Управление стабилизатором

Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: один из них управляется вручную от переключателей на штурвалах, второй - от автопилота. На NG электродвигатель один, а управляется он от штурвала или автопилотом по независимым каналам.

Также обеспечена механическая связь со стабилизатором с помощью колеса управления и тросовой проводки. На случай заклинивания любого из электродвигателей предусмотрена муфта, разъединяющая проводку управления стабилизатором от электродвигателей. Чтобы сработала муфта, надо приложить усилие к колесу управления и сделать примерно пол-оборота.

Полный ход стабилизатора 0 - 17 units (-0.2 – 16.9 на NG). Он возможен только от механической системы управления.

Диапазон работы автопилота ограничен 0,25 – 14 units (0.05 – 14.5 на NG).

Управление от переключателей на штурвале еще более ограничено: 0,25 – 12,5 (0.05 – 14.5 на NG) при выпущенных закрылках и 2,5 – 12,5 (3.95 – 14.5 на NG) при убранных.

Диапазон 2 – 6,9 units (Green band) соответствует эксплуатационному диапазону центровок, соответственно 30% - 5% САХ. На NG этот диапазон 2,65 – 8,5 units, соответственно для центровок 36% - 6% САХ. При положении стабилизатора вне данного диапазона при переводе РУД на взлетный режим будет звучать прерывистый звуковой сигнал (Takeoff configuration warning).

Управление электродвигателем ручного триммирования выполняется от нажимных переключателей на штурвалах пилотов. Один из переключателей отвечает за направление триммирования, а второй включает питание электродвигателя.

Нажатие этих переключателей при подключенном автопилоте приводит к его отключению.

При отклонении штурвальной колонки от нейтрали срабатывают выключатели, прерывающие цепь управления стабилизатором в сторону противоположную отклонению. Например, при взятии штурвала на себя невозможно отклонить стабилизатор на пикирование. Чтобы отключить данное ограничение на центральном пульте есть выключатель «OVERRIDE». Его нужно использовать при заклинении проводки рулём высоты, чтобы управлять самолётом по тангажу с помощью только одного стабилизатора.

Скорость перекладки стабилизатора зависит от положения закрылков - при их выпуске увеличивается в три раза.

Автопилот управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота. Скорость перекладки также зависит от положения закрылков. При выпущенных закрылках она равна скорости ручной перекладки с убранными закрылками, а при убранных – в два раза меньше.

При постановке самолёта на стоянку на длительный период следует стабилизатор отработать полностью на пикирование. В зимний период это связано с предотвращением затекания противообледенительной жидкости и растаявшего снега/слякоти в полости балансировочных панелей руля высоты. В остальной период это имеет смысл для предотвращения подъёма передней стойки самолёта на стоянке от порыва встречного ветра (особенно пустого, незаправленого самолёта).

Ниже приведён график зависимости силы ветра, способного опрокинуть самолёт на хвост в зависимости от положения стабилизатора, а также пунктирными линиями показана сила ветра, приводящая к смещению самолёта.

Система улучшения устойчивости по скорости на малых скоростях

(Speed Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS) и работает только при отключенном автопилоте.

Система управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей.

См. (http://aviacom.ucoz.ru/Principleflight2.doc) стр. 17-18, 23

Система улучшения устойчивости по скорости применяется в области полетов на скоростях 90 – 250 узлов. Если компьютер улавливает изменение скорости, то система автоматически включается при выпущенных закрылках (на 400/500 независимо от закрылков), оборотах двигателей N1 более 60%. При этом должно пройти более 5 секунд после предыдущего ручного триммирования и не менее 10 секунд после отрыва от ВПП.

Принцип работы заключается в перекладывании стабилизатора в зависимости от изменения скорости самолета, таким образом, чтобы при разгоне самолет имел тенденцию к задиранию носа и наоборот. (При разгоне 90 – 250 узлов стабилизатор автоматически перекладывается на 8 градусов на кабрирование). Кроме изменений скорости компьютер учитывает обороты двигателей, вертикальную скорость и приближение к сваливанию. Чем выше режим двигателей, тем быстрее начнет срабатывать система. Чем больше вертикальная скорость набора высоты, тем больше стабилизатор отрабатывает на пикирование. При приближении к углам сваливания система автоматически отключается.

При торможении самолёта стабилизатор автоматически перекладывается на пикирование.

Система двухканальная. При отказе одного канала полет разрешается. При двойном отказе вылетать нельзя. Если двойной отказ произошел в полете, QRH не требует никаких действий, но логично было бы повысить контроль за скоростью на этапах захода на посадку и ухода на второй круг.

21 мая 2009 года AAIB (Air Accidents Investigation Branch) - бюро расследований происшествий на авиационном транспорте Великобритании опубликовало отчет о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года.

Согласно отчета, самолет при заходе на посадку потерял скорость до 82 узлов (20 узлов менее V_REF), вышел на режим сваливания. Экипаж при выводе самолета из сваливания вывели двигатели на режим превышающий полную взлетную мощность. При этом, кабрирующий момент от двигателей был так велик, что для его парирования не хватило полной отдачи штурвальной колонки от себя и тангаж самолета увеличился до 44 градусов.

AAIB подчеркнуло в своем отчете, что в QRH (Quick Reference Handbook) не отражен тот факт, что для вывода самолета из сваливания может потребоваться использование стабилизатора для противодействия кабрирующему моменту двигателей и что экипажи должны быть предупреждены об этом.

Путевое управление

Путевое управление самолетом обеспечивается рулем направления. Перемещения педалей управления по тросовой проводке передаются на вертикально расположенную трубу (torque tube) в киле самолета. Вращение этой трубы через тяги связи передается на главный рулевой привод (main PCU) и резервный рулевой привод (standby PCU). К этой же трубе снизу прикреплен загружатель педалей (feel and centering unit), который имитирует аэродинамическую нагрузку на педалях и обеспечивает фиксированное положение руля направления при работе рулевого привода.

На руле отсутствует сервокомпенсатор, то есть отклонять руль направления в полете мускульным усилием практически невозможно.

Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В. Резервный привод питается от резервной (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление.

В главный рулевой привод встроен исполнительный механизм демпфера рысканья. (см. Боковая устойчивость и управляемость.) Он запитан от гидросистемы В.

Триммирование руля направления с помощью ручки на центральном пульте осуществляется смещением нейтрали механизма триммерного эффекта. Там же находится шкала с указателем отклонения руля направления в units.

На самолетах серии 300-500 производилась модификация схемы управления рулем направления (RSEP modification). RSEP –Rudder System Enhancement Program. Внешний признак выполнения данной модификации – дополнительное табло «STBY RUD ON» в левом верхнем углу панели FLIGHT CONTROL.

Модификация должна быть выполнена на всех самолетах до ноября 2008 года. Причиной явились две катастрофы и инцидент, в которых предположительной причиной назван отказ рулевого привода руля направления.

Первая катастрофа произошла 3 марта 1991 года с Боингом 737-200 в районе города Colorado Springs в США. (Источник информации: NATIONAL TRANSPORTATION SAFETY BOARD

WASHINGTON, D.C. 20594 AIRCRAFT ACCIDENT REPORT)

За 6 дней до катастрофы на этом самолете в полете возникло правое скольжение, которое экипаж устранил, выключив демпфер рыскания. Техсостав провел работы по демпферу, но скольжение повторилось через два дня снова. Опять демпфер был выключен и на земле были выполнены работы. В дальнейших полетах, вплоть до катастрофы, замечаний не было.

3 марта в 9.37 утра второй пилот доложила, что полосу наблюдает, и получила разрешение на визуальный заход на полосу 35. Ветер был 320 градусов 16 порывы 29 узлов. Также диспетчер доложил, что предшествующий борт докладывал о сдвиге ветра на глиссаде.

В 9.41 диспетчер дал команду после посадки не пересекать полосу 30, которая занята взлетающими бортами. Второй пилот подтвердила прием информации. Это была последняя передача экипажа.

В процессе разворота на посадочный с креном 20 градусов второй пилот доложила «1000 футов». В последующие 4 секунды темп разворота резко усилился. Она сказала «О, бог», тяга двигателей стала возрастать, поступила команда командира «Закрылки 15», что говорило о попытке уйти на второй круг.

Тем не менее, вращение продолжалось, скорость выросла до 200 узлов и перегрузка до 4. При столкновении самолет пикировал с углом тангажа 80 градусов.

Вторая катастрофа произошла 8 сентября 1994 года с Боингом 737-300 в районе города Aliquippa в США.

Инцидент произошел 9 июня 1996 года в районе города Richmond в США.

Предположительной причиной этих происшествий был самопроизвольный уход руля направления в крайнее положение. Это приводило к неконтролируемому кренению самолёта.

Главный рулевой привод руля направления до модификации RSEP имел двойной золотник (внутренний и внешний). Если они были слишком плотно подогнаны и имели значительное трение между собой, а пилот, по каким – либо причинам, допускал резкое движение педалями, то золотник мог уйти в крайнее положение и, соответственно, открыть путь гидрожидкости к полному неконтролируемому отклонению руля.

После модификации RSEP в главном рулевом приводе руля направления стало два независимых золотника, работающих от системы А и В. Соответственно к каждому из них подходит независимый рычаг управления. См. рисунки: вверху до модификации, внизу – после.

Поскольку сейчас на одном рулевом приводе появилось два независимых входа при фактически одном выходе, то появилась возможность возникновения усилий внутри рулевого привода. За этой ситуацией следит датчик внутренних усилий FFM (force fight monitor), который сразу же включает арбитра – резервную гидросистему с резервным рулевым приводом руля направления. Резервный рулевой привод помогает исправному каналу перебороть отказавший. В кабине пилотов при этом загораются сигналы: “Master Caution” с “FLT CONT” и на верхнем пульте - лампа “STBY RUD ON”. Согласно QRH от пилотов в этом случае требуется избегать больших или резких движений педалями.

Поскольку полное отклонение руля высоты может потребоваться только на этапах взлёта, посадки и ухода на второй круг для парирования разворачивающего момента при отказе двигателя, а на остальных этапах полёта это не нужно и даже опасно, то в системе управления рулём направления предусмотрено ограничение давления подаваемой гидрожидкости.

На «классике» это ограничение включается при наборе высоты более 1000 футов и отключается при снижении ниже 700 футов. На «NG» это происходит, соответственно, при разгоне скорости более 135 узлов и при торможении менее 135 узлов. У пилотов нет ни какой индикации работы системы ограничения давления, за исключением – на «классике», если в гидросистеме А прошла команда на увеличение давления, а оно не увеличилось, то загорается лампа “LOW PRESSURE” на пульте FLT CONTROL «A».

Система связи штурвального колеса с рулём направления

На самолётах модификации «NG» установлена новая система, автоматически отклоняющая руль направления при отклонении командирского штурвального колеса по крену WTRIS (wheel to rudder interconnect system). Данная система включается в работу, когда оба переключателя FLT CONTROL находятся в положении STB RUD и включен YAW DAMPER, то есть когда самолёт управляется вручную мускульными усилиями пилотов. При этом резервный рулевой привод отклоняет руль направления для облегчения управления самолётом по крену.

Система WTRIS работает только при числе М менее 0,4. В промежутке чисел М от 0,3 до 0,4 эффективность системы уменьшается от 1 до нуля. Максимальный угол отклонения руля направления от системы WTRIS: 2° - закрылки убраны, 2,5° - закрылки выпущены.

Дата добавления: 2015-05-08