Главная страница  |  Описание сайта  |  Контакты
УПРАВЛЯЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ГИДРОДИСТАНЦИОННОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА
УПРАВЛЯЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ГИДРОДИСТАНЦИОННОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

УПРАВЛЯЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ГИДРОДИСТАНЦИОННОЙ СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

Патент Российской Федерации
Суть изобретения: Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкции гидродистанционных систем управления (ГДСУ) и может быть использовано для управления самолетом в резервном режиме. Сущность изобретения заключается в следующем: управляющее устройство гидродистанционной системы управления самолета содержит основной командный вход 2, который связан с рычагом 3 управления летчика, дополнительный командный вход 4, который связан с автоматическим устройством 5 управления, и преобразователь 8 с золотником управления, который связан с напорной 9, сливной 10 и командными 11 и 12 гидролиниями. Торцевые полости золотника выполнены проточными. Новым в изобретении является то, что дополнительный командный вход 4 жестко связан с золотником управления преобразователя 8, взаимодействующим через пружину 6 с рычагом управления летчика, при этом геометрические размеры торцевых буртиков золотника выбраны из условия равенства осевой силы на золотнике при перепаде давлений в торцевых полостях усилию от автоматического устройства 5. 2 ил.
Поиск по сайту

1. С помощью поисковых систем

   С помощью Google:    

2. Экспресс-поиск по номеру патента


введите номер патента (7 цифр)

3. По номеру патента и году публикации

2000000 ... 2099999   (1994-1997 гг.)

2100000 ... 2199999   (1997-2003 гг.)
Номер патента: 2063366
Класс(ы) патента: B64C13/36
Номер заявки: 5055866/11
Дата подачи заявки: 22.07.1992
Дата публикации: 10.07.1996
Заявитель(и): Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова (UA)
Автор(ы): Абрамов Евгений Ильич[UA]; Литовченко Олег Владимирович[UA]; Крыгин Юрий Максимович[UA]
Патентообладатель(и): Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова (UA)
Описание изобретения: Изобретение относится к области авиационной техники, в частности к конструкции гидродистанционных систем управлений (ГДСУ), и может быть использовано для управления самолетом в резервном режиме.
ГДСУ, разрабатываемые для современных самолетов, предусматривают гидравлическую передачу сигналов управления в виде перепада давлений в командных гидролиниях от рычагов управлений летчиков (ручка управления и педали) к силовым приводам поверхности управления. Нечувствительные к потерям электропитания и к любым формам электромагнитного излучения ГДСУ служит средством разнородного резервирования электродистанционных систем управления. Для расширения функциональных возможностей путем обеспечения управления от автоматических устройств в управляющих устройствах ГДСУ выполняется дополнительный командный вход.
Известен комбинированный привод (см. кн. В. И. Ганиодский и др. "Привод рулевых поверхностей самолетов". М. "Машиностроение". 1974 г. с. 170, рис. 4.16), управляющее устройство которого содержит основной командный вход, связанный с рычагом управления, дополнительный командный вход, связанный с автоматическим устройством управления, и преобразователь с золотникам управления, сообщенным с напорной, сливной и командными гидролиниями, и торцевые полости которого выполнены проточными. Для включения управления по сигналам от дополнительного командного входа предусмотрен электрогидравлический кран.
Недостатком устройства-прототипа является сложность конструкции, вызванная применением электрогидравлического крана переключения режимов, и связанное с этим уменьшение надежности.
Задача изобретения упрощение конструкции и повышение надежности.
Поставленная задача в управляющем устройстве гидродистанционной системы управления самолета, содержащем основной командный вход, связанный с рычагом управления, дополнительный командный вход, связанный с автоматическим устройством управления, и преобразователь с золотником управления, сообщенным с напорной, сливной и командными гидролиниями, и торцевые полости которого выполнены приточными, достигается тем, что в нем дополнительный командный вход жестко связан с золотником управления, взаимодействующим через пружину с рычагом управления, при этом геометрические размеры торцевых буртиков золотника управления выбраны из условия равенства осевой силы на золотнике при перепаде давлений в торцевых полостях усилию от автоматического устройства.
Новые отличительные признаки заявленного устройства позволяют значительно сократить количество входящих элементов и связей между ними, что приводит к упрощению конструкции и повышению надежности. Кроме того, предложенная конструкция открывает возможности для дальнейшей автоматизации управляющих устройств ГДСУ.
На фиг. 1 показана кинематическая схема устройства; на фиг. 2 - гидравлическая схема преобразователя.
Управляющее устройство 1 содержит основной командный вход 2, связанный с рычагом 3 управления летчика (рукояткой управлений или педалями) и дополнительный командный вход 4, связанный с выходом автоматического устройства 5. Вход 2 через пружину 6, а вход 4- жестко, соединены с входным звеном 7 преобразователя 8, связанного с напорной 9, сливной 10 и командными 11 и 12 гидролиниями и служащего для преобразования управляющих воздействий от входов 2 и 4 в выходной гидравлический сигнал в виде перепада давлений в командных гидролиниях 11 и 12.
Преобразователь 8 содержит золотник 13 управлений, связанный с входным звеном 7. Торцевые полости 14 и 15 золотника 13 связаны с командными гидролиниями 11 и 12, а каналами 16 и 17 с напорной гидролинией 9. В каналах 16 и 17 могут быть установлены фильтр 18 и дроссели 19 и 20. Сливная полость 21 преобразователя 8 связана 90 сливной гидролинией 1О. Торцевые буртики золотника 13 обеспечивают проток рабочей жидкости из полостей 14 и 15 в сливную полость 21 и выполнены конусными, при этом геометрические размеры (средний диаметр и угол конусности) буртиков выбраны из условий равенства осевой силы на золотнике 13 при перепаде давлений в торцевых полостях 14 и 15 усилию от автоматического устройства 5.
Пружина 6 обеспечивает смещение золотника 13 пропорционально рабочему ходу рычага 3.
Устройство работает следующим образам.
При наличии давления в напорной гидролинии 9 и нейтральном положении рычага 3 рабочая жидкость по каналам 16 и 17 через дроссели 1Э и 20 поступает в торцевые полости 14 и 15 золотника 13 и далее в полость 21 и в гидролинии 10, 11 и 12. В результате золотник 13 занимает среднее, нейтральное положение, при котором в полостях 14 и 15 устанавливается равное давление и осевая сила на золотнике 13 отсутствует. Пружина 6 при этом не обжата.
При перемещении рычага 3 также перемещается основной командный вход 2 и через пружину 6 воздействует на входное звено 7 распределителя 8, смещая золотник 13 в ту или иную сторону. При этом изменяются размеры щелей, связывающих торцевые полости 14 и 15 с полостью 21, а также утечки через эти щели, что приводит к увеличению давления в полости, где утечки уменьшились, и к уменьшению где увеличились. В результате на золотнике 13 появляется осевая сила, противодействующая перемещению входного звена 7 и обжимающая пружину 6. При равенстве осевой силы и усилия от пружины 6 золотник 13 останавливается в промежуточном положении, при котором в полостях 14 и 16 и в командных гидролиниях 11 и 12 устанавливается перепад давлений, являющийся управляющим для исполнительного механизма ГДСУ, связанного с аэродинамической поверхностью самолета.
При изменении параметра движения самолета, например угловой скорости относительно одной из осей, срабатывает автоматическое устройство 5 и усилие, пропорциональное по величине и соответствующее по направлению изменению угловой скорости, воздействует на входное звено 7 преобразователя 8. Так как ход звена 4 значительно меньше хода звена 2, то пружина 6 не оказывает сопротивления перемещению эвена 7 и связанного с ним золотника 13, при смещении которого, как было описано выше, возникает управляющий перепад давлений в гидролиниях 11 и 12. Так как пружина 6 практически не обжимается, то и на рычаге 3 управлений не возникает усилий. Таким образом при работе автоматического устройства 5 происходит уравновешивание усилия, возникающего на его выходном звене при изменении параметра движения самолета, осевой силой на золотнике 13 при его смещении. Управляющий перепад давлений в гидролиниях 11 и 12 передается на исполнительный механизм ГДСУ, который без участия летчика парирует возникшее изменение параметра движения самолета.
При совместной работе от рычага 3 и автоматического устройства 5 на входном эвене 7 происходит сложение их усилий и уравновешивание их эквивалентной осевой силой на золотнике 13.
Формула изобретения: Управляющее устройство гидродистанционной системы управления самолета, содержащее основной командный вход, связанный с рычагом управления, дополнительный командный вход, связанный с автоматическим устройством управления, и преобразователь с золотником управления, сообщенным с напорной, сливной и командными гидролиниями, торцовые полости которого выполнены проточными, отличающееся тем, что в нем дополнительный командный вход жестко связан с золотником управления, взаимодействующим через пружину с рычагом управления, при этом геометрические размеры торцовых буртиков золотника управления выбраны из условия равенства осевой силы на золотнике при перепаде давлений в торцовых полостях усилию от автоматического устройства.