EntradaPartes de aeronaves: significado estructural y características de operación. Elementos estructurales y controles de aeronaves Cuáles son los nombres de los controles en aviación
control de aeronaves
2.1. Propósito y composición de los sistemas de control de aeronaves.
El conjunto de dispositivos a bordo que controlan el movimiento de una aeronave se denomina sistema de control de aeronaves. Dado que el proceso de control de la aeronave lo lleva a cabo el piloto, que se encuentra en la cabina, y los alerones y timones están ubicados en el ala y la cola, debe existir una conexión constructiva entre estas secciones. Debe proporcionar alta confiabilidad, facilidad y eficiencia en el control de la posición de la aeronave.
Obviamente, cuando las superficies de control se desvían, la fuerza que actúa sobre ellas aumenta. Sin embargo, esto no debería conducir a un aumento inaceptable del esfuerzo en las palancas de control.
El sistema de control de la aeronave puede ser manual, semiautomático o automático. Si el proceso de control lo lleva a cabo directamente el piloto, es decir, el piloto por medio de la fuerza muscular activa los controles y dispositivos que aseguran la creación y cambio de las fuerzas y momentos que controlan el movimiento de la aeronave, entonces el sistema de control se denomina no automático (control directo de la aeronave).
Los sistemas manuales pueden ser mecánicos e hidromecánicos (ver Fig. 6.1). Los sistemas mecánicos son los primeros sistemas de aeronaves en los que se basan todos los sistemas de control principal integrados modernos. El equilibrio y el control aquí se llevan a cabo directamente por la fuerza muscular de la tripulación durante todo el vuelo.
Figura 6.1. Sistemas de control principal de aeronaves mecánicas (a) e hidromecánicas (b) no automatizadas: 1 - palanca de mando; 2 – proyecto de conducción de la gestión; 3 - mecedora o guía de rodillos; 4 – equilibrador de peso del cableado de control;
5 - balancín de dos brazos, que compensa los cambios de temperatura en la longitud del compartimiento presurizado del fuselaje; 6 – el brazo de la placa de bisagra de la rueda; 7 – palanca de control de dirección;
8 - palanca de dos brazos; 9 - palanca de comando del cargador de resorte; 10 – mecanismo de recorte (alivio de carga); 11 - accionamiento de dirección; 12 - carrete hidráulico; 13 - cilindro hidráulico
En las aeronaves GA, el control principal lo llevan a cabo dos pilotos que utilizan palancas de mando dobles, cableado de control mecánico, dispositivos cinemáticos que regulan los desplazamientos y las fuerzas y superficies de control.
Si el proceso de control lo lleva a cabo el piloto a través de mecanismos y dispositivos que aseguran y mejoran la calidad del proceso de control, entonces el sistema de control se denomina semiautomático. Si la creación y el cambio de fuerzas y momentos de control se lleva a cabo mediante un complejo de dispositivos automáticos, y el papel del piloto se reduce a controlarlos, entonces el sistema de control se llama automático. La mayoría de los aviones modernos de alta velocidad utilizan sistemas de control semiautomáticos y automáticos.
El conjunto de sistemas y dispositivos a bordo que permiten al piloto accionar los controles de la aeronave para cambiar el modo de vuelo o equilibrar la aeronave en un modo determinado se denomina sistema de control principal de la aeronave (elevador, timón, alerones, estabilizador ajustable).
Los dispositivos que proporcionan control de controles adicionales (flaps, slats, spoilers) se denominan control auxiliar o mecanización de alas.
El sistema básico de control de aeronaves incluye:
A) palancas de mando, que son directamente afectadas por el piloto, aplicándoles fuerzas y moviéndolas;
B) cableado de control que conecta las palancas de comando con elementos de los sistemas de control principales;
c) Mecanismos especiales, automáticos y actuadores.
Al inclinar la columna de control hacia usted o alejándola de usted, el piloto lleva a cabo el control longitudinal de la aeronave, es decir, cambia el ángulo de cabeceo desviando el elevador o el estabilizador controlado. Al girar el volante hacia la derecha o hacia la izquierda, el piloto, desviando los alerones, realiza un control lateral, inclinando la aeronave en la dirección deseada. Para desviar el timón, el piloto actúa sobre los pedales. Los pedales también se utilizan para controlar el tren de aterrizaje de morro cuando la aeronave se mueve en tierra.
El piloto es el eslabón más importante en los sistemas de control no automáticos y semiautomáticos. Percibe y procesa información sobre la posición de la aeronave, las sobrecargas existentes, la posición de los timones, desarrolla una decisión y crea un efecto de control sobre las palancas de mando.
El control básico de la aeronave debe cumplir con los siguientes requisitos:
1. Al volar la aeronave, los movimientos de los brazos y las piernas del piloto para desviar las palancas de mando deben corresponder a los reflejos humanos naturales mientras se mantiene el equilibrio. El movimiento del piloto de la palanca de mando en una determinada dirección debe provocar el movimiento deseado de la aeronave en esa dirección.
2. La reacción de la aeronave al desvío de las palancas de mando debe tener un retardo insignificante, determinado por las condiciones de estabilidad del lazo de control piloto-aeronave.
3. Cuando los controles (timones, alerones, etc.) se desvían, los esfuerzos en las palancas de comando deben aumentar suavemente, estar dirigidos en la dirección opuesta al movimiento de las palancas de comando (evitar su movimiento por parte del piloto), y el la cantidad de esfuerzo debe ser consistente con el modo de vuelo de la aeronave. Esto último es necesario para proporcionar al piloto una "sensación de control" de la aeronave, propicia para pilotar la aeronave. Las fuerzas límite sobre las palancas de mando deben corresponder a las capacidades físicas del piloto.
4. Debe garantizarse la independencia del funcionamiento de los timones: la desviación, por ejemplo, del elevador no debe provocar la deflexión de los alerones, y viceversa.
5. Los ángulos de desviación de las superficies de control deben garantizar la posibilidad de que la aeronave vuele en todos los modos de vuelo y aterrizaje requeridos, y se debe proporcionar un cierto margen de desviación de las superficies de control.
2.2. Características del diseño de sistemas de control de aeronaves.
Los principales elementos estructurales de los sistemas de control son las palancas de comando, el cableado de control y varias unidades (refuerzos, mecanismos de carga, etc.).
El cableado de control está diseñado para transferir fuerzas desde las palancas de comando a las superficies controladas. El cableado de control puede ser flexible o rígido.
R Figura 6.2. El esquema de la recortadora: 1 - electromecanismo; 2 - recortadora
Durante un vuelo largo de una aeronave con timones desviados, se utilizan trimmers para aliviar la fuerza de las palancas de comando, que son una superficie de control adicional montada en la parte posterior del timón principal. Los trimmers se desvían a los ángulos necesarios para aliviar el esfuerzo a petición del piloto. Esto se asegura mediante un cableado mecánico especial desde la cabina hasta los trimmers o por medio de mecanismos eléctricos controlados desde la cabina (ver Fig. 6.2.).
Desviando el trimmer en la dirección opuesta a la desviación del volante, la carga transmitida a las palancas de mando puede reducirse a un valor arbitrariamente pequeño. El momento de compensación de la recortadora, que se opone al momento de la bisagra, surge debido al gran hombro de la fuerza aplicada a la recortadora, aunque la fuerza en sí es pequeña.
El momento de pivote del timón se puede reducir aplicando una compensación aerodinámica, es decir, creando, con la ayuda de la fuerza aerodinámica de la sección de proa del timón, un momento opuesto al momento de la fuerza de la sección de cola (ver Fig. 6.3.). La más extendida es la compensación aerodinámica axial: el desplazamiento del eje de rotación del volante desde su borde de ataque. El centro de presión de la fuerza aerodinámica del timón se encuentra aproximadamente a 1/3 de su cuerda. Si el eje de rotación del timón se acerca a la línea del centro de presión, el hombro de la fuerza aerodinámica disminuirá. La reducción del hombro da una disminución en el momento de dirección del volante y, por lo tanto, reduce la carga en la palanca de dirección.
A veces, el compensador aerodinámico es una parte de la superficie de dirección, que se adelanta solo en el borde del volante y no en toda su longitud (consulte la Fig. 6.4.). Este tipo de compensación aerodinámica axial se denomina compensación de bocina y se utiliza en aeronaves ligeras y lentas.
En los alerones también se utiliza la llamada compensación aerodinámica interna. El compensador está ubicado en el espacio detrás del larguero trasero del ala y está conectado a él por una partición flexible sellada. La diferencia de presión que actúa sobre el compensador crea el efecto deseado. El compensador interno no entra en el flujo y no aumenta la resistencia.
Esquema de un servo compensador (fletner): 1 - barra de dirección;
2 - volante; 3 - servocompensador
Junto con la compensación axial, se utilizan servocompensadores (o aplanadores). Su principio de funcionamiento es similar al de una recortadora. Al mismo tiempo, hay una diferencia significativa entre ellos. Si el trimmer se desvía solo a las órdenes del piloto y la desviación del timón no hace que el trimmer gire, entonces el servocompensador, usando un mecanismo de cuatro brazos, siempre se desvía en la dirección opuesta a la desviación del timón principal. A veces se utilizan recortadores: los aplanadores son aplanadores, cuya longitud de la varilla rígida se puede cambiar mediante un accionamiento eléctrico y, por lo tanto, pueden funcionar tanto como recortadores como servocompensadores.
Se cree que la poderosa compensación aerodinámica y, en consecuencia, el control manual, es decir, el control de la aeronave sin amplificadores solo es posible a velocidades de vuelo correspondientes al número M de no más de 0,9. Por lo tanto, se incluyen mecanismos y accionamientos especiales en el sistema de control de un avión de alta velocidad para superar estas dificultades.
En aeronaves pesadas, no maniobrables, con una amplia gama de equilibrios operativos y alta mecanización del ala, se hace necesario un estabilizador discretamente ajustable o recortado para garantizar el equilibrio. Un estabilizador discretamente ajustable es un estabilizador variable desviado por el piloto o automáticamente en ángulos fijos. Se utiliza un estabilizador recortable para equilibrar la aeronave longitudinalmente y aliviar la tensión de la palanca de control. Tal estabilizador es desviado por el piloto dentro del rango operativo presionando un botón de control especial. La tasa de desviación del estabilizador recortado es pequeña: 0.3-0.5 grados / s. El uso de un estabilizador recortado para el equilibrio de la aeronave permite utilizar toda la gama de posibles ángulos de desviación del elevador para maniobrar y parar perturbaciones en todos los modos de vuelo, lo que aumenta la seguridad del vuelo y amplía las capacidades operativas de la aeronave. Como resultado, dicho esquema de control de movimiento longitudinal se utilizó más ampliamente en aviones de pasajeros.
2.3. Controles de aeronaves
En los aviones de aviación civil modernos, el control se divide en dos grupos: manual y de pie.
El control manual se utiliza para influir en los alerones y el elevador (ver Fig. 6.6.). La columna de control en los sistemas de control de aeronaves medianas y pesadas es la columna de dirección. Para aviones ligeros, se puede usar un mango.
Mover el timón a la izquierda (en sentido contrario a las agujas del reloj) dará como resultado un giro a la izquierda. En consecuencia, girar el volante hacia la derecha (en el sentido de las agujas del reloj) provocará la apariencia de un giro hacia la derecha.
"Retirar el volante de ti" hará que la aeronave descienda y se sumerja. Y, a la inversa, cuando el yugo se mueve "hacia sí mismo", el avión se elevará y cabeceará. Independientemente del diseño particular en todos los aviones, un cierto movimiento del yugo o palanca provocará la evolución del avión de la misma naturaleza.
El control de pie está diseñado para controlar el timón. "Dar la pierna derecha" hacia adelante resultará en un giro a la derecha.
Así, el diseño del control prevé que el cambio de posición de la aeronave en el espacio corresponda a los reflejos naturales de una persona.
En aviones medianos y pesados, se instalan palancas de comando gemelas para dos pilotos: izquierdo y derecho. En un vuelo largo, en condiciones difíciles, un piloto estará sobrecargado. Además, si uno de ellos por algún motivo (por ejemplo, por enfermedad) no puede arreglárselas, el segundo lo sustituirá. Las palancas de mando están conectadas estructuralmente entre sí, sus movimientos son absolutamente sincrónicos y afectan por igual a las superficies de control.
El esfuerzo máximo sobre las palancas de mando necesario para pilotar la aeronave no debe exceder en valor absoluto:
35 kgf - en control longitudinal;
20 kgf - en control transversal;
70 kgf - en control de vía.
En los modos de vuelo largo, la aeronave se equilibra mediante la fuerza. Los esfuerzos máximos a corto plazo (no más de 30 s) en las palancas de control necesarios para pilotar la aeronave en caso de condiciones de falla poco probables no deben exceder:
50 kgf - en control longitudinal;
30 kgf - en control transversal;
90 kgf - en control de vía.
Puede reducir el esfuerzo utilizando compensaciones aerodinámicas, como trimmers. Sin embargo, pueden ocurrir esfuerzos significativos en el sistema de control que excedan las capacidades del cuerpo humano. En estos casos, los amplificadores se incluyen en el sistema de control. Por ejemplo, hidráulica. Esto es especialmente necesario para los aviones supersónicos que, al romper la barrera del sonido, tienen esfuerzos significativos.
Los amplificadores instalados en el sistema de control se denominan impulsores. Los amplificadores se ubican lo más cerca posible de las superficies de control para reducir la longitud y la masa de los elementos estructurales del circuito de control. El control de refuerzo se suele dividir en dos esquemas: reversible e irreversible. En un esquema reversible, las fuerzas sobre las palancas de control son proporcionales al momento de bisagra de la superficie de control. En este caso, la mayor parte de la fuerza es absorbida por el servomotor y solo una pequeña parte de la fuerza necesaria para desviar los timones se transfiere a la palanca de control. En un circuito irreversible, toda la fuerza necesaria para desviar la superficie de control es generada por el amplificador. Aquí, el piloto no sentirá ninguna fuerza en las palancas de control y no sentirá el cambio en el modo de vuelo según la carga en la palanca de control. Se considera natural que la perilla de control se resista al movimiento. Para crear tal efecto en esquemas irreversibles, se proporcionan cargadores de varios diseños.
En los diseños de las aeronaves modernas, cuando los requisitos de eficiencia de vuelo han aumentado desmesuradamente, el control directo del vuelo utilizando la fuerza muscular del piloto no puede asegurar la elección del modo más ventajoso en cada momento. Las condiciones cambiantes (dirección del viento, corrientes ascendentes y descendentes, cambio climático) requieren una toma de decisiones instantánea y una acción apropiada, especialmente en vuelos de alta velocidad. Esto sólo puede ser hecho por una computadora rápida. Por lo tanto, los sistemas de control automatizados se instalan en los aviones modernos. Los componentes principales de tales sistemas son pilotos automáticos controlados por computadoras a bordo. Los diseñadores resuelven el problema de garantizar una fiabilidad suficiente de los sistemas de control mediante la creación de dos o tres sistemas de control independientes para la unidad. Si uno de los sistemas falla, entra en acción el segundo, y así sucesivamente. En los sistemas de control de aeronaves de nuevas generaciones, no se utiliza la transmisión mecánica de los esfuerzos del piloto a las superficies de control, los alerones y timones están conectados a actuadores (por ejemplo, unidades de dirección), que el piloto controla a distancia mediante señales eléctricas.
2.3.1. Cableado de control
El cableado de control conecta las palancas de mando directamente a los volantes oa la dirección asistida. Los actuadores de los sistemas de control automático están conectados a él. El diseño del cableado de control puede ser flexible, rígido y mixto.
El cableado flexible consta de cables, rodillos, mecedoras, sectores y otras partes. En este caso, todos los esfuerzos en el sistema de control se transmiten mediante cables: cables de acero retorcidos de hilos de alambre. En la construcción de aeronaves se utilizan cables fuertes y flexibles con una larga vida útil que no están sujetos a la corrosión. Antes de la instalación en el avión, el cable se estira previamente bajo una carga de aproximadamente el 50% de la destructiva. Esto se hace para evitar tirar del cable durante el funcionamiento. Tirar del cable debido a las fuerzas de tracción durante la operación puede provocar que el cable se afloje y se pierda el control de la aeronave.
El cable se estira durante el funcionamiento bajo carga y necesita un cuidadoso cuidado, control y sustitución debido al desgaste. Debido a la diferente elongación térmica del cable de acero y la estructura dural de la aeronave, el cableado flexible se carga adicionalmente. Es necesario instalar elementos de control automático de la tensión de los cables.
Para asegurar una durabilidad suficiente de los cables, es deseable que las fuerzas que actúan en el cable al controlar la aeronave no superen el 10% de la fuerza que destruye el cable.
Los cables corren a lo largo del marco de la aeronave, al salir de la cabina presurizada o al entrar en ella. Para garantizar la estanqueidad en los lugares donde el cable pasa a través de las particiones, se instalan unidades presurizadas de varios diseños.
El cableado rígido consta de varillas, mecedoras, palancas, ejes, guías y soportes. Dado que las varillas pueden trabajar en tensión y compresión, una línea de varillas es suficiente para proporcionar control (es decir, el cableado rígido es de un solo cable).
En el sistema de control, hay casos en los que las superficies de control deben desviarse en diferentes ángulos. Por ejemplo, el elevador y los alerones deben desviarse en diferentes ángulos hacia arriba y hacia abajo, porque su deflexión produce diferentes fuerzas por la acción de las corrientes de aire. El esquema de control, en el que la desviación de las palancas de comando en el mismo ángulo en diferentes direcciones conduce a desviaciones desiguales de las superficies de control, se llama diferencial.
En la práctica, para compensar las deficiencias de ambos sistemas, el cableado de control mixto se usa con mayor frecuencia en forma de una combinación de cableado rígido y flexible.
Un dispositivo importante en el sistema de cableado de control de los aviones modernos es la salida de varillas y cables de cabinas y compartimentos presurizados. Esto generalmente se hace con la ayuda de cajas de sellado especiales, en las que el movimiento de traslación de las varillas se convierte en movimiento de rotación con la ayuda de brazos oscilantes, y los ejes giratorios se sellan fácilmente con juntas tóricas.
Si la aeronave tiene un dispositivo para bloquear los timones y alerones cuando está estacionada en tierra, el diseño prevé mecanismos especiales que evitan que la aeronave despegue con timones y alerones bloqueados. Si se utilizan dispositivos de bloqueo externos (abrazaderas), es necesario asegurarse de retirarlos antes de que la aeronave despegue. En aeronaves con control de refuerzo irreversible, la amortiguación de las superficies de control durante las perturbaciones del viento en el estacionamiento es proporcionada por unidades de potencia.
Con velocidades de vuelo crecientes, las fuerzas requeridas para desviar las superficies de control aumentan intensamente. Un piloto que vuela un avión con control directo no automático nota esto por un aumento significativo en el esfuerzo requerido para mover las palancas de control. A altas velocidades y altitudes, los ángulos de desviación de los timones necesarios para equilibrar la aeronave cambian significativamente. Con un aumento en la velocidad de vuelo, disminuyen, y con un aumento en la altitud de vuelo, aumentan.El sistema de control de un avión de alta velocidad incluye impulsores hidráulicos, que son un sistema de seguimiento hidráulico. El reforzador hidráulico consta de un actuador: un cilindro de potencia de doble acción y un mecanismo seguidor de distribución, generalmente de tipo carrete. Al desviar las palancas de mando, el piloto actúa sobre el carrete conectado a ellas por el cableado de control, que requiere poco esfuerzo para desviarse. El carrete distribuye el flujo de fluido suministrado a alta presión, dirigiéndolo a una u otra cavidad del cilindro de potencia. La carrera del carrete requerida para desviar el líquido suele ser muy pequeña y se mide en unos pocos milímetros. Por lo tanto, casi inmediatamente después de que el piloto comience a mover la palanca de comando, la varilla del actuador del reforzador hidráulico también comienza a moverse. La barra ejecutiva del cilindro de potencia, directamente oa través de elementos de cableado intermedios, desvía la superficie de dirección, que es servida por este servomotor hidráulico.
2.3.2. Bloqueo de timones y alerones
Durante el estacionamiento en tierra, los timones y los alerones se bloquean para excluir sus oscilaciones de las cargas del viento.
La mayoría de las veces, se utiliza un sistema de control directo mecánico o un sistema de control remoto electromecánico para bloquear los timones y alerones, terminando con motores eléctricos reversibles con un mecanismo de bloqueo.
El principio de funcionamiento del sistema de bloqueo se reduce a pellizcar los timones y los alerones en relación con el fuselaje. Para esto, hay enchufes en los timones (elementos del cableado de control), que incluyen los topes de los mecanismos. El timón y los alerones están bloqueados en la posición neutral o en la posición de alabeo derecho, y el elevador está en la posición más baja, lo que reduce el momento de cabeceo con vientos fuertes y asegura contra el bloqueo espontáneo en vuelo. El mecanismo de bloqueo, gracias al cono de la punta y un resorte adicional, le permite poner la palanca de control en la posición "Bloqueada", independientemente de la posición del timón y los alerones. El movimiento posterior de los timones y alerones conduce a la autodetención.
Con una advertencia de tormenta, los timones y alerones se bloquean con abrazaderas. En algunos aviones con un sistema de control de refuerzo, los timones y los alerones se bloquean automáticamente por los engranajes de dirección.
2.4. Finalidad y composición del control auxiliar de la aeronave
Los sistemas de control auxiliares son mucho más simples que el sistema principal, incluyen solo una parte de sus unidades. Por lo general, se trata de palancas de control, cableado y actuadores accionados por dispositivos hidráulicos, eléctricos, neumáticos o mecánicos.
El funcionamiento de todos los elementos de mecanización del ala (flaps, slats y spoilers) se basa en controlar la capa límite en la superficie del ala y cambiar la curvatura del perfil del ala. La mecanización del ala mejora las características de despegue y aterrizaje y maniobrabilidad de la aeronave, aumenta su carga útil y mejora la seguridad del vuelo.
Los elementos de mecanización de la parte delantera del ala son calcetines giratorios, listones, protectores de nariz, escudos Kruger.
Los elementos de mecanizado de la parte trasera del ala son flaps giratorios, flaps ranurados (sin extensión, retráctiles de una, dos, tres ranuras), flaps Fowler, flaps giratorios y deslizantes (retráctiles).
La eficacia de los elementos de mecanización del ala depende del tamaño relativo, la forma y la posición con respecto a la parte principal del ala.
Los elementos de mecanización de la parte delantera del ala garantizan la eliminación de la entrada en pérdida del ala en ángulos de ataque elevados de la aeronave. Los elementos más efectivos de mecanización del borde de ataque son las lamas.
Esquemas de mecanización de la parte delantera del ala: 1 - calcetines rotativos; 2 - escudo nasal; 3 - Escudo de Kruger; 4 - listón. Esquemas de mecanización de la parte trasera del ala: 1 - aleta de freno; 2 - escudo giratorio; 3 - escudo deslizante; 4 – aleta rotatoria; 5 – aleta giratoria ranurada; 6 - solapa giratoria retráctil;
7 – Colgajo de cazador; 8 – solapa de doble ranura; 9 - aleta de doble ranura en combinación con un alerón; 10 - solapa de tres ranuras.
Los elementos de mecanizado más efectivos y comunes de la parte trasera del ala son las aletas retráctiles ranuradas (aumentan la curvatura y el área de la superficie de apoyo).
Los spoilers (spoilers) son controles aerodinámicos de aeronaves, hechos en forma de aletas, en la posición de trabajo que sobresalen por encima de la superficie del ala en ángulo con respecto al flujo que se aproxima. Los spoilers están instalados en la superficie superior del ala y en la posición de trabajo reducen su sustentación; se utilizan en el ala derecha o izquierda como control lateral (junto con los alerones), y cuando se sueltan simultáneamente en el ala derecha e izquierda como amortiguadores de elevación en vuelo o flaps de freno cuando se ejecuta en el suelo.
En caso de fallas en el sistema de control de alerones, los spoilers que funcionan en modo alerones sirven como una opción de respaldo para el control de balanceo. La ventaja de los spoilers sobre otros controles (como los alerones) es que están montados en la parte del ala donde se usa el borde de fuga para acomodar los flaps.
2.4.1. control de solapa
Las aletas se pueden instalar a lo largo de todo el tramo del ala o a lo largo de su parte (en este caso, se distinguen las aletas internas y externas).
Cuando se usan flaps, se produce un aumento en la sustentación debido a un cambio en la curvatura del perfil del ala, un aumento en el área de la superficie de apoyo, interferencia aerodinámica del flap con la parte principal del ala (por ejemplo, una aleta ranurada, aleta Fowler) y la reacción de un chorro de gas soplado (por ejemplo, una aleta de chorro).
Los flaps se extienden y retraen mediante accionamientos hidráulicos y eléctricos, que giran los mecanismos de tornillo a través de la transmisión, moviendo los flaps hacia atrás y hacia abajo. El perfil de deflexión de los flaps se establece mediante los rieles de guía.
El diseño de los flaps es similar al del ala. Los flaps se controlan mediante la palanca de control, que se ajusta a un ángulo de deflexión de flaps determinado para el despegue o el aterrizaje.
El control sobre la posición de los flaps se lleva a cabo mediante instrumentos y señalización. Cuando los flaps no están sincronizados, se activa el sistema de desajuste de límites, que activa la alarma, detiene los flaps y activa los frenos anticosecha.
Las lamas se pueden instalar a lo largo de todo el vano del ala oa lo largo de su parte (en este caso, normalmente en los tramos finales).
El contorno exterior de las lamas se realiza de acuerdo con la forma del contorno de la parte delantera del ala, y en la posición retraída las lamas "encajan" en el perfil original del ala. La parte trasera de los slats forma el perfil del hueco entre los slats y el ala. A través de la ranura, la corriente de aire ingresa a la superficie superior del ala, por lo que aumenta la zona de flujo no separado a su alrededor.
La desviación de los slats conduce a un aumento en la curvatura del perfil, un cambio significativo aguas abajo del punto de separación de la capa límite en la superficie superior del ala, lo que, a su vez, aumenta significativamente el ángulo crítico de ataque. Cuando se extienden los slats, también aumenta el área total del ala y, en consecuencia, su fuerza de sustentación total.
La deflexión de las lamas se realiza mediante accionamientos hidráulicos o eléctricos, que giran los mecanismos de tornillo a través de la transmisión, moviendo las lamas hacia adelante y hacia abajo. El perfil de deflexión de las lamas está fijado por carriles guía.
Actualmente, los aviones modernos utilizan un sistema combinado de control de flaps y slats, que emite una orden para extender o retraer los slats desde la palanca de control de flaps.
El control sobre la posición extendida o retraída de las lamas se realiza mediante señalización. En caso de desincronización de slats, así como en el sistema de control de flaps, se activa el sistema de desajuste de límites.
2.4.2. sistema de gestión de spoilers
Los spoilers están montados en la superficie superior del ala frente a los flaps. Su área suele ser del 5 al 8% del área del ala. Se desvían hacia arriba en 45-60 grados. generalmente después de que el avión toca el suelo y comprime el tren de aterrizaje principal. El efecto de los spoilers se manifiesta de dos maneras. En primer lugar, cuando se empujan hacia el flujo, provocan un aumento de la resistencia y, en segundo lugar, contribuyen a una fuerte disminución de la sustentación del ala (por lo tanto, a veces se les llama "amortiguadores de sustentación"), y esto conduce a un aumento en la carga en los apoyos y un aumento en la eficiencia del uso de los frenos de las ruedas.
Como regla general, los spoilers funcionan en varios modos. Por ejemplo, en el avión Il-76, los spoilers funcionan en los modos de frenado, alerón y conjunto. La gestión de spoilers es un seguimiento y se lleva a cabo con la ayuda de refuerzos.
Los spoilers en modo alerones están controlados por volantes; en modo de frenado - por la perilla de control ubicada en la consola central; en modo conjunto: desde los timones y las manijas al mismo tiempo (ver Fig.) En el modo de alerones, el spoiler se eleva en el ala donde el alerón se desvía hacia arriba. En modo de frenado, los alerones se levantan en ambas alas en proporción al recorrido de la manija. En modo combinado, los ángulos de deflexión de los spoilers del ala donde el alerón se desvió hacia arriba son la suma de los ángulos de deflexión en los modos de alerones y frenos.
El modo de alerones se utiliza en todas las etapas del vuelo. El modo de freno se utiliza en los siguientes casos:
Si es necesario, aumente la velocidad de descenso vertical de la aeronave. El ángulo de liberación de los spoilers en este caso se selecciona de manera que proporcione la velocidad de descenso requerida;
En carrera tras tocar la pista con las ruedas del tren principal. En este caso, se usa el ángulo completo de liberación de los spoilers: 20 grados. Al mismo tiempo, en el suelo con el chasis comprimido desde la perilla de control del spoiler en 40 grados. las pastillas de freno están disponibles.
2.5. Sistema de control en un ejemplo privado de la aeronave "cessna-172"
sistema de control de aviones
2.5.1. Información general
El sistema de control de la aeronave incluye un elevador (E), en el que está instalado un trimmer, un timón (RL), alerones y dispositivos de despegue y aterrizaje: flaps. La cabina está equipada con:
Dos volantes para controlar el RV y alerones;
Dos pares de pedales para control de PH;
Un volante para controlar la podadora RV;
Palanca de control del trimmer de PH;
Perilla de control de flaps;
El control de los alerones y RV se realiza con el volante izquierdo o derecho a través de un cableado mecánico, compuesto por varillas, mecedoras y cableado. La recortadora RV se desvía mediante cableado.
La recortadora RV se controla mediante un volante a través del cableado.
Control. El PH se realiza con la ayuda de pedales a través de un cableado.
El trimmer del timón está controlado por la perilla de control del trimmer PH debido a la carga adicional de los pedales.
Los flaps son controlados por la palanca de control. Se suministra una señal eléctrica desde la palanca de control al motor eléctrico, que a su vez desvía las aletas a través del cable y la varilla.
2.5.2. Principales datos técnicos
(1) Ángulos de desviación de los alerones:
Arriba..........- 20°
Abajo...................................+15°
(2) Ángulos de deflexión PH ........±17º44" ±1º
(3) Ángulos de desviación de PB:
Arriba………………..- 28°±1º
Abajo……………………+ 23°±1º
(4) Ángulos de trimado PB:
Subida……………….-28º (+1º;-0º)
Abajo ………………...+13º (+1º;-0º)
(5) Ángulo de aleta de 0º a 40º (+0º; -2º)
2.5.3. Control cruzado. Mando de alerones.
Información general
Los alerones proporcionan control lateral de la aeronave. El piloto controla los alerones desviando los yugos izquierdo y derecho.
2.5.4. Descripción del propósito del sistema, lista de subsistemas
El sistema de control de alerones consta de dos yugos, uno para el piloto y otro para el copiloto, unidos a la columna de dirección y conectados mediante conexiones universales a un control en forma de U ubicado detrás del panel de instrumentos. La rotación lateral de cualquiera de los yugos se transmite a los alerones, uno para cada ala, a través de una serie de ruedas dentadas, cadenas, poleas, cables, brazos angulares.
Características de su dispositivo, ubicación de subsistemas.
Espaciador
Clip de vídeo
pasador de cable
Trueno
balancín de esquina
Alerón
Cable de transmisión entre alerones
Cable del alerón derecho
Manga
Cable del alerón izquierdo
soporte de rodillos
Descripción
Control en forma de U (columna de dirección
16. Transmisión
19. Perno axial
20. Perno de tracción
21. Bush guía
con candado
22. El volante del segundo piloto
23. Tracción tubular
24. Cerradura de columna
25. manga
26. El volante del 1er piloto
28. universales
Compuesto
29. Castillo
30. Articulado
Compuesto
1. Mecanismo de engranajes
4. cadena galya
6. Conexión de trueno
8. distribución
9. Tapón
10. Tapón
11. Espaciador
12. Cojinete
13. Arandela cónica
14. Tapón
2.5.5. Solución de problemas
| Funcionamiento defectuoso | Razón posible | Corrección |
| Sin movimiento de timón | Cables de control sueltos | Ajuste la tensión del cable al valor correcto. |
| Polea o soporte roto, el cable se ha salido de la polea o la cavidad interior del cojinete está desgastada | Reemplace las piezas rotas o desgastadas. Instale los cables correctamente. |
|
| Juego de brazo de esquina | Reemplace los brazos angulares |
|
| Tensión de cadena floja | Ajuste la tensión de la cadena al valor correcto. |
|
| Resistencia del volante | Los cables están demasiado apretados | Ajustar la tensión del cable |
| Pinza la polea o el cable se ha salido de la polea | Reemplace la polea defectuosa. Instale el cable correctamente |
|
| Brazo angular doblado o roto | Reemplace el brazo angular |
|
| Los pernos de chaveta en el sistema están demasiado apretados | Aflojar y luego apretar correctamente y con seguridad |
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| cadenas oxidadas | Reemplace la cadena |
|
| La cadena golpea la rueda dentada | Reemplace las piezas defectuosas |
|
| Conexiones en U defectuosas | Reemplace las juntas universales defectuosas |
|
| Los yugos no se alinean con la posición neutral de los alerones. | Ajuste incorrecto de cadenas o cables. Con el yugo centrado, el manguito de bloqueo del cigüeñal del alerón debe estar en el centro de la ranura (tanto el yugo izquierdo como el derecho) | Ajustar de acuerdo con el TC N° 027/07 |
| Ajuste incorrecto de las varillas para la transmisión axial de la fuerza a los alerones. Si las cadenas y los cables están ensamblados correctamente y el casquillo de bloqueo del cigüeñal del alerón está en el centro de la ranura, entonces los enlaces de empuje no están ajustados correctamente. | Coloque las varillas de transmisión de fuerza axial en el nivel de alineación correcto |
|
| Timones duales no coordinados Movimiento de alerones fuera de sincronización | Las cadenas están mal colocadas. Varillas de transmisión de potencia axial mal colocadas. Casquillo de tope de la manivela acodada del alerón o ranura de la manivela acodada desgastados. | Ajustar de acuerdo con el TC N° 027/07 Reemplace las piezas desgastadas |
2.5.6. Control de timón de compensación (control direccional)
Información general
Descripción del propósito del sistema, lista de subsistemas
En el lugar de trabajo de cada piloto hay dos pedales de control de pie sin mecanismo de ajuste. Los pedales se utilizan para controlar el despegue, así como para frenar las ruedas y que también controlan el giro de la rueda del tren de morro. Ambos pares de pedales están interconectados por una varilla rígida. La desviación de un par de pedales conduce a la desviación simultánea del otro par.
2.5.7. Descripción
El conjunto de pedales está montado en un soporte común montado en el piso de la cabina.
Las partes principales del conjunto de pedales son dos pedales, dos soportes en los que están instalados y elementos del mecanismo de frenado de las ruedas.
El pedal, montado en un soporte sobre cojinetes, consta de un reposapiés y un pedal de freno fijado a su puntera (Fig. 027.6). Los reposapiés de los pedales del piloto izquierdo tienen orificios para instalar un dispositivo de bloqueo del pedal. El pedal de freno está conectado cinemáticamente con el respectivo cilindro de freno.
En la parte inferior del hombro del conjunto de pedales del piloto izquierdo, se fija un sector del cableado del cable de control de BT. Una varilla se acerca al sector, la cual está conectada a una palanca instalada en la parte inferior del hombro del conjunto de pedales del piloto derecho.
El sector está equipado con topes ajustables que limitan el movimiento de los pedales y, en consecuencia, el cableado de control. Los topes recíprocos no ajustables están ubicados en soportes especiales.
2.5.8. Descripción del funcionamiento del sistema, subsistema, producto
Cuando el pedal derecho (izquierdo) se desvía hacia adelante, el soporte se mueve con él y, a través de la varilla de ajuste, la correa, el embrague y el rodillo, gira el pedal con el sector. El pedal izquierdo (derecho) retrocede. La desviación de los pedales del piloto izquierdo provoca la desviación sincrónica de los pedales del piloto derecho. Acciones similares provocan la desviación de los pedales del piloto derecho.
El recorrido del pedal es de +73 mm.
Cuando se desvía la palanca, el rodillo de ajuste asociado con ella mueve el embrague hacia adelante o hacia atrás en la dirección del vuelo, lo que mueve los pedales a través de las correas y las varillas de ajuste.
Sistema de control de timón con ajuste PH
Abrazadera de conexión
soporte de control
cable trasero derecho
cable trasero izquierdo
Acoplamiento
pasador de chaveta
Clip de vídeo
barra de timón
Cable de timón
cuello
Lavadora
Manga
tuerca de bloqueo
cable delantero izquierdo
cable delantero derecho
Cable izquierdo
cable derecho
pedales de timón
Cilindro
pedal de timón
Primavera
Espaciador
cremallera de freno
cilindro de muñón
Barra de timón de cola
soporte de cojinete
muelle de retorno
Tubo de tracción de freno
cilindro maestro
abrazadera
Palanca de ángulo
concentrador único
Tubo de tracción de freno
Barra de timón delantera
cilindro maestro
abrazadera
Palanca de ángulo
concentrador único
Timón
Contrapeso
Bisagra superior
Manga
almohadilla
Bisagra central
Lavadora
tornillo
Bisagra inferior
Carenado superior
11. Carenado inferior
12. Soporte de control de PH
13. Metalización
Sistema de control de trimado del timón
Diseño de consola
Palanca
Brazo de palanca
abrazadera
Dispositivo de resorte trimmer de timón
Barra de timón.
Palanca de ángulo.
Empuje.
Descripción
El conjunto de palanca, controlado por el piloto, está conectado mediante un balancín a un compensador accionado por resorte que, a su vez, está conectado directamente al conjunto de pedal del timón y, en consecuencia, al timón. El conjunto de la palanca está ubicado en el centro de la consola y sirve para mover la palanca y fijar rígidamente el sistema de moldura en una de tres posiciones: a la derecha o a la izquierda del centro, o en la posición neutral. La palanca también sirve como indicador de equilibrio.
Los fallos de funcionamiento más habituales o posibles
| Funcionamiento defectuoso | Razón posible | depuración |
| El volante no responde al movimiento de los pedales | Cables rotos o desconectados | Abra las tapas de registro e inspeccione los cables. Conecte o reemplace los cables. |
| Movimiento de dirección y pedales limitados o bruscos | Los cables están demasiado apretados | Consulte la ilustración para conocer la distancia entre los pedales y el escudo térmico del motor. |
| Los cables no están bien asentados en los bloques. | Abra las trampillas de inspección e inspeccione el sistema. Arregla los cables. |
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| Bloques de rodillos o cubierta de cable agarrotados o defectuosos | Abra las trampillas de inspección e inspeccione el sistema. Reemplace los bloques de rodillos defectuosos o los cables sin torcer. |
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| Los pedales del volante están mal lubricados | Consulte la sección 2. |
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| Cojinetes del volante defectuosos | Si lubricar los pedales no resuelve el atascamiento, reemplace los bloques de rodamientos. |
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| Articulaciones de timón defectuosas | Mira alrededor. Reemplace las bisagras defectuosas. |
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| Pernos de chaveta demasiado apretados | Revise y afloje los pernos para eliminar el atascamiento. |
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| Tirante conectado incorrectamente | Configure el sistema de acuerdo con TK No. 027/13 |
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| No hay movimiento entre los pedales de dirección y el volante | Tensión de cable insuficiente | Según plano y TC Nº 027/13, regular la distancia entre la barrera cortafuegos y los pedales. |
| Trayectoria de timón incorrecta | Configuración incorrecta del sistema | Configure el sistema de acuerdo con TK No. 027/13 |
2.5.9. Mando de ascensor con trimmer
(control longitudinal)
Información general
Los elevadores son accionados por energía transmitida a través del movimiento hacia adelante y hacia atrás de la columna en U del piloto. Esta energía ingresa a los ascensores a través de un sistema que consiste en cables y aparejos. Los cables del elevador en el lado del extremo están conectados directamente a un balancín de 2 brazos montado entre los elevadores. Este balancín de 2 brazos sirve como conexión intermedia entre las mitades del elevador y como conjunto de soporte para los pernos de tope de recorrido. La recortadora RV está instalada en la mitad derecha del elevador.
Descripción
10. Tubo de tracción
Clip de vídeo
cable superior trasero
pasador de chaveta
Cable inferior trasero
balancín de 2 brazos
cable superior delantero
Cable inferior delantero
11. Brazo angular delantero
12. Soporte
13. Trueno
Timones de control de altura
Carenado de ascensor
recortadora de ascensor
varilla final
Soporte de control de la recortadora
balance de peso
Nudo de tubería
balancín de 2 brazos
Soporte de montaje RV
Pestillo
Horizontal
estabilizador
Perno de tope
tornillo
Sistema de control de la recortadora
La recortadora está ubicada en el elevador derecho y está controlada por un control montado en la base. La fuerza para controlar la recortadora se transmite a través de las cadenas, los cables y el mecanismo de control de la recortadora. El puntero mecánico junto al control de compensación muestra la posición de la compensación. La posición de morro hacia arriba se alcanza moviendo el trimmer a la posición hacia abajo.
Los fallos de funcionamiento más habituales o posibles
Solución de problemas
| Funcionamiento defectuoso | Razón posible | eliminación |
| No hay respuesta al movimiento del volante hacia adelante y hacia atrás. | El extremo delantero o trasero del canal de tracción está desconectado Cables desconectados | Comprobar visualmente y conectar correctamente el canal de tracción |
| Verifique visualmente, conecte los cables y ajuste de acuerdo con el TC No. 027/24 |
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| | Brazo angular delantero o trasero defectuoso o cojinete de rotación del brazo angular defectuoso | Muévase para ver dónde ocurre la obstrucción. Reemplace cualquier pieza defectuosa del brazo de esquina que encuentre. |
| Los cables están caídos | Verificar la tensión y apretar el cable al valor indicado en la fig. |
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| Los cables no corren correctamente en la polea | Abra las escotillas de acceso e inspeccione las poleas. Pase los cables correctamente en la polea. |
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| Abrazaderas de cojinete de nylon en el salpicadero | Desconecte la conexión universal y verifique si hay un clip. Reemplace el rodamiento si siente tensión. |
|
| Cojinete de rotación del timón de la aeronave defectuoso | Desconecte el varillaje del elevador en el extremo inferior del yugo y verifique que este control se mueva libremente. Reemplace el rodamiento si está defectuoso. |
|
| Bisagra de ascensor defectuosa | Mueva los elevadores a mano mientras revisa las bisagras. Reemplace la bisagra defectuosa |
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| Movimiento difícil o entrecortado al mover los ascensores | Tornillos de sujeción demasiado apretados | Verifique y ajuste la tensión de los pernos para eliminar el recorte |
| Rodillos defectuosos o protección de cables | Abra las escotillas de acceso e inspeccione visualmente Reemplace las piezas defectuosas e instale los protectores de cables correctamente. |
|
| Los ascensores se niegan a realizar el movimiento especificado | Cables mal instalados | Comprobar el movimiento de los ascensores mediante un inclinómetro. |
| Los cables están tensados de manera desigual | Ajuste de acuerdo con TC No. 027/24 |
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| Interferencia en el panel de control | Ajuste de acuerdo con TC No. 027/24 |
Solución de problemas de la recortadora
| Problema | Razón posible | Corrección |
| El control de compensación se mueve con demasiada resistencia. | Tensión de la cuerda demasiado alta | Ajuste la tensión del cable al valor que se muestra en la fig. 027.12. |
| Volante pegado o rozado | Abra el panel de acceso y verifique visualmente. Repare o reemplace si es necesario. |
|
| Los cables saltaron de la polea | |
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| Articulación de la recortadora atascada | Desconecte el mecanismo de control de compensación y mueva la aleta de compensación para comprobar si hay resistencia. Lubrique o reemplace la bisagra si es necesario. |
|
| Mecanismo de control de compensación defectuoso (actuador). | Retire la cadena del engranaje del actuador y mueva el actuador con la mano. Reemplace el actuador si está defectuoso |
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| cadenas oxidadas | Compruébelo visualmente. Reemplace la cadena |
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| Mecanismo de engranaje roto | Compruébelo visualmente Reemplace los engranajes. |
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| Husillo de engranaje doblado | Compruebe el movimiento del engranaje. Reemplace los husillos de engranajes doblados |
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| Pérdida de comunicación durante el movimiento de control y compensación | Tensión de la cuerda demasiado baja | Verifique y ajuste como se muestra en la fig.027.12 |
| polea rota | Abra el panel de acceso y verifique visualmente. Reemplace la polea defectuosa. |
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| Los cables saltaron de la polea | Abra el panel de acceso y verifique visualmente. Instale los cables en la polea correctamente. |
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| Mecanismo de control de compensación desgastado. | Retire y reemplace el mecanismo de control de compensación desgastado. |
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| El mecanismo de control de compensación está flojo. | Compruebe la seguridad de la fijación del mecanismo de control de la recortadora. Apriete según sea necesario. |
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| El indicador de posición de trimado no muestra la posición de trimado correcta | El indicador está configurado incorrectamente en la escala del control. | Verifique visualmente y reinicie el indicador si es necesario. |
| Movimiento de recorte incorrecto | Bloques de tope sueltos o colocados incorrectamente | Coloque los bloques de parada en los cables. |
Volante y sistema de control de compensación (parte 2 de 2).
El estabilizador consta de largueros delanteros y traseros, nervaduras y refuerzos, paneles de carcasa centrales, izquierdo y derecho, así como revestimientos de borde de ataque moldeados. El estabilizador también aloja el mando de la recortadora del elevador. La estructura del ascensor consta de revestimientos moldeados del borde de ataque, el larguero delantero, el canal trasero, las nervaduras, el eje de rotación y el balancín, los paneles de revestimiento ondulado superior e inferior izquierdo en forma de V y los revestimientos ondulados en forma de V superior e inferior derecho con un corte en el borde de fuga para la recortadora. La recortadora de elevador consta de un larguero, costilla, paneles corrugados en forma de V superior e inferior. Los bordes frontales de las mitades izquierda y derecha del elevador tienen repisas con contrapesos.
control de aeronaves
El sistema de control de la aeronave consta de alerones, timón, elevador. Las superficies de control se controlan mediante cableado mecánico utilizando un yugo para alerón y elevador, y pedales de timón/freno.
Los pedales tienen extensiones. Se componen de una parte delantera de los pedales, dos inserciones y dos abrazaderas de resorte. Para instalar las extensiones, enganche el clip inferior de la extensión en la parte inferior del pedal y encaje el clip superior en la parte superior del pedal. Verifique que los cables de extensión estén bien sujetos. Para quitar las extensiones, realice las operaciones en orden inverso.
sistema de recorte
El avión está equipado con un sistema de compensación de elevador controlado manualmente. El timón se compensa utilizando una superficie de compensación controlada desde una rueda vertical montada en la consola central. La rotación de la rueda de ajuste hacia adelante pone a la aeronave en picada, hacia atrás, en cabeceo hacia arriba. El trimado del timón se realiza mediante un dispositivo de resorte conectado al sistema de control del timón y una palanca de trimado montada en el panel de control. La compensación del timón se realiza levantando la palanca de compensación hasta que suelte el tope y luego moviéndola hacia la derecha o hacia la izquierda hasta la posición de compensación seleccionada. Al mover la palanca hacia la derecha, la aeronave gira hacia la derecha, respectivamente, al mover la palanca hacia la izquierda, la aeronave gira hacia la izquierda.
solapas ranuradas individuales se extienden y retraen colocando la palanca del interruptor (ubicada en el lado derecho) en el tablero de instrumentos en la posición de desviación especificada de la aleta. La palanca del interruptor se mueve hacia arriba y hacia abajo en un panel ranurado que proporciona topes mecánicos en las posiciones de 10° y 20°. Para ajustar las aletas a una posición superior a 10°, mueva la palanca del interruptor hacia la derecha para desacoplarla y moverla a la posición deseada. La escala y el puntero a la izquierda de la palanca muestran la posición de los flaps en grados. Los circuitos del sistema de control de flaps están protegidos por estaciones de servicio de 10 amperios, marcadas como FLAP, ubicadas en el lado izquierdo del interruptor y panel de control.
Flaps.
Plan
Tipos y propósito de los sistemas de control.
Requisitos del sistema de control.
Controles y puestos de mando.
Tipos y propósito de los sistemas de control..
Los sistemas de control de aeronaves se pueden dividir en:
el sistema de control principal, diseñado principalmente para cambiar las trayectorias de la aeronave, su equilibrio y estabilización en los modos de vuelo dados;
sistemas de control adicionales diseñados para controlar motores, tren de aterrizaje, flaps, flaps de freno, tomas de aire, boquilla de chorro, etc.
El sistema de control de una aeronave moderna es un conjunto de dispositivos electrónicos informáticos, eléctricos, hidráulicos y mecánicos que dan solución a las siguientes tareas:
pilotaje de una aeronave (cambio de rutas de vuelo) por un piloto en modos no automáticos y semiautomáticos;
control automático de la aeronave en los modos y etapas de vuelo previstos por la TTT;
generar suficiente energía para desviar los controles;
implementación en la aeronave de las características necesarias (especificadas) de la estabilidad y controlabilidad de la aeronave;
estabilización de los modos de vuelo establecidos;
mejorar la seguridad de vuelo al notificar oportunamente a la tripulación sobre la aproximación a modos de vuelo peligrosos (en términos de velocidad, altitud, fuerzas G, ángulos de ataque, deslizamiento y balanceo, y otros parámetros) y emitir comandos para desviar los controles que impiden el acceso a estos modos.
Requisitos del sistema de control. El sistema de control debe proporcionar, dentro de ciertos límites, los valores de las características de controlabilidad y estabilidad de la aeronave, dependiendo de su tipo, categoría de peso y rango de velocidad, para que la aeronave pueda realizar todas las tareas previstas por su propósito bajo especificado. condiciones de operación. Este requisito básico (concretado en documentos normativos especiales) debe cumplirse sujeto a los requisitos, comunes a todas las partes y conjuntos de la aeronave, de una masa mínima del sistema, alta confiabilidad y seguridad de vuelo y capacidad de supervivencia. facilidad de inspección, operación y reparación. Requisitos específicos del sistema de control:
los ángulos de deflexión de los controles deben proporcionar, con un cierto margen, la posibilidad de volar en todos los modos de vuelo y despegue y aterrizaje requeridos (RV arriba 20 ... 35 °, abajo 15 ... 20 °, PH 20 ... 30 ° en ambas direcciones, alerones arriba 15 ... 30 °, abajo 10 ... 20 °, los valores más grandes de ángulos se refieren a aviones maniobrables, los más pequeños - a los no maniobrables). Las posiciones extremas de los controles deben estar limitadas por topes que puedan soportar las cargas de diseño;
la deformación del fuselaje, las alas, el empenaje y el cableado de control mecánico no debe dar lugar a una disminución de los ángulos de desviación máximos posibles de los controles y de su eficacia ni causar, al menos, un bloqueo a corto plazo del sistema de control;
el valor de las fuerzas máximas a corto plazo en el RP requerido para pilotar la aeronave depende del tipo y peso de la aeronave y no debe exceder 500 ... 600 N en control longitudinal, 300 ... 350 N - en control transversal , 900 ... 1050 N - en gestión de viajes. Los esfuerzos en la aparamenta deben aumentar suavemente y ser dirigidos en la dirección opuesta al movimiento de la aparamenta. En los modos de vuelo a largo plazo, la aeronave debe equilibrarse no solo en términos de momentos, sino también en términos de fuerzas en el RP;
el sistema de control debe operar sin problemas, sin atascos, auto-oscilaciones y vibraciones peligrosas que amenazan la fuerza y (o) dificultan el pilotaje. No debe haber juego en el cableado del sistema de control;
la colocación de los mecanismos de varillas, cables y otras partes del sistema de control debe excluir la posibilidad de su contacto con otras partes, fricción de las partes móviles del sistema de control en los elementos estructurales de la aeronave, daños o atascos durante la operación ( carga, pasajeros, etc.) Las fuerzas de fricción en el cableado de control transmitidas al RI también dependen del tipo y masa de la aeronave y no deben exceder los 30..70N. A valores altos de estas fuerzas, se deben proporcionar compensadores de fricción en el sistema de control, que eliminen esta carga de la aparamenta;
se deben tomar medidas para excluir la posibilidad de desconexión de elementos de cableado de control mecánico, desenergización o reducción de presión en las partes de energía del sistema;
se debe proporcionar redundancia y duplicación de los principales elementos vitales del sistema de control para aumentar su confiabilidad;
para garantizar una alta seguridad de vuelo, es necesario que el sistema de control incluya dispositivos que eviten que la aeronave ingrese a modos de vuelo peligrosos y señale rápidamente la aproximación de dichos modos;
se debe excluir la entrada de objetos extraños en el sistema de control;
la independencia de las acciones de los controles de balanceo y cabeceo debe garantizarse cuando se desvía la palanca o el volante.
Los órganos de gobierno.
Los dispositivos mediante los cuales se crean las fuerzas y los momentos necesarios para ello en el proceso de control de la aeronave se denominan controles. Su desviación provoca un desequilibrio de fuerzas y momentos aerodinámicos, lo que da como resultado la rotación de la aeronave con velocidades angulares w(x, y, z) con respecto al sistema asociado de ejes OXYZ y un cambio en la trayectoria del movimiento o, por el contrario, equilibrio (estabilización) de la aeronave en determinados modos de vuelo. Así, la desviación de los controles proporciona:
controlabilidad transversal en relación con el eje OX (alerones, flyperons, elevons, spoilers, mitades desviadas diferencialmente del CPG);
longitudinal en relación con la controlabilidad OZ (RV, elevones, etc.);
controlabilidad direccional relativa al eje OS (RN, TsPGO).
puestos de mando
Los puestos de control de mando consisten en palancas de control y sus elementos de fijación en la cabina. Las palancas de control son dispositivos por medio de los cuales (cuando se desvían) el piloto ingresa señales de control en el sistema de control y las dosifica.
Puestos de mando de control manual.La palanca de control se utiliza para controlar el elevador (CPGO) y los alerones (spoilers) en aeronaves principalmente maniobrables y es una palanca con dos grados de libertad. La fijación articulada de la parte inferior de la empuñadura sobre el eje o al eje y la fijación articulada de estos ejes mismos al suelo de la cabina permiten desviar la empuñadura: “hacia” hasta 400 mm y “alejándose de usted” hasta 180 mm al controlar el elevador (CPGO) y “derecha-izquierda” hasta 200 mm al controlar los alerones.
Arroz. 22. 2. Elementos del cableado del cable de control.
La independencia de control en los canales longitudinales y transversales en cualquiera de los esquemas cinemáticos para instalar el mango se logra cumpliendo ciertas condiciones.
Control del volante: columnas de control, sirven para controlar el RV de aeronaves no maniobrables desviando la columna de control "lejos de usted" y "hacia usted mismo" y los alerones, girando el volante "de izquierda a derecha". El volante está ubicado en la cabina por encima de las rodillas del piloto y no requiere un espacio tan grande entre las piernas del piloto al controlar la aeronave como lo requiere la palanca de control. Todo esto permite reducir la distancia entre los pedales de control durante el control de la dirección y simplificar el diseño de la cabina.
Considere un control de dirección bastante típico del avión Tu-134. La columna de control consta de un volante, una cabeza fundida, un tubo de aluminio, una rodilla fundida y una mecedora sectorial. Un eje de acero que gira libremente está instalado en la cabeza sobre rodamientos de bolas. en su final
Los tacos fijaban el volante de los alerones. De movimiento a lo largo del eje, se fija por ambos lados con tuercas atornilladas a la rosca exterior del eje. En el mismo eje, se fija un asterisco en las teclas, a través del cual se lanza una cadena dentada. Los cables se unen a las puntas bifurcadas de la cadena, descendiendo dentro del tubo de la columna hasta la rodilla, donde se fijan en la mecedora del sector.
Puestos de mando de control de pieson los diversos mecanismos utilizados para montar los pedales de control de PH. Hay pedales montados en un mecanismo de palanca-paralelogramo, pedales basculantes con ejes de rotación superior e inferior, pedales deslizantes. El mecanismo de palanca-paralelogramo consta de una palanca tubular y una varilla fijada en el medio sobre un eje vertical en el soporte para sujetar el mecanismo de pedal al piso de la cabina. En el extremo inferior del eje se encuentra la palanca de control de PH. Los carros de pedales con pedales y bloqueos para ajustar los pedales de acuerdo con la altura del piloto, montados en pernos en los extremos de la palanca y empuje, forman un mecanismo de paralelogramo con ellos. Esto asegura el movimiento hacia adelante de los pedales (sin girarlos) al controlar el vehículo de lanzamiento.
Estaciones de control de pie con pedales basculantes desde arriba y desde abajohachas. El poste con el eje superior de rotación del mecanismo de pedal con suspensiones de pedal montadas en el eje está montado en soportes de consola de fundición fijados en el piso de la cabina. La suspensión de los pedales consiste en dos correas de dural estampadas, conectadas en la parte superior por un eje y en la parte inferior por un tubo con un pedal fundido montado de manera pivotante. Las suspensiones con pedales giran libremente alrededor del eje sobre cojinetes en las correas. Un mecanismo de bloqueo con manija está montado dentro del tubo inferior, conectando la suspensión con uno de los seis orificios en el balancín de sector. Esto asegura el ajuste de los pedales a la altura del piloto y la transformación de las desviaciones de los pedales en la rotación de la palanca vertical del balancín de tres brazos del control del vehículo de lanzamiento.
Estaciones de control de pie con pedales deslizantesrequieren una plataforma especial con tubos guía para mover carros con estribos de pedal a lo largo de ellos. El movimiento de los carros debe estar sincronizado por los cables. Los cables a través del sector deben conectarse a la barra de control de BT o usarse como cableado de control a BT. Resulta un dispositivo voluminoso complejo que es difícil de montar en la cabina. Por lo tanto, los puestos de control de pie con pedales deslizantes se usaban muy raramente.
Elementos de su, propósito y esquemas para incluir amplificadores en su, tipos de amplificadores. automatización en el sistema de control.
La fuente de energía para desactivar el control en este sistema era la fuerza muscular del piloto o la fuerza de las máquinas de dirección (RM) de la máquina. El control del RV se lleva a cabo desde la columna de dirección mediante cableado tendido sobre rodillos a ambos lados del fuselaje y varillas hacia el RV. En la sección de cola del fuselaje, en el lado izquierdo del tablero, hay un RM de la máquina (AP) conectado por cables al cableado de control del RV. Los alerones se controlan desde el timón. Control LV ----"---- de los pedales, que, a través del eje debajo de la cabina, estaban conectados por cables en los rodillos guía en el lado de estribor del fuselaje con un balancín y empuje al LV en la parte trasera fuselaje. Los trimmers de PH y de alerones se apagan mediante un electromecanismo con mando eléctrico a distancia. La máquina asegura la estabilización de la aeronave en los modos de vuelo especificados por el piloto y se utiliza en bombardeos.
Amplificadores hidráulicos en SU
Controlar manualmente solo debido a la fuerza muscular con el aumento de Msh se hizo cada vez más difícil y finalmente se volvió casi imposible. La introducción de GU en el sistema de control se vio facilitada por la necesidad de mejorar las características de estabilidad y capacidad de control de las aeronaves; la automatización del sistema de control para este propósito tampoco requirió el uso de amplificadores de potencia hidráulicos o electromecánicos.
Arroz. 22.3. Diagrama esquemático del diseño de la GU. Automatización en el sistema de control con la GU, incluida en un esquema irreversible.
SU AVIÓN TU-134
El control limitador, direccional y transversal de la aeronave se realiza mediante RV, LV, alerones y spoilers RV y los alerones se accionan manualmente mediante columnas de control y timones. El vehículo de lanzamiento está controlado por un avión GU-SU de una sola cámara IL-86. El control de cabeceo lo realizan RV y ST. El control del RV se realiza mediante dos columnas de dirección conectadas entre sí y al GU RV mediante cableado mecánico. GU incluida en un régimen irreversible.
En el sistema de control del vehículo de lanzamiento, que consta de dos secciones, cada una de las cuales está controlada por tres GU: pedal, RM AP, mecanismos de tornillo ZM, MTE, un resorte de centrado del balancín, un mecanismo para limitar el curso de los pedales con un accionamiento eléctrico.
A diferencia de las unidades incluidas en el canal de control longitudinal, el sistema de control LV también incluye un amortiguador de guiñada para mejorar la estabilidad lateral de la aeronave.
control de balanceollevado a cabo con la ayuda de alerones y spoilers. Los volantes de ambos pilotos están conectados entre sí y a la GU de los alerones y spoilers mediante cableado mecánico. Las varillas GU (tres por alerón y una GU por spoiler) están unidas directamente a la sección de alerones y spoilers. Las secciones internas de los alerones (tres en cada ala) se pueden utilizar como frenos de aire y amortiguadores de elevación en marcha y se controlan a través de un mecanismo de mezcla tanto desde los volantes como desde una palanca especial instalada en la cabina.
Gestión de Elevon.En aviones sin GO, fabricados según el esquema "sin cola", el control transversal y longitudinal se realiza utilizando alerones ubicados en lugar de los alerones..
Cuando mueva la manija hacia adelante del elevon RV, debe estar apagada en ambas consolas laterales debajo. Al mover la palanca hacia la izquierda y hacia la derecha, los alerones se apagan, como los alerones.
Mayor desarrollo de SUpuede deberse a una disminución del margen de estabilidad estática de la aeronave, lo que asegura un aumento de su calidad aerodinámica por una disminución de las pérdidas por equilibrar la aeronave y una ganancia de masa por disminución del área y masa del HE . Sin embargo, esto requerirá la introducción de autómatas de estabilidad longitudinal en el sistema de control. La perspectiva es la transición a un control rico en computadora fly-by-wire con un alto grado de redundancia con perillas de control laterales en lugar de las columnas de dirección tradicionales.
Automatización en SUincluye los dispositivos enumerados anteriormente (RAD), cuyo objetivo principal es mejorar la estabilidad y controlabilidad de la aeronave en vuelo sin la intervención del piloto.
Los mecanismos (máquinas automáticas) para cambiar las relaciones de transmisión de timones a palancas de control (RU) y de ZM a RU se pueden fabricar en forma de varias opciones para mecanismos de transmisión o máquinas automáticas.
AGC - ajuste de control automático. Reaccionan no solo a un cambio en el régimen de vuelo - presión dinámica y altitud de vuelo H, sino también al centrado de la aeronave Xm. ZM: los mecanismos de carga cuando se usa GU incluido en el sistema de control de acuerdo con un esquema irreversible, sirven para simular cargas aerodinámicas en las palancas de control, cambiando la fuerza sobre ellas según la cantidad de su movimiento.
MTE: el mecanismo de efecto de ajuste está diseñado para aliviar las cargas del ZM en la palanca de control. El piloto enciende su electromecanismo de acción inversa en uno de los paneles de control.
RAU: la unidad de control de dirección es una barra deslizante y un mecanismo eléctrico. cuando se enciende, el enlace de salida del RAD se mueve y la longitud del RAD cambia. Cuando se mueve la varilla RAD, el carrete SG se mueve y el control de la varilla GU se apaga.
Valores estimados de las fuerzas aplicadas a las palancas de mando
1270...2350N - para el mango, columna de dirección al controlar el RV;
640...1270N - para la empuñadura, volante al controlar los alerones;
1760...2450N - para pedales con control de PH.
Palabras clave.
CS - sistema de control, RU - palancas de control, sistema principal y adicional, puesto de control, palancas, mecedoras, pedales, cables, amplificadores, control automático, efecto de compensación, RAU - unidad de control de dirección, AGC - ajuste de control automático, ZM - carga mecanismo, MTE - mecanismo de efecto trim, GU - servomotor hidráulico
Preguntas de prueba.
¿Cuál es el propósito del sistema de control de aeronaves?
¿Cuáles son los requisitos para la SU?
¿Cuántos tipos de sistemas de control hay en un avión?
¿Qué son las barras de control?
¿Qué es un puesto de control y cómo se divide?
Cuéntanos el control de los alerones y elevadores de un avión en particular?
¿Qué valores calculados de fuerzas se pueden aplicar a las palancas de control?
¿Qué es el control automático como usted entiende?
Literatura - 2,5,10.
Conferencia #23
tema: COMPORTAMIENTO ANORMAL DE LAS SUPERFICIES DE APOYO
EL CONCEPTO DE DIVERGENCIA DE ALA, FLUTTER, REVERSA DE ALERON, BAFTING.
Plan
Fenómenos aeroelásticos (AE).
Control inverso (ROD) y medidas constructivas para combatirlo.
Divergencia y medidas para prevenirla.
Medidas de pulido y anti-pulido.
Flater y medidas para combatir flater.
Fenómenos aeroelásticos (AE)
Los AE surgen en vuelo debido a la elasticidad y deformabilidad de las unidades de aeronaves bajo la acción de las cargas. Cuando cualquier unidad de fuselaje se deforma en vuelo, las cargas aerodinámicas que actúan sobre ella cambian, lo que provoca deformaciones adicionales de la estructura y un aumento adicional de las cargas, lo que en última instancia puede provocar una pérdida de estabilidad estática y la destrucción de la estructura (fenómeno de divergencia) . Si las fuerzas adicionales resultantes dependen solo de la magnitud de las deformaciones y no dependen de su cambio en el tiempo, entonces también se debe a la interacción de solo fuerzas aerodinámicas y elásticas, se refieren a fenómenos aeroelásticos estáticos (reverso de los alerones y timones, divergencia del ala, empenaje, pilones, etc.)
Los fenómenos debidos a la interacción de fuerzas aerodinámicas, elásticas e inerciales se denominan fenómenos aeroelásticos dinámicos (aleteo de agregados en la estructura del avión, sacudidas y deformación del ala).
La cantidad de deflexión y el ángulo de giro se pueden determinar integrando las ecuaciones diferenciales de la línea elástica del ala, que coincide con la base de su rigidez y ángulo relativo de giro. Entonces, para un izg de ala recta en voladizo. y cr. m-nts en la sección de rigidez a flexión y torsión en la sección del módulo de elasticidad. Al determinar las deformaciones estáticas de los brazos del ala, debe tenerse en cuenta que la flexión de dicho ala conduce a un cambio en las secciones transversales del ala dirigidas a lo largo del flujo.
Controles de marcha atrás (ROU)
ROU es un fenómeno de pérdida de eficiencia de control y el inicio de su acción inversa en la aeronave, que puede ocurrir debido a la torsión del ala (st.k.) bajo la acción de fuerzas aerodinámicas derivadas de la desviación de los alerones (timones). La velocidad de vuelo a la que los controles no crean un momento de control, es decir su eficiencia se vuelve igual a cero, se llama la velocidad inversa crítica. A un valor menor que la velocidad de vuelo, los alerones (timones) se invierten.
Medidas constructivas para combatir la inversión de alerones.
Una de las principales formas de mejorar es aumentar la rigidez del ala en torsión. Esto se puede lograr aumentando el área de la sección transversal de los contornos del ala de torsión. Aquí es mejor usar materiales con un valor mayor con un valor pequeño de la gravedad específica del material.
Divergencia- este es el fenómeno de pérdida de estabilidad estadística (destrucción) del ala, el plumaje, las torres, los montajes del motor y otras partes de la estructura del avión en la corriente de aire, que puede ocurrir cuando aumenta el ángulo de su torsión por las fuerzas aerodinámicas.
Arroz. 23.1. Para explicar la pérdida de estabilidad estática del ala (divergencia).
Medidas constructivas para combatir la divergencia
Menos propensas a la divergencia son las alas de baja elongación con tal distribución del material de construcción a lo largo del contorno de la sección de la unidad, en la que Xl -X F tiende a = min, así como las alas en flecha con una relación de aspecto> 0, porque tienen menos c y a y, al doblarse, se tuercen para reducir el ángulo de ataque, lo que aumenta significativamente V kr.d. Ahora, el uso en este tipo de alas de CM con una cierta orientación de las capas de apoyo que tiran hacia arriba de la parte delantera inferior de la superficie del ala y, por lo tanto, evitan el aumento de los ángulos de ataque del ala cuando se dobla hacia arriba, hace posible eliminar esto. desventaja.
sacudiendoplumaje- estas son vibraciones forzadas del plumaje bajo la influencia de un flujo arremolinado desgarrado del ala delantera, superestructuras en el fuselaje, etc.
Medidas para combatir los golpesconsiste en mejorar la forma aerodinámica de la aeronave, reduciendo el efecto de interferencia de las unidades en sus uniones, y en mover el empenaje fuera de la zona de estela.
Aleteo- estas son vibraciones no amortiguadas autoexcitadas de partes de aeronaves, resultantes de la interacción de fuerzas aerodinámicas, elásticas e inerciales. Ahora, sin la confirmación de que la velocidad crítica a la que se producen diversas formas de aleteo es mayor que la velocidad máxima de la aeronave, ni una sola aeronave está certificada.
Palabras clave.
Fenómenos aeroelásticos, divergencia, reversa, embate, aplanamiento.
preguntas de examen
¿Qué son los fenómenos aeroelásticos?
¿Qué es la inversión de alerones?
¿A qué se llama divergencia?
¿Qué es el buffeting y cuáles son las medidas para prevenirlo?
¿Cómo se llama flater y qué medidas existen para combatirlo?
Literatura - 3, 5, 6.
La aeronave es un objeto de control complejo (Fig. 1.1). El principal elemento estructural es la estructura del avión, que consta del fuselaje, el ala y el plumaje. Fuselaje 17: la estructura de soporte principal del fuselaje. Sirve para conectar todas sus partes en un todo, así como para acomodar a la tripulación, los pasajeros, el equipo y la carga. El fuselaje de un avión moderno es un cuerpo de revolución alargado con un morro romo y redondeado y una cola puntiaguda. Para garantizar la menor resistencia, el fuselaje tiene formas de contorno suaves.
Figura 1.1.
Ala 1: la superficie de apoyo principal de la aeronave. Está diseñado para crear una fuerza que mantiene el avión en el aire. Las características importantes de un ala son su barrido, forma de sección transversal y área. El ala suele tener un plano de simetría que coincide con el plano de simetría de la aeronave.
El plumaje son las superficies de apoyo que aseguran la estabilidad de la aeronave en el aire. Distinguir entre plumaje horizontal y vertical. El elemento principal de la cola horizontal es el estabilizador 11, que suele ser móvil en los aviones de pasajeros modernos. El estabilizador equilibra las fuerzas que actúan sobre la aeronave en vuelo. Según la ubicación, la cola horizontal es baja y alta.
La figura 1.1 muestra una cola horizontal baja. El elemento principal de la cola vertical es la quilla 14, que proporciona estabilidad direccional de la aeronave en el aire.
El ala de un avión moderno está equipada con una sofisticada mecanización que cambia sus características. Según las funciones realizadas, los medios de mecanización se dividen en medios que cambian la capacidad de carga del ala y medios que aumentan la resistencia. Según la ubicación en el ala, se distinguen los medios de mecanizado de los bordes delantero y trasero del ala.
Flap - parte móvil perfilada del ala, ubicada en su sección de cola. La aleta está hecha en forma de secciones internas 10, intermedias 7 y externas 6. La desviación del flap hacia abajo aumenta la capacidad de carga del ala. Slat 2: parte móvil perfilada del ala, ubicada en su proa. El listón también se hace seccional. Mejora el rendimiento del ala.
El interceptor 5 es un cuerpo móvil ubicado en la superficie superior del ala. Los interceptores realizan seccionales. Se utilizan para cambiar la capacidad de carga del ala y para controlar la aeronave. El flap de freno 9 es un cuerpo móvil ubicado en la superficie superior del ala y diseñado para aumentar la resistencia aerodinámica de la aeronave. El protector de freno está hecho en sección. Los extremos verticales 3 sirven para mejorar la estabilidad de la aeronave. Los pilones 19 y las góndolas de motor con motores 18 están unidos al borde inferior del ala.
Los principales controles de la aeronave son los elevadores, timones y alerones. Ascensores: la parte móvil del estabilizador, ubicada en su sección de cola. Están hechos en forma de 12 secciones externas e internas 13. Timones: la parte móvil de la quilla, ubicada en su sección de cola. Están hechos en forma de secciones superiores 15 e inferiores 16. Alerones: la parte móvil del ala, ubicada en su sección de cola. Los alerones son externos 4 e internos 8.
0Los sistemas de control de aeronaves se dividen en principales y auxiliares. Es habitual referirse a los principales sistemas de control de profundidad, timón y alerones (timones de crepé). Control auxiliar - control de motores, trims de timón, medios de mecanización de alas, tren de aterrizaje, frenos, etc.
Cualquiera de los principales sistemas de control consiste en palancas de control de comando y cableado que conecta estas palancas a los timones. Las palancas de control son desviadas por las piernas y los brazos del piloto. Con la ayuda de la columna de control o palanca de control, movida a mano, el piloto controla el elevador y los alerones. El timón se controla mediante pedales.
El diseño del control prevé que la desviación de las palancas de mando y, en consecuencia, el cambio de posición de la aeronave en el espacio, corresponda a los reflejos naturales de una persona.
Por ejemplo, el movimiento hacia adelante del pie derecho que actúa sobre el pedal hace que el timón y la aeronave se desvíen hacia la derecha, mover la columna de control hacia adelante hace que la aeronave baje y aumente la velocidad aerodinámica, etc.
Para facilitar el pilotaje y mejorar la seguridad de vuelo durante vuelos de larga duración, se duplica el control de la mayoría de las aeronaves civiles y, sobre todo, de las multimotor. En este caso, el sistema de palanca de comando se hace doble: dos pares de pedales, dos columnas de dirección o manijas, que están interconectadas para que la desviación de la palanca del primer piloto provoque la misma desviación de las palancas del copiloto.
El sistema de control de las aeronaves destinadas a vuelos largos está equipado con un piloto automático, que facilita el pilotaje al mantener automáticamente el modo de vuelo especificado. Para reducir las cargas que actúan sobre las palancas de control durante la desviación de los timones de los aviones pesados y de alta velocidad modernos, se incluyen mecanismos hidráulicos o eléctricos, llamados amplificadores (impulsores), en el sistema de control. En este caso, el piloto controla los propulsores, que a su vez desvían los timones.
El control de las aeronaves que vuelan a gran altura y en una atmósfera muy enrarecida, así como de los vehículos de despegue y aterrizaje vertical, cuando las fuerzas aerodinámicas que actúan sobre la aeronave son despreciables y los timones aerodinámicos convencionales son ineficaces, se realiza mediante timones de chorro o de gas, deflectores y motores desviadores.
Los timones de chorro son boquillas de chorro a las que se suministra aire comprimido desde cilindros especiales o desde compresores de motor. Las fuerzas de control en este caso son las fuerzas reactivas que ocurren en cada boquilla cuando el aire comprimido sale de ella.
Los timones de gas tienen la forma de un timón aerodinámico convencional instalado en un chorro de gases que fluye desde la tobera de un motor a reacción. La alta velocidad de salida de gases permite obtener fuerzas significativas con un área relativamente pequeña de los timones. Dado que los timones son lavados por gases que tienen alta temperatura, el grafito o la cerámica pueden servir como material para su fabricación. El deflector es un dispositivo que desvía una corriente de chorro de gases. Cambiar la dirección del empuje del motor girando todo el sistema de propulsión requiere dispositivos voluminosos y complejos con alto peso e inercia. El accionamiento de los dispositivos de dirección enumerados anteriormente puede ser hidráulico, eléctrico y neumático.
El diseño de los elementos del sistema de control.
Controles de comando. El elevador y los alerones se controlan mediante la palanca de control o la columna de dirección. El mango (Fig. 64) es
un brazo vertical desigual situado delante del piloto y que tiene dos grados de libertad, es decir, capaz de girar alrededor de dos ejes perpendiculares entre sí. Cuando la palanca se mueve hacia adelante y hacia atrás, los elevadores se desvían, cuando la palanca se mueve hacia la izquierda y hacia la derecha (rotación alrededor del eje a - a), los alerones se desvían. La independencia de la acción del elevador y los alerones se logra colocando la bisagra O en el eje a - a.
En aviones pesados, debido a la gran área de los elevadores y alerones, aumentan las cargas requeridas para desviar los timones. En este caso, es más conveniente controlar el avión utilizando la columna de dirección, que, por regla general, es doble. En la fig. 65 muestra la columna de control de la aeronave. Hay dos columnas de este tipo en el avión: una está controlada por el comandante del barco, la otra es el copiloto. Cada columna consta de un tubo de duraluminio, un cabezal de volante y un conjunto inferior: un soporte de columna de dirección, en cuyos extremos están incrustados rodamientos de bolas. En la parte inferior de la columna hay una palanca a la que se unen las barras de control del ascensor.
Las barras de control de los alerones están conectadas a mecedoras montadas sobre soportes. En cada volante hay botones para controlar la estación de radio de comunicación, encender y apagar el piloto automático y un interruptor pulsador para controlar la aleta de compensación del elevador.
Para controlar el timón se diseñan unos pedales, que son de dos tipos: que se mueven en un plano horizontal y que se mueven en un plano vertical. Cuando se mueven horizontalmente, los pedales se mueven a lo largo de guías rectas o en un paralelogramo articulado ensamblado a partir de tubos de acero de paredes delgadas.
El paralelogramo proporciona un movimiento rectilíneo de los pedales sin girarlos, lo cual es necesario para una posición cómoda y sin fatiga del pie del piloto.
Los pedales que se mueven en un plano vertical tienen suspensión superior o inferior. La posición de los pedales se puede ajustar para adaptarse a la altura del piloto. En la fig. 66 muestra un panel de control de pie, que consta de tres mejillas 1, entre las cuales los pedales 4 están suspendidos en varillas 2 conectadas a una tubería 8. Cada pedal con un dedo especial 6 que pasa dentro del eje del pedal está conectado a una mecedora 5 sectorial. La parte superior de las mecedoras del sector está conectada por las varillas 9 y 10 está conectada a las palancas del tubo horizontal 7. La palanca 11 está fijada en el tubo, al que está conectada la varilla 12, que va al timón. Cuando, por ejemplo, se pisa el pedal izquierdo (del piloto), girará el balancín de sector 5 que, a través de la varilla 9, hará que el tubo 7 gire en sentido contrario a las agujas del reloj. Este movimiento, a su vez, a través de la varilla 10 hará que el sector de la mecedora del pedal derecho gire en sentido contrario, es decir, de vuelta al piloto. Los dedos sirven para ajustar los pedales según la altura del piloto. La regulación se realiza de la siguiente manera: el piloto presiona la palanca de bloqueo 3 hacia un lado y de este modo desengancha el dedo 6 del sector 5. Un resorte (no mostrado en la figura) hace girar el pedal hacia el piloto.
El cableado de control, como ya se mencionó, puede ser flexible (Fig. 67, a), rígido (Fig. 67, b) o mixto.
El cableado de control flexible está hecho de cables de acero delgados, cuyo diámetro se selecciona según la carga actual y no supera los 8 mm. Dado que los cables solo pueden funcionar en tensión, el control de los timones en este caso se realiza de acuerdo con un circuito de dos hilos. Las secciones separadas de los cables se conectan mediante tensores. El cable se sujeta a los tensores y sectores por medio de guardacabos y accesorios a presión (Fig. 68). Para reducir la flacidez del cable en tramos rectos, generalmente se utilizan guías de textolita, se instalan rodillos con rodamientos de bolas en las curvas de los cables.
El cableado rígido es un sistema de varillas rígidas y mecedoras. Las mecedoras son soportes de cableado intermedios que son necesarios para dividir las varillas en secciones relativamente cortas. Cuanto más corta es la varilla, más fuerza de compresión puede soportar. Por otro lado, cuantos más conectores tengan las varillas, mayor será el peso del cableado.
Las varillas tienen una sección tubular, están hechas de duraluminio y menos frecuentemente de acero. La conexión de las varillas entre sí, así como con las mecedoras, se realiza mediante puntas de una o dos orejas, en las que se montan rodamientos de bolas, que permiten desalineaciones entre los ejes de las varillas. Las orejetas individuales están roscadas para un posible ajuste de la longitud del cable. Para mejorar la confiabilidad del control, cada barra a veces está hecha de dos tubos insertados uno dentro del otro. La tubería principal es la exterior, pero cada tubería individualmente puede absorber completamente toda la carga de diseño atribuible a este empuje.
Sistemas de control de amplificadores
A medida que aumentan las velocidades, los tamaños y los pesos de las aeronaves, aumentan las tensiones en las superficies de control. Sin embargo, estos esfuerzos están limitados por las capacidades físicas del piloto y no deben exceder ciertos valores, ya que pueden causar fatiga durante un vuelo largo en condiciones climáticas adversas. Además, con grandes esfuerzos en los controles (palancas de comando), el piloto no puede actuar lo suficientemente rápido, lo que empeora la maniobrabilidad de la aeronave. Se estableció la opinión de que la compensación aerodinámica potente y, en consecuencia, el control manual, es decir, el control de una aeronave sin amplificadores, son posibles solo a velocidades de vuelo correspondientes a un número M de no más de 0,9.
La negativa a utilizar el flujo de aire para reducir la carga en los controles del piloto (palancas de mando) requería la instalación de una fuente de energía auxiliar suficientemente potente en la aeronave. En la mayoría de los casos, dicha fuente es el sistema hidráulico de la aeronave, adaptado para alimentar los impulsores (refuerzos hidráulicos) incluidos en el sistema de control de la aeronave.
Con la llegada del control con servomotores hidráulicos han desaparecido las dificultades asociadas a la compensación aerodinámica de los timones. El desarrollo del sistema con impulsores hidráulicos casi no requiere pruebas de vuelo y se lleva a cabo íntegramente en plataformas terrestres, lo que ahorra mucho tiempo y dinero. El uso de pilotos automáticos se simplifica mucho, ya que si hay impulsores hidráulicos en el sistema, se puede reducir la potencia de los mecanismos de gobierno.
Algunos diseños de servomotores hidráulicos permiten reducir e incluso eliminar por completo el equilibrio de peso de los timones. Sin embargo, el uso de propulsores hace que el diseño de la aeronave sea más pesado.
Actualmente se utilizan dos tipos de servomotores hidráulicos: irreversibles y reversibles. Dichos amplificadores se denominan irreversibles, en los que la unidad de potencia supera toda la carga aplicada al enlace de salida (por ejemplo, el momento de bisagra del volante) y no se transfiere a la palanca de control. Para crear una "sensación" de control en el mango, el mango se carga artificialmente con dispositivos especiales. Los más simples de ellos son los resortes con una dependencia lineal de la fuerza en la desviación del mango. Sin embargo, tales dispositivos rara vez satisfacen a los pilotos, ya que, al aplicar la misma fuerza a los controles tanto a velocidades de vuelo mínimas como máximas, pueden provocar fácilmente una sobrecarga peligrosa de la aeronave durante una maniobra.
Los autómatas de carga, que crean una fuerza en función de la magnitud de la presión dinámica y del ángulo de desviación de la superficie de control, han recibido la distribución predominante. Estos cargadores, así como algunos cargadores especiales, en combinación con amplificadores irreversibles, le permiten elegir las mejores características de manejo para cualquier aeronave.
Los sistemas irreversibles se utilizan principalmente para cargas elevadas en los mandos y en casos en los que no es necesario crear una sensación de carga de salida en el manillar, como, por ejemplo, en el caso del mando de la rueda delantera de un avión.
En algunos aviones, en particular en los ligeros, se han generalizado los sistemas de control reversibles, en los que una parte conocida de las cargas aerodinámicas que actúan sobre los timones se transfiere a la palanca de control. Este control con sensibilidad proporcional en la palanca reduce la posibilidad de sobrecargar la estructura con diferentes evoluciones de la aeronave. Además, se asegura que los timones libres vuelvan a la posición neutral sin dispositivos de centrado e intervención del piloto, lo cual es de gran importancia para mantener la estabilidad de la aeronave.
Por lo general, en aviones a reacción equipados con un sistema de refuerzo reversible, el gradiente natural de esfuerzo en las palancas de control se obtiene solo en la parte media del rango de velocidad: a altas velocidades, el control se siente "pesado" y a bajas velocidades - " luz". Esta desventaja es eliminada por el dispositivo de carga.
La carga del momento de la bisagra se puede transferir a la manija ya sea utilizando la cinemática adecuada del sistema de palanca de retroalimentación o hidráulicamente.
En la fig. 71, a muestra uno de los esquemas de un servomotor hidráulico irreversible con motor (cilindro) de movimiento rectilíneo. El movimiento de la perilla de control 1 provoca el movimiento de la varilla 2 que, a través de la palanca 3, que gira con respecto al punto a, desplazará el carrete 4, que bloquea las vías de suministro y drenaje del líquido, hacia la desviación de el mango 1. Como resultado, el líquido bajo presión ingresará a la cavidad correspondiente del cilindro 6, moverá su pistón 7 y desviará la superficie de dirección 8. El carrete movido también abre canales para drenar el fluido de la cavidad que no funciona de el cilindro 6. Si se detiene el movimiento del mango 1, entonces el punto c se estacionará y el pistón 7 en movimiento a través de la palanca 3 le indicará al carrete 4 que se mueva en sentido contrario al que recibió al desviar el mango 1.
Como resultado, la cantidad de fluido que ingresa al cilindro disminuirá hasta que el suministro de aceite se detenga en la posición media del carrete 4 y la velocidad del pistón sea igual a cero. Cuando el carrete se desplaza en la dirección opuesta, el movimiento de todos los elementos del dispositivo de control se producirá en la dirección opuesta.
Los topes mecánicos 5, que limitan la deflexión máxima de la bobina, reducen el error máximo que se puede introducir en el sistema. Si el piloto intenta, después de seleccionar este juego libre, mover la palanca a una velocidad superior a la velocidad máxima del vástago, entonces la fuerza desarrollada por el mango se suma a la fuerza de presión del fluido.
En la fig. 71, b muestra un diagrama de un sistema de control de timón de avión reversible con carga hidráulica de la palanca de control. La carga hidráulica del mango de control se realiza mediante el cilindro de carga a, cuyo pistón actúa sobre el mango a través del mecanismo de retroalimentación. Las cavidades del cilindro de carga están conectadas a las cavidades correspondientes del cilindro de potencia principal: el valor de la carga en el mango está determinado por el área del pistón del cilindro a, la magnitud de la presión del fluido y las dimensiones de los hombros n y k de la palanca de captación diferencial.
Para que el fluido del cilindro de potencia del amplificador no interfiera con el control manual, ambas cavidades del cilindro se comunican entre sí a través de una válvula de derivación. En el caso de que se produzca el daño más peligroso, como el atascamiento de la válvula de carrete, el amplificador debe desconectarse automáticamente del sistema de control para evitar que se atasque.
Si la falla del amplificador ocurre durante tal evolución de la aeronave, cuando una gran carga actúa sobre los timones, entonces, en el momento de cambiar al control manual, las fuerzas en las palancas de comando pueden exceder los esfuerzos del piloto. Esto dará lugar a una desviación arbitraria del timón, lo que podría provocar que la aeronave entre en condiciones de vuelo peligrosas antes de que el timón vuelva a la posición correcta. La mejor manera de eliminar este peligro es equilibrar continuamente el par de dirección con el compensador automático, ya sea que la dirección asistida esté activada o desactivada. Para crear un sistema de "sensación de control" con un recortador automático debe tener algún tipo de dispositivo de carga. Para la conveniencia de cambiar de refuerzo a control manual en sistemas reversibles modernos, se acostumbra dividir las cargas entre el piloto y el amplificador en una proporción de 1: 3.
Con la difusión de los sistemas de control con amplificadores, aparecieron en ellos nuevos dispositivos hidráulicos, eléctricos y mecánicos complejos. Además de una mayor complejidad estructural, el control pasó a depender ahora de una serie de otros sistemas de aeronaves. Surgieron serias dificultades prácticas para asegurar la confiabilidad del control.
El aumento de la confiabilidad del sistema amplificador se logra principalmente mediante la duplicación de elementos individuales, cuya posibilidad de falla es muy probable, así como mediante la duplicación completa de las instalaciones de amplificación. Los amplificadores están equipados con dispositivos para la localización de unidades dañadas con su cambio automático a unidades de reserva reparables. Al mismo tiempo, se están mejorando los sistemas de emergencia para cambiar a control manual en caso de falla total del sistema. También se utiliza el seccionamiento de superficies de control con accionamiento de cada sección desde una instalación de refuerzo independiente.
A pesar de una serie de mejoras en los sistemas de dirección asistida, el uso de sistemas hidráulicos redundantes, la ventaja en términos de confiabilidad y peso aún se mantiene con el sistema de control manual con compensación aerodinámica. Por lo tanto, cuando se diseña un nuevo avión con un vuelo de velocidad moderada (transónico), la elección correcta del sistema de control es muy importante. Esto es de particular importancia para los aviones de pasajeros. Muchos aviones de pasajeros modernos se operan manualmente. Los controles manuales cableados y por cable convencionales se pueden usar hasta M = 0,9 incluso en aeronaves de carga pesada, siempre que se use compensación aerodinámica interna o servocompensadores de resorte. Sin embargo, en la práctica, para controlar todo el rango de velocidades de vuelo, se necesitan algunos dispositivos adicionales: alerones auxiliares o spoilers para mejorar la controlabilidad lateral a bajas velocidades de vuelo;
estabilizador controlado para mantener la estabilidad longitudinal y parar los cambios en la inclinación longitudinal de la aeronave a números de Mach altos.
Actualmente, un aumento de la eficiencia de los aviones de transporte se consigue aumentando el tamaño de la aeronave y su peso de despegue, que ya se acerca a las 450 toneladas, por lo que la reacción de la aeronave a las desviaciones de las superficies de control se vuelve inaceptablemente pequeña. En este sentido, podemos esperar en el futuro cambios fundamentales en los métodos de control de grandes aeronaves.
Literatura utilizada: "Fundamentos de la aviación" autores: G.A. Nikitin, E. A. Bakanov
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El elevador y los alerones se controlan mediante la palanca de control o la columna de dirección. El mango es una palanca vertical desigual con dos grados de libertad, es decir, que gira alrededor de dos ejes perpendiculares entre sí. Cuando la palanca se mueve hacia adelante y hacia atrás, el elevador se desvía, cuando la palanca se mueve hacia la izquierda y hacia la derecha (rotación alrededor del eje a - a), los alerones se desvían. La independencia de la acción del elevador y los alerones se logra colocando la bisagra O en el eje a - a.
En aviones pesados, debido a la gran área de los elevadores y alerones, aumentan las cargas requeridas para desviar los timones. En este caso, es más conveniente controlar el avión usando la columna de dirección. Hay dos columnas de este tipo en el avión: una está controlada por el comandante del barco, la otra es el copiloto. Cada columna consta de un tubo de duraluminio, un cabezal de volante y un conjunto inferior: un soporte de columna de dirección, en cuyos extremos están incrustados rodamientos de bolas. En la parte inferior de la columna hay una palanca a la que se unen las barras de control del ascensor. Las barras de control de los alerones están conectadas a mecedoras montadas sobre soportes. En cada volante hay botones para controlar una estación de radio de comunicación, encender y apagar el piloto automático, un intercomunicador de aeronave y un interruptor pulsador para controlar el trimmer del elevador.
Se han diseñado dos tipos de pedales para controlar el timón: moverse en un plano horizontal y moverse en un plano vertical. Los pedales en el plano horizontal se mueven a lo largo de guías rectas o en un paralelogramo articulado ensamblado a partir de tubos de acero de paredes delgadas. El paralelogramo proporciona un movimiento rectilíneo de los pedales sin girarlos, lo cual es necesario para una posición cómoda y sin fatiga del pie del piloto. Los pedales que se mueven en un plano vertical tienen una suspensión superior o inferior. La posición de los pedales se puede ajustar para adaptarse a la altura del piloto.
El panel de control de pie consta de tres mejillas Щ entre las cuales los pedales 6 están suspendidos en varillas 11 conectadas a la tubería 8. Cada pedal con un dedo 13 que pasa dentro del pedal OS está conectado a una mecedora de sector 5. La parte superior del sector -; Las varillas de balancín 4 y 3 están conectadas a las palancas del tubo horizontal 2. En el tubo 2 está fijada la palanca 7, que está unida a la varilla /, yendo al timón. Al pisar, por ejemplo, el pedal izquierdo (ottslota), girará el balancín de sector 5 que, a través de la varilla 3, hará que el tubo 2 gire en sentido contrario a las agujas del reloj. Este movimiento, a su vez, a través de la varilla 4 hará que el sector de la mecedora del pedal derecho gire en sentido contrario. Los dedos sirven para ajustar los pedales según la altura del piloto. El ajuste se realiza de la siguiente manera: el piloto presiona la palanca de bloqueo 12 hacia un lado y de este modo desengancha el dedo 13 del sector 5. Un resorte (no mostrado en la figura) hace girar el pedal hacia el piloto.
El cableado de control puede ser flexible, rígido o mixto.
El cableado de control flexible está hecho de cables de acero delgados, cuyo diámetro se selecciona según la carga actual y no supera los 8 mm. Dado que los cables solo pueden funcionar en tensión, el control de los timones en este caso se realiza de acuerdo con un circuito de dos hilos. Las secciones separadas de los cables están conectadas por tensores. El cable a los tensores y sectores se sujeta con dedales. Para reducir la flacidez de los cables en secciones rectas, se utilizan guías de textolita y se instalan rodillos con rodamientos de bolas en los lugares donde se dobla el cable.
El cableado rígido es un sistema de varillas rígidas y mecedoras. Las sillas mecedoras sirven como soportes intermedios, que son necesarios para dividir las varillas en secciones relativamente cortas. Cuanto más corta sea la varilla, es menos probable que vibre. Pero cuantos más conectores tengan las varillas, mayor será la masa de cableado.
Las 4 varillas son de sección tubular, fabricadas en duralk | minia, rara vez de acero. Tirar entre sí; y también con mecedoras coli, se conectan con puntas 5 (Fig. 9.6 ¡Con una o dos orejas! En las que se montan rodamientos de bolas que permiten perex entre los ejes de las varillas. Se roscan puntas separadas para un posible ajuste de la longitud de las varillas. el cableado Para aumentar el control confiable, cada varilla a veces se realiza desde dos tuberías, habiendo subido)
perezosos unos a otros. El tubo principal es el exterior, el interior es el doblador principal. Cada tubería individualmente puede absorber completamente la carga de diseño atribuible a este empuje. Las ventajas del cableado rígido son las siguientes: no hay cubierta de cableado durante la operación, lo que elimina la posibilidad de formación de juego; pequeñas fuerzas de fricción; alta vitalidad. Las desventajas del cableado rígido en comparación con el cableado flexible son una gran masa y la necesidad de volúmenes significativos para acomodarla. No se debe utilizar cableado flexible cuando se transmiten grandes fuerzas, así como en los casos en que se requiere una mayor precisión del control.
Para mantener los cables de control y cambiar su dirección, se utilizan los rodillos 1, que se presionan a partir de miga de textolita y se montan sobre cojinetes de bolas para reducir la fricción. Los soportes 2 para el montaje de los rodillos suelen estar hechos de aleaciones de magnesio.
Las varillas de cableado rígidas 2 están montadas en mecedoras 1 y guías de rodillos 3. Las mecedoras sirven para cambiar la dirección del movimiento (Fig. 9.7, a), así como para cambiar los esfuerzos en las varillas. Todas las mecedoras tienen rodamientos de bolas, lo que generalmente permite una ligera desalineación de los anillos. Dichos cojinetes eliminan la posibilidad de atascos debido a la desalineación debido a imprecisiones de montaje o deformaciones de la aeronave.
En las zonas donde las varillas realizan un movimiento rectilíneo, se instalan guías de rodillos. Es imposible instalar más de dos guías de rodillos en una varilla, ya que esto provoca el atasco del cableado cuando se deforma el avión. Las guías tienen bridas unidas al fuselaje. Tres rodamientos de bolas están montados en las orejetas de las guías, ubicadas en un ángulo de 120 ° entre sí, en cuyos anillos exteriores se presionan los casquillos de vendaje. Entre estos rodamientos y movimientos de empuje. La mecanización del ala está controlada por un accionamiento con transmisión mecánica o por los cilindros de potencia del sistema hidráulico de la aeronave. Con transmisión mecánica, las superficies de control se mueven mediante mecanismos de tornillo, cuya rotación se transmite desde el accionamiento a través de cajas de engranajes angulares mediante ejes giratorios.
Cada sección de la aleta, el alerón y otra superficie deflectora se mueve mediante dos mecanismos de tornillo y cilindros de potencia. El piloto controla el accionamiento de forma remota mediante cableado mecánico (cable) o eléctrico.
Para proteger la transmisión de sobrecarga, se incluyen limitadores de par y acoplamientos flexibles. Los sensores de asimetría de la superficie de control están instalados en los extremos de la transmisión. El movimiento asimétrico, como un eje de transmisión roto, puede hacer que la aeronave se balancee, lo que no siempre se puede parar con alerones. El sistema de protección de asimetría compara la posición de las superficies de control izquierda y derecha y, si hay una diferencia de desviación por encima de la permitida, interrumpe el circuito de control del variador. Los ejes de transmisión huecos tienen soportes intermedios, sellos de presión en los puntos de salida del fuselaje en el ala, conexiones cardán para compensar la precisión del montaje y la desviación del eje.
Fin del trabajo -
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Información general sobre aeronaves.
Requisitos para las aeronaves y su clasificación .. se determinan los requisitos para las aeronaves de aviación civil .. la aeronave debe tener las características de vuelo especificadas rango de velocidad y duración del vuelo tasa de ascenso ..
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Aviones más pesados que el aire
Las aeronaves más pesadas que el aire incluyen aviones; planeadores, proyectiles, cohetes, helicópteros, autogiros, ornitópteros. Aviones - aviones (LA) más pesados
aviones de aviones
Todos los aviones se pueden combinar en grupos que difieren en las siguientes características de diseño: el número y la disposición de las alas; tipo de fuselaje; la forma y ubicación del plumaje; tipo, cantidad y p
Esquemas de helicópteros
Los helicópteros se pueden clasificar según varios criterios, por ejemplo, por el tipo de accionamiento del rotor principal, el número de hélices, su ubicación o por el método de compensación del par reactivo del rotor principal (HB).
túneles de viento
La aerodinámica es una ciencia que estudia las leyes del movimiento del aire (gas) y la interacción de un flujo de aire (gas) con los cuerpos que lo componen. La aerodinámica como una ciencia independiente del comienzo
Atmósfera
La Tierra está rodeada por una capa gaseosa, que crea las condiciones de vida para los seres vivos y los protege de los efectos destructivos de las radiaciones cósmicas provenientes de las profundidades del espacio y del Sol, los rayos ultravioleta.
Viscosidad y compresibilidad del aire.
Las fuerzas aerodinámicas están muy influenciadas por la viscosidad y, a altas velocidades de vuelo, por la compresibilidad del aire. La viscosidad es la capacidad del aire para resistir
Calentamiento aerodinámico de cuerpos a velocidad de vuelo supersónico
Cuando un flujo de aire circula alrededor de cualquier cuerpo en los lugares de desaceleración, su energía cinética se transforma en calor, provocando el calentamiento. El calentamiento ^ de la superficie de la aeronave no es lo mismo: en lugares donde la velocidad
Vuelo nivelado
La ciencia que estudia el movimiento de un avión se llama dinámica de vuelo. El movimiento de la aeronave puede ser constante e inestable. Con movimiento constante, no hay
Ascenso y descenso
i Climb - movimiento rectilíneo de la aeronave hacia arriba ps trayectoria inclinada hacia el horizonte. Si al mismo tiempo la velocidad permanece constante, ¡entonces se considera que el ascenso es constante! Esquema
Despegue y aterrizaje
El despegue de una aeronave consta de las etapas de despegue en tierra, despegue, adquisición de una velocidad de vuelo segura y ascenso. Antes de la carrera de despegue, la aeronave rueda hasta la línea de salida y el piloto aumenta suavemente el empuje
Alcance y duración del vuelo
Rango de vuelo: la distancia que un avión puede volar en una dirección con el gasto de una cierta cantidad de combustible. ¿Consiste en tramos de ascenso de vuelo horizontal?
Sobrecarga en vuelo. Factor de seguridad
Durante la operación de la aeronave, todas sus partes, ensambles, instrumentos, tuberías están sujetas a cargas con diferentes frecuencias de impacto. De acuerdo con los valores conocidos, las direcciones y la frecuencia de acción de las cargas, es posible
Normas de resistencia y rigidez.
Los datos iniciales para el cálculo de las cargas de rotura de una aeronave y sus sistemas son las normas de resistencia que determinan la clasificación de las aeronaves. La carga se determina teniendo en cuenta el valor de la aeronave.
Cargas actuando sobre el ala
El propósito principal del ala es crear la fuerza de sustentación necesaria para el vuelo, además, proporciona la estabilidad lateral de la aeronave y puede usarse para acomodar la planta de energía,
Trabajo de alas bajo carga
El trabajo del ala bajo carga se considera a partir de la condición de acción de la fuerza aerodinámica, las fuerzas de inercia de la estructura del ala y las fuerzas concentradas del cuerpo. En el trabajo del ala, la acción de las fuerzas de inercia de agra
El diseño y funcionamiento de los principales elementos del ala.
El ala consta de un marco y un revestimiento (Fig. 6.3), un conjunto longitudinal del marco - nz largueros y largueros, un conjunto transversal de costillas El larguero es un longitudinal
Esquemas estructurales y de potencia de alas.
La fuerza y la rigidez del ala están aseguradas por el uso de varios circuitos de potencia, de los cuales los más comunes son el mástil y el monobloque (cajón). En el ala del esquema del mástil, la parte principal y
mecanización de alas
Para obtener altas velocidades de vuelo, se aumenta la carga por unidad de área del ala y el barrido, y se reduce la relación de aspecto. y espesor relativo. Pero todo empeoró significativamente con el despegue y el aterrizaje.
Formas externas y características geométricas.
Los aviones modernos tienen arrastre en el fuselaje; es 20-40% de la resistencia total de la aeronave. Para reducir la resistencia, las dimensiones generales del fuselaje; debe ser pequeño y
Cargas que actúan sobre el fuselaje.
Las fuerzas externas e internas actúan sobre el fuselaje de la aeronave * Las primeras incluyen: cargas transferidas al fuselaje desde otras partes del ala de la aeronave unidas a él, tren de aterrizaje emplumado; fuerzas de masas agre
Estructuras de fuselaje
El fuselaje del avión consiste en un marco y una piel. Hay tres tipos de fuselajes: armazón, cuyo marco de carga es un armazón espacial; haz
Información general
Las superficies de apoyo diseñadas para crear estabilidad, capacidad de control y equilibrio de la aeronave se denominan plumaje. Equilibrio longitudinal, estabilidad y controlabilidad de la aeronave
diseño de plumaje
Por diseño, las partes principales del plumaje, el estabilizador I quilla, son similares. Los elevadores y timones también son idénticos en diseño. En aviones grandes, los estabilizadores suelen estar divididos
Información general
Los sistemas de control de aeronaves se dividen en principales y auxiliares. Es habitual referirse a los principales sistemas de control de profundidad, timón y alerones (roll timones). Mando auxiliar
Sistemas de control de amplificadores
Con el aumento de las velocidades, tamaños y masas de las aeronaves, las cargas sobre las superficies de control aumentan, sin embargo, los esfuerzos sobre las palancas, limitados por las capacidades físicas del piloto, no deben exceder
Diagramas de chasis
Para una posición estable de la aeronave en tierra, se requieren al menos tres soportes. Dependiendo de la ubicación de los soportes en relación con el centro de gravedad de la aeronave, se distinguen los siguientes esquemas básicos (Fig. 10.1): con x
Características geométricas
Para asegurar la necesaria estabilidad y maniobrabilidad de la aeronave mientras se desplaza por la pista (pista), los puntos de referencia del tren de aterrizaje deben colocarse a cierta distancia entre sí.
Fuerzas que actúan sobre el chasis.
Las reacciones de interacción ocurren entre la superficie del aeródromo y los soportes de la aeronave. Las fuerzas de reacción del suelo (Fig. 10.3) se dirigen verticalmente hacia arriba y son iguales en total al peso de la aeronave. /?
Partes principales y circuitos de potencia del chasis.
Las partes principales del chasis son: ruedas, esquís u orugas, amortiguadores, puntales laterales, traseros o delanteros, trabas que bloquean los soportes en las posiciones extendidas o retraídas, elevadores, proporcionando
Oscilaciones del elevador nasal
El tren de aterrizaje de morro tiene ruedas de orientación libre que pueden girar alrededor del eje vertical de la cremallera hasta 45 ° en cada dirección desde la posición neutral. sin gratis