Демпфер рыскания. Голландский шаг. Обеспечение устойчивости и управляемости самолёта при автоматическом полёте

Автопилот для моделиста

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Демпфер крена(ДК) реализует следующий закон управления элеронами:

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

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

^ Демпфер рыскания (ДР) - средство автоматического управления, обеспечивающее демпфирование колебаний самолета по рысканию путем отклонения руля направления при возникновении угловой скорости рыскания. Простейший демпфер, рыскания реализует следующий закон управления рулем направления:

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

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

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

Простейшие автоматы продольной устойчивости реализуют следующие законы управления рулем высоты:

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

В первых автопилотах канал курса стабилизирует курс самолета автоматически, отклоняя руль направления пропорционально отклонению текущего курса от заданного:

δ н = к 1 (ψ з - ψ) + к 2 dψ/dt, (6.3)

где δ н - угол отклонения руля направления;

ψ з, ψ - заданное и текущее значение курса;

dψ/dt = ω y - угловая скорость самолёта относительно оси Y (из датчика угловой скорости относительно вертикальной оси ДУС).

Чаще при развороте самолета на заданный курс управление осуществляет канал крена, потому что аэродинамика самолета такова, что при кренах самолёта происходит разворот его по курсу. Заданный курс устанавливается на задатчике курса (например ЗК-2, входящего в состав гирополукомпаса см. рис. 6.4). В задатчике курса формируется сигнал (ψ з - ψ) отклонения заданного курса ψ з, установленного кремальерой от текущего ψ, измеряемого гиродатчиком. В этом случае сигнал задатчика курса является основой для формирования управляющего сигнала для отклонения элеронов.

Рисунок 6.4 Лицевая часть задатчика курса ЗК-2

На самолетах, в которых имеется прибор навигационный плановый ПНП (см. рис. 6.5) и допплеровский измеритель путевой скорости и угла сноса ДИСС, пилот может устанавливать заданный курс левой кремальерой с учетом угла сноса.

Рис. 6.5 Прибор навигационный плановый

В самолетах с электронными индикаторами заданный курс устанавливается ручкой HDG на пульте управления САУ и отображается на навигационном индикаторе и на пульте управления САУ.

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ B-737

Рис. 6.6 Задатчик и индикатор курса (HDG) на пульте управления САУ А-320

Демпфер рыскания

Большая часть современных пассажирских самолётов имеет систему автоматического управления, в которой канал руля направления не управляет курсом самолёта, а лишь гасит колебания самолёта относительно вертикальной оси по углу рысканья, то есть канал направления является «чистым демпфером». Руль направления или отдельная его часть отклоняется рулевым агрегатом с помощью сигнала угловой скорости разворота самолета относительно вертикальной оси ω у = dψ/dt, поступающего с датчика угловых скоростей, и сигнала перегрузки n z , с датчика линейных ускорений. Закон управления имеет вид:

Канал направления может начать работать в качестве демпфера колебаний раньше, чем происходит включение САУ в режим автопилота «АП». Это может быть перед взлётом, который осуществляется в штурвальном режиме. Руль направления при этом управляется автономным демпфером рысканья (АДР, YD), который помогает пилоту управлять самолётом, подавляя раскачку колебаний по углу рысканья.

Лекция 7

7.1 Обеспечение устойчивости и управляемости самолёта при автоматическом полёте

Автопилоты, как правило, начинают работать после взлёта на высоте порядка 300 метров и отключаются перед заходом на посадку. Автопилоты отключаются также в случае отказа двигателя, болтанки, других сложных условиях. Это обусловлено тем, что автопилот не обеспечивает в этих режимах достаточного уровня устойчивости, управляемости и надёжности.

Развитие автопилотов и превращение их в системы автоматического управления связано с появлением режимов траекторного управления и автоматического захода на посадку. Для обеспечения этих режимов приняты дополнительные меры для повышения запаса устойчивости и управляемости самолёта и как следствие безопасности автоматического полёта на всех его стадиях. Эти меры в первую очередь сводятся к совершенствованию законов управления в режиме «АП» путём введения дополнительных сигналов для управления.

Это, в простейшем смысле, «автопилот» для рыскания. Когда он задействован, он управляет рулем (или какой-либо метод управления рысканием доступен на экзотических самолетах, например, летающее крыло B-2).

Его основная цель - противостоять типичному голландскому рулону аэродинамическому режиму многих самолетов. Он также помогает поддерживать скоординированный путем автоматического предоставления необходимых входных данных руля, чтобы избежать slipping/skidding в очереди.

В нормальном воздушном судне демпфер рыскания является частью автоматической системы управления полетом (AFCS) или «автопилотом». Обычно его можно использовать самостоятельно без остальной части автопилота. С другой стороны, большинство автопилотов требуют, чтобы заслонка рыскания включалась, когда задействована остальная часть автопилота (у вас может быть демпфер рыскания без автопилота, но не автопилот без демпфера рыскания).

Для больших/транспортных самолетов демпфер рыскания обычно задействован по всему профилю полета, за исключением взлета и посадки.

Как это работает?

Это автоматизированная система, которая использует скорость рыскания самолета (таким образом, самолет должен быть оснащен датчиком, способным измерить его), чтобы управлять рулем (таким образом, воздушное судно должно быть оснащено привод, способный отклонять руль без пилотного вмешательства) таким образом, чтобы колебания рыскания затухали быстрее, чем естественным путем.

Большинство самолетов естественным образом устойчивы вокруг оси рыскания (так называемая «устойчивость Weathercock»), но такая естественная устойчивость (в основном из-за вертикальной части хвоста) может быть не очень затухающей, а это означает, что если неконтролируемое колебание вокруг оси рыскания будет продолжаться в течение долгого времени, прежде чем умереть.

Дроссельная заслонка направлена ​​на уменьшение продолжительности этих колебаний.

Когда он используется?

Всякий раз, когда это необходимо.

Обычно это не должно создавать проблем для пилота или безопасности самолета, но могут быть ситуации, в которых вы, возможно, захотите его отключить, например, когда вам нужно быстро выполнить де-краб: традиционный (основанный на рыскании) демпфер рыскания замедлял маневр.

Требуется ли когда-либо для сертификации?

Thanks to dvnrrs for pointing out that yaw dampers are required for certification of transport aicraft whose flight-test-demonstrated Dutch roll instability exceed certain limits. The relevant requirements are in 14 CFR §25.181.

Требуется ли это для работы?

Поскольку dvnrrs упоминает в своем ответе , автопилоты более высокого уровня обычно не задействуются, если SAS деактивированы.

СРЕДСТВА УВЕЛИЧЕНИЯ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ

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

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

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

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

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

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

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

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

8 Д. ДЭБИС ИЗ

Посадочная конфигурация

крейсерская конфигурация

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

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

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

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

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

Избыток подъемной силы

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

Преждевременная уборка механизации

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

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

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

Случай частичного отказа механизации

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

Случай полного отказа механизации

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

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

Здесь уместно отметить следующее:

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

116

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

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

СТРЕЛОВИДНОСТЬ КРЫЛА

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

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

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

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

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

размаха размаха

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

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

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

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

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

КОЛЕБАНИЯ ТИПА «ГОЛЛАНДСКИЙ ШАГ»

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Рис. 4.10. Затухающий «голланд­ский шаг»

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

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

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

неустойчивость) или, наобо-

». рот, уменьшается в два ра-

За (колебательная устойчи­вость).

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

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

5 10

Время, с

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

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

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

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

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

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

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

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

ДЕМПФЕРЫ РЫСКАНИЯ И КРЕНА

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

В таких условиях пилоту необходима помощь от автоматиче­ских устройств.

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Координированное скольжение

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

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

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

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

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

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

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

Система автоматического управления

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Полет самолета при несимметричной тяге

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

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

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

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

1. Полет без крена.

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

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

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

2. Полет без скольжения.

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

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

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

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

Отказобезопасность

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

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

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

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

3. «Всплывание» интерцептора-элерона.

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

Парирование такого отказа требует отклонения штурвала на 25 градусов.

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

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

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

Недостатки самолета

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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