Вспомогательные приборы самолета

ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА, совокупность прикладных знаний, позволяющих авиационным инженерам на занятий в области аэродинамики, проблем прочности, двигателестроения и динамики полета летательных аппаратов (т.е. теории) создать новый летательный аппарат или улучшить характеристики существующего. В данной статье иллюстрируется применение теории и практики полета к проблемам создания наиболее распространенного летательного аппарата, а именно – самолета. Теоретические основы обсуждаемых проблем изложены в статьях АЭРОДИНАМИКА и АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Дополнительная информация о современном состоянии проблемы содержится в статьях АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ КОНСТРУИРОВАНИЕ; АВИАЦИОННЫЕ БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ; САМОЛЕТ; ВЕРТОЛЕТ; САМОЛЕТ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ.

ОСНОВНЫЕ ТЕНДЕНЦИИ

«Режим S» – предполагаемый канал обмена данными для службы управления воздушным движением – позволяет авиадиспетчерам передавать пилотам сообщения, выводимые на лобовое стекло самолета. Сигнализационная система предупреждения воздушных столкновений (TCAS) – это бортовая система, выдающая экипажу информацию о необходимых маневрах. Система TCAS информирует экипаж о других самолетах, появляющихся поблизости. Затем она выдает сообщение предупредительного приоритета с указанием маневров, необходимых для того, чтобы избежать столкновения.

Глобальная система местоопределения (GPS) – военная спутниковая система навигации, рабочая зона которой охватывает весь земной шар, – теперь доступна и гражданским пользователям. К концу тысячелетия системы «Лоран», «Омега», VOR/DME и VORTAC практически полностью вытеснены спутниковыми системами.

Монитор состояния (статуса) полета (FSM) – усовершенствованная комбинация существующих систем уведомления и предупреждения –помогает экипажу в нештатных летных ситуациях и при отказах систем. Монитор FSM собирает данные всех бортовых систем и выдает экипажу текстовые предписания для выполнения в аварийных ситуациях. Кроме того, он контролирует и оценивает эффективность принятых мер коррекции.

АВИАЦИОННЫЕ БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ, приборное оборудование, помогающее летчику вести самолет. В зависимости от назначения авиационные бортовые приборы делятся на пилотажно-навигационные, приборы контроля работы авиадвигателей и сигнализационные устройства. Навигационные системы и автоматы освобождают пилота от необходимости непрерывно следить за показаниями приборов. В группу пилотажно-навигационных приборов входят указатели скорости, высотомеры, вариометры, авиагоризонты, компасы и указатели положений самолета. К приборам, контролирующим работу авиадвигателей, относятся тахометры, манометры, термометры, топливомеры и т.п.

В современных бортовых приборах все больше информации выносится на общий индикатор. Комбинированный (многофункциональный) индикатор дает возможность пилоту одним взглядом охватывать все объединенные в нем индикаторы. Успехи электроники и компьютерной техники позволили достичь большей интеграции в конструкции приборной доски кабины экипажа и в авиационной электронике. Полностью интегрированные цифровые системы управления полетом и ЭЛТ-индикаторы дают пилоту лучшее представление о пространственном положении и местоположении самолета, чем это было возможно ранее.

Новый тип комбинированной индикации – проекционный – дает пилоту возможность проецировать показания приборов на лобовое стекло самолета, тем самым совмещая их с панорамой внешнего вида. Такая система индикации применяется не только на военных, но и на некоторых гражданских самолетах.

Назначение авиационных приборов состоит в обеспечении надежного контроля за текущими значениями параметров, характеризующих режимы полета самолета, работу двигателя и отдельных систем. Полет в сложных метеорологических условиях и ночью немыслим без приборов, показывающих положение самолета в воздухе и направление его полета. Устанавливая наиболее рациональные режимы работы двигателя и режимы полета, можно увеличить срок службы двигателя, сделать полет более экономичным, увеличить дальность и продолжительность. При точных показаниях авиационных приборов, надежной их работе и правильном пользовании ими обеспечивается безопасность полета. Пилот, в совершенстве владеющий полетами по приборам, может вывести самолет из любого сложного положения.

По назначению авиационные приборы могут быть разделены на три группы.

Пилотажнo-навигационные приборы. В эту группу входят приборы, необходимые для пилотирования самолета и решения навигационных задач, а также пилотажпо-навигационные системы: указатель поворота и скольжения ЭУП-53М, авиагоризонт АГИ-1К, магнитный комипс КИ-13К, акселерометр АМ-10, часы АЧС-1, курсовая система ГМК-1А.

Приборы, контролирующие работу двигателя. В эту группу входят приборы, по которым можно определить тепловой режим и состояние смазки двигателя, а также приборы, показывающие запас и расход топлива. К ним относятся указатель сигнализатора уровня топлива ИУТ-3-1, тахометр ИТЭ-1Т, трехстрелочный индикатор ЭМИ-ЗК, термометр головок цилиндров ТЦТ-13К, термометр сопротивления ТУЭ-48, мановакуумметр МВ-16К.

Вспомогательные приборы не имеют непосредственного отношения к управлению самолетом или двигателями в полете, но позволяют проверять исправность, положение или состояние той или иной группы оборудования самолета. К этим приборам относятся вольтамперметр ВА-2К и манометр воздуха 2М-80

По принципу действия авиационные приборы делятся на следующие группы

манометрические, измеряющие разность давления (указатели скорости, манометры, вариометры);

барометрические, действие которых основано на измерении абсолютного давления (барометрические высотомеры);

гироскопические, работающие на использовании свойств гироскопа с двумя и тремя степенями свободы (указатели поворота, авиагоризонты);

электрические, измеряющие неэлектрические величины электрическим способом (термометры, манометры масла и топлива, бензиномеры);

магнитные компасы, работа которых основана на свойстве свободно подвешенного магнита ориентироваться в направлении магнитного меридиана Земли;

механические, работа которых основана на использовании законов механики (часы, акселерометры);

комплексные агрегатные приборы, в которых работа составных элементов основана на использовании различных физических законов (курсовые системы, гироиндукционные компасы).

Высотомер.

Высотомер определяет высоту над уровнем моря по зависимости атмосферного давления от высоты. Это, в сущности, барометр, проградуированный не в единицах давления, а в метрах. Данные высотомера могут представляться разными способами – с помощью стрелок, комбинаций счетчиков, барабанов и стрелок, посредством электронных приборов, получающих сигналы датчиков давления воздуха. См. также БАРОМЕТР.

Указатель пространственного положения.

Указатель пространственного положения представляет собой гироскопический прибор, который дает пилоту картину внешнего мира в качестве опорной системы координат. На указателе пространственного положения имеется линия искусственного горизонта. Символ самолета меняет положение относительно этой линии в зависимости от того, как сам самолет меняет положение относительно реального горизонта. В командном авиагоризонте обычный указатель пространственного положения объединен с командно-пилотажным прибором. Командный авиагоризонт показывает пространственное положение самолета, углы тангажа и крена, путевую скорость, отклонение скорости (истинной от «опорной» воздушной, которая задается вручную или вычисляется компьютером управления полетом) и представляет некоторую навигационную информацию. В современных самолетах командный авиагоризонт является частью системы пилотажно-навигационных приборов, которая состоит из двух пар цветных электронно-лучевых трубок – по две ЭЛТ для каждого пилота. Одна ЭЛТ представляет собой командный авиагоризонт, а другая – плановый навигационный прибор (см. ниже). На экраны ЭЛТ выводится информация о пространственном положении и местоположении самолета во всех фазах полета.

Крейсерская скорость.

Чем больше площадь и размах крыла самолета заданного веса, тем меньше его посадочная скорость и скорость отрыва при взлете вследствие уменьшения величины скорости сваливания. Чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше дистанции разбега при взлете и торможения при посадке. Однако чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше наиболее эффективная скорость крейсерского полета. Выручает то, что плотность воздуха в атмосфере уменьшается с увеличением высоты, и вследствие этого скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость увеличиваются обратно пропорционально квадратному корню из плотности. Например, на высоте 12 км плотность воздуха в 4 раза меньше, чем на уровне моря, и, следовательно, скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость в два раза больше, чем на уровне моря.

Современные монопланы.

В результате развития науки о прочности были разработаны конструкции (рис. 10), позволившие создать жесткий моноплан с высокими аэродинамическими характеристиками. В этой конструкции жесткость крыла на кручение обеспечивается кессонной конструкцией, состоящей из продольных лонжеронов со стенками, работающими на срез, и обшивки крыла между лонжеронами. Частоты собственных крутильных колебаний таких конструкций велики по сравнению с частотами изгибных колебаний, так что критическая для возникновения флаттера скорость значительно превышает скорости, развиваемые такими летательными аппаратами.

Обшивка и стенки лонжеронов на первых монопланах новой конструкции изготавливались из авиационной фанеры, а сами лонжероны – из деревянного бруса путем склейки. Эта же технология применялась для создания монококовых фюзеляжей. Клееные конструкции оказались довольно ненадежными, так как они исключали возможность технического контроля качества склейки. Кроме того, деревянные конструкции подвержены гниению и порче насекомыми. По этим причинам несущие элементы обшивки самолетов стали изготавливать из алюминиевых листов.

Эти листы должны быть очень тонкими из соображений экономии веса, однако тонкие неподкрепленные панели обшивки коробятся под действием нагрузки, искажая требуемую аэродинамикой форму поверхности и приводя к разрушению конструкции в случае нарастания неустойчивости. Чтобы воспрепятствовать короблению, панель обшивки можно усилить различными средствами. Можно подкрепить обшивку в отдельных местах внутренними элементами жесткости или использовать многослойную обшивку (рис. 11).

Спиральная неустойчивость.

В отличие от лодки или автомобиля самолет, предоставленный самому себе, не будет выдерживать сколь-нибудь долго свой курс. Если атмосферное возмущение (например, вызванный тепловой конвекцией восходящий поток воздуха) немного накренит самолет на правое крыло, то он начнет разворачиваться вправо. Это движение по кривой разворота будет увеличивать относительную скорость движения и подъемную силу на левом крыле и уменьшать их на правом крыле, вследствие чего самолет еще более накренится на правое крыло и будет разворачиваться еще быстрее. Это явление называется спиральной неустойчивостью. Однако скорость нарастания спиральной неустойчивости мала, и летчик без труда контролирует это движение в условиях хорошей видимости ориентиров.

В отсутствие видимости, например при полете в густом тумане или в сплошной облачности, летчик не сможет контролировать возникновение и развитие спиральной неустойчивости, так как без приборов он не в состоянии определить, куда повернул самолет и повернул ли он вообще. По мере нарастания крена вертикальная составляющая подъемной силы становится меньше, чем вес самолета, самолет начинает проваливаться и быстро теряет высоту. Попытки уменьшить скорость снижения, используя руль высоты, чтобы поднять выше нос самолета, приводят к еще большему увеличению крутизны спирали. Скорость снижения быстро возрастает на последней стадии такого неконтролируемого движения, которое летчики называют «кладбищенской спиралью».

Первые меры, направленные на исключение этой ситуации, сводились к попыткам улучшить характеристики спиральной устойчивости самолета посредством уменьшения площади его вертикального оперения и увеличения угла поперечного V, как того требуют теория динамической устойчивости и результаты экспериментальных исследований на моделях самолетов. Однако оказалось, что эти меры приводят к ухудшению поперечной управляемости самолета, возникновению сваливания и затягиванию в штопор, которые еще более опасны, чем спиральная неустойчивость.

Липатов. Редиздат Аэрофлота. Москва-1951.

Глава VIII. Оборудование самолета.

2

   Оборудование самолета состоит из приборного, электрооборудования и вспомогательного оборудования.

УРАВНЕНИЕ БРЕГЕ

Взаимозависимость теоретических концепций и характеристик реальных летательных аппаратов воплощается в уравнении, которое было выведено французским пионером авиации Л.Бреге. Это уравнение устанавливает простую аналитическую связь между количеством расходуемого топлива и дальностью полета. При соответствующей интерпретации это уравнение применимо ко всем летательным аппаратам, которые совершают установившийся полет в атмосфере, т.е. к самолетам, вертолетам, летающим платформам и аппаратам на воздушной подушке. Однако оно неприменимо к летательным аппаратам, которые выходят за пределы атмосферы Земли и затем снова возвращаются в атмосферу, т.е. к ракетам, спутникам, межпланетным космическим станциям и планирующим возвращаемым космическим летательным аппаратам.

При выводе этого уравнения используются два предположения. Во-первых, принимается, что массовый расход топлива пропорционален скорости полета и аэродинамическому сопротивлению летательного аппарата вдоль траектории полета, т.е. лобовому сопротивлению. Во-вторых, предполагается, что аэродинамическое качество L/D является постоянной величиной. Из первого предположения следует

где W – вес летательного аппарата, t – время, L – подъемная сила, D – лобовое сопротивление, V – скорость полета, – КПД силовой установки и H – теплота сгорания топлива. Так как в установившемся полете аэродинамическая подъемная сила равна весу, второе предположение позволяет записать

Представим скорость в виде

где s – расстояние, пройденное за время t, и подставим (2) и (3) в уравнение (1). Исключая переменную t, перегруппируем члены и, выполняя интегрирование, получим уравнение Бреге:

Применение уравнения Бреге иллюстрирует рис. 12. При высоком аэродинамическом качестве, L/D = 15, КПД силовой установки, равном 0,25, и использовании углеводородного топлива для трансконтинентальных маршрутов требуется, чтобы отношение массы топлива к полной массе самолета составляло от 0,3 до 0,5. Если 40% взлетной массы приходится на топливо, 30% – на планер самолета, 10% – на силовую установку, 10% – на радиоаппаратуру, навигационные приборы, электрическое, гидравлическое и вспомогательное оборудование и лишь 10% – на полезную нагрузку, то становится понятным, почему реактивный самолет на 150 пассажиров должен иметь взлетную массу не менее 150 т. Сверхзвуковой пассажирский самолет, у которого аэродинамическое качество намного ниже (6), становится экономически приемлемым транспортным средством при использовании турбореактивного двигателя с КПД = 0,3 при сверхзвуковых скоростях. Вертолеты вследствие их низкого аэродинамического качества могут применяться только на трассах небольшой протяженности.

Как показывает уравнение Бреге, для прогресса в развитии летательной техники необходимо повышение аэродинамического качества L/D планера самолета, КПД силовой установки и уменьшение массы конструкции. В то же время необходимо обеспечить высокую надежность систем летательного аппарата и не увеличивать существенно длину взлетно-посадочной полосы.

Сверхзвуковой самолет.

При высоких скоростях полета, развиваемых сверхзвуковыми самолетами, температура обшивки повышается вследствие аэродинамического нагревания, и соответственно снижается ее прочность. Вследствие этого алюминиевые сплавы непригодны для изготовления сверхзвуковых самолетов с M 2, и вместо них используют сплавы на основе никеля или титана. Еще одной серьезной проблемой прочности конструкции сверхзвукового самолета является необходимость использования тонких и удлиненных в направлении полета форм, которые, как упоминалось выше, требуются для уменьшения волнового сопротивления.

Гироскопические датчики.

Чтобы управлять спиральной неустойчивостью при полете в отсутствие видимости, летчик должен иметь полную информацию о движении самолета в инерциальной системе координат. Эту информацию он получает, используя три гироскопических датчика: указатель поворота и скольжения, авиагоризонт и гирокомпас. Указатель поворота и скольжения дает летчику информацию об угловой скорости и направлении разворота и о соответствии угла и скорости крена угловой скорости разворота. Авиагоризонт выдает угол тангажа самолета и угол крена относительно горизонта. Гирокомпас дает информацию об изменении курса, так как обычный компас с магнитной стрелкой неэффективен при выполнении самолетом разворота. См. также ГИРОСКОП.

В 1920-х годах американский летчик Г.Старк разработал технику пилотирования самолета по приборам в отсутствие видимости. Согласно его рекомендациям, летчик сначала устраняет отклонение от курса, используя указатель поворота и руль направления. Затем он устраняет крен, используя шариковый указатель крена и элероны при скоординированном отклонении руля направления для компенсации рыскания, вызванного элеронами. Наконец, с помощью руля высоты летчик выравнивает скорость полета. Если при крейсерской скорости полета самолет теряет высоту, то для сохранения высоты полета необходимо увеличить мощность двигателя.

Полет по приборам.

Впервые весь полет, от взлета до посадки, ориентируясь только по приборам, осуществил лейтенант Дж.Дулитл в сентябре 1929. Он использовал упомянутые выше гироскопические датчики и, кроме того, высокочувствительный высотомер, курсовой радиомаяк и веерные радиомаркеры. Этот полет подготовила группа ученых при финансовой поддержке Фонда Гуггенхайма.

Удлинение крыла.

Чтобы повысить аэродинамическое качество дозвукового самолета, нужно при постоянной подъемной силе уменьшить лобовое сопротивление крыла, которое тем меньше, чем больше отношение размаха крыла к его средней хорде. Это отношение называется удлинением крыла. Крылья большого удлинения были впервые созданы в Германии в 1920-х годах. Л.Прандтль и его сотрудники разработали теорию, а Г.Юнкерс, А.Фоккер и Г.Вагнер построили такие крылья. Было важно также уменьшить «вредное» сопротивление, создаваемое ненесущими элементами – фюзеляжем, хвостовым оперением, силовой установкой, посадочным шасси и внешними устройствами. Аэродинамически «чистые» самолеты впервые были созданы в США.

Бипланы.

Первым самолетом, поднявшимся в воздух, был биплан, или «этажерка», как его еще называли за внешний вид. Биплан – не только прочная, но и достаточно жесткая конструкция. Его крылья подкреплялись с помощью элементов, работающих на сжатие, таких, как деревянные стойки, подкосы и лонжероны, и элементов, работающих на растяжение, – расчалок из стальных струн и тросов. Деревянные нервюры закрывались материей, пропитанной лаком. Главным дефектом биплана является высокое лобовое сопротивление, которое создают многочисленные распорки и расчалки и крылья большой площади.

Органы управления полетом при сверхзвуковых скоростях.

Для самолетов нормальной схемы также характерен существенный сдвиг аэродинамического фокуса (центра давления) при переходе от дозвуковых к трансзвуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Эти два обстоятельства стали причиной аварий ряда первых трансзвуковых самолетов вследствие их резкого затягивания в пикирование (термин «звуковой барьер» связан с этим опасным явлением ухудшения характеристик устойчивости и управляемости при околозвуковых скоростях полета). Впервые звуковой барьер был преодолен на экспериментальном самолете «Белл» X-1 в 1946. Этот самолет был оборудован регулируемым по углам атаки стабилизатором, который сохранял свою эффективность при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Такие регулируемые органы управления используются в настоящее время на всех трансзвуковых и сверхзвуковых самолетах. Применение гидроусилителей для позиционирования органов управления позволило решить проблему управляемости трансзвуковых и сверхзвуковых самолетов с рулями высоты в виде закрылков, элеронами и рулем направления традиционной схемы.

Достижения братьев Райт.

Чтобы совершить полет, необходимо решить две проблемы – боковой управляемости летательного аппарата и сваливания и штопора. Выдающимся достижением братьев Райт является их вклад в изучение этих проблем и создание первой эффективной системы аэродинамических органов управления полетом летательного аппарата, включающей носовой руль высоты для управления продольным движением, изгиб концов крыла для поперечного управления и хвостовой руль для путевого управления. На рис. 1 показаны аэродинамические органы управления, примененные на первых бипланах братьев Райт, и соответствующие аэродинамические органы управления современного самолета. В обоих случаях органы управления служат для создания моментов аэродинамических сил (каждый момент вызывает поворот летательного аппарата вокруг оси тангажа, крена или рыскания).

Еще более важным достижением, чем концепция аэродинамического управления движением летательного аппарата относительно трех пространственных осей (которая, разумеется, была понятна и другим пионерам самолетостроения), стало выяснение братьями Райт роли взаимодействия между органами управления по крену и рысканию в начале и в конце маневра разворота и характера самого этого маневра. Если желательно изменить курс движения самолета в горизонтальной плоскости, то следует накренить самолет, повернув его вокруг продольной оси; при этом у подъемной силы крыла – самой большой аэродинамической силы – появится горизонтальная составляющая, которая будет создавать желаемое ускорение самолета в горизонтальной плоскости. Если изгибать крылья (или отклонять элероны) для создания движения по крену, то возникающий при этом момент рыскания будет уводить самолет в направлении, противоположном желаемому направлению поворота (рис. 2). Чтобы парировать этот эффект, необходимо отклонить руль направления и тем самым устранить т.н. «рыскание при отклонении элеронов». (Этот неблагоприятный момент рыскания является неотъемлемым свойством аэродинамики дозвукового крыла; он возникает при любом способе, используемом для создания движения крена.) Полученный в 1905 братьями Райт патент содержал формулировку этого принципиального эффекта и предложение по его компенсации посредством совместного одновременного управления изгибом концов крыла и рулем направления. Позже братья Райт отказались от этого способа и заменили его более универсальным устройством раздельного управления по крену и рысканию с помощью рычагов.

Осознание взаимосвязи движений по крену и рысканию явилось началом развития механики полета. Важно то, что эта взаимосвязь была выявлена братьями Райт в натурных летных испытаниях. В противоположность этому подходу, другие пионеры авиации придерживались той точки зрения, что самолет должен быть устойчивым сам по себе, и считали, что он, подобно лодке на воде, будет легко управляться рулем направления, а органы управления по крену если и нужны, то только для поддержания «поперечного равновесия». В Европе это мнение превалировало почти до начала Первой мировой войны, что привело к созданию органов управления, которые имели неудовлетворительные летные характеристики.

Автопилоты.

Один из первых автопилотов использовал У.Пост, который в одиночку облетел земной шар в 1933. Эти автопилоты управляли самолетом хуже, чем летчики, и часто возникали опасные ситуации, вызванные замедленной реакцией на возмущения и несовершенством их конструкции. Позднее – к тому времени, когда самолеты стали летать на больших высотах, где их динамическая устойчивость ухудшалась до такой степени, что ими стало трудно управлять даже летчикам, – были созданы усовершенствованные автопилоты, которые позволяли более плавно «вести» самолет, чем это могли бы сделать сами летчики.

Первые автопилоты предназначались для поддержания курса, и их приходилось перестраивать всякий раз, как только курс самолета нужно было изменить. В дальнейшем в автопилотах было использовано устройство, которое позволило летчику настраивать систему посредством поворота ручек на приборной панели автопилота. Затем были разработаны автопилоты, которые полностью управляли полетом, например, самолета-истребителя при заходе на цель для открытия огня и делали это лучше, чем летчик. Автопилот, способный выполнить такие операции, стали называть программируемым. Современный программируемый автопилот может выполнять все действия по пилотированию самолета, и в будущем, по-видимому, на всех военных и гражданских самолетах будут устанавливаться такие автопилоты, а обязанности экипажа самолета сведутся к контролю автоматизированной системы управления полетом летательного аппарата.

Плановый навигационный прибор.

Плановый навигационный прибор (ПНП) показывает курс, отклонение от заданного курса, пеленг радионавигационной станции и расстояние до этой станции. ПНП представляет собой комбинированный индикатор, в котором объединены функции четырех индикаторов – курсоуказателя, радиомагнитного индикатора, индикаторов пеленга и дальности. Электронный ПНП с встроенным индикатором карты дает цветное изображение карты с индикацией истинного местоположения самолета относительно аэропортов и наземных радионавигационных средств. Индикация направления полета, вычисления поворота и желательного пути полета предоставляют возможность судить о соотношении между истинным местоположением самолета и желаемым. Это позволяет пилоту быстро и точно корректировать путь полета. Пилот может также выводить на карту данные о преобладающих погодных условиях.

СИГНАЛИЗАЦИОННЫЕ УСТРОЙСТВА

В случае нарушений в работе двигателей или систем, неправильного задания конфигурации или рабочего режима самолета вырабатываются предупредительные, уведомительные или рекомендательные сообщения для экипажа. Для этого предусмотрены визуальные, звуковые и тактильные средства сигнализации. Современные бортовые системы позволяют уменьшить число раздражающих тревожных сигналов. Приоритетность последних определяется по степени неотложности. На электронных дисплеях высвечиваются текстовые сообщения в порядке и с выделением, соответствующими степени их важности. Предупредительные сообщения требуют немедленных корректирующих действий. Уведомительные – требуют лишь немедленного ознакомления, а корректирующих действий – в последующем. Рекомендательные сообщения содержат информацию, важную для экипажа. Предупредительные и уведомительные сообщения делаются обычно и в визуальной, и в звуковой форме.

Системы предупредительной сигнализации предупреждают экипаж о нарушении нормальных условий эксплуатации самолета. Например, система предупреждения об угрозе срыва предупреждает экипаж о такой угрозе вибрацией обеих штурвальных колонок. Система предупреждения опасного сближения с землей дает речевые предупредительные сообщения. Система предупреждения о сдвиге ветра дает световой сигнал и речевое сообщение, когда на маршруте самолета встречается изменение скорости или направления ветра, способное вызвать резкое уменьшение воздушной скорости. Кроме того, на командном авиагоризонте высвечивается шкала тангажа, что позволяет пилоту быстрее определить оптимальный угол подъема для восстановления траектории.

Высотное регулирование двигателя.

Из сказанного выше следует, что самолеты с малыми скоростями взлета и посадки могут летать эффективно с большими скоростями только на больших высотах. Однако мощность двигателя, необходимая для поддержания установившегося горизонтального полета, увеличивается пропорционально скорости и обратно пропорционально квадратному корню из плотности воздуха при увеличении высоты полета. В то же время мощность воздушно-реактивного двигателя изменяется пропорционально плотности воздуха. Следовательно, чтобы осуществить экономичный высокоскоростной полет на больших высотах, потребуется двигатель с «переразмеренными» воздухозаборниками, который на малых высотах работает в режиме дросселирования. Это позволяет ослабить требования к характеристикам прочности двигателя и снизить его вес.

ПИЛОТАЖНО-НАВИГАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ

Совокупность пилотажно-навигационных приборов дает характеристику состояния самолета и необходимых воздействий на управляющие органы. К таким приборам относятся указатели высоты, горизонтального положения, воздушной скорости, вертикальной скорости и высотомер. Для большей простоты пользования приборы сгруппированы Т-образно. Ниже мы кратко остановимся на каждом из основных приборов.

Электронные навигационные системы.

Существует ряд различных электронных систем воздушной навигации. Всенаправленные радиомаяки – это наземные радиопередатчики с радиусом действия до 150 км. Они обычно определяют воздушные трассы, обеспечивают наведение при заходе на посадку и служат ориентирами при заходе на посадку по приборам. Направление на всенаправленный радиомаяк определяет автоматический бортовой радиопеленгатор, выходная информация которого отображается стрелкой указателя пеленга.

Основным международным средством радионавигации являются всенаправленные азимутальные радиомаяки УКВ-диапазона VOR; их радиус действия достигает 250 км. Такие радиомаяки используются для определения воздушной трассы и для предпосадочного маневрирования. Информация VOR отображается на ПНП и на индикаторах с вращающейся стрелкой.

Дальномерное оборудование (DME) определяет дальность прямой видимости в пределах около 370 км от наземного радиомаяка. Информация представляется в цифровой форме.

Для совместной работы с маяками VOR вместо ответчика DME обычно устанавливают наземное оборудование системы TACAN. Составная система VORTAC обеспечивает возможность определения азимута с помощью всенаправленного маяка VOR и дальности с помощью дальномерного канала TACAN.

Система посадки по приборам – это система радиомаяков, обеспечивающая точное наведение самолета при окончательном заходе на посадочную полосу. Курсовые посадочные радиомаяки (радиус действия около 2 км) выводят самолет на среднюю линию посадочной полосы; глиссадные радиомаяки дают радиолуч, направленный под углом около 3° к посадочной полосе. Посадочный курс и угол глиссады представляются на командном авиагоризонте и ПНП. Индексы, расположенные сбоку и внизу на командном авиагоризонте, показывают отклонения от угла глиссады и средней линии посадочной полосы. Система управления полетом представляет информацию системы посадки по приборам посредством перекрестья на командном авиагоризонте.

СВЧ-система обеспечения посадки – это точная система наведения при посадке, имеющая радиус действия не менее 37 км. Она может обеспечивать заход по ломаной траектории, по прямоугольной «коробочке» или по прямой (с курса), а также с увеличенным углом глиссады, заданным пилотом. Информация представляется так же, как и для системы посадки по приборам. См. также АЭРОПОРТ; ВОЗДУШНЫМ ДВИЖЕНИЕМ УПРАВЛЕНИЕ.

«Омега» и «Лоран» – радионавигационные системы, которые, используя сеть наземных радиомаяков, обеспечивают глобальную рабочую зону. Обе системы допускают полеты по любому маршруту, выбранному пилотом. «Лоран» применяется также при заходе на посадку без использования средств точного захода. Командный авиагоризонт, ПНП и другие приборы показывают местоположение самолета, маршрут и путевую скорость, а также курс, расстояние и расчетное время прибытия для выбранных путевых точек.

Сверхзвуковые компоновки.

Аэродинамическое качество самолета существенно снижается при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой вследствие появления волнового сопротивления. Волновое сопротивление связано с появлением ударных волн, вызывающих перераспределение давления в поле течения около самолета; их интенсивность можно уменьшить только посредством перераспределения объема самолета (фактически – площади поперечного сечения) вдоль продольной оси, чтобы увеличить, насколько возможно, длину самолета и обеспечить гладкость распределения площадей поперечных сечений. Поэтому сверхзвуковые самолеты имеют большую относительную длину, но сплющенную форму (чтобы обеспечить приемлемые аэродинамические характеристики для дозвукового полета) и бóльшую площадь поверхности, чем дозвуковые самолеты тех же массы и объема. Таким образом, полное аэродинамическое сопротивление сверхзвукового самолета, складывающееся из сопротивления трения, волнового и индуктивного сопротивлений, больше, чем полное аэродинамическое сопротивление дозвукового самолета тех же массы и объема. Поэтому аэродинамическое качество сверхзвукового самолета хуже, чем у дозвукового. Единственным важным преимуществом сверхзвукового самолета является высокая скорость полета, что особенно важно для военной авиации.

НАВИГАЦИОННЫЕ СИСТЕМЫ И АВТОМАТЫ

На самолетах устанавливаются различные навигационные автоматы и системы, помогающие пилоту вести самолет по заданному маршруту и выполнять предпосадочное маневрирование. Некоторые такие системы полностью автономны; другие требуют радиосвязи с наземными средствами навигации.

Флаттер.

Несущая конструкция должна быть не только прочной, но и достаточно жесткой. В случае податливой конструкции увеличение нагрузки, обусловленной подъемной силой, может вызвать такую деформацию крыла, которая эквивалентна увеличению угла атаки с соответствующим увеличением подъемной силы и т.д., вплоть до разрушения конструкции. Недостаточная жесткость конструкции может стать причиной возникновения специфических крутильных колебаний – флаттера (рис. 9). При флаттере крылья самолета совершают машущие движения, подобные взмахам крыльев летящей птицы. Существует определенная взаимозависимость между крутильными и изгибными деформациями крыла, вызванными аэродинамическими нагрузками, и энергия воздушного потока при флаттере может вызвать нарастание крутильно-изгибных колебаний, которые в конце концов приводят к разрушению конструкции. Флаттер может также возникать в виде машущих движений несущих поверхностей рулей, изгибных колебаний фюзеляжа и знакопеременных деформаций других элементов конструкции летательного аппарата.

Средства механизации крыла.

Скорость сваливания самолета можно несколько уменьшить с помощью закрылков, устанавливаемых вдоль задней кромки крыла. При отклонении закрылков уменьшается угол атаки крыла в полете с малыми скоростями; при этом летчик может лучше видеть место предполагаемой посадки. Закрылки также увеличивают силу аэродинамического сопротивления самолета и в значительной степени гасят тенденцию самолета снова взмыть вверх после первого касания земли («дать козла», как говорят летчики). Рис. 6 иллюстрирует применение закрылков при посадке самолета.

Приборное оборудование

   На самолете По-2 установлены две группы приборов:

• 1. Приборы контроля мотора.
• 2. Пилотажно навигационные приборы.

К первой группе приборов относятся: манометр масла, термометр масла, термометр рабочей смеси, манометр бензина, счетчик числа оборотов коленчатого вала и гидростатический бензиномер.

Ко второй группе приборов относятся: высотомер, указатель скорости, магнитный компас, авиагоризонт, выриометр, указатель поворота и скольжения и авиационные часы.

Все приборы расположены на приборных досках, которые установлены в первой и второй кабинах. На модифицированных самолетах По-2 все приборы размещены только в порвой кабине (пилота). Расположение приборов на приборных досках самолета По-2 показано на рис. 114 и 115.

Рис. 114. Приборная доска По-2 первой кабины.

   Приборная доска состоит из фанерной панели, жестко соединенной с фюзеляжем, к съемной дуралюминовой панели, окрашенной черным лаком. Дуралюминовая панель соединяется с фанерной панелью при помощи четырех болтов с амортизацией. Приборы крепятся при помощи стандартных крепежных колец.

Рис. 115. Приборная доска По-2 второй кабины.

Пилотажно-навигационые приборы

   Высотомер служит для определения высоты полета. Работа прибора (рис. 117) основана на принципе измерения давления атмосферного воздуха, т.е. прибор является по существу барометром, но его шкала разградуирована не в единицах давления, а в единицах высоты.

Рис. 117. Внешний вид и принципиальная схема высотомера.

На самолетах По-2 установлен двухстрелочный высотомер. Высотомер имеет две шкалы: шкалу высот и шкалу давлений. Прибор может измерять высоту от 0 до 10 000 м; цена деления для большой стрелки 10 м, а для малой — 1000 м.

Шкала давлений служит для внесения поправок в показаниях прибора, если давление у земли в том месте, где летит самолет или где будет произведена посадка, не совпадает с давлением у земли в момент вылета. На шкале давления нанесены цифры от 670 до 790 мм рт. ст., через 10 мм рт. ст., цена деления 1 мм рт. ст.

Указатель воздушной скорости служит для определения скорости самолета относительно воздуха. Работа прибора (рис. 118) основана на принципе замера динамического напора;

где р — динамическое давление;

— массовая плотность воздуха; V — воздушная скорость.

Указатель скорости состоит из приемника воздушных давлений (ПВД), измерителя и щюводки (рис. 119). Указатель скорости: на самолетах типа По-2 установлен со шкалой от О до 300 или 350 км/час. Шкала имеет оцифровку через 50 км/час, цена деления 10 км/час.

Рис. 118. Внешний вид и принципиальная схема высотомера.

   1- приемник воздушных давлений (ПВД); 2- динамический трубопровод; 3- статический трубопровод; 4- измеритель.

   Вариометр служит для определения скороподъемности и скорости снижения самолета. Вариометр дает возможность вести горизонтально самолет на заданной высоте полета, сохранять режим подъема или снижения с постоянным углом.

   Работа вариометра (рис. 120) основана на принципе измерения разности давлений между наружным воздухом на какой-то высоте и внутри сосуда, сообщенного с атмосферой через капилляр. Эта разность давления возникает в результате вертикального перемещения сосуда. Шкала вариометра имеет диапазон от 0 до ± 10 м/сек, цена деления 1 м/сек, оцифровка через 5 м/сек.

Магнитный компас служит для определения курса самолета и для сохранения заданного курса в полете. Магнитный компас основан на принципе взаимодействия магнитной стрелки с земным магнетизмом — магнитная стрелка устанавливается своей осью з плоскости магнитного меридиана.

На самолетах По-2 устанавливаются компасы двух типов: КИ-10 или КИ-11.

Шкала компаса разградуирована на 360° с делениями через 5° и оцифровкой через 30°. Основные румбы обозначены через N, Е, S и W причем N нанесен против южных концов магнита, a S — против северных, вследствие вертикального расположения шкалы прибора.

Дата публикации на сайте: 12.07.2011

Приборы контроля работы мотора

Манометр масла служит для определения давления масла, поступающего в мотор. С помощью манометра можно своевременно определить падение давления масла и предотвратить повреждения мотора. Манометр измеряет избыточное давление.

Манометр масла состоит из трех основных частей: приемника, трубопровода и измерителя. Шкала измерителя имеет деления от 0 до 15 кг/см², цена деления 1 кг/см². Для передачи давления в трубопровод заливается незамерзающая жидкость — толуол (каменноугольный бензин).

Аэротермометр служит для измерения температуры масла в моторе. На самолете По-2 аэротермометр измеряет температуру масла, выходящего из мотора. Второй аэротермометр измеряет температуру рабочей смеси в смесительной камере карбюратора. Принцип действия аэротермометра основан на измерении давления насыщенных паров низкокипящей жидкости (метилхлорид) в зависимости от температуры нагрева приемника.

Аэротермометр состоит из трех частей: приемника, трубопровода и измерителя. На шкале измерителя нанесены деления от 0 до 125°С, цена деления 5°С.

Приемник аэротермометра масла устанавливается в маслосборнике мотора. Приемник аэротермометра рабочей смеси устанавливается в специальном штуцере на задней крышке картера мотора—слева.

Счетчик числа оборотов служит для определения числа оборотов в минуту коленчатого вала мотора. Зная число оборотов мотора, можно судить о мощности, развиваемой мотором (так, например, при 1640 об/мин эксплуатационная мощность мотора достигает 100—103 л. с).

На самолетах По-2 и его прежних выпусков установлены центробежные счетчики числа оборотов. Указатель счетчика числа оборотов устанавливается на левой стойке центроплана. На самолетах По-2 последних выпусков установлен электрический дистанционный счетчик числа оборотов типа ТЭ-22 или ТЭ-45. Центробежные счетчики числа оборотов основаны на принципе измерения центробежной силы, развиваемой вращающимся грузом (или несколькими грузиками).

Счетчик числа оборотов состоит из гибкого валика и указателя. Шкала счетчика А-2 градуирована от 400 до 2200 об/мин. Шкала счетчика в стандартном корпусе градуирована, от 400 до 3000 об/мии, цена деления в обоих приборах 50 об/мин.

Электрический дистанционный счетчик состоит из датчика, указателя и проводов. Датчик является трехфазным генератором. Датчик вращается при помощи гибкого валика, соединенного с коленчатым валом мотора. Датчик установлен на противопожарной перегородке. Указатель имеет две стрелки; малая стрелка показывает величину, в десять раз большую, чем большая стрелка. На шкале нанесены цифры от 0 до 9. Цифры шкалы для большой стрелки нужно умножать на 100, а для малой — на 1000. Цена деления для большой стрелки 20 об/мин, а для малой — 200 об/мин. Диапазон измерения от 0 до 3500 об/мин.

Гидростатический бензиномер служит для определения количества горючего в бензобаке.

Рис. 116. Принципиальная схема работы гидростатического бензиномера.

1- измеритель; 2- чувствительный элемент; 3- насос; 4- приемник (трубка).

   Прибор (рис. 116) основан на принципе измерения давления горючего на дне бака. В комплект беизиномера входит: измеритель, приемник, насос и трубопроводы, соединяющие измеритель и насос с приемником.

Измеритель показывает в килограммах количество бензина в баке. На шкале измерителя нанесены цифры от 0 до 150 кг.

Категорически запрещается пользоваться бензиномером, если в баке нет горючего.

Первые монопланы.

Уже первые расчалочные монопланы были более совершенны с аэродинамической точки зрения, чем бипланы. Однако вследствие менее жесткой конструкции они нередко терпели аварии, вызванные неустойчивостью крутильно-изгибных колебаний и флаттером. В ходе Первой мировой войны по этим причинам от применения монопланов отказались.

Скорость сваливания.

Аэродинамическую силу, действующую на жесткое крыло, обычно разделяют на подъемную силу и лобовое сопротивление (сопротивление воздуха движению самолета), которые пропорциональны плотности воздуха и квадрату скорости полета при фиксированном угле атаки. При постоянной скорости полета подъемная сила и лобовое сопротивление плавно увеличиваются с возрастанием угла атаки до некоторого значения, называемого углом атаки начала сваливания (срыва) или критическим углом атаки (рис. 3). При этом угле атаки происходит перестройка структуры течения над верхней поверхностью крыла, в результате чего плавное течение нарушается и возникает вихревое течение; при дальнейшем возрастании угла атаки подъемная сила перестает увеличиваться, и резко возрастает лобовое сопротивление. Если самолет замедляет движение, то для сохранения подъемной силы, компенсирующей его вес, необходимо увеличивать угол атаки. Таким образом, при некоторой достаточно малой скорости полета, называемой скоростью сваливания, угол атаки достигает критического значения, и самолет становится неуправляемым. Скорость сваливания при выполнении разворота или в полете с маневрированием оказывается несколько больше, чем в прямолинейном установившемся полете, так как для выполнения маневра требуется, чтобы подъемная сила превышала вес самолета.

Со сваливанием братья Райт впервые столкнулись в 1905, и эта проблема была воспринята ими с большой тревогой. Они разработали технику пилотирования, позволяющую вывести самолет из режима сваливания, для чего нужно было быстро уменьшить угол атаки, опуская нос самолета вниз с помощью руля высоты. Эта методика вполне очевидна, но на многих самолетах сваливание развивалось очень быстро и асимметрично, особенно при полете с разворотом, когда самолет накреняется и «входит в штопор», как показано на рис. 4. В режиме штопора самолет движется с опущенным вниз носом, но угол атаки все равно остается большим вследствие того, что самолет быстро падает вниз. В этих условиях казалось неестественным требовать опустить нос еще ниже, в частности потому, что самолет и так быстро теряет высоту. Тем не менее оказалось, что это действие необходимо для восстановления управляемости. Братья Райт, по-видимому, никогда не попадали в режим развитого штопора, научившись предвидеть сваливание и, развив в себе «чувство контакта с самолетом», немедленно предпринимали действия, предотвращающие сваливание. Другие первые авиаторы оказались не столь удачливыми, и многие из них погибли в авариях, вызванных сваливанием и штопором, пока в 1911–1912 в Европе тоже не были разработаны методы пилотирования, позволявшие вывести самолет из штопора. Инциденты, связанные со сваливанием и штопором, по-прежнему остаются серьезной проблемой безопасности полета. В особенности это касается эксплуатации легких небольших самолетов, хотя при наличии большого плеча для силы, создаваемой вертикальным хвостовым оперением, и строительной крутки крыла (рис. 5) современные самолеты обладают лучшей управляемостью при сваливании, чем самолеты начала 20 в.

ПРИБОРЫ КОНТРОЛЯ РАБОТЫ АВИАДВИГАТЕЛЕЙ

Индикаторы работы авиадвигателей сгруппированы в центре приборной доски. С их помощью пилот контролирует работу двигателей, а также (в режиме ручного управления полетом) изменяет их рабочие параметры.

Для контроля и управления гидравлической, электрической, топливной системами и системой поддержания нормальных рабочих условий необходимы многочисленные индикаторы и органы управления. Индикаторы и органы управления, размещаемые либо на панели бортинженера, либо на навесной панели, часто располагают на мнемосхеме, соответствующей расположению исполнительных органов. Индикаторы мнемосхем показывают положение шасси, закрылков и предкрылков. Может указываться также положение элеронов, стабилизаторов и интерцепторов.

Указатель воздушной скорости.

При движении самолета в атмосфере встречный поток воздуха создает скоростной напор в трубке Пито, закрепленной на фюзеляже или на крыле. Воздушная скорость измеряется путем сравнения скоростного (динамического) напора со статическим давлением. Под действием разности динамического и статического давлений прогибается упругая мембрана, с которой связана стрелка, показывающая по шкале воздушную скорость в километрах в час. Указатель воздушной скорости показывает также эволютивную скорость, число Маха и максимальную эксплуатационную скорость. На центральной панели расположен резервный пневмоуказатель воздушной скорости.

Система обработки и индикации пилотажных данных (FMS).

Система FMS обеспечивает непрерывное представление траектории полета. Она вычисляет воздушные скорости, высоту, точки подъема и снижения, соответствующие наиболее экономному потреблению топлива. При этом система использует планы полета, хранящиеся в ее памяти, но позволяет также пилоту изменять их и вводить новые посредством компьютерного дисплея (FMC/CDU). Система FMS вырабатывает и выводит на дисплей летные, навигационные и режимные данные; она выдает также команды для автопилота и командного пилотажного прибора. В дополнение ко всему она обеспечивает непрерывную автоматическую навигацию с момента взлета до момента приземления. Данные системы FMS представляются на ПНП, командном авиагоризонте и компьютерном дисплее FMC/CDU.

Инерциальные системы.

Инерциальная навигационная система и инерциальная система отсчета являются полностью автономными. Но обе системы могут использовать внешние средства навигации для коррекции местоположения. Первая из них определяет и регистрирует изменения направления и скорости с помощью гироскопов и акселерометров. С момента взлета самолета датчики реагируют на его движения, и их сигналы преобразуются в информацию о местоположении. Во второй вместо механических гироскопов используются кольцевые лазерные. Кольцевой лазерный гироскоп представляет собой треугольный кольцевой лазерный резонатор с лазерным лучом, разделенным на два луча, которые распространяются по замкнутой траектории в противоположных направлениях. Угловое смещение приводит к возникновению разности их частот, которая измеряется и регистрируется. (Система реагирует на изменения ускорения силы тяжести и на вращение Земли.) Навигационные данные поступают на ПНП, а данные положения в пространстве – на командный авиагоризонт. Кроме того, данные передаются на систему FMS (см. ниже). См. также ГИРОСКОП; ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ.

Пружинный сервокомпенсатор.

Система управления полетом должна быть такой, чтобы пилот мог управлять самолетом с помощью одной руки, используя другую для настройки бортовой радиостанции, регулирования мощности двигателя или выполнения каких-либо других операций. Желательно, чтобы пилоту не нужно было прилагать усилия свыше 0,25 кН на расстояниях не более 45 см. Сила давления на педаль не должна превышать 0,80 кН, а ход педали – 25 см. Эти условия должны быть выполнены для того, чтобы работа летчика не была физически утомительной, хотя сила, необходимая для отклонения элерона, увеличивается пропорционально квадрату скорости полета и третьей степени размаха крыла. Кроме того, сила, приложенная к рулю высоты при выполнении какого-либо маневра, может возрастать пропорционально третьей или четвертой степени длины фюзеляжа (массе самолета). Сила давления на педаль руля направления также пропорциональна третьей или четвертой степени размаха крыла. Таким образом, летчику не по силам управлять самолетом без вспомогательных устройств. На рис. 7 показано типичное аэродинамическое устройство, позволяющее умерить управляющие усилия летчика. Ручка управления, находящаяся в пилотской кабине, связана с рулями высоты посредством сервокомпенсаторов и пружин (последние используются при небольших скоростях полета). Сервокомпенсаторы этого типа были разработаны А.Флетнером (1885–1961) в Германии. Они успешно применялись на дозвуковых самолетах, масса которых достигала 150 т.

Вариометр.

Вариометр необходим для поддержания постоянной скорости подъема или снижения. Как и высотомер, вариометр представляет собой, в сущности, барометр. Он указывает скорость изменения высоты, измеряя статическое давление. Имеются также электронные вариометры. Вертикальная скорость указывается в метрах в минуту.

Руль высоты в виде закрылка.

При дозвуковых скоростях полета руль высоты, подвешенный на шарнирах к задней балке горизонтального стабилизатора, весьма эффективен, так как при его отклонении на стабилизаторе появляется дополнительная управляющая сила (рис. 8). Однако при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета его эффективность снижается.

РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ПРОЧНОСТИ

Проблемы прочности самолета связаны с необходимостью минимизации массы конструкции, хотя она и подвергается воздействию больших нагрузок. Для характеристики этих нагрузок используют параметр, называемый «коэффициентом перегрузки», нормирующим параметром которого является максимальная взлетная масса самолета (расчетный полный вес). Величина этого коэффициента зависит от типа самолета; она составляет около 3 для пассажирских самолетов и бомбардировщиков и увеличивается до 8 для истребителей и учебно-тренировочных самолетов. У самолетов хорошей компоновки вес несущей (силовой) конструкции может составлять около одной четверти от расчетного полного веса.