Способ и устройство управления вращением колес шасси самолета

Способ управления вращением колес шасси самолета реализуется с помощью формирования управляющего сигнала на исполнительные устройства привода колес шасси, с соответствующим приведением колес шасси во вращение при реализации режима руления по летному полю и режима выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением. Дополнительно осуществляют контроль бокового скольжения колес шасси и осуществляют принудительное вращение колес шасси для реализации режима разбега и пробега с боковым ветром. Устройство управления вращением колес шасси самолета содержит энергетическую установку, приводы, включающие исполнительные устройства приводов колес шасси, соединенные между собой напорными магистралями с устройством для перемещения рабочей среды под давлением. Каждый привод выполнен гидравлическим и содержит клапан для регулирования расхода рабочей среды. В качестве исполнительного устройства использован гидромотор. Дополнительно в устройстве управления вращением колес шасси самолета использованы реверсивные гидромоторы. В качестве устройства для перемещения рабочей среды под давлением использован регулируемый насос с режимом поддержания потребляемого уровня мощности. Группа изобретений направлена на повышение безопасности эксплуатации самолета на режимах разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета в условиях гололедицы, изменяемых контактных нагрузок с опорной поверхностью. 2 н. и 2 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного транспорта, а именно к повышению безопасности эксплуатации самолетов на режимах разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением при их эксплуатации на элементарно подготовленных взлетно-посадочных полосах (ВПП) в условиях гололедицы, изменяемых контактных нагрузок с опорной поверхностью.

В условиях развития малонаселенных и труднодоступных регионов РФ, в том числе Арктической зоны, возникают проблемы для реализации осуществления пассажирских, транспортных и иных, в том числе узко специализированных задач. Объясняется это рядом причин, среди которых определяющее значение имеют низкая плотность аэродромных и дорожных сетей, отсутствие экономической возможности и практической целесообразности строительства аэродромов с бетонными покрытиями ВПП, а также природно-климатические особенности.

Во многом решение этой проблемы связано с развитием авиационного сообщения. Для указанных регионов развитие авиации напрямую связано с повышением проходимости самолетов на грунтовых ВПП с неровностями при осуществлении этапов разбега, пробега и руления. Под проходимостью самолета понимается его способность безопасно эксплуатироваться на данном типе ВПП аэродрома. Проходимость самолета ограничивается тремя факторами: чрезмерными контактными нагрузками на опорные элементы шасси и летные полосы, недопустимыми перегрузками планера и потерей управляемости самолета из-за отсутствия на взлетно-посадочных режимах контактных связей шасси с опорной поверхностью. В связи с этим шасси является агрегатом, устанавливающим лимитирующие показатели проходимости самолета.

Вместе с тем качество проходимости тесно связано со взлетно-посадочными возможностями самолета в целом, обусловленными совершенством его аэродинамической компоновки, массовыми характеристиками, тяговооруженностью силовой установки, эффективностью аэродинамических органов управления. Значительное влияние на характеристики проходимости может оказывать выбранный способ и устройство пилотирования самолета. В существующих условиях эксплуатации это особенно заметно на малопрочных грунтовых ВПП, когда в контакте шасси с деформируемой грунтовой средой проявляются сложные процессы взаимодействия, в том числе проскальзывание и буксование.

Одним из вариантов повышения проходимости самолетов является использование привода колес совместно с адаптивными алгоритмами управления моментными характеристиками шасси.

На сегодняшний день известны изобретения, описывающие различные по виду используемой энергии приводы колес шасси самолетов, позволяющие в свою очередь реализовать режим руления самолета по летному полю и режим выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением.

Так, в патенте RU №2583535 представлен «Многодвигательный электропривод колеса шасси самолета и способ его работы» (МПК В64С 25/40, В64С 25/50, дата публикации 10.05.2016 г.). Представленный электромеханический привод колеса шасси состоит из нескольких электродвигателей с редукторами, пакета тормозных дисков, и нескольких следящих линейных электроприводов, блоков управления следящими электроприводами, главного блока управления, соединенного интерфейсной шиной с блоками управления электродвигателями и датчиками. Электромеханический привод колеса шасси обеспечивает этап руления самолета со скоростью 20 - 40 км/ч, а также предварительную раскрутку колес шасси перед посадкой. При этом использование электромеханического привода обеспечивает необходимую жесткость характеристик только при использовании дополнительных промежуточных механических элементов (муфт).

Основными недостатками данного электропривода являются:

1. Отсутствие адаптивного управления электромеханическим приводом для реализации режима разбега и пробега в условиях бокового ветра, в связи с недостаточной жесткостью моментной характеристики электромеханического привода и затруднением накопления энергии в данном типе привода.

2. Увеличение веса конструкции шасси, за счет электродвигателей и самого самолета за счет специальных бортовых аккумуляторов большой мощности в случае накопления рекуперируемой энергии торможения.

Известно изобретение, которое относится к механическим системам привода для вращения одного или более колес шасси воздушного судна для целей руления по летному полю и/или для раскрутки перед посадкой (патент RU №2694988, «Система привода шасси», МПК В64С 25/40, В64С 25/34, F16H 1/06, дата публикации 18.07.2019 г.). Система привода для вращения колеса шасси воздушного судна включает в себя мотор для вращения ведущей шестерни и ведомую шестерню для установки на колесе. При этом система привода имеет первую конфигурацию, в которой ведущая шестерня способна зацепляться с ведомой шестерней для обеспечения вращения мотором ведомой шестерни, и вторую конфигурацию, в которой ведущая шестерня не способна зацепляться с ведомой шестерней. Система привода дополнительно содержит самозапирающийся линейный позиционный исполнительный механизм для перемещения ведущей шестерни относительно ведомой шестерни.

Основными недостатками данного механического привода являются:

1. Отсутствие адаптивного управления механическим приводом для реализации режимов разбега и пробега самолета с боковым ветром и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением, из-за ступенчатого переключения шестерней.

2. Увеличение веса конструкции шасси, за счет использования промежуточных механических элементов (шестерен).

Известно изобретение, в котором описано колесо шасси с аэродинамическим приводом (патент RU №2102284, «Колесо шасси с аэродинамическим приводом», МПК В64С 25/40, дата публикации 20.01.1998 г.). Привод реализован непосредственно на самом колесе шасси в виде карманов изменяемой геометрии из эластичного материала расположенных на боковой поверхности колес. Такой привод способен в предпосадочном режиме эффективно использовать скоростной напор среды для предварительной раскрутки колеса шасси. Привод отличается простотой и высокой надежностью.

Основными недостатками рассматриваемого аэродинамического привода являются:

1. Отсутствие адаптивного управления аэродинамическим приводом для реализации режимов разбега и пробега самолета с боковым ветром и руления по летному полю.

2. Сложность изменения и контроля мощности раскрутки колеса до необходимой угловой скорости.

За прототип способа принят патент RU №2495792 «Способ привода колес шасси самолета и шасси самолета с приводом колес» (МПК В64С 25/40, дата публикации 20.10.2013 г.), в котором представлен способ привода колес шасси самолета с использованием пневмомотора.

Рассматриваемый способ предназначен для выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением и для руления самолета по летному полю.

Каждое колесо шасси вращают с помощью одной из двух соосных с колесом воздушных турбин. В приводе используется энергия сжатого воздуха. Такой способ привода колес шасси практически нечувствителен к колебаниям температуры, взрывобезопасен, защищен от перегрузок.

Основными недостатками рассматриваемого прототипа с точки зрения способа являются:

1) Низкая жесткость исполнительных устройств ввиду сжимаемости воздуха, что делает затруднительным его использование на режимах разбега и пробега самолета с интенсивным изменением крутящего момента для раскрутки до необходимой угловой скорости вращения колес.

2) Устройство пневмопривода не позволяет обеспечить низкие затраты на энергоснабжение.

3) Пневмопривод ограничен в величине передаваемых усилий.

За прототип устройства так же принят патент RU №2495792 «Способ привода колес шасси самолета и шасси самолета с приводом колес» (МПК В64С 25/40, дата публикации 20.10.2013 г.), в котором представлено устройство привода колес шасси самолета с использованием пневмомотора. Устройство содержит следующие основные агрегаты: энергетическую установку, компрессор; коллекторы для каждого колеса; напорные магистрали, соединяющие энергетическую установку и коллекторы, расположенные вместе с исполнительными элементами на колесе; исполнительные элементы на колесе в виде радиальных и осевых турбин; управляющие расходом воздуха клапаны.

На каждом колесе шасси самолета находится осевая и радиальная турбины. Радиальной турбиной раскручивают колеса перед посадкой и при движении на земле вперед, а осевой турбиной осуществляют движение колес в обратном направлении для торможения после приземления, а также для движения задним ходом и разворотах при маневрировании. Воздух для каждой турбины поступает из соответствующего коллектора, проходя через управляющие клапаны.

К коллекторам сжатый воздух поступает от основных двигателей или вспомогательной энергетической установки через напорные магистрали, выполненные в виде телескопического трубопровода.

Основными недостатками рассматриваемого прототипа с точки зрения устройства являются:

1) Большие потери энергии в связи с выпуском воздуха из турбин в атмосферу;

2) Технические характеристики осевых и радиальных турбин ограничены по величине передаваемых крутящих моментов колесам шасси самолета;

3) Невозможность использования системы для реализации режимов разбега и пробега самолета.

Основной задачей заявленного изобретения является разработка способа и устройства управления вращением колес шасси самолета, позволяющих реализовать режимы разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением, при их эксплуатации на грунтовых неровных взлетно-посадочных полосах с обледенелыми и заснеженными участками.

Техническим результатом является создание экономичного малоинерционного способа и устройства управления вращением колес шасси самолета на режимах разбега и пробега с боковым ветром, руления по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением на обледенелых и заснеженных ВПП.

1. Решение поставленной задачи и получение технического результата обеспечивается за счет того, что в способе управления вращением колес шасси самолета, включающем формирование управляющего сигнала на исполнительные устройства привода колес шасси и соответствующее приведение колес шасси во вращение для реализации режима руления по летному полю и режима выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением дополнительно осуществляют контроль бокового скольжения колес шасси и при его наличии осуществляют принудительное вращение колес шасси для реализации режима разбега и пробега с боковым ветром.

2. Решение поставленной задачи и получение технического результата обеспечивается за счет того, что устройство управления вращением колес шасси самолета, содержит энергетическую установку, приводы, включающие исполнительные устройства приводов колес шасси, соединенные между собой напорными магистралями с устройством для перемещения рабочей среды под давлением, при этом каждый привод выполнен гидравлическим и дополнительно содержит как минимум один клапан для регулирования расхода рабочей среды, а в качестве исполнительных устройств использованы гидромоторы.

Также решение поставленной задачи и получение технического результата обеспечивается за счет того, что в устройстве управления вращением колес шасси самолета в качестве гидромоторов использованы реверсивные гидромоторы, а в качестве устройства для перемещения рабочей среды под давлением использован регулируемый насос с режимом поддержания потребляемого уровня мощности.

Сущность предлагаемого изобретения поясняется следующими фигурами.

На фиг. 1 представлена схема привода колес шасси самолета.

На фиг. 2 представлена структурная схема системы управления режимом разбега, пробега самолета на полосе с боковым ветром для снижения бокового скольжения от оси взлетно-посадочной полосы.

На фиг. 3 представлена структурная схема системы управления режимом руления самолета по летному полю.

На фиг. 4 представлена структурная схема системы управления режимом выравнивания окружной скорости колес шасси самолета перед приземлением.

Принцип работы способа и устройства управлением колес шасси самолета заключается в следующем.

Устройство для вращения колес шасси самолета 2 включает в себя энергетическую установку 19, привод колеса 20, соосно соединенный с колесом передней стойки шасси 4, привод колеса 21, соосно соединенный с левым колесом основной стойки шасси 7, привод колеса 22, соосно соединенный с правым колесом основной стойки шасси 8, при этом приводы выполнены гидравлическими (фиг. 1). Каждый из приводов 20, 21 и 22 включает в себя соответствующие исполнительные устройства приводов колес шасси, в качестве которых использованы гидромоторы 3, 5 и 6. Гидромоторы 3, 5 и 6 соединены между собой напорными магистралями 24, 25 и 26 с устройством для перемещения рабочей среды под давлением 1, выполненным в виде регулируемого насоса с режимом поддержания потребляемого уровня мощности. Каждая напорная магистраль 24, 25 и 26 содержит соответствующие клапаны 16, 17 и 18 направленно изменяющие расход рабочей среды, в качестве которой используется минеральное масло. Минеральное масло поступает в насос 1 из всасывающей магистрали 23, куда в свою очередь сливается из гидромоторов 3, 5 и 6. Дополнительно в каждую напорную магистраль установлены предохранительные клапаны 10, 11 и 12, предназначенные для стравливания рабочей среды при забросе давления выше нормируемого значения. Так же устройство включает в себя насос подпитки 13, который соединен через обратный клапан 15 с всасывающей магистралью 23 и служит для создания непрерывного потока рабочей среды в каждой напорной магистрали 24, 25 и 26. Насос подпитки 13 забирает рабочую среду из бака 14, количество которой регулируют предохранительным клапаном 9. При избытке рабочей среду насос подпитки 13 прокачивает рабочую среду обратно в бак 12 через предохранительный клапан 9. При недостатке рабочей среду насос подпитки 13 прокачивает рабочую среду через обратный клапан 15 во всасывающую магистраль 23.

Клапаны 16, 17 и 18 выполнены с электромагнитным управлением, реализуемом сигналами 27, 28 и 29.

Созданное изобретение работает следующим образом. Самолет 2 осуществляет один из следующих режимов: разбег и пробег с боковым ветром, руление по летному полю и выравнивание окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением при их эксплуатации на элементарно подготовленных взлетно-посадочных полосах (ВПП) в условиях гололедицы и изменяемых контактных нагрузок с опорной поверхностью. Вращение вала насоса 1 реализуют с помощью энергетической установки 19 самолета. Насос 1 прокачивает рабочую среду по напорным магистралям 24, 25 и 26 к гидромоторам 3, 5 и 6 (фиг. 1). Для повышения коэффициента полезного действия устройства привода колес шасси 20, 21 и 22 насос 1 выполнен регулируемым, с режимом поддержания потребляемого уровня мощности.

Каждый гидромотор 3, 5 и 6 передает крутящий момент и определенную частоту вращения на соответствующее колесо шасси 4, 7 и 8 с помощью управления клапанов 16, 17 и 18, которые предусмотрены для изменения расхода рабочей среды, и с помощью клапанов 10, 11 и 12, которые предусмотрены для стравливания рабочей среды при забросе давления выше нормируемого значения.

Рабочая среда поступает к насосу 1 из всасывающей магистрали 23, куда она поступает от каждого гидромотора 3, 5 и 6. Для поддержания необходимого уровня давления во всасывающей магистрали 23 служит насос подпитки 13, забирающий рабочую среду из бака 14. При избытке рабочей среды во всасывающей магистрали 23 обратный клапан 15 закрывает насос подпитки 13 и всасывающую магистраль 23, и она поступает через предохранительный клапан 9 обратно в бак 12. При недостаточном уровне давления рабочей среды во всасывающей магистрали 23, обратный клапан 15 открывается и соединяет насос подпитки 13 с магистралью 23, рабочая среда поступает в магистраль 23, создавая недостающий уровень давления.

Управление крутящими моментами для раскручивания или торможения колес шасси 4, 7 и 8 осуществляют изменением расхода рабочей среды на соответствующие гидромоторы 3, 5 и 6. Управление расходом рабочей среды может производят как вручную, так и за счет подачи электромагнитных сигналов 27, 28 и 29 на клапаны 16, 17 и 18.

Для реализации трех режимов работы устройства привода колес шасси -режимах разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением, на клапаны регулирования расхода 16, 17 и 18 подают сигналы управления 27, 28 и 29, которые реализуют за счет трех разных адаптивных алгоритмов (фиг. 2, фиг. 3, фиг. 4).

Для направленного изменения частоты вращения колес шасси самолета с целью уменьшения бокового скольжения при разбеге или пробеге с боковым ветром необходимо подавать сигналы 27, 28 и 29 (фиг. 2) на управляющие клапаны 16, 17 и 18. Эти сигналы формируют по двум задающим каналам через блоки 31 и 33. В блок 31 заносится график необходимого изменения скорости на разбеге или пробеге, а также подаются команды пилота 30 для корректировки скорости самолета в текущих условиях конкретной ВПП. Из блока 31 сигнал идет на блоки определения скоростей вращения гидромоторов 34, 35 и 36. После определения необходимых скоростей вращения гидромоторов 3, 5 и 6 формируются сигналы управления клапанов 16, 17 и 18, которые направленно изменяют расход рабочей среды, поступающей к гидромоторам 3, 5 и 6. Скорость вращения каждого гидромотора 3, 5 и 6 заносится в блоки 25, 26, 27. Далее сигналы управления поступают во входной блок управления самолетом 37, который при его движении формирует текущее значение бокового скольжения от оси ВПП 38. Контроль бокового скольжения самолета 2 от оси ВПП осуществляют с использованием датчика позиционирования 32. При наличии бокового скольжения осуществляют принудительное вращение колес 4, 7 и 8 за счет изменения расхода рабочей среды, поступающей на гидромоторы 3, 5 и 6. Регулирование расхода рабочей среды осуществляют за счет подачи сигналов управления 27, 28 и 29 на клапаны 16, 17 и 18. Формирование сигналов управления 27, 28 и 29 формируется в соответствии с алгоритмом, показанным на фиг. 2.

Для руления самолета по летному полю с выключенными маршевыми двигателями используют алгоритм управления в соответствие со структурной схемой (фиг. 3). Входная команда пилота 30 поступает на блок задания скорости самолета при маневрировании 39. Затем переработанный сигнал управления поступает на формирование управляющих сигналов 27, 28 и 29 клапанов 16, 17 и 18, которые в свою очередь подают рабочую среду с необходимым расходом на гидромоторы 3, 5 и 6. Гидромоторы 3, 5 и 6 вращаются со скоростью, реализующей движение самолета на полосе. Управляющие сигналы 27, 28 и 29 являются входными сигналами управления для самолета. Это управление реализуется за счет блока 37. Блок 37 формирует выходной массив параметров-координат 40 самолета о его положении на аэродроме. Летчик, изучая эти параметры, в случае необходимости может изменять сигнал управления 30, осуществляя ручное управление самолетом.

Для реализации движения самолета задним ходом используют реверсивные гидромашины: насос 1 и гидромоторы 3, 5 и 6.

Для раскручивания колес шасси самолета перед посадкой до скорости, соответствующей его текущей скорости полета, использует алгоритм управления в соответствие со структурной схемой (фиг. 4). Входная команда пилота 30 поступает в блок задания скорости самолета при осуществлении посадки 41. После измерения текущей скорости самолета и его высоты над опорной поверхностью формируют канал обратной связи на раскрутку колес шасси до скорости, равной посадочной скорости самолета. Это достигается подачей сигналов в блоки 34, 35 и 36 и дальнейшего изменения расхода рабочей среды, поступающей на гидромоторы 3, 5 и 6 за счет подачи сигналов управления 27, 28 и 29 на клапаны 16, 17 и 18. После этого формируют выходной массив параметров 42 самолета при снижении перед посадкой (текущая скорость, высота и т.д.). Режим выравнивания окружной скорости колес шасси перед посадкой работает в автоматическом режиме.

Создан способ и устройство управления вращением колес шасси самолета, позволяющие реализовать режимы разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением, при их эксплуатации на грунтовых неровных взлетно-посадочных полосах с обледенелыми и заснеженными участками.

Также созданный способ и устройство позволяют повысить уровень безопасности самолетов при их эксплуатации на грунтовых неровных взлетно-посадочных полосах с обледенелыми и заснеженными участками на режимах разбега и пробега с боковым ветром, руления самолета по летному полю и выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением.

Обозначения к описанию группы изобретений

1 - устройство для перемещения рабочей среды под давлением, выполненное в виде насоса;

2 - самолет;

3 - гидромотор колеса передней стойки шасси самолета;

4 - колесо передней стойки шасси самолета;

5 - гидромотор левого колеса основной стойки шасси самолета;

6 - гидромотор правого колеса основной стойки шасси самолета;

7 - левое колесо основной стойки шасси самолета;

8 - правое колесо основной стойки шасси самолета;

9 - предохранительный клапан насоса подпитки;

10, 11, 12 - предохранительные клапаны;

13 - насос подпитки;

14 - бак;

15 - обратный клапан;

16 - клапан регулирования расхода рабочей среды для гидромотора колеса передней стойки шасси самолета;

17 - клапан для регулирования расхода рабочей среды для гидромотора левого колеса основной стойки шасси самолета;

18 - клапан для регулирования расхода рабочей среды для гидромотора правого колеса основной стойки шасси самолета;

19 - энергетическая установка;

20 - привод колеса передней стойки шасси самолета;

21 - привод левого колеса основной стойки шасси самолета;

22 - привод правого колеса основной стойки шасси самолета;

23 - всасывающая магистраль;

24 - напорная магистраль привода колеса передней стойки шасси самолета;

25 - напорная магистраль привода левого колеса основной стойки шасси самолета;

26 - напорная магистраль привода правого колеса основной стойки шасси самолета;

27 - сигнал управления клапана 16;

28 - сигнал управления клапана 17;

29 - сигнал управления клапана 18;

30 - входная команда пилота для управления самолетом;

31 - блок задания скорости самолета для разбега или пробега;

32 - датчик позиционирования положения самолета на полосе;

33 - блок реле;

34 - блок определения скорости гидромотора 3;

35 - блок определения скорости гидромотора 5;

36 - блок определения скорости гидромотора 6;

37 - входной блок управления самолетом;

38 - выходная величина бокового скольжения самолета с оси ВПП;

39 - блок задания скорости самолета при маневрировании на аэродроме;

40 - выходной массив параметров-координат самолета о его положении на аэродроме;

41 - блок задания скорости самолета при осуществлении посадки;

42 - выходной массив параметров самолета при снижении перед посадкой (текущая скорость, высота и т.д.).

1. Способ управления вращением колес шасси самолета, включающий формирование управляющего сигнала на исполнительные устройства привода колес шасси и соответствующее приведение колес шасси во вращение для реализации режима руления по летному полю и режима выравнивания окружной скорости колес со скоростью самолета перед приземлением, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют контроль бокового скольжения колес шасси и при его наличии осуществляют принудительное вращение колес шасси для реализации режима разбега и пробега с боковым ветром.

2. Устройство управления вращением колес шасси самолета, содержащее энергетическую установку, приводы, включающие исполнительные устройства приводов колес шасси, соединенные между собой напорными магистралями с устройством для перемещения рабочей среды под давлением, отличающееся тем, что каждый привод выполнен гидравлическим и дополнительно содержит как минимум один клапан для регулирования расхода рабочей среды, а в качестве исполнительного устройства использован гидромотор.

3. Устройство управления вращением колес шасси самолета по п. 2, отличающееся тем, что в качестве гидромоторов использованы реверсивные гидромоторы.

4. Устройство управления вращением колес шасси самолета по п. 2, отличающееся тем, что в качестве устройства для перемещения рабочей среды под давлением использован регулируемый насос с режимом поддержания потребляемого уровня мощности.