+7 (495) 720-06-54
Пн-пт: с 9:00 до 21:00, сб-вс: 10:00-18:00
Мы принимаем он-лайн заказы 24 часа*
 

Максимально допустимый крен: Как определить крен 16-этажного здания с помощью тахеометра? | Страница 2

0

2. Предельно допустимые дополнительные совместные деформации зданий и их оснований (ч. 1)

Дополнительными осадками зданий (сооружений) принято называть осадки, которые возникают в результате загружения (застройки) смежных с ними площадей. Эти дополнительные осадки развиваются в результате одностороннего приложения нагрузки относительно основания существующих зданий, они всегда и заведомо неравномерны, а поэтому и особенно опасны [29].

Сотников С.Н. О дополнительных совместных деформациях зданий и оснований, возникающих при строительстве в районах плотной застройки // Основания, фундаменты и механика грунтов

Очевидно, что строительство в сложившихся районах города или в промышленной зоне не должно приводить к авариям и повреждениям конструкций существующих домов, поэтому экономичные и безопасные конструктивные решения фундаментов могут быть приняты только на основе расчета оснований новых (проектируемых) и старых (существующих) зданий по деформациям.

В соответствии с требованиями СНиП 2.

02.01-83 при проектировании отдельно стоящих зданий должно быть выполнено условие

s ≤ su,

(4.1)

где s — осадка основания, определяемая расчетом; su — предельно допустимая осадка основания зданий, устанавливаемая по прил. 4 СНиП 2.02.01-83 или совместным расчетом системы «сооружение — основание».

При проектировании зданий, располагаемых возле существующих, необходимо удовлетворить и второе условие:

sad ≤ sad,u,

(4.2)

где sad — дополнительная осадка от загружения основания существующего здания проектируемым; sad,u — предельно допустимая величина совместной дополнительной деформации здания (сооружения).

Таблица 4.1

Прогнозируемая осадка нового здания на естественном основанииОбщая характеристика проектного решения Мероприятия
архитектурно-планировочныепо фундаментам нового зданияпо наземным конструкцияморганизационно-технологические
Менее 5 смПредупредительные мерыНовое здание должно быть не выше существующихУстройство ленточных фундаментов перпендикулярно линии примыканияВременное усиление существующих зданий в зоне примыканияПрименение шпунта по линии примыкания при расчете на горизонтальные силы. Разработка выемок участками
От 5 до 10 смСпециальные мерыНежелательны: примыкания, сложные в плане, в поперечных направлениях, в углах; разноэтажные части. Рационально примыкание посредством легких переходовМаксимально возможное удаление фундаментов от существующих зданий. Разрезка оснований конструктивным шпунтом ниже глубины сжимаемой зоныУстройство примыканий на консолях. Применение осадочных швов. Усиление соседних зданий металлическими продольными стяжками. Устройство ниш в фундаментах для установки домкратов или других выравнивающих устройств. Проектирование нового здания по жесткой конструктивной схемеПогружение шпунта вдавливанием (при наличии слоев песка). Первоочередное строительство относительно тяжелых блоков (частей) зданий. Придание конструкциям строительных подъемов
Более 10 смМеры по уменьшению проектной осадки до 5 смНе регламентируютсяУстройство опор глубокого заложения: свай буровых, винтовых, коротких, забивных, вдавливаемых и забивных с лидирующей скважиной, в тиксотропной рубашке; стен в грунте; опускных колодцев; массивов из закрепленного грунтаТе же, что и при осадке менее 5 смОграничение динамических воздействий

Материалы натурных наблюдений за развитием дополнительной осадки существующих зданий и возникших при этом повреждений строительных конструкций показали, что предельным дополнительным совместным деформациям существующих зданий

sad,u требуется придать иное смысловое содержание, чем установленным в СНиП 2. 02.01-83 su для отдельно стоящих зданий. Указанное положение обусловлено тем, что дополнительная осадка sad заведомо неравномерна, а ее вид (форма совместной деформации: перекос стен) всегда предсказуем.

В рассматриваемой ситуации целесообразно использовать три показателя: дополнительную осадку точки, наиболее приближенной к линии примыкания нового здания к существующему, sad,a;

  • дополнительный перекос1 существующего здания на участке примыкания jad;
  • дополнительный крен существующего здания в сторону нового iad

Дополнительный перекос определяется по формуле

1 Термину «перекос» по СНиП 2.02.01-83 соответствует определение «относительная неравномерность осадки». Термин «перекос», предложенный Б.И. Далматовым, по нашему мнению, предпочтителен как более лаконичный и лучше отвечающий природе явления.

j = (sad,a – sad,b)/l,

(4. 3)

где sad,a — осадка точки существующего здания, находящейся возле линии его примыкания к новому; sad,b — осадка точки существующего здания, отстоящей от линии его примыкания к проектируемому на расстоянии l, которое устанавливается в зависимости от конструкции здания.

Расстояние l (рис. 4.1) назначается для кирпичных и крупноблочных домов с продольными несущими стенами равным расстоянию от линии примыкания до ближайшего проема; для зданий с поперечными стенами — шагу этих стен; для зданий каркасных — шагу колонн и т.п. Обычно это расстояние равно 2—6 м. Теория и опыт свидетельствуют о том, что на участке длиной

l перекос стен зданий и вызванные этим повреждения получают наиболее опасное развитие.

Рис. 4.1. К определению максимального перекоса конструкций существующего здания

1 — здание более ранней постройки, 2 — новое здание, a и b — точки определения осадки по расчету

Дополнительный крен определяется выражением

iad = (sad,a – sad,n)/La–n,

(4. 4)

где sad,n — осадка точки существующего здания (блока), находящейся на стороне, противоположной линии примыкания к новому зданию; La–n — характерный размер существующего здания в плане (расстояние между точками

а и n).

Величина iad устанавливается для относительно коротких (L ≈ 20÷30 м), «точечных» зданий или блоков протяженных зданий, разделенных осадочными швами на ряд отсеков.

ДОПУСТИМЫЕ ОТКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА ОТ. ПОСАДОЧНОЙ ТРАЕКТОРИИ | Авиация

Проблемы предпосадочного маневрирования и, в частности, во­просы определения диапазона допустимых боковых отклонений рассматривались в ряде работ зарубежных и отечественных авто­ров[35]. Ниже будут использованы результаты и выводы исследова­ний, выполненных в ГосНИИ ГА[36].

В общем случае в момент перехода на визуальный полет само­лет может иметь как линейное, так и угловое отклонение от поса­дочной траектории. Основными источниками линейных боковых отклонений самолета от посадочной траектории являются етатизм систем полуавтоматического и автоматического управления, а так­же отклонения курсовой ЛИНИИ КРМ от оси ВПП.

Боковые откло­нения могут быть следствием траекторных колебаний самолета относительно курсовой линии. Угловые отклонения (отклонения век­тора путевой скорости самолета от направления посадки) в основ­ном являются следствием траекторных колебаний самолета и не­точного подбора угла сноса.

Из гл. 3 известно, что к со­временным системам траєктор­ного управления предъявля­ются требования траекторной устойчивости и автоматическо­го учета сноса. Поэтому прак­тически величины угловых от­клонений самолета в момент перехода на визуальный полет невелики и их имеет смысл учитывать лишь при неболь­ших дальностях от ВПП.

Очевидно, худшим сочета­нием бокового и углового от­клонений является такое, при котором самолет вследствие уг­лового отклонения 0Г уходит от посадочной траектории, увеличивая уже имеющееся боковое отклонение z (рис. 6.4). Для устранения этих отклонений необходимо развернуть самолет вначале в одну, а затем в другую сторону. При этом траектория движения самолета имеет вид деформированной латинской буквы S, вследствие чего корректирующий маневр часто называют S-образным маневром.

При расчете допустимых отклонений самолета от посадочной траектории будем исходить из следующих предпосылок.

Боковое маневрирование происходит в процессе снижения са­молета по заданной глиссаде. Маневрирование должно быть в ос­новном закончено к моменту пролета порога ВПП (высота проле­та порога ~ 10 м).

При посадке самолета в сложных метеорологических условиях после окончания автоматизированного захода (отключение авто­пилота, прекращение пилотирования по командным стрелкам), на высоте принятия решения целесообразно и далее снижаться на ус­тановившемся режиме по «предложенной» глиссаде вплоть до пе­ресечения порога ВПП. Такая методика полета исключает случаи посадки самолета перед ВПП и обеспечивает возможность эффек­тивного маневрирования в процессе визуального полета.

При снижении по «продолженной» глиссаде в идеализирован­ном случае в момент прохода над порогом ВПП антенна ГРП нахо­дится на высоте базовой (опорной) точки курсо-глиесадной систе­мы. При этом высота полета самолета, отсчитываемая от нижнего края шасси, будет меньше на величину превышения антенны ГРП относительно этой точки.

Принимая, что, во-первых, базовая точка сдотемы СП-50 и ИЛС находится на высоте 15 м и, во-вторых, превышение антенны ГРП над нижним краем шасси составляет около 5 му легко определить, что при таких условиях самолет проходит над порогом ВПП на высоте около 10 м.

Бели в процессе снижения имеет место «подныривание» под глиссаду, то высота окончания корректирующего маневра должна быть не менее 10 м. При выполнении этих условий боковое манев­рирование завершается до начала выравнивания. Когда мини­мально допустимая высота ухода на второй круг превышает 10 м, боковое маневрирование должно быть закончено до достижения минимально допустимой высоты ухода на второй круг.

В точке окончания бокового маневра по возможности не долж­но быть угловых отклонений вектора путевой скорости от направ­ления посадки (при расчете их полагают равными нулю). При при­землении на ВПП могут быть допущены некоторые линейные бо­ковые отклонения Az0 самолета от ее оси, величина которых зависит от ширины ВПП. р. н max — Одна-

ко и в этом случае можно получить лишь приблизительные значе­ния допустимых боковых отклонений, которые требуют уточнения в летных испытаниях. Такие испытания включают полеты в различ­ных условиях, в том числе ночью, при боковых ветрах и т. д.

Вместе с тем зависимость (6.3) позволяет достаточно полно оце­нить значимость различных факторов, влияющих на диапазон до­пустимых боковых отклонений. Весьма значительное влияние на него оказывает скорость полета (рис. 6.7). Самолеты выпуска по­
следних лет имеют скорости захода на посадку значительно меньшие, чем са­молеты аналогичных типов, разрабо­танные ранее. Достигается это в ос­новном за счет применения всевозмож­ных средств механизации крыла.

До сих пор мы полагали, что кор­ректирующие маневры выполняются координированно. При этом боковая сила создается за счет крена, который ограничивается по соображениям без­опасности. Поэтому оказываются огра­ниченными величина боковой силы и диапазон допустимых боковых откло­нений. При сохранении ограничений по крену диапазон таких отклонений мо­жет быть расширен, если корректиру­ющие маневры выполнять с внешним скольжением, создающим дополни­тельную боковую силу. С этой точки зрения применение внешнего скольже­ния эквивалентно увеличению средне­го крена. Некоординированный разво­рот с креном у и боковой перегрузкой пг происходит с такой же угловой ско­ростью, что и координированный раз­ворот с креном

Особенно эффективно применение внешнего скольжения в тех случаях, когда допустимы лишь небольшие крены К Однако выпол­нение маневров со скольжением более трудно, чем координирован­ных. Поэтому некоординированные маневры имеют ограниченное применение.

В ряде случаев может быть рекомендовано применение внеш­него скольжения («передача ноги») только в моменты ввода само­лета в крен.

Этим уменьшается инерционное запаздывание в образовании крена, что способствует увеличению среднего крена при выполне­нии корректирующих маневров, а значит, приводит к расширению области допустимых боковых отклонений самолета.

1 Подробно об использовании скольжения при предпосадочном маневриро­вании см. Белогородский С. Л. О некоторых вопросах предпосадочного маневрирования. ОНТИ ГосНИИ ГВФ, 1964. с. 35.

Стратегический бомбардировщик B-2A «Спирит» . Авиация и космонавтика 2014 05

Эксплуатация и боевое применение самолетов В-2А

По мнению наземного персонала, особенностью самолета В-2А является логичная, хорошо организованная компоновка панелей технического обслуживания.

«Спирит» спроектирован таким образом, чтобы обеспечивать проведение всех операций по техническому обслуживанию самолета с открыванием минимального числа панелей. Например, блоки БРЛК доступны при выполнении практически всех работ через нишу передней стойки шасси.

При внешнем осмотре самолета обращает на себя внимание отсутствие характерных пятен подтекающей гидравлической жидкости и топлива под самолетом, равно как и их следов на нижней поверхности планера (большинство американских боевых самолетов, которые автор этих строк видел в «естественной среде», а не на международных авиасалонах, текут).

В то же время большие проблемы первоначально возникли у американских «технарей» при проведении ежедневной рутинной работы с новыми радиопоглощающими материалами, обеспечивающими снижение радиолокационной заметности самолета (лентами, специальными клеями и т. д.). В конце 1990-х гг. ремонт не очень долговечного радиопоглощающего покрытия проводился через каждые 200 ч налета. Трудоемкие осмотры и работы по восстановлению свойств малой заметности самолета В-2А в конце 1990-х гг. составляли, в среднем, около 44 рабочих дней в год на один самолет. В дальнейшем, по мере накопления опыта по работе с РПМ, это время было уменьшено. В дальнейшем время между проведением КТО и ремонтом было доведено до 400 н, а в перспективе ставилась задача уменьшить его до 600 ч. Интервал между проверками степени ухудшения свойств малой заметности составлял первоначально 18 месяцев (вероятно, к настоящему времени он увеличился).

Что касается летных характеристик самолета, то тут лучше всего обратиться непосредственно к пилотам В-2А. Приведем отзывы одного из летчиков: «Начальный набор высоты происходил на скорости 520 км/ч до 2750 м. В процессе набора на режиме максимальной крейсерской тяги скороподъемность составляла 10,2-13,3 м/с. На высоте 2750 м я перевел В-2 А в горизонтальный полет и зафиксировал скорость, равную 550 км/ч. Первый маневр, которой, пожалуй, захотел бы сделать любой летчик на В-2А, — резкий разворот с креном. Я поднял нос примерно на 10° и ввел самолет в крен — сначала на 30°, а затем — на 60°. Угловая скорость крена была впечатляющей для самолета такого размера и примерно соответствовала скорости крена тяжелого истребителя. При крене 30° я создал перегрузку 1,5 для выполнения установившегося виража, а при крене 60° — максимально допустимую перегрузку 2. В ходе выполнения виража тенденция к опусканию носа не наблюдалась, и я легко выдерживал заданную высоту полета.

Характеристики устойчивости бомбардировщика позволяют летчику установить заданную высоту полета и самолет сам будет оставаться на этой высоте. При выполнении разворотов как при крене 60°, так и при более пологих маневрах, усилия на РУС остаются без изменений. Одной из характерных особенностей самолета В-2А, которую я ощущал в процессе всего полета, является медленное торможение даже при полете с большими углами крена, что свидетельствует о малом аэродинамическом сопротивлении самолета.

При полетах строевых летчиков сейчас (речь идет о второй половине 1990-х гг.) действует ограничение максимального угла крена — 60°.

…Реакция самолета по тангажу также была хорошей, но не давала того ощущения быстроты, как при выполнении маневров по крену. При «полете» на тренажере на высоте 3000 м и скорости 550 км/ч я резко взял РУС на себя и тут же ощутил предупреждающий сигнал в виде «тряски» РУС.

В контур управления самолетом включен эффективный ограничитель предельных режимов, связанных с углами атаки. На В-2А есть, также, ограничитель углов атаки, аналогичный используемому на истребителе F-16, который не позволяет летчику превысить максимально допустимый угол атаки.

Я дал правую педаль вперед и увидел, что электронный шар-индикатор рыскания оставался зеленым до достижения угла рыскания 5°, после чего он сделался красным, показывая наступление предельного режима. Аналогичная картина наблюдалась и при даче левой педали. Когда я отпустил педаль, заброс в противоположную сторону составил менее 2° и был быстро сдемпфирован. Это были действительно резкие маневры по тангажу и крену, а реакция самолета продемонстрировала мощное демпфирование возмущений системой управления полетом.

… Выпуск тормозных щитков, конструктивно объединенных с элевонами, на скорости 600 км/ч и высоте 2800 м привел к незначительной тряске самолета, но не вызвал изменения тангажа. В-2 быстро снизил скорость до 370 км/ч. На этой скорости усилия на РУС и реакция самолета на ее отклонения остались без изменений. Приемистость двигателей при последующем разгоне была хорошей, равно как и сам разгон — правда, с учетом того, что полетная масса была невелика…».

В целом, насколько можно судить по имеющимся публикациям, с точки зрения летчика, фирма «Нортроп» сделала хороший самолет, который оказался не только надежен, но также легок и приятен в пилотировании. Хотя несколько экзотическая схема «летающее крыло», в соответствии с которой был выполнен В-2, заставляла пилотов ожидать, что самолет будет отличаться какими-то необычными пилотажными характеристиками, но в действительности по своему поведению в воздухе «Спирит» оказался очень близок к другим современным самолетам подобного класса.

На рубеже 1990-2000-х гг. рассматривались весьма экзотические сценарии применения В-2А в роли ударного самолета, несущего неядерные средства поражения. В частности, было выдвинуто предложение использовать «Спирит» для борьбы с… танковыми группировками противника! Предполагалось, что бомбардировщик, несущий перспективные малогабаритные высокоточные боеприпасы (например, УПАБ класса перспективных SDB), сможет в ходе одного вылета уничтожить до 350 единиц бронетанковой техники. Однако при этом забывалось, что стоимость одного «Спирита» (который вблизи линии фронта мог стать легкой добычей войсковой ПВО или фронтовых истребителей) была выше, чем суммарная стоимость этой танковой армады (даже в том случае, если бы последняя состояла исключительно из самых современных и дорогостоящих единиц БТТ).

Позже появилась идея совместного применения самолетов В-2Аи В-1В. Предполагалось, что «Спирит», выполняя роль лидера, при помощи ракет AGM-88 HARM будет «прорубать просеку» в системе ПВО противника, а за ним будут следовать «Лансеры», поражающие основные цели неядерными боеприпасами.

В качестве другого сценария боевого применения В-2А предполагалось, что этот бомбардировщик совместно с малозаметным истребителем F-22A будут действовать в рамках единой группировки GSTF (Global Strike Task Force), которая в короткое время может быть развернута в любом районе Земного шара. При этом роль «Рэпторов» должна была сводиться не только к защите «Спиритов» от воздушного противника, но и к подавлению наземных средств ПВО при помощи КАБ типа JDAM, а в перспективе — и УПАБ малого диаметра. В качестве источников получения информации о неприятельских РЛС планировалось использовать мощную бортовую систему радиоэлектронной разведки истребителя F-22A AN/ALR-94, способную обнаруживать источники радиолокационного излучения на дальности до 350–400 км, а также другие летательные аппараты (пилотируемые или беспилотные), наземные, морские и космические системы. Однако характеристики дальности самолета F-22A (2300 км без ПТБ) поставили под сомнение способность этого самолета длительное время находиться в зоне действия современных зенитных средств, прикрываясь радиолокационной малозаметностью. Все это делало сомнительной и саму идею миссии GSTF.

В полете В-52Н и B-2A

Прорабатывались (или обсуждались) разведывательный, а также противокорабельный (с перспективными бомбами типа JDAM, снабженными системой коррекции в полете с борта самолета-носителя) варианты В-2А.

Однако, несмотря на наличие полуфантастических прожектов по использованию «Спиритов», первое боевое применение нового бомбардировщика, состоявшееся в ходе балканской войны (март-июль 1999 г. ), мало отличалось от «классического» сценария использования стратегических бомбардировщиков США в неядерных конфликтах (Вьетнам, Ирак). В-2А наносили удары по исключительно стационарным целям с заранее известными координатами.

В боевых действиях против Югославии приняли участие три из шести имевшихся к тому времени в распоряжении ВВС самолетов В-2А уровня Block 30. Хотя бомбардировщики типа «Спирит» выполнили лишь 50 боевых вылетов (0,17 % от всего числа боевых вылетов авиации НАТО), они сбросили почти 11 % всех использованных в этой войне авиационных боеприпасов.

Основным оружием самолетов В-2А в ходе балканского конфликта были новейшие (официально еще не принятые на вооружение) корректируемые авиабомбы с инерциально-спутиниковым автономным наведением GBU-31 типа JDAM (калибр 910 кг). В ходе боевых действий бомбардировщики «Спирит» сбросили, в общей сложности, более 600 авиабомб типа JDAM.

Бомбометание выполнялось с высот порядка 12 км. Самолеты подходили к цели, маневрируя по курсу. При этом они несколько раз кратковременно включая свои БРЛС, осуществлявшие картографирование местности по курсу в секторе 30°. Это позволяло экипажу более точно привязаться к местности, уточнить истинную высоту полета и местоположение цели (если она была достаточно радиолокационноконтрастна). После этого при помощи системы управления вооружением GATS летчики непосредственно перед бомбометанием вносили коррекцию в системы наведения КАБ. В результате точность бомбовых ударов боеприпасами JDAM, по утверждению представителей ВВС США, удалось повысить с 13–14 до 6 м.

Продолжительность боевого вылета В-2А составляла, в среднем, 33 ч. При этом выполнялось три-четыре дозаправки в воздухе. В ходе подготовки к операции «Союзническая сила» один из самолетов «Спирит» совершил экспериментальный беспосадочный перелет по маршруту Уайтмен-Гуам-Уайтмнен протяженностью 26600 км и продолжительностью 37 ч (средняя скорость на маршруте — 720 км/ч), а на тренажере был выполнен «беспосадочный полет» продолжительностью 44,5 ч.

Был сделан вывод, что в случае необходимости бомбардировщик сможет находиться в воздухе 50 ч. Переносить столь длительные полеты экипажу В-2А, состоящему всего из двух человек, помогал высокий уровень автоматизации, хорошо продуманная эргономика кабины, а также специальное оборудование, включающее такие «маленькие радости», как биохимический туалет, спинки катапультных кресел, оборудованные вибромассажерами, а также меню бортпайка, составленное с учетом вкусов конкретного члена экипажа. В то же время специалисты конгресса США, подготовившие доклад об использовании самолета В-2А в боевых действиях на Балканах, на основе опроса летчиков отметили, что приборное оборудование кабины этого самолета не лишено ряда недостатков, повышающих утомляемость экипажа и затрудняющих его ориентирование в боевой обстановке.

B-2A в сопровождении истребителей F-22

Следует отметить тот факт, что В-2А имели над Сербией весьма солидное авиационное прикрытие, включавшее наряд самолетов радиоэлектронной борьбы ЕА-6В и истребителей F-15C. При этом мощнейшая информационная поддержка обеспечивалась самолетами ДРЛО Е-3 и самолетами радиолокационной разведки и управления Е-8. Такая тактика противоречила основным принципам использования самолетов steals действовать в одиночку, без привлечения самолетов других типов, не обладающих свойствами малозаметности и способных демаскировать бомбардировщик. Кроме того, как минимум, на порядок возрастала цена одного боевого вылета В-2А.

Требовалась и весьма «тонкая» работа по согласованию совместных действий множества разнотипных летательных аппаратов, базировавшихся на разных континентах (Европа, Африка, Америка) и принадлежащих различным родам войск (к примеру, «хозяином» палубных самолетов ЕА-6В, прикрывавших «Спириты», являлись моряки). Это не могло сказаться на оперативности боевого применения бомбардировщиков, а также на обеспечении требуемого режима секретности. Однако американцы (особенно после потери в небе Югославии первого «малозаметного» самолета F-117), вероятно, в большей мере полагались на мощь авиационного прикрытия, а не на скрытность самого «Спирита».

В американской печати приводились кадры съемки с борта разведывательного ЛА, на которых было изображено восемь капониров на одном из аэродромов в Косово, каждый из которых после удара самолета В-2А, сбросившего восемь КАБ, имел по «черному пятну» (т. е. пробоине). На другом кадре можно было видеть бетонное укрытие на аэродроме в Приштине, разрушенное со стороны передних и задних ворот двумя попаданиями (якобы тоже работа В-2А). Однако тот факт, что большинство боевых самолетов ВВС Югославии благополучно покинуло Косово (в том числе и с аэродрома Приштина) после достижения перемирия, свидетельствовал о том, что боевые успехи «Спиритов» оказались несколько преувеличенными. Скорее всего, причины этого кроются не в недостатках собственно самолета и его комплекса вооружения, а в несоответствии возможностей ударных и разведывательных средств (как это имело место и во время «Бури в пустыне»).

К одному из весьма сомнительных «успехов» самолетов В-2А (в значительной степени обусловленному «четкой» работой разведки) следует отнести бомбовый удар по зданию китайского посольства в Белграде, нанесенный тремя КАБ JDAM.

В докладе, подготовленном по заданию конгресса США, отмечалось, что радиопоглощающие покрытия, примененные в конструкции бомбардировщика «Спирит», имеют относительно низкую износостойкость. Указывалось и на высокую трудоемкость наземного обслуживания этого самолета, проявившуюся в ходе боевых действий. Это, по мнению авторов доклада, «снижало возможности ВВС по использованию бомбардировщиков так часто, как того требовала обстановка». Подверглась критике и низкая крейсерская скорость самолета (в реальной обстановке оказавшаяся, очевидно, меньше расчетной).

Нужно сказать, что боеготовность парка бомбардировщиков В-2А к началу операции «Союзническая сила» в Югославии не превышала 30 %. Фактически после каждого вылета самолет нуждался в ремонтно-восстановительных работах по компенсации износа РПМ на отдельных участках обшивки, что занимало 39 % трудозатрат, отведенных на наземное техническое обслуживание «Спиритов».

7 октября 2001 г. «Спириты» вновь отправились на войну. На этот раз их целью стал Афганистан. В первом воздушном ударе по этой стране (вовсе не имевшей никакой ПВО) приняло участие 15 стратегических бомбардировщиков ВВС США В-52Н и В-2А, а также 25 палубных истребителей F-14 и F/A-18, действующих с авианосцев «Карл Винсон» и «Энтерпрайз».

Если бомбардировщики В-52Н (наносившие удары 225-кг свободнопадающими авиабомбами) действовали с авиабазы Диего-Гарсия в Индийском океане, то В-2А летали с территории Соединенных Штатов (единственной авиабазой, приспособленной для эксплуатации «Спиритов», являлась в 2001 г. АВБ Уайтмен). «Спириты» без посадки пролетали почти половину Земного шара, выполняя при этом многочисленные дозаправки в воздухе. В ряде случаев они находились в воздухе более 70 ч, что стало своеобразным рекордом для самолетов стратегической авиации США. «Спириты» несли КАБ типа JDAM калибром 910 кг. Бомбометание выполнялось со средних высот, хотя угрозы со стороны ПВО талибов опасаться не приходилось.

Использование самолетов В-2А лишь с аэродрома на территории США свидетельство того, что ВВС так и не смогли решить проблему базирования этих машин на авиабазах, не имеющих специальной инфраструктуры

8 октября 2001 г. в налетах на Афганистан приняло участие 10 стратегических бомбардировщиков — на этот раз В-2А и В-1В (последние действовали с Диего- Гарсия). Цели были сугубо «бутафорскими» — мифические «средства ПВО», а также «объекты связи и управления» в Кабуле, Кандагаре, Герате и Мазари-Шарифе.

9 октября число стратегических самолетов, участвующих в очередном ударе, сократилось до пяти: три В-1 В и два «Спирита». А 11 октября шесть «Спиритов» нанесли удары по укрепленным объектам противника, применив, по некоторым данным, КАБ повышенной мощности GBU-28 (2270 кг). Ранее отсутствовала информация об оснащении «Спиритов» этими боеприпасами, однако позже появились сообщения, что В-2А может нести до восьми GBU-28 (по четыре в каждом грузоотсеке).

В обеспечении удара 9 октября 2001 г. (по сообщениям СМИ) принимали участие наземные авиационные наводчики, оснащенные приборами лазерной подсветки. А всего за первые пять дней бомбардировок самолеты В-2А сбросили приблизительно 500 высокоточных боеприпасов.

«Спириты» были вновь задействованы в Афганистане 19 октября 2001 г., когда в бой были впервые введены сухопутные войска США. Этой операции придавалось большое пропагандистское значение. Самолеты В-2А должны были нанести бомбовые удары по предполагаемому местонахождению Бена Ладена — гористому малонаселенному району размером 30×30 км недалеко от города Кандагар. Однако, судя по комментариям в американских СМИ, цель рейда достигнута не была.

Во время военной операции в Ираке весной 2003 г. самолеты В-2В уже совершали боевые вылеты с атолла Диего Гарсиа и другой «передовой авиабазы», название которой американцами не разглашалось. С двух этих точек было выполнено 22 боевых вылета, а с авиабазы Уайтмен на территории США было совершено еще 27 боевых вылетов. В ходе 49 вылетов было сброшено более 300 т боеприпасов, в том числе 583 КАБ типа JDAM. Продолжительность боевых вылетов составила, в среднем, более 30 ч. Во время одного из таких вылетов один из В-2А вернулся на авиабазу Уайтмен, проведя в воздухе более 50 ч.

1 февраля 2010 г. самолеты В-2А «сменили хозяина»: они, а также бомбардировщики В-52Н и межконтинентальные баллистические ракеты шахтного базирования «Минитмен» III были включены в состав Глобального ударного командования ВВС США (Air Force Strike Command).

19 марта 2011 г. во время операции «Одиссея. Рассвет» (Odyssey Down) с базы ВВС США Уайтмен (штат Миссури) стартовали три самолета В-2А. Совместно с двумя бомбардировщиками В-1В из Южной Дакоты они совершили налет на Ливию. В ходе операции, по утверждению американского командования, «Спириты» сбросили 40 бетонобойных авиабомб на ливийский аэродром, находящийся в «запретной для полетов зоне», установленной ООН. При этом каждый «Спирит» дважды дозаправлялся в воздухе над Атлантикой при полете из США в Ливию, и дважды — при полете обратно.

В мае 2011 г. ВВС США рассматриали различные варианты проведения рейда на город Абботтабад (Пакистан), где якобы, скрывался неуловимый Усама бен Ладен. При этом в качестве одного их вариантов устранения «террориста № 1» рассматривался бомбовый удар по вилле, где жил «главный враг Америки», одного или нескольких бомбардировщиков В-2А, снаряженных мощными бетонобойными авиабомбами. Однако американцев остановило отсутствие уверенности в требуемой точности бомбометания. Промах мог привести к гибели мирных пакистанцев и непредсказуемому осложнению отношений с этой ядерной державой. В результате Бен Ладена было решено захватить или уничтожить силами американского спецназа.

27 октября 2011 г. бомбардировщик В-2А выполнил полет на Северный полюс и обратно. Общая продолжительность перелета составила около 18 ч. Предполагается, что целью столь длительного полета над Арктикой могла стать проверка боевых возможностей самолетов типа «Спирит», прошедших модернизацию, в высоких широтах.

Во время перелета американский бомбардировщик дважды производил дозаправку в воздухе: один раз по пути на Северный полюс над Канадой и второй раз — при возвращении обратно. После пролета Северного полюса бомбардировщик сбросил на полярные льды четыре учебных свободнопадающих бомбы BDU-38.

А 28 марта 2013 г., во время резкого обострения отношений между КНДР и Республикой Корея, поддерживаемой США, два самолета В-2А выполнили беспосадочный перелет с несколькими дозаправками в воздухе общей протяженностью 20800 км с авиабазы Уайтмен в Южную Корею и обратно. При этом было выполнено учебное бомбометание на южнокорейском полигоне.

Сравнение В-2А с другими стратегическими бомбардировщиками

Собственно, выражение «зарубежные аналоги самолета В-2А» лишено смысла: у «Спирита» попросту нет прямых летающих аналогов. Сравнение американского дозвукового малозаметного бомбардировщика с российским (советским) межконтинентальным сверхзвуковым бомбардировщиком-ракетоносцем Ту-160 не совсем корректно ввиду совершенно различных концепций применения этих авиационных комплексов. Пожалуй, объединяет самолеты В-2А и Ту-160 лишь «флагманское» место, которое они занимают в группировках стратегической авиации Соединенных Штатов и России, а также тот факт, что в строевых частях ВВС США и ВВС РФ боевую службу несут по 16 самолетов того и другого типа.

Почти совпадают и циклы модернизации самолетов В-2А и Ту-160. Комплекс вооружения обоих самолетов развивается в направлении дальнейшего расширения номенклатуры неядерных высокоточных средств поражения (аналогичных применяемым тактической (фронтовой) авиацией). Однако продолжает активно развиваться и ядерная составляющая вооружения российской машины (которая получает новые стратегические КР большой дальности). В свою очередь, В-2А должен получить новое поколение стратегических ракет и ядерных бомб не ранее 2020-х гг.

Говоря об аналогах В-2А, нельзя обойти стороной его предшественников. Достаточно вспомнить опытный реактивный бомбардировщик Нортроп YB-49, совершивший первый полет в 1947 г. (в 1945–1948 гг. два поршневых четырехмоторных опытных самолета Нортроп YB-35 были переоборудованы в реактивные бомбардировщики YB-49, а один — в реактивный разведчик YRB-49A).

Разумеется, самолет YB-49, оснащенный восемью ТРД (8×1815 кгс), нельзя назвать прямым прототипом самолета В-2, хотя, безусловно (и это не отрицают сами американцы) он оказал заметное влияние на конструкцию последнего. Хотя габаритные размеры обоих самолетов практически одинаковы, В-2А значительно тяжелее (масса пустого 71700 кг по сравнению 40120 кг у YB-49) и берет на борт больший объем топлива. За счет лучшей аэродинамики, более экономичных двигателей и большей отдачи по топливу дальность полета В-2А значительно выше (у YB-49 — она не превысила 6440 км).

Нужно сказать, что «Летающее крыло» Нортропа показало несколько худшие характеристики в сравнении с реактивным бомбардировщиком Боинг В-47, который и был в 1949 г. выбран в качестве основного дальнего бомбардировщика ВВС США. На вопросы радиолокационной заметности тогда никто не обращал внимание.

Ближайшим зарубежным аналогом В-2 стал английский бомбардировщик Авро «Вулкан» — первый в мире серийный самолет этого класса, выполненный по схеме «летающее крыло». Работы по созданию «Вулкана» начались в 1947 г., а его первый полет состоялся в 1952 г. Начиная работу над проектом, специалисты фирмы «Авро» уже получили в свое распоряжение трофейные германские материалы по аэродинамике больших скоростей, которые были широко использованы и при формировании облика новой машины.

Бомбардировщик Авро «Вулкан»

YB-49

Собственно, создавая этот сам самолет его конструкторы (также, как и конструкторы YB-49) вовсе не стремились к достижению малой радиолокационной заметности планера: просто схема «летающее крыло» с треугольными плоскостями обеспечивала достаточную емкость для размещения двигателей, шасси и топлива при сохранении высоких аэродинамических характеристик. Большая площадь крыла уменьшала удельную нагрузку, чем достигались отличные высотные характеристики машины и хорошая маневренность на большой высоте. Кроме того, сохранялись приемлемые взлетно-посадочные характеристики (Королевские ВВС требовали, чтобы новый тяжелый бомбардировщик базировался на стандартных английских аэродромах, чего не мог делать американский В-47, требующий специальных ВПП, которых на Британских островах было мало, а также стартовых ракетных ускорителей, усложнявших эксплуатацию «Стратоджетов»).

Однако уже после поступления «Вулканов» на вооружение (1956 г.), было отмечено, что радиолокационная заметность этого крупного самолета приблизительно соответствует уровню заметности значительно меньшего по размерам истребителя. Этому способствовала как аэродинамическая компоновка «Вулкана», лишенного горизонтального оперения, так и нахождение его силовой установки внутри планера.

Как и «Спирит», «Вулкан» был выполнен по схеме «летающее крыло» и оснащен четырьмя ТРД. Крыло «Вулкана» в плане имело форму, близкую к треугольной. Последняя модификация бомбардировщика — «Вулкан» В.Мк2 — оснащалась четырьмя ТРД «Олимпус» Мк.201 (4×7720 кгс) с удельным расходом топлива 0,75 кг/кгс-ч.

Бомбовая нагрузка массой до 9500 кг (нормальная — 4500 кг), размещенная в фюзеляже, включала одну свободнопадающую ядерную бомбу или до 21 обычных свободнопадающих авиабомб калибром 450 кг. Кроме того, самолеты «Вулкан» В.Мк2 могли нести одну сверхзвуковую КР «Блю Стил» Мк.1 или Мк.1А, размещенную в полуутопленном положении под фюзеляжем.

Английский самолет был в полтора раза легче американского (максимальная взлетная масса составляла 93000 кг) и имел крыло площадью 368 м2 (приблизительно на 25 % меньше, чем у американского самолета). Практическая дальность «Вулкана» В.Мк2 (7400 км) была значительно меньше, чем у «Спирита» (10000-11000 км), но скорость несколько больше: «Вулкан» В.Мк2 развивал максимальную скорость 1038 км/ч и имел крейсерскую скорость 1006 км/ч (у В-2А эти показатели, соответственно, равняются 970 и 760 км/ч). Значительно лучше, чем у «Спирита», у английского самолета были и высотные характеристики (практический потолок «Вулкана» В.Мк2- 17000-18000 м).

Планировалась дальнейшая модернизация английского самолета, направленная на установку на «Вулкан» модернизированного крыла, удлинение фюзеляжа и увеличение запаса топлива. Однако серийное производство «Вулканов» завершилось в 1965 г. (в общей сложности, построено 136 машин различных модификаций), а в марте 1984 г. последний «Вулкан» В.Мк2 покинул строй британских ВВС.

Как уже говорилось, «Спирит» оснащен четырьмя ТРДД Дженерал Электрик F118-GE-100 максимальной тягой по 8600 кгс каждый. Это обеспечивает бомбардировщику тяговооруженность при максимальной взлетной массе, незначительно превосходящую величину 0,20-0,22 (в зависимости от тяги двигателей, которая точно не известна). Нужно сказать, что это гораздо меньше, чем у других самолетов подобного класса. Так, у бомбардировщиков В-1 В и Ту-160, оснащенных ТРДДФ, взлетная тяговооруженность при работе двигателей на форсаже составляет 0,36-0,38, у самолета В-52Н (имеющего, как и В-2А, бесфорсажные двигатели) — 0,30. Лишь первые предсерийные бомбардировщики М4 и В-52А уступали «Спириту» по показателю тяговооруженности при максимальной взлетной массе (0,19), ayYB-49 этот параметр составлял всего 0,17. Наиболее соответствующий самолету В-2А по своим аэродинамическим параметрам английский средний бомбардировщик — «бесхствостка» Авро «Вулкан» В.Мк2 имел взлетную тяговооруженность (при взлетной массе 93000 кг), равную 0,33.

БПЛА Х-47

Таким образом, при существующих двигателях, обеспечивающих В-2А и без того довольно низкое отношение тяги к массе самолета, дальнейшее увеличение объема топлива (в принципе допускаемое интегральной компоновкой машины) на практике труднореализуемо. Следовательно, труднореализуемо и сколько-нибудь существенное увеличение дальности полета «Спирита». Переход же на более мощную силовую установку (например, использование двигателей F101, снабженных форсажными камерами) также затруднен по компоновочным соображениям: новые «моторы», размещенные внутри фюзеляжа, потребует внесения существенных изменений в конструкцию и конфигурацию планера. А эти изменения, в свою очередь, неизбежно скажутся на тщательно отработанной радиолокационной малозаметности бомбардировщика, являющейся главным (если не единственным) «козырем» «Спирита».

Говоря о бомбардировщике В-2А, нельзя не сказать о той роли, которую сыграл облик этого уникального самолета в формировании аэродинамических компоновок малозаметных летательных аппаратов других типов (не только в США, но и в других странах). Многие их этих работ являются в настоящее время секретными, однако в облике отдельных малозаметных беспилотных летательных аппаратов, появившихся уже в XXI веке (Боинг Х-45 и Х-48, Локхид Мартин RQ-170, Нортроп Грумман Х-47 и др, без труда можно увидеть «фамильные черты» самолета В-2А, поднявшегося в воздух еще в 1989 г.

В статье использованы фотографии с сайта МО США.

Система распознавания номеров — merusoft

Вероятность распознавания регистрационных знаков в реальном транспортном потоке
Для автоматизированного учета с вероятностью ошибки не более 0,5%
(для автоматического составления уведомлений о правонарушениях по реальному
транспортному потоку и по фотоматериалам
от других систем)

Не менее 75%

Для визуально различимых на расстоянии
40 м (т. е. для чистых знаков, удовлетворяющих требованиям Венской Конвенции о
дорожном движении от 8 ноября 1968 г.)
Не менее 99% днем
Не менее 99% ночью (в темное время суток)
Возможность распознавания загрязненных номерных знаков
При равномерном загрязнении

Минимально допустимая контрастность изображения номерной пластины — 10% (контрастная различимость символов относительно фона — 25 единиц при 256-балльной шкале)

При неравномерном загрязнении

Максимально допустимое загрязнение — 12% (соотношение площади загрязнения к площади номера)

Количество типов распознаваемых регистрационных знаков

Более 300 типов, в том числе:
• все типы номеров РФ
• все типы номеров стран СНГ и Балтии
• 20 стран Европы
• 5 стран Латинской Америки и США

Поддерживаемые способы ввода изображения для распознавания

Стандартные аналоговые CCTV-камеры
• Цифровые мегапиксельные камеры высокого разрешения
• Цифровые фотографии
• Оцифрованные видеофайлы

Характеристики стандартных используемых ТВ-датчиков
Ширина зоны контроля одной CCTVвидеокамеры

3 м при фронтальном размещении видеокамеры
3,2 — 3,7 м при боковом отклонении видеокамеры от вектора движения до 10-20º

Ширина зоны контроля одной цифровой
видеокамеры разрешением 1 Мп

6,5 м при фронтальном размещении видеокамеры

Ширина зоны контроля одной цифровой
видеокамеры разрешением 3 Мп

11 м при фронтальном размещении видеокамеры

Максимальный наклон видеокамеры без
потери качества распознавания

По вертикали — не более 30º
По горизонтали — не более 20º

Максимально допустимый крен номерной
пластины автомобиля по отношению к
плоскости дорожного полотна

Не более 10º в любую сторону

Освещенность в зоне контроля

Не менее 50 люкс — для ТВ-камер с чувствительностью ПЗС-матрицы 0,05 люкс
Не менее 20 люкс — для ТВ-камер с чувствительностью ПЗС-матрицы 0,0002 люкс
0 люкс — для ТВ-камер с ИК подсветкой

4.

2. Требования к поперечной статической устойчивости транспортного средства при испытаниях при опрокидывании на стенде для транспортных средств категорий M, N, О

4.2. Требования к поперечной статической устойчивости транспортного средства при испытаниях при опрокидывании на стенде для транспортных средств категорий M, N, O (применительно к категории M1 — только для транспортных средств категории G только в отношении подпункта 4.2.1, применительно к категориям M2 и M3 — только до вступления в силу Правил ООН N 107. К полуприцепам требования применяются при нахождении их в составе автопоезда).

(в ред. решения Совета Евразийской экономической комиссии от 16.02.2018 N 29)

4.2.1. Под углом статической устойчивости понимается угол наклона опорной поверхности опрокидывающей платформы относительно горизонтальной плоскости, при котором произошел отрыв всех колес одной стороны одиночного транспортного средства или всех колес одной стороны одного из звеньев седельного автопоезда от опорной поверхности платформы. Величина угла , полученная в результате испытаний, должна быть не менее нормативного значения , зависящего от коэффициента qs поперечной устойчивости транспортного средства и определяемого по следующим формулам:

, градус, при 0,55 qs 1,0 (4.1)

, градус, при qs > 1,0 (4.2)

, при qs < 0,55 (4.3)

4.2.2. Под углом крена подрессоренных масс понимается угол между опорной поверхностью опрокидывающей платформы и поперечной осью подрессоренных масс, проходящей через центр масс транспортного средства, полученный в результате наклона транспортного средства на опрокидывающей платформе.

Угол крена подрессоренных масс определяют при угле наклона платформы, при котором происходит отрыв всех колес одной стороны одиночного транспортного средства или всех колес одного из звеньев автопоезда от опорной поверхности. Максимально допустимое значение угла в центре масс транспортного средства, полученное в результате испытаний, не должно превышать значений , зависящих от коэффициента поперечной устойчивости qs и определяемых по следующим формулам:

, градус, при qs 1,0 (4. 4)

градуса, при qs > 1,0 (4.5)

Примечания:

1. Коэффициент поперечной устойчивости, qs, определяют по формуле:

, (4.6)

где:

b — колея, приведенная к поперечному сечению транспортного средства в плоскости, проходящей через его центр масс (см. рис. 4.1), мм;

h — высота центра масс над опорной поверхностью, мм.

Величина колеи полуприцепа вычисляется как среднее между серединами наружных колес задней оси (тележки) тягача и серединами наружных колес оси (тележки) полуприцепа.

2. Высоту центра масс определяют по формуле:

, (4.7)

где:

hкп — высота оси крена над опорной поверхностью в поперечном сечении, проходящем через центр масс, мм;

— боковое смещение центра масс, определяемое по результатам замеров боковой деформации шин, мм;

— угол наклона опорной поверхности при опрокидывании транспортного средства;

— угол крена подрессоренных масс.

При отсутствии точных данных величина hкп может быть принята равной статическому радиусу колеса транспортного средства.

Рисунок 4.1. Схемы определения величины приведенной

колеи «b»

Открыть полный текст документа

Железный свидетель | Статьи | Известия

После каждого крушения самолета первым делом ищут «черный ящик» — потому что внутри него тайна катастрофы. Хотя, если покажут в телевизоре, — не такой уж он и черный да не такой уж и ящик. Кто и зачем «очернил» полезный прибор — за ответами на этот вопрос корреспондент «Известий» отправился в Курск.

«Ябедник» в пилотской кабине

— Вообще-то «черный ящик» — это научный термин, им обозначают систему, механизм работы которой неизвестен, — объясняет инженер-конструктор Александр Пыпин. — Хотя что может быть неизвестного в работе системы сбора и регистрации полетной информации?

Александр работает на курском предприятии «Прибор» в опытно-конструкторском бюро (ОКБ) «Авиаавтоматика», где конструируют и производят «черные ящики». И для Александра, понятное дело, никакой загадки «черный ящик» не представляет. А нам, конечно, заглянуть в его бронированное чрево все-таки любопытно.

«Черный ящик» — специалисты называют его «защищенный бортовой накопитель» (ЗБН) — лишь один из нескольких приборов, соединенных в «систему аварийной регистрации параметров полета» (САРПП). На Ту-154, который и поныне остается самым распространенным авиалайнером на пространстве СНГ, бортовые системы регистрируют сведения о сорока параметрах полета — таких, как высота, скорость, бортовая и вертикальная перегрузка, углы отклонения рулей, курс, положение органов управления (рукояток и педалей), режим работы двигателей и т.д.

Вся эта информация направляется в «кассетный бортовой накопитель» (КБН), установленный в пилотской кабине, и в «защищенный бортовой накопитель» (ЗБН) — его размещают в хвосте самолета, самом безопасном на случай крушения месте. Катушки с магнитной лентой из КБН используют в повседневной работе, например, при разборе полетов, за что летчики прозвали КБН «ябедником».

Там же, в хвостовой части, размещается второй «черный ящик», который записывает речь и звуки со всех микрофонов, которыми пользуются члены экипажа.

Информацию с магнитной ленты «черных ящиков» расшифровывают с помощью компьютера. Работа очень кропотливая, требующая нескольких недель, а иногда и месяцев. В результате по расшифрованным параметрам самолета можно смоделировать его полет на экране монитора либо ввести все данные в тренажер и получить полную картину того, что привело к аварии.

Но даже если удается отыскать «черные ящики», это не всегда означает, что можно точно установить причину катастрофы, так как при крушении самолета магнитная лента, бывает, рвется, ее приходится склеивать, теряя часть ценнейшей информации… Впрочем, система аварийной регистрации на ленточных самописцах считается вчерашним днем.

«Журавль» уже в небе

Я держу на ладони стальной оранжевый ящик размером с коробку для детской обуви. Правда, вес у него не детский — килограммов пять. Это одна из последних разработок курского «Прибора» для гражданских самолетов. Называется МБР-ГА. По словам конструктора Пыпина, этот бортовой самописец гарантирует сохранность своего содержимого в огне при температуре 1100 градусов Цельсия, в воде на глубине в 6 километров и при ударной нагрузке 3400 g.

— Такой удар соизмерим с выстрелом из пушки, — поясняет он. — Мы сделали специальную титановую кассету, туда поместили самописец и пороховой заряд и на полигоне выстрелили. Прибор полетел, ударился о препятствие, но его начинка не пострадала.

Живучесть «черного ящика» нового типа объясняется особенностями его конструкции.

— Наши бортовые самописцы твердотельные, на флэш-памяти, электронные, у нас нет движущихся механических частей, там нечему рваться, — говорит заместитель главного конструктора ОКБ «Авиаавтоматика» Станислав Селезнёв. — Когда беда случилась в Индии, разбились два купленных в России истребителя, да и у нас, когда упал во время испытательного полета новый Як-130, вся информация из «черных ящиков» была получена уже через сутки после крушения…

Кстати, этот прибор не просто хранит информацию о полете на случай аварии, но даже может ее предотвратить. В самописец можно ввести критические для самолета летно-технические параметры, ну, например, максимально допустимый крен или скорость снижения, и если пилот начнет приближаться к этим параметрам, самописец предупредит об опасности. Хотя… конструкторы уверяют, что в будущем, вполне вероятно, и необходимость в «черных ящиках» отпадет. Уже создана и опробована на истребителях Су-27 и Миг-29 интегральная информационно-аналитическая система «Журавль», которая в режиме реального времени передает с летящего самолета по радиоканалу на землю информацию о состоянии всех его систем и действиях экипажа n

Родом из Австралии

Первый в мире «черный ящик» был создан в 1958 г. в Австралии. Его изобретателем считается ученый Дэвид Уоррен. По его словам, идея создания «черного ящика» появилась в 1953 году после крушения реактивного самолета «Комета». Тогда никто не уцелел, не было свидетелей, и причину крушения установить не удалось… Кстати, задолго до того, в 1934 году, в Австралии разбился другой пассажирский самолет, в котором летел отец Уоррена…

В Советском Союзе первые бортовые системы контроля и регистрации полетной информации разработали и серийно освоили в начале 70-х годов прошлого века на киевском предприятии «Электронприбор». С украинскими «черными ящиками» до сих пор летают все пассажирские авиалайнеры, построенные до распада СССР. В России налажено собственное производство бортовых регистраторов — в частности, на курском ОАО «Прибор» и смоленском ОАО «Измеритель».

Сейчас «черные ящики» применяются и на морских судах, и на железнодорожном транспорте. В Великобритании «черные ящики» начали устанавливать даже в автомобилях, что помогает установить действительную причину аварии, как в случае с Антонио Сингом: юный сын мультимиллионера на спортивном Range Rover врезался в едущий навстречу автомобиль и покалечил его пассажиров. В суде Антонио клялся, что не нарушал правил, однако установленный в его машине «черный ящик» зафиксировал скорость 112 км в час при разрешенных 50 км. Юношу упекли за решетку на два года.

Что записали приборы

Из переговоров в кабине Ту-154

(разбился 22 августа 2006 года под Донецком, погибли 159 пассажиров и 10 членов экипажа)

11:36:55. Э (член экипажа): Доложите, что у нас SOS.

11:36:57-11:36:59,6. 2П-ст (2-й пилот-стажер): SOS, 612-й, SOS…

11:37:01. Д (диспетчер): Пулковский 612, я вас не понял.

11:37:02. КВС (командир воздушного судна): Б…дь, скорость какая?

11:37:03-11:37:05,2. ШТ (штурман): SOS, SOS, Пулк…12, SOS, SOS, SOS, Пулк…

11:37:06. КВС: Скорость какая? Скорость какая?

11:37:41,9. Э: (Неразборчиво).

11:37:45 КВС: Левой давай!

11:37:49,1. Э: (Неразборчиво).

11:37:50,5. КВС: Вова, давай там помогай Андрюхе.

11:37:53. Э: (Неразборчиво).

11:37:55. ШТ: Высота 2000, Вань, 2000!

11:37:58. ШТ: (Неразборчиво). 2000, Вань, 2000…

11:38:01. КВС: Ё-моё!

11:38:03. Э: Брось… (неразборчиво).

11:38:04,1. КВС: (Неразборчиво). Вправо.

11:38:05,6. БИ (бортинженер): (Неразборчиво). Падаем.

11:38:06,9. ШТ: Сейчас влево, влево (неразборчиво).

11:38:07,9. Э: (Неразборчиво).

11:38:09. Э: Я не видел.

11:38:09,9. 2П (2-й пилот): Боже мой…

11:38: 10,5. ШТ: 2000. Вань…

11:38:10,5. Э: Без крена.

11:38:11,6. КВС: На себя, на себя, на себя, на себя! Андрюха, тяни на себя! На себя, Андрюха… (неразборчиво).

11:38:18,6. Э: (Неразборчиво).

11:38:20,3. КВС: Теперь взлетный. (Режим двигателей. — Ред.)

11:38:21,1. Э: Левая нога, крен убери.

11:38:23,1. 2П:(Неразборчиво).Не убивайте!

11:38:23,7. КВС: Андрюха, не паникуй!

11:38:26,5. Э: Не убивайте! Не убивайте!

11:38:27,5. КВС: Земля…

11:38:28,3. Э: (Неразборчиво).

11:38:30. КРИК. Конец записи.

Из переговоров в кабине аэробуса А-310 (выкатился при посадке с полосы в Иркутске 9 июля 2006 года, погибли 124 человека, включая командира, пилота и 7 бортпроводников)

22.44.11. 2П: Сибирь 778, посадка.

22.44.14. Д: Сибирь 778, посадка в 44 минуты, влево по рулежной дорожке 6.

22.44.18. КВС: Что такое?

22.44.18. 2П: Обороты растут!

22.44.19. КВС: Еще раз реверс!

22.44.20. КВС: Выкатываемся!

22.44.27. 2П: Почему?

22.44.28. КВС: Не знаю.

22.44.31. 2П: Ё…

22.44.32. КР: Выключаем двигатели!

22.44.34. До катастрофы — 3 секунды. Слышно, что шасси бегут по грунту.

22.44.37. Звук удара (столкновение с оградой автостоянки).

22.44.40. Грохот усиливается (разрушение фюзеляжа самолета).

22.44.41. Запись прерывается.

Почему не раскрыта тайна гибели Гагарина

На самолете Юрия Гагарина не было «черного ящика», поэтому никто до сих пор точно не знает, почему он разбился. Истребитель МиГ-15, на котором 27 марта 1968 г. Гагарин выполнял тренировочный полет, в 10 часов 31 минуту столкнулся с землей.

Эксперты опирались на косвенные данные: угол падения определили по срезанным березкам, состояние механизмов — по отпечаткам на циферблатах, время катастрофы — по наручным часам… Гибель Юрия Гагарина стала одной из тайн XX века. И время от времени появляются новые версии: от традиционной — в двигатель самолета попала птица до фантастической — его «сбили» инопланетяне.

Создана комиссия Росавиации для проверки авиакомпании «ЮтЭйр» — Российская газета

Росавиация начала проверку организации летной работы и уровня подготовки экипажей и техники в авиакомпании «ЮтЭйр». Комиссия уже сформирована из специалистов территориальных органов Росавиации, сообщили «РГ» в ведомстве.

Также там напомнили, что после серьезных инцидентов и катастроф всегда идет внеплановая проверка перевозчика, самолет которого потерпел крушение.

В свою очередь в Межгосударственном авиационном комитете (МАК) идет круглосуточная работа по расшифровке регистраторов полетов самолета ATR-72, потерпевшего крушение под Тюменью, сообщили «РГ» в МАКе. По опыту прошлых расследований, окончательные выводы эксперты сделают не раньше, чем через несколько недель. Ведь надо не только сопоставить данные со всех носителей, но и смоделировать сложившуюся ситуацию. Узнать, в том числе, и физическое состояние пилотов, выспались они перед полетом или нет, во сколько пришли на работу, когда до этого был предыдущий вылет. Представители же производителя самолета из Франции и двигателей из Канады должны посмотреть, в каком техническом состоянии они были и правильно ли обслуживали и эксплуатировали технику. Так что предстоит еще много работать до того, как сложится полная картина и эксперты выявят детали, которые привели к трагедии.

Но пока нет официальных заявлений по тюменскому крушению, авиационные эксперты не сосредотачиваются на одной версии, а выдвигают новые, основываясь на первой информации Межгосударственного авиационного комитета, где провели предварительный анализ «черных ящиков». Максимально допустимый крен при выпущенных механизмах, констатировал заслуженный пилот России, летчик-испытатель Михаил Марков, всего 15 градусов. Комиссия же дает данные, что сначала был крен вправо на 35 градусов, а потом влево на 50 градусов уже при столкновении с землей. По словам Маркова, такой дисбаланс тяги мог быть связан с положением лопастей винтов самолета. Но пока не известно, в каком именно положении были воздушные винты, это покажет дальнейшее расследование комиссии МАК, отметил летчик-испытатель. Двигатели на таком типе самолета как ATR-72 работают всегда на максимуме, «они звенят на взлете». И важно именно положение лопастей, отметил Марков. Катастрофа, предполагает он, началась во время разбега или отрыва от земли. Но, по предположению Маркова, вряд ли экипаж мог что-либо передать в эфир. Как правило, летчики докладывают, поняв: что-то не так, и просят помочь.

Что касается льда на стабилизаторе, маленьких крыльях и на хвосте самолета, то эксперт допускает, что и это могло повлиять на взлет самолета. Марков отмечает, что лед мог сформироваться на стабилизаторах во время руления, судя по тем погодным условиям, которые были в понедельник в тюменском аэропорту. Бывает, когда самолет прилетает теплым, идут осадки, снег и снежная масса начинает подтаивать. Тюменский ART-72 был обметен ночью снегом, а утром уже была хорошая погода, и особой видимости льда не было. А антиобледенительная жидкость, кстати, живет всего 45 минут, после она перестает действовать. По существующим Федеральным авиационным правилам пилот приходит за полчаса до полета. И у экипажа не всегда есть время проконтролировать весь процесс подготовки техники к полету. При этом в правилах не прописана ответственность наземных служб за задержку рейсов. За это полностью отвечает экипаж, констатировал эксперт. А опоздания при взлете может отрицательно сказаться на карьере пилота.

Предложение некоторых экспертов брать на работу в России пилотов из других стран, по мнению летчиков, не является выходом из положения и не повысит безопасности полетов. «Могут прийти пилоты из стран СНГ или Прибалтики, у которых есть дипломы европейского образца. Но их не берут в европейские компании, так как мало опыта и налета. Так что надо своих пилотов готовить лучше», — считает Марков.

а в это время

В Москву доставлен один из пострадавших при крушении пассажирского самолета под Тюменью. Его состояние оценивается как крайне тяжелое.

Он госпитализирован в ЦИТО им. Н. Н. Приорова Минздравсоцразвития России с множественными сочетанными травмами, пояснили «РГ» в министерстве. Медицинская эвакуация была произведена бортом МЧС России.

Остальных пострадавших лечат на месте. 12 человек прооперированы. 6 из них находятся в крайне тяжелом состоянии, 6 — в тяжелом. Для оценки тяжести состояния, консультации местных специалистов и определения тактики ведения пострадавших из Москвы в Тюмень вылетели 3 бригады специалистов из Федерального центра нейрохирургии минздравсоцразвития, 7 специалистов из  Всероссийского центра медицины катастроф «Защита». Как отметили в ведомстве, заявок на лекарства или донорскую кровь для лечения пострадавших из региона пока не поступало. Будут ли транспортировать в Москву еще кого-то, пока тоже неизвестно.

Подготовила Марина Грицюк

Определение максимально допустимого угла крена: каждая точка на поверхности …

Контекст 1

… В таблице 2 показаны результаты исследования оптимизации в пространстве конструкции, определяемом перечисленными выше переменными. Максимальный угол крена теперь был уменьшен еще больше, но стоимость этого улучшения измеряется дополнительным весом: теперь стрела тяжелее базовой конструкции примерно на 9%. Что еще более важно, теперь мы явно дошли до очень малых изменений в диапазоне углов качения — это побудило нас исследовать степень, до которой можно ослабить требование минимизировать max.Мы обсудим это в следующем разделе. В нашем последнем исследовании мы рассматриваем проблему с совершенно иной точки зрения. Вопрос в том, можем ли мы уменьшить вес стрелы, сохранив при этом приемлемый максимальный угол крена? Первый элемент этой проблемы — определение приемлемого угла крена. Чтобы получить это, мы исследовали геометрию процесса распыления. Как показано на рисунке 13, при нулевом угле крена и на ровной поверхности каждая точка под штангой попадает в конус распыления максимум трех форсунок.По мере увеличения угла крена в конечном итоге появится критическая точка (когда область перекрытия, показанная на эскизе, сузится до точки), за пределами которой на земле будут точки, которые могут быть достигнуты только одним соплом. Мы выбрали эту критическую точку в качестве порогового значения угла качения (исходя из ограничения, что для эффективного напыления требуется покрытие как минимум двумя соплами) — в случае рассматриваемого оборудования это значение оказывается равным 1 ◦ 12 — мы выбрали чтобы использовать более консервативный 1 ◦, что дает нам запас прочности около 20%.Поэтому масса была выбрана в качестве целевой функции процесса оптимизации эволюционного алгоритма, с ограничением, наложенным на пространство проектирования, в результате чего max должно оставаться ниже 1 ◦. В таблице 3 перечислены результаты этого окончательного поиска, указывающие на то, что можно добиться экономии веса на 8 кг при соблюдении ограничения на угол качения. На рисунке 14 сравнивается исходная топология с топологией стрелы с минимальной массой, а на рисунке 15 показано сравнение изменений угла крена всех трех стрел (обратите внимание на небольшую жертву, которую пришлось принести с точки зрения максимального угла крена при минимизации масса стрелы).Здесь следует отметить, что численный анализ напряжений был проведен для этой облегченной стрелы, и это привело к приемлемому коэффициенту безопасности (предел текучести стали, использованной при изготовлении стрелы, составляет 240 МПа, а максимальное вычисленное напряжение по Мизесу было 60 МПа). Спустя почти полвека после своего появления эволюционные алгоритмы как инструменты оптимизации достигли уровня зрелости, на котором они входят в число самых мощных эвристических методов, доступных инженерам, желающим исследовать большие пространства поиска.Пример из практики, представленный в этой статье, служит дополнительным доказательством их силы и универсальности. Мы показали, что они не только могут эффективно исследовать смешанные пространства дизайна (то есть пространства дизайна с непрерывными, а также дискретными переменными), но и с помощью соответствующих настроек переменных их можно использовать как инструменты оптимизации формы и топологии. также, даже когда «реальные» сложности (такие как сложные отношения между диапазонами различных переменных) ограничивают использование других типов методов поиска.Здесь стоит рассмотреть очевидную альтернативу — более широкое семейство алгоритмов типа горного подъемника. Поскольку в различных случаях нашей проблемы проектирования используются как непрерывные, так и дискретные переменные, градиентные методы из этого класса не подходят. В прошлом сообщалось о некотором успехе в решении аналогичных проблем с другими локальными эвристиками, но явный размер области поиска, а также присущая неопределенность в отношении мультимодальности ландшафтов (потребуется ли запускать несколько параллельных перезапусков ?) еще раз подчеркивает преимущества используемой здесь теории эволюции.Наконец, обсуждаемые здесь цели подвержены широкому диапазону ограничений — фактически, простая идентификация возможной области (скажем, для размещения отправной точки для эвристики локального поиска) сама по себе является проблемой. Используемая здесь специально адаптированная эволюционная эвристика справляется с этим препятствием благодаря своей многоступенчатой ​​конструкции. Мы рассмотрели проблему структурной оптимизации по трем отдельным направлениям атаки и показали, что в каждом случае улучшения возможны. В частности, первое исследование практически устранило фундаментальный недостаток в конструкции существующего продукта — более того, это было достигнуто за счет оптимизации формы, результаты которой могут быть реализованы с очень низкими затратами.Что касается более высоких затрат, мы показали, что снижение веса конструкции возможно без ущерба для динамических характеристик оборудования. Применяемая здесь методология, конечно, не зависит от типа оборудования, рассматриваемого здесь. Фактически, другие типы ферменной конструкции могут быть параметризованы и оптимизированы способом, описанным здесь, путем расширения концепции общих шаблонов ячеек, представленных в Разделе 5 (то есть способом, аналогичным нашему определению ячейки G-типа). и их вариации (наши CP-ячейки), а также ячейки, ограниченные производственными соображениями.Этот тип описания геометрии позволяет изменять топологию, а также форму, без необходимости в специализированных алгоритмах, разработанных для конкретных целевых функций. Возможные будущие расширения работы, описанной здесь, включают изучение возможностей, предоставляемых ослаблением ограничений по стоимости. Это позволило бы, например, использовать более обширную библиотеку ячеек и топологий ячеек, использовать элементы разных поперечных сечений и т. Д. В более практическом плане мы изложили (и находимся в процессе завершения ) программа работ, направленная на экспериментальный анализ и проверку полученных здесь результатов.Мы разработали ряд экспериментов по динамике конструкции на масштабных моделях пандусов, результаты которых в сочетании с представленным здесь вычислительным анализом должны предоставить доказательную базу, которая проложит путь к промышленному внедрению этой работы. Мы опишем эти эксперименты в будущем …

1926 Подчасть P Приложение B — Наклон и наклон


(a) Объем и применение . Это приложение содержит спецификации для наклонов и уступов при использовании в качестве методов защиты сотрудников, работающих на раскопках, от провалов.Требования этого приложения применяются, когда проектирование систем защиты от наклона и уступа должно выполняться в соответствии с требованиями, изложенными в § 1926.652 (b) (2).

(б) Определения .

Фактический уклон означает уклон, на котором выемка выемки производится.

Бедствие означает, что почва находится в таком состоянии, при котором обрушение неизбежно или может произойти. О бедствии свидетельствуют такие явления, как образование трещин на поверхности открытого раскопа или рядом с ним; проседание края котлована; оседание материала с забоя или вздутие или вздыбление материала со дна выемки; отслоение материала от забоя котлована; и равеллинг, т.е. небольшое количество материала, такого как галька или небольшие комки материала, внезапно отделяющиеся от поверхности выемки и просачивающиеся или скатывающиеся в выемку.

Максимально допустимый уклон означает самый крутой уклон забоя выемки, который приемлем для наиболее благоприятных условий площадки в качестве защиты от обвалов, и выражается как отношение расстояния по горизонтали к вертикальному подъему (H: V) .

Кратковременное воздействие означает период времени, не превышающий 24 часов, когда раскопки открыты.

(c) Требования — (1) Классификация почв . Отложения почвы и горных пород должны классифицироваться в соответствии с приложением A к подразделу P части 1926.

(2) Максимально допустимый уклон . Максимально допустимый уклон для грунта или горных пород должен определяться по Таблице B-1 настоящего приложения.

(3) Фактический уклон . (i) Фактический уклон не должен быть круче максимально допустимого.

(ii) Фактический уклон должен быть менее крутым, чем максимально допустимый уклон, при наличии признаков бедствия. Если возникает такая ситуация, уклон должен быть уменьшен до фактического уклона, который составляет по крайней мере от ½ горизонтали до одной вертикали (½H: 1V) менее крутой, чем максимально допустимый уклон.

(iii) При наличии дополнительных нагрузок от хранимых материалов или оборудования, рабочего оборудования или дорожного движения компетентное лицо должно определить степень, в которой фактический уклон должен быть уменьшен ниже максимально допустимого уклона, и должен гарантировать, что такое уменьшение достигнуто.Дополнительные нагрузки от смежных конструкций должны оцениваться в соответствии с § 1926.651 (i).

(4) Конфигурации . Конфигурация наклонных и наклонных систем должна соответствовать рисунку B-1.

ТАБЛИЦА B-1
МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМЫЕ УКЛЫ

ТИП ПОЧВЫ ИЛИ ПОРОД МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМЫЕ УКЛЫ (В: В) (1) ДЛЯ КОПЕК НА ГЛУБИНЕ МЕНЕЕ 20 ФУТОВ (3)
СТАБИЛЬНАЯ ПОКАЛА
ТИП A (2)
ТИП B
ТИП C
ВЕРТИКАЛЬНО (90º)
3/4: 1 (53º)
1: 1 (45º)
1 ½: 1 (34º)

Сноска (1) Числа в скобках рядом с максимально допустимыми уклонами — это углы, выраженные в градусах от горизонтали.Углы скруглены.

Сноска (2) Кратковременный максимально допустимый уклон 1 / 2H: 1V (63º) допускается при выемках грунта типа A глубиной 12 футов (3,67 м) или менее. Кратковременные максимально допустимые уклоны для котлованов глубиной более 12 футов (3,67 м) должны составлять 3 / 4H: 1V (53º).

Сноска (3) Наклон или уступ для раскопок глубиной более 20 футов должен проектироваться зарегистрированным профессиональным инженером.

Рисунок B-1

Конфигурации наклона


(Все уклоны, указанные ниже, указаны в соотношении по горизонтали и вертикали)

Б-1.1 Раскопки в почве типа А.


1. Все простые выемки на откосе глубиной 20 футов или менее должны иметь максимально допустимый уклон ¾: 1.

ПРОСТОЙ СКЛОН — ОБЩАЯ ИНФОРМАЦИЯ


Исключение: простые выемки на откосе, открытые 24 часа или менее (краткосрочные) и глубиной 12 футов или менее, должны иметь максимально допустимый уклон ½: 1.

ПРОСТОЙ СКЛОН — КОРОТКИЙ СРОК


2. Все выемки с уступом глубиной 20 футов или менее должны иметь максимально допустимый уклон от 3/4 до 1 и следующие максимальные размеры уступа:

СКАМЬЯ ПРОСТАЯ

НЕСКОЛЬКО СКАМЬИ


3.Все котлованы глубиной 8 футов или менее, которые имеют неподдерживаемые вертикальные нижние части, должны иметь максимальную вертикальную сторону 3½ фута.

НЕПОДДЕРЖИВАЕМАЯ ВЕРТИКАЛЬНО НИЖНЯЯ ЧАСТЬ — МАКСИМАЛЬНАЯ ГЛУБИНА 8 ФУТОВ)


Все выемки глубиной более 8 футов, но не более 12 футов с неподдерживаемыми нижними частями с вертикальными сторонами должны иметь максимально допустимый уклон 1: 1 и максимальную вертикальную сторону 3½ фута.

НЕ ПОДДЕРЖИВАЕМАЯ ВЕРТИКАЛЬНО НИЖНЯЯ ЧАСТЬ — МАКСИМАЛЬНАЯ ГЛУБИНА 12 ФУТОВ)


Все котлованы глубиной 20 футов или менее, имеющие вертикально расположенные нижние части, поддерживаемые или экранированные, должны иметь максимально допустимый уклон: 1.Система поддержки или экрана должна выступать как минимум на 18 дюймов выше верхней части вертикальной стороны.

ОПОРНАЯ ИЛИ ЭКРАНИРОВАННАЯ ВЕРТИКАЛЬНО НИЖНЯЯ ЧАСТЬ


4. Все остальные выемки на простых откосах, сложных откосах и вертикальные выемки на нижней части должны соответствовать другим вариантам, разрешенным в соответствии с § 1926.652 (b).

B-1.2 Выемка грунта типа B


1. Все выемки на простых склонах глубиной 20 футов или менее должны иметь максимально допустимый уклон 1: 1.

ПРОСТОЙ СКЛОН


2. Все выемки с уступом глубиной 20 футов или менее должны иметь максимально допустимый уклон 1: 1 и следующие максимальные размеры уступа:

ОДИНАРНАЯ СКАМЬЯ

НЕСКОЛЬКО СКАМЬИ


3. Все котлованы глубиной 20 футов или менее, нижние части которых имеют вертикальные стороны, должны быть экранированы или поддерживаться на высоте не менее 18 дюймов над верхом вертикальной стороны. Все такие выемки должны иметь максимально допустимый уклон 1: 1.

ВЕРТИКАЛЬНО НИЖНЯЯ ЧАСТЬ


4. Все остальные выемки под уклоном должны соответствовать другим вариантам, разрешенным в § 1926.652 (b).

B-1.3 Выемка грунта типа C


1. Все простые выемки на откосе глубиной 20 футов или менее должны иметь максимально допустимый уклон 1½: 1.

ПРОСТОЙ СКЛОН


2. Все котлованы глубиной 20 футов или менее, нижние части которых имеют вертикальные стороны, должны быть экранированы или поддерживаться на высоте не менее 18 дюймов над верхом вертикальной стороны.Все такие выемки должны иметь максимально допустимый уклон 1½: 1.

ВЕРТИКАЛЬНАЯ НИЖНЯЯ ЧАСТЬ


3. Все остальные выемки под уклоном должны соответствовать другим вариантам, разрешенным в § 1926.652 (b).

Б-1.4 Земляные работы в слоистых грунтах


1. Все выемки глубиной 20 футов или менее, сделанные в слоистых грунтах, должны иметь максимально допустимый уклон для каждого слоя, как указано ниже.


2. Все остальные выемки под уклоном должны выполняться в соответствии с другими вариантами, разрешенными в § 1926.652 (б).

Пределы скорости подшипников и расчет

Ограничения скорости

Максимально допустимая частота вращения для каждого отдельного подшипника может быть определена с помощью двух простых уравнений и Таблицы II. Эти ограничения скорости считаются тепловыми пределами, которые были определены на основе эмпирических данных для многих типичных приложений. Способность подшипников работать на высоких скоростях дополнительно определяется типом применяемой смазки. Все указанные ограничения основаны на статической смазке маслом, при этом уровень масла устанавливается по центру самого нижнего шара или ролика в неподвижном состоянии.Если требуется консистентная смазка, то ограничение скорости составляет 66% от ограничения по маслу.

Тип подшипника Фактор ограничения скорости
Узкий широкий 2 ряда
Радиальные подшипники
Шарик, глубокая канавка 500 000 400 000
Шар, угловой контакт 450 000 400 000
Цилиндрический, двухкомпонентный латунный сепаратор 550 000 500 000 475 000
Двухкомпонентный стальной сепаратор 450 000 435 000 380 000
Стальной штампованный сепаратор 330 000 300 000
1 шт. Латунный сепаратор 600 000 420 000
Полный комплект 170 000 120 000 140 000
Клетка концевого кольца 80 000 60 000 60 000
Конический ролик, сепаратор штифтового типа 400 000 350 000 300 000
Латунь, Land Riding Cage 450 000 420 000 400 000
Сферический, латунный кожух для пальцев 220 000 200 000
Упорные подшипники
Мяч, BT 200 000
Шар, угловой контакт 200 000
Цилиндрическая, двухкомпонентная клетка 220 000 200 000
Цилиндрическая карманная клетка с фрезерованием 240 000 220 000
Конический ролик, двухсекционный сепаратор 180 000 160 000
Метчик.Роликовый каркас с фрезерованным кармашком 200 000 180 000
Метчик. Роликовый сепаратор с фиксатором 220 000 200 000
Метчик. Ролик, полный комп. 60 000 50 000

Помимо скорости, нагрузка на подшипник существенно влияет на выделение тепла и температуры.Другими словами, более высокие нагрузки производят больше тепла и более высокие температуры. Коэффициенты ограничения скорости, указанные в таблице II, применимы, когда расчетный номинальный срок службы равен или превышает 100 000 часов. Для подшипников с более высокими нагрузками, пожалуйста, свяжитесь с отделом продаж American для уточнения ограничений скорости.

Конструкция машины и окружающая среда влияют на способ отвода тепла от подшипника, тем самым снижая его температуру. Как правило, большая часть тепла отводится через внешнее кольцо подшипника через корпус машины.Тонкие открытые корпуса приводят к более низким температурам подшипников, чем толстые закрытые корпуса. Свободное движение воздуха вокруг корпуса плюс низкая температура окружающей среды также позволяют подшипнику охладиться.

Проблема с «горячими» подшипниками заключается в двояком нарушении смазки. Первый — это потеря вязкости масла с повышением температуры, что приводит к контакту металла с металлом компонентов подшипника, а второй — это физическое разрушение самого базового масла и присадок к нему.Как правило, большинство пользователей предпочитают хранить в своих корпусах при температуре ниже 60 ° C (140 ° F). При более высоких температурах требуется специальное масло, постоянный контроль уровня и гораздо более короткие интервалы замены смазки, если в качестве смазочного материала выбрана пластичная смазка. Чтобы определить предельную скорость Nlim любого подшипника, найдите значение Ndm для конкретного типа подшипника в таблице II ниже. Любая рабочая скорость, которая находится в пределах 80% от предела, должна быть исследована дополнительно.

Рассчитайте диаметр шага подшипника (дм) по следующей формуле:

Предельная скорость Nlim в об / мин вычисляется просто:

Пример расчета

Подшипник NU1996MC3 (480 мм x 650 мм x 78 мм) должен работать при 800 об / мин при статической масляной смазке.Это приемлемо?

Диаметр шага подшипника:

Отношение ширины к высоте секции:

Это узкий цилиндрический роликоподшипник с механически обработанным латунным сепаратором.

Его предельный коэффициент скорости составляет 550 000 мм / мин. Из Таблицы II.

Его предельная скорость — Nlim =

Поскольку предполагаемая рабочая скорость 800 об / мин составляет 82% от предельной скорости, необходимы дальнейшие исследования.

В некоторых приложениях установленная частота вращения вала и размер выбранного подшипника приводят к значению Ndm, которое превышает предельную скорость Nlim подшипника, иногда значительно.Часто используемым решением этой ситуации является установка струйной циркуляционной масляной системы, которая смазывает подшипник и отводит тепло от него. Такие системы обычно включают теплообменник для охлаждения масла после его удаления по линии всасывания из машины. Когда масло возвращается обратно в подшипник, оно становится значительно холоднее, обладая более высокой вязкостью, которая лучше смазывает подшипник.

Когда рабочая скорость подшипника немного выше его предельной скорости с циркулирующим маслом, обычно приемлем стандартный состоящий из двух частей латунный сепаратор, обработанный механической обработкой.Однако, когда рабочая скорость намного превышает ее предельную скорость, необходима более прочная конструкция каркаса. Это происходит из-за повышенных напряжений внутри клетки из-за центробежных эффектов.

Каждый раз, когда выбирается подшипник, который работает в пределах 80% от предельной скорости, пожалуйста, свяжитесь с отделом продаж American, чтобы наш технический отдел мог проанализировать применение и дать надлежащие рекомендации относительно метода смазки и сепаратора подшипника.

* Широкие однорядные подшипники имеют отношение ширины к высоте сечения, равное 1.От 10 до 2,50. Высота секции = (Внешний диаметр — Диаметр отверстия) / 2. Для двухрядных подшипников используйте третий столбец.

Высокое ускорение / замедление вращения

Было замечено, что в оборудовании, которое быстро меняет число оборотов, как вверх, так и вниз, сепаратор подшипника подвергается высоким инерционным нагрузкам. Это может привести к усталостному разрушению сепаратора и функциональному прекращению срока службы подшипника, даже если усталостный скол не образовался. При обнаружении проблема была решена путем поставки более «прочной» конструкции клетки.Если такое состояние существует с вашим оборудованием или вы подозреваете, что оно могло произойти, обратитесь в отдел продаж компании American для получения рекомендаций по выбору подшипников.

Подшипники, которые мы предлагаем

Компания

American Roller Bearing в основном производит подшипники для тяжелых условий эксплуатации, которые используются в различных отраслях промышленности в США и во всем мире. Наши подшипники промышленного класса не только должны обеспечивать длительный срок службы по критерию усталости при качении, но они также должны сохранять целостность конструкции от ударов, перегрузок и случайных скачков на высокой скорости.Для этого была оптимизирована конструкция каждого подшипника для тяжелых условий эксплуатации, включая наши подшипники с большим внутренним диаметром.

Нажмите здесь, чтобы запросить ценовое предложение, или позвоните нам по телефону 828-624-1460

Заявка на патент США на патентную заявку на ОГРАНИЧЕНИЕ СКОРОСТИ РОЛИКИ, ЗАВИСИМОЕ ОТ ОТНОШЕНИЯ (Заявка № 20170075350 от 16 марта 2017 г.)

ТЕХНИЧЕСКАЯ ОБЛАСТЬ

Настоящее изобретение в целом относится к летательным аппаратам и, в частности, к управлению скоростью крена.

ИСТОРИЯ ВОПРОСА

Воздушное судно может быть спроектировано для максимальной скорости крена, связанной с заданным коэффициентом нагрузки.Как правило, высокие максимальные скорости крена могут позволить самолету безопасно восстанавливаться после больших углов крена. Однако конструкция самолета должна быть спроектирована с учетом высокой максимальной скорости крена, и это может привести к получению тяжелой конструкции, которая может снизить летно-технические характеристики самолета.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

В данном документе раскрыты системы и способы, обеспечивающие управление скоростью крена в самолетах. В некоторых примерах может быть предусмотрена система. Система может включать в себя, по меньшей мере, один датчик угла крена, сконфигурированный для вывода данных об угле крена, по меньшей мере, один датчик скорости крена, сконфигурированный для вывода данных о скорости крена, и контроллер, коммуникативно связанный с по меньшей мере одним датчиком угла крена и по меньшей мере одной скоростью крена. датчик.Контроллер может быть сконфигурирован для определения динамической характеристики транспортного средства, по меньшей мере, с данными об угле крена, определения текущей скорости крена транспортного средства из данных о скорости крена, определения того, находится ли динамическая характеристика транспортного средства в пределах первого динамического диапазона, а затем ограничивать допустимая скорость крена до первого предела скорости крена, определить, находится ли динамическая характеристика транспортного средства в пределах второго динамического диапазона, а затем ограничить допустимую скорость крена до второго предела скорости крена, и определить, находится ли динамическая характеристика транспортного средства в переходном динамическом диапазоне между первый динамический диапазон и второй динамический диапазон определяют расчетный предел скорости вращения, а затем ограничивают допустимую скорость вращения до расчетного предела скорости вращения.В некоторых дополнительных примерах может быть предоставлен самолет. Самолет может включать в себя систему, фюзеляж и крыло с подвижной поверхностью управления и / или двигателем.

В другом примере может быть предоставлен метод. Способ может включать в себя определение динамической характеристики транспортного средства, определение того, что динамическая характеристика транспортного средства находится за пределами первого динамического диапазона, связанного с первым пределом скорости качения, и ограничение допустимой скорости качения до скорости, отличной от первого предела скорости качения.В некоторых дополнительных примерах может быть предоставлен самолет, сконфигурированный для выполнения способа. В другом примере также может быть предоставлен машиночитаемый носитель с кодом, сконфигурированным для выполнения способа.

Объем изобретения определяется формулой изобретения, которая включена в этот раздел посредством ссылки. Более полное понимание раскрытия будет предоставлено специалистам в данной области техники, а также реализация его дополнительных преимуществ при рассмотрении нижеследующего подробного описания одной или нескольких реализаций.Будет сделана ссылка на прилагаемые листы чертежей, которые сначала будут кратко описаны.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

РИС. 1 иллюстрирует примерный самолет в соответствии с раскрытием.

РИС. 2 показан пример самолета в крене в соответствии с раскрытием.

РИС. 3 иллюстрирует примерную систему управления летательным аппаратом в соответствии с раскрытием.

РИС. 4 иллюстрирует еще один пример системы управления летательным аппаратом в соответствии с раскрытием.

РИС. 5 иллюстрирует блок-схему, подробно описывающую примерный процесс выбора максимальной скорости вращения в соответствии с раскрытием.

Примеры раскрытия и их преимущества лучше всего понять, обратившись к подробному описанию, которое следует ниже. Следует понимать, что одинаковые ссылочные позиции используются для обозначения одинаковых элементов, проиллюстрированных на одной или нескольких фигурах.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ

Конструкции самолета могут быть спроектированы в соответствии с максимальной скоростью крена в сочетании с заданным коэффициентом нагрузки (т.е., ускорение самолета в «g» за счет подъемной силы на крыльях). В целом, высокие максимальные скорости крена могут обеспечить более высокие характеристики самолета и возможность безопасного восстановления после больших углов крена. Однако, чтобы безопасно допускать повторяющиеся высокие максимальные скорости крена в нормальных условиях, конструкция самолета должна быть спроектирована с учетом высокой максимальной скорости крена, и для такого размещения может потребоваться более тяжелая конструкция. Таким образом, как правило, более тяжелые конструкции могут снизить летно-технические характеристики летательного аппарата (например, максимально допустимую полезную нагрузку летательного аппарата) и / или увеличить стоимость летательного аппарата.

Методы и системы, описанные в данном документе, могут ограничивать воздушное судно нижним пределом скорости крена при нормальных условиях полета. Однако при обнаружении условий, при которых может быть желательным более высокий предел скорости крена, воздушному судну может быть разрешено превышение нижнего предела скорости крена. Таким образом, конструкция летательного аппарата может быть соответствующим образом спроектирована для нижнего предела скорости крена, но в аварийных ситуациях самолет может безопасно превышать нижний предел скорости крена, чтобы сохранить управление и обеспечить безопасные операции самолета.Поскольку такие ситуации редки, самолет может быть спроектирован таким образом, чтобы время от времени безопасно превышал нижний предел скорости крена без значительного влияния на долговечность конструкции самолета. В некоторых реализациях самолет может определять случаи, когда был превышен нижний предел скорости крена, регистрировать такие случаи и уведомлять операторов или бригады технического обслуживания о таких случаях, чтобы уделять больше внимания техническому обслуживанию самолету, когда самолет превышает нижний предел. ограничение скорости вращения.

РИС. 1 иллюстрирует примерный самолет в соответствии с раскрытием. На фиг. 1, самолет 100 может включать в себя двигатель 102 , фюзеляж 104 , аэродинамические устройства заднего крыла 106 , руль направления 108 , руль высоты 110 и аэродинамические устройства переднего крыла 112 .

Двигатель 102 может обеспечивать тягу для самолета 100 . Двигатель , 102, может быть авиационным двигателем любого типа.В некоторых примерах двигатель , 102, может также обеспечивать управление вектором тяги, что может способствовать управлению самолетом 100 .

Фюзеляж 104 может образовывать центральную конструкцию самолета 100 . Силы от крена и других динамических движений могут восприниматься, по крайней мере, фюзеляжем 104 . Динамическими движениями самолета 100 можно управлять с помощью комбинации аэродинамических устройств переднего крыла 112 , аэродинамических устройств заднего крыла 106 , руля высоты 110 и руля направления 108 .

Аэродинамические устройства переднего крыла 112 , аэродинамические устройства заднего крыла 106 , руль направления 108 и / или рули высоты 110 могут быть подвижными поверхностями управления и могут включать в себя комбинацию из одного или нескольких предкрылков, закрылки, элероны, флапероны, интерцепторы и / или рули направления. Одно или несколько аэродинамических устройств переднего крыла 112 , аэродинамических устройств заднего крыла 106 , рулей высоты 110 и / или руля направления 108 могут помочь контролировать крен самолета 100 .

РИС. 2 показан пример самолета в крене в соответствии с раскрытием. ИНЖИР. 2 показан самолет 100 по фиг. 1 в рулоне. Самолет 100 находится в крене с углом крена, соответствующим углу крена A. Угол крена A — это градус, на который воздушное судно отклоняется от горизонтали.

На РИС. 2, летательный аппарат может пытаться уменьшить угол крена и, таким образом, вернуться в горизонтальное положение через скорость крена 292 . Скорость крена 292 может быть вызвана моментом, действующим на самолет 100 .Скорость крена 292 может быть вызвана одним или несколькими предкрылками, закрылками, элеронами, флаперонами, интерцепторами и / или рулями направления, установленными на воздушном судне 100 . Скорость крена 292 может способствовать крену самолета 100 . Более высокая скорость крена может помочь безопасно вернуть самолет 100 в горизонтальное положение с большей скоростью.

В определенных ситуациях для управления самолетом может потребоваться большая скорость крена. 100 . В качестве иллюстративного примера, самолет , 100, может первоначально подвергаться начальному моменту крена вдали от горизонтали.Этот начальный момент крена может повернуть самолет , 100, от горизонтали к углу крена A. Однако в случае, показанном на фиг. 2, самолет 100 может все еще вращаться в сторону от горизонтали из-за начального момента крена. Скорость крена , 292, может создаваться из второго момента, и может потребоваться, чтобы она была относительно значительной, чтобы противодействовать вращению летательного аппарата 100 от горизонтали из-за начальной скорости крена. Однако в определенных ситуациях, если начальный момент крена достаточно велик, самолет 100 все еще может быстро вращаться в сторону от горизонтали.В такой ситуации второй момент может быть большим, чтобы предотвратить потерю управления самолетом 100 из-за крена далеко от горизонтали. Однако такие большие моменты крена могут создавать большие нагрузки на планер самолета 100 , такой как фюзеляж , 104 , а также крылья и другие поверхности управления. Как правило, воздушным судам могут потребоваться более крупные и тяжелые планеры для выдерживания напряжений от больших моментов крена или скорости крена, или может потребоваться ограничить максимальный момент крена или скорость крена самолета до более низкой величины, что может снизить запас по характеристикам. самолет из выхода из неуправляемой ситуации.

РИС. 3 иллюстрирует примерную систему управления летательным аппаратом в соответствии с раскрытием. ИНЖИР. 3 включает датчики состояния самолета 320 , органы управления пилота 330 , автопилот 340 , компьютер управления полетом 350 , приводы управления полетом и поверхности управления креном 360 .

Компьютер управления полетом 350 может получать входные данные от датчиков состояния самолета 320 , пилот управляет 330 и автопилот 340 .Датчики состояния самолета , 320, могут обнаруживать динамические условия самолета. Автопилот , 340, может обеспечивать компьютерное управление самолетом в соответствии с предварительно введенными инструкциями по маршруту. Пилот управления , 330, может получать данные от пилота или второго пилота о том, как манипулировать исполнительными механизмами управления полетом и поверхностями управления креном 360 . Пилотное управление 330 может, в некоторых примерах, управляться по проводам, где пилотное управление 330 может включать только электрические соединения с исполнительными механизмами управления полетом и поверхностями управления креном 360 .

В таких примерах ввод от датчиков состояния самолета 320 , пилот управляет 330 , и / или автопилот 340 может быть получен и интерпретирован компьютером управления полетом 350 . Компьютер управления полетом 350 может затем вычислить подходящие инструкции для исполнительных механизмов управления полетом и поверхностей управления креном 360 в соответствии с полученными входными данными и предоставить инструкции исполнительным механизмам управления полетом и поверхностям управления креном 360 .

Система управления летательным аппаратом по фиг. 3 может быть дополнительно проиллюстрирован на фиг. 4. Фиг. 4 иллюстрирует еще один пример системы управления летательным аппаратом в соответствии с раскрытием. ИНЖИР. 4 включает в себя датчики состояния самолета 420 , средства управления пилотом 430 , автопилот 440 , компьютер управления полетом 450 , а также исполнительные механизмы управления полетом и поверхности управления креном 460 .

Датчики состояния самолета 420 могут включать в себя один или несколько датчиков скорости крена, датчиков угла крена, датчиков положения закрылков, датчиков воздушной скорости, датчиков высоты и / или датчиков положения по тангажу.Датчики скорости крена могут определять скорость крена летательного аппарата. Датчики угла крена могут определять угол крена самолета. Датчики положения закрылков могут определять, находятся ли закрылки или несколько закрылков на воздушном судне в верхнем, нижнем или другом возможном положении. Датчики воздушной скорости могут определять воздушную скорость или скорость самолета. Датчики высоты могут определять относительную или абсолютную высоту самолета. Абсолютная высота может быть высотой самолета по сравнению с уровнем моря.Относительная высота может быть высотой самолета относительно особенностей местности под ним или вокруг него. По существу, например, относительная высота летательного аппарата может быть ниже абсолютной высоты, если летательный аппарат находится над холмами или горами. Относительная высота может быть определена с помощью других данных, таких как топографические данные. Датчики тангажа могут определять тангаж самолета. Таким образом, датчики положения по тангажу могут определять, находится ли, например, летательный аппарат носом вверх, носом вниз или нейтральным по тангажу.

Пилотные органы управления 430 могут включать в себя одно или несколько колес управления, педалей, джойстиков, рычагов и других ручных органов управления, переключателей, кнопок и / или других органов управления. В некоторых примерах органы управления пилота могут быть электрически связаны с компьютером управления полетом 450 . Входные данные пилота, полученные пилотом управления 430 , могут быть ретранслированы в компьютер управления полетом 450 . Компьютер управления полетом , 450, может затем определить, используя входные данные пилота, а также другие входные данные от других частей самолета, таких как датчики самолета 420 , соответствующий ответ управления для обеспечения исполнительных механизмов управления полетом и поверхностей управления креном. 460 .

Аналогично автопилоту 340 на фиг. 3, автопилот , 440, может обеспечивать управляемое компьютером управление летательным аппаратом в соответствии с предварительно введенными инструкциями по маршруту. Автопилот 440 может взаимодействовать с компьютером управления полетом 450 . Компьютер управления полетом 450 может выдавать инструкции в соответствии с инструкциями или настройками автопилота 440 .

Компьютер управления полетом 450 может включать, например, одноядерный или многоядерный процессор или микропроцессор, микроконтроллер, логическое устройство, устройство обработки сигналов, память для хранения исполняемых инструкций (например,g., программное обеспечение, микропрограммное обеспечение или другие инструкции) и / или любые элементы для выполнения любой из различных операций, описанных в данном документе. В различных примерах компьютер 450 управления полетом и / или связанные с ним операции могут быть реализованы как одно устройство или несколько устройств (например, коммуникативно связанных через проводные или беспроводные соединения), чтобы вместе составлять компьютер 450 управления полетом.

Компьютер управления полетом 450 может включать в себя один или несколько компонентов памяти или устройств для хранения данных и информации.Память может включать в себя энергозависимую и энергонезависимую память. Примеры таких запоминающих устройств включают RAM (оперативное запоминающее устройство), ROM (постоянное запоминающее устройство), EEPROM (электрически стираемое постоянное запоминающее устройство), флэш-память или другие типы памяти. В некоторых примерах компьютер , 450, управления полетом может быть адаптирован для выполнения инструкций, хранящихся в памяти, для выполнения различных способов и процессов, описанных в данном документе.

Компьютер управления полетом 450 может также включать, в некоторых примерах, устройство ввода (например,g., кнопки, ручки, ползунки, сенсорные экраны, сенсорные панели или другие устройства ввода), адаптированные для взаимодействия с пользователем и приема пользовательского ввода. В некоторых примерах компьютер , 450, управления полетом может включать в себя графический пользовательский интерфейс (GUI), который может быть интегрирован как часть дисплея или другого устройства ввода. В некоторых таких примерах устройство ввода и графический интерфейс пользователя могут содержаться в одном устройстве.

Компьютер управления полетом 450 может быть подключен к датчикам самолета 420 , пилотам 430 , автопилоту 440 , а также исполнительным механизмам управления полетом и поверхностям управления креном 460 .Приводы управления полетом и поверхности , 460, управления креном могут включать в себя приводы, двигатели и поверхности, которые управляют летными характеристиками самолета. Например, одним или несколькими элеронами, флаперонами, интерцепторами, рулями направления и другими поверхностями управления летательного аппарата можно управлять с помощью приводов и двигателей.

В некоторых примерах датчики самолета 420 , пилот контролирует 430 , а автопилот 440 может выводить электронные данные или инструкции на компьютер управления полетом 450 .В таком примере органы управления пилота могут получать механический ввод от пилота, такой как поворот колеса управления или нажатие педали, но затем могут преобразовывать механический ввод в электрический сигнал, который содержит данные, относящиеся к: Например, степень перемещения колеса управления, скорость движения входа или расстояние смещения педали.

В некоторых примерах компьютер управления полетом 450 может выполнять расчет динамических характеристик транспортного средства 452 .Расчет динамических характеристик транспортного средства 452 может выполняться с использованием входных данных от датчиков 420 самолета. В качестве иллюстративных примеров расчет , 452, динамических характеристик транспортного средства может включать в себя определение динамических характеристик летательного аппарата, таких как угол крена, скорость крена и наклон воздушного судна по данным от соответствующих датчиков. Компьютер управления полетом , 450, может также определять другие динамические характеристики через датчики 420 самолета или другие датчики, установленные на летательном аппарате или полученные из других источников.

Кроме того, компьютер 450 управления полетом может определять, по меньшей мере, на основании входных данных от органов управления , 430 пилота, желаемое изменение динамики летательного аппарата. Компьютер управления полетом , 450, может, например, интерпретировать команды пилота и преобразовывать команды пилота в динамические реакции самолета. Таким образом, компьютер 450 управления полетом может выводить инструкции на исполнительные механизмы управления полетом и поверхности 460 управления креном на основе входных данных, полученных от органов управления 430 пилота.Такая система может быть проводной.

Компьютер управления полетом 450 может также выполнять регулировку скорости крена и расчет команд на земле 454 . Расчеты регулирования скорости крена могут включать, например, вычисление максимального предела скорости крена для летательного аппарата. Вычисления наземных команд могут быть определены, по меньшей мере, с вводом от органов управления , 430, пилота по сравнению с вычисленной максимальной скоростью крена, а также, возможно, данными от датчиков самолета 420 .Вычисление наземной команды может затем определить соответствующую реакцию управления, которая может быть выведена на исполнительные механизмы управления и поверхности летательного аппарата. Вычисление наземных команд может включать в себя, например, определение инструкций для подачи на исполнительные механизмы управления полетом и поверхности , 450, управления креном для достижения желаемого изменения динамики летательного аппарата. Пример определения соответствующих инструкций для подачи на исполнительные механизмы управления полетом и поверхности 450 управления креном может включать, например, определение того, на сколько градусов должна вращаться одна или несколько поверхностей управления креном на воздушном судне, или определение соответствующих перемещений руля направления. самолет.В некоторых примерах инструкции, предоставленные для исполнительных механизмов управления полетом и поверхностей , 450, управления креном, могут обновляться на основе ввода от датчиков 420 самолетов. Таким образом, если датчики 420 самолета обнаруживают, что движение поверхностей управления привело к большему изменению динамики полета самолета, чем вычисленное компьютером управления полетом 450 , компьютер управления полетом 450 может затем выдать соответствующее последующее сообщение. до команды управления исполнительными механизмами и поверхностями.

Пример вычисления регулирования скорости крена показан на фиг. 5. Фиг. 5 иллюстрирует блок-схему, подробно описывающую примерный процесс выбора максимальной скорости вращения в соответствии с раскрытием. Процесс, показанный на фиг. 5 может выполняться компьютером управления полетом с использованием входных данных от датчиков самолета, органов управления пилота и автопилота. Затем результаты процесса могут выводиться или передаваться на исполнительные механизмы управления полетом и поверхности управления креном.

В блоке 502 могут быть определены динамические характеристики летательного аппарата.Динамические характеристики могут включать, например, угол крена, скорость крена и высоту тангажа самолета. Динамические характеристики могут быть определены с помощью входных данных от датчиков самолета.

В блоке 504 данные о конфигурации и условиях полета могут быть получены от различных датчиков, таких как различные другие датчики самолета. Например, датчик положения закрылков может предоставлять информацию о том, находится ли закрылки летательного аппарата в верхнем, нижнем или промежуточном положении.Датчик высоты может предоставлять информацию об относительной или абсолютной высоте самолета. Датчик воздушной скорости может предоставлять информацию о воздушной скорости самолета.

Используя данные конфигурации и условий полета, полученные в блоке , 504, , первый и второй пределы скорости крена и соответствующие динамические диапазоны могут быть определены в блоке 506 . Первый предел скорости качения может составлять, например, скорость качения 17 град / с, тогда как второй предел скорости качения может составлять, например, скорость качения 22 град / с.Другие примеры могут включать другие ограничения скорости вращения. Таким образом, в качестве иллюстративного примера такие примеры могут включать в себя первый предел скорости крена от 5 градусов в секунду до 30 градусов в секунду и второй предел скорости крена от 10 градусов в секунду до 35 градусов в секунду. Соответственно, в некоторых примерах первый предел скорости крена может быть нижним пределом, подходящим для нормальных условий полета, тогда как второй предел скорости крена может быть более высоким пределом, подходящим для аварийных или сложных условий полета.

Первый и второй пределы скорости крена могут соответствовать первому и второму динамическим диапазонам. Компьютер управления полетом может определять, находится ли летательный аппарат в пределах первого динамического диапазона, в пределах второго динамического диапазона или между первым и вторым динамическими диапазонами (в некоторых примерах, возможно, называемых «переходным динамическим диапазоном»). В различных реализациях первый динамический диапазон может соответствовать нормальным условиям эксплуатации воздушного судна в полете (например, во время нормальных крейсерских условий).Такое рабочее состояние может не требовать более высокой максимальной скорости крена, и поэтому, если управление полетом определяет, что динамические характеристики летательного аппарата означают, что летательный аппарат находится в пределах первого динамического диапазона, максимальная скорость крена может быть ограничена первым пределом скорости крена. Второй динамический диапазон может соответствовать ситуациям, когда может быть полезна более высокая максимальная скорость крена, например, во время посадки или во время аварийных маневров. Соответственно, более высокая максимальная скорость крена, возможно, соответствующая второму пределу скорости крена, может быть разрешена в таких ситуациях.

Кроме того, в некоторых примерах может быть динамический диапазон между первым динамическим диапазоном и вторым динамическим диапазоном. Такой динамический диапазон может упоминаться в данном документе как переходный динамический диапазон и может соответствовать ситуациям, когда может быть желательна более высокая маневренность летательного аппарата и максимальная скорость крена между первым пределом скорости крена и вторым пределом скорости крена. В такой ситуации максимальная скорость крена может быть скоростью крена между первым пределом скорости крена и вторым пределом скорости крена, называемой здесь расчетным пределом скорости крена.В некоторых таких ситуациях компьютер управления полетом может рассчитать расчетный предел скорости крена. В других примерах может быть более двух динамических диапазонов, например три динамических диапазона, четыре динамических диапазона или пять или более динамических диапазонов.

Динамические диапазоны могут быть индикатором. В некоторых примерах индикатор может быть определен с помощью данных от различных датчиков. Соответственно, в различных примерах динамические диапазоны могут быть определены из комбинации одного или нескольких из следующих параметров: скорости крена, угла крена, положения закрылков, воздушной скорости, высоты, высоты тангажа и других динамических условий, условий полета, или условия конфигурации самолета.

Динамические диапазоны можно определять множеством различных способов. Например, в определенной реализации первый динамический диапазон может быть, например, углом крена менее 55 градусов, в то время как второй динамический диапазон может быть, например, углом крена более 75 градусов, и переход динамический диапазон может соответствовать углам крена от 55 до 75 градусов. В других реализациях, которые определяют первый и второй динамические диапазоны, по меньшей мере, с углом крена, углы крена, которые соответствуют первому динамическому диапазону, могут быть разными углами.Например, верхний предел первого динамического диапазона может быть углом крена менее 40 градусов, 45 градусов, 50 градусов, 60 градусов, 65 градусов или выше или любым углом от 40 до 65 градусов. Нижний предел первого динамического диапазона может, например, составлять угол крена 0 градусов. Нижний предел второго динамического диапазона может быть, например, углом крена менее 55 градусов, 60 градусов, 65 градусов, 70 градусов, 80 градусов, 85 градусов или выше или любым углом от 55 до 85 градусов.Диапазон динамического диапазона перехода может соответствовать углам крена между порогами, определяющими верхний предел первого динамического диапазона и нижний предел второго динамического диапазона.

Скорость и высота также могут влиять на динамический диапазон. Посадка — это ситуация, когда дополнительный контроль над самолетом может быть полезным, поскольку у пилота может быть ограниченное окно для корректировки поведения самолета, и, таким образом, может быть желательна максимальная маневренность самолета. Соответственно, если компьютер управления полетом обнаруживает, что самолет приземляется, или имеет показания датчиков, которые обычно коррелируют с посадкой, компьютер управления полетом может определить, что самолет работает во втором динамическом диапазоне.

Таким образом, компьютер управления полетом может определять воздушную скорость самолета с помощью датчика скорости. Если воздушная скорость самолета ниже порогового значения скорости, компьютер управления полетом может определить, что самолет садится или снижается и работает в пределах второго динамического диапазона. Если воздушная скорость самолета выше порогового значения скорости, компьютер управления полетом может, в зависимости от воздушной скорости, а также других факторов, определить, находится ли летательный аппарат в первом, втором или между первым и вторым динамическими диапазонами. .

Компьютер управления полетом может также определять высоту самолета, и, если высота самолета указывает на то, что самолет приземляется (например, в ситуации, когда высота самолета ниже порогового значения, например 5000 футов относительного высота и / или высота самолета уменьшается с определенной скоростью), компьютер управления полетом может определить, что самолет находится в пределах второго динамического диапазона. Если высота самолета не указывает на то, что самолет приземляется, компьютер управления полетом может, в зависимости от высоты, а также других факторов, определить, работает ли самолет в пределах первого, второго или между первым и вторым динамическими параметрами. диапазоны.

Динамические диапазоны можно определять не только с помощью числовых факторов, таких как углы или скорости. Положение закрылка также может способствовать определению динамического диапазона, в котором летает самолет. Таким образом, если закрылки или несколько закрылков самолета находятся в опущенном положении, это может означать, что самолет приземляется. По существу, если закрылки или несколько закрылков летательного аппарата определены как опущенные, компьютер управления полетом может определить, что летательный аппарат работает в пределах второго динамического диапазона.В противном случае компьютер управления полетом может определить, работает ли летательный аппарат с первым, вторым или между первым и вторым динамическими диапазонами с другими факторами. Некоторые другие реализации могут включать несколько положений закрылков. Компьютеры управления полетом таких реализаций могут определять, что летательный аппарат работает в пределах второго динамического диапазона, если закрылки или закрылки самолета находятся в определенных положениях закрылков. Такие положения закрылков могут быть положениями, указывающими на посадку самолета.

Кроме того, динамические диапазоны могут быть определены с помощью данных от других датчиков. Например, данные датчика положения по тангажу и данные скорости крена также могут использоваться для определения того, работает ли летательный аппарат в первом и втором динамических диапазонах или между первым и вторым динамическими диапазонами. В таких реализациях, если компьютер управления полетом получает данные о продольном угле тангажа, показывающие, что самолет наклоняется вверх или вниз больше, чем обычно, компьютер управления полетом может определить, что самолет работает за пределами первого динамического диапазона (и, таким образом, либо между первый динамический диапазон и второй динамический диапазон или в пределах второго динамического диапазона).Кроме того, если компьютер управления полетом получает данные, показывающие, что летательный аппарат катится с высокой скоростью, компьютер управления полетом может определить, что летательный аппарат работает за пределами первого динамического диапазона.

В некоторых примерах компьютер управления полетом может изменять первый и / или второй динамические диапазоны и / или первый и / или второй пределы скорости крена в зависимости от условий, обнаруженных датчиками самолета. Соответственно, компьютер управления полетом может, например, увеличивать или уменьшать пороговое значение первого динамического диапазона, если он обнаруживает, что летательный аппарат ускоряется или замедляется.Такое увеличение или уменьшение динамических диапазонов может быть основано, например, на силах, которые испытывает конструкция самолета.

В блоке 508 компьютер управления полетом может принимать входные данные от различных систем летательного аппарата и определять, указывают ли данные, указывают ли динамические характеристики летательного аппарата на то, что летательный аппарат работает в первом динамическом диапазоне. Эксплуатация летательного аппарата в первом динамическом диапазоне может быть определена по различным характеристикам, обнаруженным датчиками летательного аппарата, описанными в данном документе.Таким образом, например, если компьютер управления полетом обнаруживает угол крена 55 градусов или меньше, он может определить, что летательный аппарат работает в первом динамическом диапазоне. Если компьютер управления полетом определяет, что летательный аппарат работает в первом динамическом диапазоне, компьютер управления полетом может затем установить предел скорости крена равным первому пределу скорости крена в блоке 510 .

Если компьютер управления полетом определяет, что самолет работает за пределами первого динамического диапазона, компьютер управления полетом может перейти к блоку 512 .В блоке , 512, компьютер управления полетом может определить, работает ли летательный аппарат в пределах второго динамического диапазона. Например, если компьютер управления полетом обнаруживает угол крена 75 градусов или выше, он может определить, что летательный аппарат работает в пределах второго динамического диапазона. Если компьютер управления полетом определяет, что летательный аппарат работает в пределах второго динамического диапазона, компьютер управления полетом может затем установить предел скорости крена равным второму пределу скорости крена в блоке 514 .

Если компьютер управления полетом определяет, что летательный аппарат работает между первым и вторым динамическими диапазонами, например, в переходном динамическом диапазоне, компьютер управления полетом может затем перейти к блоку 516 . В блоке , 516, компьютер управления полетом может определить расчетный предел скорости крена и установить предел скорости крена равным расчетному пределу скорости крена. Вычисленный предел скорости качения может, например, быть пределом между значениями первого предела скорости вращения и второго предела скорости вращения.В некоторых примерах вычисленный предел скорости качения может линейно масштабироваться между первым пределом скорости вращения и вторым пределом скорости вращения. В таких примерах динамический диапазон может определяться с помощью индикатора, а вычисленный предел скорости вращения может, например, масштабироваться в соответствии со значением индикатора. Соответственно, используя предыдущий пример, если угол крена летательного аппарата определен равным 65 градусам, вычисленный предел скорости крена может быть порогом непосредственно между первым пределом скорости крена и вторым пределом скорости крена.

После определения предела скорости крена в блоках 510 , 514 или 516 , компьютер управления полетом может использовать предел скорости крена в качестве закона управления для ограничения скорости крена самолета. . Таким образом, компьютер управления полетом обычно может устанавливать только максимальную скорость крена на первый предел скорости крена, но когда он обнаруживает ситуации, когда может быть желателен более высокий предел скорости крена, он может установить максимальную скорость крена на второй предел скорости крена или значение между первым пределом скорости вращения и вторым пределом скорости вращения, такое как расчетный предел скорости вращения.

Самолет может ограничивать скорость крена, например, ограничивая движение исполнительных механизмов управления полетом и / или поверхностей управления креном самолета. Таким образом, самолет может, в одном примере, ограничивать движение одного или нескольких элеронов, флаперонов, интерцепторов и / или рулей направления самолета на величину, меньшую, чем максимально допустимое перемещение соответствующих компонентов. В другом примере самолет может допускать максимальное перемещение различных компонентов до тех пор, пока самолет не преодолеет пороговую скорость крена, угол крена или другой динамический порог.После того, как самолет преодолел порог, он может ограничить движение исполнительных механизмов управления полетом и / или поверхностей управления креном, чтобы предотвратить превышение самолетом максимальной скорости крена. В некоторых таких примерах самолет может начать ограничивать движение исполнительных механизмов управления полетом и / или поверхностей управления креном до предела скорости крена, чтобы позволить воздушному судну плавно достичь предела скорости крена, но не превышать его, и, таким образом, оказывать меньшее напряжение на конструкция самолета. В других примерах может использоваться комбинация ограничения движения различных исполнительных механизмов управления полетом и / или поверхностей управления креном самолета, а также пороговых значений для дальнейшего ограничения движения таких устройств.

Примеры, описанные выше, иллюстрируют, но не ограничивают изобретение. Также следует понимать, что возможны многочисленные модификации и вариации в соответствии с принципами настоящего изобретения. Соответственно, объем изобретения определяется только следующей формулой изобретения.

Period of Roll — обзор

1.

Наблюдается, что мачта небольшого плавучего плота, из-за прохождения череды глубоководных волн, колеблется с периодом 7 с и амплитудой от вертикали ± 8 градусов.Найдите высоту, длину и скорость волн в метрических единицах.

2.

Судно коробчатой ​​формы имеет длину 50 м, ширину 12 м, осадку 3 м, надводный борт 6 м. Высота c.g. над дном — 4,5 м. Предполагая, что вес равномерно распределен по длине и сечению судна, и пренебрегая влиянием связанной воды, рассчитайте периоды свободного крена, тангажа и вертикальной качки в соленой воде.

3.

Судно длиной 200 м с периодами свободного крена и тангажа 1212 и 10 с соответственно, движется со скоростью 20 узлов в море длиной волны 250 м.Рассчитайте заголовки, на которых вероятны наибольшие крены и качки.

4.

Корабль качается с постоянной амплитудой, при этом качение поддерживается перемещением груза по палубе, то есть энергия, передаваемая кораблю движущимся весом, просто уравновешивает энергию, рассеиваемую за счет демпфирования.

Покажите с помощью общих аргументов, что идеальный случай — это тот случай, когда вес мгновенно переносится с опущенной стороны на приподнятую в конце каждого взмаха.

Сравните относительные веса, необходимые для поддержания заданной малой амплитуды качения, принимая

(a)

мгновенное перемещение

(b)

груз, движущийся с постоянной скоростью

(c)

груз двигаясь с ШМ

Амплитуда движения в каждом случае одинакова.

[ Примечание : Предположим, что качение задается как ϕ = sΦ sin (2π t / T ).]

5.

Покажите, что без учета демпфирующих сил качение корабля на малые углы в неподвижной воде без движения вперед является просто гармоническим. Следовательно, выведите выражение для собственного периода колебаний корабля через радиус вращения ( k ) и GM¯ корабля. Каков эффект увлеченной воды? Как соображения качения влияют на выбор GM ¯ для пассажирского судна?

При ходовых испытаниях на авианосце был зафиксирован естественный период крена 14 с.Водоизмещение составляло 50 000 т, а GM — 2,5 м. Коэффициент инерции, учитывающий влияние увлеченной воды, составляет 20%. Рассчитайте радиус вращения авианосца.

6.

Судно водоизмещением 4000 т, длиной 150 м, шириной 15 м и метацентрической высотой 1 м имеет период качения 10,5 с и уравнение декремента

−dϕdn = 0,20ϕ + 0,15ϕ2 (ϕ в радианах)

Если судно должно быть перевернуто с амплитудой 10 °, оцените вес, который необходимо мгновенно переместить по палубе, предполагая, что его можно переместить на расстояние 12 м.

7.

Дифференциальное уравнение качения судна на регулярных волнах может быть выражено в виде:

ϕ¨ + 2kω0ϕ˙ + ω02ϕ = ω02F0sin ωEt

Объясните значение терминов в этом уравнение.

Уравнение качения конкретного корабля на регулярных волнах может быть выражено в виде:

ϕ¨ + 0,24ϕ˙ + 0,16ϕ = 0,48sin ωEt

, где ϕ — угол крена в градусах.

Рассчитайте амплитуды крена, когда ω E равно 0.2, 0,4 и 0,8, комментируя их относительные величины. Каким будет период затухающего качения в спокойной воде?

8.

Испытание движения судна проводится в системе нерегулярных волн с длинным гребнем. Спектр волновой системы, измеренный в стационарной точке, определяется следующей таблицей:

S ζ (ω), (высота волны) 2 / δω 2 с) 1,2 7.6 12,9 11,4 8,4 5,6
ω, частота (1 / с) 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8

Пучок Энергетический спектр, полученный с помощью акселерометров на корабле, при движении со скоростью 12 узлов по курсу 150 градусов относительно волн, определяется следующим образом:

S Z E ), (heave ) 2 / δω E 2 с) 0.576 1,624 1,663 0,756 0,149 0,032
ω E , частота встречи (1 / с) 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9

Выведите кривую отклика в форме вертикальной качки / высоты волны для корабля с этой скоростью и курсом в диапазоне частот встречи от 0,4 до 0,9.

9.

Последовательные максимальные углы в градусах, зарегистрированные в модельном эксперименте прокатки, составляют:

Порт 15 (начало) 10.4 7,7 5,9
Правый борт 12,3 8,9 6,7
Каковы коэффициенты « a » и « b »? Какого максимального угла вы ожидаете получить в конце десятого поворота?
10.

Сосуд, неустойчивый в вертикальном положении, опускается на угол α. Докажите, что при отсутствии сопротивления она будет катиться между ± ϕ или между ϕ и √ (2α2 — ϕ2) в зависимости от того, больше или меньше ϕ, чем α√2.Все углы отсчитываются от вертикали.

Объясните, как угловая скорость изменяется во время переката в каждом конкретном случае.

11.

Эксперимент по качению должен проводиться на судне, которое, как ожидается, будет иметь коэффициенты ослабления « a » и « b », равные 0,08 и 0,012 (градусные единицы).

Эксперимент проводится при водоизмещении 2134 тн и метацентрической высоте 0,84 м. Ожидается, что период крена составит около 9 с.

Доступен механизм, способный перемещать по судну вес в 6,1 тонны простым гармоническим движением на 9,14 м по горизонтали.

Оценка:

(a)

максимально возможный угол крена,

(b)

электрическая мощность двигателя, на котором должен быть установлен роликовый механизм (предположим, что КПД 80 процентов).

12.

Судно, которое можно рассматривать как прямоугольный понтон длиной 100 м и шириной 25 м, движется со скоростью 10 узлов в регулярные синусоидальные волны длиной 200 м и высотой 10 м.Направление движения судна перпендикулярно линии гребней, а его естественный (незатухающий) период качки составляет 8 с.

Если предположить, что волны такой длины и высоты могут быть замедлены относительно корабля, чтобы корабль имел возможность статически балансировать по отношению к волне в каждый момент ее прохождения, корабль будет подниматься в эффективном период волны и «статическая» амплитуда. Когда волна движется с правильной скоростью относительно корабля, в результате будет получена «динамическая» амплитуда, которую можно рассматривать как произведение «статической» амплитуды и так называемого «коэффициента увеличения».

Рассчитайте амплитуду вертикальной качки судна в условиях, описанных в первом абзаце, исходя из предположений второго абзаца и пренебрегая любой поправкой Смита.

Линейный коэффициент демпфирования k , равен 0,3.

13.

Судно водоизмещением 4000 т, длиной 140 м и шириной 15 м имеет поперечную метацентрическую высоту 1,5 м. Его период качения составляет 10,0 с, а во время пробной прокатки последовательные (незадействованные) амплитуды переката, когда движение было затихло, составили:

11.3, 8.6, 6.8, 5.6, 4.5, 3.7 и 3,1 градуса

Выведите коэффициенты ‘ a ‘ и ‘ b ‘, принимая уравнение декремента в форме

−dϕdn = aϕ + bϕ2

14.

Спектр волновой системы неправильной формы с длинными гребнями, измеренный в фиксированной точке, определяется выражением:

S ζ (ω), (амплитуда волны) 2 / δω 2 с) 0,3 1,9 4.3 3,8
ω, (частота) (1 / с) 0,3 0,4 0,5 0,6

Корабль направляется в эту волновую систему со скоростью 30 узлов и в таком направлении что векторы скорости корабля и волн наклонены на 120 градусов. Рассчитайте спектр волн, как если бы зонд двигался вперед со скоростью корабля.

Обсудите, как вы будете рассчитывать соответствующий спектр вертикальной качки.Проиллюстрируйте свой ответ, вычислив ординату спектра вертикальной качки при частоте встречи 0,7 с.

Соотношение между амплитудой вертикальной качки и амплитудой волны на этой частоте встречи для различных скоростей с обычными головными волнами соответствующей длины следует принимать следующим образом:

большая амплитуда 0,71 0,86 0,92 0,95 0,96
амплитуда волны
скорость (узлы) 20 40 60 80 100

Предположим, что в первом приближении амплитуда подъема Корабль, движущийся со скоростью V под наклоном в волны с длинными гребнями, является такой же, как амплитуда вертикальной качки в обычных волнах такой же высоты и той же « эффективной длины » (т.е. длина в направлении движения) при условии, что скорость V 1 настроена так, чтобы обеспечивать такую ​​же частоту встреч.

15.

Предполагая, что судно качается в волне, как если бы относительная скорость волны и корабля очень мала, покажите, что «статическая» качка определяется как

амплитуда качки амплитуда волны = -sin nππnsin 2πtTE

для прямоугольного гидросамолета, где

n = длина судна, длина волны = Lλ

, а волна определяется как

ζ = h3sin (2πnxL − 2πtTE)

.Покажите, что при n = 1 отсутствует « статический » отклик.0.

% PDF-1.4 % 514 0 объект > эндобдж xref 514 112 0000000016 00000 н. 0000003595 00000 н. 0000003777 00000 н. 0000003804 00000 н. 0000003854 00000 н. 0000003912 00000 н. 0000004065 00000 н. 0000004146 00000 п. 0000004226 00000 п. 0000004305 00000 н. 0000004384 00000 п. 0000004463 00000 н. 0000004542 00000 н. 0000004621 00000 н. 0000004700 00000 н. 0000004779 00000 н. 0000004858 00000 н. 0000004937 00000 н. 0000005016 00000 н. 0000005095 00000 н. 0000005174 00000 п. 0000005253 00000 н. 0000005332 00000 н. 0000005411 00000 н. 0000005490 00000 н. 0000005569 00000 н. 0000005648 00000 н. 0000005727 00000 н. 0000005806 00000 н. 0000005885 00000 н. 0000005964 00000 н. 0000006043 00000 н. 0000006122 00000 п. 0000006201 00000 н. 0000006279 00000 н. 0000006357 00000 н. 0000006435 00000 н. 0000006513 00000 н. 0000006591 00000 н. 0000006669 00000 н. 0000006747 00000 н. 0000006825 00000 н. 0000006903 00000 н. 0000006981 00000 п. 0000007059 00000 н. 0000007137 00000 н. 0000007215 00000 н. 0000007293 00000 н. 0000007370 00000 н. 0000007448 00000 н. 0000007579 00000 п. 0000008058 00000 н. 0000008840 00000 н. 0000009111 00000 п. 0000009214 00000 п. 0000009479 00000 н. 0000010941 00000 п. 0000040270 00000 п. 0000082549 00000 п. 0000084723 00000 п. 0000084781 00000 п. 0000084921 00000 п. 0000085146 00000 п. 0000085260 00000 п. 0000085430 00000 п. 0000085527 00000 п. 0000085646 00000 п. 0000085807 00000 п. 0000085912 00000 п. 0000086049 00000 п. 0000086210 00000 п. 0000086315 00000 п. 0000086434 00000 п. 0000086595 00000 п. 0000086700 00000 п. 0000086819 00000 п. 0000087000 00000 п. 0000087084 00000 п. 0000087218 00000 п. 0000087338 00000 п. 0000087452 00000 п. 0000087580 00000 п. 0000087734 00000 п. 0000087922 00000 п. 0000088056 00000 п. 0000088176 00000 п. 0000088292 00000 п. 0000088420 00000 н. 0000088574 00000 п. 0000088762 00000 п. 0000088894 00000 п. 0000089076 00000 н. 0000089196 00000 п. 0000089312 00000 п. 0000089440 00000 п. 0000089594 00000 п. 0000089782 00000 п. 0000089954 00000 н. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000

00000 п. 00000 00000 п. 00000 00000 п. 00000
00000 п. 0000091508 00000 п. 0000091658 00000 н. 0000091796 00000 п. 0000002536 00000 н. трейлер ] / Назад 747135 >> startxref 0 %% EOF 625 0 объект > поток h ޴ T} HSk Z’wf, Bʏ4E (񊁎 = ڌ EcF 뻕 Q.`œp [~ Xp’c3u» + 7b y, BbY: (v C {plWGv) k & {: G | ‘IS ##: yle: [eP / MrR0

Vacation — System Human Resource Services

Допустимые сотрудники: предоставленный отпуск, предварительно утвержденное оплачиваемое отсутствие на работе, которое будет использоваться по личным причинам и в связи с отпуском. Отпуск в целях отпуска будет организован с должным учетом операционных потребностей Университета и для удобства сотрудников.

Выберите одну из следующих ссылок или прокрутите вниз для получения конкретной информации:

Право на участие
Начисления
Использование
Отчетность
Продолжение выплаты пособий
Перенос отпускного отпуска
Выплата отпускного отпуска
Ресурсы


Право на участие

Право на участие имеют

служащих государственной службы на стажировках, учениках, учениках, временных и статусных назначениях.

Академические сотрудники должны иметь 12-месячное назначение, чтобы иметь право на отпуск. Те, кто назначен на учебный год (9 месяцев) или 10 месяцев с оплатой за 12 месяцев, не имеют права на отпуск.

Как государственные служащие, так и академические служащие должны быть назначены на имеющую право на отпуск работу, которая превышает 0%, чтобы иметь право.


Начисления

Служащие государственной службы могут получать отпуск до 28 дней в год, в зависимости от стажа работы.См. Таблицы начисления на госслужбу. Сотрудники могут накапливать отпуск, равный тому, который был получен за два года службы, при текущей ставке заработка сотрудника, но по достижении этого накопления отпуск перестанет зарабатывать, за исключением случаев, когда накопление уменьшается. Начисленные отпускные в период оплаты сначала добавляются к балансу сотрудника, а затем использованные часы вычитаются из этого баланса. Следовательно, крайне важно, чтобы сотрудники управляли своим отпуском, чтобы максимизировать свои накопления.

Академические сотрудники получают 24 рабочих дня (192 часа) в год в соответствии с назначением. Например, академический профессионал, назначенный на 50% времени, получит 24 дня при 50% времени, что эквивалентно 96 часам. Новые сотрудники, начиная с начала учебного года, получают пропорциональную долю. Максимальное накопление 48 дней (384 часа) при полной занятости может быть перенесено с одного года назначения на другой. Максимальное накопление для 50% сотрудника может переноситься максимум на 48 дней при 50% (192 часа).

22.03.2021 НАПОМИНАНИЕ: Академические сотрудники, которые перенесли дополнительные дни отпуска (до 5) в августе 2020 года, должны использовать их до 15.08.2021. Максимальное продление срока действия 48 дней будет восстановлено в течение 2021/2022 авг.


Использование

Отпуск на отпуск предназначен для использования по личным и семейным причинам и должен быть предварительно одобрен отделом, за исключением чрезвычайных ситуаций.

Государственные служащие, которые получают отпуск в соответствии с Приложением A, могут брать отпуск с шагом в десять часов, а работники по Приложению B могут брать отпуск в течение полных или неполных дней, но не могут взимать плату за такой отпуск за неполные дни с шагом менее одного дня. полный час.

Ведомственные процедуры подачи заявления об использовании отпуска могут различаться. Сотрудник должен связаться со своим непосредственным руководителем для конкретных процедур в его / ее отделе.


Отчетность

служащих государственной службы сообщают об использовании отпусков каждые две недели при заполнении своих обычных отчетов о рабочем времени и посещаемости.

Академическая отчетность проводится два раза в год, в мае и августе. Отчетность может происходить чаще в соответствии с ведомственными процедурами.


Продолжение льгот

При использовании отпуска сотрудники продолжают получать те же государственные и университетские льготы, что и при активной работе. Все уплаченные государством взносы продолжаются.


Перевод отпуска в отпуск

При переводе с академической должности на государственную службу или наоборот любой заработанный отпуск обычно используется до перевода сотрудника. Если это создаст трудности, могут быть приняты меры для переноса всего или части накопленного отпуска при условии, что эти меры приемлемы для двух административных единиц и сотрудника.

Ни в коем случае перенос накопленного отпускного отпуска не может привести к потере накопленных льгот, за исключением того, что на момент выхода сотрудника на пенсию, увольнения или иного прекращения работы в Университете накопленный отпуск сотрудника не может превышать максимально допустимый накопленный /полученный.

Отпуск научного сотрудника после докторантуры не должен передаваться на какую-либо должность, кроме постдокторантуры.


Выплата отпускных

Персонал государственной службы
Сотрудникам оплачивается любой отпуск, накопленный и не использованный по состоянию на последний запланированный рабочий день сотрудника.Если работник соглашается на работу в другом государственном агентстве или учреждении, при определенных условиях, накопленный отпуск может быть перенесен в соответствии с Системой государственной службы государственных университетов.

Академический персонал
Если у сотрудника накопился неиспользованный отпуск по состоянию на последний день работы, ему будет выплачиваться единовременная выплата за это время до 48 дней (384 часа), если он работает полный рабочий день, за исключением научным сотрудникам, измененным постдокторским званием.Докторанты-исследователи, нанятые 16.08.2019 или после этой даты, не имеют права на получение выходного пособия, а их отпускные не должны переходить на какую-либо должность, кроме постдокторской.

Сотрудникам, занятым неполный рабочий день, выплачиваются отпускные, пропорционально их FTE. Например, 50% академического профессионала будет выплачиваться единовременно до 48 дней под 50% (192 часа). Выплата отпускных может превышать 48 дней, если остаток отпуска, превышающий 48 дней, вызван либо: (а) изменением группы сотрудников с государственной службы на академическую; или (b) изменение эквивалента полной занятости (ЭПЗ) сотрудника с полной на неполную.

Когда сотрудники покидают университет до завершения их контракта, отпуск должен распределяться пропорционально проработанной части года. Если на дату увольнения сотрудники использовали больше отпуска, чем заработали, стоимость использованных незаработанных дней будет вычтена из окончательной зарплаты сотрудника. Если сумма погашения не будет вычтена из окончательного чека, сотрудник должен будет возместить Университету стоимость использованных незаработанных дней.

Выплата отпускных и расчет пенсионных пособий

В соответствии с законодательством штата Пенсионная система государственных университетов (SURS) позволяет включать в расчет пенсионных пособий до 56 рабочих дней отпуска.

Максимальный размер отпускных, разрешенный политикой университета, не увеличивается на 56 рабочих дней, которые SURS позволяет включать в расчет пенсионных пособий. Как описано в разделе «Выплата отпускных», выплаты государственным служащим ограничиваются любыми отпусками, накопленными и не использованными по состоянию на последний запланированный рабочий день сотрудника; выплаты академическим работникам не могут превышать 48 дней.

Согласно SURS, 56-дневный лимит является кумулятивным для сотрудника на одного работодателя, покрытого SURS, независимо от количества выплачиваемых отпускных (например, возвращение на работу после увольнения и последующее получение другой выплаты за отпуск).

Если сотруднику выплачивается более одного отпуска из-за перерывов в работе, это может повлиять на пенсионные выплаты с SURS.

Сотрудникам следует обращаться в SURS с любыми вопросами о начислении пенсионных пособий и выплатах отпускных. Эта информация о выплате отпускных и пенсионных пособиях предназначена только для общей информации и не является советом. Если есть какие-либо различия между этой интерпретацией и информацией, предоставленной SURS, то информация SURS будет иметь преимущественную силу.

Примеры

Сотрудник А покидает Университет Иллинойса и получает отпуск в размере 60 дней, потому что переход группы сотрудников с государственной службы на академического профессионала привел к превышению остатка отпуска в размере 12 дней. SURS принимает 56 дней из 60 выплаченных дней для включения в расчет пенсионных пособий. Сотрудник А позже возвращается в Университет штата Иллинойс и получает отпуск в течение 48 дней при уходе с работы во второй раз.SURS не разрешает включать отпускные при втором прекращении службы в расчет пенсионного пособия, поскольку 56-дневный максимум был достигнут при выплате первого отпуска.

Сотрудник B также покидает Университет Иллинойса, но получает отпуск в течение 48 дней, который SURS принимает для включения в расчет пенсионных пособий. Аналогичным образом, Сотрудник Б позже возвращается в Университет Иллинойса и получает 48-дневный отпуск при уходе во второй раз. SURS позволит включить в расчет пособия 8 дней после второй выплаты отпуска, поскольку при первой выплате отпуска 56-дневный максимум не был достигнут.

Сотрудник C покидает другой государственный университет, получает отпуск в размере 56 дней, который SURS принимает для включения в расчет пенсионных пособий, а затем переходит на полную ставку в Университет Иллинойса. Некоторое время спустя Сотрудник C переходит с полного рабочего дня на неполный. При увольнении этот сотрудник получает отпуск в размере 56 дней. SURS предоставит 56 дней от Университета Иллинойса, потому что первая и вторая выплаты были от разных работодателей, покрываемых SURS.


Ресурсы

Для получения конкретной информации выберите соответствующий университет и / или группу сотрудников.

Отчетность об отпусках и отпусках по болезни (AVSL) для профессорско-преподавательского состава, других преподавателей и преподавателей

Политики университетской системы
Общие правила, касающиеся организации и процедур университета

Политика и правила для сотрудников государственной службы
Отпуск и личный отпуск
Выход на пенсию
Продолжение группового страхования после выхода на пенсию
Оплата отпуска и личного отпуска при увольнении

Политика университета

Urbana
Отчетность о ежегодных отпусках и отпусках по болезни — Академики

Чикаго
Отпуск для академических сотрудников
Отпуск по болезни и перевод в отпуск из других государственных учреждений
Отпуск и личный отпуск для вспомогательного персонала
Восстановление отпуска по возвращении в университет
Отчетность для академических сотрудников
Выплата окончательных пособий для Академические сотрудники
Выплата конечных пособий сотрудникам вспомогательного персонала

Springfield
Обратитесь в отдел кадров кампуса.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован.

2019 © Все права защищены. Карта сайта