Анализ гидравлических систем управления элеронами и передней опоры шасси на самолете Ту-154

Задание на курсовой проект В качестве объекта исследования в курсовом проекте используется самолет Ту-154

В курсовой работе для анализа гидравлических систем управления элеронами и передней опоры шасси на самолете Ту-154 необходимо из технического описаний или руководств по эксплуатации и ремонту:

· составить краткое описание ЛА;

· описать и изобразить схемы управления заданными гидроприводами и гидравлические схемы соответствующих подсистем;

· рассчитать потребную мощность и параметры исполнительного механизма;

· начертить исполнительный ГДВ.

1. Описание носителя

1.1 Назначение и особенности конструкции

1.2 Лётно-технические характеристики

1.3 Режим полёта

1.4 Структура и описание гидросистемы

1.5 Структурная схема гидравлической системы

1.6 Особенности работы гидросистем

2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕРОНАМИ

2.1 РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ И ПОТРЕБНОЙ МОЩНОСТИ

3. система выпуска-уборки передней стойки шасси

3.1 расчет параметров и потребной мощности

4. Схема заданных гидроприводов

5. Заключение

7.Приложения

6. Литература

Авиационная промышленность является одним из важнейших показателей развития и обороноспособности государства. Это приводит к постоянной необходимости развития авиационной техники, к созданию летательных аппаратов (ЛА) самых различных назначений и классов. Современный этап создания ЛА характерен прежде всего тем, что разрабатываются совершенно новые ЛА, практически без аналогов, что требует значительных затрат времени, материалов и финансов. На данный момент на современных ЛА основными источниками энергии являются гидравлические системы. Из различных видов вспомогательных силовых систем наибольшее распространение на Л.А. получили электрические и объёмные гидравлические системы. Область применения этих систем чётко разграничены: гидравлические системы в основном используются как силовые устройства и приводы (по аналогии с человеком — «мышечная система), а электрические — как командные устройства («нервная система). Гидравлические агрегаты и устройства применяются на современных Л.А. настолько широко, что многие из этих аппаратов буквально ими насыщены. Сравнения гидравлических, электромеханических и газовых систем ЛА по основным техническим показателям позволяет сделать вывод о том, что в настоящее время и в ближайшем будущем основными энергетическими системами (для механизации и автоматизации процессов управления) на ЛА будут оставаться гидравлические системы, комплектуемые с устройствами управления, а так же с электрическими или пневматическими аварийными системами.

В данной работе рассматривается назначение и особенности конструкции ЛА, состав, структура, назначение и принцип действия его гидросистемы; проектируется и разрабатывается конструкция гидросистемы на примере самолета Ту-154.

1. ОПИСАНИЕ НОСИТЕЛЯ

1.1 НАЗНАЧЕНИЕ И ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ

ТУ-154 — среднемагистральный самолет, эксплуатирующийся на авиалиниях протяженностью до 5000 км. По конструктивной схеме самолет представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низко расположенным стреловидным крылом, однокилевым Т-образным оперением и трехопорным шасси. Конструктивные и технологические особенности позволяют эксплуатацию самолета (взлет-посадка) в условиях, которые с одной стороны, ограничены минимальной температурой арктических условий (t = -50C; Н = 0) и максимальной (t = +37C; Н = 0) с другой стороны. Характеристики самолета удовлетворяют требованиям АП-25 гражданских самолетов и наиболее жестким американским стандартам FAR. По уровню летных характеристик ТУ-154 относится к группе самолетов, у которых при отказе одного двигателя в любой момент при разбеге обеспечивается возможность безотказного прекращения или продолжения взлета. Кроме того, безопасность полета обеспечивается вследствие высокой прочности и живучести конструкции, многократного резервирования основных систем самолета и надежной работы двигателей, сохранения нормального кондиционирования при взлете, наборе высоты и полете с одним неработающим двигателем, использование реверса тяги боковых двигателей при прекращении взлета, и т. д.

Новейший пилотажно-навигационный комплекс, использование бортовых электронно-вычислительных машин и метеолокатора, применение автоматики значительно облегчают работу экипажа (два пилота и бортинженер) и позволяют совершать полеты днем и ночью, в простых и сложных метеорологических условиях.

Также особенностью конструкции самолета является установка на нем двигателей в хвостовой части фюзеляжа: два — по бокам фюзеляжа, а один внутри фюзеляжа, что имеет ряд преимуществ:

— снижение уровня шума и вибраций в пассажирских салонах;

— улучшение аэродинамики крыла;

— облегчение технического обслуживания силовых установок.

Воздухозаборник среднего двигателя выведен наверх фюзеляжа.

Большая энерговооруженность, мощная механизация крыла и надежные тормоза обеспечивают хорошие взлетно-посадочные характеристики самолета.

Особое внимание уделено эффективности и надежности управления. Система рулевого управления самолетом полностью механизирована и имеет по всем трем каналам управления самолета необходимые гидравлические рулевые приводы. Надежность функционирования системы рулевого управления обеспечена ее двухкратным резервированием, надежностью элементов и гидропитанием от трех гидросистем. Все рули приводятся в действие трехкамерными рулевыми приводами, каждая камера рулевого привода независима и получает питание от отдельной гидросистемы. Основная система электроснабжения получает питание от трех генераторов переменного тока мощностью 40 кВт каждый. В случае отказа основной электросистемы предусмотрена возможность питание борта от вспомогательной силовой установки, имеющей источники переменного и постоянного тока.

Пассажиры на самолете размещаются в общей герметической кабине, разделенной буфетом и кухней на два салона, в которых поддерживается нормальная температура и давление с перепадом относительно атмосферного давления, равным 0,63 кгс/см2. Салоны радиофицированы для передачи объявлений, информации о полете.

Фюзеляж представляет собой полумонокок круглого сечения диаметром 3.8 м, состоит из трех основных частей: носовой, средней и хвостовой. Носовая и средняя части фюзеляжа представляют собой единую герметическую кабину, в которой размещаются экипаж, пассажиры и багажные помещения (под полом пассажирских салонов) и технические отсеки для размещения оборудования. Хвостовая часть фюзеляжа — негерметичная, в ней размещены: технический отсек, отсек гидравлического оборудования, вспомогательная силовая установка и средний двигатель с каналом. Фюзеляж — клепаной конструкции, изготовлен из продольного (стрингеров) и поперечного (шпангоутов) наборов и обшивки, имеет две входные двери, одну служебную дверь и семь аварийных выходов, из которых три аварийных выхода — у 20 и 61 шпангоутов и четыре аварийных выхода на крыло.

Крыло состоит из трех частей центроплана и двух отъемных частей крыла (ОЧК). Конструктивно крыло представляет собой трехлонжеронную кессонную конструкцию, состоящую из верхней и нижней клепаных панелей, трех лонжеронов балочного типа и съемного носка. В качестве поперечных элементов использованы нервюры балочного типа. Внутренние объемы крыла (кессоны) используются для размещения топлива. В крыле размещены шесть кессон — баков: четыре в центроплане (один из них — расходный) и два в ОЧК. Крыло оснащено мощной механизацией. На крыле установлены элероны, предкрылки, трехщелевые закрылки, по четыре секции интерцепторов и две гондолы для уборки главных ног шасси.

Хвостовое оперение состоит из вертикального оперения и горизонтального, закрепленного на верхней части киля. Вертикальное оперение состоит из киля и руля направления. Киль с помощью неразъемного технологического стыка прикреплен к хвостовой части фюзеляжа. Горизонтальное оперение состоит из стабилизаторов и руля высоты. Стабилизатор — кессонного типа, переставной в полете, с диапазоном углов отклонения от 0° до -5,5° по указателю. Киль кессонного типа и стабилизатор конструктивно выполнены из клепаных панелей и трех лонжеронов, скрепленных между собой заклепками и болтами. Руль высоты, руль направления состоят из сотовых панелей.

Планер самолёта имеет ряд разъёмов, по которым делится на отдельные части. Разъёмы облегчают сборку, транспортировку и ремонт планера; расширяют фронт работ при постройки самолёта и позволяют широко применять более совершенные технологические процессы. В конструкции планера применены обычные материалы: дюралюминиевые сплавы, легированные стали, титан и другие. Для достижения минимального веса планера применены конструктивные элементы переменного сечения, получаемые методом программного фрезерования и химического травления, а так же широко использованы штампованные и прессованные элементы, позволяющие рационально распределить материал по конструкции. Конструкция агрегатов планера выполнена с учетом обеспечения повышенной живучести и получения полного срока службы планера 30 000 часов полета.

Шасси убирается назад по потоку: главные ноги в гондолы на крыле, передняя нога — в нишу передней части фюзеляжа.

Управление: Продольное управление по тангажу на самолете ТУ-154 осуществляется при помощи перестановок стабилизатора и руля высоты. Система управления стабилизатором — электромеханическая, дублированная, с дистанционным управлением. Изменять угол установки стабилизатора в полете разрешается на скорости полета по прибору не более 425 км/час. Стабилизатор устанавливается на угол :

1 0° по указателю на всех режимах полета, кроме взлета и посадки;

2 От 0° до -3° по указателю в зависимости от центровки при взлете и посадке при закрылках, выпущенных на 28°;

3 От 0° до -5,5° по указателю в зависимости от центровки и при посадке с закрылками, выпущенными на 45°.

Поперечное управление производится элеронами и элерон — интерцепторами. Элероны отклоняются с помощью необратимых рулевых приводов. Путевое управление обеспечивается рулем направления. Руль направления отклоняется с помощью необратимого рулевого привода (один трехканальный рулевой привод).

1.2 ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

1.Данные по высоте полета:

Потолок…11 000 м

2.Данные по массе:

Максимальная рулежная масса… …100 500 кг

Максимальная взлетная масса… …100 000 кг

Посадочная масса… …80 000 кг

Максимальная масса без топлива…74 000 кг

Максимальная масса заправленного топлива… 39 750 кг

Коммерческая нагрузка… …18 000 кг

3.Данные по экипажу, обслуживающему персоналу и пассажирам:

Количество пассажиров… …164 чел.

Экипаж… 3 чел.

Обслуживающий персонал (бортпроводники)… 4 чел.

Предусмотрены дополнительные места для нештатного члена экипажа и лоцмана.

4.Геометрические параметры:

Планер:

длина…48 м размах…37,55 м высота…11,4 м Фюзеляж:

длина…41,8565 м максимальный диаметр … 3,8 м удлинение…0,11 014 м миддель…11,4 м²

Вертикальное оперение:

размах…5,65 м угол стреловидности…45°

плечо вертикального оперения …13,454 м угол отклонения руля направления…25°

площадь полная …31,725 м²

площадь киля… 24,255 м²

площадь руля направления…7,535 м²

5.Горизонтальное оперение:

Площадь горизонтального оперения …40,55 м²

Площадь стабилизатора (без рулей высоты) …32,09 м²

Площадь рулей высоты…2Ч4.23 м2

Стреловидность горизонтального оперения …40°

Размах горизонтального оперения…13,4 м

6.Крыло:

Площадь крыла:

без наплыва…180,01 м²

с наплывом…201,45 м²

Поперечное V крыла …-1°10Р Средняя аэродинамическая хорда крыла…5, 285 м Угол установки крыла…+3°

Угол отклонения предкрылков…18,5°

7.Шасси:

Ширина колеи…11,5 м Продольная база шасси…18,920 м Размеры:

главных колес (12 шт.)…930×305мм КТ-141А передних колес (2 шт.)…800×225мм КН-10

8. Элероны:

Площадь элеронов…2×1,73 м²

Размах элеронов…2×2,28 м²

Угол отклонения элеронов …20°

9. Закрылки:

Площадь закрылков:

внешних…2×11м2

внутренних…2×7,5 м²

Угол отклонения закрылков на взлете:

внешних…25°

внутренних…28°

Угол отклонения закрылков на посадке:

внешних…40°

внутренних…45°

Размах закрылков:

внешних…2×7,73 м внутренних…2×3,75 м

10. Интерцепторы:

Площадь:

внешних…2×1,45 м²

средних…2×2,0 м²

внутренних…2×2,78 м²

Угол отклонения:

внешних…45°

средних…45°

внутренних…50°

11. Взлет и посадка разрешены:

На «высотах» по давлению… от -305м до +2500м При максимально допустимой скорости ветра:

встречный…30 м/с попутный…10 м/с боковой под углом 45є к ВВП…17 м/с осадки до 3мм…5 м/с при отказе 2-х гидросистем при посадке…10 м/с

12. Летные данные:

Максимальная скорость… …945 км/ч Крейсерская скорость… 850−920 км/ч

13. Взлётные и посадочные данные:

Скорость отрыва самолёта… 340км/ч Длина разбега… 1215 м Посадочная скорость … …280км/ч Длина пробега… 710 м Скорость при выпуске и уборке шасси …400км/ч

1.3 РЕЖИМ ПОЛЕТА Рис. 1.1. График полета

1. Старт, отрыв от земли (V=340 км/ч)

2. Крейсерский полет на Н=11 000 м, V=920 км/ч

3. Спуск до Н=4000 м

4. Заход на посадку

5. Посадка V=280 км/ч

1.4 СТРУКТУРА И ОПИСАНИЕ ГИДРОСИСТЕМЫ Гидравлическое оборудование самолета конструктивно выполнено в виде 3-х самостоятельных, независимых друг от друга систем: первой, второй и третьей гидравлических систем. Каждая система имеет свои гидроаккумуляторы (позиция 32) (см. принципиальную гидравлическую схему), свою аппаратуру регулирования и управления, свои коммуникации. Основное количество масла (АМГ-10) 1-ой и 2-ой гидросистем содержится в гидравлическом двуполостном баке (позиция 1), гидросистема 3 имеет собственный бак (позиция 26). В системе имеется два дренажных бака (позиция 11): один для обслуживания 1-ой и 2-ой гидросистем, другой для обслуживания 3-й гидросистемы. Помимо этого, в системах дополнительно установлены два баллона (позиция 14): по одному на каждый дренажный бак, необходимые для подпитки наддува баков на случай падения давления, в линиях подаваемого от компрессоров воздуха.

Гидросистема самолета предназначена для обеспечения энергией ряда потребителей, выполняющих следующие функции на самолете:

1 Управление самолетом на всех этапах его полета;

2 Уборку и выпуск шасси;

3 Торможение самолета после посадки.

Гидросистема самолета состоит из:

1 Системы наддува и дренажа гидробаков, предназначенной для обеспечения бескавитационной работы гидронасосов и насосных станций гидросистемы независимо от высоты полета;

2 Системы аварийного торможения, предусмотренной в качестве запасной системы на случай отказа гидросистемы № 1, которая снабжает энергией основную систему торможения;

3 Основной гидросистемы, выполненной в виде трех отдельных систем для повышения надежности полетов:

1 Гидросистема № 1;

2 Гидросистема № 2;

3 Гидросистема № 3.

Агрегаты гидросистемы и системы наддува и дренажа гидробаков размещены в техническом отсеке № 5, на двигателях, в обтекателе воздухозаборника двигателя № 2, на левом борту фюзеляжа в районе шпангоута № 78.

В каждой из трех систем для обеспечения надежности полетов установлено несколько гидронасосов НП89 (позиция 30). В гидросистеме № 1 установлено два насоса: один на двигателе № 1, а второй на двигателе № 2; в гидросистеме № 2 — один насос на двигателе № 2 и одна насосная станция (позиция 46); в гидросистеме № 3 — один насос на двигателе № 3 и одна насосная станция. Насосы имеют привод от двигателей и поэтому гидросистемы самолета находятся в рабочем состоянии от запуска двигателей до их выключения. Насосные станции работают от электросети самолета, являются резервными и должны включаться только в случае выхода из строя насосов, предназначены для обслуживания гидросистем самолета на земле при неработающих двигателях и отсутствии наземного источника питания.

Так как в гидросистеме № 1 нет насосной станции, то обслуживание ее на земле производится от насосной станции гидросистемы № 2. Для этого предусмотрен специальный кран переключения, а чтобы при этом не было переливания рабочей жидкости из одной системы в другую, для гидросистем № 1 и № 2 сделан общий гидробак, который имеет вверху одну общую полость на обе гидросистемы, а внизу разделен на отдельные полости, в которых содержится необходимое количество рабочей жидкости для обеспечения нормальной работы каждой из гидросистем в случае утечки масла из другой гидросистемы. Гидробаки предназначены для обеспечения систем рабочим телом. Так как в системах нет равенства между количеством потребляемой и сливаемой жидкости (зарядка аккумуляторов, торможение или растормаживание колес опор самолета, работа цилиндров с односторонним штоками), то разница направляется в гидробак или забирается из него.

В каждом гидробаке установлены:

1 Штуцер забора масла из гидробака в магистраль питания насосов ;

2 Штуцер подсоединения магистрали слива ;

3 Сливной кран, через который можно слить из бака всю жидкость;

4 Датчики уровнемера (позиции 95, 100), выдающий соответственно сигнал на указатель;

5 Заливная горловина, предназначенная для заправки гидробаков маслом вручную через лючок в фюзеляже самолета. В заливной горловине имеется фильтрующая сетка с ячейкой 0.125 мм;

6 Визуальный уровнемер, предназначенный как для контроля уровня масла при наземной обработке систем на обесточенном самолете, так и для контроля правильности показаний дистанционного манометра.

Насосная станция состоит из гидравлического насоса переменной производительности и электродвигателя переменного тока. Каждый насос и насосная станция в своей конструкции имеет регулятор производительности, который изменяет их производительность в зависимости от давления в системе. При максимальном рабочем давлении насосы выходят на малую производительность. Для обеспечения возможности пропускания масла через насосы при отсутствии его потребления в системе, т. е. когда насосы вышли на малую производительность, в гидросистемах установлены дроссели (позиция 31), пропускающие около 4,2 литра масла в минуту.

Масло, прошедшее через дроссели, для поддержания необходимого температурного режима охлаждается в холодильниках (позиции 27, 47), затем попадает в общую сливную магистраль каждой системы и в гидробаки. В общей сливной магистрали перед гидробаками в каждой гидросистеме установлены сливные фильтры (позиция 10), очищающие масло от всех внесенных работающими агрегатами и магистралями загрязнений. Обратные клапаны (позиции 9, 23) между сливными фильтрами и гидробаками установлены для того, что бы при замене фильтрующих элементов сливных фильтров масло из гидробаков не вылилось через открытые фильтры, так как они не имеют отсечных клапанов. Так же обратные клапаны предусмотрены для развязки воздействия встречных потоков масла на насосы (или насос или насосную станцию в гидросистемах № 2, № 3) и для обеспечения направления потоков в общую магистраль нагнетания.

В магистрали, подходящей к бортовому клапану нагнетания, установлены обратный клапан (позиция 33), дроссель (позиция 22) и манометр (позиция 6). Манометр необходим в системах при работе от наземной установки при обесточенном самолете, т. е. когда дистанционный манометр не работает. Дроссель служит для уменьшения пульсаций давления масла перед манометрами. Клапаны разъема (позиции 28, 45, 96, 97) служат для предотвращения вытекания масла из трубопроводов при замене шлангов, насосов или насосных станций. Гасители пульсаций (позиция 29) предусмотрены для сглаживания и уменьшения амплитуды колебаний давления масла в магистралях нагнетания. Сглаживание происходит за счет воздействия импульсов потоков масла на эластичную диафрагму гасителя, разделяемую масляную полость от газовой, и поглощения части их энергии на сжатие азота.

Гидроаккумуляторы предназначены для запаса энергии. Запас энергии производится за счет закачки в его гидравлическую полость рабочей жидкости и уменьшения газовой полости за счет сжатия азота. Заправку газообразным сжатым азотом гидроаккумуляторов производят на земле через зарядный клапан. Обратные клапаны (позиции 34, 25), установленные во входной и выходной магистралях гидроаккумуляторов, предназначены для того, что бы масло при зарядке и разрядке прошло через входные фильтры (позиции 35, 48). Входные фильтры, установленные в начале основных магистралей давления, предназначены для фильтрации всей рабочей жидкости, поступающей к потребителям. Фильтры тонкой очистки (позиция 84) установлены только в магистралях давления к рулевым приводам и рулевым агрегатам. Они предназначены для дополнительной очистки масла, чтобы обеспечить нормальную работу рулевых приводов и рулевых агрегатов.

Запорный кран (позиция 40) предназначен для быстрого сброса давления в гидросистемах, путем его открытия вручную, и перепуска масла из линии давления в магистраль слива. Для отработки как самих гидросистем, так и систем потребителей на земле, на самолете предусмотрены бортовые панели 1,2,3 гидросистем (позиции 2, 20, 21), на которых установлены бортовые клапаны всасывания (позиция 3) и нагнетания (позиция 5), а так же бортовые клапаны заправки гидробаков маслом (позиция 4).

Включение гидросистемы самолета производится автоматически, а именно, при включении двигателей самолета гидравлические насосы так же включаются в работу, поскольку их вал соединен с коробкой приводов самолетных агрегатов двигателя. Контроль за работой гидросистем осуществляется по манометрам, расположенным на панели гидросистем пульта бортинженера и на левой приборной доске пилотов.

Монтаж трубопроводов гидросистем выполнен:

1 По левому борту, по всей длине фюзеляжа;

2 По лонжерону № 3 киля и стабилизатора;

3 По лонжерону № 3 крыла.

1.5 СТРУКТУРНАЯ СХЕМА ГИДРАВЛИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ САМОЛЕТА ТУ-154

Гидросистема имеет следующие технические характеристики:

1 Рабочее тело… масло АМГ-10:

— вязкость при t=50°…10 м2/с

— рабочая t…-60…125° C

— t самовоспламенения …91…105° C

— растворимость газа …9%

— плотность …850 кг/м3

— основа жидкости… нефть

2 Рабочее давление…20,3…22 МПа

3 Давление открытия предохранительного клапана…24,00,5 МПа

4 Давление срабатывания сигнализатора падения давления…10 МПа

5 Давление при выпуске опор самолета… не менее 12 МПа

6 Время зарядки гидроаккумулятора от насосной станции… не более 14 сек.

7 Давление в гидросистеме № 1 в момент срабатывания сигнализации убранного положения опор самолета не менее 19 МПа

8 Общее количество масла в гидросистемах и системах:

— гидросистем № 1, № 2 …около 105 литров

— гидросистемы № 3 … около 45 литров

9 Диапазон показаний указателей количества масла в баке ГС № 1, № 2:

— показывающего прибора электрического уровнемера… от 24 до 40 литров

— визуального уровнемера… от 30 до 50 литров

10 Диапазон показаний указателей количества масла в баке ГС № 3:

— показывающего прибора электрического уровнемера. от 16 до 28 литров

— визуального уровнемера… от 17 до 30 литров

11 Разность показаний визуального и электрического указателей количества масла каждого из бака… не более 1 литра

1.6 ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ГИДРОСИСТЕМ

1 Гидросистема Первая гидравлическая система предназначена для выполнения следующих операций :

— основного управления шасси ;

— основного торможения колес ;

— аварийного торможения колес ;

— управления внутренними интерцепторами ;

— управления средними интерцепторами ;

— управления гидроусилителями и рулевыми агрегатами ;

— управление приводами закрылков.

Номинальное рабочее давление в 1 гидросистеме — 210, номинальное рабочее давление в линии управления гидроусилителем руля высоты: до редукторов — 210. Рабочая жидкость — масло АМГ-10 ГОСТ 6794–53.

Основное количество масла содержится в двухполостном баке, в котором для 1 первой гидросистемы имеется своя отдельная полость. Рабочее давление в 1 гидросистеме создается посредством двух гидронасосов НП89, установленных непосредственно на двигателях самолета: один на левом двигателе и один — на среднем.

Суммарная производительность насосов 110 л/мин. Гидронасос имеет переменную производительность с саморегулированием по давлению в системе, а именно: производительность насоса уменьшается с повышением давления в гидросистеме и, наоборот, увеличивается с понижением давления.

Уменьшение производительности насоса происходит в диапазоне повышения давления от 203 до 220 .

В 1 гидросистеме установлены два гидравлических аккумулятора: аккумулятор основной системы и аккумулятор системы аварийного торможения. При работающих двигателях дозарядки гидроаккумулятора 1 гидросистемы и гасителей пульсаций происходит автоматически. Зарядка аккумулятора системы аварийного торможения осуществляется электромагнитным краном ГА184У (позиция 43). Предохранительный клапан, включенный в магистраль давления, предупреждает повышение давления в 1 гидросистеме свыше в случае неисправности системы саморегулирования насосов, а также в условиях проверки системы от источника наземного питания. В случае выхода из строя одного из гидронасосов соответствующие обратные клапаны отключают неработающий насос. Очистка масла в системе происходит :

— перед поступлением в систему через линейный фильтр ;

— перед возвращением в бак через сливной фильтр, установленный в линии слива 1 гидросистемы, у бака ;

— перед поступлением в гидроусилители и рулевые агрегаты через 5;

микронный фильтр.

Для замера давления за ГА-213 (позиция 83) установлен клапан проверки давления 154.80.5601.405.

В полете величина рабочего давления 1 гидросистемы контролируется указателями УИ1−240 дистанционных манометров ИД2−240 (позиция 37), установленными: один на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера и один на верхнем электрощитке пилотов. В линиях основного торможения величина рабочего давления контролируется по указателям УИ1−150 дистанционных манометров ИД-150 (позиция 50), расположенных на верхнем электрощитке пилотов. При обесточенном состоянии электросети на земле величина давления в 1 гидросистеме контролируется по манометру МТМ-400 (позиция 6), установленному в панели бортового питания 1 гидросистемы, включает сигнальные лампы. Лампы сигнализации падения давления установлены: одна — на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера, другая — на верхнем электрощитке пилотов. Зарядка гидравлического аккумулятора аварийного торможения производится от 1 гидросистемы посредством кнопки КНР, расположенной на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера, через кран ГА184У и обратный клапан (позиция 25).

Поскольку система аварийного торможения является замкнутой, в системе установлен предохранительный клапан (позиция 38), перепускающий масло в бак при повышении давления свыше в случае теплового расширения азота в гидроаккумуляторе. Величина рабочего давления в магистрали системы аварийного торможения контролируется указателями УИ1−240 дистанционного манометра ИД2−240 и сигнализатором давления ЭС-200 (позиция 44), который включает сигнальные лампы при падении давления в системе ниже. Сигнальные лампы падения давления в системе аварийного торможения и два указателя УИ1−240 расположена на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера и на верхнем электрощитке пилотов.

Между магистралью давления и линией слива установлен запорный кран, посредством которого производится при необходимости разрядка гидравлической системы (гидроаккумулятора).Кран установлен в панели агрегатов 1 ГС.

Проверка действия 1 гидросистемы на стоянке самолета производится от наземного источника с производительностью 110 л/мин, подключаемого к штуцерам панели бортового обслуживания. В случае необходимости проверка действия на земле может бать произведена от насосной станции НС46−2 2 гидросистемы включением посредством переключателя ППК-15К крана ГА165 (позиция 42) 2 системы на 1 систему. Переключатель ППК-15К расположен на панели гидросистемы бортинженера. Производительность насосной станции НС46−2 20л/мин. Бортовой штуцер на панели бортового обслуживания 1 гидросистемы предназначен для заправки маслом бака закрытым способом. Заправка осуществляется через фильтр (позиция 24) и обратный клапан (позиция 25). Основные агрегаты 1 системы смонтированы в нескольких самостоятельных панелях.

Действие системы в полете происходит следующим образом. Масло из полости бака 1 гидросистемы по магистрали всасывания поступает одновременно к двум гидронасосам НП89. От гидронасосов масло под давлением поступает через обратные клапаны и линейный фильтр (позиция 35) к кранам управления отдельных систем :

— редукционному клапану УГ92/2−1(позиция 49) ;

— клапану отключения и через него к электромагнитному крану КЭ47(позиция 64) основного управления шасси ;

— электромагнитному крану ГА-158 управления средними интерцепторами (позиция 79) ;

— электромагнитному крану ГА142/1 управления внутренними интерцепторами (позиция 75) ;

— электромагнитному крану ГА165 включения питания гидроусилителей и рулевых агрегатов (позиция 80) ;

— крану ГА184У зарядки аварийного аккумулятора (позиция 43) ;

— приводу РП60 управления закрылками (позиция 92).

При этом одновременно происходит зарядка гасителей пульсаций и гидроаккумулятора 1 гидросистемы. При включении соответствующего крана масло направляется к исполнительному гидроприводу и заполняет рабочую полость его в то время, как масло из противоположной полости возвращается в полость 1 гидросистемы в баке через возвратную линию системы и сливной фильтр.

2 Гидросистема Вторая гидравлическая система предназначена для выполнения следующих операций:

— управления поворотом колес передней ноги шасси ;

— управления аварийным выпуском шасси ;

— управления гидроусилителями ;

— управления приводами закрылков.

Номинальное рабочее давление во 2 гидросистеме — 210 .

Номинальное рабочее давление в линии управления гидроусилителями руля высоты: до редукторов 210, после редукторов. Рабочая жидкость — масло АМГ-10 ГОСТ 6794–53.Рабочее давление во 2 гидросистеме создается посредством одного насоса НП89, с производительностью 55 л/мин.

Вторая гидросистема по своей работе сходна с 1 гидросистемой. В ней применены аналогичные агрегаты: насос НП89, установленный на среднем двигателе, двухполостный бак, в котором для 2 гидросистемы есть своя отдельная полость, гидроаккумулятор, один гаситель пульсаций, предохранительный клапан, линейные фильтры и холодильник, два дросселя постоянного расхода, запорный кран, сигнализатор падения давления, датчик дистанционного манометра, панель бортового обслуживания и сливной фильтр. Назначение этих агрегатов и условия их работы такие же, как и в первой гидравлической системе.

Кроме того, во 2 гидросистеме установлена насосная станция НС46−2 с производительностью 20 л/мин, которая в случае отказа насоса НП89 или двигателя, на котором установлен данный насос, может быть включена для осуществления вышеназванных операций. Включение насосной станции НС46−2 2 гидросистемы осуществляется выключателем ВГ-15К, установленным на панели энергоузла и гидросистемы бортинженера. Помимо этого, насосная станция НС46−2 используется для наземного обслуживания 2 гидросистемы при неработающем двигателе.

Агрегаты 2 гидросистемы, не требующие определенного места на самолете, сосредоточены в отдельной панели 5606.200. В полете величина рабочего давления 2 гидросистемы контролируется указателями УИ1−240 дистанционного манометра ИД2−240, установленными: один на верхнем электрощитке пилотов и другой — на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера. При обесточенном состоянии электросети на земле величина давления во 2 гидросистеме контролируется по манометру МТМ-400, установленному в панели бортового обслуживания 2 гидросистемы. Манометр включается в сеть через дроссель (позиция 22).При падении давления во 2 гидросистеме ниже сигнализатор давления МСТ-100 (позиция 36), установленный в панели агрегатов 2 гидросистемы, включает сигнальные лампы. Лампы сигнализации падения давления установлены: одна — на верхнем электрощитке пилотов и другая — на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера.

При необходимости разрядка системы производится посредством крана, установленного в панели агрегатов 2 гидросистемы. Проверка 2 гидросистемы на стоянке самолета производится от наземного источника с производительностью 55 л/мин, подключаемого к штуцерам панели обслуживания.

Проверка может быть произведена также от насосной станции НС46−2 2 гидросистемы. Масло из полости бака 2 гидросистемы по магистрали всасывания поступает к гидронасосу НП89. От него масло под давлением поступает через обратный клапан (позиция 33) и линейный фильтр (позиция 48) к кранам управления отдельных систем :

— крану ГА163/16 включения золотникового пульта системы поворота колес передней ноги шасси (позиция 59) ;

— крану 5855.000 аварийного выпуска шасси (позиция 74);

— крану ГА165 включения гидроусилителей и рулевых агрегатов (позиция 81);

— приводу РП60 управления закрылками.

При этом одновременно происходит зарядка гасителя пульсаций и гидроаккумулятора 2 гидросистемы. При включении соответствующего крана масло направляется к исполнительному гидроприводу и заполняет рабочую полость его в то время, как масло из противоположной полости возвращается в полость 2 гидросистемы бака через возвратную линию системы и сливной фильтр.

3 Гидросистема

3 гидравлическая система предназначена для выполнения следующих операций :

— дублирующего аварийного выпуска шасси ;

— управления гидроусилителями и рулевыми агрегатами.

Номинальное рабочее давление в 1 гидросистеме — 210 ,

Номинальное рабочее давление в линии управления гидроусилителем руля высоты: до редукторов — 210. Рабочая жидкость — масло АМГ-10 ГОСТ 6794–53. Рабочее давление в 3 гидросистеме создается посредством насоса НП-89, с производительностью 55 л/мин. Основное количество масла 3 гидросистемы содержится в отдельном гидравлическом баке.

Третья гидросистема по своей работе сходна со 2 гидросистемой. В ней применены аналогичные агрегаты: насос НП89, установленный на правом двигателе, двухполостный бак, гидроаккумулятор, гаситель пульсаций, предохранительный клапан, линейные фильтры и холодильник, два дросселя постоянного расхода, запорный кран, сигнализатор падения давления, датчик дистанционного манометра, панель бортового обслуживания и сливной фильтр. Назначение этих агрегатов и условия их работы такие же, как и во второй гидравлической системе.

В 3 гидросистеме также установлена насосная станция НС46−2 с производительностью 20 л/мин, которая в случае отказа насоса НП89 или двигателя, на котором установлен данный насос, может быть включена для осуществления вышеназванных операций. Помимо этого, насосная станция НС46−2 используется для наземного обслуживания 3 гидросистемы при неработающем двигателе. Агрегаты не требующие определенного места на самолете, сосредоточены в отдельной панели 5606.200.В полете величина рабочего давления 3 гидросистемы контролируется указателями УИ1−240 дистанционного манометра ИД2−240, установленными: один на верхнем электрощитке пилотов и другой — на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера. При обесточенном состоянии электросети на земле величина давления во 3 гидросистеме контролируется по манометру МТМ-400, установленному в панели бортового обслуживания 3 гидросистемы. Манометр включается в сеть через дроссель (позиция 22).

При падении давления в 3 гидросистеме ниже сигнализатор давления МСТ-100, установленный в панели агрегатов 2 гидросистемы, включает сигнальные лампы. Лампы сигнализации падения давления установлены: одна — на верхнем электрощитке пилотов и другая — на панели энергоузла и гидросистемы бортового инженера. При необходимости разрядка системы производится посредством крана (позиция 40), установленного в панели агрегатов 3 гидросистемы.

Действие 3 гидросистемы в полете происходит следующим образом.

Масло из гидравлического бака по магистрали всасывания поступает к гидронасосу НП89. От него масло под давлением поступает через обратный клапан и линейный фильтр к следующим кранам управления :

— дублирующему крану аварийного выпуска шасси ГА165 (позиция 65);

— крану ГА165 включения гидроусилителей и рулевых агрегатов 3 гидросистемы (позиция 82).

При этом одновременно происходит зарядка гасителя пульсаций и гидроаккумулятора 3 гидросистемы. При включении соответствующего крана масло направляется к исполнительному гидроприводу и заполняет рабочую полость его в то время, как масло из противоположной полости возвращается в полость 3 гидросистемы бака через возвратную линию системы и сливной фильтр. Проверка 3 гидросистемы на стоянке самолета производится от наземного источника с производительностью 55 л/мин, подключаемого к штуцерам панели обслуживания. Проверка может быть произведена также от насосной станции НС46−2 3 гидросистемы. Бортовой штуцер на панели бортового обслуживания 3 гидросистемы предназначен для заправки бака закрытым способом.

Заправка осуществляется через фильтр и обратный клапан.

гидравлический система самолет шасси

2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ЭЛЕРОНАМИ Система управления элеронами предназначена для штурвального и автоматического управления самолетом по крену и курсу и обеспечивает отклонение элеронов и элеронов-интерцепторов пилотом и рулевым агрегатом РА-56В-1. Отклонение каждого элерона осуществляется с помощью рулевого привода РП-55.

Система управления элеронами (рис. 3.1) состоит из штурвалов 4, жесткой одинарной проводки, пружинного загружателя 13, электромеханизма триммерного эффекта 15, следящей тяги 12, датчика 11, рулевого агрегата 22, двух рулевых приводов 39.

Рис. 3.1 Система управления элеронами Проводка системы управления элеронами передает движение от штурвалов и рулевых агрегатов РА-56В-1 к входным рычагам рулевых приводов РП-55. К проводке управления относятся тяги 10, 17, 26, роликовые направляющие тяг проводки 18, 27, 29, качалки 19, 20, 23, 28, 37 и поводки 21, 36, ограничитель отклонения элеронов 43, дифференциальная качалка 42 с ограничителем отклонения элеронов, пружинные тяги 41, герметические выводы 25.

Управление элеронами осуществляется как одновременно, так и раздельно — первым или вторым пилотами с помощью двух штурвалов, установленных на колонках управления.

Штурвал с помощью двух шпонок закреплен на консольном конце оси. На оси с помощью шпонок закреплена звездочка, через которую перекинута цепь. К вильчатым наконечникам этой цепи присоединены тросы КСАН-4,5 (канат стальной авиационный нераскручивающийся диаметром 4,5 мм). Эти тросы проходят внутри трубы в колено колонки, где, огибая соответствующие текстолитовые ролики меняют свое направление, входят в канавки секторной качалки и закрепляются на ней. Закрепление тросов на этой качалке — регулируемое для обеспечения их требуемого натяжения. Для проверки натяжения тросов в трубе имеется лючок.

Тросы и секторная качалка имеют маркировку. Это исключает их перекрещивание при монтажных работах. На одном тросе маркировка буквенная ЭА и цветная — две белых полосы (при. натяжении этого троса правый элерон отклоняется вверх), на другом — буквенная ЭБ, цветная — одна белая и одна черная полосы (при натяжении этого троса правый элерон отклоняется вниз). На ушках качалки нанесены стрелки с надписями ЭА и ЭБ. При монтаже тросов следует обращать внимание на обязательное соответствие наименования соединяемых троса и ушка секторной качалки. После подсоединения тросов к секторной качалке следует убедиться в правильности монтажа: при вращении штурвала по ходу часовой стрелки правый элерон отклоняется вверх, левый — вниз. В процессе эксплуатации необходимо следить за чистотой и сохранностью маркировки на тросах и секторных качалках.

Штурвалы изготовлены из сплава МЛ5-Т4, рукоятки сверху облицованы пластмассой, и поверхность пластмассовой облицовки со стороны колонки сделана ребристой. На штурвале первого пилота установлены кнопки нажимного действия: кнопка для включения радио, кнопка самолетного переговорного устройства (находится со стороны приборной доски), двухпозиционная кнопка для управления электромеханизмом триммерного эффекта в системе управления рулем высоты, кнопка быстрого отключения автопилота из комплекта системы.

Проводка от кнопок, расположенных на штурвале, проходит внутри штурвалов в головку колонки, и через токосъемник и отверстие в нижней части головки колонки входят внутрь защитной трубы. Из трубы провода выходят через отверстия в основании колонки и заканчиваются штепсельным разъемом. При демонтаже штурвала с колонки необходимо отсоединить штепсельный разъем, так как штурвал снимается вместе с проводами. Для установки штурвала в нейтральное положение на его ступице и головке колонке имеются риски.

Штурвал второго пилота является отраженным видом штурвала первого пилота.

Сборка всех подвижных деталей производится на смазке ЦИАТИМ-201. Для осмотра и смазки звездочки и цепи снимается кожух колонки.

Рычаги секторных качалок 16 (см. рис. 3.1) соединены тягой 3, которая обеспечивает связь штурвалов. Тяга проложена внутри данного вала, соединяющего колонки управления рулем высоты Независимость перемещения тяги от перемещения колонок достигается тем, что тяга проходит по оси вращения колонок. Левая качалка 16 тягой, проходящей через ось вращения колонок, соединена с трехплечей качалкой 9, вращающейся в кронштейне на раме 2 левого пульта управления.

Тяги управления элеронами по конструкции аналогичны тягам проводки руля высоты. Всего в проводке управления 37 тяг, из них 17 тяг — регулируемые. Маркировка на тягах выполняется на обоих концах трубы черной эмалевой краской в виде одного кольца шириной 5 мм и полного номера чертежа тяги на ее средней части.

В носовой и центральной частях фюзеляжа проводка управления проложена под полом пассажирского салона, по левому борту фюзеляжа, рядом с проводками управления рулями, но ближе к оси самолета. На участке между шпангоутами № 10−28 и 44−46 тяги проводки управления элеронами проложены в роликовых направляющих. На участке проводки между шпангоутами № 28−41 тяги проложены на качалках и поводках. На шпангоуте № 49 проводка управления присоединяется к вертикальному плечу двуплечей качалки.

В крыле тяги проводки управления элеронами идут вдоль задней стенки третьего лонжерона крыла в роликовых направляющих. Роликовые направляющие Расположены таким образом, что поддерживается двумя направляющими. Между нервюрами № 37−38 проводка присоединяется к двуплечей качалке 1 (рис 3.2), второе плечо которой регулируемой тягой 8 соединено с входным рычагом рулевого привода РП-55 4. Так как в левом крыле установлен не отраженный вид рулевого привода РП-55, установленного в правом крыле, а точно такой же, то проводка управления на левом крыле выполнена по отраженному виду проводки на правом крыле за исключением того, что у рулевого привода установлен поводок 3, отсутствующий на правом крыле.

Рис. 3.2. Установка рулевого привода РП-55 (на левом крыле): 1 — качалка; 2 — тяга; 3 — поводок; 4 — рулевой привод РП-55; 5 — масленка; 6 — рычаг элерона; 7 — болт; 8 — тяга-тендер.

Направляющие тяг, расположенные в фюзеляже, по конструкции подобны направляющим тяг управления рулем высоты и имеют общий корпус с роликовыми направляющими рулей высоты и направления. Направляющие, расположенные на третьем лонжероне крыла, отличаются от направляющих фюзеляжа только формой корпуса.

Качалки и поводки проводки управления элеронами имеют такое же назначение, как и качалки и поводки проводки управления рулем высоты. Наиболее характерными качалками являются секторная качалка 16 (см. рис. 3.1), качалка 19, качалки 5, 15 (см. рис. 3.3).

Рис. 3.3. Размещение элементов управления элеронами на третьем лонжероне центроплана (вид по направлению полета.) 1, 12 — герметические выводы; 2, 10 — пружинные тяги; 3 — тяга руля высоты; 4 — тяга руля направления; 5, 22 — двуплечие качалки; 6, 11, 14, 18, 20 — тяги; 7 — дифференциальная качалка; 8 — трос управления средними интерцепторами; 9 — распределительный барабан; 13 — поводок; 15 — коромысловая качалка; 16 — центрирующая тяга; 17 — рулевой агрегат РА-56В-1; 19, 21 — кронштейны.

На секторной качалке осуществляется переход с тросовой проводки на жесткую. Качалка 19 обеспечивает нейтральность проводки управления при изменении температурного режима самолета. С помощью качалки 5 осуществляется переброска проводки управления с левого борта фюзеляжа на третий лонжерон центроплана. Качалка 15 служит для изменения направления движения проводки управления элеронами в правом крыле.

Дифференциальная качалка в проводке управления элеронами имеет такое же назначение, как и дифференциальная качалка в проводке управления рулем высоты. Монтаж установки рулевого агрегата РА-56В-1 выполнен на третьем лонжероне центроплана. Работа установки аналогична работе установки рулевого агрегата РА-56В-1 системы управления рулем высоты. Ходу штока рулевого агрегата РА-56В-1 на выпуск соответствует отклонение правого элерона вверх, ходу штока на уборку —отклонение правого элерона вниз.

Отличительной особенностью дифференциальной качалки проводки элеронов является закрепление в ушках коромысловой качалки ограничителя.

Пружинные тяги обеспечивают возможность отклонения одного элерона при заклинивании противоположного элерона, его рулевого привода или проводки на участке от пружинной тяги до рулевого привода элерона.

Левая пружинная тяга 2 (см. рис. 3.3) соединена с входным рычагом левого герметического вывода 1, а правая пружинная тяга 10 через качалку 15, тягу 14, поводок 13 и тягу соединена с правым герметическим выводом 12.

Конструкция пружинной тяги элеронов подобна конструкции пружинной тяги руля высоты. Отличие пружинной тяги элеронов состоит в замене ушкового наконечника на вильчатый и трубы с хвостовиком и наконечником ушковым наконечником.

Пружина в пружинной тяге элеронов предварительно обжимается, чтобы в нормальных условиях тяга работала как жесткая тяга, так и пружинные тяги руля высоты, до усилия 80±4 кгс. В случае заклинивания одного элерона пилоты вынуждены будут обжимать пружинную тягу в проводке, ведущей к заклиненному элерону.

Герметические выводы, предназначенные для выведения проводки управления элеронами из герметического фюзеляжа в крыло, установлены на внешней стороне обшивки фюзеляжа между шпангоутами № 49 и 50. Корпус герметического вывода изготовлен из сплава МЛ5-Т4 и крепится болтами к конструкции фюзеляжа. Герметичность между корпусом и обшивкой фюзеляжа обеспечивается прокладкой уплотнительной ленты между ними и обмазкой фланца корпуса тиоколовой замазкой. В корпусе 3 (рис. 3.4) установлен полый вал 9, в нижней части на шлицах установлен рычаг 1. От осевого перемещения рычаг 1 удерживается гайкой 13. Рычаг 7 является входным, а рычаг 1— выходным, и к нему присоединена тяга проводки управления в крыле. Вал 9 вращается в двух шарикоподшипниках, запрессованных в корпусе 3. Под верхним шарикоподшипником для защиты его от загрязнения и сохранения смазки устанавливается войлочное кольцо 6. Смазка подшипников производится через масленки 5.

К корпусу снизу крепится фланец 11. Он имеет проточку для сальника 2, состоящего из одного резинового и двух войлочных колец. Сальник, зажат гайкой 12. Между корпусом 3 и фланцем 11 имеется резиновое уплотнительное кольцо.10.

Усилия трения на рычагах герметических выводов элеронов, смонтированных на самолете, не должны превышать 0,8 кгс. Испытания необходимо проводить при отсоединенной проводке управления от входного и выходного рычагов и повороте вала от 5 до 7 раз.

Доступ к гермоузлам осуществляется через лючки, расположенные под ними в зализах между крылом и фюзеляжем.

Рис. 3.4. Герметический вывод управления элеронами: 1 — выходной рычаг; 2 — сальник; 3 — корпус; 4 — заглушка; 5 — масленка; 6 — войлочное кольцо; 7 — входной рычаг; 8 — втулка; 9 — вал; 10 — резиновое кольцо; 11 — фланец; 12, 13 — гайки.

Ограничитель отклонения элеронов, как и ограничитель отклонения руля высоты, расположен на шпангоуте № 8. Конструкция упоров аналогична конструкции упоров в проводке управления рулем высоты. Эти упоры ограничивают угол поворота штурвала.

Второй ограничитель отклонения элеронов закреплен на коромысловой качалке дифференциальной качалки. Движение качалки ограничивается регулируемыми упорами, смонтированными на кронштейнах. Эти упоры необходимо регулировать при включенном рулевом агрегате РА-56В-1. Движением штурвала необходимо отклонить элероны на ±20°±1° и подвести упоры так, чтобы при этом поршни рулевого привода РП-55 не доходили до дна цилиндра на величину, соответствующую не менее 20' отклонения элерона.

Пружинный загружатель установлен в системе управления элеронами для создания на штурвалах усилий, пропорциональных отклонениям элеронов. Он включен в систему управления постоянно.

Конструкция загружателя элеронов однотипна с конструкцией пружинных загружателей руля высоты и полетного загружателя руля направления и отличается от них габаритами входящих в него деталей, резьбовыми наконечниками, и графиком работы пружины. Для центрирования — штурвалов пружина имеет предварительное обжатие.

Шток пружинного загружателя соединен с качалкой 9 (см. рис. 3.1). Второй конец пружинного загружателя соединен через двуплечую качалку 14 с электромеханизмом 15 триммерного эффекта. При отклонении штурвалов пилотами через кинематическую цепь — звездочка на оси штурвала, тросы, секторная качалка, тяги — будет поворачиваться качалка 9 и обжимать пружину загружателя. Возникающие усилия на штурвалах будут имитировать аэродинамическую нагрузку на элеронах (рис. 3.5).

Рис. 3.5. Зависимость усилия на штурвале от изменения угла отклонения элеронов: 1 — поле допуска (дорожка трения — 8 кгс; усилие трения — 4 кгс) Механизм триммерного эффекта служит для триммирования усилий на штурвалах от пружинного загружателя.

Триммирование усилий пружинного загружателя обеспечивает полное снятие нагрузки на штурвалах при отклонении элеронов на углы ±5°±45'. Оно осуществляется электромеханизмом 15 (см. рис. 3.1), управление которым производится переключателем, установленным на козырьке средней приборной доски пилотов.

Работа электромеханизма триммирования проверяется следующим образом. При нейтральном свободном положении штурвала повернуть переключатель вправо и штурвал должен повернуться по ходу часовой стрелки на 30° за 6±1 с. Электромеханизм срабатывает при, этом на уборку штока. При повороте переключателя влево штурвал повернется против хода часовой стрелки на тот же угол и за то же время, а электромеханизм при этом сработает на выпуск штока. О нейтральном положении электромеханизма триммерного эффекта элеронов сигнализирует зеленое табло ТС-2 «Нейтраль—крен», установленное на средней приборной доске пилотов.

Следящая тяга служит для отключения режимов автоматической стабилизации крена при отклонении штурвала пилотом (см. рис. 3.1). Следящая тяга элеронов по своей конструкции однотипна со следящей тягой руля высоты и отличается от неё только размерами одноименных деталей. Следящая тяга подвешена на двух ушках, прикрепленных на болтах к качалкам 14, 9 (см. рис. 3.1). Установка концевых выключателей следящей тяги обеспечивает срабатывание их при ходах штока следящей тяги ±13 мм, что соответствует отклонению элеронов на углы ±3°45'.

Датчик ДПС-2 служит для замера обжатия пружинного загружателя. Датчик 11 с помощью кронштейна-хомута закреплен на стакане пружинного загружателя 13.

Рабочий привод РП-55.

Назначение:

Рулевой привод РП-55 предназначен для управления элеронами. В системе управления элеронами установлено два привода РП-55 (один для отклонения левого элерона, а другой — правого).

Управление рулевыми приводами осуществляется через механическую проводку управления от штурвала и от рулевого агрегата РА-56В-1, работающего по сигналам автоматической бортовой системы управления АБСУ-154.

Принцип действия и общие сведения об устройстве привода РП-55.

Рулевой привод РП-55 (см. рис 3.6.) является трехкамерным, необратимым, следящим гидравлическим усилителем с жесткой обратной связью.

Усиление мощности создается за счет энергии рабочей жидкости, подводимой к приводу.

Питание к приводу подводится одновременно от 1-й. 2-й и 3-й гидросистем, каждая из которых питает только одну камеру.

Привод сохраняет работоспособность при отказе одной или двух гидросистем. При заклинивании одного из золотников привод остается работоспособным, так как вал (13) заклинившегося золотника, закручиваясь, не мешает управлению двумя другими золотниками, а полости камеры гидроусилителя, в которые поступает жидкость через заклинившийся золотник — закольцовываются.

Рулевой привод состоит из трех однокамерных цилиндров, смонтированных в одном блоке (15), из трех распределительных устройств (12), объединенных общим входным звеном (8) (входная качалка) а также ряда других элементов, как-то: перепускных клапанов (3), предохраняющих от заброса давления рабочей жидкости в полостях цилиндра, фильтра (4), системы рычагов (10),(11).

В каждом цилиндре имеется шток с поршнем (1) и шатун (2). Шатуны связаны одним общим выходным звеном-осью (5). К выходному звену (5) подсоединена тяга обратной связи (6).

Управляющий сигнал поступает на входную качалку (8). Входная качалка, поворачиваясь относительно оси 0-О, передает перемещение через систему рычагов (10 и 11) к трем валам золотников распределительного устройства (12). Вал (13), поворачиваясь, перемещает золотник (14). При этом золотник (14) открывает доступ рабочей жидкости в одну из полостей рабочей камеры, в результате чего шток (1) и шатун (2) начинают перемещаться. Перемещаясь, шатун (2) перемещает тягу обратной связи (6). Тяга обратной связи поворачивает качалку обратной связи (9) вокруг оси Т-Т. Качалка обратной связи (9) при этом поворачивает входную качалку (8) относительно точки входа. Качалка (8), поворачиваясь, передает движение через систему рычагов (10 и 11), соответствующее перемещению золотников (14), на перекрытие окон, подводящих жидкость. После того как окна перекроются, движение штока (1) к шатуна (2) прекращается.

Рис. 3.6. Принципиальная схема рулевого привода РП-55. 1 — шток; 2 — шатун; 3 — перепускной клапан; 4 — фильтр; 5 — ось (входное звено); 6 — тяга обратной связи; 7 — ограничитель хода золотников; 8 — входная качалка; 9 — качалка обратной связи; 10 — привод золотников; 11 — тяга золотника; 12 — распределительное устройство; 13 — вал золотника; 14 — золотник; 15 — блок цилиндров Гидравлическая схема

2- Комплексный гидроагрегат; 3 — Распределитель электрогидравлический; 4 — Термоклапан; 5 — Датчик давления; 6,8 — Сигнализаторы давления; 7- Фильтры высокого давления; 9- Клапан обратный; 10- Клапан отбора проб

2.1 РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ И ПОТРЕБНОЙ МОЩНОСТИ Давление в гидросистеме: P = 21 106 Па;

Давление слива: P = 8106 Па;

Площадь элерона: S = 1.73 м2;

Средняя хорда: b=0,8 м Скорость самолёта: н = 850 км/ч = 236.111 м/с;

Угол поворота элерона: д = 200;

КПД:

Угловая скорость отклонения элерона:

Угол атаки элерона: б = 90;

Плотность воздуха: = 1.225 кг/м3;

В указанных системах управления рассматриваются методы определения усилий и мощностей для приводов элеронов. Мощность, потребная для работы гидроусилителя руля, определяется как :

где Мш — шарнирный момент руля от аэродинамических сил; тш — коэффициент шарнирного момента; — угловая скорость отклонения руля; — коэффициент полезного действия гидроусилителя; - скоростной напор.

В первоначальных расчетах можно считать, что тш зависит только от угла отклонения д и угла атаки б и определяется:

Скоростной напор:

Тогда Плечо действия силы на шток: а = 0.03;

Найдем усилие на штоке:

Расчет гидроцилиндра:

Диаметр штока найдем из условия прочности:

;

где = 100 106 Па — допускаемое напряжение материала;

Площадь штока:

Диаметр поршня:

Площадь поршня:

Длина поршня:

Толщина стенок гидроцилиндра:

где = 0.3 — коэффициент расхода;

наружный диаметр гидроцилиндра:

Толщина донышка сливного гидроцелиндра:

Скорость поршня:

где х = 0.03 — перемещение поршня;

Мощности исполнительного механизма:

3. СИСТЕМА ВЫПУСКА-УБОРКИ ПереднЕЙ стойкИ шасси Передняя нога (рис.1) устанавливается в носовой части фюзеляжа между шпангоутами № 14 и № 19 и расположена так, что ее амортизационная стойка находится в вертикальной плоскости симметрии самолета и в выпущенном положении становится перпендикулярно продольной оси фюзеляжа, оставаясь в таком положении при любом обжатии амортизатора. Она является поддерживающей опорой носовой части самолёта на земле. В убранном положении передняя нога размещается в нише носовой части фюзеляжа. Ниша передней ноги закрывается передними и задними створками. Передние створки управляются движением амортизационной стойки и при убранном положении передней ноги плотно закрыты, при выпущенном положении открыты. Задние створки управляются механизмом, который при уборке и выпуске передней ноги приводится в действие петлей замка подвески, расположенной на амортизационной стойке. Задние створки открываются только во время уборки или выпуска передней ноги. Передняя нога шасси состоит из амортизационной стойки (2), складывающегося подкоса (8), механизма распора (7), двух спаренных колес КН-10 (1) на общей вращающейся оси, поворотно-демпфирующего устройства (3), гидравлического цилиндра уборки и выпуска (5), петли (9) и механизмов управления передними и задними створками люка передний ноги. Посредством цапф, имеющихся на амортизационной стойке и на складывающемся подкосе, передняя нога шарнирно закрепляется в четырех узлах, установленных на боковых стенках отсека между шпангоутами № 14 и № 17.

Рис. 1. Передняя опора. 1-колесо КН-10; 2-амортизационная стойка; 3-поворотно — демпфирующее устройство; 4-кронштейн; 5- гидравлический цилиндр; 6-кронштейн; 7-механизм распора; 8-подкос; 9-петля.

Два передних узла служат для крепления амортизационной стойки, а два задних узла служат для крепления складывающегося подкоса. Силовыми и кинематическими элементами передней ноги являются: амортизационная стойка, складывающийся подкос, механизмы распора. Уборка и выпуск передней ноги осуществляется гидравлическим цилиндром (5), шарнирно соединенным с кронштейном (4), на амортизационной стойке и с рычагом (6) складывающегося подкоса. В цилиндр поступает масло АМГ-10 из гидравлической системы под давлением 210 кгс/см2. Для обеспечения плавного и безударного подхода поршня к его конечному положению при уборке ноги, в цилиндре имеется дросселирующее устройство.

Основные выпуск и уборка шасси осуществляется от 1-й гидросистемы самолёта электромагнитным краном КЭ-47 с дистанционным управлением. Аварийный выпуск осуществляется от 2-й гидросистемы самолёта краном аварийного выпуска с ручным управлением.

Дублирующий аварийный выпуск осуществляется от 3-й гидросистемы электромагнитным краном ГА-165 с дистанционным управлением.

Колёса передней опоры управляемые. Это сделано для улучшения манёвренности при передвижении самолёта по рулёжной дорожке (РД), а также при пробеге после посадки или перед взлётом по ВПП. Управление поворотом колёс осуществляется из кабины экипажа. Максимальный угол поворота колёс от нейтрального положения вправо и влево 6330. Поворот колёс осуществляет поворотно-демпфирующее устройство, установленное на амортизационной стойке. При уборке опоры поворотно-демпфирующее устройство устанавливает колёса в нейтральное положение. При движении по земле спаренные колёса, закреплённые на оси, смещённой назад относительно амортизационной стойки, и поворотно-демпфирующее устройство, предотвращают появление самовозбуждающихся колебаний (шимми).

3. КИНЕМАТИЧЕСКАЯ СХЕМА ПЕРЕДНЕЙ ОПОРЫ На рисунке 2 изображена кинематическая схема передней опоры.

Узлами крепления передней опоры в кинематической схеме являются точки, А и Б.

Рис. 2. Кинематическая схема передней опоры. 1-колесо; 2-амортизационная стойка; 3-гидроцилиндр; 4-складывающийся подкос; 5-механизм распора;

При выпущенной передней опоре амортизационная стойка (2) располагается перпендикулярно к строительной горизонтали самолёта и удерживается в таком положении складывающимся подкосом (4) при передвижениях самолёта по земле. Складывающийся подкос в узле В имеет стрелу прогиба относительно линии БГ, соединяющей центры крепления подкоса. Механизм распора (5), шарнирно соединённый с узлом В, удерживает подкос от складывания, придавая ему устойчивость от продольно действующих сил. В начале уборки механизм распора под действием своего гидравлического цилиндра складывается и переводит подкос через линию БГ. Гидравлический цилиндр (3), удлиняясь, поворачивает стойку относительно узла, А и переводит её в убранное положение. Подкос и механизм распора при этом располагаются вдоль амортизационной стойки, которая удерживается замком убранного положения.

При выпуске опоры амортизационная стойка снимается с замка и поворачивается под действием гидравлического цилиндра относительно узла, А в направлении, обратном уборке. Механизм распора в конце выпуска, распрямляясь, переводит подкос в положение, обеспечивающее стрелу прогиба 10 мм, и фиксирует амортизационную стойку в выпущенном положении.

3.1 РАСЧЕТ ПАРАМЕТРОВ И ПОТРЕБНОЙ МОЩНОСТИ Исходные данные:

Давление в гидросистеме: P = 21 106 Па;

Давление слива: P = 8106 Па;

Вес самолета: G = 98,6103 кг;

Площадь крыла: S = 201.45 м2;

Скорость при уборки шасси: н = 400 км/ч = 111.112 м/с;

Скорость порыва ветра: W = 10 м/с;

Путь нарастания ветра: L = 30 м;

Время полной уборки шасси: 10 с;

Вес передней ноги шасси: Gш = 600 кг;

Высота передней ноги шасси: lн = 3 м;

Угол поворота стойки: = 900;

Плотность воздуха: = 1.225 кг/м3;

Определение момента от веса:

Удельная нагрузка на крыло:

Cy = 4.64;

;

;

;

Берём :

Плечо действия сил веса:

Момент от веса:

;

Определение момента от аэродинамических сил:

Шасси убирается по потоку:

где — коэффициент лобового сопротивления шасси ;

Площадь поверхности шасси в потоке:

Плечо приложения аэродинамической силы:

Скоростной напор

Момент от аэродинамических сил:

Суммарный момент:

Построим графики моментов:

Рис. 8. График зависимости моментов веса, аэродинамического и суммарного от угла поворота стойки.

Определяем угол в котором суммарный момент будет максимальным и находим значение момента в этом положении:

Момент от сил трения составляет 15−20% от суммарного, тогда полный момент:

Mш = 1.15М = 1.15

Угловая скорость стойки:

;

где составляет 80% от времени полной уборки шасси Найдем максимальную мощность:

Плечо действия силы на шток: а = 0.15;

Найдем усилие на штоке:

Расчет гидроцилиндра:

Диаметр штока найдем из условия прочности:

;

где = 100 106 Па — допускаемое напряжение материала;

Площадь штока:

Диаметр поршня:

Площадь поршня:

Длина поршня:

Толщина стенок гидроцилиндра:

где = 0.3 — коэффициент расхода;

наружный диаметр гидроцилиндра:

Толщина донышка сливного гидроцелиндра:

Скорость поршня:

где х = 0.3 — перемещение поршня;

Мощности исполнительного механизма:

4. Схема заданных гидроприводов Схема 1. Управление элерона.

Схема 2. Управление выпуском-уборкой шасси.

5.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В ходе выполнения данного курсового проекта, мы приобрели навыки по расчету некоторых агрегатов гидросистемы (гидроцилиндра), их параметров. А также научились выделять схему расчетной гидросистемы из общей.

Подробнее изучили назначение, состав, летные характеристики летательного аппарата, состав гидросистемы и входящих в нее агрегатов и подсистем, ее режим работы.

6. ЛИТЕРАТУРА

1. Самолет ТУ-154. «Конструкция и техническое обслуживание»

2. Башта Т. М. «Гидравлические приводы летательных аппаратов». М.: Машиностроение, 1995 г.

3. Агрегаты гидрои пневмосистем ЛА. Методические указания к курсовому проекту для студентов IV — V курсов ФЛА. Новосибирск НГТУ 2002.

приложение