СПОСОБ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ПРИВОДА СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ Российский патент 2005 года по МПК B64C13/00 

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для привода системы управления самолетом в полете в экстремальных условиях и аварийных ситуациях.

На современных самолетах питание силовых приводов системы управления обеспечивается рабочей жидкостью высокого давления. Повышение давления производится гидравлическими насосами, приводимыми во вращение двигателями самолета или вспомогательной силовой установкой (ВСУ).

Известен способ гидравлического привода системы управления самолетом, заключающийся в подаче гидравлической жидкости с рабочим давлением к рулевым приводам управления аэродинамическими поверхностями самолета от гидронасосов основной гидравлической магистрали, механически приводимых от роторов двигателей самолета, или от гидронасоса аварийной гидравлической магистрали, механически приводимого от вспомогательной силовой установки (1).

В известном устройстве насосы основной и аварийной гидравлических магистралей подключены параллельно. В штатных условиях при работающем двигателе на земле или в полете питание рулевых приводов управления аэродинамическими поверхностями самолета обеспечивается насосом основной гидравлической магистрали, а для проверки самолетных систем на земле при неработающем двигателе и в аварийных ситуациях в полете при потере работоспособности основной гидравлической магистрали в работу включается насос аварийной гидравлической магистрали.

Давление на выходе из насосов зависит от оборотов его качающего узла и величины входного давления. При выключении двигателя в полете и невозможности своевременно осуществить его запуск и запуск ВСУ обороты авторотации могут достичь низких величин, при которых не обеспечивается необходимое давление на выходе из насоса основной гидравлической магистрали, что приведет к отказу системы управления самолетом. В известном устройстве в экстремальных условиях необходимое давление на выходе из насоса аварийной гидравлической магистрали обеспечивается за счет энергии порохового стартера, однако время действия порохового заряда весьма ограничено и может не обеспечить запуск ВСУ, а следовательно, и привод системы управления, и, кроме того, наличие пороховых зарядов на борту самолета снижает безопасность его эксплуатации.

Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является повышение давления на выходе из насоса, осуществляющего подачу гидравлической жидкости с рабочим давлением к рулевым приводам управления аэродинамическими поверхностями самолета, во время полета самолета в экстремальных условиях и аварийных ситуациях при снижении оборотов авторотации двигателя ниже предельных величин.

Задача решается тем, что в способе гидравлического привода системы управления самолетом, заключающемся в подаче гидравлической жидкости с рабочим давлением к рулевым приводам управления аэродинамическими поверхностями самолета от гидронасосов основной гидравлической магистрали, механически приводимых от роторов двигателей самолета, или от гидронасоса аварийной гидравлической магистрали, механически приводимого от вспомогательной силовой установки, в случае останова двигателей в полете, при невозможности запуска двигателей и вспомогательной силовой установки и снижении оборотов авторотации двигателей ниже предельных значений подачу жидкости осуществляют от одного из насосов основной гидравлической магистрали, причем соединяют его вход с выходом другого насоса этой же магистрали, а при дальнейшем снижении рабочего давления жидкости на выходе из насоса основной гидравлической магистрали подачу жидкости осуществляют от насоса аварийной гидравлической магистрали, при этом соединяют ротор двигателя с ротором вспомогательной силовой установки.

Кроме того, при подаче жидкости от насоса аварийной гидравлической магистрали, его вход может быть соединен с выходом насоса основной гидравлической магистрали, а вал насоса аварийной гидравлической магистрали может быть соединен с валом электростартера вспомогательной силовой установки.

Заявленный способ предлагает обеспечение управляемости самолетом при неработающих двигателях и ВСУ и при наличии оборотов авторотации двигателей за счет быстрого повышения давления гидравлической жидкости в системах питания рулевых приводов управления аэродинамическими поверхностями самолета путем последовательного соединения гидравлических насосов основной гидравлической магистрали, приводимых во вращение энергией авторотирующего ротора/роторов. За счет двухкратного повышения давления жидкости в первом и втором насосах обеспечивается повышение давления рабочей жидкости после второго насоса до уровня рабочего давления. Выходное давление, в данном случае, равно сумме давлений, развиваемых в обоих насосах.

В случае дальнейшего снижения рабочего давления жидкости на выходе из насоса основной гидравлической магистрали при последовательно соединенных насосах подвод мощности для привода системы управления предлагается производить от насоса аварийной гидравлической магистрали, механически приводимого от авторотирующего ротора двигателя путем соединения его вала с валом ротора ВСУ. При снижении давления на выходе из насоса аварийной гидравлической магистрали ниже допустимого уровня его вход, по аналогии с вышесказанным, может быть соединен с выходом насоса основной гидравлической магистрали.

При недостаточном уровне располагаемой механической энергии, передаваемой от ротора двигателя (из-за дальнейшего снижения оборотов авторотации, отказа коробки самолетных агрегатов или соединительного карданного вала и т.д. и т.п.) потребляемую мощность насоса аварийной гидравлической магистрали предлагается повысить за счет дополнительного подвода механической энергии от электростартера ВСУ, соединяя вал насоса с валом электростартера ВСУ.

Предлагаемый способ реализуется устройством для гидравлического привода системы управления самолетом, схема которого изображена на чертеже.

Представленная схема включает в себя гидронасосы 1 и 2 основной гидравлической магистрали, механически приводимые от ротора двигателя 3, и гидронасос 4 аварийной гидравлической магистрали, механически приводимой от ВСУ 5, которая запускается от электростартера 6. Валы двигателя 3 и ВСУ 5 соединены между собой через управляемую муфту 7. Выходы гидронасосов 1, 2 и 4 соединены с рулевым приводом 8 управления аэродинамическими поверхностями самолета. Устройство снабжено агрегатом управления 9, переключающим выход насоса 1 на вход насоса 2, и агрегатом управления 10, переключающим выход насоса 2 на вход насоса 4.

Способ гидравлического привода системы управления самолетом заключается в следующем.

Для предварительной раскрутки ротора двигателя 3 включается управляемая муфта 7, при этом валы двигателя 3 и ВСУ 5 соединяются. Механическая энергия от ВСУ 5, запускаемой от электростартера 6, передается на ротор двигателя 3. После запуска двигателя 3 муфта 7 выключается. От ротора двигателя 3 механическая энергия подается на вход в один из гидронасосов 1, 2 основной гидравлической магистрали, например на вход насоса 2, с выхода которого гидравлическая жидкость с рабочим давлением подается на рулевой привод 8 управления аэродинамическими поверхностями самолета.

В случае останова двигателя 3 в полете и при невозможности запуска двигателя 3 и ВСУ 5 (например, из-за экстремальных условий для их запуска) при снижении оборотов

авторотации двигателя 3 ниже предельных значений насос 2 основной гидравлической магистрали не обеспечивает необходимое давление рабочей жидкости для выполнения управляемого полета самолета. В этом случае механическую энергию от авторотирующего двигателя 3 подают на вход обоих насосов 1 и 2, причем выход насоса 1 с помощью агрегата управления 9 соединяют с входом насоса 2, то есть жидкость с повышенным давлением (но ниже по величине рабочего давления) из насоса 1 подают на вход насоса 2. За счет последовательного подвода мощности к жидкости в насосах 1 и 2 обеспечивается повышение давления рабочей жидкости после насоса 2 до уровня рабочего давления.

В случае дальнейшего падения уровня рабочего давления на выходе из насоса 2, быстрый подвод мощности к рулевому приводу 8 производят от насоса 4 аварийной гидравлической системы. Потребляемая мощность насоса 4 обеспечивается за счет его раскрутки авторотирующим ротором двигателя 3, для чего посредством управляемой муфты 7 соединяют валы ротора двигателя 3 и ВСУ 5. После включения управляемой муфты 7 при снижении оборотов авторотации ниже предельных значений давление после насоса 4 аварийной гидравлической магистрали будет значительно выше по сравнению с давлением после насоса 1 или 2 основной гидравлической магистрали, что объясняется более высокой величиной относительной частоты вращения ротора ВСУ 5 по сравнению с величиной относительной частоты вращения ротора двигателя 3.

При последующем снижении уровня рабочего давления на выходе из насоса 4 его вход, посредством агрегата управления 10, соединяют с выходом насоса 1 или 2 основной гидравлической магистрали, производя тем самым последовательный подвод мощности к жидкости в насосах основной и аварийной гидравлических магистралей. Для обеспечения надежного заполнения жидкостью рабочих объемов подача предыдущего насоса должна быть больше расхода через последующий насос.

Для поддержания необходимого уровня давления при его снижении на выходе из насоса 4 при последовательно соединенных насосах основной и аварийной гидравлических магистралей ниже допустимого значения в работу включается электростартер 6, вал которого соединяют через редуктор ВСУ с валом насоса 4. Электростартер 6 подкручивает качающий узел аварийного насоса 4, обеспечивая подвод энергии аккумуляторных батарей, наряду с подводом энергии вращающегося ротора двигателя.

При многодвигательной схеме самолета в существующих конструкциях гидравлических систем на каждом двигателе устанавливается свой гидравлический насос. При неработающих двигателях повышение рабочего давления обеспечивается за счет последовательного соединения этих насосов. При этом возрастает располагаемая мощность, подводимая к рабочей жидкости за счет увеличения энергии вращения нескольких роторов двигателей.

Реализации предложенного изобретения не потребует введения новых систем самолета и сложных агрегатов.

Полная автономность и автоматическое переключение режимов работы системы управления в экстремальных условиях обеспечивает ее быстродействие.

Предложенный способ обеспечивает сохранение управления самолетом в экстремальных ситуациях во всем диапазоне высоты и скорости полета, в том числе и в зоне негарантированного запуска двигателя и ВСУ, что повышает уровень безопасности полета и расширяет эксплуатационные возможности самолета.

Источник информации

Техника воздушного флота, № 1-2, 2002 г., ЦАГИ, стр.47, рис.2.

Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для привода системы управления самолетом в полете в экстремальных условиях и аварийных ситуациях. Способ гидравлического привода системы управления самолетом заключается в подаче к рулевым приводам управления аэродинамическими поверхностями самолета гидравлической жидкости с рабочим давлением: в случае останова двигателей в полете, при невозможности запуска двигателей и вспомогательной силовой установки и снижении оборотов авторотации двигателей ниже предельных значений - от одного из насосов основной гидравлической магистрали, причем его вход соединяют с выходом другого насоса этой же магистрали, а при дальнейшем снижении рабочего давления жидкости на выходе из насоса основной гидравлической магистрали - от насоса аварийной гидравлической магистрали, при этом ротор двигателя соединяют с ротором вспомогательной силовой установки. Вход насоса аварийной гидравлической магистрали может быть соединен с выходом насоса основной гидравлической магистрали, а при недостаточном уровне располагаемой механической энергии, передаваемой насосу аварийной гидравлической магистрали от двигателя самолета, его вал может быть соединен с валом электростартера вспомогательной силовой установки. Технический результат - сохранение управления самолетом в экстремальных ситуациях во всем диапазоне высоты и скорости полета, в том числе и в зоне негарантированного запуска двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ гидравлического привода системы управления самолетом, заключающийся в подаче гидравлической жидкости с рабочим давлением к рулевым приводам управления аэродинамическими поверхностями самолета от гидронасосов основной гидравлической магистрали, механически приводимых от роторов двигателей самолета, или от гидронасоса аварийной гидравлической магистрали, механически приводимого от вспомогательной силовой установки, отличающийся тем, что в случае останова двигателей в полете, при невозможности запуска двигателей и вспомогательной силовой установки и снижении оборотов авторотации двигателей ниже предельных значений подачу жидкости осуществляют от одного из насосов основной гидравлической магистрали, причем соединяют его вход с выходом другого насоса этой же магистрали, а при дальнейшем снижении рабочего давления жидкости на выходе из насоса основной гидравлической магистрали подачу жидкости осуществляют от насоса аварийной гидравлической магистрали, при этом соединяют ротор двигателя с ротором вспомогательной силовой установки.2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при подаче жидкости от насоса аварийной гидравлической магистрали его вход соединяют с выходом насоса основной гидравлической магистрали.3. Способ управления самолетом по п.1 или 2, отличающийся тем, что вал насоса аварийной гидравлической магистрали соединяют с валом электростартера вспомогательной силовой установки.