система управления летательным аппаратом

Формула изобретения

1. Система управления летательным аппаратом, содержащая гидравлические приводы рулевых поверхностей летательного аппарата, гидравлическую систему со сливными и напорными трубопроводами, а также напорную часть топливной системы, связанную с гидравлической системой через гидромеханический клапан, отличающаяся тем, что напорная часть топливной системы, в качестве которой используется подсистема активного топлива топливной системы летательного аппарата, связана с всасывающей магистралью гидравлической системы через отсечной клапан, золотник которого подпружинен с одной стороны, а с другой стороны соединен с напорным трубопроводом гидравлической системы и далее через золотниковый клапан, выполненный на одной оси с поршнем бака гидравлической системы, - с магистралью всасывания гидравлической системы.

2. Гидравлическая система по п.1, отличающаяся тем, что она снабжена обратным клапаном, установленным между сливным трубопроводом и магистралью всасывания гидравлической системы.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к пневмогидравлическим системам передачи для приведения в действие поверхностей управления летательных аппаратов, и может быть использовано для создания устройств, повышающих живучесть гидравлических систем летательного аппарата.

Известно устройство системы управления летательного аппарата, содержащее гидравлические приводы рулевых поверхностей летательного аппарата, гидравлическую систему со сливными и напорными трубопроводами, а также напорную часть топливной системы, связанную с гидравлической системой через гидромеханический клапан.

Недостатками известного устройства являются низкие живучесть и надежность летательного аппарата в целом, вызванные невозможностью одновременного функционирования в пределах расчетных режимов гидравлической системы и силовой установки летательного аппарата, а также несоответствие располагаемых расхода и давления топлива, обеспечиваемых топливной системой регулирования силовой установки, потребным расходу и давлению рабочей жидкости гидравлической системы, кроме того, наличие электрогидромеханических коммутирующих цепей также снижает надежность системы.

Технической задачей изобретения является повышение живучести и надежности системы управления летательного аппарата при возникновении негерметичных участков в гидравлической системе за счет подачи топлива в качестве рабочей жидкости к агрегатам - потребителям гидравлической системы, при том топливо должно подаваться с потребными для гидравлической системы параметрами расхода и давления при допустимом уровне потерь через негерметичные участки, а также должно обеспечиваться функционирование в пределах расчетных режимов топливной системы летательного аппарата, при этом в качестве коммутирующих элементов необходимо использовать гидромеханические клапаны.

Решение технической задачи изобретения достигается тем, что в устройстве системы управления летательного аппарата, содержащем гидравлические приводы рулевых поверхностей летательного аппарата, гидравлическую систему со сливными и напорными трубопроводами, а также напорную часть топливной системы, связанную с гидравлической системой через гидромеханический клапан, содержится напорная часть топливной системы, в качестве которой используется подсистема активного топлива топливной системы летательного аппарата, связанная с всасывающей магистралью гидравлической системы через отсечной клапан, золотник которого подпружинен с одной стороны, а с другой стороны соединен с напорным трубопроводом гидравлической системы и далее через золотниковый клапан, выполненный на одной оси с поршнем бака гидравлической системы, кроме того, между сливным трубопроводом и магистралью всасывания гидравлической системы установлен обратный клапан.

Сопоставительный анализ с прототипом показывает, что заявляемый способ отличается наличием новых элементов и связей, а именно:

подсистема активного топлива топливной системы летательного аппарата связана с всасывающей магистралью гидравлической системы через отсечной клапан, золотник которого подпружинен с одной стороны, а с другой стороны соединен с напорным трубопроводом гидравлической системы и далее через отсечной золотниковый клапан, выполненный на одной оси с поршнем бака гидравлической системы;

обратный клапан установлен между сливным трубопроводом и магистралью всасывания гидравлической системы,

что позволяет сделать вывод о наличии в данном техническом решении критерия патентоспособности “новизна”.

Сравнение заявляемого решения с другими техническими решениями показывает, что оно явным образом не следует из уровня техники, что соответствует критерию патентоспособности “существенные отличия”.

Схема устройства системы управления летательным аппаратом приведена на чертеже.

Описание устройства системы управления.

Устройство содержит гидравлическую систему 47, подсистему активного топлива 35, рулевые поверхности 40, 41, 42, 43 летательного аппарата. Гидравлическая система 47 содержит два автономных контура питания 1, 2, включающих в себя гидронасосы 15, 16, связанные напорными трубопроводами 33, 34 с гидроприводами 36, 37, 38, 39 рулевых пoвepхностей 40, 41, 42, 43; гидробаки 3, 4, снабженные заправочными штуцерами 7, 8 и cвязaнныe всасывающими трубопроводами 45, 46 с гидронасосами 15, 16, трубопроводами всасывания 13, 14 через обратные клапаны 29, 30 и далее через сливные трубопроводы 31, 32 с гидроприводами 36, 37, 38, 39 рулевых поверхностей 40, 41, 42, 43. Подсистема активного топлива топливной системы связана через отсечные клапаны 21, 22, и далее через золотниковые клапаны 9, 10 с соответствующими трубопроводами всасывания 13, 14 контуров питания 1, 2 гидравлической системы 47. Золотники 25, 26 отсечных клапанов 21, 22 с одной стороны подпружинены пружинами 23, 24, а с другой стороны поддавливаются рабочей жидкостью, находящейся в полостях 27, 28 отсечных клапанов, причем данные полости сообщены с напорными трубопроводами 33, 34 гидравлической системы 47. Золотники 11, 12 золотниковых клапанов 9, 10 выполнены на одной оси с поршнями 5, 6 гидробаков 3,4.

Работает устройство следующим образом.

При возникновении негерметичных участков в магистралях, питаемых контуром питания 1(2) гидравлической системы 47, происходит уменьшение объема рабочей жидкости в гидробаке 3(4), поршень 5(6) гидробака 3(4) начинает передвигаться, передвигая одновременно золотник 11(12) золотникового клапана 9(10), и при минимальном уровне рабочей жидкости в гидробаке сообщает трубопроводы 19(20) и 17(18). При недостатке рабочей жидкости в гидробаке 3(4), выкачиваемой гидронасосом 15(16), происходит падение рабочего давления в напорном трубопроводе 33(34). Падение рабочего давления в напорном трубопроводе до некоторой контролируемой величины вызывает перемещение золотника 25(26) отсечного клапана 21(22) под действием пружины 23(24), оттарированной на контролируемое давление; перемещаясь, золотник 25(26) сообщает трубопровод 19(20) подачи топлива с трубопроводом 44 подачи активного топлива. Таким образом, подсистема активного топлива 35 сообщается с трубопроводом всасывания 13(14). При увеличении объема рабочей жидкости в гидробаке 3(4), обусловленном подачей топлива, поршень гидробака 5(6) передвигается в обратную сторону, передвигая золотник 11(12) золотникового клапана и тем самым разобщая трубопроводы 17(18) и 19(20) подачи топлива; при повышении давления в напорной магистрали гидравлической системы, обусловленном подачей топлива, независимо от объема рабочей жидкости в гидробаке золотник 25(26) отсечного клапана 21(22) передвигается под действием давления рабочей жидкости в полости 27(28) отсечного клапана 21(22), разобщает трубопроводы подачи топлива 44 и 19(20). Обратный клапан 29(30) устраняет перетекание топлива при возникновении негерметичных участков в сливной магистрали гидравлической системы 47. При критических потерях рабочего объема через негерметичные участки гидравлической системы, когда давление в напорном трубопроводе будет меньше давления подаваемого топлива, золотник 25(26) отсечного клапана 21(22) будет передвигаться в сторону полости 27(28) и разобщит трубопроводы 44 и 19(20), при этом питание потребителей гидравлической системы должно осуществляться от контура питания 2(1).

Таким образом, повышается живучесть и надежность гидравлической системы летательного аппарата при допустимом уровне потерь рабочей жидкости через негерметичные участки.