ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Изобретение относится к ракетной и авиационной технике и может найти преимущественное применение в конструкциях гидросистем, реализующих несколько режимов управления, например, в гиперзвуковых ракетах.

Известна гидросистема (см. Д.П. Попов «Механика гидро- и пневмоприводов», издательство МГТУ им. Баумана, 2002 г., стр. 18, рис. 1.2), которая имеет насос с регулируемой подачей, исполнительный двигатель, представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль, соединяющую исполнительный двигатель с электроприводным насосом. Данная система реализует однорежимный тип управления. Однако для реализации нескольких режимов управления полета, отличающихся по потребной мощности в несколько раз в начале полета и на маршевом участке траектории в плотных слоях атмосферы, данную систему использовать нецелесообразно. В связи с тем что объем гидравлического аккумулятора ограничен, для обеспечения увеличения мощности гидросистемы в несколько раз приходится увеличивать располагаемую мощность гидронасоса, что приводит к увеличению массы и габаритов гидросистемы, а также увеличивает тепловыделение и объем рабочей жидкости.

Целью настоящего изобретения является уменьшение суммарного тепловыделения, габаритов и массы путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата с гидравлическим баком.

Указанная цель достигается тем, что гидравлическая система летательного аппарата содержит электроприводной насос с регулируемой подачей, исполнительный двигатель, представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль, соединяющую исполнительный двигатель с электроприводным насосом. Гидравлическая система снабжена гидравлическим баком, внутри которого установлен с возможностью продольного перемещения поршень с подпружиненными демпферами, разделяющий гидравлический бак на высоконапорную и низконапорную полости. Вход электроприводного насоса соединен с низконапорной полостью гидравлического бака, а выход его соединен с высоконапорной полостью гидравлического бака и с входом в исполнительный двигатель (рулевыми агрегатами), при этом электроприводной насос и исполнительный двигатель соединены с системой управления (СУ) ракеты.

Изобретение поясняется чертежами, где на фиг. 1 изображена схема гидравлической системы летательного аппарата, на фиг. 2 изображен фрагмент системы в процессе работы: слева показан фрагмент гидравлической системы в установившемся первом режиме работы, справа - фрагмент гидравлической системы во втором режиме - режиме гидроаккумулятора за счет вытесненной рабочей жидкости из высоконапорной полости.

На фиг. 1-4 указаны позиции в следующем порядке:

1 - гидравлический бак;

2 - дифференциальный поршень;

3 - демпфер;

4 - высоконапорная полость;

5 - низконапорная полость;

6 - трубопровод;

7 - электроприводной гидронасос;

8 - приводной электродвигатель;

9 - обратный клапан;

10 - напорная магистраль;

11 - рулевые агрегаты;

12 - система управления;

13 - электрический кабель.

Гидравлическая система летательного аппарата содержит гидравлический бак 1, разделенный дифференциальным поршнем 2 с подпружиненными демпферами 3 на высоконапорную 4 и низконапорную 5 полости, соединенный трубопроводом 6 с двухрежимным электроприводным гидронасосом 7. Выход гидронасоса 7 соединен через обратный клапан 9 с напорной магистралью 10 и далее с рулевыми агрегатами 11. При этом гидронасос 7 и рулевые агрегаты 11 связаны с системой управления 12 летательного аппарата при помощи электрических кабелей 13.

Работа гидравлической системы происходит следующим образом.

На первом режиме работы запускается электроприводной гидронасос 7. Рабочая жидкость через обратный клапан 9 по напорной магистрали 10 поступает в рулевые агрегаты 11 и одновременно в высоконапорную полость 4 гидравлического бака 1, создавая через поршень 2 давление, необходимое для нормальной бескавитационной работы гидронасоса 7. При этом полости подпружиненных демпферов 3, размещенных в дифференциальном поршне 2, заполняются рабочей жидкостью и гидравлическая система работает в режиме минимальной мощности системы, соответствующей расходу утечек через рулевые агрегаты 11.

Для обеспечения стабилизации летательного аппарата гидравлическая система работает на втором режиме с максимальной мощностью. Система управления 12 через электрические кабели 13 выдает команду на подачу через обратный клапан 9 рабочей жидкости по трубопроводу 6 в высоконапорную полость 4 гидравлического бака 1 и в рулевые агрегаты 11, воспринимающие в это время большие аэродинамические нагрузки. При этом обратный клапан 9 закрывает выход гидронасоса 7, снижая мощность, потребляемую электродвигателем 8.

При окончании работы на втором режиме гидронасос 7 постепенно останавливается и поток рабочей жидкости поступает к рулевым агрегатам 11 при работе гидравлической системы с потреблением обычного режима мощности. При возникновении в гидравлической системе пиковых расходов (на любых режимах) давление в напорной магистрали 10 снижается и под действием перепада давлений, определяемого соотношением площадей, подпружиненные демпферы 3 разряжаются. Дифференциальный поршень 2 перемещается на величину А, вытесняя, как гидроаккумулятор, недостающий объем рабочей жидкости.

Таким образом, предложенное техническое решение позволило реализовать гидравлическую систему с уменьшенным суммарным тепловыделением и уменьшить габариты и массу путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата.