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.

1.4.4. Вимоги до елементів системи керування

Розміщення механізмів, тяг, тросів, ланцюгів та інших деталей системи керування повинно виключати можливість дотикання їх з іншими деталями і тертя рухомих деталей системи керування об елементи конструкції літака, а також попадання в систему сторонніх предметів. Повинні передбачуватись заходи, які виключають можливість роз'єднання елементів проводки механічного керування.

В системах керування рулями, елеронами, інтерцепторами та стабілізатором повинна передбачуватися можливість контролю довжини гвинтової нарізки і глибини загвинчування тендерів тросів і регульованих тяг.

Тросові системи повинні бути спроектовані таким чином, щоб зміни в натягу тросів у всьому робочому діапазоні їх переміщення в очікуваних умовах експлуатації не погіршували характеристик керованості літака.

Ролики і барабани тросової системи повинні бути обладнані запобіжними пристроями, що запобігають сходу тросів. Кожен ролик повинен знаходитися в площині тросу в межах не більше ± 2° для виключення тертя троса у реборду ролика.

Крайні положення органів керування повинні обмежуватися упорами, які витримують розрахункові навантаження. Обмежувачі кутів відхилення органів керування повинні розміщуватись поблизу рульових поверхонь або на бустерах.

Якщо літак має пристрій для стопоріння рулів, елеронів і стабілізатора (при керованому і переставному стабілізаторі) при стоянці його на землі, повинні бути виключені можливість вильоту літака із застопореними рулями, елеронами та стабілізатором, а також мимовільне включення пристрою в польоті. У випадку застосування зовнішніх пристроїв стопоріння рулів (наприклад, струбцин) також повинні бути прийняті заходи, виключаючи виліт літака з застопореними рулями.

Конструкція систем керування повинна бути такою, щоб виключалась можливість неправильного монтажу, збирання і регулювання при технічному обслуговуванні, а також неправильного функціонування.

Призначений ресурс з умов функціонування в заявлених очікуваних умовах експлуатації систем керування літака повинен бути встановлений по результатах лабораторних випробувань на стендах функціонування. Програми лабораторних випробувань повинні враховувати умови функціонування систем.

1.4.5. Зусилля при керуванні

Максимальне зусилля на важелях керування, в тому числі і в польоті з одним непрацюючим двигуном, а також при виникненні більш частих, ніж малоймовірні,

відмов не повинні перевищувати по абсолютній величині:

- 30 кгс – в поперечному керуванні;

- 45 кгс – в поздовжньому керуванні;

- 80 кгс – в шляховому керуванні.

На довготривалих режимах повинна забезпечуватись балансування
літака по зусиллях. Максимальні короткочасні (не більше З0 с) зусилля на важелях керування, необхідні для пілотування літака при виникненні малоймовірних і надто малоймовірних відмовник станів, відповідно не повинні перевищувати:

- 50 і 80 кгс – в поздовжньому керуванні;

- З0 і 45 кгс – в поперечному керуванні;

- 90 і 120 кгс – в шляховому керуванні.

Величини сил тертя на важелях керування, які визначаються, як напіврізниця зусиль на важелях при прямому та зворотному ході, не повинні перевищувати:

- 5 кгс – в поздовжньому керуванні;

- 3 кгс – в поперечному керуванні;

- 7 кгс – в шляховому керуванні.

Зусилля зрушування важелів керування (сума зусиль від тертя і початкового зусилля завантажувальних пристроїв) не повинні перевищувати більш, ніж в два рази, вказані вище значення. В крайніх положеннях (більше 90% ходу) важелів поперечного і шляхового керування допускається збільшення сил тертя, але не більше ніж в 1, 5 рази. На рекомендованих РЛЕ режимах польоту при постійних значеннях швидкості і висоти польоту градієнти зусиль по ходу важелів керування не повинні змінюватись більш ніж в три рази, за виключенням випадків, коли передбачується різка зміна зусиль (поблизу збалансованих по зусиллях положень важелів керування від початкового зусилля завантажувальних пристроїв або при підході до експлуатаційних обмежень).

1.4.6. Вимоги до систем тримирування і балансування

Системи керування літака повинні мати тримерні пристрої, які забезпечують для рівнів 1 і 2 характеристик стійкості і керованості повне зняття зусиль на важелях керування в поздовжньому, поперечному і путьовому каналах.

Швидкість перестановки пристрою тримирування повинна забезпечувати достатньо швидку зміну зусиль на важелях керування, щоб дати можливість пілоту підтримувати невелике зусилля на важелях керування при зміні умов польоту, але не викликає труднощів у пілотуванні літаком.

Відмови тримерних пристроїв не повинні призводити до збільшення зусиль на важелях керування, недопустимих по умовах забезпечення безпеки польоту. Якщо ця умова не виконується, тримерний пристрій повинен бути практично безвідмовним. На всіх багато-двигунних літаках повинна бути забезпечена можливість повного зняття зусиль в поздовжньому, поперечному і шляховому каналах керування при виході з ладу до двох двигунів при любих сполученнях для режимів горизонтального польоту в діапазоні швидкостей від швидкості, яка відповідає номінальній тязі працюючих двигунів, до швидкості, яка відповідає максимальній швидкості з двигунами, що відмовили. Висуваються також підвищені вимоги до системи керування рухомим стабілізатором, який використовується спільно з рулем висоти для балансування літака. В особливості, якщо при відмові системи керування рухомим стабілізатором не забезпечуються парирування відмови зусиллями одного пілота, продовження польоту і можливість посадки, то система керування стабілізатором повинна бути практично безвідмовною.

Рульовий привод рухомого стабілізатора повинен утримувати навантаження при відсутності сигналів керування на його вході, а також при розглядуваних відмовах в ньому при всіх експлуатаційних умовах та режимах польоту.

На закінчення потрібно відмітити, що система керування, її підсистеми, елементи і агрегати повинні також відповідати загальним вимогам, які висуваються до виробів авіаційної техніки по міцності, експлуатабельності і контро-придатності, технологічності, живучості і стійкості до зовнішніх впливів, стандартизації і уніфікації та ін. При проектуванні системи керування конкретного літака до неї можуть висуватись спеціальні вимоги, які відображають специфіку проектованого літака.

1.5. Механічна проводка керування

1.5.1. Обґрунтування вибору типу механічної проводки для системи

керування на проектований літак місцевих повітряних ліній

Застосування змішаної проводки пояснюється прагненням максимально використати переваги різних видів елементів передачі керуючого руху від пілота до рульової поверхні. Наприклад, беззаперечною перевагою жорстких проводок з поступальним рухом в порівнянні з тросовими є простота в експлуатації і менше тертя при багаторазовій зміні напрямку траси передачі. В той же час тросова проводка на прямих ділянках має меншу масу і габарити, полегшуючи компоновку системи керування. В даній конструкції ЛА жорстка проводка застосовується в місцях, де по умовах забезпечення кінематичних зв’язків між елементами системи керування і компоновкою їх на літаку необхідні багато-чисельні з'єднання і зміни напрямку траси проводки. Це тому що тросова проводка при однаковій кількості перехідних елементів має велике тертя і потребує підвищеної уваги в експлуатації.

Місця на літаку де присутня тягова проводка розміщені:

- в кабіні екіпажу і аж до шпангоута №4;

- в районі хвостового оперення за шпангоутом №34;

- в крилі.

А довгі прямі ділянки без зміни напрямку виконані з допомогою тросової проводки. Потрібно також відмітити, що ділянки тросової проводки легше дублюються, що особливо важливо для забезпечення практичної безвідмовності системи керування.

1.5.2. Вибір основних параметрів механічної проводки керування.

Механічна проводка керування є важливим елементом СШК літака. Так, в СШК з безпосереднім керуванням льотчиком рульовими поверхнями літака за допомогою механічної проводки здійснюється передача керуючого сигналу від важеля керування льотчика до рульової поверхні літака. В бустерній системі керування з гідромеханічним рульовим приводом механічна проводка використовується для передачі керуючого сигналу від важеля керування льотчика до вхідної качалки приводу; в окремих випадках за допомогою силової проводки керування забезпечується також механічний зв'язок між вихідною ланкою рульового приводу і рульовою поверхнею літака.

У гнучкій проводці передача сигналу керування здійснюється за допомогою тросів (канатів), стрічок, ланцюгів або інших гнучких елементів. У змішаній проводці застосовується поєднання елементів жорсткої і гнучкої проводок керування.

Основними параметрами механічної проводки, які безпосередньо впливають на динамічні характеристики і точність керування літаком, є:

- коефіцієнт передачі k _пер;

- жорсткість проводки С _пр;

- тертя в проводці керування F _тр.пр;

- люфт в проводці керування ∆ _пр;

- маса проводки m _пр.

Коефіцієнт передачі є відношенням переміщення вихідної ланки проводки до переміщення її вхідної ланки. Шляхом вибору відповідного значення коефіцієнта k _пер можна скоректувати вплив сил тертя і люфтів в механічній проводці керування на характеристики СШК в цілому. Так, збільшення коефіцієнта передачі k _пер веде до зменшення приведених до вхідної ланки проводки люфтів і збільшення приведеного тертя, а також до збільшення потрібних конструктивних об'ємів для розміщення елементів проводки на літаку і до збільшення її маси.

Істотний вплив на величину тертя, величину сумарного люфту і жорсткість механічної проводки мають місцеві коефіцієнти передачі, тобто коефіцієнти передачі окремих ділянок проводки керування.

Наприклад, якщо в СШК є елементи проводки, де зосереджене підвищене тертя (гермо-вивід тощо), то для отримання меншого тертя на вхідній ланці проводки доцільно в цьому випадку зменшити місцевий коефіцієнт передачі між цим елементів і вхідною ланкою проводки, а потім збільшити коефіцієнт передачі на ділянці від вказаного елементу до вихідної ланки проводки для збереження незмінного загального коефіцієнта передачі.

Жорсткість механічної проводки С _пр – відношення зусилля, що діє на вхідну (або вихідне) ланку проводки, до її сумарної деформації, приведеної до ланки прикладання зусилля. При проектуванні механічної проводки системи керування прагнуть максимально збільшити жорсткість проводки в межах встановлених обмежень до її масі, щоб забезпечити необхідну точність і плавність руху рульової поверхні в усіх очікуваних умовах експлуатації. Тертя в механічній проводці F _тр.пр має істотний вплив на точність системи керування, спотворюючи керуючий сигнал від важелів керування льотчика до рульової поверхні. Тому максимальні значення тертя для кожного каналу керування літака (по курсу, тангажу і крену) обмовляються нормами льотної придатності.

Що для пасажирських літаків сили тертя в системі керування, які приведені до важелів льотчика і визначаються як напіврізниця зусиль на важелі при прямому і зворотному його ході, при будь-якому положенні рульової поверхні не перевищували за абсолютною величиною: 30 Н – при керуванні літаком по тангажу; 40 Н – при керуванні літаком по крену; 60 Н – при керуванні літаком по курсу. При цьому мінімальне зусилля тертя в проводці керування повинне бути

таким, щоб у польоті не виникали автоколивання контуру “літак – система керування”. Зусилля важеля керування, як правило, не повинні перевищувати зусиль тертя більш, ніж в два рази.

При проектуванні прагнуть зменшити сили тертя в проводці керування, але надмірне зменшення їх може істотно зменшити демпфірування в системі і призвести до виникнення слабо затухаючих коливань в СШК літака. В цілому демпфірування механічної проводки вибирається таким, щоб при відхиленні льотчиком важелів керування в якесь задане положення з подальшим відпуском вони поверталися в нейтральне положення плавно і без коливань. Проте наявне тертя не повинне призводити до виникнення неприпустимої зони нечутливості в переміщенні рульових поверхонь літака в залежності від зусиль на важелях керування.

Люфт в проводці керування вкрай негативно позначається на точності керування положенням рульової поверхні і динамічних характеристиках системи керування в цілому. Тому, при проектуванні прагнуть максимально зменшити сумарний люфт в механічній проводці шляхом зменшення числа з'єднань елементів і застосування в цих елементах підшипників кочення. Збільшуючи коефіцієнт передачі k _пер проводки, можна зменшити вплив люфтів на характеристики системи керування, проте таке збільшення k _пер пов'язане із збільшенням тертя, приведеного до вхідного елементу проводки. Маса m _прмеханічної проводки може складати істотну частину маси всієї системи керування, яка завжди жорстко обмежена, виходячи з вимог до масових характеристик літака, що проектується. Маса проводки багато в чому визначається вибраною схемою і розташуванням проводки на літаку, її типом, ступенем резервування окремих ділянок, а також вимогами до характеристик міцності її елементів.

Масові характеристики, а також характеристики міцності і жорсткості проводки керування тісно пов'язані між собою. Так, зменшення запасу міцності елементів проводки для зниження її маси призводить не тільки до зниження надійності СШК, але і до зменшення жорсткості цих механічних елементів. Похідної від жорсткості і маси проводки є її власна частота подовжніх коливань

ω _вл = (С _пр, / m _пр)^{–0, 5},

де С _пр і m _пр – приведені до єдиної точки параметри системи (жорсткість і маса).

Щоб уникнути резонансних явищ в СШК літака ця частота повинна бути на достатньому видаленні від збурюючих частот, а також від тонів коливань конструкції літака (фюзеляжу, крила, рульових поверхонь тощо). Звичайно, при проектуванні прагнуть максимально збільшити власну частоту подовжніх коливань проводки керування, що пов'язане з підвищенням жорсткості і зменшенням маси її елементів. Це звичайно досягається вибором раціональних, найкоротших трас механічної проводки з меншим числом поворотів, які вимагають застосування різного роду качалок і важелів, що зменшують жорсткість системи.

1.5.3. Вибір параметрів тросової проводки

Конструктивно гнучка проводка керування складається з двох гнучких гілок. З них при переміщенні командного важеля передача зусиль здійснюється за допомогою розтягнутої гілки. Найбільше поширення в системах керування сучасних літаків набули гнучкі тросові проводки. Типова схема тросової проводки керування представлена на рис. 1.1.

Рис. 1.1. Схема тросової проводки керування:

1 – сектор; 2 – трос; 3 – направляючі ролики; 4 – направляючі втулки; 5 – тандер; 6 – регулятор натягу

- конструктивна простота прокладки трас проводки на літаку

Перевагами тросової проводки є:

- менша, ніж у жорсткої проводки, маса;

До недоліків тросової проводки відносяться:

- наявність пружних люфтів в проводці;

- можливість провисання або перенатягу тросів при деформації конструкції літака у польоті, що призводить або до виникнення люфтів, або до підвищення тертя;

- підвищене в порівнянні з жорсткою проводкою тертя.

Конструкція тросової проводки включає троси, сектори, направляючі ролики і втулки, регулятори натягу, тандери.

Діаметр троса вибирається з урахуванням зусилля, що передається тросом. Перед установкою трос заздалегідь натягається під навантаженням, рівним приблизно половині руйнуючого.

Направляючі ролики, що служать для зміни напряму руху тросів, виробляються з пластмаси або алюмінієвих сплавів. Для зменшення тертя в ролики запресовуються шарикопідшипники. У ободі ролика є канавка для троса. Діаметр роликів вибирається залежно від діаметру троса і кута обхвату. Щоб виключити зісковзування троса з роликів, встановлюються спеціальні обмежувачі.

Для усунення провисання троса на прямолінійній ділянці використовуються направляючі втулки.

У тросовій проводці через наявність двох гілок можлива в польоті відносна деформація конструкції літака і проводки не призводить до розузгодження між положенням руля і важелів керування, але троси при цьому можуть ослаблятися і провисати або сильно натягатися.

З метою виключення цих явищ застосовують регулятори натягу, які автоматично компенсують зміну довжини тросової проводки відносно довжини літака. Компенсація зміни вказаних довжин здійснюється при однакових зусиллях в обох гілках троса. Регулятор автоматично закривається у разі передачі керуючого переміщення, і тим самим виключається можливість запізнювання при передачі цього руху. Замикання регулятора відбувається при виникненні різних зусиль в гілках троса.

Регулятор (рис. 1.2.) складається з двох секторів, сполучених з тросами, однієї або декількох пружин, що створюють в тросах зусилля натягу, і механізму замикання секторів при передачі керуючого переміщення.

Замикання секторів здійснюється шляхом гальмування центральної штанги через перекіс в направляючих, виникаючого при неоднакових зусиллях в тросах. Управляюче переміщення в цьому випадку передається при жорстко зафіксованих відносно один до одного секторах. При вирівнюванні зусиль в тросах ефект перекосу штанги зникає і жорсткий зв'язок між секторами замінюється пружним.

1 – трос; 2 – верхній рухомий сектор; 3 – пружина; 4 – пружина натягу тросів; 5 – нижній рухомий сектор; 6 – повзун; 7 – вісь обертання механізму

Вище наголошувалося, що одним з недоліків тросових проводок є підвищене тертя. Із збільшенням розмірів літаків тертя може досягати таких величин, при яких суттєво погіршуються керованість та стійкість літака, а також підвищується втомлюваність пілота. У зв’язку з цим особлива увага при розробці тросової проводки приділяється проблемі зниження тертя. Другою не менш важливою проблемою являється забезпечення потрібної жорсткості проводки, яка дозволяє зберегти ефективність керування при навантаженні проводки шарнірним моментом. Основним фактором, які впливають на тертя та жорсткість тросової проводки, являється величина попереднього натягу троса. Задаючись величиною попереднього натягу, вирішується протирічна задача, так як зміна цієї величини забезпечує зниження тертя при одночасному підвищенні пружності, або навпаки.

Нижче приводяться результати дослідів, проведених в АНТК ім. О.К.Антонова і методика визначення оптимальних параметрів тросових проводок. Залежність між силою тертя Р_ТР і силою попереднього натягу тросів Р _н можна виразити формулою P _тр= kP _н, де коефіцієнт k – функція діаметрів ролика і троса, а також кута обхвату ролика .

Рис. 1.3. Залежність коефіцієнта тертя троса від діаметру

канавки ролика і кута обхвату :

1 – діаметр канавки ролика D = 90 мм; 2 – D = 110 мм; 3 – D = 130 мм;

—— – для троса діаметром 4, 5 мм; - - - - для троса діаметром 3, 5 мм

Характеристика пружності тросової ділянки, яка складається, як правило, з двох гілок і має попередній натяг, буде визначатися як алгебраїчна сума характеристик двох попередньо розтягнутих тросів. Для однієї гілки вона визначається сумою характеристик, обумовлених зменшенням прогину натягуваного тросу і деформацією його пружного елементу. Перша з цих складових при рості навантаження прагне до нуля, а друга до постійного значення L/Е-F, де L – довжина тросу, Е – модуль пружності, F – площа перерізу тросу. В даному випадку під характеристикою пружності розуміють деформацію (просадку) тросової проводки під дією експлуатаційного навантаження R _н. Графіки характеристик однієї гілки для різних значень попереднього натягу тросу показані на рис. 1.4.

Рис. 1.4. Графіки характеристик пружності однієї гілки тросової проводки для різних значень величини попереднього натягу троса R _н:

1 – R _н = 100 Н; 2 – R _н = 400 Н; 3 – R _н = 600 Н; 4 – R _н = 900 Н

При побудові характеристик пружності необхідно вибрати початкове зусилля, з якого потрібно починати відлік. Величину цього зусилля назвемо умовним нулем . Це викликано необхідністю виключити з характеристики пружності початкову дільницю а-b (рис. 1.5.), де малим приростам зусиль R відповідають значні переміщення х тросу.

Для двотросової проводки, укладеної між секторами, значення Р_УД вибирають із умови R _Н – R _УС ≥ N _Е.СТ, де N _Е.СТ – частина експлуатаційного навантаження на сектор, яка повинна бути сприйнята стисненою гілкою.

Рис. 1.5. Вибір значення початкового зусилля при побудові характеристик пружності тросової проводки керування

Щоб визначити, яким способом розподіляється навантаження між стисненою і розтягнутою гілками проводки, необхідно вирішити статично невизначену задачу про розподілення навантаження з врахуванням нелінійної характеристики пружності тросу. Більш просте вирішення цієї задачі може бути основано на графічному способі, суть якого заключається в слідуючому. На основі аналітичного разрахунку або експериментальних даних будують сімейство характеристик пружності однієї гілки в залежності від діаметру тросу і відстані між секторами (рис. 1.6).

На площину сімейства характеристик пружності наносять точку А з координатами (1.2 … 1, 5) і 2 , де – допустима деформація тросової проводки. Враховується найближча характеристика пружності, що лежить нижче за точку А. Вибором навантаження, рівного (1.2 … 1, 5) , і найближчої до точки А характеристики вводять відповідний запас жорсткості проводки керування. Через точку А проводять вертикаль до перетину з віссю R. Вона перетне прийняту характеристику пружності в точці . Через середину ординати проводиться пряма , паралельна осі абсцис, яка перетне характеристику пружності в точці . Абсциса цієї точки і буде величиною попереднього натягу троса, а сама пряма – новою віссю абсцис.

Рис. 1.6. Вибір параметрів натягу троса

Рис. 1.7. Побудова сумарної характеристики пружності

тросової проводки, що має дві гілки

Побудована таким чином сумарна характеристика пружності тросової ділянки дозволяє визначити не тільки деформацію всієї системи, але і розподілення навантаження в кожній гілці.

На практиці часто користуються спрощеним методом, приймаючи значення попереднього натягу рівним половині максимальної експлуатаційного навантаження.

З рис. 1.4 випливає, що коефіцієнт тертя залежить не тільки від значення попереднього натягу тросу. Сила тертя, а, отже, і знос троса зменшуються при зменшенні діаметру і кута обхвату троса , а також при збільшенні діаметру D канавки направляючого ролика або сектора. Дослідження показали, що за інших рівних умов для забезпечення мінімального тертя і зносу троса діаметр D канавки ролика повинен вибиратися в межах D = (20…30) d.

Діаметр тросу d вибирається, виходячи з рівня експлуатаційних навантажень.

Найбільш поширеним в системах керування літаків " Ан" є трос діаметром 3, 5мм, рідше використовується трос діаметром 4, 5 мм.

Для зменшення тертя слід прагнути до зменшення кута обхвату роликів тросом, проте зменшення цих кутів нижче 15º не рекомендується з погляду стійкості і зносостійкості троса. Крім того, на величину тертя в тросовій проводці управління істотний вплив мають перекоси між тросом і віссю ролика, які повинні бути зведені до мінімуму. Дослідження показали, що при перекосі з кутом = 2º тертя в парі “ролик - трос” збільшується більш, ніж на 40% (рис. 1.8).

Максимальна зносостійкість троса і мінімальне тертя забезпечується при радіусі канавки на ролику, рівному 0, 53 … 0, 58 діаметра троса.

Рис. 1.8. Залежність сили тертя в тросовій проводці від кута обхвату ролика при різних кутах перекосу

Троси в оболонках мають підвищену жорсткість як за рахунок “стиснення” троса оболонкою, так і за рахунок розвантаження троса оболонкою, що працює з нею як єдиний елемент. Оболонка повинна мати товщину не менше 0, 3 мм. З точки зору жорсткості і маси проводки керування доцільно застосовувати оболонки, що мають після обжимання товщину 0, 3…0, 6 мм для троса діаметром d = 3, 5 мм і 0, 4…0, 9 мм для троса діаметром d = 4, 5 мм.

Для виключення впливу обжатих в оболонці ділянок троса на ресурс і величину тертя в проводці керування обжаті ділянки троса не повинні наближатися до роликів ближче, ніж на 100 мм до крайньої точки дотику ролика з тросом.

Дослідження показали, що трос в оболонці має жорсткість в 2, 5 рази вищу, ніж вільний трос. Звідси витікає, що застосування тросів в оболонці дозволяє понизити натяг троса, зменшити тертя і знос.

1.5.4. Розрахунок основних параметрів тросової проводки

проектованої системи керування

Визначаємо максимальне зусилля натягу тросу в каналі керування рулем висоти. Вихідними даними для цього розрахунку являються максимальне зусилля прикладене до штурвалу. Це зусилля згідно норм льотної придатності складає

Р _шт=145 кгс. Виведемо залежність між силою натягу тросу і зусиллям на штурвалі,

Для цього потрібно розглянути кінематичну схему представлену на рис. 1.9.

Для визначення розрахункової сили натягу троса потрібно максимальне експлуатаційне навантаження натягу троса помножити на коефіцієнт безпеки f:

Р _р= N _Е.МАХ ∙ f = 320, 1∙ 1.5 = 490 кгс

Допустима деформація одного метра тросової проводки 2 х _Е.млх для даної системи керування складає 5.6 мм.

Наносимо координати точок 2 х _E.MAX і Р _р на графік рис. 1.7. Звідки і вибираємо діаметр троса рівний d = 3.5 мм.

Сила попереднього натягу тросу, яка залежить від температури, береться з графіку на рис. 1.7.

Для визначення кута відхилення руля висоти, викликаного розтягуванням тросів, потрібно знайти кінематичний зв’язок між переміщенням троса Δ Х і поворотом руля висоти Δ δ.

Максимальні короткочасні зусилля на важелях керування, необхідні для пілотування літака при виникненні малоймовірних і надто малоймовірних відмовних станів, не перевищує 60 кгс. Визначимо, як це зусилля розтягне трос.

1.6. Вибір конструкційних матеріалів елементів системи керування

Прийнятні для виготовлення деталей і агрегатів матеріали, від міцності і опору розвитку тріщин яких залежить безпека експлуатації літаків, повинні задовольняти вимогам діючих стандартів, нормалей і технічних умов по хімічному складу, рецептурі, технологічності, регламенту, структурі, механічним, фізичним та іншим властивостям. Розрахункові характеристики матеріалів повинні ґрунтуватись на результатах статичної обробки; при цьому повинна бути вказана довірча ймовірність, при якій була проведена ця обробка. Матеріали повинні зберігати механічні, фізичні та інші властивості на протязі ресурсу та терміну служби виробу, заданих технічними вимогами. Нові матеріали можуть бути рекомендовані для використання в конструкціях тільки після всебічних досліджень, які дозволяють встановити степінь їх надійності, умови використання і методи контролю якості; при цьому їх хімічний склад, механічні і фізичні властивості повинні бути обумовлені стандартами, нормалями або технічними умовами у встановленому порядку.

Кожний елемент конструкції повинен бути надійно захищений від корозії, дії метеорологічних факторів, ерозії і ін.

Конструкційні матеріали для деталей механізмів керування літака вибирають з врахуванням фізико-механічних властивостей, які задовольняють експлуатаційним, технологічним і економічним вимогам.

Експлуатаційні вимоги визначаються призначенням і умовами роботи деталі.

Технологічні вимоги заключаються в зниженні трудомісткості і вартості виготовлення деталі в конкретних умовах виробництва. Вони враховують можливість переробки (технологічні властивості), можливість модифікації матеріалу з метою його покращення або надання йому спеціальних властивостей.

Економічні вимоги – це вимоги мінімальних затрат на матеріал і виготовлення з нього виробу. При виборі матеріалу враховується його дефіцитність і серійність виготовлення деталі.

Деталі механізмів керування отримують різними методами: литтям, штамповкою, механічною обробкою. Звично литі деталі мають складну конфігурацію. Коефіцієнт використання матеріалу достатньо високий - 0.5...0.7. З допомогою лиття можуть бути отримані мінімальні уклони і радіуси спряжень, однорідні механічні властивості у всіх перерізах деталі. Вибір матеріалу для литої деталі визначається умовами її роботи (робоча температура, середовище, спосіб навантаження), технологією виготовлення (способом лиття, характером

механічної обробки та ін.), а також вартістю матеріалу. Литі деталі мають наступні переваги в порівнянні з деталями, виготовленими іншими способами:

б) можливість отримання складних поверхонь при мінімальній

механічній обробці;

а) невисокі вартість і трудоємність виготовлення;

в) максимальне наближення заготовки до форми готової деталі;

деформованих заготовок, наділених анізотропністю.

г) однорідність механічних властивостей по всіх напрямках на відміну від

деталей, які виготовляються із штампованих заготовок, звично мають просту геометричну форму і плавні переходи від одного перерізу до іншого з обов'язковим дотриманням регламентованих співвідношень між окремими конструктивними елементами. Матеріал для деталей із гарячоштампованих заготовок вибирають в залежності від здатності його до пластичного деформування, оброблюваності різанням і умов роботи деталі.

Таким чином, виходячи зі всіх викладених вище міркувань по вибору матеріалів для елементів системи керування визначимо наступні матеріали:

Таблиця 1.2

Питомі характеристики міцності і жорсткості конструкційних матеріалів представлені в таблиці 1.3.

Таблиця 1.3.

Продовження таблиці 1.3.

При виборі конструкційних матеріалів для деталей механізмів системи керування враховують не тільки абсолютні, але й такі питомі показники, як питома міцність σ _в/ρ, ударна міцність σ _т / 2 Е ρ, жорсткість Е /ρ та інші.

1.7. Опис системи керування проектованого літака