RU2654654C2 - System of steering gears of the transport aircraft - Google Patents
System of steering gears of the transport aircraft Download PDFInfo
- Publication number
- RU2654654C2 RU2654654C2 RU2016144963A RU2016144963A RU2654654C2 RU 2654654 C2 RU2654654 C2 RU 2654654C2 RU 2016144963 A RU2016144963 A RU 2016144963A RU 2016144963 A RU2016144963 A RU 2016144963A RU 2654654 C2 RU2654654 C2 RU 2654654C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- steering
- hydraulic
- rotors
- gears
- Prior art date
Links
- 238000005086 pumping Methods 0.000 claims abstract description 8
- 230000002706 hydrostatic effect Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims abstract description 4
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 claims description 6
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 abstract description 4
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 230000003028 elevating effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 101100219101 Mus musculus Btbd1 gene Proteins 0.000 description 4
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 2
- 230000006872 improvement Effects 0.000 description 2
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 2
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 2
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 1
- 238000004140 cleaning Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000007599 discharging Methods 0.000 description 1
- 238000005265 energy consumption Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000012634 fragment Substances 0.000 description 1
- 238000003306 harvesting Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 1
- 230000002028 premature Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 239000013585 weight reducing agent Substances 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
- F16D—COUPLINGS FOR TRANSMITTING ROTATION; CLUTCHES; BRAKES
- F16D21/00—Systems comprising a plurality of actuated clutches
- F16D21/02—Systems comprising a plurality of actuated clutches for interconnecting three or more shafts or other transmission members in different ways
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Retarders (AREA)
- Power Steering Mechanism (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к оборудованию летательных аппаратов и предназначено для построения системы управления полетом и реализации энергоснабжения рулевых агрегатов транспортного самолета с двумя маршевыми двигателями в нормальных и аварийных условиях полета.The invention relates to the equipment of aircraft and is intended to build a flight control system and implement power supply of steering units of a transport aircraft with two main engines in normal and emergency flight conditions.
Известна система рулевых приводов среднемагистрального самолета Ту-204 (http://www.aviadocs.net/RLE/). Система содержит основные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, резервный электрогенератор переменного тока, ротор которого соединен с ротором вспомогательной силовой установки, аккумуляторные батареи, преобразователи тока, выпрямители, гидравлические насосы с приводом от маршевых двигателей, турбонасосную установку с приводом от ветродвигателя, гидравлические насосные станции с электромоторами переменного тока, гидромеханические рулевые приводы элеронов, руля высоты, руля направления, интерцепторов, воздушных тормозов, стабилизатора, вращательные гидроприводы закрылков и предкрылков, гидроприводы реверса тяги двигателей, гидравлическую систему уборки-выпуска шасси, электрогидроцилиндр поворота носовой стойки шасси, гидравлические тормоза колес. В рамках указанной схемы не рассматриваются приводы вспомогательных систем: различных люков, стеклоочистителей и т.д.A known steering system of medium-range Tu-204 aircraft (http://www.aviadocs.net/RLE/). The system contains the main alternating current electric generators, the rotors of which are connected to the rotors of the marching engines, a backup alternating current generator, the rotor of which is connected to the rotor of the auxiliary power unit, storage batteries, current converters, rectifiers, hydraulic pumps driven by main engines, a turbopump installation driven by wind turbines, hydraulic pumping stations with AC electric motors, hydromechanical aileron steering drives, elevator, rudder Board, spoilers, air brakes, stabilizers, rotary hydraulic actuators flaps and slats, hydraulic drives reverse thrust engines, hydraulic-release chassis cleaning system elektrogidrotsilindr rotation nose landing gear, hydraulic wheel brakes. In the framework of this scheme, drives of auxiliary systems are not considered: various hatches, wipers, etc.
К недостаткам такой системы следует отнести наличие механической проводки в каналах управления самолетом, которая значительно утяжеляет конструкцию летательного аппарата. Кроме того, механическая проводка требует дополнительного технического обслуживания, а рулевые приводы системы управления являются переразмеренными в отношении вес/развиваемое усилие. Самолет Ту-204 на сегодняшний день практически не используется отечественными авиакомпаниями.The disadvantages of such a system include the presence of mechanical wiring in the aircraft control channels, which significantly complicates the design of the aircraft. In addition, mechanical wiring requires additional maintenance, and the steering gears of the control system are oversized in terms of weight / force. The Tu-204 aircraft today is practically not used by domestic airlines.
Известна также система рулевых приводов современного регионального самолета SSJ-100 (http://superj et.wikidot.com/), активно эксплуатируемого различными авиакомпаниями (см. приложение, рис. 1). Система содержит основные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, аккумуляторные батареи, преобразователи тока, гидравлические насосы с приводом от маршевых двигателей, гидравлические насосные станции с электромоторами переменного тока и аварийную гидравлическую насосную станцию с электромотором постоянного тока, гидротрансформатор, электрогидравлические рулевые приводы (ЭГРП) элеронов, руля высоты, руля направления, интерцепторов и гидроцилиндры воздушных тормозов, электромеханические рулевые приводы (ЭМРП) закрылков и предкрылков, ЭМРП стабилизатора, гидроприводы реверса тяги двигателей, гидроцилиндр уборки-выпуска шасси, гидропривод поворота носовой стойки шасси, гидравлическую тормозную систему колес.The steering system of the modern regional aircraft SSJ-100 (http: // superj et.wikidot.com/), which is actively operated by various airlines, is also known (see the appendix, Fig. 1). The system contains the main alternating current generators, the rotors of which are connected to the rotors of the marching engines, auxiliary alternating current generators, whose rotors are connected to the rotors of the auxiliary power unit and the turbine unit, storage batteries, current converters, hydraulic pumps driven by main engines, hydraulic pumping stations with AC electric motors and emergency hydraulic pumping station with DC electric motor, torque converter, electro-hydraulic steering drives (EGRF) of ailerons, elevators, rudders, spoilers and hydraulic cylinders of air brakes, electromechanical steering drives (EMRP) of flaps and slats, EMRP stabilizer, hydraulic drives for reversing engine thrust, hydraulic cylinder for harvesting and discharging the chassis, nose gear, hydraulic brake system of wheels.
Указанная система энергопитания предназначена для функционирования одного из трех гидравлических каналов, по которым вырабатывается энергия для питания ЭГРП. Приведенный набор электрических элементов в энергокомплексе также полностью обеспечивает нужды электроснабжения рулевых агрегатов самолета, в том числе и в аварийных ситуациях: питание ЭМРП вторичных органов управления, блоков управления ЭГРП и т.д. Такая схема считается традиционной в гражданской авиации: она широко распространена (лишь с небольшими отличиями) на различных магистральных самолетах: МС-21, Airbus A319/320, Boeing-737. В то же время именно такое схематическое решение обеспечивает прежде всего необходимый уровень безопасности полетов.The specified energy supply system is designed for the operation of one of the three hydraulic channels through which energy is generated to power the hydraulic fracturing. The given set of electrical elements in the energy complex also fully meets the needs of power supply for the steering units of the aircraft, including in emergency situations: power EMRP of secondary controls, control units of hydraulic fracturing, etc. Such a scheme is considered traditional in civil aviation: it is widely distributed (with only slight differences) on various main planes: MS-21, Airbus A319 / 320, Boeing-737. At the same time, just such a schematic solution provides, first of all, the necessary level of flight safety.
Недостаток такой системы заключается в том, что для современных самолетов приведенное построение системы рулевых приводов и бортовой системы энергоснабжения не является оптимальным и требует существенных затрат на ее эксплуатацию, вызывает значительные трудности при интеграции бортового оборудования нового поколения. Кроме того, указанная система не отличается высокими показателями весовой, энергетической и топливной эффективности. Как следует из [«Полностью электрический самолет» / С. Воронович, В. Каргопольцев, В. Кутахов // Статья в журнале «Авиапанорама». - 2009. - Вып. 2], перспективным направлением развития систем энергоснабжения самолетов следующего поколения является создание «полностью электрического самолета». На самолетах с полностью электрифицированным оборудованием гидравлические приводы, получающие энергию для своего функционирования от централизованных гидросистем (ГС), должны быть заменены на приводы с электрическим энергопитанием. Кроме того, развитие авиационной техники за рубежом, а именно появление таких самолетов, как Boeing-787, Airbus A380, свидетельствует о широком развитии концепции «более электрического» самолета.The disadvantage of this system is that for modern aircraft, the reduced construction of the steering gear system and the onboard power supply system is not optimal and requires significant costs for its operation, causing significant difficulties in the integration of new generation onboard equipment. In addition, this system does not differ in high indicators of weight, energy and fuel efficiency. As follows from [“Fully Electric Aircraft” / S. Voronovich, V. Kargopoltsev, V. Kutakhov // Article in the magazine “Aviopanorama”. - 2009. - Issue. 2], a promising direction in the development of energy systems for the next generation aircraft is the creation of a “fully electric aircraft”. On airplanes with fully electrified equipment, hydraulic drives that receive energy for their operation from centralized hydraulic systems (GS) must be replaced by electric powered drives. In addition, the development of aviation technology abroad, namely the appearance of such aircraft as the Boeing-787, Airbus A380, testifies to the broad development of the concept of a “more electric" aircraft.
Использование рулевых приводов с электрическим энергопитанием, а вместе с тем и электрификация энергетического комплекса, обладает рядом преимуществ, а именно: снижение суммарной массы энергокомплекса самолета вместе с системой рулевых приводов, упрощение и снижение стоимости технического обслуживания, повышение унификации бортового оборудования, снижение расхода топлива, улучшение экономических и экологических показателей эксплуатации. Однако, согласно предварительному расчету (см. приложение, рис. 2), при заданных показателях надежности основных элементов современных самолетных электросистем (ЭС) и электрических приводов [Оболенский Ю.Г. Введение в проектирование систем авиационных рулевых приводов. Учебное пособие / Ю.Г. Оболенский, С.А. Ермаков, Р.В. Сухоруков. М., 2011. - 343 с.], их использование на борту невозможно исходя из требований к безопасности полета. Например, при использовании только электромеханических приводов на руле направления с двумя независимыми бортовыми ЭС (2 электрогенератора) для среднего времени полета магистрального самолета Т=5 час вероятность потери путевого канала управления составляет:The use of electric-powered steering gears, and at the same time the electrification of the energy complex, has several advantages, namely: reducing the total weight of the aircraft’s energy complex along with steering gears, simplifying and reducing maintenance costs, increasing the unification of airborne equipment, reducing fuel consumption, improvement of economic and environmental performance indicators. However, according to preliminary calculations (see the appendix, Fig. 2), for given reliability indicators of the main elements of modern aircraft electrical systems (ES) and electric drives [Obolensky Yu.G. An introduction to the design of aircraft steering systems. Textbook / Yu.G. Obolensky, S.A. Ermakov, R.V. Sukhorukov. M., 2011. - 343 p.], Their use on board is not possible based on flight safety requirements. For example, when using only electromechanical drives on the rudder with two independent on-board ES (2 electric generators) for the average flight time of the main aircraft T = 5 hours, the probability of losing the track control channel is:
QpH=1-Ррн=(1-р1,3)⋅(1-р2)=6⋅10-8, что не удовлетворяет требованиям безопасности полетов,Q pH = 1-P pH = (1-p 1,3 ) ⋅ (1-p 2 ) = 6⋅10 -8 , which does not meet the safety requirements,
где λэс, λэмрп - интенсивности отказов электросистемы и электромеханического привода соответственно:where λ es , λ emrp are the failure rates of the electrical system and the electromechanical drive, respectively:
λэс=20⋅10-6 (ч-1);λ es = 20⋅10 -6 (h -1 );
λэмрп=100⋅10-6 (ч-1).λ emrp = 100⋅10 -6 (h -1 ).
Согласно требованиям Авиационных Правил АП-25 самолет должен быть спроектирован и построен таким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации и действий экипажа вероятность возникновения катастрофический ситуации не превышала 10-9. Поэтому полная электрификация системы рулевых приводов, в особенности первичных органов управления, на сегодняшний день весьма преждевременна.According to the requirements of Aviation Rules AP-25, the aircraft must be designed and built so that, under the expected operating conditions and crew actions, the probability of a catastrophic situation does not exceed 10 -9 . Therefore, the complete electrification of the system of steering drives, especially primary controls, today is very premature.
Техническим результатом является возможность реализации принципиально новой, нетрадиционной для отечественного авиастроения системы рулевых приводов в концепции «более электрического» магистрального самолета. Система основывается на применении рулевых приводов с электрическим энергопитанием совместно с традиционными ЭГРП. Такая реализация позволит получить следующие преимущества:The technical result is the possibility of implementing a fundamentally new, non-traditional for the domestic aircraft manufacturing system of steering drives in the concept of a "more electric" main aircraft. The system is based on the use of electric power steering gears in conjunction with traditional hydraulic fracturing. Such an implementation will provide the following benefits:
- снижение веса оборудованного самолета;- weight reduction of equipped aircraft;
- уменьшение отбора мощности у авиадвигателей и как результат сокращение расхода топлива;- reduced power take-off from aircraft engines and as a result, reduced fuel consumption;
- сокращение общего числа сложных элементов гидравлических и пневматических систем;- reduction of the total number of complex elements of hydraulic and pneumatic systems;
- упрощение эксплуатационного обслуживания самолета;- simplification of aircraft maintenance;
- улучшение экологических условий эксплуатации в целом.- improvement of environmental operating conditions in general.
Технический результат достигается тем, что в системе рулевых приводов транспортного самолета, содержащей основные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами двух маршевых двигателей, вспомогательные электрогенераторы переменного тока, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки и турбинного агрегата, аккумуляторные батареи, преобразователи тока, электромеханические рулевые приводы предкрылков, закрылков, стабилизатора, гидравлические насосные станции с электромоторами переменного тока, электрогидравлические рулевые приводы руля высоты и руля направления, секции элеронов, интерцепторов, воздушных тормозов содержат электромеханические рулевые приводы, а наиболее ответственные органы управления содержат электрогидравлические и двухрежимные гидравлические рулевые приводы с комбинированным регулированием скорости (для руля высоты) и гидростатический рулевой привод (для руля направления), вместе с тем гидростатический рулевой привод установлен носовой стойке шасси, а электромеханические приводы установлены для реверса тяги двигателей, уборки-выпуска шасси и тормозной системы колес, кроме того, на валах маршевых двигателей установлены дополнительные электрогенераторы, а централизованная гидросистема выполнена в локальном виде, имеет изменяемый уровень рабочего давления в широком диапазоне в зависимости от величины внешних нагрузок на органах управления и установлена для энергопитания всех рулевых гидроприводов в хвостовой части самолета.The technical result is achieved by the fact that in the steering system of a transport aircraft containing the main alternating current generators, the rotors of which are connected to the rotors of two main engines, auxiliary alternating current generators, whose rotors are connected to the rotors of the auxiliary power plant and turbine unit, rechargeable batteries, current converters , electromechanical steering drives of slats, flaps, stabilizer, hydraulic pumping stations with electric motors current, electro-hydraulic steering gears of the elevator and rudder, ailerons, spoilers, air brakes sections contain electromechanical steering gears, and the most important controls contain electro-hydraulic and dual-mode hydraulic steering gears with combined speed control (for elevator) and hydrostatic steering gear ( for the rudder), at the same time a hydrostatic steering gear is installed in the nose landing gear, and electromechanical gears are installed They are used for reverse engine thrust, cleaning-exhausting the chassis and brake system of wheels, in addition, additional electric generators are installed on the marching engine shafts, and the centralized hydraulic system is made in a local form, has a variable level of working pressure in a wide range depending on the magnitude of external loads on organs control and installed to power all steering hydraulic actuators in the rear of the aircraft.
На фиг. 1 приведена система рулевых приводов для транспортного самолета с двумя маршевыми двигателями (см. также приложение, рис. 6). Система рулевых приводов транспортного самолета содержит основные электрогенераторы переменного тока 1, 2 и 3, 4, роторы которых соединены с роторами маршевых двигателей 5 и 6 соответственно, вспомогательные электрогенераторы переменного тока 7 и 8, роторы которых соединены с роторами вспомогательной силовой установки (ВСУ) 9 и турбинного агрегата 10 соответственно, аккумуляторные батареи преобразователи тока 12, электромеханические рулевые приводы:In FIG. Figure 1 shows the steering gear system for a transport aircraft with two main engines (see also the appendix, Fig. 6). The steering system of the transport aircraft contains the main alternating
13-16 элеронов,13-16 ailerons,
17-22 интерцепторов,17-22 interceptors,
23-26 воздушных тормозов,23-26 air brakes,
27 и 28 предкрылков,27 and 28 slats,
29 и 30 закрылков,29 and 30 flaps,
31 и 32 стабилизатора,31 and 32 stabilizers
33 и 34 устройства реверса тяги двигателей,33 and 34 reverse engine thrust devices,
гидравлические насосные станции 35 и 36 с электромоторами переменного тока, электрогидравлические рулевые приводы с комбинированным регулированием скорости для руля высоты 37, 38 и для руля направления 39, 40, двухрежимные гидравлические приводы (ДГРП) с комбинированным регулированием скорости 41 и 42, гидростатический рулевой привод (ГСРП) руля направления 43 и поворота носовой стойки шасси 44, электропривод уборки-выпуска шасси 45, электрические тормоза колес 46.
Работа системы заключается в следующем. В штатном режиме полета рулевые поверхности крыла и органы механизация отклоняются при помощи ЭМРП 13-30, таким образом в данной системе для крыла самолета полностью отсутствуют элементы с гидравлическим энергопитанием и, как результат, гидравлики в целом. ЭМРП 31 и 32 также используются для управления стабилизатором. Для отклонения наиболее ответственных органов управления: правой и левой секций руля высоты наряду с электрогидравлическими рулевыми приводами (ЭГРП) 37, 38 используются двухрежимные гидравлические (ДГРП) 41, 42, которые в штатном режиме работают от насосных станций 35 и 36 соответственно, а при отказах, например в части гидропитания, переключаются на энергопитание от электросистем ЭС1 и ЭС2 самолета. Для повышения надежности и эффективности управления в канале крена авторами предлагается использовать дифференциально отклоняющиеся секции руля высоты. Руль направления, также являющийся наиболее ответственным органом управления самолета, отклоняется при помощи двух ЭГРП 39, 40, которые работают совместно с гидростатическим рулевым приводом (ГСРП) 43. ГСРП является автономным рулевым приводом с электрическим энергопитанием. В рамках данной системы ГСРП 44 также используется для поворота носовой стойки шасси, а ЭМРП 33, 34, 45, 46 - для створок механизма реверса тяги двигателей, механизма уборки-выпуска шасси и тормозной системы колес соответственно.The operation of the system is as follows. In normal flight mode, the wing surfaces and mechanization are deflected using EMRP 13-30, so in this system for the wing of the aircraft there are completely no elements with hydraulic power supply and, as a result, hydraulics in general. EMRP 31 and 32 are also used to control the stabilizer. To reject the most critical controls: the right and left elevator sections, along with electro-hydraulic steering drives (EGRP) 37, 38, two-mode hydraulic (DGRP) 41, 42 are used, which in normal operation work from
На валах маршевых двигателей установлены современные электрические генераторы 1-4 повышенной мощности. В штатном режиме полета электроснабжение осуществляется от генераторов 1-4 двигателей 5, 6 и от резервного генератора 7 ВСУ 9, формирующих две независимых электросистемы ЭС1 и ЭС2 переменного тока 115 В 400 Гц (шины электропитания правого и левого борта соответственно). Аварийная шина электропитания ЭСавар формируется от генератора 8 турбинного агрегата 10 и предназначена для энергопитания только тех потребителей, работа которых необходима для совершения аварийной посадки самолета.On the shafts of the marching engines installed modern electric generators 1-4 high power. In the normal flight mode, power is supplied from generators 1-4 of
В рамках данной системы появляется возможность применения гидравлических насосных станций (НС) 35, 36 с электромоторами переменного тока и их расположения в непосредственной близости к потребителям - в хвосте самолете - при замене длинных трубопроводов с гидрожидкостью на электрические провода. При этом централизованная ГС самолета приобретает локальный (миниатюрный) характер и предназначена лишь для небольшой группы гидроприводов, используемых для наиболее ответственных рулевых поверхностей самолета - руля высоты и направления.Within the framework of this system, it becomes possible to use hydraulic pumping stations (NS) 35, 36 with AC electric motors and their location in close proximity to consumers - in the tail of the aircraft - when replacing long pipelines with hydraulic fluid with electric wires. At the same time, the centralized aircraft GS acquires a local (miniature) character and is intended only for a small group of hydraulic drives used for the most critical steering surfaces of the aircraft - elevators and directions.
Известен способ регулирования следящего ЭГРП (ДГРП), описанный в патенте №2271479 за 2006 г., класс F15B 9/03, автор Манукян Б.С. Данный способ позволяет расширить функциональные возможности ЭГРП (ДГРП) и, как результат, снизить энергопотребление системы с уменьшением массы и габаритов гидравлического оборудования. Работа системы с применением указанного метода может быть реализована как в схеме автономного гидропитания одного ЭГРП (ДГРП), так и в схеме централизованного гидропитания группы ЭГРП (ДГРП) при сохранении высокой точности регулирования скорости следящего ЭГРП (ДГРП).A known method of regulating servo EHF (HFG), described in patent No. 2271479 for 2006,
Используя указанный способ регулирования скорости для гидравлических приводов, схему локального гидрокомплекса самолета предлагается организовывать с изменяемым уровнем рабочего давления в зависимости от величины внешних нагрузок на органах управления. В случае безотказной работы ГС на режиме, не требующем номинальной (расчетной) мощности (например, в случае работы системы управления самолета на режиме крейсерского полета), имеется возможность разгрузить систему. Ввиду того, что такие режимы могут быть продолжительными, за счет разгрузки (временного понижения давления в гидросистеме) можно существенно повысить ресурс агрегатов данной системы или компенсировать последствия отказа сети источника гидропитания, путем включения форсированного режима для оставшейся работоспособной сети.Using the indicated speed control method for hydraulic drives, it is proposed to organize a scheme of the aircraft’s local hydrocomplex with a variable level of operating pressure depending on the magnitude of external loads on the controls. In the case of trouble-free operation of the main engine in a mode that does not require nominal (calculated) power (for example, in the case of the aircraft control system operating in cruise mode), it is possible to unload the system. Due to the fact that such modes can be long, due to unloading (temporary pressure reduction in the hydraulic system), it is possible to significantly increase the service life of the units of this system or compensate for the consequences of a failure of the power supply network by switching on the forced mode for the remaining working network.
На фиг. 2 изображен фрагмент записи изменения давления в классической ГС, как у большинства современных самолетов и в ГС с изменяемым уровнем рабочего давления (как предлагается авторами). Рассматривается аварийный режим полета при отказе одного из двигателей самолета перед взлетом, т.н. «продолженный взлет». В этом случае у самолета начинает отклоняться руль направления с целью парирования возникшего аэродинамического момента. При этом руль высоты также отклоняется для выполнения взлета, таким образом активно работают ЭГРП (ДГРП) хвостовой части самолета.In FIG. Figure 2 shows a fragment of the recording of pressure changes in a classic GS, as in most modern aircraft and in GS with a variable level of working pressure (as proposed by the authors). The emergency mode of flight is considered in case of failure of one of the aircraft engines before takeoff, the so-called "Continued take-off." In this case, the rudder begins to deviate from the plane in order to counter the arising aerodynamic moment. At the same time, the elevator is also deflected for take-off; thus, the EGF of the tail of the aircraft is actively working.
В традиционной системе рулевых приводов транспортного самолета используется дроссельное регулирование скорости привода, поэтому давление в ГС постоянное (фиг. 2, линия ГС1) и составляет ~210 атм. С использованием способа комбинированного регулирования скорости приводов давление в ГС можно адаптировать к внешним нагрузкам на органах управления (фиг. 2, линия ГС2). Например, когда нагрузки незначительные или полностью отсутствуют, давление в ГС снижено относительно номинального в несколько раз. При возрастании уровня нагрузок на органах управления и, как следствие, на штоках рулевых приводов, давление в ГС растет с целью обеспечить потребный расход для ЭГРП (ДГРП).In the traditional steering system of transport aircraft, throttle control of the drive speed is used; therefore, the pressure in the mains is constant (Fig. 2, line GS1) and amounts to ~ 210 atm. Using the method of combined control of the speed of the drives, the pressure in the hydraulic system can be adapted to external loads on the controls (Fig. 2, line GS2). For example, when the loads are insignificant or completely absent, the pressure in the horizontal well is several times lower than the nominal pressure. With an increase in the level of loads on the controls and, as a consequence, on the rods of the steering drives, the pressure in the hydraulic system rises in order to ensure the required flow rate for the hydraulic fracturing.
Таким образом, ГС самолета становится не только локальной, но и «интеллектуальной», способной адаптироваться к режимам полета самолета и условиям внешних нагрузок. В целом за счет использования адаптивных режимов работы можно получить систему меньшей массы (по сравнению с традиционной в случае увеличения уровня номинального давления гидропитания) и (или) с лучшими показателями надежности, ресурса, меньшими тепловыделениями.Thus, the aircraft GS becomes not only local, but also “intellectual”, capable of adapting to the flight regimes of the aircraft and the conditions of external loads. In general, through the use of adaptive operating modes, it is possible to obtain a system of lower mass (compared to the traditional one in the case of an increase in the nominal pressure of hydropower supply) and (or) with better indicators of reliability, resource, and less heat emission.
Используя специализированное программное обеспечение для расчета надежности систем «SamIam» при следующих значениях интенсивности отказов основных элементов:Using specialized software for calculating the reliability of SamIam systems at the following failure rates of the main elements:
[Оболенский Ю.Г. Введение в проектирование систем авиационных рулевых приводов. Учебное пособие / Ю.Г. Оболенский, С.А. Ермаков, Р.В. Сухоруков. М., 2011. - 343 с.] для среднего времени полета Т=5 час, имеем (см. приложение, рис. 3-5):[Obolensky Yu.G. An introduction to the design of aircraft steering systems. Textbook / Yu.G. Obolensky, S.A. Ermakov, R.V. Sukhorukov. M., 2011. - 343 p.] For the average flight time T = 5 hours, we have (see the appendix, Fig. 3-5):
вероятность потери управления по курсу, тангажу, крену:probability of loss of control on the course, pitch, roll:
Таким образом, предлагаемая система рулевых приводов является своевременным решением в части электрификации самолетного оборудования. Система полностью удовлетворяет требованиям надежности и безопасности полетов. Реализация указанной системы на борту самолета позволяет получить как экономические, так и технические преимущества.Thus, the proposed steering system is a timely solution in terms of electrification of aircraft equipment. The system fully meets the requirements of reliability and safety. The implementation of this system on board the aircraft allows you to get both economic and technical advantages.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016144963A RU2654654C2 (en) | 2016-11-16 | 2016-11-16 | System of steering gears of the transport aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016144963A RU2654654C2 (en) | 2016-11-16 | 2016-11-16 | System of steering gears of the transport aircraft |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016144963A3 RU2016144963A3 (en) | 2018-05-16 |
| RU2016144963A RU2016144963A (en) | 2018-05-16 |
| RU2654654C2 true RU2654654C2 (en) | 2018-05-21 |
Family
ID=62151993
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016144963A RU2654654C2 (en) | 2016-11-16 | 2016-11-16 | System of steering gears of the transport aircraft |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2654654C2 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021064379A3 (en) * | 2019-10-02 | 2021-07-01 | Electric Aviation Group Ltd | Systems, arrangements, structures and methods for aircraft |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2727592A1 (en) * | 2010-01-18 | 2011-07-18 | Airbus Operations (S.A.S.) | Flight control system for an aircraft |
| RU2598926C1 (en) * | 2015-05-22 | 2016-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Power supply system of steering drives of primary controls of passenger aircraft |
-
2016
- 2016-11-16 RU RU2016144963A patent/RU2654654C2/en active
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CA2727592A1 (en) * | 2010-01-18 | 2011-07-18 | Airbus Operations (S.A.S.) | Flight control system for an aircraft |
| RU2598926C1 (en) * | 2015-05-22 | 2016-10-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") | Power supply system of steering drives of primary controls of passenger aircraft |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Г.И. Житомирский. Конструкция самолетов. - М.: Машиностроение, 1991, с. 328-336. * |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2021064379A3 (en) * | 2019-10-02 | 2021-07-01 | Electric Aviation Group Ltd | Systems, arrangements, structures and methods for aircraft |
| WO2021064384A3 (en) * | 2019-10-02 | 2021-07-01 | Electric Aviation Group Ltd | Systems, arrangements, structures and methods for aircraft |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016144963A3 (en) | 2018-05-16 |
| RU2016144963A (en) | 2018-05-16 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US11465763B2 (en) | Hybrid-electric aircraft, and methods, apparatus and systems for facilitating same | |
| Kim et al. | A review of distributed electric propulsion concepts for air vehicle technology | |
| US8567715B2 (en) | Flight control system for an aircraft | |
| Van Den Bossche | The A380 flight control electrohydrostatic actuators, achievements and lessons learnt | |
| Jensen et al. | Flight test experience with an electromechanical actuator on the F-18 systems research aircraft | |
| US11718395B2 (en) | Electrically controlled vertical takeoff and landing aircraft system and method | |
| CN110521106B (en) | Electric drive and method for feeding an electric drive | |
| US20130181088A1 (en) | Aircraft versatile power system | |
| US11613369B2 (en) | Parallel hybrid electric propulsion motor and electric power module | |
| US11440639B2 (en) | Aircraft with distributed hydraulic system | |
| CN103569352B (en) | For producing the method for hydraulic power, the application of hybrid power control unit and drive system in aircraft | |
| US20200307811A1 (en) | Aviation hydraulic propulsion system utilizing secondary controlled drives | |
| Morioka et al. | Moving to an all-electric aircraft system | |
| Zhu et al. | Design considerations of fault-tolerant electromechanical actuator systems for more electric aircraft (MEA) | |
| CN112407299A (en) | Wing body integration layout aircraft | |
| RU2654654C2 (en) | System of steering gears of the transport aircraft | |
| Gaile et al. | Electro Hydraulic Actuation (EHA) systems for primary flight control, landing gear and other type of actuation | |
| EP3034395B1 (en) | Aircraft boundary layer removal with auxilliary power unit suction | |
| CN106741863A (en) | High lift system for an aircraft | |
| Faleiro et al. | Integrated equipment systems for a more electric aircraft-hydraulics and pneumatics | |
| RU2598926C1 (en) | Power supply system of steering drives of primary controls of passenger aircraft | |
| Bae | A review of electric actuation and flight control system for more/all electric aircraft | |
| Ogoltsov et al. | New developments of electrically powered electrohydraulic and electromechanical actuators for the more electric aircraft | |
| Cronin | The all electric airplane revisited | |
| Kuvshinov et al. | Safety & energy efficiency research on advanced more electrical flight control actuation systems for short/middle range passenger aircraft |