ПРИВОДНОЕ УСТРОЙСТВО РЕГУЛИРУЕМОГО ЭЛЕМЕНТА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к области авиационной и космической техники, в частности к приводам летательных аппаратов, надежность которых повышена путем дублирования работы их наиболее ответственных элементов, и может быть использовано, например, для выпуска шасси или поворота закрылков истребителей или космических кораблей многоразового использования.

Известно гидравлическое приводное устройство самолета АН-12БК, содержащее поршневой гидропривод, который на случай отказа двух двухсоткилограммовых гидронасосов - дублеров, связан гидропроводами с аварийным гидронасосом (Общие сведения, летно-тактические, аэродинамические, весовые и другие характеристики самолета АН-12БК, Книга №1, Третье издание, ЗАО АНТЦ "ТЕХНОЛОГ", 2001, с.12, 13 [1]). Аварийный гидронасос приводится в действие при помощи работающего на солярке и запускаемого вручную дополнительного двигателя.

Недостатком данного приводного устройства с аварийным дублером является низкая надежность.

В конструкции аналога все взаимозаменяемые гидронасосы обеспечивают подачу под давлением гидравлической жидкости в гидроцилиндр, из-за чего в случае нарушения герметичности гидропроводов и поршневых уплотнений или поломки элементов поршневой группы гидропривода замена одного гидронасоса другим окажется безрезультатной.

Известно приводное пневматическое устройство выпуска и уборки опор шасси учебного самолета ЯК-18Т, содержащее привод объемного действия, раздельно связанный соответствующими трубчатыми линиями управления с двумя шаровыми газовыми баллонами, один из которых является основным, а другой, аварийным и подключается к приводу только в нештатной ситуации прекращении подачи воздуха от основного баллона. (Заключение по результатам расследования авиационного инцидента - посадки с невыпущенными одной основной и передней стойками шасси на самолете Як-18Т №01415 ФЛА РФ, произошедшего 6 мая 2001 г. на аэродроме Мячково, http://www.avion.ru/info/accident/30.html [2]).

Сжатый воздух закачивается в оба баллона на земле под давлением 50±5 кгс/см², при этом, согласно регламенту технической эксплуатации самолета, необходимо производить дозаправку и освидетельствование обоих баллонов непосредственно перед каждым полетом. Герметичность воздушной системы самолета является важнейшим фактором ее работоспособности.

Недостатком данного приводного устройства с аварийным дублером является низкая надежность.

Поскольку оба газовых баллона обеспечивают подачу газа в один привод объемного действия, их взаимозаменяемость оказывается бесполезной в случае поломки последнего и нарушения герметичности связанных с ним трубчатых линий управления. Кроме того повышенное значение при работе указанного привода приобретает человеческий фактор. При штатной работе основного баллона его аварийный дублер находится в законсервированном состоянии. Поэтому после многолетней эксплуатации обслуживающий персонал перестает уделять должное внимание выполнению требований регламента, касающихся подзарядки и освидетельствования аварийного баллона непосредственно перед вылетом, что по выводам комиссии и явилось косвенной причиной описанного в статье [2] инцидента.

Известно выбранное в качестве прототипа гидравлическое приводное устройство с аварийным пневматическим дублером самолета МиГ-15, содержащее поршневой гидропривод (привод объемного действия), связанный трубчатой линией управления с насосом, работу которого в случае отказа или боевого повреждения дублирует аварийный газовый баллон (http://www.airwar.ru/enc/fighter/mig15.html - МиГ-15(С) [3]). С помощью гидравлики в самолете убираются и выпускаются шасси, посадочные щитки, аэродинамические тормоза, отклоняются элероны. Нормальное давление в гидросистеме составляет 13,5014 МПа. Объем гидравлической жидкости ЛТ-СИА на основе спирта и глицерина составляет 18 л. На самолете имеется основная и резервная пневматические системы. Основная система обеспечивает работу тормозов колес, изменение положения опор шасси, герметизацию кабины летчика и перезарядку пушек. При отказе основной системы аварийная система обеспечивает выпуск опор шасси и включение тормозов колес. Сжатый воздух основной системы находится в двух резервуарах, давление воздуха составляет 11 МПа. Сжатый воздух аварийной системы находится в одном резервуаре под давлением 5 МПа. Все резервуары заполняются сжатым воздухом от внешнего источника.

Недостатком данного приводного устройства с аварийным дублером является его низкая надежность.

Снижению надежности способствует то, что насос и газовые резервуары обеспечивают подачу под давлением в поршневой привод текучей среды (гидравлической жидкости или сжатого воздуха), из-за чего взаимозаменяемость резервуаров со сжатым воздухом оказывается бесполезной в случае нарушения герметичности или повреждения в бою поршневого привода и его трубчатых линий управления. Кроме того повышенное значение при работе указанного привода приобретает человеческий фактор. Хотя при штатной работе основного резервуара его аварийный дублер находится в законсервированном состоянии, он также как и основной, нуждается в проверке давления, и в случае необходимости, подзарядки сжатым газом перед каждым вылетом, на что уходит дополнительное время, которого обычно крайне недостает в условиях частых кратковременных боевых вылетов. В связи с этим возрастает угроза нарушения данного требования регламента.

Целью изобретения является повышение надежности приводного устройства регулируемого элемента летательного аппарата.

Указанная цель достигается тем, что приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата, содержащее дублирующий элемент, камеру переменного объема, и регулируемый насос, соединенный трубчатой линией управления с камерой переменного объема, дополнительно содержит регулируемый клапан, установленный на трубчатой линии управления, дублирующий элемент состоит из трубчатого кожуха, внутри которого расположен рабочий элемент из сплава, обладающего эффектом памяти формы, источника подачи горячего газа, связанного с трубчатым кожухом, замка и средства эффективного загружения рабочего элемента, один конец рабочего элемента закреплен на корпусе летательного аппарата (ЛА), а другой - соединен со средством эффективного загружения рабочего элемента, при этом замок установлен между корпусом ЛА и средством эффективного загружения рабочего элемента. Источник подачи горячего газа выполнен в виде электрического газового калорифера. Замок имеет вид подпружиненного «ломающегося рычага».

На фиг 1, 2 приведен пример возможной реализации приводного устройства регулируемого элемента летательного аппарата.

На фиг.1 схематически представлено приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата до срабатывания аварийного тепломеханического дублера.

На фиг.2 схематически показано приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата после срабатывания аварийного тепломеханического дублера.

На фиг.1, 2: цилиндр - 1; поршень - 2; шток - 3; регулируемый насос - 4; трубчатая линия управления - 5; регулируемый клапан - 6; трубчатый кожух - 7; рабочий элемент из сплава, обладающего эффектом памяти формы - 8; источник подачи горячего газа - 9; газопровод - 10; трос - 11; лекальный рычаг - 12; пружина - 13; рычаг - 14; рычаг - 15; упор - 16; корпус летательного аппарата - 17; рычаг регулируемого элемента летательного аппарата -18; уплотнительная втулка - 19; упор - 20.

Приводное устройство регулируемого элемента летательного аппарата содержит (фиг.1, 2) камеру переменного объема, выполненную в виде цилиндра 1. Внутри цилиндра расположен поршень 2, соединенный с толкателем в виде штока 3. Регулируемый насос 4, соединен трубчатой линией управления 5 с цилиндром 1. Регулируемый клапан 6 установлен на трубчатой линии управления 5. Дублирующий элемент состоит из трубчатого кожуха 7, внутри которого расположен рабочий элемент 8 из сплава, обладающего эффектом памяти формы, источника подачи горячего газа 9, связанного газопроводом 10 с кожухом 7, средства эффективного загружения рабочего элемента 8 и замка. Средство эффективного загружения выполнено в виде соединенных между собой троса 11 и лекального рычага 12. Замок, имеющий вид подпружиненного «ломающегося рычага», образован рычагами 14,15 и пружиной 13, причем рычаг 15 снабжен упором 20.

Цилиндр 1 шарнирно закреплен на корпусе летательного аппарата 17. Поршень 2 посредством штока 3 шарнирно соединен с рычагом 18 регулируемого элемента летательного аппарата, шарнирно установленным на корпусе летательного аппарата 17. На корпусе летательного аппарата 17 установлен упор 16.

Кожух 7 снабжен упругой уплотнительной втулкой 19, изготовленной, например, из пористой резины.

Элемент 8 изготовлен, например, из нитинола и память его формы выражается в укорачивании при нагреве до аустенитного состояния.

Источник подачи горячего газа 9 выполнен, например, в виде электрического газового калорифера.

Лекальный рычаг 12 средства эффективного загружения шарнирно закреплен на корпусе летательного аппарата 17 соосно рычагу регулируемого элемента летательного аппарата 18. Трос 11 соединяет лекальный рычаг 12 и рабочий элемент 8, причем трос 11 огибает рычаг 12.

Рычаг 14 шарнирно связан с рычагом 12, а рычаг 15 снабжен упором 20, шарнирно закреплен на корпусе 17 и связан с последним пружиной 13.

При штатном режиме работы устройства клапан 6 заперт и поворот рычага 18 производится поршнем 2 под действием нагнетаемой насосом 4 в цилиндр 1 жидкости или газа (фиг.1). При этом перемещаемый штоком 3 рычаг 18 не оказывает силового воздействия на рычаг 12.

В случае отказа насоса 4, разгерметизации трубчатой линии управления 5 или повреждения цилиндра 1 и поршня 2 управление рычагом 18 в штатном режиме становится невозможным. Для включения дублирующего элемента одновременно открывают клапан 6 и включают источник подачи горячего газа 9. В результате полость цилиндра 1 сообщается с окружающей средой, а через кожух 7 начинает циркулировать подогреваемый источником 9 горячий газ.

В результате нагрева горячим газом, находившийся до этого в охлажденном мартенситном состоянии предварительно растянутый рабочий элемент 8, испытывает аустенитное превращение и, укорачиваясь, совершает работу по повороту рычага 12, соединенных с ним рычагов 18, 14,15 и деформации пружины 13.

Причем, благодаря особой форме лекального рычага 12, при которой в процессе аустенитного превращения в рабочем элементе 8 оказываемое ему силовое противодействие со стороны рычага 18 убывает, данное превращение реализуется примерно при постоянной температуре, то есть в условиях достижения элементом 8 максимальной эффективности энергопреобразования, а значит, минимальной массы и тепловой инертности его действия. Для определения формы рычага 12, при которой аустенитное превращение в рабочем элементе 8 происходит примерно при постоянной температуре, необходимо произвести тарировку рабочего элемента 8 на испытательном стенде (Халов М.О. Реализация изотермического цикла в тепломеханических и электромеханических устройствах с эффектом памяти формы // Ж.Вестник Московского государственного агроинженерного университета им. В.П.Горячкина. Выпуск 3 (23), часть 1, Москва. ИЦ ФГОУ ВПО МГАУ. - 2007, с.43, 44 [4]).

Перед завершением данного рабочего хода рабочего элемента 8 пружина 13 перемещает рычаг 15 против часовой стрелки (фиг.2), и в результате воздействия упора 20 на рычаг 14 происходит заклинивание рычага 12 рычагами 14, 15 и упором 20. Только после этого источник подачи горячего газа 9 выключают.

В целях предупреждения рекристаллизации в нитиноловом рабочем элементе 8 предельная температура его нагрева горячим газом должна быть ниже 250°C.

Для переключения регулируемого клапана 6 и источника подачи горячего газа 9 наряду с дистанционным может быть использовано ручное управление.

Для нагрева рабочего элемента 8 вместо подаваемого из калорифера горячего газа может быть использован горячий газ, нагреваемый двигателем летательного аппарата.

С целью снижения массы рабочего элемента 8 его целесообразно изготавливать в виде мышцевидного пакета, состоящего из имеющих высокую эффективность тепломеханического энергопреобразования и развитую поверхность теплообмена тонких нитиноловых проволок или лент.

Особо перспективным является оснащение предлагаемым приводом военных пилотируемых и беспилотных самолетов и вертолетов, например, истребителей пятого поколения, которые при уменьшенной до предела массе аварийных систем вместе с тем нуждаются в них в наибольшей мере, поскольку их основные системы управления испытывают максимальные перегрузки и подвержены угрозе повреждения в бою.

В некоторых случаях, например, при обеспечении однократного открытия стоек шасси многоразового космического корабля типа «Шатл», предлагаемый тепломеханический привод с эффектом памяти формы может быть использован в качестве основного. При этом главными преимуществами тепломеханических приводов с твердотельными нитиноловыми рабочими элементами перед приводами объемного действия, являются простота, отсутствие угрозы разгерметизации и изменения свойств их элементов из-за переохлаждения в космическом пространстве.

Источники информации

1. Общие сведения, летно-тактические, аэродинамические, весовые и другие характеристики самолета АН-12БК, Книга №1, Третье издание, ЗАО АНТЦ "ТЕХНОЛОГ", 2001.

2. Заключение по результатам расследования авиационного инцидента - посадки с невыпущенными одной основной и передней стойками шасси на самолете Як-18Т №01415 ФЛА РФ, произошедшего 6 мая 2001 г. на аэродроме Мячково, КВС тренирующийся пилот-любитель П. Гомес. http://www.avion.ru/info/accident/30.html.

3. http://www.airwar.ru/enc/fighter/mig15.html - МиГ-15 (С).

4. Халов М.О. Реализация изотермического цикла в тепломеханических и электромеханических устройствах с эффектом памяти формы // Ж.Вестник Московского государственного агроинженерного университета им В.П. Горячкина Выпуск 3 (23), часть 1, Москва. ИЦ ФГОУ ВПО МГАУ. - 2007, с.43, 44.