2.4.2. Вимоги до надійності системи керування

Система керування повинна бути практично безвідмовною, тобто забезпечувати керування літаком на всіх режимах польоту, в том числі в умовах відмов, можливих в системі керування та у взаємодіючих з нею системах.

Практична безвідмовність досягається за рахунок високої надійності системи керування, підтвердженою багаторічною масовою експлуатацією, яка дозволяє вважати відмову системи надто малоймовірною подією (ймовірність відмови системи для літаків І і ІІ класу – Р<10^-7, для літаків ІІІ класу – Р<10^-8 на годину польоту), а також за рахунок застосування комплексу заходів, направлених на забезпечення працездатності системи керування при можливих відмовах її елементів, агрегатів і підсистем.

2.4.3. Вимоги до характеристик системи керування

Система керування повинна мати статичні і динамічні характеристики, які забезпечують з врахуванням дії навантаження та вібрацій на систему керування, виконання вимог до характеристик стійкості і керованості.

При випадковому перевищенні літаком обмежень граничної області режимів польоту , але в межах, регламентованих запасами міцності, і при збереженні працездатності конструкції літака не повинно відбуватись різкого погіршення характеристик системи керування, із-за яких було б неможливо повернення літака в граничну область режимів польоту.

Повинні бути прийняті заходи по виключенню можливості виникнення автоколивань системи і контуру "літак – система керування" як на землі, так і в польоті.

Зусилля тертя в системі керування, приведені до органів керування при нейтральному їх положенні, в залежності від класу літака і рівня характеристик стійкості і керованості не повинні перевищувати величин, обумовлених в нормативних документах. Так, для пасажирських літаків у відповідності з нормами льотної придатності сили тертя в системі керування, які визначаються як піврізниця зусиль на важелі керування при прямому та зворотному його ході, при

положеннях рульової поверхні не повинні перевищувати по абсолютній величині:

- 40 Н – при керуванні літаком по крену;

- 50 Н – при керуванні літаком по тангажу;

- 20 Н – при керуванні літаком по курсу.

Мінімальне зусилля тертя в проводці керування повинно бути таким, щоб в польоті не виникали автоколивання контуру "літак – система керування".

Зусилля зрушування важеля керування, як правило, не повинно перевищувати зусиль тертя більш, ніж у два рази.

При переході на ручне (резервне) керування допускається збільшення зусиль тертя, але не більше, ніж у два рази.

Люфт на важелях керування літаком (тобто, коли рух важелів керування не супроводжується відхиленням аеродинамічних поверхонь керування) не повинен викликати небажаного погіршення характеристик стійкості і керованості літака.

Система керування повинна бути збалансована в масовому відношенні при всіх положеннях органів керування для виключення несприятливої зміни характеристик стійкості і керованості літака, за виключенням особливих випадків, коли масове балансування спеціально використовується для покращення цих характеристик.

Вільні коливання важеля керування з приєднаною механічною системою повинні бути добре демпфіруванні:

- система повинна мати аперіодичний характер перехідного процесу, або коливальний, з числом коливань до повного затухання не більше 3;

- при цьому частота цих коливань повинна перевищувати більш ніж в два рази частоту короткоперіодичних коливань літака.

Нормуються, в залежності від класу літака, значення максимального фазового запізнення відхилення аеродинамічних рульових поверхонь по відношенню до зусиль, прикладених до важелів керування літака, при вимушених коливаннях систем керування з амплітудами відхилення важелів керування в діапазоні 0,1.....0,25 від їх максимального ходу на частоті 1 Гц для літаків І і П класів та на частоті 0,5 Гц – для літаків Ш класу. Так, для пасажирських літаків значення фазового запізнення на частоті 0,5 Гц не повинно перевищувати 45 градусів при забезпеченні рівня 1 або 2 характеристик стійкості й керованості літака. При цьому зміна амплітудно-частотної характеристики каналу системи керування в діапазоні частот від нуля до вказаної частоти не повинно перевищувати 15%.

Жорсткість механічної проводки повинна забезпечувати необхідні відхилення аеродинамічних поверхонь керування літака при максимальних шарнірних моментах, а також статичні і динамічні характеристики системи керування, в тому числі і при ймовірних відмовах в системі керування.

Деформація фюзеляжу, крила і оперення не повинна призводити до зниження запасу по відхиленню рульових поверхонь та їх ефективності нижче допустимої по умовах стійкості і керованості літака.

Якщо аеродинамічними методами не вдається отримати потрібні характеристики стійкості та керованості літака, то система керування повинна бути обладнана відповідними автоматами або системою покращення стійкості та керованості для "доведення" характеристик стійкості і керованості проектованого літака до стандартних.