RU2251513C1 - Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system - Google Patents
Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system Download PDFInfo
- Publication number
- RU2251513C1 RU2251513C1 RU2003124155/11A RU2003124155A RU2251513C1 RU 2251513 C1 RU2251513 C1 RU 2251513C1 RU 2003124155/11 A RU2003124155/11 A RU 2003124155/11A RU 2003124155 A RU2003124155 A RU 2003124155A RU 2251513 C1 RU2251513 C1 RU 2251513C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- pump
- hydraulic
- aircraft
- main
- engine
- Prior art date
Links
Landscapes
- Power Steering Mechanism (AREA)
- Fluid-Pressure Circuits (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационной техники и может быть использовано для привода системы управления самолетом в полете в экстремальных условиях и аварийных ситуациях.The invention relates to the field of aviation technology and can be used to drive an airplane control system in flight in extreme conditions and emergency situations.
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).On modern airplanes, the power supply of the control system's actuators is provided by high-pressure working fluid. The pressure increase is carried out by hydraulic pumps driven into rotation by the aircraft engines or auxiliary power unit (APU).
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).There is a method of hydraulic drive of an aircraft control system, which consists in supplying hydraulic fluid with operating pressure to the steering gears for controlling the aerodynamic surfaces of the aircraft from the hydraulic pumps of the main hydraulic line, mechanically driven from the rotors of the aircraft engines, or from the hydraulic pump of the emergency hydraulic line, mechanically driven from the auxiliary power unit ( 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.In the known device, the pumps of the main and emergency hydraulic lines are connected in parallel. Under normal operating conditions, when the engine is running on the ground or in flight, power is supplied to the steering aerodynamic surfaces of the aircraft by the pump of the main hydraulic line, and to check aircraft systems on the ground when the engine is idle and in emergency situations in flight when the main hydraulic line is not operational, the pump is turned on emergency hydraulic line.
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.The pressure at the outlet of the pumps depends on the speed of its pumping unit and the inlet pressure. When the engine is turned off in flight and it is impossible to start it and start the APU in a timely manner, the autorotation speed can reach low values at which the necessary pressure at the pump outlet of the main hydraulic line is not provided, which will lead to the failure of the aircraft control system. In the known device in extreme conditions, the necessary pressure at the outlet of the emergency hydraulic pump is ensured by the energy of the powder starter, however, the duration of the powder charge is very limited and may not ensure the launch of the APU, and therefore the control system drive, and, in addition, powder charges on board the aircraft reduces the safety of its operation.
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.The problem to which the claimed invention is directed, is to increase the pressure at the outlet of the pump that delivers hydraulic fluid with working pressure to the steering gears of the aerodynamic surfaces of the aircraft during flight in extreme conditions and emergency situations when the engine autorotation speed is reduced below the limit values .
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.The problem is solved in that in the method of hydraulic drive of the aircraft control system, which consists in supplying hydraulic fluid with a working pressure to the steering gears for controlling the aerodynamic surfaces of the aircraft from the hydraulic pumps of the main hydraulic line, mechanically driven from the rotors of the aircraft engines, or from the hydraulic pump of the emergency hydraulic line, mechanically driven from the auxiliary power unit, in case of engine shutdown in flight, if it is impossible to start the engines and a powerful power plant and reducing autorotation of engines below the limit values, the fluid is supplied from one of the pumps of the main hydraulic line, and its input is connected to the output of another pump of the same line, and with a further decrease in the working pressure of the liquid at the outlet of the pump of the main hydraulic line, liquid is supplied carried out from the pump emergency hydraulic line, while connecting the rotor of the engine with the rotor of the auxiliary power unit.
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.In addition, when fluid is supplied from the emergency hydraulic pump, its input can be connected to the output of the main hydraulic pump, and the pump shaft of the emergency hydraulic pump can be connected to the electric starter shaft of the auxiliary power unit.
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.The claimed method provides for the controllability of an aircraft with idle engines and APU and in the presence of engine autorotation revolutions due to the rapid increase in hydraulic fluid pressure in the power supply systems of the steering actuators for controlling the aerodynamic surfaces of the aircraft by serial connection of hydraulic pumps of the main hydraulic line, driven by the energy of the autorotating rotor / rotors . Due to a twofold increase in the pressure of the liquid in the first and second pumps, an increase in the pressure of the working fluid after the second pump to the level of the working pressure is ensured. The outlet pressure, in this case, is equal to the sum of the pressures developed in both pumps.
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.In the case of a further decrease in the working fluid pressure at the outlet of the main hydraulic line pump with sequentially connected pumps, it is proposed to supply power to the control system drive from the emergency hydraulic line pump, mechanically driven from the autorotating rotor of the engine by connecting its shaft to the rotor shaft of the APU. If the pressure at the outlet of the emergency hydraulic line pump is lower than the acceptable level, its inlet, by analogy with the above, can be connected to the outlet of the main hydraulic line pump.
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.In case of insufficient level of available mechanical energy transmitted from the engine rotor (due to a further decrease in autorotation speed, failure of the aircraft unit box or connecting propeller shaft, etc., etc.), it is proposed to increase the power consumption of the emergency hydraulic pump due to the additional supply of mechanical energy from the APU electric starter by connecting the pump shaft to the shaft of the APU electric starter.
Предлагаемый способ реализуется устройством для гидравлического привода системы управления самолетом, схема которого изображена на чертеже.The proposed method is implemented by a device for the hydraulic drive of the aircraft control system, a diagram of which is shown in the drawing.
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.The presented scheme includes hydraulic pumps 1 and 2 of the main hydraulic line, mechanically driven from the rotor of the engine 3, and a hydraulic pump 4 of the emergency hydraulic line, mechanically driven from the APU 5, which is started from the electric starter 6. The shafts of the engine 3 and the APU 5 are interconnected via controlled clutch 7. The outputs of the hydraulic pumps 1, 2 and 4 are connected to the steering gear 8 for controlling the aerodynamic surfaces of the aircraft. The device is equipped with a control unit 9, switching the output of the pump 1 to the input of the pump 2, and a control unit 10, switching the output of the pump 2 to the input of the pump 4.
Способ гидравлического привода системы управления самолетом заключается в следующем.The hydraulic drive method of the aircraft control system is as follows.
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.To pre-spin the rotor of the engine 3, the controlled clutch 7 is engaged, while the shafts of the engine 3 and the APU 5 are connected. Mechanical energy from the APU 5, launched from the electric starter 6, is transmitted to the rotor of the engine 3. After starting the engine 3, the clutch 7 is turned off. From the rotor of the engine 3, mechanical energy is supplied to the inlet of one of the hydraulic pumps 1, 2 of the main hydraulic line, for example, to the inlet of the pump 2, from the output of which hydraulic fluid with working pressure is supplied to the steering gear 8 for controlling the aerodynamic surfaces of the aircraft.
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 оборотовIn the event of engine 3 stopping in flight and when it is impossible to start engine 3 and APU 5 (for example, due to extreme conditions for starting them) with a decrease in speed
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.autorotation of the engine 3 below the limit values, the pump 2 of the main hydraulic line does not provide the necessary pressure of the working fluid for a controlled flight of the aircraft. In this case, mechanical energy from the autorotating engine 3 is fed to the input of both pumps 1 and 2, and the output of pump 1 is connected to the input of pump 2 using the control unit 9, that is, a liquid with increased pressure (but lower in magnitude of the working pressure) from pump 1 served at the inlet of pump 2. Due to the sequential supply of power to the liquid in pumps 1 and 2, the pressure of the working fluid after pump 2 is increased to the level of the working pressure.
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.In the event of a further drop in the level of working pressure at the outlet of the pump 2, a quick supply of power to the steering gear 8 is made from the pump 4 of the emergency hydraulic system. The power consumption of the pump 4 is ensured due to its promotion by the autorotating rotor of the engine 3, for which, by means of a controlled coupling 7, the shafts of the rotor of the engine 3 and the APU 5 are connected. After turning on the controlled coupling 7 when the autorotation speed drops below the limit values, the pressure after the emergency hydraulic pump 4 will be significantly higher in comparison with the pressure after pump 1 or 2 of the main hydraulic line, which is explained by a higher value of the relative rotor speed of the APU 5 compared to th with the value of the relative rotational speed of the rotor of the engine 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.With a subsequent decrease in the working pressure level at the outlet of the pump 4, its inlet, through the control unit 10, is connected to the outlet of the pump 1 or 2 of the main hydraulic line, thereby producing a sequential supply of power to the liquid in the pumps of the main and emergency hydraulic lines. To ensure reliable filling of working volumes with liquid, the supply of the previous pump should be greater than the flow rate through the subsequent pump.
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.To maintain the required pressure level when it decreases at the outlet of pump 4 with the pumps of the main and emergency hydraulic lines connected in series below the permissible value, the electric starter 6 is turned on, the shaft of which is connected through the APU gearbox to the shaft of the pump 4. Electric starter 6 tightens the pumping unit of the emergency pump 4 , providing the supply of energy to the batteries, along with the supply of energy to the rotating rotor of the engine.
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.With a multi-engine aircraft design, existing hydraulic systems have their own hydraulic pump installed on each engine. With idle engines, an increase in operating pressure is ensured by the serial connection of these pumps. At the same time, the available power supplied to the working fluid increases due to an increase in the rotation energy of several engine rotors.
Реализации предложенного изобретения не потребует введения новых систем самолета и сложных агрегатов.Implementation of the proposed invention will not require the introduction of new aircraft systems and complex units.
Полная автономность и автоматическое переключение режимов работы системы управления в экстремальных условиях обеспечивает ее быстродействие.Full autonomy and automatic switching of the control system in extreme conditions ensures its speed.
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.The proposed method ensures the preservation of aircraft control in extreme situations throughout the entire range of altitude and flight speed, including in the area of unguaranteed engine start and APU, which increases the level of flight safety and extends the operational capabilities of the aircraft.
Источник информацииSourse of information
Техника воздушного флота, № 1-2, 2002 г., ЦАГИ, стр.47, рис.2.Air Fleet Engineering, No. 1-2, 2002, TsAGI, p. 47, Fig. 2.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003124155/11A RU2251513C1 (en) | 2003-08-05 | 2003-08-05 | Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2003124155/11A RU2251513C1 (en) | 2003-08-05 | 2003-08-05 | Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2003124155A RU2003124155A (en) | 2005-02-10 |
| RU2251513C1 true RU2251513C1 (en) | 2005-05-10 |
Family
ID=35208397
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2003124155/11A RU2251513C1 (en) | 2003-08-05 | 2003-08-05 | Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2251513C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU179892U1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Hydraulic Aircraft Flaps Harvesting System |
-
2003
- 2003-08-05 RU RU2003124155/11A patent/RU2251513C1/en active
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Журнал "Техника воздушного флота", №1-2.-ЦАГИ, 2002, с.47, рис. 2. * |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU179892U1 (en) * | 2017-08-15 | 2018-05-28 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Сибирский научно-исследовательский институт авиации им. С.А. Чаплыгина" | Hydraulic Aircraft Flaps Harvesting System |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2003124155A (en) | 2005-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10577118B2 (en) | Power plant management system for dual engine helicopter in single engine operation mode | |
| EP3002435B1 (en) | Accessory drive system for a gas turbine engine | |
| US9428267B2 (en) | In-flight mechanically assisted turbine engine starting system | |
| CN106460662B (en) | For the method for auxiliary turbine shaft generator and the framework of helicopter propulsion system | |
| US4062185A (en) | Method and apparatus for windmill starts in gas turbine engines | |
| US4062186A (en) | Apparatus for windmill starts in gas turbine engines | |
| US5385011A (en) | Multifunction integrated power unit | |
| EP3283369B1 (en) | Inlet guide vane control for aircraft single engine operation | |
| EP2452878A2 (en) | Aircraft, propulsion system, and system for taxiing an aircraft | |
| EP2452876A2 (en) | Aircraft propulsion system and system for taxiing an aircraft | |
| US20170114723A1 (en) | Device for assisting a solid propellant propulsion system of a single-engine helicopter, single-engine helicopter comprising such a device | |
| US20110154805A1 (en) | Power augmentation system for an engine powered air vehicle | |
| US10422285B2 (en) | Hydraulic device for emergency starting a turbine engine, propulsion system of a multi-engine helicopter provided with one such device, and corresponding helicopter | |
| GB2472445A (en) | Gas turbine restartable using pump assistance | |
| US5735116A (en) | System for restarting an aircraft engine in flight after loss of engine power | |
| EP2407660B1 (en) | Auxiliary hydraulic power generation system | |
| RU2660725C2 (en) | Aircraft gas turbine engine emergency starting system and method | |
| EP2815966A1 (en) | Rotary wing aircraft with a propulsion system | |
| RU2251513C1 (en) | Mode of applying of a hydraulic drive of an aircraft's flight control system | |
| US11760500B2 (en) | Systems and methods for filling a fuel manifold of a gas turbine engine | |
| CN111655993B (en) | Method for operating a fuel system of a gas turbine engine | |
| US20210122487A1 (en) | Aircraft power supply arrangements | |
| CA1096185A (en) | Method and apparatus for windmill starts | |
| US20240055957A1 (en) | Electrical energy system for barring rotor | |
| US20240056007A1 (en) | Gas-turbine electrical start system |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130926 |
|
| PD4A | Correction of name of patent owner |