СИСТЕМЫ ВСПОМОГАТЕЛЬНОГО УПРАВЛЕНИЯ самолета

Гидравлическая система

Мышечной силы и мощности экипажа недостаточно, чтобы про­изводить выпуск и уборку шасси, поворот передней стойки шасси, управлять механизацией крыла и т. п. Для этих целей на самолете используют системы с привлечением внешних источников энергии. Эти системы представляют собой сочетание источников энергии, исполнительных механизмов, элементов управления, при помощи которых задается характер движения исполнительных механизмов и проводки управления. В настоящее время на JIA наибольшее распространение получили системы, использующие: электрическую энергию (электродвигательный привод, электромагнитный привод); энергию жидкости, подаваемой под давлением (гидравлический привод); энергию сжатого воздуха (пневматический привод). Кро­ме того, могут быть использованы энергия взрыва (пиротехниче­ский привод), энергия встречного потока воздуха, энергия натяже­ния пружин и пр.

Выбор источника энергии и структуры системы определяется конкретными требованиями к ней. В ряде случаев оправдано при­менение смешанных систем, в которых используются одновременно различные виды энергии (например, электрогидравлический при­вод). Гидравлический привод применяют в тех устройствах, где требуется развить большую силу или мощность, а электрический — в командных устройствах. Электрическое управление агрегатами гидравлических систем уменьшает их массу, упрощает монтаж, уменьшает количество трубопроводов, проходящих через гермети­ческую кабину.

Любая энергетическая система при достаточном запасе мощно­сти должна сохранять работоспособность независимо от условий полета (высоты, температуры, давления, перегрузки и т. п.), обла­дать достаточным быстродействием при передаче силового импуль­са, иметь малую массу, быть компактной по объему, простой в производстве и эксплуатации, иметь достаточно высокий к. п. д.

Гидравлические системы — набор механизмов и устройств, сое­диненных трубопроводами, предназначенный для передачи энергии на расстояние с помощью жидкости. Принцип действия гидравли­ческих передач основан на текучести и практической несжимаемос­ти жидкости, которая, будучи заключенной в жесткий трубопровод, способна передавать усилия как жесткий стержень. Скорость пере­дачи усилия практически равна скорости распространения звука в данной жидкости (1000—1200 м/с). Используемые в гидравличе­ских передачах жидкости должны удовлетворять следующим ос­новным требованиям:

· малое изменение вязкости в диапазоне температур —60° — + 120° С для дозвуковых самолетов, и 500° С для сверхзвуковых самолетов;

· хорошие смазывающие способности по отношению к материа­лам трущихся пар и уплотнений;

· нейтральность к применяемым материалам, покрытиям, уплот­нениям;

· высокая устойчивость к механической и химической деструкции и окислению в условиях применяемых температур;

· малая растворимость воздуха и воды;

· отсутствие нестабильных составных частей, выделяющихся в ви­де отложений на деталях;

· высокий коэффициент теплопроводности, теплоемкости и малый коэффициент термического расширения;

· малая стоимость.

В гидравлических системах JTA применяют жидкости АМГ-10 (на нефтяной основе),

7-50с-3 и НГЖ-4 (на синтетической основе).

Замечательным свойством гидравлических передач является возможность в большом диапазоне плавно и бесступенчато регули­ровать силу, скорость и мощность.

Усилие, создаваемое гидроприводом, определяется как произве­дение давления жидкости р на площадь поршня S: F= pS. Изме­няя давление и площадь, можно получать сколь угодно большие и малые усилия.

Скорость гидропривода зависит от подачи жидкости насосом в исполнительные механизмы: чем подача больше, тем больше ско­рость. Мощность гидропривода зависит от давления р и подачи Q: N = pQ.

Источником давления и расхода в гидравлической системе яв­ляются насосы, привод которых осуществляется авиадвигателем или электродвигателем. Рабочее давление в гидравлических систе­мах самолетов равно 15—21 МПа( 210 кг/см² ) и имеет тенденцию к увеличению. Сравнивая с механическими передачами гидропередачи, следует заметить, что вместо сложных кинематических цепей, образованных валами, тягами, качалками, ремнями, цепями и т. п., они используют трубопроводы, практически не оказывающие воздействия на опоры. Трубопроводы занимают мало места, а их расположение относи­тельно приводимых в действие механизмов (гидромоторов и сило­вых цилиндров) может быть произвольным.

Основными элементами гидросистемы является бак, силовой цилиндр, распределитель жидкости, предохранительный клапан, насос и трубопроводы. Гидрожидкость забирается из бака насосом и через распределитель подаётся в в ту или иную полости силового цилиндра. Воздействуя на поршень в силовом цилиндре, жидкость перемещает его влево, совершая работу, например уборку шасси самолета. Из противоположной полости цилиндра гидрожидкость через распределительный кран вытесняется, попадая в гидробак.

Гидравлическая система предназначена для обеспечения управления самолётом на всех этапах полёта, уборки-выпуска шасси, торможения самолёта. Для повышения надёжности полёта самолёта гидравлическая система выполнена в виде 3-х независимых систем со своим наддувом и дренажом гидравлических баков( например для самолета ТУ-154).

Каждая гидравлическая система имеет свои источники давления:

ГС №1 - Два гидравлических насоса НП-89, которые установлены на 1 и 2 двигателях.

ГС №2 - Один гидравлический насос НП-89 на 2 двигателе и одну НС-46 в отсеке гидравлической системы.

ГС №-3 - Один гидравлический НП-89 на 3 двигателе и одну НС-46 в отсеке гидравлических систем.

Каждая из гидравлических систем имеет свой гидравлический аккумулятор. Управление и контроль за гидравлическими системами осуществляется с пульта бортинженера. Каждая из 3-х гидравлических систем обслуживает свои потребители. Все три гидравлические системы выполнены однотипно и условно подразделяются на три части:

-Система наддува гидравлических баков.

-Гидравлическую систему до потребителей.

-Потребители гидравлической энергии.

ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ

Образование во время полета на поверхности различных час тей самолета ледяных наростов представляет большую опасность, Обледенение уменьшает подъемную силу самолета и увеличивас его лобовое сопротивление, мешает работе органов управлени? ухудшает пилотам видимость, увеличивает вибрацию и нагрузи отдельных элементов планера. Вызывая увеличение потребной дл> полета мощности, обледенение приводит, одновременно, к снижению располагаемой мощности вследствие уменьшения живого сече­ния воздухозаборников двигателей и значительных потерь скорост­ного напора воздуха, поступающего в двигатель.

Обледенение воздушного винта вызывает резкое уменьшение к. п. д. Кроме того, нарушается весовая и аэродинамическая ба­лансировка винта, приводящая к тряске двигателей. Тряска вызы вает дополнительные динамические напряжения в конструкции самолета, а также неприятные физиологические воздействия на экипаж и пассажиров. Отрывающиеся от лопастей куски льда мо­гут повредить обшивку фюзеляжа и крыла. Поэтому эффективная защита самолета от обледенения — одна из важных задач, и в на­стоящее время противообледенительные устройства на самолете обязательны.

Существуют два основных метода борьбы с обледенением — пассивный и активный. Пассивный предусматривает вывод само­лета из зоны обледенения. Вполне очевидно, что пассивный метод не удовлетворяет требованиям безопасности и регулярности поле­тов. Активные методы борьбы с обледенением по характеру воз­действия можно разделить на механические, химические и терми­ческие.

Механические методы защиты основаны главным образом на применении надувающихся резиновых протекторов, которые мон­тируются на передней кромке крыла и оперения. Внутри протекто­ры имеют продольные камеры, куда попеременно поступает сжа­тый воздух. Противообледенительное устройство включается и действие после образования льда на передней кромке. Вначале надувается центральный протектор и ломается лед, затем надува­ются два остальных, и надломленный лед отрывается и сносится воздушным потоком.

Химический метод основан на применении различных веществ в виде жидкости или пасты, способных в разных пропорциях с во­дой образовывать смесь, которая замерзает лишь при температуре значительно ниже 0°С. Защищаемая часть самолета покрывается каким-либо пористым материалом, например специально обрабо­танной кожей, металлокерамическим листом или прутком. Через поры этих элементов подается жидкость, которая растворяет лед. В некоторых случаях защищаемая поверхность обливается антиобледенительной жидкостью. В результате сцепление между льдом иповерхностью профиля уменьшается, и отложившийся лед сдува­ется воздушным потоком. Этот метод применяется как для устране­ния, так и предупреждения обледенения. Жидкостью, применяемой в таких противообледенительных устройствах, может быть спирт, спиртоглицериновые смеси и др. Химические методы широко исполь­зуют в борьбе с обледенением стекол фонаря кабины пилотов и воздушных винтов.

Термические системы могут применяться как для предупрежде­ния, так и устранения обледенения. Работа термических противооб­леденительных устройств основана на нагреве защищаемой поверх­ности самолета до температуры, исключающей возможность ее об­леденения.

В зависимости от способа защиты поверхностей самолета раз­личают электротермические и воздушно-тепловые противообледенительные системы. В первых в качестве источника тепла используют электричество, во вторых — теплый воздух, воздух, смешанный с от­работавшими газами, или одни отработавшие газы. Электротерми­ческий способ защиты от обледенения позволяет подавать тепло к защищаемой поверхности с перерывами.

При этом методе допуска­ется образование небольшого количества льда на поверхности, пос­ле чего к ней подается тепло, лед подтаивает и сдувается воздуш­ным потоком. После удаления льда обогрев прекращается, темпе­ратура поверхности понижается, и лед образуется вновь. Этот процесс повторяется через определенный промежуток времени. При цикличном обогреве расход энергии на обогрев в несколько раз меньше, чем при непрерывном.

Защищаемые от обледенения поверхности обычно разбивают на отдельные секции, которые расположены симметрично на левой и правой частях крыла и оперения. Последовательное и симметричное подключение нагревательных элементов секций дает значительную экономию потребляемой противообледенительными устройствами электрической энергии, так как вместо одновременного обогрева всех секций обогревается в каждый данный момент времени лишь часть. На крыле и оперении, кроме периодически включаемых сек­ций, могут быть непрерывно обогреваемые в условиях обледенения участки, такие как места стыка секций и передние кромки, с кото­рых лед не может быть сброшен аэродинамическими силами.

Противообледенительный носок крыла и оперения представляет собой многослойную конструкцию, состоящую из внешней и внутрен­ней обшивки, между которыми размещены два стеклотканевых слоя электроизоляции и нагревательный элемент. Каждый нагре­вательный элемент состоит из двух латунных контактных шин (плюсовой и минусовой), к которым подпаяна сетка из константа-

Дата добавления: 2014-10-10; просмотров: 508; Нарушение авторских прав

Мы поможем в написании ваших работ!