RU2773301C1 - Installation of duplicated steering actuators on the hydraulic actuator - Google Patents
Installation of duplicated steering actuators on the hydraulic actuator Download PDFInfo
- Publication number
- RU2773301C1 RU2773301C1 RU2021131315A RU2021131315A RU2773301C1 RU 2773301 C1 RU2773301 C1 RU 2773301C1 RU 2021131315 A RU2021131315 A RU 2021131315A RU 2021131315 A RU2021131315 A RU 2021131315A RU 2773301 C1 RU2773301 C1 RU 2773301C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- steering actuators
- hydraulic booster
- control system
- control
- rods
- Prior art date
Links
- 238000009434 installation Methods 0.000 title description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract description 2
- 101710042050 A43R Proteins 0.000 description 9
- 101710023922 SEMA6A Proteins 0.000 description 9
- 102100017840 SEMA6A Human genes 0.000 description 9
- 210000004544 DC2 Anatomy 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000002530 ischemic preconditioning Effects 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к области комбинированных систем управления летательным аппаратом и может быть использовано в системах управления с гибкими тягами для установки дублированных исполнительных рулевых механизмов автоматической системы управления непосредственно на гидромеханических рулевых приводах.SUBSTANCE: invention relates to the field of combined aircraft control systems and can be used in control systems with flexible rods for installing duplicated steering actuators of an automatic control system directly on hydromechanical steering gears.
Известна гидромеханическая система управления несущим винтом, установленная на вертолете Ми-38, содержащая: три гидроусилителя, управляющие положением автомата перекоса, механическую проводку продольно-поперечного управления из жестких тяг и качалок, в которой установлены спаренные рулевые исполнительные механизмы системы улучшения устойчивости. Рулевые исполнительные механизмы ИРМД-1, установленные последовательно в проводке управления, перемещениями своих штоков по сигналам системы улучшения устойчивости корректируют перемещения проводки управления, заданные перемещением пилотом рычага управления (Вертолет Ми-38-2. Руководство по технической эксплуатации. 4.2. Продольно-поперечное управление - описание и работа. 065.41.00. с. 1, 03.02.2014 г.).Known hydromechanical control system of the main rotor, installed on the Mi-38 helicopter, containing: three hydraulic boosters that control the position of the swashplate, mechanical wiring of the longitudinal-transverse control of rigid rods and rocking chairs, in which twin steering actuators of the stability improvement system are installed. Steering actuators IRMD-1, installed in series in the control wiring, by moving their rods according to the signals of the stability improvement system, correct the displacements of the control wiring specified by moving the control lever by the pilot (Mi-38-2 helicopter. Technical operation manual. 4.2. Longitudinal-transverse control - description and work, 065.41.00, p. 1, 03.02.2014).
Недостатком данного технического решения является размещение рулевых исполнительных механизмов не на гидроусилителе, а на предшествующем звене цепи механической проводки управления, что при работе системы улучшения устойчивости увеличивает вероятность отдачи перемещений штоков рулевых исполнительных механизмов в рычаг управления вместо движения золотника гидроусилителя. Габариты спаренных рулевых исполнительных механизмов ИРМД-1 при последовательном размещении в механической проводке управления не позволяют разместить их максимально близко к золотнику гидроусилителя для исключения отдачи в рычаг управления.The disadvantage of this technical solution is the placement of the steering actuators not on the hydraulic booster, but on the previous link in the chain of mechanical control wiring, which, during the operation of the stability improvement system, increases the likelihood of the return of the movements of the steering actuator rods to the control lever instead of the movement of the hydraulic booster spool. The dimensions of the twin steering actuators IRMD-1, when placed in series in the mechanical control wiring, do not allow them to be placed as close as possible to the hydraulic booster spool to prevent kickback into the control lever.
Известна гидромеханическая система управления, содержащая гидроусилители, расположенные с трех сторон от автомата перекоса, рулевые исполнительные механизмы с тягами, механическую проводку управления, состоящая из тяг и качалок, при этом рулевые исполнительные механизмы установлены параллельно механической проводке управления, выполненной с применением гибких тяг, с возможностью управления положением опор оболочек гибких тяг (Патент RU 2636195 С2. Установка рулевого исполнительного механизма на гидравлический привод. - МПК: В64С 13/42, В64С 13/40). Данный аналог принят за прототип.Known hydromechanical control system containing hydraulic boosters located on three sides of the swashplate, steering actuators with rods, mechanical control wiring, consisting of rods and rockers, while the steering actuators are installed parallel to the mechanical control wiring, made using flexible rods, with the ability to control the position of the supports of the shells of flexible rods (Patent RU 2636195 C2. Installing the steering actuator on a hydraulic drive. - IPC: B64C 13/42, B64C 13/40). This analog is taken as a prototype.
При установке только одного недублированного рулевого исполнительного механизма на каждом гидроусилителе на автоматических режимах полета, когда пилот находится вне контура управления, невозможно обеспечить безопасность полета вертолета при отказе системы автоматического управления, включая отказ самого рулевого исполнительного механизма.When installing only one non-redundant steering actuator on each hydraulic booster in automatic flight modes, when the pilot is outside the control loop, it is impossible to ensure the safety of the helicopter flight in case of failure of the automatic control system, including the failure of the steering actuator itself.
При неподвижной проводке управления и неподвижном штоке рулевого исполнительного механизма, поворот гидроусилителя в кронштейне его шарнирного крепления, вызывает изменение положения его выходного звена, которое вносит погрешность в управление гидроусилителем (фиг. 3).With a fixed control wiring and a fixed rod of the steering actuator, the rotation of the hydraulic booster in the bracket of its hinged mount causes a change in the position of its output link, which introduces an error in the control of the hydraulic booster (Fig. 3).
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение возможности применения системы автоматического управления с режимами полета, когда пилот не находится в контуре управления, за счет установки дублированных рулевых исполнительных механизмов на гидроусилителе и исключение влияния изменения углового положения гидроусилителя на положение его выходного звена.The objective of the invention is to provide the possibility of using an automatic control system with flight modes when the pilot is not in the control loop, by installing duplicated steering actuators on the hydraulic booster and eliminating the effect of changing the angular position of the hydraulic booster on the position of its output link.
Поставленная задача решается благодаря тому, что в гидромеханической системе управления, содержащей гидроусилители, расположенные с трех сторон от автомата перекоса, рулевые исполнительные механизмы с тягами, механическую проводку управления, состоящую из тяг и качалок, при этом рулевые исполнительные механизмы установлены параллельно механической проводке управления, выполненной с применением гибких тяг, с возможностью управления положением опор оболочек гибких тяг, на каждом гидроусилителе установлены последовательно соединенные между собой неподвижно или соединенные между собой посредством поддерживающей качалки по два рулевых исполнительных механизма, один из которых подключен к основной системе автоматического управления, а второй - к резервной системе улучшения устойчивости, при этом ось поворота качалки, на которой расположена опора гибкой тяги управления, совпадает с осью поворота гидроусилителя в кронштейне его шарнирного крепления.The problem is solved due to the fact that in a hydromechanical control system containing hydraulic boosters located on three sides of the swashplate, steering actuators with rods, mechanical control wiring, consisting of rods and rocking chairs, while the steering actuators are installed parallel to the mechanical control wiring, made with the use of flexible rods, with the ability to control the position of the supports of the shells of the flexible rods, each hydraulic booster is equipped with two steering actuators connected in series to each other or connected to each other by means of a supporting rocker, one of which is connected to the main automatic control system, and the second - to the reserve system for improving stability, while the axis of rotation of the rocking chair, on which the support of the flexible control rod is located, coincides with the axis of rotation of the hydraulic booster in the bracket of its hinged mount.
На фиг. 1 показана схема установки дублированных рулевых исполнительных механизмов SEMA 8493, где обозначено:In FIG. 1 shows a diagram of the installation of redundant SEMA 8493 steering actuators, where it is indicated:
1. гидроусилитель РП-14;1. hydraulic booster RP-14;
2. гибкая тяга управления;2. flexible control rod;
3. качалка;3. rocking chair;
4. жесткая тяга;4. hard traction;
5. двуплечая качалка;5. two-shoulder rocking chair;
6. поддерживающая качалка;6. supporting rocker;
7. рулевой исполнительный механизм SEMA 8493;7. steering actuator SEMA 8493;
8. рулевой исполнительный механизм SEMA 8493;8. steering actuator SEMA 8493;
9. входное звено гидроусилителя;9. hydraulic booster input link;
10. выходное звено гидроусилителя;10. hydraulic booster output link;
11. кронштейн шарнирного крепления гидроусилителя.11. hydraulic booster swivel bracket.
Гидроусилитель 1 РП-14, выходное звено 10 которого управляет положением автомата перекоса вертолета (автомат перекоса условно не показан), шарнирно установлен в кронштейне его крепления 11.The
На кронштейне 11 шарнирно закреплена качалка 3 таким образом, что ось поворота качалки 3 совпадает с осью поворота гидроусилителя 1.Rocker 3 is hinged on
Гибкая тяга управления 2 одним концом присоединена к входному звену 9 гидроусилителя 1, а опора оболочки закреплена на качалке 3, которая соединена посредством жесткой тяги 4 с двуплечей качалкой 5, шарнирно закрепленной на корпусе гидроусилителя 1.The
На гидроусилителе 1 РП-14 параллельно механической проводке управления установлены два рулевых исполнительных механизма 7 и 8 SEMA 8493, соединенные последовательно друг с другом (возможны как жесткое неподвижное соединение (фиг. 2), так и через поддерживающую качалку 6 (фиг. 1)). Верхний наконечник рулевого исполнительного механизма 7 соединен с корпусом гидроусилителя 1, а нижний наконечник рулевого исполнительного механизма 8 соединен с двуплечей качалкой 5, при этом один из рулевых исполнительных механизмов подключен к основной системе автоматического управления, а другой - к резервной системе улучшения устойчивости.On the
Рулевой исполнительный механизм, установленный на гидравлический привод, работает следующим образом.The steering actuator mounted on a hydraulic drive operates as follows.
В автоматическом режиме управления, при получении сигнала от основной системы автоматического управления, рулевой исполнительный механизм 8 SEMA 8493 через двуплечую качалку 5, жесткую тягу 4 и качалку 3 с шарнирно установленной на ней опорой гибкой тяги управления 2, изменяя ее положение, перемещает входное звено 9 гидроусилителя 1, вызывая перемещение его выходного звена 10. Перемещения гибкой тяги управления 2, задаваемые рулевым исполнительным механизмом 8 SEMA 8493, происходят без изменения величины выхода ее штока.In the automatic control mode, upon receiving a signal from the main automatic control system, the
При отказе основной системы автоматического управления, резервная система улучшения устойчивости подает сигналы на рулевой исполнительный механизм 7 SEMA 8493, который через поддерживающую качалку 6, пассивно перемещаемый рулевой исполнительный механизм 8 SEMA 8493, двуплечую качалку 5, жесткую тягу 4, изменяет положение качалки 3 с шарнирно установленной на ней опорой гибкой тяги управления 2. Гибкая тяга управления 2 изменяет свое положение без изменения величины выхода ее штока, перемещает входное звено 9 гидроусилителя 1 РП-14, вызывая перемещение его выходного звена 10.In the event of a failure of the main automatic control system, the backup system for improving stability sends signals to the
В режиме ручного управления (основная система автоматического управления и резервная система улучшения устойчивости полностью выключены, рулевые исполнительные механизмы не работают) происходит перемещение штока гибкой тяги управления 2 с входным звеном 9 гидроусилителя 1 РП-14, при неподвижном положении качалки 3.In the manual control mode (the main automatic control system and the backup system for improving stability are completely turned off, the steering actuators do not work), the rod of the
При любых положениях штоков рулевых исполнительных механизмов, поворот гидроусилителя относительно оси его шарнирного крепления приводит к повороту установленных на гидроусилителе рулевых исполнительных механизмов SEMA 8493 7 и 8, поддерживающей качалки 6 и двуплечей качалки 5 с жесткой тягой 4 относительно той же самой оси на тот же угол поворота. Благодаря тому, что ось поворота качалки 3 совпадает с осью поворота гидроусилителя РП-14, жесткая тяга 4 поворачивает качалку 3 на тот же самый угол, на который поворачивается гидроусилитель 1. Положение опоры гибкой тяги управления 2 относительно самого гидроусилителя остается неизменным и, при неизменном положении штока гибкой тяги управления относительно ее оболочки, входное звено гидроусилителя 9 не изменяет своего положения относительно корпуса, а выходное звено гидроусилителя 10 остается неподвижным относительно корпуса. В результате, не происходит изменения положения выходного звена гидроусилителя при его повороте в кронштейне крепления 11.At any position of the rods of the steering actuators, the rotation of the hydraulic booster relative to the axis of its hinged mount leads to the rotation of the SEMA 8493 7 and 8 steering actuators installed on the hydraulic booster, the supporting
Данное изобретение позволяет:This invention allows:
- на каждом гидроусилителе установить по два рулевых исполнительных механизма, один из которых подключен к основной системе автоматического управления, а второй - к резервной системе улучшения устойчивости;- install two steering actuators on each hydraulic booster, one of which is connected to the main automatic control system, and the second - to the backup stability improvement system;
- обеспечить применение системы автоматического управления с режимами полета, в которых пилот не находится в контуре управления, благодаря возможности введения в работу резервных рулевых исполнительных механизмов, подключенных к резервной системе улучшения устойчивости;- to ensure the use of the automatic control system with flight modes in which the pilot is not in the control loop, due to the possibility of putting into operation backup steering actuators connected to the backup system for improving stability;
- сохранить возможность управления гидроусилителем посредством изменения положение опоры оболочки гибкой тяги управления любым из двух рулевых исполнительных механизмов;- retain the ability to control the hydraulic booster by changing the position of the support of the shell of the flexible rod for controlling any of the two steering actuators;
- обеспечить независимость положения выходного звена гидроусилителя от поворота гидроусилителя в кронштейне его шарнирного крепления.- ensure independence of the position of the output link of the hydraulic booster from the rotation of the hydraulic booster in the bracket of its hinged fastening.
Claims (1)
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2773301C1 true RU2773301C1 (en) | 2022-06-01 |
Family
ID=
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU225029U1 (en) * | 2023-12-04 | 2024-04-12 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | BRACKET FOR MOUNTING COMBINED HYDRAULIC STEERING ACTUATORS OF THE HELICOPTER CONTROL SYSTEM |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1191781A (en) * | 1967-05-02 | 1970-05-13 | United Aircraft Corp | Rotor Load Proportioner for a Helicopter |
US8888036B2 (en) * | 2011-07-06 | 2014-11-18 | Airbus Helicopters | Primary flight controls |
RU2636195C2 (en) * | 2016-05-04 | 2017-11-21 | Публичное акционерное общество "Казанский вертолётный завод" (ПАО "Казанский вертолётный завод") | Installation of steering executive mechanism for hydraulic drive |
RU2714958C1 (en) * | 2019-06-28 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Helicopter control system |
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB1191781A (en) * | 1967-05-02 | 1970-05-13 | United Aircraft Corp | Rotor Load Proportioner for a Helicopter |
US8888036B2 (en) * | 2011-07-06 | 2014-11-18 | Airbus Helicopters | Primary flight controls |
RU2636195C2 (en) * | 2016-05-04 | 2017-11-21 | Публичное акционерное общество "Казанский вертолётный завод" (ПАО "Казанский вертолётный завод") | Installation of steering executive mechanism for hydraulic drive |
RU2714958C1 (en) * | 2019-06-28 | 2020-02-21 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | Helicopter control system |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU225029U1 (en) * | 2023-12-04 | 2024-04-12 | Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦВ Миль и Камов") | BRACKET FOR MOUNTING COMBINED HYDRAULIC STEERING ACTUATORS OF THE HELICOPTER CONTROL SYSTEM |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8818575B2 (en) | Multi-axis, multi-path fly-by-wire flight control system | |
RU2417923C2 (en) | Trimming mechanism drive system for hydraulic drive of controlled horizontal tail | |
RU2773301C1 (en) | Installation of duplicated steering actuators on the hydraulic actuator | |
KR20110015036A (en) | Aircraft landing gear actuator | |
EP1310848A1 (en) | Aircraft flight surface control system | |
GB2196588A (en) | Rudder control arrangement for aircraft | |
US3949958A (en) | Pitch control system | |
US3679156A (en) | Fly-by-wire | |
CA2183614A1 (en) | Active hand controller redundancy and architecture | |
EP2259967A1 (en) | Pedal operated apparatus for controlling an aircraft nose wheel steering system | |
US4793576A (en) | Operating the control surfaces in aircraft | |
ES2684388T3 (en) | Airplane Hybrid Flight Control System | |
JP3012644B1 (en) | Servo actuator device and aircraft operation control device | |
JPH0358958B2 (en) | ||
US4529155A (en) | Redundant tail rotor control system | |
US20200269969A1 (en) | Power-assisted crank device, and an aircraft | |
US2664958A (en) | Throttle control and pitch synchronizing device | |
US1574567A (en) | Device for steering aircraft | |
BR102020027035A2 (en) | Control and Stability Enhancement System Module, Actuator System for a Helicopter, and Helicopter | |
US3095931A (en) | Blade pitch control mechanism for a helicopter | |
US2959230A (en) | Mechanical directional and trim control for helicopters | |
RU2714958C1 (en) | Helicopter control system | |
JP2003262500A (en) | Direction and attitude control device for flying object | |
US11939048B2 (en) | Electromechanical servocontrol, swashplate system having at least four electromechanical servocontrols, and rotorcraft | |
CN112793764B (en) | Linkage mechanism for airplane pedal |