ником 1, несет на себе поршень 8 цилиндра 9 демпфера, который связан в свою очередь с рычагом 5 обратной связи, но имеет возможность осе­ вого перемещения, от которого удерживается пружиной 4.

Перемещение входа (вспомогательного золотника 6) вызывает пере­ мещение поршня цилиндра 2, а вместе с ним и поршня 8. Однако для перемещения этого поршня необходимо вытеснить через дроссель 3 жид­ кость из соответствующей полости цилиндра 9.

При резком перемещении поршня 8, например, вправо, цилиндр 9 в первое мгновение будет перемещаться вместе с этим поршнем, сжимая при этом пружину 4 и тем самым изменяя с помощью рычага 5 откры­ тие окон золотника 6, благодаря чему происходит корректирование по­ ложения (открытия) распределительного золотника 1 в соответствии с входным сигналом.

По прекращении изменения рассогласования пружина 4, вытеснив жидкость из правой полости цилиндра 9, возвратит его в исходное по­ ложение. В результате вспомогательный золотник 6, а следовательно, и основной распределительный золотник 1 займут заданные положения.

При правильном подборе характеристик пружины и демпфера по­ следний при нарушении синхронности движений входа и выхода будет соответствующим образом воздействовать на вспомогательный золот­ ник 6, способствуя стабилизации системы.

На рис. 284, б приведена подобная же схема двухкаскадного уси­ лителя с золотником и соплом — заслонкой. Данная схема отличается от рассмотренной лишь тем, что первый каскад усиления выполнен в ней в виде сопла — заслонки а.

АВАРИЙНЫЕ УСТРОЙСТВА

Выход из строя гидроагрегатов не должен нарушать безопасности полета летательного аппарата, поэтому функции гидравлических компо­ нентов системы дублируются специальными аварийными устройствами. Это в первую очередь относится к гидроусилительной системе управле­ ния самолетом в воздухе, выход из строя которой неизбежно ведет при отсутствии дублирующей или аварийной системы к катастрофе самолета.

Следует заметить, что гидроусилительное управление рулями само­

Однако в большинстве случаев и, в частности, в самолетах гражданской авиации применяются аварийные средства управления самолетом в воздухе.

Там, где это представляется возможным, предусматривается ручное аварийное управление, а где оно неосуществимо — дублируемое силовое управление. Очевидно, если силовое дублирование применимо для всех типов самолетов, то ручное аварийное управление ограничивается раз­ мером и полетной скоростью самолета. Аварийное ручное управление самолетом в воздухе (с ручным дублированием) является относительно надежным, однако оно может применяться лишь при обеспечении руч­ ным приводом требуемых шарнирных моментов рулей.

Переход на ручное управление обычно осуществляется автомати­ чески одновременно с кольцеванием (шунтированием) полостей цилинд­ ра гидроусилителя. В некоторых схемах вместо кольцевания цилиндра применяется механическое отключение силового штока от рычагов руле­ вой плоскости, осуществляемое вручную летчиком или автоматически. В схеме, представленной на рис. 285, это кольцевание осуществляется с помощью клапана 1, срабатывающего при понижении давления в гид­ росистеме ниже установленной величины. Одновременно с этим кольце­ ванием автоматически устраняется свобода перемещения плунжера в зо­

352

лотнике, так как это перемещение при ручном управлении самолетом (при выключенной гидравлике) равноценно люфту, который может способствовать автоколебаниям управляемых плоскостей. Для этого плунжер 4 устанавливается в среднем или в одном из крайних положе­ ний с помощью механических фиксаторов, благодаря чему ручка управ­ ления при выходе гидравлики из строя жестко соединяется со штоком силового цилиндра. Перемещение плунжера 4 золотника осуществляется профилированным кулачком 3, который в одном положении обеспечи­ вает свободу перемещения золотника, а в другом положении фиксирует

Рис. 285. Схема гидроусилителя с демпфером для гашения колебаний

его неподвижно. В последнее положение кулачок 3 устанавливается пружиной 2 в том случае, когда давление в цилиндре 5, противодейству­ ющее этой пружине, по какой-либо причине понизится. Если гидравличе­ ская система находится в исправном состоянии, жидкость в цилиндре 5 преодолевает усилие пружины 2 и удерживает кулачок 3 в положении, обеспечивающем свободу хода золотника.

Для устранения люфта при переходе на ручное аварийное управ­ ление применяют также шариковые замки. При падении давления ниже установленной величины плунжер замка распирает под действием пру­ жины шарики замка, фиксируя их, а тем самым и плунжер распредели­ теля в канавке гильзы (см. стр. 212).

В схемах с ручным дублированием должно быть предусмотрено ограничение ударного действия нагрузки шарнирного момента на ручку управления в момент перехода на ручное управление самолетом. По­ добное ударное действие нагрузки может произойти, если цилиндр будет нагружен в момент переключения большим шарнирным моментом, превышающим физические возможности летчика. В схеме, представленной на рис. 285, для этой цели в линии питания гидроусилителя установлен обратный клапан 6, который запирает рабочую полость цилиндра гидро­ усилителя, благодаря чему ударная нагрузка на ручку управления от шарнирного момента при переходе на ручное управление будет воспри­ нята блокированной (запертой) в цилиндре жидкостью.

Дублирующее силовое управление

В крупных самолетах обычно применяют не одну, а несколько неза­ висимых одна от другой дублирующих силовых систем управления. При тройной системе управления обычно предусматривается неограничен­ ность полета при отказе одной из трех систем, а также безопасная по­ садка при отказе двух систем.

Гидросистемы управления некоторых тяжелых пассажирских само­ летов имеют четыре отдельных системы: две основные рабочие и две резервные, включаемые в аварийных случаях. Первые две системы питаюся от насосов, установленных на различных авиационных двига­ телях, а вторые две — от насосов с электроприводами. Электроаккумуляторные батареи аварийных систем рассчитаны на обеспечение работы насоса в течение 30—40 мин.

В дублирующей системе управления самолета следует избегать какого бы то ни было взаимодействия дублируемого и дублирующего агрегатов и участия какого-либо агрегата в основной и в дублирующей системах. Каждая из систем как основная, так и дублирующая должны иметь самостоятельные узлы и детали, начиная от резервуаров для жид­ кости и кончая насосами, гидравлическими магистралями, клапанами,, цилиндрами и прочими агрегатами. Не допускается перетекание жидко­ сти основной системы в дублирующую и наоборот (жидкости этих систем не должны смешиваться).

Гидравлические насосы должны быть размещены на двигателях самолета так, чтобы даже при выходе из строя одного или двух двига­ телей (если имеются три) питание системы управления самолета жид­ костью сохранялось. С этой точки зрения дробление мощных насосов на насосы малой мощности и размещение их на разных двигателях имеет преимущества, так как применение нескольких маломощных насосов вместо одного мощного повышает степень безопасности самолета.

Помимо этого, часто предусматривается аварийный источник давле­ ния (насос), работающий от сети постоянного тока самолета или приво­ димый в действие турбиной (ветрянкой), использующей набегающий поток воздуха. В этом случае система управления самолетом не выходит из строя при отказе всех авиационных двигателей.

В турбовинтовых самолетах применяются также схемы, в которых при отказе двигателей один из них обеспечивает в режиме авторотации питание гидросистемы управления самолетом для обеспечения его по­ садки.

Переключение на аварийную систему управления самолетом должно осуществляться автоматически и мгновенно, так как потеря управления скоростным самолетом хотя бы на доли секунды, в особенности в про­ цессе его послепосадочного пробега, может привести к аварии.

Если предположить, что заедания поршней и штоков силовых цилиндров произойти не может, то дублирование осуществляется отно­ сительно просто: в этом случае поврежденная половина (часть) системы может приводиться в действие неповрежденной, для чего необходимо лишь устранить возможность блокирования жидкости в полостях ци­ линдра поврежденной части. Последнее обычно достигается тем, что обе полости силового цилиндра соединяются с баком и вся система перево­ дится на нулевое давление или же эти полости сообщаются одна с другой, в результате чего давление в них выравнивается, хотя и не всегда будет равным нулю. Очевидно, в последнем случае требуется, чтобы живые сечения правой и левой полостей силового цилиндра были равны.

Если предположить, что в силовом цилиндре возможно заедание, то необходимо предусмотреть устройства, разъединяющие этот цилиндр с управляемым агрегатом. Хотя этот способ и требует дополнительных

354

механизмов, однако в ряде случаев он имеет преимущества, основным из которых является то, что летчику в этом случае при ручном аварийном управлении не приходится преодолевать трения манжет и сопротивления жидкости.

Разъединение (отключение поврежденной части системы) должно осуществляться автоматически при авариях основной системы.

Способы дублирования управления

Наиболее распространенными способами дублирования гидравли­ ческой системы управления самолетом являются следующие:

1. Обе системы — основная и аварийная — работают одновременно и каждая рассчитана на половинную мощность; при выходе из строя одной системы работу выполняет уцелевшая система с известными огра­ ничениями в режимах.

2. Нормальное управление обеспечивает одна (основная) система, а вторая включается автоматически лишь при отказе первой.

Распространенные варианты принципиальных схем первого способа дублирования, при котором каждый руль приводится двумя одновремен­ но действующими силовыми системами, приведены на рис. 286, а и б.

Рис. 286. Схемы дублированного управления самолетом с обеспечением полной скорости (а) и полного крутяще­ го момента (б)

В обеих этих схемах применено по два гидравлических мотора 1 и 2, питаемых насосами 7 или 6. Они отличаются тем, что в схеме, изобра­ женной на рис. 286, а, присоединение обоих гидромоторов к приводимому узлу осуществлено таким образом, что позволяет каждому из них вы­ полнять половину работы, развивая при этом половинный крутящий момент при полной скорости. При выходе из строя одного из гидромото­ ров или при нарушении его питания система управления самолетом будет располагать лишь половинным моментом при полной скорости. В этом случае поврежденный гидромотор автоматически отключается от приводимого узла. В схеме, изображенной на рис. 286, б, гидравлические моторы 1 и 2 соединены с управляемым ими рулем 3 через шестеренный дифференциал 4, поэтому каждый из них развивает половинную ско­ рость при полном моменте. При повреждении одной из систем ее гидрав­ лический мотор блокируется и привод руля обеспечивается парным гидромотором, развивающим полный момент при половинной скорости. Обе рассмотренные схемы снабжены электросигнализаторами 5 выхода из строя приводов.

Для предотвращения потери управления, вызванного заеданием плунжера золотника, распределитель каждого гидроусилителя связы­ вается с общим входным рычагом, соединенным с рычагами управления

через пружинное звено. В случае, если произойдет заедание одного из плунжеров, то благодаря податливости пружинного звена сохраняется управление другим распределителем. Одновременно предусматривается включение сигнальной лампы, предупреждающей летчика о заедании распределителя и прекращении работы одного гидроусилителя дублиру­ ющей установки. В этом случае летчик может соединить поврежденный гидроусилитель с баком для уменьшения его влияния на работу исправ­ ного гидроусилителя.

Ввод ’ Слад

Рис. 287. Дублирующая система с двумя цилиндрами и общим силовым штоком

Обеспечение строгой синхронности действия распределителей, необ­ ходимой для управления дублированными силовыми цилиндрами, дости­ гается тем, что плунжеры обоих золотников выполняются как одно целое и размещаются в общем корпусе.

Силовые цилиндры часто также объединяются в единый двухкамер­ ный агрегат с параллельным или последовательным (тандемным) рас­ положением цилиндров. Привод руля на схеме рис. 287 осуществляется двумя последовательно расположенными цилиндрами 14 и 15, поршни 13 и 16 которых имеют общий шток 12; левый конец этого штока крепится к конструкции самолета; правый конец цилиндра 15 связан с управляе­ мой поверхностью, а ручка управления — с тягой 5.

Каждый из цилиндров питается от автономных насосов и, работая одновременно с парным цилиндром, развивает приходящуюся на его долю половинную тяговую силу при полной скорости. В том случае, когда одна из гидросистем выйдет из строя, привод осуществляется одним цилиндром, который будет при этом также перемещать и цилиндр, вышедший из строя. Для этого полости цилиндра, вышедшие из строя системы, автоматически шунтируются специальными клапанами.

Цилиндры управляются золотниками 18 и 19, каждый из которых присоединен к одному концу дифференциальных рычагов 9 и 3; внешние концы этих рычагов шарнирно закреплены на раздвижных шариковых фиксаторах 7 и 4. Оба рычага 9 и 3 средней частью присоединены к ко­ ромыслу 6, связанному с тягой 5 ручки управления.

Шариковые фиксаторы 7 и 4 связаны при помощи пружин с защел­ ками 10 и 1, которые удерживают клапаны выключения 11 и 2 в утоп­

356

ленном положении. Если эти клапаны будут отпущены, то они выключат подачу жидкости к силовому цилиндру 14 и в то же время шунтируют противоположные полости того или другого цилиндра. В утопленном положении они выполняют функции спускных клапанов.

При заедании одного из золотников 18 или 19 нагрузка от тяги 5 передается на соответствующий шариковый фиксатор 7 или 4, при этом освобождается пружинная защелка и открывается перепускной кла­

гом. В этом случае клапаны 11 к 2 будут работать как переливные. Если одна из систем питания вый­

дет из строя, исправный цилиндр начнет перемещать цилиндр, вышед­ ший из строя; жидкость будет идти от одной полости цилиндра через клапаны 17 и соответствующий шунтирующий клапан ко второй полости.

Распространенным является также способ дублирования управле­ ния путем разбивки рулевой плоскости 1 (рис. 288) на несколько частей (секций), каждая из которых снабжается своим приводом, состоящим из автономного насоса 3 с регулируемой производительностью и гидро­ мотора 2. Система снабжена устройством 4, имитирующим нагрузку на ручку управления. Выход из строя части секций не нарушит работы оставшихся, которые обеспечат управление самолетом. На некоторых самолетах предусмотрены также механические устройства для уста­ новки поврежденной секции в нейтральное положение.

ИСПЫ ТАНИЕ ГИДРОУСИЛИТЕЛЕЙ

Гидроусилители управления самолетом, кроме общих испытаний, которым подвергаются все гидравлические агрегаты, должны быть про­ верены на устойчивость против колебаний при различных нагрузках, скоростях входа и выхода и возбуждениях. Эти испытания проводятся на испытательном стенде, в котором можно обеспечить заданные зна­ чения жесткости и массовой нагрузки для входного и выходного звеньев, а также регулировать амплитуду и частоту движения входного звена. Механические, гидравлические и электрические агрегаты и проводки натурных испытательных стендов, а также взаимное расположение гид­ роагрегатов и проводок должны с возможной полнотой соответствовать самолетным. Поверхности управления в этих стендах обычно заменяются рессорными имитаторами, создающими такие же изменения нагрузки по углу отклонения, как и при действии аэродинамических сил в полете.

В испытательном стенде необходимо предусмотреть возможность умышленного ухудшения условий работы отдельных агрегатов и тем самым обнаружить потенциально слабые их места.

3 5 7

Упрощенная схема подобной испытательной установки приведена на рис. 289. Вход и выход выполнены в виде двух шарнирно закрепленных

ного момента, передаваемого на ручку управления. Коэффициент обрати­ мости определяется отношением плеча d к плечу /, которое может изме­ няться путем перемещения точки а.

Система снабжена насосом 3 с регулируемой производительностью, приводимым в движение электродвигателем 2. Изменение скорости и

реверс движения управляемой плоскости 7 выполняются регулированием расхода насоса, осуществляемым перемещением ручки управления 1 через систему тяг 9.

Испытательная установка отрегулирована так, что максимальный расход жидкости от насоса соответствует ошибке положения ручки отно­

358