Энергопитание системы управления и рулевых приводов

Гидравлическая система. Как уже отмечалось, переход на необратимое бустерное управление самолетом стал возможным только при условии обеспечения высокой надежности гидравлических систем питания. Учитывая высокую функциональную значимость гидро­системы для безопасности полета, вероятность ее отказа не должна быть больше 10-9 на час полета. Такую малую вероятность отказа гидросистемы можно обеспечить только на основе применения многократного резервирования. Например, все пассажирские и транспортные самолеты с НБУ без перехода на непосредственно ручное управление имеют (в зависимости от числа двигателей

самолета) 3х-г 4хкратное резервирование. При таком резервиро­вании сохраняется работоспособность системы управления после двух последовательных отказов подсистем. Вероятность отказа 3 х кратно резервированной системы на уровне Ю”9 на час полета может быть обеспечена при условии, что вероятность отказа гидравлической подсистемы будет не более 0> 5 * 1СГ3 на час полета.

Одно из основных требований, предъявляемых к резервированной гидросистеме, —это исключение в ней так называемых общих точек, т. е. таких мест в системе, которые могут быть причиной полного отказа всей резервированной системы. Например, из—за нарушения герметичности общей точки может произойти последовательный выход из строя всех подсистем резервированной системы. Поэтому при проектировании резервированной гидросистемы пассажирского самолета соблюдают принцип полного разделения между гидросистемами или так называемый принцип "кирпичной стены”. Для соблюдения этого принципа каждая автономная подсистема не должна иметь точек соприкосновения с другими подсистемами, начиная от насоса, бака и кончая камерой (модулем) привода. На некоторых ’ самолетах иногда можно встретить наличие общих точек между двумя (но не всеми) гидравлическими подсистемами (например, самолет "Конкорд”). Подключение гидросистем производится через челночный клапан, расположенный на приводе.

Каждая гидравлическая подсистема имеет один или два насоса, установленных на двигателях. В некоторых резервированных гидросистемах на случай отказа двигателей или насосов между под­системами устанавливаются гидротрансформаторы, обеспечивающие питание потребителей подсистемы, в которой происходит падение давления из-за отказов двигателя или насоса, от исправной под­системы. Гидротрансформатор обеспечивает полное разделение между подсистемами ввиду наличия механической связи между гид­роагрегатами обеих подсистем (гидромотор—насос). При использовании гидротрансформаторов производительность наеоса(-ов) подсистемы должна быть расчитана на обслуживание потребителей двух подсистем.

Для надежного функционирования гидравлической системы и

системы управления необходимо:

—обеспечение высокой степени чистоты рабочей жидкости. Для этой цели используется закрытая заправка жидкости, исключающая попадание грязи и посторонних частиц, а также тонкая фильтрация жидкости 5—Юмк с индикацией загрязнения фильтров;

—поддержание стабильного давления в каждой подсистеме (210±15 кг/см2), что весьма важно особенно при питании каналов резервированных приводов (сервоприводов). В противном случае возможно снижение запасов по тяге приводов и появление рассогласования между каналами резервированных приводов;

—исключение чрезмерных пульсаций давления, влияющих на устойчивость приводов и снижающих ресурс системы;

—сведение к минимуму паразитных утечек внутри гидравли­ческих агрегатов и практическое исключение перетекания жидкости из одной подсистемы в другую, а также исключение внешних утечек через уплотнения выходных штоков и других подвижных элементов;

—выдерживаниеюпределенного диапазона положительных темпе­ратур рабочей жидкости +50-г80°С при температуре окружающей среды t= — 60-г+50°С. Температура существенно влияет на’ вязкость жидкости, от которой зависит скорость перемещения выходных звеньев каналов сервопривода и, следовательно, в случае различия скоростей отклонения каналов возможно увеличение рассогласования между ними. В связи с этим при отрицательных внешних температурах перед полетом должен производиться разогрев рабочей жидкости. Для этой цели служат специальные краны кольцевания системы, пользоваться которыми допускается только на земле. Охлаждение рабочей жидкости в гидросистемах производится теплообъемниками;

—применение пожаробезопасной жидкости,- которая не должна вызывать пожара или взрыва на самолете в случае разрушения трубопроводов и агрегатов гидросистемы. На отечественных самолетах в настоящее время такой жидкостью является НГЖ—4, —5;

—исключение токсичной жидкости, представляющей опасность для обслуживающего персонала и пассажиров. К сожалению, жид-

цру. . www. vokb-Ia. spb. ru — Самолёт своими руками?!

кость НГЖ—4, являясь пожаробезопасной, не в полной мере безо­пасна в отношении токсичности;

—исключение в жидкости свойства, вызывающего электростати­ческую эрозию клапанов и золотников. Эрозия вызывает изменение характеристик указанных устройств. В частности, “размываются” рабочие кромки золотников, в результате чего повышаются утечки, ухудшается точность привода и др;

—иметь высокий объемный модуль упругости. Модуль упругости характеризует сжимаемость применяемой жидкости. Сжимаемость является важной характеристикой, которая должна учитываться при оценке динамических характеристик приводов. Жидкости, используемые в гидросистемах, имеют объемный модуль упругости от 13500 до 17500кто/см2;

—применение в системе поддавливания баков нейтрального газа (напр., азота) и т. д;

Для сохранения работоспособности системы управления в случае непроизвольной остановки всех двигателей гидросистема должна обеспечивать необходимые давление и расход рабочей жидкости для:

—выполнения операций для повторного запуска двигателей;

—обеспечения необходимой управляемости для совершения вынужденной посадки.

В качестве аварийных источников питания на этот случай могут быть:

—воздушная турбина (ветрянка), выдвигаемая в поток при падении давления в гидросистемах; ветрянка приводит гидравлический насос, который питает одну из гидросистем; обычно ветрянка имеет турбину (винт) с изменяемым шагом для обеспечения постоянства оборотов при снижении скоростного напора; жидкость в насос поступает из бака этой же гидросистемы. Продолжительность работы ветрянки определяется временем нахождения ее в потоке. Достоинство ветрянки как аварийного источника питания состоит в том, что для ее привода не требуется транспортировка на самолете энергоносителя (топлива, аккумуляторов и др.). Поэтому с точки зрения веса это самый выгодный вариант аварийного источника. Большинство пассажирских самолетов с НБУ имеют в качестве

аварийного источника ветрянку;

—электрические аккумуляторы, питающие энергией электродвигатели аварийных насосных станций. В каждой из гидравлических подсистем обычно устанавливается насосная станция(НС), которая помимо аварийного случая (отказ двигателей) используется на земле при неработающих двигателях для проверки систем перед вылетом. Емкость аккумуляторов должна обеспечивать энергией насосные станции в течение времени, необходимого для аварийного снижения самолета с максимальной высоты крейсерского полета до точки совершения аварийной посадки) ~ 20 ^30 мин);

—вспомогательная силовая установка(ВСУ), приводящая насосы. С точки зрения аварийного средства эта установка имеет ограничения по высоте запуска. Обычно гарантированный запуск ВС У становится возможным’с высоты ниже 6000^“7000м. Поэтому до этой высоты снижения должны использоваться другие средства (напр., ветрянка, аккумуляторы). На некоторых самолетах, в зависимости от типа двигателя, питание потребителей системы управления может осуществляться от насосов, приводимых двигателями в режиме авторотации. Этот расход жидкости должен быть оценен с точки зрения его достаточности при осуществлении ограниченного управления самолетом до высоты запуска ВС У. Помимо аварийных функций ВС У обычно используется на земле при неработающих двигателях. С помощью ВС У поддерживаются необходимые условия на борту во время стоянки самолета с пассажирами при выключенных двигателях, осуществляется запуск двигателей и др. операции. По соображениям безопасности полета целесообразно, чтобы питание топливом ВС У производилось из отдельного топливного бака, а не из общего расходного бака. Это позволит сохранить работоспособность ВС У в случае отсутствия топлива в топливной системе самолета(напр., щж ошибках в заправке самолета).

Следует отметить, что в аварийном полете должны быть оценены минимальные потребные скорости перекладки органов управления, исходя из условий аварийного маневрирования во время снижения самолета. Это позволит выбрать потребную мощность аварийных источников питания.

На рис. 7.36 показана типовая структурная схема гидравлической системы питания пассажирского самолета.

Электрическая система. С развитием автоматизированных систем управления, повышением роли автоматизации в обеспечении характеристик устойчивости, управляемости и безопасности полета значительно ужесточились требования к надежности электрического питания системы управления. Система электрического питания по своей значимости практически сравнялась с гидравлической системой питания, особенно на самолетах, на которых осуществлен переход на электродиетанционное управление рулями без резервной механической системы. По условиям обеспечения безопасности полета полный отказ электрического питания на самолетах с таким управлением не допустим, как и отказ гидравлического питания на самолетах с НБУ. Поэтому к таким системад^алектропиТіїния предъявляется требование, чтобы вероятность полного обесточивания СДУ была бы не более 10-9 на час полета.

Такой высокий уровень надежности электрического питания можно достигнуть только на основе многократного резервирования цепей передачи энергии и источников питания. Важным требованием к электрическому питанию является обеспечение его бесперерывности. Перерывы питания, даже кратковременные, могут приводить к нарушению работоспособности прежде всего вычислительных устройств, электронной логики, устройств контроля и других электронных устройств. В частности, в Нормах летной годности (НЛГС) указано (п.5.2.7.3),что электрическое питание СДУ, если она не резервирована механическим управлением, должно иметь резервирование, исключающее полное(даже кратковременное) обесточивание.

Характерной особенностью построения систем распределения электрической энергии на |самолете является необходимость осуществления в случае отказа-какой-либо шины питания(например, обрыв)коммутации с другими шинами питания для сохранения работоспособности потребителей отказавшей шины. Как уже упоминалось, в гидравлической системе такая“коммутация”не допустима из-за опасности утечки рабочей жидкости из всех

Г идросистема

! і X З со <и I

Рис.7.36 Схема резервированной гидросистемы питания

гидросистем. При подключении потребителей отказавшей шины к исправной возможны значительные провалы напряжения, включая также и перерывы питания. В общем случаел проектирование систем электроснабжения производилось на основе ГОСТов [20] на системы электроснабжения, в которых допускаются перерывы питания до 7 сек. Это было приемлемо до тех пор, пока электроника не стала превалировать в системе управления. Для СДУ, например, можно говорить о допустимых перерывах питания не более нескольких миллиеекунд(5-Ь Юме). Поэтому в настоящее время в рамках общей системы электроснабжения самолета приходится строить применительно к СДУ свою систему электропитания, удовлетворяющую отмеченным жестким требованиям. В связи с расширением использования автоматизации управления на перспективных самолетах и повышения ее роли в обеспечении безопасности полета подход в формировании системы электроснабжения самолета должен быть пересмотрен с учетом предоставления больших приоритетов системе управления самолета.

Учитывая отмеченное, необходимо для питания СДУ создание независимых шин питания постоянного тока напряжением 28В для каждого канала СДУ. Для обеспечения высокой надежности питания на каждую шину должны быть подключены практически все источники питания самолета, включая питание от:

—генераторов, установленных на двигателях,

—генератора вспомогательной силовой уетановки(ВСУ),

—генератора ветрянки,

—аккумуляторных батарей.

Если генераторы вырабатывают трехфазный переменный ток(например, 115/200В номинальной частоты 400Гц), то этот ток должен быть преобразован в постоянный с помощью выпрямителей. Могут использоваться также, наряду с генераторами переменного тока общей системы электроснабжения, генераторы постоянного тока, обслуживающие только СДУ.

Объединение указанных источников питания на каждой шине каналов СДУ должно производиться с помощью диодных развязок. Помимо общесамолетных аккумуляторных батарей большой емкости,

установленных в шинах постоянного тока, каждая шина СДУ должна иметь свой аккумулятор небольшой емкости, который должен обеспечивать бесперерывное питание шины, т. е. служить буферным источником питания. Емкость такого аккумулятора должна быть расчитана на питание шины СДУ по крайней мере в течение ~ 5мин. Это время считается достаточным для осуществления попыток по восстановлению стабильного питания после кратковременного обесточивания основных источников питания борта самолета.

При реализации концепции ПЭС или переходе на управление рулями с помощью автономных приводов объемного регулирования (АРП)или электромеханических приводов необходимо также надежное электрическое питание силовых рулевых приводов на уровне необратимого буетерного управления. В общем случае необходимо, чтобы силовое электрическое питание строилось на основе как минимум 3-х независимых систем питания по аналогии с гидравлическими системами НБУ. При этом в отличие от гидросистемы в электрической системе самолета возможна коммутация между различными шинами для восстановления питания в случае отказа какой-либо шины. Силовое электрическое питание должно содержать все ранее рассмотренные виды аварийных источников питания на случай отказа( остановки)двигателей самолета. Для ограничения мощности аварийных источников должно быть также ограничено число потребителей электроэнергии на приоритетной основе для такой аварийной ситуации. Для этой цели в системе распределения энергии должны быть установлены устройства, контролирующие состояние электрической системы питания и производящие опереции по изоляции отказавших шин(цепей) и определяющие приоритетные потребители электроэнергии в аварийном случае. При наличии секционирования органов управления в зависимости от состояния системы управления, предшествующего аварийной ситуации, связанной с отказами двигателей, может быть отключена часть органов управления.

Вид первичного питания системы электроснабжения (переменный или постоянный ток) на самолетах с приводами, использующими силовое электрическое питание, должен выбираться с учетом типа

применяемых в этих приводах электродвигателей для того, чтобы свести к минимуму преобразование энергии первичной системы электроснабжения во вторичную. Например, в настоящее время в приводах с электрическим силовым питанием рассматривается возможность применения как асинхронных двигателей 3-х фазного переменного тока(115/200В, 400Гц), так и вентильных двигателей постоянного тока напряжением 270В. На рис.7.37 показан пример структурной схемы резервированной системы электрического питания самолета с автоматизированной системой управления.