Электропривод в системах оборудования летательных аппаратов
Электропривод нашел широкое применение на самолетах п вертолетах: системах запуска авиадвигателей, органах уп
равления самолетом, топливных и масляных насосов, антеннах радиолокаторов и т. д.
Рассмотрим особенности работы электропривода в некоторых — системах специального оборудования самолета.
Электропривод органов управления самолетом. Управление самолетом на различных режимах полета осуществляется специальными органами управления (элеронами, рулем поворота, рулем высоты) или управляемым стабилизатором.
Известно, что с изменением скорости и высоты полета изменяется эффективность рулей. Например, чем больше скорость полета, тем больше эффективность рулей и лучше управляемость, и наоборот. Поэтому передаточное число от штурвала или ручки управления к рулю необходимо изменять в зависимости от высоты и скорости полета, т. е. чтобы эволюции с одной и той же перегрузкой соответствовало одинаковое отклонение штурвала.
Кроме того, на высоких скоростях полета возникают большие шарнирные моменты поверхностей рулей, преодолевать которые летчику очень трудно. Это вызвало необходимость применения гидроусилителей в первую очередь для управления стабилизатором. При этом усилия на штурвале или ручке управления, которые необходимы для его отклонения, создаются с помощью пружинных загрузочных механизмов. Величина усилия на ручке управления, как и величина передаточного числа от ручки к рулю, зависит от высоты и скорости полета. В связи с этим для регулирования данных параметров применяется автомат регулирования усилий (АРУ).
Для разгрузки ручки при постоянном отклонении руля применяют специальный механизм триммерного эффекта.
На некоторых самолетах устанавливаются автоматы (АРЗ), управляющие только загрузкой ручки и снятием с нее усилий.
На рис. 59 изображена упрощенная кинематическая схема управления стабилизатором, в которую включен АРУ. С помощью ручки 2 механизм АРУ 1 поворачивается вокруг оси 3. Кинематическая передача передает перемещение конца штока 4 на золотник 6 бустера 7. Золотник переместится на величину х3, пропорциональную перемещению руЧКИ Хр И ПЛечу L, Т. Є. X3 = kXy)L.
Благодаря обратной связи 8 сервопоршень бустера повернет стабилизатор 9 на величину, пропорциональную перемещению золотника
а ст = k2x3 = kxp L. (1.32)
Одновременно при повороте механизма 1 деформируется пружина 10, которая загружает ручку моментом М3, пропорциональным перемещению ручки хр и плечу I:
М3 = k3xpl. (1.33)
Цилиндр загрузочного механизма 11 жестко связан с штоком механизма триммерного эффекта (МТЭ). Корпус МТЭ закреплен на корпусе самолета. Изменяя положение штока МТЭ, можно изменять нейтраль ручки управления и снимать с нее усилия при данном режиме полета.
От приемника воздушного давления (ПВД) статическое и полное давления подаются на блок управления (БУ). В зависимости от скорости Упр (скоростного напора q) и высоты полета Н блок БУ с потенциометром обратной связи (ПОС) управляют электродвигателем механизма 1 так, чтобы плечи L и I соответствовали зависимости, приведенной на рис. 60.
При взлете и на малых скоростях полета у земли (при Knp<VJ шток механизма 1 АРУ выдвигается в положение, соответствующее «большому плечу» (L—Lmax и /=/min) — С дальнейшим ростом скорости плечо L уменьшается, а плечо I возрастает, т. е. соответственно уменьшается передаточное число от ручки управления к стабилизатору и увеличивается загрузка на ручку.
Начиная со скорости V„v=V2, когда с ростом числа М уменьшается эффективность рулей, плечо L остается равным Lmin, а /=/тят («малое плечо»).
С увеличением высоты полета до Н2 при той же скорости Упр число М увеличивается. При этом ограничение изменения плеча L произойдет раньше, т. е. при L=L3.
На высоте #3 шток механизма выдвинется полностью (на «большое плечо», L — Lmax) и останется в этом положении при всех скоростях полета.
При отказе системы автоматики в схеме АРУ предусмотрено
Рис. 59. Кинематическая схема управления стабилизатором |
ручное управление. Контроль за работой АРУ осуществляется по указателю.
Электрическое управление триммерами. На рис. 61 приведена одна из электрических схем управления триммерами элеронов (рис. 61,
о), рулей поворота (рис. 61, б) п высоты (рис. 61, в) для случая их установки в нейтральное положе — ние.
Привод триммеров элеронов Закон управлення меха-^фоизводится электромеханпзмамн «изма АРУ типа МП-100. В процессе эксплуа
тации возможны случаи рассогласований в положении триммеров правого и левого элеронов. Поэтому необходима проверка синхронизации триммеров с помощью специального пульта 4, в который входят дополнительный переключатель Вс и сигнальная лампа 5. Для синхронизации триммеры сначала устанавливают переключателями Впр и Влев в нейтральное положение, добиваясь загорания лампы 6 (нейтраль правого триммера). Затем переключателем Вс автономно устанавливается левый триммер в нейтраль (по загоранию лампы 5.
Управление электромеханпзмамн триммеров элеронов и руля поворота может осуществляться раздельно левым и правым пилотами с помощью переключателей ВЩ) и Влев.
Привод триммера руля высоты осуществляется электромеханизмами типа УТ-11. Концевые выключатели BKI и ВК2 располагаются непосредственно у триммера. Управление электромеханнзмоч УТ-11 осуществляется посредством переключателей, устанавливаемых на спицах штурвалов летчиков.
Электропривод закрылков. Схема управления закрылками представлена на рис. 62. В качестве исполнительных устройств здесь применяют электромеханизмы типа МПЗ-Зм, А1ПЗ-5, МПЗ-9 и др. Их обычно связывают посредством редуктора с общим трансмиссионным валом привода правых и левых закрылков.
В схему входят также контакторы включения электромеханизмов (К1, К2, КЗ и К4), концевые выключатели выпуска и уборки (ВК1, В КЗ, ВК2, ВК4), переключатели (В1 и В2), реле блокировки (Р6), два указателя положения закрылков и сирена звуковой сигнализации (на схеме не показаны).
Реле Р6 исключает одновременное управление закрылками двумя членами экипажа.
Звуковая сирена срабатывает, когда убран «сектор газа», а закрылки не установлены на взлетный угол.
Электрический привод шасси. Для выпуска и уборки шасси применяются электромеханизмы повышенной надежности серин МПШ и МСШ. Они имеют два электродвигателя с электромагнитными муфтами сцепления торможения, планетарными редукторами, передающими вращения на единый выходной вал.
На рис. 63 приведена схема управления электромеханизмом МПШ-16 м, соответствующая выпущенному шасси. При установке переключателя в положение «уборка» одновременно срабатывают реле РМШ-2Аи контакторы К-600 обо — +?7/Уг" их электродвигателей, которые подают питание на последовательные обмотки возбуждения С, обмотки якорей электродвигателей и на обмотки муфт ЭММ. Электромеха — пизм приходит в действие. При подходе шасси к убранному положению выключатели «КВ — уборка» разрывают
цепь питания реле и контакторов. Электромеханизм прекращает работу и затормаживается.
Выпуск шасси осуществляется по схеме со смешанным возбуждением электродвигателя. Включение обмотки контактора К. ВШ-600 последовательно с параллельной обмоткой электродвигателя повышает надежность работы схемы, так как в этом случае предотвращается «разнос» электродвигателя при обрыве параллельной обмотки. При обрыве этой обмотки обесточивается обмотка КВ-6С0 и, следовательно, обесточнтся электродвигатель. Выпуск шасси обеспечивается вторым электродвигателем через его редуктор, но с меньшей скоростью.
Электрогидравлический привод автоматического торможения колес основных стоек шасси. Автоматическое торможение колес широко используется для предупреждения «юза» и повышения эффективности работы гидравлической тормозной системы самолета при посадке, что способствует уменьшению длины пробега самолета и увеличению срока службы покрышек колес. На рис. 64 приведена принципиальная электросхема управления системой автоматического торможения колес. Включение системы осуществляется замыканием контактов автомата защиты 6 и выключателя 5.
При возникновении «юза» колес шасси срабатывают инерционные датчики 1, через контакты которых включается электромагнитный кран 2. Последний, воздействуя на гидросистему тормозов, уменьшает давление в тормозах всех колес, предупреждая тем самым появление «юза».
При отсутствии давления в тормозной системе гндровыключате — ли 3 полностью отключают систему автоматического торможения.
|
|
||
Электропривод топливных насосов, кранов топливных и других систем. В топливных системах самолета применяют электропривод пусковых, перекачивающих и подкачивающих насосов, пожарных кранов, кранов перекрестного питания и т. д. Подкачивающие насосы создают предварительное давление на входе топливных насосов. В качестве подкачивающих насосов применяются насосы серии ПН, ПНВ и ЭЦН. По принципу действия все они являются насосами центробежного типа. На рис. 65 изображены схемы управления насосами серии ПН. Включение насоса только на нормальный режим осуществляется замыканием ЗС и контактов выключателя 3. С помощью реостата 4 осуществляется включение электродвигателя в нормальный режим работы (замкнут выключатель 3) и в форсированный режим (замкнут выключатель 2 и введено сопротивление реостата 4).
На рис. 65, б показано включение насоса в ослабленный и форсированный режимы. Управление производится переключателем 7.
Подкачивающие насосы серин ПНВ имеют герметические электродвигатели типа МГП (МГП-100, МГП-180, МГП-500Д,
МГП-900), которые предназначены для работы внутри бака. Насосы серии ЭЦН имеют электродвигатели типа МВ (МВ-650, МВ-650А, МВ-650Т) и устанавливаются вие бака. В качестве перекачивающих насосов используются насосы типа ПЦР (электродвигатель взрывобезопасный типа МП-100Б) и БПК-4 (реверсивный электродвигатель типа Д-200).
Пусковые насосы типа ПНР (ПНР-45Б с электродвигателем Д-150, ПНРЮ-Эм и ПНР10-5м с электродвигателем МУ 102А) являются насосами шестеренчатого типа и предназначены для подачи топлива к авиадвигателю в момент запуска.
Рис. 66. Схема электропривода антенны радиолокатора |
Для дистанционного управления пожарными, магистральными, топливными кранами и другими устройствами применяются элек- тромеханнзмы типа МГ-1 и М3 К-2, имеющие соответственно реверсивные электродвигатели типа Д-125Б и Д-12ТУ.
Электропривод некоторых радиоустройств. На рис. 66 изображена схема электропривода антенны радиолокатора. Электронный преобразователь (ЭП) выделяет из модулированных сигналов, принимаемых антенной (Л), сигнал ошибки, который затем в виде переменного напряжения поступает на вход фазочувствительного усилителя (ФЧУ). Последний определяет знак, усиливает и выпрямляет напряжение сигнала входа (Uc). Далее этот преобразованный сигнал усиливается в усилителе постоянного тока и подается на обмотки управления электромашинного усилителя (ЭМУ), управляющего электродвигателем (М) привода антенны. Фильтр (Ф) и усилитель обратной связи (УОС) повышает качество переходных процессов данного следящего привода.
Антенна имеет два таких привода, один привод вращает антенну по азимуту, другой — по углу места.