Лекция №23.1. Рулевые приводы пассажирских самолетов и их резервирование (Лекции по дисциплине "Динамическое проектирование систем стабилизации летательных аппаратов")

Рулевые приводы пассажирских самолётови их резервирование1 – предкрылки (органы механизации крыла); 2 – элерон; 3 –закрылки; 4 – руль направления; 5 – руль высоты; 6 –переставляемый стабилизатор; 7 – поверхности увеличенияподъёмной силы; 8 - воздушные тормоза (спойлеры); 9 –многофункциональные интерцепторы.Внастоящеевремяуровеньбезотказностисистемпассажирских самолётов в России определяется Авиационнымиправилами АП25. Самолёт должен быть спроектирован и построентаким образом, чтобы в ожидаемых условиях эксплуатации придействиях экипажа в соответствии с руководством по лётнойэксплуатации,каждоеотказноесостояние,приводящееквозникновению катастрофической ситуации, оценивалось какпрактически невероятное событие (вероятность <10-9 на часполета). Отказ не должен возникать вследствие единичного отказаодногоизэлементовсистемы.Суммарнаявероятностьвозникновения аварийной ситуации, вызванной функциональнымиотказами для самолёта в целом, не должна превышать 10-6 на часполёта.

При этом, любой отказ, приводящий к аварийной ситуации,должен оцениваться, как событие не более частое, чем крайнемаловероятное (λ<10-7 на час полёта).Функциональный отказ может быть отнесён к событиямпрактически невероятным, если выполняется одно из следующихусловий:1. Отказное состояние возникает в результате двух и болеенезависимых последовательных отказов различных элементоврассматриваемой системы или взаимодействующих с нейсистем с вероятностью менее 10-9 на час полёта по типовомупрофилю.2.

Указанноесостояниемеханическогоявляетсяотказаследствием(разрушение,конкретногозаклинивание,рассоединение) одного из элементов системы, для чегоразработчикневероятностьсистемыдолженподобногообосноватьотказавпрактическуюсоответствиистребованиями, которые изложены в 25 АП-25.Важно подчеркнуть, что любой отказ, приводящий квозникновению аварийной или катастрофической ситуации, долженрассматриватьсявнезависимостиотвероятностиеговозникновения.

Такие отказы, при их возникновении, не должныпрепятствовать продолжению безопасного полёта или посадкесамолётаидолжныпоследствиями отказа.позволятьэкипажусправлятьсясПоскольку безотказность систем рулевых гидроприводовопределяется не только безотказностью собственно гидропривода,но и безотказностью гидравлической энергосистемы, обладающейгораздо меньшей надёжностью, то использование гидравлическихрулевых приводов потребовало применение общего структурногорезервирования, как энергетических систем, так и собственнорулевых приводов. Поэтому на маневренных самолётах получилиприменение двухканальные, сдвоенные рулевые гидроприводы, сгидропитанием от двух независимых гидравлических энергосистем.На пассажирских самолётах сначала применялось трёхкратное, азатем и четырёхкратное резервирование систем рулевых приводов(РП) и систем их гидравлического энергопитания.Схема системы управления рулём высоты самолёта Ту154 сгидромеханическим 3-х канальным рулевым приводом с суммированием силна общем штоке.

Здесь приняты обозначения: РУ – ручка управления; МПУ –механическая проводка управления; МЗ – механизм загрузки штурвала;ГС1,…ГС3 – гидравлические системы энергопитания; ГР1,…ГР3 –гидравлические распределители, управляющие потоками рабочей жидкости вполости силовых гидроцилиндров ГЦ1,…ГЦ3, имеющих общий шток; СП –3-х канальный электрогидравлический сервопривод системыавтоматического управления (САУ).(Оба руля высоты и руль направления).Каждый канал привода управляется гидрораспределителем сплоским золотником, который обладает повышенной стойкостью кпопаданию загрязнений в рабочий зазор. Золотники соединяются свходным механическим звеном привода торсионным элементом,что позволяет управлять скоростью перемещения штока даже призаклинении золотника соседнего канала.

Назначенный ресурсодного канала такого привода 40000 лётных часов. Средняянаработка на отказ каждого канала привода составляет210000лётных часов. Эта оценка соответствует интенсивности отказовλ=4.76*10-61/ч. Практика показывает,интенсивностиотказовчтогидравлическойсредняя оценкаэнергосистемы,включающей насосную станцию и гидравлическую систему,составляетвеличину,равнуюпримерноλ=70*10-61/ч.Интенсивность отказов резервированной механической системыуправлениязолотникамигидрораспределителейстроенногорулевого гидропривода нагрузка, которой очень мала (трение вподшипниках и гидродинамические силы в гидрораспределителях)составляет не более 10-12 1/ч.Основнымметодомрезервированиярулевыхприводовпассажирских самолетов является секционирование – разделениерулевых поверхностей на несколько секций, каждой из которыхуправляют несколько рулевых приводов.Механические характеристики трёхканального исполнительногомеханизма резервированного рулевого привода:Рулеваяповерхность1 – каналы 2 и 3 отключены; 2 – активно работают два каналарезервированного привода; 3 – работают все три канала привода.Схема системы управления рулевой поверхностью с гидромеханическим 3-хканальным рулевым приводом с суммированием сил на рулевойповерхности.

Такая компоновка рулевых приводов применена на самолётахИл86, Ил96.Этот вариант подключения рулевых приводов к поверхностиуправления полётом более предпочтителен, поскольку в нёмрезервируются узлы крепления штоков приводов к общей рулевойповерхности, на которой и суммируются силы, развиваемыепоршнями гидроцилиндров.МУХвхМеханическоеуправлениеГС1ГП1Гидросистема№1Каналгидропривода№1ГС 2ГП 2Гидросистема№2Каналгидропривода№2ГС3Гидросистема№3ХвыхГП 3Каналгидропривода№3Логическая схема для приближённой оценки интенсивности отказоврезервированной системы из трёх рулевых приводов с механическимуправлением. Здесь λГС1,…3; λгп1,…3 – интенсивности отказов соответственногидравоических систем питания и рулевых приводов с механическимуправлением.Приближённая оценка эквивалентной интенсивности отказовтрёхканальной системы гидропитания и трёхканального приводабез учёта резервированной механической проводки управлениясоставляет величину:С.РП  (ГС1  ГП1) * (ГС 2  ГП 2 ) * (ГС3  ГП 3)  МУТаким образом, общая оценка интенсивности отказов системы изтрёхрулевыхгидроприводовсмеханическимсоставляет не более, чем λ3РП≈1.42*10-12 1/ч.управлениемПрактика лётнойэксплуатации подобных систем рулевых приводов на самолётахТу154, Ил-86, Ан-124, Ил-96 и др.

на протяжении более чем 30 летпоказывает, что они обладают допустимым уровнем безотказности.Подобныесистемымеханическимгидравлическихуправлениемирулевыхсприводовобщимсструктурнымрезервированием, хотя и выполненные в различной конструктивнойреализации,получилиширокоеприменениевгражданскойавиации.6412105398756Пример расположения гидравлических рулевых приводов намагистральном пассажирском самолёте:1 - приводы шасси; 2 – приводы управления предкрылками; 3 - приводыуправления закрылками; 4 – приводы внутренних элеронов; 5 – приводыинтерцепторов; 6 – приводы внешних элеронов; 7 – сервоприводыавтоматических систем; 8 – приводы стабилизатора; 9 – приводы рулявысоты; 10 – приводы руля направления.В состав электронных блоков управления и контроляисправности таких сервоприводов в настоящее время входятцифровые вычислители, появление которых в составе приводаоткрывает новыевозможности, как для улучшения качествауправления, так и для повышения эффективности контроляисправности приводов.

Рассмотрим возможности повышенияэффективности контроляэлектрогидравлических усилителеймощности с использованием их цифровых моделей. Эти моделиреализуются программно и не увеличивают аппаратную сложностьсистемы,кромеэтого,чтооченьважно,контрольэлектрогидравлического усилителя мощности (ЭГУ) с помощьюего цифровой модели не требует увеличения количества каналовуправления, как при использовании метода мажоритарной логики.При появлении отказа в тракте управления или в ЭГУ одногоканалаонсамсебяотключает.Использованиепринципасамоконтроля каждого канала управления более эффективно, чемсистем контроля с мажоритарной логикой, поскольку при егореализации не требуется увеличение общего количества каналовсистемы лишь для того, чтобы применить метод мажоритарнойлогики.Структурная схема системы управлениятранспортного самолета Ан-148Основная схема построения рулевого приводапассажирского самолета1 - блок управления и контроля (БУК); 2 - электрогидравлический усилительмощности (ЭГУ); 3- входной фильтр; 4.1 - входной обратный клапан; 4.2 –выходной обратный клапан; 5 – электромагнит; 6 – шариковый клапан; 7 –предохранительные клапаны; 8 – клапаны подпитки; 9 – дренажные каналы;10 – передний узел крепления привода; 11 – гидроцилиндр; 12 – датчикпоступательных перемещений поршня; 13 – задний узел крепления; 14 –клапан переключения режимов работы привода; 15 – датчик поступательныхперемещений переключающего элемента; 16 – пружинный компенсатор; 17 –дроссель в канале кольцевания; 18 – датчик перемещения золотника ЭГУ;Uвх – сигнал управленияБУККРУсилительсигналовУправлениеКонтрольР+27 ВUхзДППДППКРРпГЦ1ГЦ2Клапан отключениягидроцилиндраГидроцилиндрККДрКанал кольцевнияДППUхп+27 В.КРУстройство и упрощённая схема контроля типового электрогидравлическогоусилителя типа «струйная трубка», преобразующего сигналы управления вперемещение золотника.