Энциклопедия авиации. Главный редактор: Г. П. Свищёв. Издательство: Москва, «Большая Российская Энциклопедия»

Дальнейшее развитие методов и средств построения бортовых систем на основе высокопроизводительной вычислительной техники и мультиплексных каналов обмена информацией позволило перейти к созданию так называемых интегральных бортовых систем (см. Интеграция бортового оборудования), в которых объединяются задачи навигации, пилотирования, применения оружия, преодоления противовоздушной обороны, управления действиями .боевой группы, контроля бортовых устройств и др.

Структурная схема прицельно-навигационной системы.

Жёсткая П. у. (рис. 1) в основном состоит из тонкостенных труб круглого сечения, которые шарнирно подвешены на рычагах-качалках. Тяги могут быть с изменяемой или фиксированной длиной. У тяг с изменяемой длиной один или оба наконечника сделаны регулируемыми. Для повышения надёжности жёсткую П. у. иногда дублируют в виде разнесённых по разным бортам ветвей. В П. у. могут устанавливаться компенсаторы линейных деформаций конструкции самолёта.

Гибкая П. у. (рис. 2) состоит из прямой и возвратной ветвей. В ней обычно используются особо гибкие нераскручивающиеся тросы, но могут применяться также металлические ленты и проволока. Концы тросов заделываются в наконечники. Соединение двух сопряженных концов тросов и натяжение проводки обеспечивается тандерами. Для изменения направления тросовой П. у. служат устанавливаемые на кронштейнах ролики с ограничителями, предотвращающими сход тросов с роликов. Постоянство натяжения тросовой П. у. при температурных изменениях окружающей среды обеспечивается регуляторами натяжения. Для повышения надёжности ветви тросовой П. у. могут дублироваться.

Во вращательной П. у. возвратно-поступательные движение рычагов управления преобразуется шариковыми преобразователями в реверсивное вращательное движение тяг-валов, а оно, также с помощью шариковых преобразователей, обеспечивает соответствующее отклонение рулей управления. Компенсация линейных деформаций обеспечивается шлицевыми соединениями.

В П. у. могут входить механизмы имитации аэродинамических нагрузок, исполнительные механизмы систем улучшения характеристик устойчивости и управляемости и другие. На самолётах с герметичными кабинами с целью снижения потерь давления в местах прохода П. у. через герметичные перегородки устанавливаются гермовыводы.

П. у. вертолётом в общем аналогична описанной выше.

См. также Электродистанционная система управления.

Рис. 1. Жёсткая проводка управления (при одном рабочем месте пилота): 1 — педали управления рулём направления; 2 — ручка управления рулём высоты и элеронами; 3 — руль высоты; 4 — руль направления; 5 — тяга управления рулём направления; 6 — тяга управления рулём высоты; 7 — элерон; 8 — качалка; 9 — тяга управления элероном.

К статическим характеристикам П. у. при переходе от одного установившегося режима полёта к другому относят, например, коэффициент расхода ручки управления и усилия на ней на перегрузку Xⁿ = dХ_в/dn_y, Pⁿ = dP_в/dn_y; коэффициент расхода ручки управления и усилия на ней на скорость, при постоянной перегрузке: Х_n = dХ_в/dV, P_в = dP_в/dV = dP_в/dX_в)X_в.

Для оценки П. у. при выполнении манёвров вблизи границы области эксплуатационных режимов полёта используют, например, усилия на ручке управления, которые необходимо приложить для вывода самолёта на максимальную перегрузку n_y mах или предельно допустимый угол атаки {{α}}_доп, соответствующий допустимому значению коэффициента подъёмной силы c_y доп (при М{{_∞}} = const )-{{Prynax Л^дош}} усилия на ручке при минимальной и максимальной скоростях полёта из условий балансировки на крейсерских режимах полёта

{{^Vmlii' PVOUV ^Mmax}}

К характеристикам П. у. относят также усилия на рычагах управления, необходимые для поддержания исходной скорости полёта при максимальном изменении тяги двигателей, при выпуске и уборке воздушных тормозов.

Мерой П. у. (мерой качества «хождения» самолёта за ручкой управления) могут служить некоторые характеристики продольной устойчивости, например, время срабатывания (время, за которое перегрузка впервые достигает значения, которое установится в новом стационарном режиме), заброс по перегрузке.

Во многих случаях возмущенное продольное движение можно разделить на два существенно различающихся временными характеристиками переходных процессов движения: короткопериодическое, связанное с изменением перегрузки (угла атаки), и длиннопериодическое — с изменением скорости (высоты полёта, угла наклона траектории). Соответственно различают (ручка управления считается фиксированной) степень продольной статической устойчивости по перегрузке {{σ}}_n и степень продольной статической устойчивости по скорости {{σ}}_v. При {{σ}}_n < 0, {{σ}}_v < 0 летательный аппарат устойчив в продольном движении. Однако это условие необходимо, но недостаточно. Полная оценка П. у. летательного аппарата может быть получена путём анализа корней линеаризованного характеристического уравнения продольного движения.

Характеристики П. у. оказывают существенное влияние на оценку самолёта лётчиком (см. Лётчик) и безопасность полёта. Каждый самолёт должен удовлетворять действующим требованиям к затуханию колебаний и времени срабатывания при малом забросе по нормальной перегрузке (см. Заброс по перегрузке). Характеристики самолёта в длиннопериодическом движении оказывают относительно слабое влияние на оценку самолёта лётчиком. Например, к эксплуатации допускаются самолёты, имеющие как нейтральность в длиннопериодическом движении (при периоде колебаний более 20 с), так и неустойчивость (при периодах более 30 с, если при этом время удвоения амплитуды составляет не менее 60 с). При наличии системы автоматического управления рассматривают устойчивость стабилизации высоты, скорости полёта и т. д.

Для обеспечения П. у. и предотвращения расходящихся (нарастающих во времени) колебаний, возбуждаемых лётчиком при решении задачи точной стабилизации самолёта по тангажу, наряду с перечисленными показателями, необходимо выполнение определенных требований к системе управления самолёта. Такие требования формулируют в виде запаса устойчивости разомкнутой системы самолёт — лётчик по фазе ( {{∆φ}} = 30{{°}}—50{{°}}) на частоте среза и задания допустимого уровня неравномерности ({{∆}}A = 2—3 дБ) логарифмической амплитудной частотной характеристики замкнутой системы самолёт — лётчик в рабочей полосе частот.

Уравнения П. д. относительно плоской невращающейся Земли имеют вид:

{{формулы}}

где m — масса летательного аппарата, V — скорость, g — ускорение свободного падения, {{θ}} — угол наклона траектории, Р — тяга двигателей, {{φ}} угол заклинения тяги, {{α}} — угол атаки, H — высота, L — дальность полёта, Х_а — сила лобового сопротивления, Y_a — аэродинамическая подъёмная сила, М_z — момент тангажа, I_z — момент инерции относительно поперечной оси OZ (см. Система координат летательного аппарата), {{υ}} — угол тангажа, {{ω}}_z — скорость тангажа. При этом {{α}} можно выразить через {{υ}} и {{θ}} ({{α}} = {{υ}}-{{θ}}), а уравнение для {{α}} удобно записать в виде

{{формула}}

исключая из рассмотрения {{υ}}.

Следует отметить, что выписанные уравнения П. д. приближённо справедливы и в том случае, когда перечисленные выше параметры бокового движения малы. Можно убедиться, что если эти параметры имеют порядок малости {{ε}}, то влияние бокового движения на П. д. выразится членами, пропорциональными {{ε}}².

Уравнения П. д. могут быть использованы для определения стационарных режимов полёта. Полагая

{{формула}}

можно получить соотношения: X_а = Рcos({{α}} + {{φ}})-mgsin{{θ}}; Y_a = -Psin({{α}} + {{φ}}) + mgcos{{θ}}; M_z = 0; {{φ}}_z = 0. Если задать отклонение руля высоты {{δ}}_в, то из условий M_z = 0, d{{α}}/dt = 0 с учётом {{ω}}_x = 0 можно определить балансировочный угол атаки {{α}} (см. Балансировка летательного аппарата): m_x({{α}}{{_б}}, {{δ}}_в) = 0, где m_z — коэффициент момента тангажа (см. Аэродинамические коэффициенты). Далее при заданном значении H и заданной (см. Характеристики двигателя) зависимости P(V, H, {{α}}) можно определить квазистационарные значения V и {{θ}} или, задавая условие горизонтального полёта {{θ}} = 0, найти стационарные значения V и H.

Уравнения П. д. используются для анализа продольных устойчивости и управляемости. Для этого необходимо рассмотреть возмущённое движение летательного аппарата. Если летательный аппарат находятся в состоянии, близком к стационарному горизонтальному полёту с параметрами {{θ}}_ст = 0; {{ω}}{{кг}} = 0; {{α}}_ст = {{α}}{{в}}; H_ст V_ст; {{δ}}_в ст то в возмущенном движении кинематические параметры можно выразить в виде: V = V_ст + {{∆}}V, {{θ}} = {{∆θ}}, H = H_ст + {{∆}}H, {{ω}}_z = {{∆ω}}_z, {{α}} = {{α}}{{_б}} + {{∆α}}, {{δ}}_в = {{δ}}_в ст + {{∆δ}}_в, где приращения {{∆}}V, {{∆θ}} и т. д. считаются достаточно малыми. Тогда, пренебрегая квадратами приращений и их произведениями, можно записать уравнения возмущения П. д. в виде:

{{формулы}}

(здесь {{Xva, р", М?,...}} — частные производные сил и моментов по величинам, стоящим в верхних индексах, и для упрощения принято {{α}}{{_б}} + {{φ}} = 0). Полученная система уравнений является системой линейных дифференциальных уравнений с постоянными коэффициентами. Исследование решений этой системы при {{∆δ}}_в = 0 позволяет определить продольную устойчивость при фиксированной ручке управления, исследование решений {{∆δ}}_в = {{∆δ}}_в(t) позволяет оценить характеристики продольной управляемости.

При исследовании характеристик автоматической системы управления значение {{∆δ}}_в задаётся в соответствии с выбранным законом управления как функция {{ω}}_z (демпфер тангажа), {{∆}}V, {{∆}}H, {{∆θ}}, {{∆α}}. Аналогичным образом исследуется влияние возмущений (например, ветровых) на движение летательного аппарата. Часто для упрощения возмущенное П. д. разделяется на короткопериодическое (угловое) — рассматриваются только {{∆α}} и {{∆ω}}_x, a {{∆}}V и {{∆}}H считаются равными нулю, и на длиннопериодическое (фугоидное) — рассматриваются отклонения {{∆}}V и {{∆}}H и {{∆θ}}, а отклонения {{∆α}}, {{∆ω}}_x определяются как функции от {{∆}}V и {{∆}}H из условий d{{ω}}_x/dt = 0, d{{∆α}}/dt = 0.

Основные параметры при проектировании самолёта: {{χ}} — угол стреловидности крыла; G_кн — масса коммерческой нагрузки; L — дальность полёта; и — высота полёта; {{θ}} — угол наклона траектории; I_p — длина разбега; a — себестоимость перевозок; Г — относительная циркуляция скорости; z, х — относительные координаты; с_y, с_x — аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и сопротивления; {{α}} — угол атаки; Р —тяга силовой установки; М — Маха число полёта; с_в — удельный расход топлива; М — изгибающий момент крыла; {{σ}} — напряжение; {{ω}}{{_г}} — скорость тангажа; t — время.

Г. А. Прокофьев.

{{формула}}

где PV = QV(V + u{{_∞}})u{{_∞}}S{{_∞}} — часть мощности, подводимой к П. и затрачиваемой на совершение полезной работы; E = 1/2Q(V + u{{_∞}})u²{{_∞}}S{{_∞}} — часть мощности, затрачиваемой на возмущение среды (потери); Q — плотность среды, S{{_∞}} — площадь поперечного сечения струи на бесконечном удалении за П.; u{{_∞}} — скорость струи в сечении S{{_∞}}; V — поступательная скорость П. Частный случай П. — воздушный винт.

пропульсивная сила (от латинского propulsus — толкаемый вперёд, подгоняемый) несущего винта — составляющая равнодействующей аэродинамических сил несущего винта, направленная по скорости полёта. В горизонтальном полёте П. с. создают как наклоном оси винта вперёд, так и изменением направления равнодействующей при помощи автомата перекоса. Для продвижения вертолёта вперёд энергетически более выгодно использовать П. с., чем дополнительные воздушные винты типа самолётных. Однако достижения больших скоростей горизонтального полёта (более 400 км/ч) П. с. несущего винта не обеспечивает, и тогда требуются дополнительные воздушные винты, применённые уже на некоторых винтокрылых летательных аппаратах.

Проскура Георгий Фёдорович (1876—1958) — советский учёный в области гидромашиностроения, гидро- и аэродинамики, академик АН УССР (1929). Окончил Императорское техническое училище (1901). Ученик Н. Е. Жуковского. С 1904 преподавал в Харьковском технологическом институте (с 1911 профессор), где занимался также развитием авиационных специализаций и соответствующей экспериментальной базы, и в других вузах Харькова. В 1944—1954 директор Лаборатории проблем быстроходных машин и механизмов АН УССР. В статье «Теория пропеллерных турбин» (1922) впервые в СССР дал общую теорию осевых турбомашин. Опубликовал (1924) сборник статей по основам теории и практики парящего полёта. В 1924 авиационная секция Харьковского технологического института издала лекции П. «Теоретические основы авиации и воздухоплавания», в 1926 — «Воздушные винты». Консультировал разработку ряда самолётов, в том числе ХАИ-1. В начале 30 х гг. в Харьковском авиационном институте под руководством П. начала работать группа по изучению реактивного движения, в 1940 прошла научная конференция по реактивной технике. После войны П. организовал в этом институте кафедру по новым типам двигателей летательных аппаратов. Государственная премия СССР (1943). Награждён 2 орденами Ленина, орденом Трудового Красного Знамени, медалями.

Соч.: Экспериментальная гидроаэродинамика, ч. 1, М.—Л., 1933; Гидродинамика турбомашин, 2 изд., Киев, 1954.

Г. Ф. Проскура.

пространственная ориентировка лётчика — способность лётчика оценивать своё положение и положение летательного аппарата в пространстве относительно Земли.