Максимальные усилия на рычагах управления, потребные для пилотирования, не должны превышать по абсолютной величине:

35 кгс – в продольном управлении;

20 кгс – в поперечном управлении;

70кгс – в путевом управлении.

7.4.Проводка управления

Проводка управления связывает командные рычаги непосредственно с рулями или гидроусилителями рулей. К ней подключаются исполнительные механизмы систем автоматического управления. Конструкция проводки управления может быть гибкой, жесткой и смешанной.

Гибкая проводка состоит из тросов, роликов, качалок, секторов и других деталей. В этом случае все усилия в системе управления передаются с помощью тросов – стальных канатов, свитых из прядей проволоки.

Преимуществом гибкой проводки является ее малая масса и удобство компоновки проводки. Тросовую проводку можно разместить с помощью роликов и направляющих в удобных и безопасных местах, например под полом кабины, по борту фюзеляжа, в носовой части крыла.

Недостатками гибкой проводки является большое трение и износ в местах перегиба троса, а также необходимость размещения двух тросов для передачи противоположно направленных движений (т.е. гибкую проводку приходится делать двухпроводной). Трос вытягивается в процессе эксплуатации под нагрузкой и нуждается во внимательном уходе, контроле и смене из-за износа. Вследствие различного теплового удлинения стального троса и дюралевой конструкции самолета гибкая проводка дополнительно нагружается. Необходимо устанавливать элементы автоматического регулирования натяжения тросов.

Жесткая проводка состоит из тяг, качалок, рычагов, валов, направляющих устройств и кронштейнов. Так как тяги могут работать на растяжение и на сжатие, то д ля обес печения управлен ия достаточно одной линии тяг.

На практике иногда используют смешанную проводку управ ления в виде со четания жесткой и гибкой проводок.

7.5. Особенности бустерной системы уп равлен ия

С ростом скоростей полета увеличиваются усилия, по требные для отклонения рулев ых поверхностей. Пилот, летящий на самолете с непосредственным, неавтоматическим управлением, замечает это по значительному возрастанию усилий, требуемых для отклонения командных рычагов.

В та ких случаях в систему управлени я включают гидроусилит ели (бустеры), представл яющие собой гидравлическую следящую систему. Гидроусилитель состоит из исполнительного механизма – силового цилиндра двойного действия и распредел ительного, следящего механизм а, чаще всего золотникового тип а (рис. 7.7). Отк лоняя командные рычаги, пилот воздействует на связанный с ними проводкой управления золотник, для отклонения которого требуются незначительные усилия.

Рис. 7.7. Схема работы гидроусилителя:

1 – золотник; 2 – силовой цилиндр; 3 – крепление силового цилиндра; 4 – исполнительный шток с поршнем

Золотник распределяет поток жидкости, подаваемой под большим давлением, направляя его в ту или иную полость силового цилиндра. Исполнительный шток силового цилиндра отклоняет рулевую поверхность.

Движение исполнительного штока гидроусилителя должно «отслеживать» движение командных рычагов пилота, обеспечивая потребное направление и угол отклонения рулевой поверхности. Это обеспечивается наличием обратной связи в конструкции гидроусилителя, для осуществления которой золотник размещают на подвижном выходном элементе гидроусилителя (например штоке).

Если командный рычаг, управляющий золотником гидроусилителя, неподвижен, то золотник находится в нейтральном положении и жидкость не поступает в силовой цилиндр, надежно закрепленный в конструкции самолета. Исполнительный элемент гидроусилителя неподвижен и зафиксирован в данном положении жидкостью, запертой золотником в обеих полостях силового цилиндра.

Перемещая командный рычаг, пилот сдвигает золотник. При этом одна из полостей силового цилиндра соединяется с питающей магистралью гидросистемы, другая – со сливной магистралью. Под действием разности давлений в полостях силового цилиндра, действующей на поршень, исполнительный шток начинает перемещаться, отклоняя рулевую поверхность. Одновременно с этим шток перемещается относительно золотника, удерживаемого пилотом посредством механической проводки.

Если пилот перестанет перемещать командный рычаг, то золотник остановится, а перемещающийся шток при своем движении надвинется на золотник. Золотник снова перекроет отверстия каналов, и движение штока прекратится. Рулевая поверхность остановится в новом, заданном пилотом, положении.

Если пилот начнет перемещать командный рычаг в противоположном направлении, то сдвинувшийся золотник подаст жидкость под давлением

Конструкция и эксплуатация

воздушных судов для пилотов и

бортинженеров 7. Управление самолетом

в другую полость силового цили ндра и обеспечит слив жидкости из первой полости. Исполнительный шток при этом начнет перемещаться в противоположном направлении.

Такую схему включения гидроусилителя называют необратимой, т.к. усилия, действу ющие со стороны рулевой поверхности, на командные рычаги пилота не передаются. Иногда гидроусилитель включают в систему управления так, что через дополнительн ые тяги и качалки часть усилий с рулей может передаваться на командные рычаги и восприниматься пилотом в виде нагрузки , действующей на командные рычаги (обратимая схема включения гидроусилителя). В настоящее время гидроусилители в подавляющем большинстве сл учаев включают по необратимой с хеме (рис. 7.8).

Рис. 7.8. Необратимая схема вкл ючения гидроусилителя:

1 – командный рычаг; 2, 7 – тяги; 3 – за грузочная пружина; 4 – золотник гидроусилителя; 5 – силовой цилинд р; 6 – шток гидроусилителя; 8 – рулевая поверхность

Если гидроусилитель включен по необратимой схеме, то пилот, управляя рулевыми поверхностями, перемещает только золотн ик гидроусилителя, что не требует сколько-нибудь значительных усилий. Это лишает пилота определенн ой информации о режиме полета по усилиям на рычаге управления. Кроме того, свободно перемещая командные рычаги, пилот может, особенно на бо льших скоростях полета, отклонить рул вые поверхности так, что возникнут недопустимые перегрузки. Поэтому в проводку управления включают сп ециальные загрузочные механизмы для имитац ии усилий на командных рычагах, возрастающих по мере увеличения угла отклонения руля и при у величении скоро сти полета.

Гидроусилители, гидравличес кое питание которых о беспечивается из гидравлической системы самолёта, называются р улевыми приводами.

Гидроусилители, имеющие собственный гидробак и насосную станцию, называются автономными рулевыми машинками. Применение таких гидроусилителей повышает безопасность полётов.

Загрузочные устройства в простейш ем слу чае представляют собой пружину, сжимаемую пи лотом при откл онении командного рычага. В более сло жных загрузочных устро йствах величина усилий, действующих на командн ые рычаги при их отклонении, и зменяется в зав исимости от скорости полета. Принципиально это достигается установкой механизма, автоматически изменяющего величину плеча качалки загрузочного механизма в зависимости от высоты и скорости полета самолета. С повышением скорости полета пле чо увеличивается, при этом возрастает и загрузка командн ого рычага (рис. 7.9).

Рис. 7.9. Схема включения и работы автомата загрузки ручки пилота

имеханизма триммерного эффекта

Кзагрузочному устройству обычно присоединяется так наз ываемый механизм тримм ерного эффекта. При включении этого м еханизма по ко-

манде пилота снимается усилие, действующее на командный ры чаг при его отклонении, путем разгрузки пружины. Это особенно необходимо при длительном полете. Получаемый при этом эффект равно ценен действию триммера на рулевой поверхности при непосредственном ее отклонении.