Принцип работы гидросистемы управления поворотом колес передней ноги шасси.

Требования, предъявляемые к ЛА.

Требования к самолетам различны. Основным требованием является обеспечение наиболее высокого уровня их эффективности при определенных затратах на разработку, создание и эксплуатацию. Оно должно обеспечиваться высокими уровнями совершенства аэродинамики самолета, его силовой установки, авиационного и радиоэлектронного оборудования, достаточными прочностью и жесткостью конструкции, высокими надежностью, живучестью и безопасностью полетов, хорошими эксплуатационными качествами, а также высоким уровнем ремонтопригодности и технологичности конструкции. Все эти требования должны выполняться при наименьшей массе конструкции.

Требования аэродинамики заключаются в выборе таких внеш­них форм, размеров и значений параметров агрегатов и их взаимного расположе­ния, которые позволили бы получать летно-тактические характеристики самолета, определяемые ТТТ, при наименьших энергетических затратах.

Требования к силовой установке сводятся к уменьшению значений таких характеристик двигателя, как его удельная масса у_да> особенно для самолетов с большой тяговооруженностью, и удельный расход топлива с^, особенно для самолетов с большой дальностью полета, к повышению удельной тяги двигате­ля, его надежности и ресурса. Входные устройства (воздухозаборники) должны обеспечивать устойчивую работу двигателя на всех режимах полета, предусмотрен­ных ТТТ. Выхлопное сопло не должно увеличивать общее сопротивление самолета. Устройство реверса тяги должно быть эффективным (быстро срабатывать и созда­вать большую отрицательную тягу). Конструкция, конфигурация и местоположение входных и выходных устройств не должны способствовать увеличению заметности самолета.

Требования к авиационному и радиоэлектронно­му оборудованию являются предметом изучения специальных дисцип­лин. Здесь отметим, что они должны обеспечивать выполнение задач, предусмот­ренных назначением самолета и ТТТ к нему, а также высокую надежность работы, удобства в эксплуатации при малой массе и объемах, совместимость в работе с другими системами самолета и не ухудшать их характеристик.

Требование достаточных прочности и жесткости при его удовлетворении в соответствии с требованиями ’’Норм прочности” должно обеспечить конструкции способность воспринимать без разрушения и чрезмерных деформаций эксплуатационные нагрузки.

Требования надежности и безопасности полета. Под надежностью конструкции понимают се способность выполнять заданные функции с сохранением значений эксплуатационных показателей в течение установленного срока службы. Надежность конструкции оценивается вероятностью ее безотказной работы в течение этого срока. Зависит надежность от сложности конструкции, качества изготовления и условий эксплуатации. Повысит!, надежность можно путем уменьшения числа деталей конструкции и резервированием наиболее важных ее элементов.

Требования живучести. Живучесть — это способность самолета продолжать выполнять задачу при наличии повреждений.

Эксплуатационные требования и требования ре­монтопригодности при их удовлетворении должны обеспечивать высокую эксплуатационную технологичность конструкции, ее приспособленность к техническому обслуживанию и ремонту в процессе эксплуатации при наимень­ших трудозатратах.

Требование высокой технологичности определяет такие свойства конструкции, которые позволяют снизить трудозатраты на ее изготовление, сократить сроки освоения производства, повысить автоматизацию и механизацию производственных процессов при минимальной стоимости

Требование минимальной массы. Удовлетворение всех перечисленных выше требований должно осуществляться при возможно меньшей массе конструкции. Перетяжеление конструкции приводит к уменьшению массы целевой нагрузки или к резкому увеличению взлетной массы самолета.

Анализ изложенных требований показывает, что некоторые из них дополняют друг друга. Так, например, увеличение толщины обшивки улучшает жесткостные характеристики конструкции агрегатов, повышает ее прочность, снижает вероят­ность возникновения вибраций, улучшает качество поверхности и тем самым аэродинамику. Однако более характерна противоречивость требований. Так, почти все требования противоречат

Нормы летной годности ЛА.

НОРМЫ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ(НЛГ) — свод государственных требований к лётной годности (ЛГ) гражданских летательных аппаратов, направленных на обеспечение безопасности полётов. Учитывая, что безопасность полёта обеспечивается авиационной транспортной системой (АТС), составной частью которой является летательный аппарат, соответствие типа летательного аппарата Нормам свидетельствует о том, что его конструкция и характеристики удовлетворяют предъявляемым требованиям к безопасности полёта. Следовательно, лётная годность летательного аппаратопределяется его способностью совершать безопасный полёт во всём диапазоне установленных для него ожидаемых условий эксплуатации (при условии, что остальные компоненты АТС функционируют нормально).

Существуют международные стандарты лётной годности и национальные НЛГ. Международные стандарты и рекомендации ЛГ разработаны Международной организацией гражданской авиации и впервые опубликованы в 1949 в качестве Приложения 8 к Чикагской конвенции 1944. Приложение 8 включает стандарты ЛГ широкого плана и служит международной (обязательной) основой для разработки национальных НЛГ, которые обязано иметь каждое государство — член Международной организации гражданской авиации.

Страны — члены Международной организации гражданской авиации имеют свои национальные НЛГ или распространяют на свою гражданскую авиатехнику действие НЛГ одной из передовых авиационных держав. Наибольшим авторитетом среди зарубежных НЛГ пользуются нормы США — Federal Aviation Regular (FAR) и Великобритании — British Civil Airworthiness Requirements (BCAR), разработка и постоянное совершенствование которых ведётся с 30-х гг.

. Настоящие Нормы устанавливают:
1) государственные требования к летной годности ВС, при котором уровень летной годности ВС достигается выполнением всех требований настоящих Норм;
2) факторы (условия или причины), приводящие к возникновению особых ситуаций и подлежащие рассмотрению при оценке летной годности ВС, которые указываются в соответствующих пунктах настоящих Норм.
При этом особой ситуацией признается ситуация, возникшая в результате воздействия неблагоприятных факторов или их сочетаний, и приводящая к снижению безопасности полета.

2.Конструкция агрегатов гидравлической системы самолета.

Г идравлическая система самолета обеспечивает управление системами и механизмами, определяющими безопасность полета.

Гидравлический комплекс самолета предназначен для питания рабочей жидкостью следующих потребителей (см. рис. 4.7.):
• приводов системы управления самолетом и механизации крыла;
• сети уборки-выпуска шасси;
• механизмов поворота колес передней опоры;
• сети торможения колес;
• сети управления стеклоочистителями;
• и др.

Надежность, живучесть и долговечность гидросистемы достигается совершенством конструкции агрегатов, многократным резервированием, как источника энергии, так и гидроприводов, автоматизацией управления, контроля работы и информации экипажа. Применение гидравлических приводов на самолете вызвано сравнительно малыми массой и габаритами, большим быстродействием и малой инерционностью частей исполнительных механизмов (в отличие от электродвигателей). Масса и габариты гидравлического агрегата составляют примерно 10-20 процентов массы и габаритов электрического агрегата подобного назначения и той же мощности. Приводы гидравлической системы позволяют развивать значительные усилия при большом быстродействии, обеспечивают простую фиксацию промежуточных положений исполнительных механизмов. Гидравлические системы применяют для управления стабилизатором и рулями, для уборки и выпуска шасси, взлетно-посадочной механизации и других потребителей.

Рабочим телом гидросистемы на большинстве самолётов ГА является авиационное масло гидравлическое АМГ-10. Характер работы системы во многом определяется свойствами этой жидкости. Она нейтральна к стали и дюралюминию, а её вязкость изменяется по температуре незначительно.

К недостаткам гидравлической системы можно отнести сравнительно большую массу агрегатов, трубопроводов и рабочего тела, зависимость работы агрегатов от окружающей температуры. Повреждения агрегатов и трубопроводов, связанные с потерей герметичности, могут привести к выбросу жидкости из гидросистемы, что приведет к отказам гидросистемы.

 

На самолете имеются три самостоятельные гидравлические системы, имеющие независимые источники давления, трубопроводы, распределительные краны и другие устройства. Все три гидросистемы выполняют следующие общие функции (рис. 4.1):
1. Управление рулями высоты, направления, элеронами и элеронами-интерцепторами, т.е. обеспечивают гидропитание рулевых приводов и рулевых агрегатов основного управления по первому, второму и третьему каналам.
2. Выпуск шасси: основной, аварийный и дублирующий аварийный выпуск - последовательно от первой, второй и третьей гидросистем соответственно.
3. Расстопоривание руля направления.
Дополнительно от каждой из гидросистем производится:
а) от первой гидросистемы:
- уборка шасси;
- управление внутренними и средними интерцепторами;
- управление закрылками (по первому каналу);
- торможение колес (основное, аварийное и стояночное);
- автоматическое подтормаживание колес передней и основных опор после взлета (с № 85255);
б) от второй гидросистемы:
- управление поворотом колес передней опоры шасси;
- управление закрылками (по второму каналу).

 

^ Основные эксплуатационные данные, общие для трех гидросистем:

1. Рабочая жидкость (масло) АМГ-10
2. Номинальное рабочее давление, кг/см² (21)±(МПа) 210
3. Давление срабатывания предохранительных клапанов, кг/см² 5 (24)±(МПа) 240
4. Давление срабатывания красных светосигнализаторов
(критического давления), кг/см² 5 (10) и ниже±(МПа) 100
5. Максимальная производительность насоса НП-89, л/мин 55
6. Минимальная производительность насоса НП-89
0,3±(при "нулевой" производительности), л/мин 4,2
7. Начальное давление азота в гидроаккумуляторах каждой гидросистемы, кг/см² 3 (8,5)±(МПа) 85
8. Начальное давление азота в гасителях пульсаций каждой гидросистемы, кг/см² 3 (11,5)±(МПа) 115
9. Падение давления в системах при работе потребителей от гидронасосов НП-89 (не ниже), кг/см² (МПа) 180 (18,0)

 

Виды механизации крыла

1- простой щиток 2- щиток со скользящим шарниром 3- простой закрылок 4- выдвижной закрылок

5 – щелевой закрылок 6- отклоняющий вниз носок крыла 7- предкрылок 8- реактивный закрылок

9- сдувание пограничного слоя 10 – отсос пограничного слоя

Требования, предъявляемые к ЛА.

Требования к самолетам различны. Основным требованием является обеспечение наиболее высокого уровня их эффективности при определенных затратах на разработку, создание и эксплуатацию. Оно должно обеспечиваться высокими уровнями совершенства аэродинамики самолета, его силовой установки, авиационного и радиоэлектронного оборудования, достаточными прочностью и жесткостью конструкции, высокими надежностью, живучестью и безопасностью полетов, хорошими эксплуатационными качествами, а также высоким уровнем ремонтопригодности и технологичности конструкции. Все эти требования должны выполняться при наименьшей массе конструкции.

Требования аэродинамики заключаются в выборе таких внеш­них форм, размеров и значений параметров агрегатов и их взаимного расположе­ния, которые позволили бы получать летно-тактические характеристики самолета, определяемые ТТТ, при наименьших энергетических затратах.

Требования к силовой установке сводятся к уменьшению значений таких характеристик двигателя, как его удельная масса у_да> особенно для самолетов с большой тяговооруженностью, и удельный расход топлива с^, особенно для самолетов с большой дальностью полета, к повышению удельной тяги двигате­ля, его надежности и ресурса. Входные устройства (воздухозаборники) должны обеспечивать устойчивую работу двигателя на всех режимах полета, предусмотрен­ных ТТТ. Выхлопное сопло не должно увеличивать общее сопротивление самолета. Устройство реверса тяги должно быть эффективным (быстро срабатывать и созда­вать большую отрицательную тягу). Конструкция, конфигурация и местоположение входных и выходных устройств не должны способствовать увеличению заметности самолета.

Требования к авиационному и радиоэлектронно­му оборудованию являются предметом изучения специальных дисцип­лин. Здесь отметим, что они должны обеспечивать выполнение задач, предусмот­ренных назначением самолета и ТТТ к нему, а также высокую надежность работы, удобства в эксплуатации при малой массе и объемах, совместимость в работе с другими системами самолета и не ухудшать их характеристик.

Требование достаточных прочности и жесткости при его удовлетворении в соответствии с требованиями ’’Норм прочности” должно обеспечить конструкции способность воспринимать без разрушения и чрезмерных деформаций эксплуатационные нагрузки.

Требования надежности и безопасности полета. Под надежностью конструкции понимают се способность выполнять заданные функции с сохранением значений эксплуатационных показателей в течение установленного срока службы. Надежность конструкции оценивается вероятностью ее безотказной работы в течение этого срока. Зависит надежность от сложности конструкции, качества изготовления и условий эксплуатации. Повысит!, надежность можно путем уменьшения числа деталей конструкции и резервированием наиболее важных ее элементов.

Требования живучести. Живучесть — это способность самолета продолжать выполнять задачу при наличии повреждений.

Эксплуатационные требования и требования ре­монтопригодности при их удовлетворении должны обеспечивать высокую эксплуатационную технологичность конструкции, ее приспособленность к техническому обслуживанию и ремонту в процессе эксплуатации при наимень­ших трудозатратах.

Требование высокой технологичности определяет такие свойства конструкции, которые позволяют снизить трудозатраты на ее изготовление, сократить сроки освоения производства, повысить автоматизацию и механизацию производственных процессов при минимальной стоимости

Требование минимальной массы. Удовлетворение всех перечисленных выше требований должно осуществляться при возможно меньшей массе конструкции. Перетяжеление конструкции приводит к уменьшению массы целевой нагрузки или к резкому увеличению взлетной массы самолета.

Анализ изложенных требований показывает, что некоторые из них дополняют друг друга. Так, например, увеличение толщины обшивки улучшает жесткостные характеристики конструкции агрегатов, повышает ее прочность, снижает вероят­ность возникновения вибраций, улучшает качество поверхности и тем самым аэродинамику. Однако более характерна противоречивость требований. Так, почти все требования противоречат

Принцип работы гидросистемы управления поворотом колес передней ноги шасси.

Гидросистема управления поворотом колес передней ноги питается энергией давления жидкости от второй гидросистемы. Управление разворотом колес передней ноги осуществляется с помощью педалей пульта ножного управления, при этом одновременно отклоняется и руль направления. Система управления имеет три варианта работы:

— вариант малых углов поворота колес. В этом случае при полном отклонении педалей колеса разворачиваются на угол ±8°30' от нейтрального положения. Данный вариант используется при пробеге и разбеге самолета;

— вариант больших углов поворота колес. При полном отклонении педалей колеса разворачиваются на угол ±55° от нейтрального положения. Данный вариант используется при рулении самолета по аэродрому;

— вариант свободной ориентации колес (демпфирования). При этом варианте колеса автоматически устанавливаются в нейтральное положение после отрыва от земли. Установка колес в нейтральное положение исключает поломку элементов шасси и створок во время уборки ноги развернутыми колесами. Отключение системы управления колес осуществляется концевым выключателем, установленным на амортизаторе передней ноги. Во время посадки самолета этот выключатель обеспечивает обратный переход колес на вариант малых углов поворота. Одновременно происходит согласование разворота колес с положением руля направления и включение рулежно-демпфирующего цилиндра в работу.

Органом управления поворотом колес являются педали управления рулем направления. При отклонении левой педали вперед колеса разворачиваются влево, самолет также разворачивается влево и наоборот. В систему управления поворотом колес (рис. 5.52) входят следующие элементы: электромагнитный кран 4, золотниковый пульт 3, кран переключения 2, рулежно-демпфирующий цилиндр 1, пружинная тяга 4 (рис. 5.53), гермоузел 11 и пружинный

цилиндр 10.

Электрическая схема поворота колес пе­редней ноги:

18 — лампа сигнализации го­товности системы управле­ния поворотом колес на взлет­но-посадочном режиме; 23 — переключатель ЗППНГ-15К включения рулежного или взлетно-посадочного режима работы;

 

8 —■193 я тот выключатель 25 — лампа сигна­лизации включения рулеж­ного режима; 26 — электро­магнитный кран КЭ-5 вклю­чения системы поворота ко­лес; 27 — электромагнитный кран ГА-163А/16 включения рулежной или взлетно-по­садочной системы поворота колес; 1631 — концевой вы­ключатель ДП-702 блоки­ровки управления поворо­том в полете; 1633 — лам­па сигнализации включения взлетно-посадочного режима