VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V BRNĚ

VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V BRNĚ BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING KONSTRUKCE ŘÍZENÍ ULTRALEHKÝCH LETOUNŮ BAKALÁŘSKÁ PRÁCE BACHELOR'S THESIS AUTOR PRÁCE AUTHOR ONDŘEJ MAREK BRNO 2011

VYSOKÉ UČENÍ TECHNICKÉ V BRNĚ BRNO UNIVERSITY OF TECHNOLOGY FAKULTA STROJNÍHO INŽENÝRSTVÍ LETECKÝ ÚSTAV FACULTY OF MECHANICAL ENGINEERING INSTITUTE OF AEROSPACE ENGINEERING KONSTRUKCE ŘÍZENÍ ULTRALEHKÝCH LETOUNŮ CONSTRUCTION OF ULTRALIGHT AIRCRAFT CONTROL BAKALÁŘSKÁ PRÁCE BACHELOR'S THESIS AUTOR PRÁCE AUTHOR VEDOUCÍ PRÁCE SUPERVISOR ONDŘEJ MAREK doc. Ing. JAROSLAV JURAČKA, Ph.D. BRNO 2011

Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství Letecký ústav Akademický rok: 2010/2011 ZADÁNÍ BAKALÁŘSKÉ PRÁCE student(ka): Ondřej Marek který/která studuje v bakalářském studijním programu obor: Strojní inženýrství (2301R016) Ředitel ústavu Vám v souladu se zákonem č.111/1998 o vysokých školách a se Studijním a zkušebním řádem VUT v Brně určuje následující téma bakalářské práce: v anglickém jazyce: Konstrukce řízení ultralehkých letounů Construction of ultralight aircraft control Stručná charakteristika problematiky úkolu: Na základě vlastní rešerše definujte možná technická řešení soustav řízení ultralehkých letounů. Pro letoun dle vlastního výběru definujte zatížení soustavy řízení a navrhněte možnou konstrukci. Cíle bakalářské práce: Výběr z možných technických řešení řízení, stanovení zatížení a návrh technického řešení.

Seznam odborné literatury: [1] Jane`s, All the world`s aircraft, Jane`sInformation Group Limited, ISBN: 07106 26142, Surrley,2004 [2] Časopis Pilot [3] Předpis UL-2 Vedoucí bakalářské práce: doc. Ing. Jaroslav Juračka, Ph.D. Termín odevzdání bakalářské práce je stanoven časovým plánem akademického roku 2010/2011. V Brně, dne 26.11.2010 L.S. prof. Ing. Antonín Píštěk, CSc. Ředitel ústavu prof. RNDr. Miroslav Doupovec, CSc. Děkan fakulty

ABSTRAKT Tato bakalářská práce se zabývá soustavou řízení ultralehkého kluzáku D-14. Na základě rešerše používaných konstrukčních řešení na ULL je navrženo vlastní konstrukční provedení jednotlivých prvků a uzlů. Dále je v souladu s předpisem UL-2 určeno zatížení tras hlavního řízení. Součástí je i 3D model trupu letounu s prvky jednotlivých soustav. KLÍČOVÁ SLOVA řízení, letoun, páka, táhlo,výškové kormidlo, směrové kormidlo, křidélko, návrh, konstrukce ABSTRACT This bachelor thesis deals with control of ultralight glider D-14. Based on the research of applied construction solutions of ultralight airplanes I designed my own solution of the specific elements and construction nodes. Also, in accordance with the UL-2 directive load of main control systems are determined. 3D model of the glider fuselage with the elements of the particular assemblies is attached. KEYWORDS control, aircraft, lever, control rod, elevator, rudder, aileron, design, construction BIBLIOGRAFICKÁ CITACE MAREK, Ondřej. Konstrukce řízení ultralehkých letounů. Brno: Vysoké učení technické v Brně, Fakulta strojního inženýrství, 2011. 63 s. Vedoucí bakalářské práce doc. Ing. Jaroslav Juračka, Ph.D.

PROHLÁŠENÍ Prohlašuji, že svou bakalářskou práci na téma Konstrukce řízení ultralehkých letounů jsem vypracoval samostatně pod vedením vedoucího bakalářské práce a s použitím odborné literatury a dalších informačních zdrojů, které jsou všechny citovány v práci a uvedeny v seznamu literatury na konci práce. Jako autor uvedené bakalářské práce dále prohlašuji, že v souvislosti s vytvořením této bakalářské práce jsem neporušil autorská práva třetích osob, zejména jsem nezasáhl nedovoleným způsobem do cizích autorských práv osobnostních a jsem si plně vědom následků porušení ustanovení S 11 a následujících autorského zákona č. 121/2000 Sb., včetně možných trestněprávních důsledků vyplývajících z ustanovení S 152 trestního zákona č. 140/1961 Sb. Brno................................................. (podpis autora)

Poděkování Děkuji vedoucímu bakalářské práce, panu doc. Ing. Jaroslavu Juračkovi, Ph.D. za vstřícný přístup, cenné rady a připomínky během tvorby bakalářské práce. Dále bych chtěl poděkovat panu Ing. Pavlu Urbanovi za poskytnutí materiálů potřebných k vlastnímu vypracování.

OBSAH 1 Úvod 11 2 Možná konstrukční řešení soustavy řízení 12 2.1 Definice řízení letounu.......................... 12 2.2 Požadavky kladené na řízení....................... 12 2.3 Hlavní řízení letounu........................... 15 2.3.1 Možná konstrukční provedení řídidel hlavního řízení...... 18 2.3.2 Trasy řízení a převody sil a výchylek na kormidla....... 20 2.4 Vedlejší řízení............................... 25 2.4.1 Řízení vztlakových klapek.................... 25 2.4.2 Řízení aerodynamických brzd.................. 27 2.5 Prostředky pro odlehčení sil v řízení................... 28 2.5.1 Aerodynamické odlehčení plochou před osou otáčení kormidla 28 2.5.2 Snížení závěsového momentu kormidla posunutím osy..... 29 2.5.3 Vnitřní aerodynamické odlehčení................ 29 2.5.4 Odlehčení pohyblivou ploškou.................. 30 3 Řízení letounu D-14 31 3.1 Technický popis letounu D-14...................... 31 3.2 Kinematický návrh jednotlivých tras hlavního řízení.......... 34 3.3 Zatížení na soustavu řízení dle předpisu UL-2............. 37 3.3.1 Řízení směrového kormidla.................... 37 3.3.2 Řízení výškového kormidla.................... 38 3.3.3 Řízení křidélek.......................... 41 4 Vlastní konstrukční provedení soustav řízení 46 4.1 Trasa řízení směrového kormidla..................... 46 4.2 Trasa řízení výškového kormidla..................... 48 4.3 Trasa řízení křidélek........................... 53 5 Závěr 56 Literatura 57 Seznam symbolů, veličin a zkratek 60 Seznam příloh 62

A Přílohy 63 A.1 CD s výpočty v programu Excel a Mathcad a s 3D modelem trupu letounu D-14................................ 63

SEZNAM TABULEK 2.1 Tabulka sil od pilota [1]......................... 13 2.2 Tabulka sil pro určení poměrné deformace soustavy řízení [1]..... 14 2.3 Tabulka smyslu pohybu a působení ovladačů v pilotním prostoru [1]. 17 3.1 Data letounu D-14............................ 32 3.2 Úhly opásání v obloukové míře...................... 38 3.3 Síly ve vazbách trasa výškového kormidla- zatížení silou od pilota.. 41 3.4 Síly ve vazbách trasa výškového kormidla- zatížení momentem.... 41

1 ÚVOD V současné době roste zájem o rekreační létání a to zejména o létání se sportovními létajícími zařízeními, která jsou organizována pod Leteckou amatérskou asociací ČR. Letecká amatérská asociace umožňuje amatérským stavitelům při dodržení základních bezpečnostních pravidel a předpisů snadnější vývoj, certifikaci a v neposlední řadě levnější provoz jednotlivých typů ultralehkých letadel. Mezi základní omezení aerodynamicky řízených letadel, která mohou být provozována pod LAA, je maximální vzletová hmotnost- 450kg pro dvoumístná a 300kg pro jednomístná letadla. Maximální pádová rychlost v přistávací konfiguraci byla stanovena na 65 km/h. Dále se těmto letounům povoluje pouze neakrobatický provoz zahrnující obraty pro normální létání, nácvik pádů a ostré zatáčky s náklonem do 60. Vzhledem k výše zmíněným omezením jsou letecké konstrukce této kategorie specifické použitými materiály a provedením jednotlivých konstrukčních uzlů. Cílem této bakalářské práce je navrhnout možné konstrukční řešení řízení trasy výškového a směrového kormidla a části trasy řízení křidélek letounu D-14 navrhnutého ing. Pavlem Urbanem. 11

2 MOŽNÁ KONSTRUKČNÍ ŘEŠENÍ SOUSTAVY ŘÍZENÍ 2.1 Definice řízení letounu Řízení letounu můžeme definovat jako systém jednotlivých zařízení, která umožňují nebo usnadňují ovládání letadla za letu a při pohybu na zemi. Řízení se dělí na primární a sekundární. Primárním-hlavním řízením je ovládán pohyb letounu okolo všech tří os letadlového souřadného systému. Sekundárním-vedlejším řízením je zajištěna kontrola nad dalšími systémy, např. ovládání vztlakových klapek. Mezi řízení letounu nezařazujeme ovládací prvky hnací skupiny. Veškeré podsestavy řízení se skládají z řididel a převodového mechanismu, který přenáší pilotovo působení na dané kormidlo či řídící prvek (vyvažovací ploška, vztlakové a brzdící klapky... ). 2.2 Požadavky kladené na řízení Jako na každou část letecké konstrukce, tak i na sestavu řízení jsou kladeny nároky na co nejnižší hmotnost při zachování dostatečné pevnosti. Tento požadavek je vzhledem k omezení maximální vzletové hmotnosti u této kategorie letadel markantní. Dle předpisu UL-2 1. část musí být všechny části hlavní soustavy řízení včetně dorazů a jejich upevňovací konstrukce s řídící plochou navrženy na zatížení, které odpovídá přinejmenším 125% zatížení řídících ploch dle kapitoly C, oddíl V. bod 2. a oddíl VI. bod 1. a rovněž oddíl VII. bod 2. Při výpočtu závěsových momentů musí být použita spolehlivá aerodynamická data. V žádném případě nesmí být zatížení v jakékoliv části soustavy menší než 60% sil od pilota podle kapitoly C, oddíl IV. bod 2. a zároveň všechny řídící soustavy k bezprostřednímu řízení letounu kolem jeho podélné, příčné nebo svislé osy (hlavní soustava řízení) a jiné soustavy řízení, které mají vliv na chování letounu za letu, stejně tak jako místa jejich uchycení nebo podepření, musí být navrženy až po dorazy (včetně těchto dorazů) na provozní zatížení, která jsou definována v tabulce sil od pilota. Řídící soustava pro zatáčení musí být navržena pro zatížení 600N na každý pedál při současném působení na oba pedály dopředu.[1] 12

Řízení Působící síla[n] Způsob zavedení sil-předpokládá se použití jednoduché řídící páky Výškové řízení (klopení) 200 Tahem, tlakem na řídící páku Příčné řízení (klonění) 150 Boční příčný pohyb na řídící páku Směrové řízení a jiná nohama ovládaná řízení 300 Tlak směrem dopředu na jeden pedál směrového řízení Pomocné řízení 150 Tah a tlak na ovladač Tab. 2.1: Tabulka sil od pilota [1] Při konstrukci musíme také dbát na dostatečnou tuhost řízení. Malá tuhost řízení může mít nepříznivý vliv na kritické rychlosti aeroelastických jevů a současně dle UL-2 rozsah pohybu řídících ploch, který může pilot použít, nesmí být v žádném případě nebezpečně zmenšen pružnou deformací řídícího obvodu.[1] Poměrná deformace je definována jako D = 100 a A [%], kde a je pohyb ovladače řízení v kabině při zavedení síly od pilota při zablokované odpovídající řídící ploše v neutrální poloze, A je možný kladný (záporný) pohyb řididla v kabině měřený od neutrální polohy platný pro uvolněné řízení. 13

Zavedením zatížení uvedených v následující tabulce se nemá žádná část soustavy řízení prodloužit nebo zkrátit o více než 25%. Řízení síla[n] zavedení síly Výškové (klopení) 120 táhnout, tlačit na rukojet Příčné (klonění) 80 pohyb rukojeti do strany Směrové (zatáčení) 150 tlačit pedál Tab. 2.2: Tabulka sil pro určení poměrné deformace soustavy řízení [1] Kapitola D, oddíl II. bod 1. nám dále říká: Každé řízení musí pracovat lehce, plynule a pozitivně tak, aby bezpečně sloužilo svému účelu. [1] Je tedy nezbytně nutné minimalizovat třecí síly, mrtvé chody a vibrace v celém mechanismu. Tření zvětšuje síly v řízení a znemožňuje pilotovi správnou pilotáž a nalezení neutrálních poloh řididel citem. Je nutné navrhnout správnou kinematiku mechanismu, zajistit dostatečné úhly výchylek veškerých prvků, nezávislost výchylek výškového kormidla a křidélek, zajistit ochranu celé soustavy proti náhodným poškozením a opatřit celý mechanismus dorazy, které zabraňují nadbytečnému namáhání a které bezpečně ohraničují rozsah výchylky každé aerodynamické plochy, jenž je v soustavě řízení činná. Dorazy musí být umístěny tak, aby vlivem opotřebení, vůle nebo seřízení řízení nedošlo ke změně charakteristiky řízení, kterou by způsobila změna rozsahu pohybu řídící plochy. Každý doraz musí snést zatížení, jež odpovídá návrhovým podmínkám pro doraz dle kapitoly C, oddělení IV. bod 2.[1] Kromě toho musíme uzpůsobit konstrukci tak, abychom udrželi síly, které musí vyvinout pilot, v přípustných mezích. Pro budoucí kontrolu, údržbu a seřízení během provozu letounu musejí být klíčové uzly jako uchycení táhel na páky, koncovky a napínáky lan či uložení pák dobře přístupné a dosažitelné, současně je nezbytné, aby všechny konstrukční prvky každé soustavy řízení byly navrženy a zabudovány tak, aby bylo zabráněno zaseknutí, zadírání, a zablokování, které by mohlo být 14

způsobeno cestujícími, volně loženými předměty nebo zamrzlou vlhkostí. V pilotním prostoru musí být zabudovány prostředky, které zabrání proniknutí cizích těles do míst, kde by mohla způsobit zablokování soustavy. Všechny části soustavy řízení letu musí být navrženy nebo zřetelně trvale označeny tak, aby nebezpečí špatné montáže, jenž by mohla vést k chybné činnosti řízení, bylo sníženo na minimum. Funkčními zkouškami musí být prokázáno, že v soustavě, která je dimenzována na zatížení dle kapitoly C oddíl IV. bodů 2. a 3. nedojde k zaseknutí nebo vzpříčení, nadměrnému tření či nadměrným průhybům, prodloužením nebo zkrácením, pokud je řízení ovládáno z pilotního prostoru. V neposlední řadě je důležité ergonomické rozmístění řididel a ovladačů v kabině a možnost jeho částečné úpravy (stavění pedálů nožního řízení) dle dispozic každého pilota tak, aby mohl pohodlně ovládat každý orgán řízení až do jeho plné výchylky a byl bez problémů schopen vyvinout potřebné síly se zapnutými břišními i ramenními pásy. Přitom musí být zabráněno záměně a neúmyslnému či nepozorovanému uvedení do činnosti.[1] 2.3 Hlavní řízení letounu Jak již bylo výše zmíněno, hlavním řízením pilot ovládá pohyb letadla okolo podélné, příčné a kolmé osy letadlové souřadnicové soustavy uvedené na obr. 2.1. Pohyb okolo podélné osy letadla se nazývá klonění a je realizován pomocí křidélek. Jejich vychýlení má za následek rozdílné zakřivení profilu na pravém i levém křídle a vznik aerodynamické silové dvojice- klonivého momentu. U křidélek se používá tzv. diferenciace výchylek k odstranění nežádoucího zatáčení letounu. Pohyb okolo osy příčné se nazývá klopení. Obdobně jako u křidélek vzniká vychýlením výškového kormidla aerodynamická síla, která vyvolá k těžišti letounu klopivý moment. Pohyb okolo osy kolmé se nazývá zatáčení. Vznikající aerodynamická síla na směrovém kormidle vyvolá k těžišti letounu moment zatáčivý. Obr. 2.1: Letadlová souřadnicová soustava 15

Hlavní řízení můžeme rozdělit na ruční a nožní řízení. Klopení a klonění provádí pilot pomocí ručního (přes řídící páku- knipl) a zatáčení pomocí nožního řízení (přes pedály). U letounů řízených aerodynamickými prostředky musí provedení ručního a nožního řízení odpovídat přirozeným reflexům člověka, tzn. po vychýlení výškového řízení dozadu (k sobě) musí letadlo začít stoupat, při opačném pohybu řídidla klesat. Podobně vychýlením příčného řízení doprava se musí pravé křídlo naklánět dolů a při vyšlápnutí pravého pedálu nožního řízení dopředu musí letoun zatáčet vpravo. Obr. 2.2: Účinky nožního a ručního řízení 16

Řídící a ovládací prvek Smysl pohybu a účinku Příčné řízení Doprava (ve směru hodinových ručiček): pravé křídlo dolů Výškové řízení Dozadu příd nahoru Stranové řízení Pravý pedál dopředu: příd doprava Vyvažování Odpovídající pohybu řízení Vztlakové klapky Táhnout: vztlakové klapky se vysouvají (vyjíždějí) nebo sklápějí dolů Přípust plynu Dopředu: výkon se zvyšuje Stavění vrtule Dopředu: zvětšení počtu otáček Směs Dopředu nebo nahoru: bohatá směs Vypínače Dolů nebo dozadu: vypnuto Tab. 2.3: Tabulka smyslu pohybu a působení ovladačů v pilotním prostoru [1] 17

2.3.1 Možná konstrukční provedení řídidel hlavního řízení U jednomístných letadel máme řízení jednoduché a u vícepilotních dvojité. Zdvojená řízení jsou ve své podstatě dvě pevně spojená jednoduchá řízení. U dvojitých řízení rozeznáváme dva druhy uspořádání- za sebou a vedle sebe. U ručního řízení rozlišujeme základní tři koncepce- pákové, volantové a pákové s výkyvnou rukojetí. U ultralehkých letadel se kvůli úspoře hmotnosti a jednoduchosti konstrukčního řešení nejvíce využívá ruční řízení pákové. U pákového ručního řízení je řídicí páka (knipl) uložena se dvěma stupni volnosti- knipl může rotovat okolo příčné a podélné osy. Možné uložení a funkce ručního řízení jsou patrné z obrázku. Obr. 2.3: Schéma ručního řízení [2] Obr. 2.4: Dvojité ruční řízení za sebou a vedle sebe [4] 18

U nožního řízení rozlišujeme pákové s otáčením okolo svislé osy, pedálové s pedály výkyvnými okolo vodorovné osy a řízení s posuvnými pedály. Pro ultralehká letadla jsou vhodné zejména první dvě koncepce, které jsou výrobně méně náročné. Nevýhodou jednoduchého nožního pákového řízení se svislou osou rotace je natáčení pedálu při vyšlápnutí, které způsobuje obtížnější a méně pohodlné ovládání směrového kormidla. Tento nedostatek lze odstranit složitější konstrukcí využívající čtyřkloubový mechanismus. U pedálového řízení s vodorovnou osou rotace se používá umístění pedálů jak nad osou, tak i pod osou rotace. Výše zmíněné možnosti jsou znázorněny na obrázku. Obr. 2.5: Schéma nožního řízení [7] Obr. 2.6: Nožní řízení s vodorovnou a svislou osou otáčení [2] 19

2.3.2 Trasy řízení a převody sil a výchylek na kormidla Přenos silového působení pilota na řídidla je realizován pomocí převodového mechanismu. Rozeznáváme dva druhy převodu a to ohebný a tuhý. V jistých případech je použita jejich kombinace, potom mluvíme o převodu smíšeném. Ohebný převod Ohebný převod je složen z ocelových lan, pák, vodítek, kladek a dalších prvků jako jsou pružiny, očnice či spojovací materiál. Mezi výhody ohebného převodu patří zejména nižší hmotnost oproti převodu tuhému a možnost snadné změny směru vedení ovládacích lan pomocí vodítek a kladek, díky které lze převod řízení vést v konstrukčně nejvýhodnějších místech. Na druhé straně má přenos pomocí lan své podstatné nevýhody. Nejzávažnějšími nedostatky jsou malá celková tuhost řídící soustavy, která má nepříznivý vliv na kritické rychlosti aeroelastických jevů, jako je třeba třepotání kormidel, dále pružnost lan ovlivňující citlivost řízení, nutná kontrola a údržba lan během provozu. Údržba zahrnuje především dopínání lan, která se provozem vytahují. Každé lano je tedy nutné opatřit svým vlastním napínákem. Při konstrukci řízení s ohebným převodem je nutné se vyvarovat tzv. zkrácení a prodloužení lan, které vzniká při nevhodném kinematickém návrhu soustavy.[2] Tomu lze zabránit také použitím segmentových pák. Ohebný převod se používá zejména u letounů, které se pohybují nižšími rychlostmi. Požadavky na prvky ohebného převodu a jeho konstrukční provedení nám určuje předpis UL 2 v kapitole D. Všechna lana, lanové koncovky, napínáky, spoje lan a kladky musí odpovídat uznávaným specifikacím. V soustavách primárního řízení nesmí být použito žádné lano o průměru menším než 2 mm. Všechna lana musí být zabudována tak, aby nedošlo k žádným nebezpečným změnám napětí v lanech v celém rozsahu výchylek při provozních podmínkách a také vlivem očekávaných teplotních změn a změn vlhkostí. Všechny druhy velikostí kladek musí odpovídat lanům, se kterými budou používány. Všechny kladky musí být vybaveny těsně přiléhajícími chránítky, která zabraňují sesmeknutí nebo zablokování při uvolněném lanu. Všechny kladky musí ležet v rovině lana tak, aby lano nemohlo drhnout o okraje kladky. Vodítka musí být zabudována tak, aby neměnila směr lana o více než 3 (při použití vodítek z teflonu může být směr lan měněn až do 10 ), pokud ovšem není pomocí zkoušek prokázáno, že je přípustná i vyšší hodnota. Poloměr zakřivení lana nesmí být menší než poloměr kladky pro totéž lano. Na všech částech které provádějí úhlový pohyb, musí být napínáky připojeny tak, aby mohly být volně nastavitelné v celém rozsahu výchylek.[1] 20

Obr. 2.7: Schéma řízení s ohebným převodem[7] Obr. 2.8: Koncovky lan[2] Tuhý převod Tuhý převod se obdobně jako ohebný skládá z pák, vodítek a dalších prvků, namísto ocelových lan jsou však použita táhla vyrobená především z kvalitních tenkostěnných duralových či ocelových trubek, opatřených ocelovými koncovkami, které zajišt ují jejich napojení, snadnou montáž a částečnou změnu délky táhla nutnou k přesnému seřízení výchylek. Na rozdíl od lan lze pomocí táhel přenášet i tlakové síly. Hlavními přednostmi této koncepce jsou výrazně vyšší tuhost soustavy, menší třecí síly vznikající v mechanismu a mnohem menší mrtvé chody řízení v porovnání 21

s ohebným převodem. Stejně jako v předchozím případě je nezbytný správný kinematický návrh soustavy. Je nutné vyvarovat se nežádoucího vzájemného ovlivnění výchylek jednotlivých kormidel. Použití dlouhých táhel je z pevnostního hlediska nevhodné. Zvyšuje se tím nebezpečí kmitání soustavy řízení a možnost porušení vzpěrné stability táhla. V praxi se proto používá dělení dlouhého štíhlého táhla na kratší úseky, které jsou napojeny na jednoramenné vodící páky- vahadla. Obr. 2.9: Schéma řízení s tuhým převodem[7] Obr. 2.10: Koncovky táhel[2] 22

Smíšený převod Smíšený převod je kombinací dvou výše zmíněných koncepcí. Jsou v něm použita jak táhla, tak lana. Obr. 2.11: Schéma řízení se smíšeným převodem Prvky převodů Oba typy převodů obsahují kromě táhel či ocelových lan další neméně důležité prvky zajišt ující správnou funkci. A to zejména páky a vodítka. Páky přenášejí pilotovo působení na lana, táhla či další členy mechanismu. Při konstrukci řídící soustavy používáme páky jednoramenné, dvojramenné, přímé a zalomené. Páky jsou vyrobeny lisováním odléváním, případně svářením. Materiály pro výrobu pák jsou bud slitiny lehkých kovů (např. dural), nebo ocel. Obr. 2.12: Konstrukce pák 23

Obr. 2.13: Konstrukce vahadel[7] Dalšími nezbytnými prvky jsou vodítka. V případě tuhého převodu využíváme vodítka pro zkrácení volné délky táhla, u ohebného převodu používáme pro změnu směr vedení lan. Pro malé změny směru aplikujeme objímky a pro větší kladky. Rozeznáváme kladky nevýkyvné a výkyvné, přičemž výkyvné se dále dělí na výkyvné okolo jedné či dvou os. Obr. 2.14: Vodítka pro tuhý převod[2] 24

Obr. 2.15: Kladky a vodítka pro ohebný převod[2] 2.4 Vedlejší řízení Soustavou vedlejšího řízení jsou ovládány prvky usnadňující pilotáž. Mezi ně řadíme zejména vztlakové klapky, aerodynamické brzdy či vyvažovací plošky. Stejně jako soustava primárního řízení se soustava řízení sekundárního skládá z ovládacího mechanismu a ústrojí, které přenáší pilotův zásah a vyvolává požadovaný pohyb ovládaného orgánu. Vlastní konstrukční provedení ovládání, převodu a jeho prvků je obdobné jako u primárního řízení a řídí se stejnými principy. 2.4.1 Řízení vztlakových klapek Vychýlením vztlakových klapek se mění zakřivení profilu a tím i jeho součinitel vztlaku a odporu. Vychýlením klapek dolů (kladná výchylka) se součinitel vztlaku profilu zvýší. Toho se využívá při startu pro zkrácení vzletu a při přistání pro snížení přistávací rychlosti. Naopak při malé záporné výchylce vztlakové klapky se součinitel vztlaku sníží. Současně s ním se však sníží i součinitel odporu a klopný moment. Možnost záporného vychýlení klapek se aplikuje u vysokovýkonných větroňů, kdy při zachování klouzavosti můžeme letět mnohem vyšší rychlostí. Na rozdíl od kormidel jsou přistávací klapky vyklápěny jen do několika pevně stanovených poloh. Po vysunutí do požadované polohy je nutné, aby klapka setrvala v pozici bez dalšího působení pilota. To vyžaduje použití zámků nebo zajištění samosvornosti v mechanismu. U ultralehkých letadel se nejčastěji vyskytuje mechanické řízení vztlakových klapek. V některých případech můžeme najít i řízení využívající servomotory. 25

Obr. 2.16: Řízení vztlakových klapek[2] Řízení vztlakových klapek je ošetřeno v bodě 9. a 10. kapitoly D. Každé řízení vztlakových klapek musí být navrženo tak, aby vztlaková klapka v každé poloze, která je nutná pro splnění požadavků na výkony, neměnila svou polohu, s výjimkou pohybu pro dosažení požadované polohy, pokud není prokázáno, že takovéto pohyby nejsou nebezpečné. Řízení vztlakových klapek musí být navrženo tak, aby nemohlo dojít k nepozorovanému vysunutí, popř. přestavení. Použité ovládací síly a změny rychlosti nesmí být při žádné přípustné rychlosti tak velké, aby tím byla ovlivněna provozní bezpečnost letounu. Pohyb vztlakových klapek nacházejících se symetricky od roviny souměrnosti musí být mechanicky propojen pro zabezpečení jejich současného pohybu, jestliže není jinak zajištěno, aby měl letoun bezpečné letové vlastnosti, pokud jsou vztlakové klapky na jedné straně zasunuty a na druhé straně vysunuty. Řízení vztlakových klapek je také možné spřáhnout s řízením křidélek. Křidélka pak vykonávají funkci tzv. flaperonů. Konstrukční úprava převodu je znázorněna na obr.2.17 26

Obr. 2.17: Princip flaperonů[2] 2.4.2 Řízení aerodynamických brzd U některých ultralehkých letounů, převážně motorových kluzáků, se také používají aerodynamické brzdy či rušiče vztlaku. Tyto prostředky slouží ke zvýšení aerodynamického odporu letadla. Dalším účinkem aerodynamických brzd je i to, že vyruší vztlak na části křídla. Protože se snižuje celkový vztlak letadla a zvyšuje se aerodynamický odpor, klesá rapidně klouzavost letounu. Naopak pádová rychlost letadla roste. Aerodynamické brzdy se používají k opravě úhlu sestupu či ke zkrácení délky dojezdu. Obr. 2.18: Řízení aerodynamických brzd 27

2.5 Prostředky pro odlehčení sil v řízení Síly, které musí pilot vyvinout při ovládání letounu, jsou závislé na velikosti závěsových momentů jednotlivých kormidel. Hodnota závěsového momentu se odvíjí od velikosti a působiště aerodynamické síly na kormidle. Ta je vázána velikostí kormidla, dynamickým tlakem, použitým profilem na kormidle, úhlem náběhu plochy před kormidlem a úhlem výchylky kormidla.[2] Velikost závěsového momentu se tedy během letu mění. Se zvětšujícím se závěsovým momentem rostou i síly v řízení potřebné pro udržení určité výchylky kormidla. Přitom síly, které je pilot schopen vyvinout, jsou omezeny jeho fyzickými dispozicemi. Vhodným konstrukčním uspořádáním lze docílit poměrně velkého převodového poměru mezi silou v řízení a silou působící na kormidlo, ale s ohledem na pohodlí pilota je značně omezena dráha pohybu ovladače. Je tedy nutné použít ještě další prostředky. Jejich užitím lze zmenšit síly v řízení na přípustnou mez. Kromě toho lze také korigovat průběh sil v závislosti na úhlu výchylky kormidla. Pro správnou pilotáž je potřeba, aby síly v řízení rostly s rostoucí výchylkou, a přitom je žádoucí, aby průběh závislosti sil vyvíjených pilotem v závislosti na velikosti výchylky nebyl lineární. U kategorie UL letadel se pro zmenšení a změnu průběhu sil v řízení používá nejčastěji aerodynamické odlehčení kormidla. Aerodynamické odlehčení lze provést několika způsoby- odlehčením plochou před osou otáčení kormidla, ploškou umístěnou na odtokové hraně kormidla, osovým odlehčením či vnitřním odlehčením. Použití aerodynamického odlehčení je jednoduchým a spolehlivým prostředkem pro snížení sil v řízení. Při jeho návrhu však musíme zamezit nepřípustným jevům, jako je absolutní odlehčení či dokonce přelehčení kormidla. 2.5.1 Aerodynamické odlehčení plochou před osou otáčení kormidla Snížení závěsového momentu je způsobeno momentem opačného smyslu vyvolaným od aerodynamických sil působících na plochu kormidla před osou otáčení. Velikost tohoto momentu je tím větší, čím je větší výchylka kormidla a rychlost letu letounu. Velikost odlehčovací plochy je ve většině případů 6-12% plochy kormidla. Při vychýlení kormidla však vzniká štěrbina, která způsobuje víření a zvyšuje odpor. Díky tomu se snižuje účinnost kormidla. Přesto se tato metoda odlehčení kormidel hojně používá zejména u ocasních ploch malých sportovních letounů. 28

Obr. 2.19: Rohové odlehčení[7] 2.5.2 Snížení závěsového momentu kormidla posunutím osy Posunutím osy kormidla dozadu snížíme celkový závěsový moment kormidla vlivem zatížení působícího na plochu před osou otáčení. Kromě polohy osy má na odlehčení vliv tvar náběžné hrany kormidla. Přírůstek odporu a ztráty na účinnosti kormidla jsou malé. Naopak účinnost odlehčení je značná. Není proto možné osu otáčení posouvat příliš dozadu z důvodu možného přelehčení. Obr. 2.20: Osové odlehčení[7] 2.5.3 Vnitřní aerodynamické odlehčení U této koncepce se ke snížení závěsového momentu využívá síly, která je způsobena rozdílem tlaku ve vhodně zvolených místech před kormidlem. Hlavní předností tohoto řešení je malý přírůstek odporu a tím i nepatrné sníženi účinnosti kormidla i při vysokých rychlostech. Na druhé straně je obtížné dodržet potřebnou velikost štěrbiny při zajištění dostatečných výchylek kormidel. Obr. 2.21: Vnitřní odlehčení[2] 29

2.5.4 Odlehčení pohyblivou ploškou Tato koncepce využívá malé otočné plošky na odtokové hraně kormidla. Ta je zavěšena tak, aby se vychylovala na opačnou stranu než vlastní kormidlo. Tato ploška není přímo ovládána pilotem. Její výchylka vzrůstá společně s výchylkou kormidla. Používaný poměr výchylky plošky k výchylce kormidla se pohybuje v rozmezí 0,5 až 0,6. Maximální výchylka odlehčovací plošky je přibližně 15. Její velikost je zhruba 4-7% plochy kormidla. Toto uspořádání je velmi často používano kvůli snadné výrobě a poměrně vysoké účinnosti. Jeho nedostatkem je náchylnost k vibracím a snížení účinnosti kormidla. Kromě této koncepce se také používá její modifikace, kdy je ploška ovládána přímo pilotem. V tomto případě se jedná o vyvažovací plošku. Obr. 2.22: Odlehčovací a vyvažovací ploška[7] 30

3 ŘÍZENÍ LETOUNU D-14 3.1 Technický popis letounu D-14 Ultralehký letoun D-14 je jednomístný celokompozitový středoplošník s ocasními plochami uspořádanými do tvaru písmene T s dvoubodovým podvozkem, kde hlavní podvozkové kolo bude zatahovatelné do trupu. Jako pohonná jednotka bude do tohoto letounu namontován elektromotor vybavený stavitelnou vrtulí a regulátorem umožňujícím dobíjení pohonných akumulátorů během letu. Tento stroj je vyvinutý pro rekreační a sportovní létání. Koncepčně vychází z kluzáku Discus CS vyráběným německou firmou Schempp- Hirth a z ultralehkého letounu UFM-13 Lambáda. Pro zjednodušení a zlevnění výroby je část převážně mechanických dílů převzata z výše zmíněných typů. Obr. 3.1: Třípohledový náčrtek letounu D-14 31

Technická data D-14 Rozpětí 9m Délka 6, 315m Výška 1, 25m Plocha VOP 0,8 m 2 Plocha SOP 0,8 m 2 Plocha křídla 5, 5m 2 Prázdná hmotnost 170kg Max.hmotnost 270kg Min. rychlost 65km/h Max.rychlost v turbulenci 180km/h Max.nepřekročitelná rychlost 234km/h Výpočtová max. rychlost 260km/h Klouzavost cca 1 : 34 Minimální opadání 0, 82m/s Tab. 3.1: Data letounu D-14 Křídlo Křídlo je jednonosníkové dvoudutinové konstrukce se složeným lichoběžníkovým půdorysem. Potah je nosný, vyrobený jako sendvičová skořepina ze skelného laminátu a pěny (konticell) laminovaná do negativní formy. Pásnice nosníku jsou vylaminované z uhlíkového rovingu. Profil křídla přímo vychází z profilu použitém na kluzáku discus CS a je modifikována jeho spodní strana. Křídlo je opatřeno flaperonem a aerodynamickou brzdou. Konec křídla je opatřen žebrem s jednoduchým zajišt ovacím mechanismem umožňujícím výměnu původních koncových oblouků křídla za větší nástavce a zvětšení rozpětí na 16m. Pro snadnější manipulaci a případný transport jsou křídla oddělitelná od trupu. Hlavní nosníky obou polovin křídla jsou opatřeny krakorci, které se zasouvají do pouzdra zalepeného v kořenovém žebru druhé poloviny. Tyto krakorce přenášejí posouvající sílu a ohybový moment do centroplánu. Kroutící moment je pak přenášen pomocí pomocných čepů. V krakorcích jsou také zalepená pouzdra, která přes hlavní čepy v nich zasunuté zajišt ují bezpečné spojení a správné ustavení křídel vůči trupu. 32

Trup Trup je tvořen skořepinou ze skelného laminátu v přední části vyztuženou hybridní tkaninou aramid-uhlík. Ve špici letounu je zalepené kompozitové motorové lože. Jednomístná kabina je uzavřena překrytem z organického skla, který se vyklápí do strany. Ve střední části je umístěna laminátová trupová přepážka, na kterou je chycena šachta hlavního podvozku. Pomocí této přepážky je do trupu přenášeno zatížení odnosných ploch a od přistávacího zařízení. V zadní části je pak uloženo ostruhové kolečko a prvky trasy řízení výškového kormidla společně s prvky trasy řízení směrového kormidla. Ocasní plochy Konstrukce ocasních ploch je obdobná jako konstrukce křídla. Svislé a vodorovné ocasní plochy jsou uspořádány do tvaru písmene T. Vodorovná ocasní plocha je jako celek odnímatelná pro snadnější transport a uskladnění letounu. VOP je na kýl uchycena pomocí dvou čepů v zadní části stabilizátoru a pomocí šroubu v přední části. Směrové kormidlo je uloženo na dvou závěsech na trupové přepážce uzavírající kýl letounu. Podvozek Jak již bylo uvedeno, podvozek tohoto letounu je jednostopý dvoubodový s kolem hlavního podvozku zatahovatelným do trupu. Ostruhové kolečko je pevně uchyceno v zadní části trupu. Zatahování hlavního podvozku je ovládáno táhlem umístěným po pravé ruce pilota. Řízení Soustava řízení letounu vychází pro zjednodušení a hlavně zlevnění výroby z řízení ultralehkého motorového kluzáku UFM-13 Lambáda. Pro podélné a příčné řízení bude použito tuhého převodu, pro směrové řízení pak převodu ohebného. Řízení křidélek bude pro dosažení nižší přistávací rychlosti namixováno s řízením vztlakových klapek. Křidélka pak budou plnit funkci tzv. výše zmíněných flaperonů. Pro usnadnění přistání bude letoun vybaven také brzdícími klapkami typu Schempp- Hirth. 33

3.2 Kinematický návrh jednotlivých tras hlavního řízení Směrové řízení Trasa směrového řízení je navržena dle přiloženého schématu. Pilot působí silou na nožní řízení umístěné v přední části kokpitu, které dále přenáší výchylku na ocelová lana. Lana nožního řízení jsou vedena trupem k páce připevněné na směrovém kormidle, přes kterou se realizuje jeho výchylka. Samotné směrové kormidlo je pak zavěšeno na dvou závěsech namontovaných na trupové přepážce uzavírající kýl letounu. Obr. 3.2: Kinematický náčrt trasy směěrového řízení Podélné řízení Prostor pro umístění podélného řízení je značně omezen rozměry pilotní kabiny, centroplánu, šachty hlavního podvozku, polohou hlavního nosníku křídla a pomocných přepážek v kýlu. Trasa podélného řízení je patrná z obr. 3.3. Řídící páka (knipl) je umístěná v rovině symetrie letounu. Vzhledem k rozměrovým dispozicím trupu není možné trasu podélného řízení vést přímo v ose letounu, proto tato trasa vede nejprve okolo pravé strany pilotního prostoru ve smyslu letadlové souřadnicové soustavy. Dále pak pokračuje okolo šachty hlavního podvozku, kde se napojuje na vahadlo umístěné v rovině symetrie trupu.z druhé strany je na vahadlo napojené táhlo vedoucí v ose letounu trupem ke kýlové přepážce, kde se pomocí úhlové páky trasa stáčí a pokračuje podél přepážky až k výškovému kormidlu. Dorazy jsou umístěny v místě průchodu kniplu sedačkou. 34

Obr. 3.3: Kinematický náčrt trasy podélného řízení Příčné řízení Funkce mechanismu příčného řízení je znázorněna na náčrtku. Výchylka kniplu je přenášena pomocí táhel na úhlové páky a pomocí dalších táhel na soustavu 35

kyvných pák, pomocí kterých je pak namixováno řízení vztlakových klapek. Trasa příčného řízení dále vede okolo boků trupu na domky úhlových pák (trychtýře) a pokračuje až na úhlové páky umístěné v křídle, jejichž prostřednictvím je výchylka kniplu přenesena až na výkonný člen-flaperon. Obr. 3.4: Kinematický náčrt trasy příčného řízení 36

3.3 Zatížení na soustavu řízení dle předpisu UL-2 Zatížení soustavy řízení letounu D-14 je stanoveno v souladu se stavebním předpisem LAA UL-2. Některé paragrafy tohoto předpisu týkající se řízení letounu jsou citovány v kapitole 2.2. Požadavky kladené na řízení. Z těchto požadavků je nutné stanovit zatížení jednotlivých prvků tras řízení a získat tak podklady pro budoucí pevnostní kontrolu která není předmětem této bakalářské práce. 3.3.1 Řízení směrového kormidla Řízení směrového kormidla je realizováno pomocí ohebného převodu.výchylky se z řididla (pedálů) na kormidlo přenášejí pomocí dvojice ocelových lan. Lana jsou uložena v plastovém bowdenu a jejich trat sleduje stěnu trupu. Bowden s lanem se na třech místech znatelně ohýbá, a proto je při výpočtu sil působících na závěsy a páku směrového kormidla vhodné uvážit pasivní odpory. Pro výpočet byl použit Eulerův vztah, který má tvar F 1 F 2 = e μβ. Součinitel tření pro případ pohybující se ho lana vůči plastovému bovdenu má hodnotu přibližně μ=0,2.[9] Obr. 3.5: Schéma uvolnění v jednotlivých ohybech Na schématu je znázorněna trat lana v trupu letounu se všemi místy, kde je nutné aplikovat Eulerův vztah. Číslování indexů použité pro výpočet sil začíná v přední části letounu u pedálu a pokračuje dozadu k závěsu směrového kormidla. Obr. 3.6: Schéma vedení lana v trupu 37

Pro jednotlivé třecí plochy byly určeny úhly opásání v obloukové míře. Jejich hodnoty jsou uvedeny v následující tabulce. β 1 0, 236 β 2 0, 096 β 3 0.0096 Tab. 3.2: Úhly opásání v obloukové míře Pro pevnostní výpočet lana je nutné najít maximální sílu působící na lano v tahu. Ta bude při zatěžování lana dle předpisu UL-2 silou 600N při současném působení na oba pedály. Síla působící na páku směrového kormidla bude nižší vlivem působení třecích sil v jednotlivých záhybech lana. Síla působící na páku je stanovena následujícím způsobem F 1 F 3 = e μβ 1 e μβ 2 e μβ 3. Tato síla má hodnotuf 3 = 560, 44N. 3.3.2 Řízení výškového kormidla Během letu je soustava podélného řízení značně namáhána. Celá trasa je zatížena silou od pilota a závěsovým momentem řídící plochy- výškového kormidla. Závěsový moment kormidla se obecně vypočte pomocí vzorce M zs = m zs q S k b k. Výpočet závěsového momentu dle uvedeného vztahu je značně problematický kvůli určení koeficientu závěsového momentu. V praxi se proto pro prvotní návrh tras řízení používá zjednodušený výpočet zatížení vodorovných ocasních ploch uvedený ve stavebním předpise UL-2 v příloze 1 na straně 48, ze kterého je možné dále vypočítat závěsový moment kormidla. Pro přibližný výpočet závěsového momentu výškového kormidla letounu D-14 byl skutečný půdorys stabilizátoru a výškového kormidla nahrazen půdorysem obdélníkovým o stejném rozpětí a ploše. Pro další výpočet je nutné určit plošné zatížení křídla letounu G S. Pro výpočet závěsového momentu se bere případ vychýlení kormidla- manévru kde nejvyšší hodnota spojitého zatížení je rovna W = = 220 + 20, 5 G [P a]. S 38

Obr. 3.7: Průběh spojitého zatížení na VOP a)manévr b)poryv,tlumení[1] Nejmenší dovolená hodnota spojitého zatížení je však 575 Pa. Obr. 3.8: Průběh spojitého zatížení na výškovém kormidle[1] 39

Celková síla na výškové kormidlo se vypočítá jako velikost plochy spojitého zatížení Y vk = W = (b 2 + b 3 2 ) l vop[n]. Závěsový moment kormidla je moment plochy spojitého zatížení vzhledem k ose otáčení kormidla a je dán vztahem M zvk = W = 2 2 (b 3 3 b 2 2 ) l vop [Nm]. Vlastní výpočet momentu kormidel byl proveden v programu Mathcad 14 a soubor s veškerými výpočty je přiložen na CD. Velikost závěsového momentu kormidla je F = 46, 4N m. Zatížení jednotlivých prvků trasy řízení výškového kormidla získáme sestavením a vyřešením soustavy rovnic statické rovnováhy pro jednotlivá tělesa. Uvolnění těles a rovnice statické rovnováhy jsou uvedeny dále. Soustava rovnic byla převedena do matice a následně zadána do programu Excel ve tvaru kde x je vektor neznámých, A 1 je inverzní matice reakcí, b je vektor pravých stran. x = A 1 b, Při výpočtu byly uváženy dva případy. V prvním byla soustava zatížena silou od pilota dle předpisu při neutrální výchylce řídidla. V druhém byl uvážen vypočtený závěsový moment výškového kormidla. Další hodnoty potřebné pro výpočet sil působících na jednotlivé členy byly zjištěny z 3D modelu vytvořeného za tímto účelem v CAD systému firmy Dassault Systemes Catia V5r15. Konstrukční řešení celé trasy bude rozebráno dále. Obr. 3.9: Celkový pohled na trasu řízení výškovky 40

Řešením soustavy rovnic získáme jednotlivé síly působící ve vazbách celého mechanismu. F ax 2438 N F ay 0 N F bx 1475 N F by 0 N F 1 723 N F 2 801 N F ry 32 N F rz 29 N F sy 198 N F sz 178 N F 3 745 N F ex 460 N F ey 172 N F ez 151 N F fx 193 N F fy 17 N F 4 445 N F 5 445 N F ix 768 N F iy 707 N F 6 764 N F 7 764 N F kx 0 N F ky 0 N F lx 0 N F ly 0 N F n 821 N F ox 324 N F oy 694 N M n 0 Nm M zvk 50 Nm Tab. 3.3: Síly ve vazbách trasa výškového kormidla- zatížení silou od pilota F ax 2085 N F ay 0 N F bx 1475 N F by 0 N F 1 711 N F 2 745 N F ry 30 N F rz 27 N F sy 212 N F sz 191 N F 3 801 N F ex 493 N F ey 184 N F ez 163 N F fx 207 N F fy 19 N F 4 477 N F 5 477 N F ix 824 N F iy 759 N F 6 821 N F 7 821 N F kx 0 N F ky 0 N F lx 0 F ly 0 F n 821 N F ox 347 N F oy 744 N M n 0 Nm F pilot 187 N Tab. 3.4: Síly ve vazbách trasa výškového kormidla- zatížení momentem Rozhodujícím z těchto dvou případů je případ zatížení silou od pilota. Síly v řízení se však mohou měnit v závislosti na výchylce kormidla. Pro spolehlivější pevnostní kontrolu by bylo třeba vyšetřit síly působící na soustavu pro veškeré výchylky kormidel a z tohoto souboru vybrat nejméně příznivý případ. 3.3.3 Řízení křidélek Při výpočtu zatížení trasy řízení křidélek je postup obdobný jako v případě řízení výškového kormidla. Stejně jako v předchozím případě je soustava namáhána silou od pilota a závěsovým momentem. Minimální hodnota síly od pilota pro návrh příčného řízení je uvedena v tabulce v části 2.2. Požadavky kladené na řízení. Její velikost je F = 150N. Zjednodušený výpočet zatížení křidélka je uveden v předpise UL- 2 příloha 1 na straně 48. Stejně jako v případě zatížení ocasních ploch je nutné zjistit 41

plošné zatížení křídla a nahradit skutečný půdorys křidélka obdélníkovým o stejné ploše a rozpětí. Obr. 3.10: Spojité zatížení křidélka dle předpisu UL-2[1] Nejvyšší hodnota spojitého zatížení je rovna Nejméně však 575 Pa. W = = 17, 24 G [P a]. S Celková síla na kormidlo příčného řízení se vypočítá jako velikost plochy spojitého zatížení Y kr = W = (b 1 + b 2 2 ) l kr[n]. Její velikost je Y kr = 2807N. Závěsový momentkřidélka je dán vztahem M zkr = W = 2 2 (b 2 3 b 1 2 ) l kr [Nm]. Velikost závěsového momentu křidélka je M zkr = 54, 5Nm. Za letu dochází u křídla k jeho průhybu, to sebou samozřejmě nese důsledky i pro systém příčného řízení. Páky řízení umístěné v křídle je výhodné spojit větším počtem táhel z důvodů co nejmenšího zatížení a deformace soustavy za provozu. Pro návrh trasy a stanovení zatížení části tohoto systémů v křídle a pro její následné dimenzování je nutné určit průhybovou křivku křídla pro maximální provozní násobek. S uvážením průhybu křídla vlivem tlakových sil na jeho povrch můžeme obdobným způsobem jako v předchozím případě sestavit rovnice statické rovnováhy. Vyřešením 42

rovnic statické rovnováhy získáme síly v jednotlivých vazbách a zatížení jednotlivých prvků řízení. Pomocí vypočteného zatížení by již bylo možné provést pevnostní kontrolu členů této trasy. Obr. 3.11: Průhyb křídla za letu kluzáku ETA[8] 43

Rovnice statické rovnováhy použité pro výpočet sil působících na členy trasy výškového kormidla Obr. 3.12: Náčrty pro výpočet sil ve vazbách 44

Obr. 3.13: Náčrty pro výpočet sil ve vazbách 45

4 VLASTNÍ KONSTRUKČNÍ PROVEDENÍ SOU- STAV ŘÍZENÍ 4.1 Trasa řízení směrového kormidla Řídidla Sestava pedálů nožního řízení koncepčně vychází z pedálů vyráběných německou firmou Schempp-Hirth. Na dvou vodících trubkách, z nichž jedna je opatřena otvory, je posuvně uložen třmen. Na rozdíl od originálních pedálů jsou trubky umístěny vedle sebe z důvodu umístění části pohonných akumulátorů. Třmen je svařen společně s hřídelí, okolo které se otáčejí vlastní pedály. Součástí třmenu je i západka, s jejíž pomocí jsou pedály zajištěné v určité poloze určené otvorem ve vodící trubce. Otočné uložení pedálů na hřídeli je realizováno pomocí kluzných ložisek- KU pouzder.ta jsou zalisována a zalepena do svařence vlastního pedálu. Součástí svařence pedálu je i trubička ohnutá do tvaru písmene S, kterou je protaženo ovládací lano ukotvené v přední části letounu. Obr. 4.1: Pedály nožního řízení Páky Lano nožního řízení následně pokračuje trupem k páce, která je pevně spojena se směrovým kormidlem. Konstrukční provedení je shodné jako na typu UFM- 13 a je znázorněno na obrázku. Páka je snýtována ze dvou plechů tloušt ky 1,5mm a jednoho plechu o tloušt ce 5mm. Na koncích páky jsou vyvrtány otvory, kterými prochází šrouby zajištěné samojistnými maticemi. Proti ohnutí v důsledku dotažení šroubů jsou konce páky chráněny rozpěrkami, o které se opírají konce lan opatřené očnicemi. Uprostřed páky je do vyvrtaného otvoru zalisováno kloubové ložisko. Jeho prostřednictvím 46

je směrové kormidlo uloženo na spodním závěsu. Uložení směrovky je provedeno opět pomocí kloubového ložiska zalisovaného do destičky přišroubované na žebírko ve vrchní části směrového kormidla. Obr. 4.2: Páka směrového kormidla Závěsy kormidla Konstrukční řešení spodního závěsu směrového kormidla je obdobné jako na UFM- 13. Na základní desku je navařená vodorovná deska vyztužená dvěma odlehčenými žebry. V zadní části je navařen ocelový čep. Svařenec je opatřen trubičkami s vnitřním závitem do kterých jsou zašroubovány a zalepeny šrouby s kontramaticí sloužící jako dorazy směrového kormidla. Tento svarek je pak pomocí druhé základové desky a šroubů přichycen k laminátovému žebru zalepenému do kýlu letounu. Obr. 4.3: Spodní závěs směrového kormidla 47

Horní závěs směrového kormidla se skládá ze dvou úhelníků, do kterých jsou vyvrtány odlehčovací otvory. V zadní části jsou oba úhelníky přivařeny k čepu. Horní závěs slouží také jako držák vahadla, které zajišt uje vedení táhla, jež prochází skrz kýl k páce výškového kormidla. Svařenec je pak po montáži spodního závěsu a směrovky přichycen k žebru pomocí čtyř šroubů. Obr. 4.4: Horní závěs směrového kormidla 4.2 Trasa řízení výškového kormidla Řídidla Řídící páka je vyrobena z tenkostěnné ocelové trubky. Na jednom konci je vyfrézovaná drážka pro snadnější slícování a následné svaření trubky s nábojem řídící páky. Na koncích náboje je vysoustruženo osazení, o které se opírají nalisovaná kuličková ložiska. K náboji jsou přivařeny dvě páky, ke kterým se napojují táhla trasy příčného řízení. Obr. 4.5: Řídící páka 48

Kompletní sestava kniplu je znázorněna na následujícím obrázku. Řídící páka je otočně uložena pomocí dvou výše zmíněných kuličkových ložisek na svařenci předlohy řízení. Z důvodů malého zástavbového prostoru bylo nutné přistoupit k poněkud neobvyklému řešení předlohy ručního řízení a jejímu uložení. Pohyb sestavy řídící páky je umožněn pomocí dvou kluzných ložisek- KU pouzder o větším průměru. Ta jsou volena z důvodu minimálního ovlivnění výchylek příčného řízení potlačením či přitažením řídící páky. Je nutné, aby napojení táhel řízení křidélek bylo v ose otáčení řídící páky. Levé kluzné ložisko ve smyslu letadlové souřadné soustavy je zalepeno v žebru nalaminovaném na spodní části trupu. Pravé pouzdro je nutné před přivařením páky náhonu výškovky na těleso předlohy namontovat. To je pak uloženo v obdobném žebru, které však musí být z důvodu montáže dělené v místě umístění pouzdra. To je zajištěné objímkou, která je k vlastnímu žebru přichycena dvěma šrouby. Obr. 4.6: Řídící páka Táhla Převod z řididla na kormidlo je realizován pomocí táhel. Provedení jednotlivých táhel je zobrazeno na následujících obrázcích. Táhlo napojené na předlohu ručního řízení a táhlo navazující jsou zhotovená z tenkostěnných ocelových trubek. Na jednom konci je do nich zanýtována frézovaná vidlička standardně používaná ve firmě Urban air. Na druhém konci je zanýtovaná koncovka s vnitřním závitem, do které je zašroubováno oko s kloubovým ložiskem. Oko je proti vyšroubování zajištěno kontramaticí. a táhlo jako celek je uloženo v trupu pomocí vodítek. Dalším táhlem použitým v této trase je táhlo spojující vahadlo s úhlovou pákou v kýlu letounu. Konstrukce táhla je obdobná jako u táhla předchozího. Do tenkostěnné ocelové trubky jsou na obou koncích zanýtovány frézované vidličky. Toto 49

Obr. 4.7: Táhlo trasy řízení výškovky táhlo je dlouhé 3395 mm, a proto je z důvodů zvýšení jeho odolnosti vůči ztrátě stability bezpodmínečně nutné zvětšení jeho tuhosti. Trubka opatřená koncovkami je proto zalepená do laminátové skořepiny s výztuhami. Pro zkrácení volné délky tohoto táhla a zamezení mezního stavu vzpěrné stability bude u prototypu letounu použito vodítko. Obr. 4.8: Dlouhé táhlo trasy řízení výškovky Táhlo vedoucí skrz kýl k páce výškového koridla je vyrobeno z tyče o průměru 16 mm. Na jednom konci je vyfrézována vidlička, kterou je táhlo napojeno na úhlovou páku. Na opačném konci táhla je vyvrtán otvor, do kterého je následně vyřezán závit M8. Do konce se závitem je zašroubován zámek, který je opět opatřen kontramaticí. Výroba táhla z plného materiálu je zvolena z důvodu snížení možnosti vzniku nepříznivých aeroelastických jevů, zejména třepotání výškového kormidla. Toto táhlo totiž slouží částečně jako hmotové vyvážení výškového kormidla. Pomocí hmotového vyvážení kormidla jsou minimalizovány účinky setrvačných sil působících na kormidlo, jenž vznikají při pohybu letadla se zrychlením (např manévry, průlet 50

poryvem). Obr. 4.9: Táhlo vedoucí kýlem letadla Páky Za šachtou hlavního podvozku je potřeba změnit vedení trasy. K tomuto účelu slouží vahadlo znázorněné na obrázku. Na ocelovou trubku jsou navařeny dvě příruby, se kterými jsou snýtovány duralové páky. Na koncích pák jsou do otvoru zalisována kloubová ložiska. Do obou konců trubky jsou zavařeny ocelové koncovky s čepem uloženým v kuličkových ložiskách zalepených do výztuh v trupu. Kvůli montáži je nutné vahadlo rozdělit. Detail provedení dělení je znázorněn na obrázku. Obr. 4.10: Vahadlo a jeho uložení 51

Na žebro zalepené v kýlové ploše letounu je připevněn pomocí šroubů držák úhlové páky obdobné konstrukce jako spodní závěs směrového kormidla. Samotná páka se pak skládá z těla vyfrézovaného z duralového plechu a dvou víček. Do víček a těla páky jsou vložena dvě kuličková ložiska a celek je následně snýtován. Do otvorů na koncích páky jsou zalisována kuličková ložiska stejného druhu. Obr. 4.11: Úhlová páka a její držák Páka výškového kormidla je vyrobena z duralového plechu. Páka je pak přinýtována k žebýrku, které je zalaminované ve výškovém kormidle. V přední části páky je pomocí lícovaného šroubu a rozpěrky uložena rolna zapadající do zámku našroubovaného v táhle. Šroub držící rolnu je zajištěn samojistnou maticí. Obr. 4.12: Páka výškového kormidla 52

Závěsy kormidla Závěsy výškového kormidla jsou vyrobeny z laminátu. Do oka závěsu je zalaminováno mosazné pouzdro. Samotné závěsy jsou pak zalepeny mezi nosník stabilizátoru a jeho potah. Obr. 4.13: Závěsy výškového kormidla 4.3 Trasa řízení křidélek Táhla Konstrukční řešení táhel použitých v této linii řízení je obdobné jako u táhel trasy řízení výškového kormidla. Obr. 4.14: Táhlo napojené na řídící páku 53

Obr. 4.15: Táhlo napojené na mixér Páky Úhlová páka měnící směr vedení linie příčného řízení je stejné koncepce jako úhlová páka použitá v trase podélného řízení. Její uložení je patrné z obrázku. Do výztuhy v trupu je zalaminován čep, kolem něhož se úhlová páka otáčí. Obr. 4.16: Táhlo napojené na mixér Trasa dále pokračuje k mixéru. Jeho funkcí je namíchat výchylky vztlakových klapek a křidélek. Na tenkostěnnou ocelovou trubku jsou navařeny držáky kulis. Na kulisy jsou přes kloubová ložiska napojena táhla. Na levé straně je také navařený náhon mixéru, na který je napojené ovládací táhlo vztlakových klapek. Do obou konců mixéru jsou zalepena kluzná ložiska. Celá sestava mixéru je uložena na dvou v trupu zalaminovaných čepech. Stejně jako v případě vahadla je nutné trubku mixéru rozdělit na dvě části. Provedení dělení je shodné jako u vahadla. Výchylka vztlakových klapek je pak určena prolomením táhel. Vzhledem k potřebě rozložení letounu pro pozemní transport je nutné navrhnout trasu příčného řízení tak, aby část trasy v křídle a část v trupu byly vzájemně oddělitelné bez rozpojování táhel a dalších prvků. Proto byla zvoleno konstrukční řešení vycházející z koncepce použité na kluzácích německé firmy Schempp-Hirth. Táhlo od mixéru je napojené na oko svařence domku, který se otáčí okolo čepů zalepených v žebru centroplánu. Do domku se pak zasouvají úhlové páky, přichycené na kořenové žebro křídla. 54