Управление летательным аппаратом
Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .
Полезное
Смотреть что такое «Управление летательным аппаратом» в других словарях:
управление летательным аппаратом — управление летательным аппаратом формирование отклонений органов управления (ОУ) для требуемого изменения положения летательного аппарата в пространстве или поддержания заданного его положения при действии различных возмущений. Управление… … Энциклопедия «Авиация»
управление летательным аппаратом — управление летательным аппаратом формирование отклонений органов управления (ОУ) для требуемого изменения положения летательного аппарата в пространстве или поддержания заданного его положения при действии различных возмущений. Управление… … Энциклопедия «Авиация»
Автоматическое управление летательным аппаратом — процесс программного изменения и стабилизации отдельных параметров движения летательного аппарата или целенаправленного управления траекторией полёта, осуществляемый с помощью средств автоматики без воздействия лётчика на органы управления. Для А … Энциклопедия техники
бустерное управление — Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления. бустерное управление условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод).… … Энциклопедия «Авиация»
бустерное управление — Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления. бустерное управление условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод).… … Энциклопедия «Авиация»
бустерное управление — Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления. бустерное управление условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод).… … Энциклопедия «Авиация»
бустерное управление — Рис. 1. Структурная схема обратимого бустерного управления. бустерное управление условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод).… … Энциклопедия «Авиация»
Бустерное управление — условное название систем управления летательным аппаратом, в которых для отклонения органов управления (ОУ) используются бустеры (см. Рулевой привод). Появление и развитие Б. у. обусловлено тем, что с ростом скоростей полёта и увеличением массы… … Энциклопедия техники
непосредственное управление подъёмной и боковой силами — Рис. 1. Формы продольного и бокового движений самолёта при использовании НУПБС. непосредственное управление подъёмной и боковой силами (НУПБС) создание подъёмной и боковой сил (см. Аэродинамические силы и моменты) за счёт дополнительных… … Энциклопедия «Авиация»
непосредственное управление подъёмной и боковой силами — Рис. 1. Формы продольного и бокового движений самолёта при использовании НУПБС. непосредственное управление подъёмной и боковой силами (НУПБС) создание подъёмной и боковой сил (см. Аэродинамические силы и моменты) за счёт дополнительных… … Энциклопедия «Авиация»
Источник
Система управления летательным аппаратом
Введение
Система управления самолетом служит для обеспечения полета по заданной траектории путем создания на крыле и оперении потребных аэродинамических сил и моментов. Возможны три типа систем управления – неавтоматическая (ручное управление), полуавтоматическая и автоматическая. Ручное управление, в свою очередь, может быть бустерным и безбустерным.
В неавтоматической системе управления летчик, оценивая обстановку, обеспечивает выработку управляющих сигналов и с помощью командных рычагов через проводку управления отклоняет рулевые поверхности.
В полуавтоматической системе управляющие сигналы летчика преобразуются и усиливаются различного рода автоматами и усилителями, обеспечивая оптимальные характеристики устойчивости и управляемости самолета.
Автоматические системы обеспечивают полную автоматизацию отдельных этапов полета, освобождая летчика от непосредственного участия в управлении самолетом. Однако и в этом случае предусматривается возможность перехода на ручное управление летчиком, для чего в кабине сохраняются обычные командные посты управления, связанные с рулями проводкой управления.
В общем случае СУ включает:
— звено управления, на которое непосредственно воздействует летчик (ручка управления, штурвальная колонка, педали, джойстик и др.);
-устройства дистанционной передачи управляющего сигнала (механическая, электрическая или комбинированная проводка управления);
-исполнительный механизм, приводящий в движение поверхность управления;
-источник и система энергопитания.
В зависимости от используемого источника энергопитания принято системы управления подразделять на следующие виды:
-механическая СУ, когда единственным источником энергии, используемым для управления ЛА, является мускульная сила летчиков;
-электромеханическая СУ, когда совместно с мускульной силой летчиков используется энергия бортовых источников электропитания;
-электрогидромеханическая СУ, т.е. использующая мускульную силу летчиков, энергию бортовых источников электропитания и гидропитания.
Электродистанционная система управления
Передача управляющих сигналов от летчика к органу управления может обеспечиваться электродистанционной системой управления (ЭДСУ). В такой системе сохраняются обычные командные посты управления или могут использоваться командные рычаги управления уменьшенных размеров — уменьшенная штурвальная колонка, рукоятка на подлокотнике, джойстик и др. Механические перемещения командных рычагов в этой системе преобразуются в аналоговый или цифровой электросигнал, который передается электропроводкой к рулевому приводу, установленному непосредственно у рулевой поверхности. Перемещение силового привода управляется электросигналами командного рычага и за счет обратной связи создается следящая система, в которой руль строго следит за перемещениями командного рычага точно так же, как это происходит в системах с механической проводкой управления.
Для повышения надежности ЭДСУ передача электросигналов происходит по 3-4 независимым каналам, проложенным в разных местах конструкции тех агрегатов, по которым проходит проводка управления.
Электродистанционная проводка управления обеспечивает:
-снижение массы системы управления;
-практически не требует объемов для ее прокладки, проста и удобна в обслуживании;
-упрощается включение в систему управления любых автоматических устройств, не требуя установки дополнительных силовых приводов. Это позволяет создавать единую автоматизированную бортовую систему — АБСУ, обеспечивающую высокое качество управления на всех режимах полета самолета. В такой системе сигналы летчика и автоматов суммируются на электрическом уровне и выдаются на единый силовой привод органа управления.
Недостаточный опыт использования ЭДСУ пока еще заставляет дублировать ее резервной механической проводкой управления, но уже эксплуатируются самолеты без дублирования с многократно резервированной и высоконадежной системой электрического управления.
Возникающие в полете усилия управления можно разделить на балансировочные и маневренные.
Балансировочные усилия управления действуют в длительном установившемся режиме полета и обеспечивают уравновешивание (балансировку) самолета на этом режиме. Такие усилия лишь утомляют летчика и поэтому от них желательно избавиться. Снятие балансировочных усилий с командных рычагов обеспечивается установкой на рулях триммеров — небольших поверхностей, шарнирно подвешенных в хвостовой части руля, и имеющих дополнительное, обычно электромеханическое, управление от летчика.
С помощью электрического переключателя летчик отклоняет триммер в сторону, противоположную отклонению руля и добивается полного уравновешивания шарнирного момента триммером. В результате будет достигнута балансировка самолета при нулевых усилиях на командных рычагах. В системах управления с необратимым бустером шарнирный момент руля полностью воспринимается этим бустером, а усилия на командных рычагах, в том числе и балансировочные, создаются специальными загрузочными механизмами. В этом случае триммеры на рулях не ставятся, а балансировочные усилия, приходящие от загрузочного механизма, снимаются специальным устройством, включенным в конструкцию загружателя.
Маневренные усилия управления возникают при выполнении самолетом кратковременных маневров. Эти усилия необходимы летчику для естественного чувства управления, по ним он судит о поведении самолета, интенсивности выполняемого маневра и перегрузке. Маневренные усилия должны укладываться в строго регламентированные нормы, выработанные длительной летной практикой. Для больших по размерам самолетов, для самолетов с большой скоростью полета приходится предусматривать специальные меры по снижению маневренных усилий.
Ручной режим управления ЛА
При ручном управлении отклонение лётчиком органа управления (ОУ) может выполняться непосредственно (так называемое обратимое ручное управление), когда лётчик, прикладывая усилия к рычагам управления, уравновешивает полностью или частично аэродинамический шарнирный момент отклоняемого ОУ. В этом случае перемещение рычагов управления требует от лётчика непрерывной затраты энергии.
Другой вид ручного управления — необратимое. Он связан с использованием для отклонения ОУ каких-либо вспомогательных устройств и источников энергии, например гидравлической или электрической системы. Гидравлический рулевой привод (бустер) в системе необратимого управления уравновешивает полностью шарнирный момент ОУ, а лётчик перемещает только золотник бустера, для чего требуется небольшое усилие (порядка 10—15 Н). Поскольку рулевой привод представляет собой систему с жёсткой обратной связью, то перемещение лётчиком рычага управления однозначно (и, как правило, линейно) связано с перемещением выходного штока бустера и, следовательно, с отклонением ОУ. Такое устройство позволяет управлять ЛА на больших скоростях и при его больших размерах.
Однако для появления у лётчика необходимых ощущений изменения режима полёта (скорости, перегрузки, угловых скоростей и др.) на рычагах управления должны искусственно имитироваться соответствующие изменения усилий, строго регламентированные в соответствии с опытом лётной эксплуатации. Применяемые для этого имитаторы усилий, которые обычно называются загрузочными устройствами, имеют различные принципы действия. Они могут быть пневматическими, гидравлическими и механическими. Последний тип получил наибольшее распространение (в виде регулируемых пружин). Загрузочные устройства должны обеспечивать регулирование усилий в зависимости от параметров полёта.
Источник
Способ управления летательным аппаратом
Изобретение относится к авиации и касается технологии управления креном, курсом, тангажом и высотой полета легких летательных аппаратов, преимущественно мотодельтапланов. Способ управления летательным аппаратом включает в себя дебалансирование крыла с помощью момента, плечо которого создают перемещением веса присоединенной массы относительно центра воздушного давления на крыло в сторону необходимого крена или тангажа. Дебалансирование крыла осуществляют перемещением точки подвеса присоединенной массы параллельно плоскости крыла. Для управления креном одновременно в плоскости крыла могут перемещать килевую балку. Технический результат реализации изобретения заключается в уменьшении усилия управления летательным аппаратом, преимущественно мотодельтапланом, в сокращении времени его реакции на управляющее действие пилота и в обеспечении плавности маневра, а также в уменьшении лобового сопротивления аппарата. 1 з.п.ф-лы. 1 ил.
Изобретение относится к способам управления креном, курсом, тангажом и высотой полета легких летательных аппаратов, преимущественно мотодельтапланов.
Известен способ управления полетом дельтаплана, заключающийся в балансировании крыла дельтаплана телом пилота посредством трапеции, которая прикреплена к крылу растяжками (Кузьмин В. Альфа и омега дельтаплана. — Техника молодежи. 1975, N 6, с. 48).
Признаков, совпадающих с существенными признаками заявляемого изобретения нет.
Однако этот способ используется только для управления сверхлегкими моделями дельтапланов.
Известен способ управления дельтапланом с профильным удлиненным крылом и подвижной относительно паруса крыла килевой балкой. В этом способе для управления полетом также используют дебалансирующий момент, плечо которого создают перемещением веса тела пилота относительно центра воздушного давления на крыло с помощью трапеции. Подвесная система пилота в этом способе прикреплена к килевой балке по типу маятника. После начала выполнения крена под действием силы тяжести происходит соскальзывание килевой балки по поперечному лонжерону на величину слабины троса натяжения паруса крыла. Это изменяет условия обтекания воздухом левой и правой половин крыла и дельтаплан изменяет курс полета (Ордоди М. Дельтапланеризм. М.: Машиностроение, 1984, с. 46-49).
Признаком, совпадающим с существенными признаками заявляемого изобретения является: дебалансирующий момент, плечо которого создают перемещением присоединенной массы (тела пилота) относительно центра воздушного давления.
Однако управление по этому способу более тяжелым летательным аппаратом — мотодельтапланом, который имеет двигатель, мотораму, шасси и кресло пилота, затруднено. Пилоту приходится прилагать значительные усилия для дисбаланса крыла, смещая всю присоединенную к несущему крылу массу относительно центра воздушного давления, что, учитывая особенности подвеса к килевой балке, эквивалентно приподниманию присоединенной массы относительно точки подвеса (маятниковый подвес). В то же время соскальзывание килевой балки в килевом кармане в сторону крена происходит не сразу, а по истечении некоторого времени, необходимого для того, чтобы величина проекции веса килевой балки на направление крена оказалась достаточной для преодоления силы трения между килевой балкой и конструкцией килевого кармана, а также аэродинамического сопротивления боковой плоскости килевой балки. Т.е. имеет место гистерезис между началом управления и его результатом — аппарат вяло начинает маневр, а затем достаточно резко входит в него. Характерным также является увеличенный мидель аппарата, необходимый для реализации маятникового подвеса, что обуславливает и увеличение лобового аэродинамического сопротивления аппарата.
Задачей изобретения является усовершенствование способа управления летательным аппаратом за счет перемещения присоединенной массы относительно центра воздушного давления без изменения потенциальной энергии присоединенной массы при одновременном активном изменении условий обтекания левой и правой половин крыла летательного аппарата.
Техническим результатом заявляемого изобретения является уменьшение усилия управления летательным аппаратом, преимущественно мотодельтапланом, сокращение времени его реакции на управляющее действие пилота и обеспечение плавности маневра, а также уменьшение лобового сопротивления аппарата.
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления летательным аппаратом, содержащем дебалансирование крыла за счет момента, плечо которого создают перемещением веса присоединенной массы относительно центра воздушного давления на крыло в сторону необходимого крена или тангажа, перемещение точки подвеса присоединенной массы относительно центра воздушного давления крыла осуществляют параллельно его плоскости. Причем для выполнения крена, одновременно с этим, перемещают килевую балку.
Предложенный способ управления полетом реализован на мотодельтаплане. При этом, осуществляя изменение тангажа, точку подвеса присоединенной массы перемещают вдоль килевой балки, сохраняя последнюю неподвижной в плоскости крыла. Осуществляя изменение крена, точку подвеса присоединенной массы перемещают вместе с килевой балкой в плоскости крыла, например, вдоль поперечного лонжерона, не перемещая вдоль килевой балки. Эти перемещения осуществляют с помощью командного рычага управления, приводимого в действие пилотом. Для одновременного изменения курса и высоты полета точку подвеса перемещают одновременно вдоль килевой балки и вместе с ней. В отличие от существующего способа управления при изменении крена или тангажа перемещение точки подвеса присоединенной массы осуществляется без приподнятия этой массы, т.е. пилоту для начала маневра требуется преодолевать только силу трения в приспособлении для подвески присоединенной массы к килевой балке и поперечному лонжерону. Таким образом, возможно достижение большей амплитуды и скорости осуществления маневра при снижении усилия управления. Одновременно, используя принудительное, а не под действием собственного веса, перемещение килевой балки, осуществляется активное изменение условий обтекания левой и правой половин крыла, что снижает время реакции летательного аппарата на управляющее воздействие пилота, исключает гистерезис управляющего воздействия, при этом маневр от начала до конца остается полностью под контролем пилота.
Уменьшение лобового сопротивления аппарата достигается за счет уменьшения миделя аппарата, так, при реализации предлагаемого способа из конструкции исключается маятниковый подвес присоединенной массы.
На чертеже показана схема осуществления способа. В осуществлении способа участвуют килевая балка 1, реализующая перемещение в плоскости крыла (показано стрелками А), к которой подвешена присоединенная масса 2 с возможностью перемещения вдоль килевой балки в опорах 3 (показано стрелками Б), поперечный лонжерон 4, вдоль которого в опорах 5 перемещается килевая балка 1. Парус 6 крыла соединяет килевую балку 1 с передней кромкой 7 крыла. На присоединенную массу действует сила тяжести Р. На крыло в центре воздушного давления действует сила C. Когда аппарат находится в горизонтальном полете, силы P и C находятся на одной линии и взаимно уравновешивают друг друга.
Например, необходимо выполнить маневр вправо. Для маневра вправо осуществляем перемещение центра присоединенной массы вправо относительно центра воздушного давления, для чего перемещаем в плоскости крыла килевую балку 1 относительно поперечного лонжерона 4. Правая половина паруса 6 крыла «вспухает», а левая половина натягивается. Возникающая разница в условии обтекания левой и правой половин паруса 6 крыла дополняет действие момента, образованного силами веса P и воздушного давления C, аппарат выполняет крен вправо и совершает поворот вправо. Действие всех факторов управления полетом аппарата осуществляется одновременно, а не последовательно. В результате этого возбуждение аппарата требует меньшего времени и усилия, т.к. перемещение центра тяжести присоединенной массы происходит без его приподнятия, а основное усилие тратится на преодоление силы трения в опоре 5.
Для изменения тангажа летательного аппарата осуществляем перемещение центра присоединенной массы вдоль килевой балки 1. Возникает момент сил P и C, и аппарат наклоняется в вертикальной плоскости. Т.к. килевая балка 1 остается неподвижной, то аппарат сохраняет свое курсовое положение неизменным. Обратное перемещение центра присоединенной массы приводит к возврату аппарата в исходное положение. Как и в предыдущем примере, для осуществления управления пилоту требуется преодолеть только силу трения в опоре 3.
1. Способ управления летательным аппаратом, включающий дебалансирование крыла за счет момента, плечо которого создают перемещением веса присоединенной массы относительно центра воздушного давления на крыло в сторону необходимого крена или тангежа, отличающийся тем, что дебалансирование крыла осуществляют перемещением точки подвеса присоединенной массы параллельно плоскости крыла.
2. Способ управления летательным аппаратом по п.1, отличающийся тем, что для управления креном одновременно в плоскости крыла перемещают килевую балку.
Источник
