). (6.69) Получим вектор передаточных функций системы «самолет-демпфер крена» в быстром боковом движении самолета по угловой скорости и углу крена на отклонение пилотом штурвала при включенном демпфере крена

–  –  –

(6.72) Переходная матрица состояния (6.73) Определитель матрицы

–  –  –

Таким образом, демпфер крена уменьшает постоянную времени по угловой скорости крена Тт Т ш, но вместе с этим и коэффициент 8ДК и усиления 1ст" 1с.ш3. На рис. 6.8 представлена структурная схема замкнутой системы «самолет - демпфер крена». Сворачивая эту схему, можно получить передаточную функцию (6.76). Анализ этих передаточных функций показывает, что демпфер крена с законом управления (6.51) не влияет на их структуру, а лишь изменяет характеристики образующих звеньев.

Маневр самолета в боковой плоскости осуществляется энергичным отклонением пилотом штурвала на величину А х э. При этом закон изменения А53 = к ш э Ах э близок к ступенчатому, т.е. Ахэ(1) = 1 (1)Ахэ и Ах э (р) = = Ах э /р. На этапе быстрого бокового кренового движения произойдет формирование нового установившегося значения угловой скорости крена

–  –  –

Рис. 6.8. Структурная схема замкнутой системы «самолет-демпфер крена»

Перейдем от изображения Асох(р) к оригиналу:

Время переходного процесса 1йк, по истечении которого отличие угловой скорости крена от установившегося значения будет равно 5%, опредед./тда ляется из условия е " 7 " = 0,05. Отсюда 1ЙК - -1пО,05Т^ ^ ЗТ^. Таким образом, включение демпфера крена в проводку управления эл"еронами приводит к уменьшению времени переходного процесса, однако снижет эффективность поперечного управления.

6.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ ДЕМПФИРОВАНИЕ КОЛЕБАНИЙ

ПО РЫСКАНИЮ

–  –  –

Рис. 6.9. Функциональная схема аналогового демпфера рыскания 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 А8 Н равно сумме ручного отклонения руля направления пилотом посредством педалей

А5 Р и автоматического отклонения руля направления демпфером рыскания:

А5„ = А5 р + А62 р. (6.84) Функциональная схема аналогового демпфера рыскания аналогична функциональным схемам демпферов тангажа и крена (рис. 6.9). Отклонение Р руля направления Д8 создается пилотом путем перемещения педалей П на величину Ах н от балансировочного положения. С помощью дифференциальной качалки осуществляется суммирование этого сигнала с управляющим сигналом демпфера рыскания Л5* р. Рулевой привод руля направления РПЬЯ формирует отклонение руля направления.

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

а-свободный самолет; б-при включенном демпфере рыскания При возникновении угловой скорости рыскания соу датчик ДУС вырабатывает электрический сигнал и ш, пропорциональный этой скорости. Вычислитель В вырабатывает управляющий сигнал и в согласно закону управления (6.83) на вход сумматора С сервопривода руля направления С/75Н.

Сервопривод преобразует этот сигнал в перемещение штока рулевого агрегата руля направления А82 Р.

Влияние демпферов рыскания на путевую устойчивость и управляемость.

Покажем, что с помощью демпфера рыскания улучшается степень путевой т

–  –  –

|(ту"Г||т^|, (6-88) 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 А5Ц. 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 Д8^р вычитается из отклонения руля направления пилотом А8 Р, общее отклонение руля направления А5 Н становится меньше. Это приводит к уменьшению установившегося значения угловой скорости рыскания р оу уст 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:

А5^ = Цю у = к й у рсо у, (6.89)

–  –  –

РИС. 6.11. Структурная схема демпфера рыскания АБСУ-154 В законе управления (6.89) управляющий параметр-угловое ускорение рыскания юу, получаемое дифференцированием в ДУС сигнала ю у. Изодромный фильтр Т Л р/(Т й 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 Ьу = 0, т.е. Д8Ц Р = 0 при со^руст = сопз1.

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 ю у. Фильтрация постоянной

Рис. 6.12. Структурная схема демпфера рыскания АСУУ-86

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, (6.91) где Р азп 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 Т^, и Т ^:

–  –  –

где Р,ак 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 КВ8ЫК.

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 т§. 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 $ от угловых скоростей рыскания и крена в горизонтальном полете с постоянным углом атаки а 0:

–  –  –

Рис. 6.13. Структурная схема демпфера рыскания ДР-62 Следовательно, для эффективного демпфирования колебаний самолета по углу скольжения необходимо в демпфере рыскания помимо сигнала, пропорционального угловой скорости рыскания, вводить сигнал, пропор* циональный угловой скорости крена. Тогда закон управления принимает следующий вид:

(6.94) где ^^ = Таким образом, анализ одного из простейших средств автоматизации бокового движения самолета показывает необходимость учета взаимодействия движений рыскания и крена.

Так как сигналы с ДУС, пропорционльные угловым скоростям, содержат помехи, то для их фильтрации применяется апериодический фильтр с постоянной времени Тф = 0,1 -=- 0,2 с.

Закон управления имеет вид + (6.95) ТШ„Р + 1 Передаточный коэффициент 1сш 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.

6.3.2. Моделирование демпфирования колебанийпо рысканию

Рассмотрим модель быстрого бокового движения «чистого рыскания»

по угловой скорости рыскания и углу скольжения (4.23) при наличии управляющих воздействий пилота на педали и включенном демпфере рыскания. Модель содержит уравнение состояния, уравнения выхода и входа, закон управления рулем направления ручного контура и закон управления рулем направления ручного контура и закон управления демпфера рыскания:

Х 66 (1) = А д д Х д ^ Г) + В ^ Ц ^, (6.96)

–  –  –

На рис. 6.14 представлена структурная схема замкнутой системы «самолет-демпфер рыскания». Сворачивая эту схему, можно получить передаточную функцию (6.112).

Таким образом, демпфер рыскания с законом управления (6.83) не влияет на вид передаточных функций, но изменяет характеристики образующих их звеньев. Анализ выражений (6.114)-(6.118) показывает, что демпфер рыскания положительно влияет на характеристики колебательного звена передаточных функций. Постоянная времени Тр р уменьшается, частота собственных колебаний Юрр и относительный коэффициент затухания ^рр увеличиваются. Однако при этом уменьшаются коэффициенты усиления к " и к ".

д,„, р Для снижения негативного влияния демпфера рыскания на путевую управляемость сигнал угловой скорости соу в законе управления (6.90) пропускается через изодромный фильтр.

Рассмотрим работу демпфера рыскания с изодромным законом управления (6.90) по демпфированию колебаний различной частоты. Передаточная функция демпфера имеет вид

–  –  –

т. е. при высокочастотных колебаниях демпфер рыскания отклоняет руль направления пропорционально угловой скорости рыскания, что от него и требуется. При малых частотах колебаний демпфер рыскания начинает работать как дифференцирующее звено, так как при со -» О

–  –  –

Ч 1 -Когда (о -» 0, а юу -» сош1 и юу -» 0, выходной сигнал изодромного фильтра и управляющий сигнал демпфера рыскания будут стремиться к нулю. В результате при развороте с постоянной скоростью демпфер рыскания воздействовать на руль направления не будет.

Довороты самолета в боковой плоскости, а также устранение скольжения осуществляются энергичным отклонением пилотом педалей на величину А х н. При этом закон отклонения руля направления А5 Н = к ш. н Ах н близок к ступенчатому. На этапе быстрого бокового движения происходит формирование нового установившегося значения угловой скорости рыскания:

–  –  –

Выражение (6.127) определяет переходный процесс в боковом короткопериодическом колебательном движении самолета с демпфером рыскания при отклонении педалей пилотом. Анализ выражения (6.127) показывает, что оно аналогично выражению (6.43) для нормальной перегрузки. Динамические характеристики боковой устойчивости и управляемости определяются аналогично (6.44). Таким образом, включение демпфера рыскания в проводку управления рулем направления приводит к уменьшению колебательности процесса управления, однако снижает эффективность путевого управления от педалей.

Глава 7АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИИ УПРАВЛЯЕМОСТИ

Если самолет обладает неудовлетворительными характеристиками устойчивости и управляемости или эти характеристики существенно меняются по режимам полета, возникает задача их улучшения с помощью соответствующих автоматических средств.

В качестве средств автоматического улучшения устойчивости самолета применяют автоматы устойчивости, среди которых различают автоматы продольной устойчивости и автоматы боковой устойчивости. Их общей особенностью является отклонение руля при возникновении перегрузок относительно соответствующей связанной оси самолета.

Разделение средств автоматического демпфирования и улучшения устойчивости самолета на автоматы демпфирования и устойчивости достаточно условно, так как демпфирование и устойчивость-взаимосвязанные свойства самолета. Кроме того, на современных самолетах автоматы демпфирования и устойчивости комплексируются в единой системе и работают одновременно и согласованно.

Автоматическое улучшение управляемости самолета осуществляется путем отклонения рулей средствами автоматического управления при воздействии пилота на рычаги управления и изменения параметров короткопериодического движения самолета либо изменением кинематики системы управления рулями по режимам полета. "Благоприятное влияние автоматики на характеристики управляемости проявляется в улучшении качества и обеспечении стабильности переходных процессов выхода самолета на новый режим полета после целенаправленного воздействия пилота на рычаги управления. При этом сохраняются требуемые характеристики демпфирования и устойчивости.

В качестве средств автоматического улучшения управляемости самолета применяют автоматы управления, автоматы регулирования управления и загрузки, автоматы триммирования.

Среди автоматов управления различают автоматы продольного управления и бокового управления. Их общей особенностью является дополнительное к ручному автоматическое отклонение руля при воздействии пилота на рычаги управления. При наличии на самолете бустерной системы управления автоматическое отклонение руля суммируется с ручным отклонением руля посредством механической проводки. При наличии на самолете электродистанционной системы управления автоматическое отклонение руля суммируется с электродистанционным отклонением. Иногда автомат управления сам представляет собой электродистанционную систему управления и берет на себя все ее функции. На современных самолетах автоматы управления комплексируются с автоматами демпфирования и устойчивости в единой системе и работают одновременно и согласованно.

Среди автоматов регулирования управления различают автоматы регулирования продольного, путевого и поперечного управления. Аналогичным образом классифицируют автоматы регулирования загрузки. Общая особенность этих автоматов - обеспечение постоянства статических характеристик управляемости при изменении режимов полета путем воздействия на кинематику механической проводки управления.

7.1. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ УСТОЙЧИВОСТИПО ПЕРЕГРУЗКАМ

Устройство и работа автоматов продольной устойчивости. Автоматы демпфирования не полностью решают проблему улучшения пилотажных свойств самолета, так как компенсируют лишь недостаточное собственное демпфирование самолета. Вследствие действия внешних продольных возмущений, даже при включенном демпфере тангажа, у самолета могут измениться угол атаки и нормальная перегрузка. Поэтому необходимо сохранить исходный режим полета по углу атаки и нормальной перегрузке.

Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы продольной устойчивости.

Автомат продольной устойчивости (АПУ)- средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу атаки и нормальной перегрузке на всех этапах полета путем отклонения Руля высоты при возникновении приращения угла атаки или избыточной нормальной перегрузки.

–  –  –

Рис. 7.1. Функциональная схема автомата продольной устойчивости Простейшие автоматы продольной устойчивости реализуют следующие законы управления рулем высоты:

1саДа, (7.1) (7.2) Д6» = к„ Дп„ ПУ где Д8* -отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости; Да = = (а - а0)- приращение угла атаки относительно опорного значения, имевшего место в момент включения автомата; Дпу = (пу - 1)-избыточная нормальная перегрузка; ка-передаточный коэффициент по приращению угла атаки, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении угла атаки на 1°;

1сп -передаточный коэффициент по избыточной нормальной перегрузке, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при изменении избыточной нормальной перегрузки на единицу.

В связи с недостаточной точностью датчиков угла атаки и необходимостью создания специальных схем для запоминания опорного значения угла атаки закон управления (7.1) большого распространения не получил.

Поэтому обычно используется закон управления (7.2), который часто комплексируется с законом управления демпфера тангажа:

То есть отклонение руля высоты автоматом продольной устойчивости пропорционально угловой скорости тангажа и избыточной нормальной перегрузке.

Благодаря последовательному включению исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанционной системы управления рулем высоты при совместном управлении самолетом пилотом и автоматом полное отклонение руля высоты от балансировочного положения Д5В равно алгебраической сумме Д6В = Д8? + Дбв ПУ В состав автомата продольной устойчивости (рис. 7.1) входят датчик линейного ускорения ДЛУ, датчик угловой скорости ДУС, вычислитель ВАПУ и сервопривод руля высоты СЯ8В. Автомат продольной устойчивости работает следующим образом. При изменении нормальной перегрузки на вход вычислителя В с датчиков ДУС и ДЛУ поступают сигналы иш и ип. Сигнал ип преобразуется в сигнал и4п.

Эти сигналы суммируются согласно закону управления (7.3). Управляющий сигнал и0 вызывает отработку сервоприводом руля высоты. При ПУ отклонении руля высоты на угол А§„ возникает управляющий аэродинамический момент М.,.3, противоположный по знаку возмущению. Поэтому угловая скорость шг и избыточная нормальная перегрузка начнут уменьшаться, а вместе с ними и сигналы ию с ДУС и и с ДЛУ. Когда угловая скорость тангажа станет равной нулю"Ссо^ = 0), руль высоты все еще будет отклонен автоматом продольной устойчивости благодаря еще имеющемуся сигналу ип с ДЛУ (тогда как демпфер тангажа в этот момент возвращал руль высоты* в балансировочное положение). Поэтому угловая скорость тангажа саг поменяет знак и избыточная перегрузка Апу начнет интенсивно уменьшаться. Когда сигналы ии и ип уравновесят друг друга, АПУ вернет руль высоты в балансировочное положение. Дальнейшая отработка руля будет вызвана сменой знака суммы сигналов ит и и, что приведет к плавному возвращению самолета к исходной нор"мальной перегрузке.

Влияние автоматов продольной устойчивости на устойчивость и управляемость. Покажем, что с помощью автомата продольной устойчивости повышается степень продольной статической устойчивости по перегрузке.

Влияние демпферной части закона управления (7.3) на характеристики продольной устойчивости и управляемости показано в § 6.1. Рассмотрим влияние составляющей закона управления по избыточной нормальной перегрузке.

При отклонении руля высоты автоматом продольной устойчивости появляется приращение коэффициента момента тангажа Ат2 = т*1 А6*пу = т^-ЦАПу.

–  –  –

перегрузке, который в течение полета меняется в широких пределах. При* этом увеличение запаса устойчивости ухудшает демпфирование. Демпфег»ная часть закона управления (7.3) увеличивает коэффициент демпфирования Ьк и попутно способствует некоторому увеличению частоты собственных колебаний У К. Составляющая закона управления по перегрузке также увеличивает частоту У К. Таким образом, подбором передаточных коэффициентов кЮг и кДп удается снизить запас статической устойчивости по перегрузке, компенсируя смещение фокуса вперед обратной связью по перегрузке.

Другим важным преимуществом автоматов продольной устойчивости является их способность возвращать самолет к исходному режиму полета по нормальной перегрузке. При длительном возмущении появляется статическая ошибка в виде установившегося значения избыточной перегрузки Апу.уст. Поэтому АПУ с законами управления (7.2) и (7.3) называют статическими. Для ликвидации статической ошибки применяют более сложные законы управления, например с интегрированием сигнала с датчика ДЛУ.

Основной недостаток автомата продольной устойчивости уменьшение эффективности управления рулем высоты от колонки штурвала, так как отклонение руля высоты автоматом А6^пу вычитается из отклонения руля высоты пилотом А8§. Это приводит к уменьшению интенсивности вертикального маневра.

Устройство и работа автоматов боковой устойчивости. Демпферы крена и рыскания не могут противодействовать изменению угла скольжения и боковой перегрузки. Поэтому наряду с задачей демпфирования боковых короткопериодических колебаний возникает задача сохранения исходного режима полета по углу скольжения и боковой перегрузке. Особенно это актуально при развороте, когда пилот воздействует на элероны. Для противодействия возникающему при этом скольжению и связанной с ним боковой перегрузке пилот, наблюдая за указателем угла скольжения, отклоняет руль направления. Разворот при этом становится координированным. Для освобождения пилота от решения этой задачи служат автоматы боковой устойчивости.

Рис. 7.2. Переходные процессы в контуре угловой скорости тангажа и нормальной перегрузки при кратковременном внешнем возмущении:

а-свободный самолет; б-при включенном автомате продольной устойчивости Автомат боковой устойчивости (АБУ) -средство автоматического управления, обеспечивающее повышение устойчивости самолета по углу скольжения и боковой перегрузке на всех этапах полета путем отклонения руля направления при возникновении приращения угла скольжения или боковой перегрузки.

Простейшие автоматы боковой устойчивости реализуют следующие законы управления рулем направления:

А5*БУ = к р Ар, (7.4) А5* Б У =-к„п г, (7.5) где Д8*БУ-отклонение руля направления автоматом боковой устойчивости; Д() = = (Р - Ро)- приращение угла скольжения относительно опорного значения; Кр, 1сп-передаточные коэффициенты по приращению угла скольжения и боковой" перегрузке (пг0 = 0).

Невысокие точностные характеристики известных датчиков утла скольжения не позволяют широко применять закон управления (7.4). Поскольку углы скольжения обычно малы, то боковая перегрузка практически пропорциональна углу скольжения. Так как измерение боковой перегрузки не вызывает затруднений, закон управления (7.5) распространен более широко.

Обычно автомат боковой устойчивости объединяется с демпфером рыскания и имеет закон управления А5*БУ = к ю ш у - к п п г. (7.6) При совместном управлении пилотом и автоматом полное отклонение руля направления от балансировочного положения равно алгебраической сумме БУ Д8„ = А§Р + А5*.

Функциональная схема автомата боковой устойчивости аналогична схеме АПУ. Отличие заключается в том, что датчик угловой скорости ДУС ориентирован по измерительной оси ОУ, а датчик линейных ускорений ДЛУ-по измерительной оси О2. Вычислитель ВАБУ вырабатывает управляющий сигнал иа согласно закону управления (7.6) на основе сигналов иш и и п. Автомат содержит сервопривод руля направления СШН. Работа АбУ аналогична работе АПУ.

Влияние автоматов боковой устойчивости на устойчивость и управляемость. Покажем, что с помощью автомата боковой устойчивости повышается степень путевой статической устойчивости по углу скольжения т,.

Демпферная часть закона управления (7.6) обеспечивает увеличение степени путевой статической устойчивости по угловой скорости рыскания т™".

Рассмотрим влияние составляющей закона управления по боковой перегрузке.

При отклонении руля направления автоматом боковой устойчивости появляется приращение коэффициента момента рыскания Ат у = ту" Д8нБУ = - ту"кп п г.

–  –  –

Известно, что при малых углах скольжения пг = - кПгЛр, где кп -коэффициент пропорциональности. Тогда приращение частной производной коэффициента момента рыскания по углу скольжения

Следовательно, при включенном автомате боковой устойчивости:

–  –  –

Анализ влияния автомата боковой устойчивости на динамические ха-, рактеристики бокового движения аналогичен проведенному анализу для АПУ. Недостатком автомата боковой устойчивости является уменьшение эффективности путевого управления.

Особенности законов управления автоматов продольной и боковой устойчивости. Для обеспечения астатизма управления при длительных внешних Рис. 7.4. Структурная схема автомата боковой устойчивости

–  –  –

Тогда в законе управления (7.8) вместо сигнала угловой скорости соу следует использовать ее производную оу для сохранения демпфирующих свойств автомата (рис. 7.4). Так обеспечивается улучшение путевой устойчивости с помощью систем САУ-62 и САУ-86.

7.2. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ ПРОДОЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ

7.2.1. Автоматы продольного управления Устройство и работа. Демпферы тангажа и автоматы продольной устойчивости обладают одним общим недостатком: снижают эффективность продольного управления самолетом от колонки штурвала. Если к тому же самолет обладает неудовлетворительными характеристиками продольной управляемости, пилоту приходится компенсировать снижение эффективности продольного управления дополнительным отклонением колонки штурвала и руля высоты. Автоматы продольного управления служат для освобождения пилота от решения этой задачи.

Автоматы продольного управления (АПУ)-средства автоматического управления, обеспечивающие улучшение продольной управляемости самолета на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля высоты при воздействии пилота на колонку штурвала.

Простейший автомат продольного управления реализует следующий закон управления рулем высоты:

А5*пу = к х Дх в, (7.9) где Д5^ПУ-автоматическое отклонение от балансировочного положения руля высоты автоматом продольного управления; !сх -передаточный коэффициент по отклонению колонки штурвала, показывающий, на какой угол должен отклониться руль высоты при перемещении пилотом колонки штурвала от балансировочного положения на 1 мм; Ахв-отклонение пилотом колонки штурвала.

–  –  –

Последовательное включение исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанционной системы управления рулем высоты позволяет суммировать отклонения руля высоты пилотом и автоматом.

Рассмотрим функциональную схему аналогового автомата продольного управления, включенного в бустерную систему управления (рис. 7.5). В состав автомата входят датчик угловой скорости тангажа ДУС, датчик линейных ускорений ДЛУ, датчик положения колонки штурвала ДП, вычислитель В и сервопривод руля высоты С778В. Вычислитель и электронная часть сервопривода образуют электронный блок автомата БА в канале руля высоты.

Автомат продольного управления работает следующим образом. При отклонении пилотом колонки штурвала КШ датчик ДП вырабатывает электрический сигнал и Д х, пропорциональный Лх„. Этот сигнал преобразуется в вычислителе В согласно закону управления (7.11) в сигнал и0, который вызывает отработку сервоприводом руля высоты. Полное отклонение руля высоты Д5В равно А8§ + А5вкПУ.

Отклонение руля высоты вызовет появление управляющего аэродинамического момента М28, который изменит угловую скорость тангажа юг и избыточную нормальную перегрузку Дпу. Сигналы, пропорциональные этим параметрам ищ и иДп поступят с датчиков ДУС и ДЛУ на вычислитель и вызовут уменьшение сигнала ив. Тогда сервопривод вернет шток рулевого агрегата в нейтральное положение. В это время угловая скорость тангажа сог и избыточная перегрузка Ап у примут новые установившиеся значения, пропорциональные отклонению руля высоты пилотом с помощью колонки штурвала. При возвращении пилотом колонки штурвала в балансировочное положение все процессы повторяются в обратном порядке.

Влияние автоматов продольного управления на характеристики управляемости самолета. Автоматы демпфирования и устойчивости обладают одним общим недостатком -снижают эффективность ручного управления самолетом, увеличивая градиенты перемещений (х^)дт и усилий (РЦ")ДТ на колонке штурвала. Поэтому демпферная составляющая кга юг и составляющая перегрузки к п Дп у законов управления (7.10) и (7.11) вызывают тот же эффект. Использование сигнала Ах в в АПУ приводит к увеличению значения коэффициента штурвала в силу того, что А5В = А5 + А5*пу = к ш. в Ах в + кю ю2 + к Пу Ап у + к х Ах в = = 14.вАхв + кт1сог + к„;Апу, где к"ш.в = 1сш.в +)сх_.

Такое увеличение коэффициента штурвала компенсирует уменьшение градиентов перемещения и усилий, так как = (хв*)Дт (ХВ")АПУ = г г Таким образом, автомат продольного управления позволяет сохранить статические характеристики продольной управляемости в заданных пределах.

Влияние автомата продольного управления на динамические характеристики видно из рис. 7.6. Демпферная часть закона управления автомата обеспечивает уменьшение колебательности короткопериодического движения по угловой скорости тангажа, делая его почти апериодическим.

Составляющая закона управления АПУ, пропорциональная отклонению колонки штурвала Ах в, обеспечивает равенство установившегося значения Рис. 7.6. Переходные процессы в контуре угловой скорости тангажа при ступенчатом отклонении руля высоты:

°- свободный самолет; б-при включенном автомате продольного управления.| Рис. 7.7. Структурная схема автомата продольного управления

–  –  –

где Дх в6ало -постоянное отклонение колонки штурвала, характерное для данного;

самолета; Дх в6ал -отклонение колонки штурвала из нейтрального положения в балансировочное; хв"зад-заданный для данного самолета градиент перемещения колонки штурвала на единицу нормальной перегрузки.

Величины Ах„.6ал 0 и \1"зш являются постоянными и реализуются в вычислителе в виде соответствующих опорных напряжений. Для измерения отклонения колонки штурвала из нейтрального положения в балансировочное устанавливают.дополнительный датчик положения (ДП). Наиболее просто сигнал, пропорциональный Ах„ 6ал, можно получить, измеряя отклонение штока механизма эффекта триммирования. Механизм используется пилотом для снятия усилий с колонки штурвала и ее перемещения в балансировочное положение. Тогда в функциональной схеме рис. 7.5 появляется еще один ДП с электрическим выходом и Дхбая.

Автомат с законом управления (7.12) позволяет сохранить постоянство статических характеристик продольной управляемости самолета в различных режимах полета. Так обеспечивается улучшение продольной устойчивости и управляемости с помощью системы САУ-154 (рис. 7.7).

Пример 7.1.

Рассчитаем характеристики управляемости самолета с автоматом продольного управления, имеющим закон управления (7.12) для исходных данных примеров 3.1, 3.2 и 6.1.

–  –  –

(Х"ОАПУ = ОцХ/О - Ч) = - 145 мм" РВ")АПУ = (Х^АПУ?*" + Р0 = 214 Н.

В конце полета Дб,.^ = - 8°, Ах в6ал. 0 = - 20 мм, (ХВ")АПУ = - 126 мм, (Рвп)дпу = 191 Н.

Таким образом, автомат продольного управления существенно снизил разброс значений характеристик управляемости по режимам полета, сделав их практически постоянными. Так, градиент перемещения колонки штурвала теперь меняется от -145мм в начале полета до -126мм в конце полета, а градиент усилий на колонке штурвала меняется от 214 Н в начале полета до 191 Н в конце полета, что практически незаметно для пилота.

Влияние отказов автомата продольного управления на управление продольным движением. Пассивный отказ автомата продольного управления по сигналу Ах в приводит к прекращению отработки руля высоты через контур автоматического управления при воздействии пилота на колонку штурвала. Эффективность продольного управления самолетом падает, градиенты перемещений и усилий на колонке штурвала возрастают.

Полный пассивный отказ автомата, комплексированного с демпфером тангажа, приводит к снижению эффективности демпфирования продольных короткопериодических колебаний и возрастанию эффективности продольного управления.

Активный отказ автомата продольного управления аналогичен активному отказу демпфера тангажа и сопровождается отработкой штока рулевого агрегата на максимальный ход, ограниченный концевыми выключателями. Ограничение хода штока рулевого агрегата АПУ сказывается на эффективности продольного управления, особенно при вертикальном маневре, когда часть рабочей зоны отклонения руля высоты расходуется демпферной составляющей автомата.

Цнфроаналоговые автоматы продольного управления. Ужесточение требований к характеристикам продольной устойчивости и управляемости самолета и, как следствие, усложнение законов управления АПУ привели к необходимости реализации автоматов на цифроаналоговой схемотехнике.

В состав автомата входят датчики положения колонки штурвала ДП, угловой скорости тангажа ДУС и нормальной перегрузки ДЛУ, аналоговый блок управления БУ, цифровой вычислительный блок устойчивости и управляемости БВУУ и рулевой агрегат высоты РАЬЬ (рис. 7.8).

Формирование закона управления осуществляется одновременно в аналоговом вычислителе Б блока управления БУ и цифровом вычислителе БВУУ. При этом аналоговый закон управления реализует функции автомата продольной устойчивости по сигналам нормальной перегрузки и угловой скорости тангажа.

Цифровой закон управления выполняет собственно функции АПУ по сигналам отклонения колонки штурвала, а также сигналам и разовым командам от смежных систем и датчиков. Сигналы с датчиков ДП, ДУС и ДЛУ- напряжения постоянного и переменного тока иДх, иИ1 и иДп. Часть Рис. 7.8. Функциональная схема цифроаналогового автомата продольного управления АСУУ-96 сигналов со смежных датчиков также имеет аналоговую форму. Ряд сигналов со смежных систем поступает в виде последовательного биполярного кода. Разовые команды подаются в виде напряжения постоянного тока 27 В.

Аналоговые сигналы и разовые команды преобразуются в БВУУ к цифровому виду. Управляющее воздействие формируется в цифровом виде с последующим преобразованием в аналоговый сигнал и а ». Этот сигнал подается в блок управления, где суммируется с управляющим сигналом ист. аналогового контура. Сервопривод АПУ СП5В формирует отклонение руля высоты А5^ПУ. В случае отказа цифрового контура продолжает работать аналоговый контур с сохранением основных функций демпфирования колебаний самолета по тангажу и устранения избыточной перегрузки.

Управляющее воздействие АПУ А8в пу суммируется с управляющим воздействием ручного контура А5В электродистанционной системы управления по усилию на колонке штурвала.

В обобщенном видб закон управления такого АПУ выглядит следующим образом:

–  –  –

АНУПС СТ = Составляющая закона управления по угловой скорости тангажа а™" обеспечивает демпфирование колебаний самолета по тангажу. Составляющая закона управления по избыточной нормальной перегрузке аЛп улучшает продольную устойчивость самолета. Составляющая закона управления по отклонению колонки штурвала а**" улучшает продольную управляемость самолета, причем передаточный коэффициент 1сх корректируется по углу отклонения стабилизатора ф, а сигнал Дх„ пропускается через апериодический фильтр с постоянной времени Тх.

Составляющая закона управления по приращению угла атаки аЛа обеспечивает улучшение продольной устойчивости и ограничение угла атаки при убранных закрылках. Требуемое значение угла атаки а0 корректируется по числу М. Передаточный коэффициент корректируется по разности Да = а - а0 и числу М.

Составляющая закона управления ст" обеспечивает ограничение скорости полета самолета путем дополнительного отклонения руля высоты при изменении числа М при убранных закрылках.

При включении автомата непосредственного управления подъемной силой (АНУПС) формируется составляющая закона управления аАНУПС, которая корректируется по отклонению колонки штурвала, избыточной перегрузке, приращению угла атаки и управляющему воздействию вычислительной системы управления полетом.

Назначение и особенности формирования этой составляющей будут рассмотрены в гл. 8.

При включении системы активного демпфирования (САД) формируется составляющая закона управления а^Д, которая корректируется по избыточной нормальной перегрузке. Назначение и особенности формирования этой составляющей будут рассмотрены в гл. 8.

Так обеспечивается улучшение устойчивости и управляемости продольного движения с помощью системы АСУУ-96 (рис. 7.9).

Распространен также вариант реализации цифроаналогового АПУ (рис. 7.10) без суммирования управляющих воздействий аналогового и цифрового контуров.

Отличие этой схемы заключается в том, что основным контуром управления является цифровой. Аналоговый автоматический контур, а также ручной контуры подключаются к сервоприводу электродистанционной системы управления только при отказе цифрового контура. Контроль и коммутация производятся в аналоговых блоках управления и контроля (БУК).

Рис. 7.9. Структурная схема цифроаналогового автомата продольного управления АСУУ-96

–  –  –

те. 7.11. Структурная схема цифроаналогового автомата про^ ольного управления СШУ-204

В обобщенном виде закон управления такого А!1У выглядит следуюим образом:

–  –  –

Так обеспечивается улучшение устойчивости и управляемости с помощью системы АСШУ-204 (рис. 7.11).

7.2.2. Моделирование улучшения продольной устойчивости и управляемости Реакция самолета на управляющие воздействия пилота при включенном автомате продольного управления. Рассмотрим модель продольного короткопериодического движения самолета по угловой скорости тангажа, углам тангажа и атаки (3.19) при наличии управляющих воздействий пилота на колонку штурвала и включенном автомате продольного управления. Мо-;

дель содержит уравнения состояния, выхода и входа, закон управления рулем высоты ручного контура и закон управления простейшего автомата продольного управления (7.9):

–  –  –

(7.17} (7.18* (7.19)

–  –  –

(7.23) Сравнивая передаточные функции (7.21) -(7.23) с передаточными функциями самолета без автоматики, приведенными в табл. 3.1, приходим к выводу, что их структура не изменилась. Специфика включения автомата продольного управления с законом управления (7.9) проявляется лишь в изменении коэффициентов усиления, Проведем аналогичные исследования, если автомат продольной управляемости имеет закон управления (7.10). Тогда в модели (7. 15) -(7. 19) вместо (7.19) получим У пу (г) = О^Л У пк (I) + В^ Ах„, (7.24)

Вектор передаточных функций имеет вид:

–  –  –

где Ф*ПУ(Р) = (р! - Ам - В;к - ВИЯ*)"1 = (Ф(Р)Г1 Переходная матрица состояния где ФП"У(Р)}ПР-присоединенная матрица.

Определитель имеет вид

–  –  –

(7.25) „АПУ (7.26) „АПУ + (7.27) (ТГР2

–  –  –

(7.28) АПУ Г

–  –  –

М +Р + (7.29) +

–  –  –

Анализ передаточных функций показывает, что АПУ не влияет на их структуру, но изменяет характеристики образующих звеньев. Выбором передаточных коэффициентов 1ст и кп удается обеспечить требуемые значения времени, относительного коэффициента затухания и частоты продольных короткопериодических колебаний. Выбором передаточного коэффициента кх удается сохранить требуемые коэффициенты усиления самолета и снизить негативное воздействие на эффективность продольного управления демпферной составляющей и составляющей перегрузки закона управления (рис. 7.12). \ Маневры самолета в продольной плоскости осуществляются пилотом энергичным отклонением колонки штурвала. На этапе короткопериодического движения происходит формирование новых значений угловой скорости тангажа, утла атаки и нормальной перегрузки:

–  –  –

(7.33) Выражение (7.33) определяет переходный процесс в продольном короткопериодическом колебательном движении самолета при отклонении пилотом колонки штурвала и включенном автомате продольного управления.

7.3. АВТОМАТИЧЕСКОЕ УЛУЧШЕНИЕ БОКОВОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ

7.3.1. Автоматы бокового управления Устройство и работа. Демпферы крена и рыскания, автоматы боковой устойчивости снижают эффективность путевого и поперечного управления.

Пилоту приходится компенсировать эти недостатки дополнительным воздействием на штурвал и педали. Автоматы бокового управления служат для освобождения пилота от решения этой задачи.

Автоматы бокового управления (АБУ)- ере детва автоматического управления, обеспечивающие улучшение путевой управляемости самолета, на всех этапах и во всех режимах полета путем отклонения руля направления при воздействии пилота на педали или улучшение поперечной управляемости самолета отклонением элеронов при воздействии пилота на штурвал.

Простейшие автоматы бокового управления реализуют следующие законы управления рулем направления и элеронами:

к Х и Дх н, (7.34) дХэ, (7.35) К)1 где Д5^БУ, Д8^БУ- автоматические отклонения от балансировочного положения соответственно руля направления и элеронов автоматом бокового управления; 1сх, к х -передаточные коэффициенты соответственно по отклонению педалей и штурвала, показывающие, на какой угол должны отклоняться руль направления или элероны при перемещении пилотом педалей или штурвала на 1 мм.

Обычно автоматы бокового управления объединяются с демпферами рыскания и крена. Тогда их совместные законы управления имеют следующий вид:

о + к Х Д х н, (7.36) кИ1о,х + к Х э Д х э. (7.37) Последовательное -включение исполнительного устройства автомата в механическую проводку бустерной или электродистанцйонной системы управления рулем направления или элеронов позволяет суммировать отклонения руля пилотом и автоматом.

Похожие работы:

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Балтийский федеральный университет имени Иммануила Канта ФГАОУ ВПО «БФУ им. И. Канта»Утверждаю: Ректор А.П. Клемешев «_» 20_г. Номер внутривузовской регистрации_ ОСНОВНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Направление подготовки 190700.68 ТЕХНОЛОГИЯ ТРАНСПОРТНЫХ ПРОЦЕССОВ Программа подготовки УПРАВЛЕНИЕ...»

«МАТЕРИАЛЫ XII МЕЖДУНАРОДНОЙ ЗАОЧНОЙ НАУЧНО-ПРАКТИЧЕСКОЙ КОНФЕРЕНЦИИ МОЛОДЫХ УЧЕНЫХ «ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА ПРИМЕНЕНИЯ ИНФОРМАЦИОННЫХ ТЕХНОЛОГИЙ В ПРОМЫШЛЕННОСТИ, СТРОИТЕЛЬСТВЕ И НА ТРАНСПОРТЕ», Россия, г. Москва, 3 апреля 2015 г. ISSN 2306-1561 Automation and Control in Technical Systems (ACTS) 2015, No 2, pp. 98-108. DOI: 10.12731/2306-1561-2015-2-9 Research and Simulation of Business Processes for MADI Department Information Technology Olga Andreevna Solomatina Russian Federation, Undergraduate...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ АМУРСКОЙ ОБЛАСТИ ГОСУДАРСТВЕННОЕ ПРОФЕССИОНАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ АВТОНОМНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ АМУРСКОЙ ОБЛАСТИ «АМУРСКИЙ КОЛЛЕДЖ ТРАНСПОРТА И ДОРОЖНОГО ХОЗЯЙСТВА» УТВЕРЖДАЮ Директор ГПОАУ АО АКТДХ Мельникова Е.И. «»_ 2015 г. РАБОЧАЯ ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА по профессии среднего профессионального образования 08.01.10. Мастер жилищно-коммунального хозяйства Квалификация: слесарь-сантехник, электромонтажник по освещению и осветительным сетям...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССЙИСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «УЛЬЯНОВСКОЕ ВЫСШЕЕ АВИАЦИОННОЕ УЧИЛИЩЕ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ (ИНСТИТУТ)» Основная образовательная программа высшего образования Направление подготовки 161000 «Аэронавигация» Профиль подготовки 1 Летная эксплуатация гражданских воздушных судов Квалификация (степень) выпускника «бакалавр» Специальное звание «бакалавр-инженер» Нормативный срок освоения...»

«ATRP/12 19/06/14 Международная организация гражданской авиации ГРУППА ЭКСПЕРТОВ ПО РЕГУЛИРОВАНИЮ ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА (ATRP) ДВЕНАДЦАТОЕ СОВЕЩАНИЕ (ATRP/12) Монреаль, Канада, 26–30 мая 2014 года ДОКЛАД (44 страницы) ДОКЛАД ДВЕНАДЦАТОГО СОВЕЩ АНИЯ ГРУППЫ ЭКСПЕРТОВ ПО РЕГУЛИРОВАНИЮ ВОЗДУШ НОГО ТРАНСПОРТА (ATRP/12) ПРЕПРОВОДИТЕЛЬНОЕ ПИСЬМО Кому: председателю Авиатранспортного комитета От: председателя Группы экспертов по регулированию воздушного транспорта Настоящим имею честь представить доклад...»

«ДЕПАРТАМЕНТ ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ ТЮМЕНСКОЙ ОБЛАСТИ ГОСУДАРСТВЕННОЕ АВТОНОМНОЕ ПРОФЕССИОНАЛЬНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ТЮМЕНСКОЙ ОБЛАСТИ «ТЮМЕНСКИЙ КОЛЛЕДЖ ТРАНСПОРТНЫХ ТЕХНОЛОГИЙ И СЕРВИСА» «Рассмотрено» «Утверждено» на заседании педагогического Приказ директора совета ГАПОУ ТО «Тюменский колледж Протокол № 1 транспортных технологий и от 23 сентября 2015 года сервиса» от 23 сентября 2015 года № 48-од. ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА государственного автономного...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО МОРСКОГО И РЕЧНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Московская государственная академия водного транспорта»Утверждаю: И.о. ректора Галай А.Г. «_ » 20_ г. ОСНОВНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ Направление подготовки 190600.68 Эксплуатация транспортно-технологических машин и комплексов Профиль подготовки Эксплуатация перегрузочного...»

« Уральский государственный университет путей сообщения (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Философия рабочая программа дисциплины (модуля) Закреплена за кафедрой Философия и история Учебный план 230400.62 Информационные системы и технологии.plm.xml Направление подготовки Информационные системы и технологии Квалификация бакалавр Форма обучения очная Общая...»

«4(8) МАЙ 2010 №4(8) май 2010 Новые Volvo FM/FMX «Мастер» Чагин у нас в городе Околотранспортная проблематика Тотальный контроль за автотранспортом Преимущества отечественного реминструмента РЕМОНТ РЕФРИЖЕРАТОРОВ +7-950-346-05-78 2 ГРУЗОВОЙ ТРАНСПОРТ И СПЕЦТЕХНИКА Макет предоставлен рекламодателем 4(8) МАЙ 2010 4 ГРУЗОВОЙ ТРАНСПОРТ И СПЕЦТЕХНИКА От редакции журнала «Грузовой транспорт и спецтехника» Специализированное иформационно-рекламное издание 1 4(8) МАЙ 2010 «Грузовой транспорт и...»

«ТРАНСПОРТ. ТРАНСПОРТНЫЕ И ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ МАШИНЫ ОСОБЕННОСТИ ПРАКТИКИ ГРУЗОВЫХ АВТОМОБИЛЬНЫХ ПЕРЕВОЗОК И ПОДГОТОВКИ ВОДИТЕЛЕЙ ДО 1991 ГОДА Ю. А. Ешкова, Е. Е. Витвицкий Сибирская государственная автомобильно-дорожная академия (СибАДИ), Россия, г. Омск Аннотация. Статья посвящена обзору практики перевозок грузов в городах и подготовки водителей транспортных средств до 1991 года. Сложилась двухступенчатая система подготовки водителей, сначала будущие водители в учебных организациях, после...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уральский государственный университет путей сообщения» (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Кафедра «Управление персоналом и социология» Основная образовательная программа «Системы обеспечения движения поездов» УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ «Социология» Шифр дисциплины – С1.Б.10 Направление подготовки (специальности)...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ» (МГТУ ГА) ПРОГРАММА вступительных испытаний для поступающих в аспирантуру Направление подготовки 46.06.01 «Исторические науки и археология» г. Москва Содержание РАЗДЕЛ I. Методологические проблемы истории науки и техники Тема 1. Предмет и задачи истории науки и техники. Место...»

« речного транспорта А.А. Давыденко 2012 г. ПРИМЕРНАЯ ПРОГРАММА «Подготовка старшего помощника капитана» (Правило II/2 МК ПДНВ78 с поправками) Москва Учебный план программы «Подготовка старшего помощника капитана» Цель: подготовка вахтенных помощников капитана для получения диплома старшего помощника капитана, в соответствии с требованиями...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО МОРСКОГО И РЕЧНОГО ТРАНСПОРТА Рыбинский филиал Федерального бюджетного образовательного учреждения высшего профессионального образования «Московская государственная академия водного транспорта»СОГЛАСОВАНО УТВЕРЖДАЮ Капитан-механик т\х «Вымпел» ОАО Директор Рыбинского филиала Судостроительный завод «Вымпел» ФБОУ ВПО «МГАВТ» / Е.В. Ширяев / А.П. Мазуренко. ОСНОВНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ПРОГРАММА СРЕДНЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ по специальности 180403...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ (СамГУПС) СОГЛАСОВАНО УТВЕРЖДАЮ Начальник Куйбышевского центра Проректор по связям с производством метрологии структурного подразделения Куйбышевской железной дороги филиада ОАО «РЖД» ДОПОЛНИТЕЛЬНАЯ ПРОФЕССИОНАЛЬНАЯ ПРОГРАММА (программа повышения...»

«ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ЖЕЛЕЗНОДОРОЖНОГО ТРАНСПОРТА Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования «Уральский государственный университет путей сообщения» (ФГБОУ ВПО УрГУПС) Кафедра « Философия и история» Основная образовательная программа «Строительство железных дорог, мостов и транспортных тоннелей» УЧЕБНО-МЕТОДИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДИСЦИПЛИНЫ РАБОЧАЯ ПРОГРАММА ДИСЦИПЛИНЫ «Политология» Шифр дисциплины – С1.Б.3 Направление подготовки...»

«МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ Федеральное агентство морского и речного транспорта «Утверждаю»: Руководитель Федерального агентства морского и речного транспорта А.А. Давыденко 2012 г. ПРИМЕРНАЯ ПРОГРАММА «Квалифицированный моторист» (Правило III/5 МК ПДНВ78 с поправками) Москва Учебный план подготовки «Квалифицированный моторист» Цель: подготовка мотористов в соответствии с требованиями Правила III/5 МК ПДНВ78 с поправками, Раздела А-III/5, таблицы A-III/5 Кодекса ПДНВ....»

«ПРАВИТЕЛЬСТВО РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ПОСТАНОВЛЕНИЕ от 5 декабря 2001 г. N 848 О ФЕДЕРАЛЬНОЙ ЦЕЛЕВОЙ ПРОГРАММЕ РАЗВИТИЕ ТРАНСПОРТНОЙ СИСТЕМЫ РОССИИ (2010 2015 ГОДЫ) (в ред. Постановлений Правительства РФ от 31.05.2006 N 338, от 09.07.2007 N 437, от 10.04.2008 N 258, от 20.05.2008 N 377, от 17.03.2009 N 236, от 29.10.2009 N 864, от 22.04.2010 N 278, от 12.10.2010 N 828, от 21.12.2010 N 1076, с изм., внесенными распоряжениями Правительства РФ от 21.10.2004 N 1355-р, от 21.04.2006 N 553-р,...»

«МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ МИНИСТЕРСТВО ПУТЕЙ СООБЩЕНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ СОГЛАСОВАНО: УТВЕРЖДАЮ: Заместитель Министра путей Заместитель Министра сообщения Российской Федерации образования Российской Федерации В.Н. МОРОЗОВ _В.Д. ШАДРИКОВ _03_ 04_2000 г. 05 04_2000 г. Регистрационный номер 301 тех/дс ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ОБРАЗОВАТЕЛЬНЫЙ СТАНДАРТ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ НАПРАВЛЕНИЕ ПОДГОТОВКИ ДИПЛОМИРОВАННОГО СПЕЦИАЛИСТА 653600 ТРАНСПОРТНОЕ СТРОИТЕЛЬСТВО...»

«Для опубликования на сайте профсоюза ЦЕНТРАЛЬНЫЙ КОМИТЕТ ОБЩЕРОССИЙСКОГО ПРОФСОЮЗА РАБОТНИКОВ АВТОМОБИЛЬНОГО ТРАНСПОРТА И ДОРОЖНОГО ХОЗЯЙСТВА ПОСТАНОВЛЕНИЯ VII ПЛЕНУМА ЦК ПРОФСОЮЗА от 18 сентября 2014 года ИСПОЛКОМА ЦК ПРОФСОЮЗА Протокол № 16 от 17 сентября 2014 года г. Москва 2014 г. СОДЕРЖАНИЕ: Номер постановл Название постановления № стр. ения VII Пленума ЦК профсоюза 18 сентября 2014 года О прекращении и подтверждении полномочий членов ЦК 7/1 Общероссийского профсоюза работников...»

2016 www.сайт - «Бесплатная электронная библиотека - Учебные, рабочие программы»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам , мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.