Схема найпростішого механічного рульового приводу, що відхиляє по сигналу управління (переміщення ручки пілота) рульову поверхню на кут # 948 ;, долаючи аеродинамічний момент навантаження Мш.
По надійності цих приводів є дуже представницька світова статистика, особливо часів 2-ї світової війни. Інтенсивність відмов таких механічних приводів, отримана на основі узагальнення десятків тисяч літаків минулого століття, становить близько # 955; = 10 -7 1 / ч. [1]. В даний час пасажирські літаки мають набагато більшою пасажиромісткістю і більш високою швидкістю польоту, ніж літаки минулого століття. Втрата управління тієї чи іншої рульової поверхнею внаслідок відмови рульового приводу (наприклад, кермом напрямку) може мати більш трагічні наслідки, ніж відмова механічного приводу у невеликих літаків минулих поколінь. Тому, наведена вище оцінка інтенсивності відмов механічного приводу (# 955; = 10 -7 1 / ч) може служити тільки орієнтиром при оцінці ступеня безвідмовності систем управління польотом. Дійсний рівень безвідмовності систем рульових приводів пасажирських літаків повинен бути набагато вище. В даний час рівень безвідмовності систем пасажирських літаків в Росії визначається Авіаційними правилами АП25 [2]. Літак повинен бути спроектований і побудований таким чином, щоб в очікуваних умовах експлуатації при діях екіпажу відповідно до керівництвом з льотної експлуатації, кожне відмовний стан, що приводить до виникнення катастрофічної ситуації, оцінювалося як практично неймовірна подія (ймовірність <10 -9 на час полета). Отказ не должен возникать вследствие единичного отказа одного из элементов системы. Суммарная вероятность возникновения аварийной ситуации, вызванной функциональными отказами для самолёта в целом, не должна превышать 10 -6 на час полёта. При этом, любой отказ, приводящий к аварийной ситуации, должен оцениваться, как событие не более частое, чем крайне маловероятное (λ<10 -7 на час полёта).
Функціональний відмова може бути віднесений до подій практично неймовірним, якщо виконується одна з наступних умов:
1. Відмовний стан виникає в результаті двох і більше незалежних послідовних відмов різних елементів даної системи або взаємодіючих з нею систем з імовірністю менше 10 -9 на годину польоту за типовим профілем.
2. Зазначене стан є наслідком конкретного механічного відмови (руйнування, заклинювання, роз'єднання) одного з елементів системи, для чого розробник системи повинен обґрунтувати практичну неймовірність подібного відмови відповідно до вимог, які викладені в 25 АП-25 [2].
Важливо підкреслити, що будь-яка відмова, що призводить до виникнення аварійної або катастрофічної ситуації, повинен розглядатися незалежно від ймовірності його виникнення. Такі відмови, при їх виникненні, не повинні перешкоджати продовженню безпечного польоту або посадці літака і повинні дозволяти екіпажу справлятися з наслідками відмови. Наведені вище деякі принципи оцінки безпеки управління польотом повинні використовуватися при проектуванні систем рульових приводів пасажирських літаків. Поява реактивної авіації, зумовило збільшення навантажень на рульові поверхні літаків, призвело до використання на літаках гідравлічних рульових приводів c механічним управлінням (РП) для переміщення рульових поверхонь. На рис.6.2 приведена принципова схема гідромеханічного рульового приводу (такі приводи в той час отримали назву «бустери», тобто підсилювачі). На цьому малюнку - тиск подачі робочої рідини, - тиск в зливний магістралі, - переміщення золотника гідророзподільника, що розподіляє рідину між правою і лівою порожниною гідроциліндра. Максимальна сила, що розвивається таким приводом дорівнює
Вибираючи відповідним чином тиск подачі і ефективну площу поршня () можна створити на поршні гідроциліндра необхідну силу і момент на рульовій поверхні.
Принципова схема гідравлічного приводу (бустера), що перетворює переміщення органу управління пілота () в посилене по потужності переміщення штока () і, отже, - в поворот рульової поверхні з радіусом важеля
Зі схеми, наведеної на рис.4.2, неважко бачити, що переміщення вихідної ланки приводу, а, отже, і кут повороту рульової поверхні дорівнює
Тут: КВХ - коефіцієнт входу, який визначається параметрами кінематичної передачі від переміщення вхідного важеля до переміщення золотника гідророзподільника (КВХ = # 916; Хвх ./# 916; Хз.). Кос - коефіцієнт позиційної зворотного зв'язку, який визначається розмірами важеля передачі від переміщення штока гідроциліндра до переміщення золотника гідророзподільника (Кос = # 916; ХП / # 916; Хз). тут # 916; Хвх - мале переміщення вхідної ланки приводу щодо нейтрального положення, # 916; Хз-переміщення золотника гідророзподільника, # 916; ХП - мале переміщення вихідної ланки приводу (поршня). Відношення називається коефіцієнтом передачі рульового приводу. Таким чином, розглянутий привід забезпечує поворот рульової поверхні на кут пропорційний переміщенню штурвала або ручки пілота з посиленням по потужності.
Оскільки безвідмовність систем рульових гідроприводів визначається не тільки безотказностью власне гідроприводу, а й безвідмовністю гідравлічної енергосистеми, яка має набагато меншою надійністю, то використання гідравлічних рульових приводів зажадало застосування загального структурного резервування, як енергетичних систем, так і власне рульових приводів. Тому на маневрених літаках отримали застосування двоканальні, здвоєні кермові приводи, з гідропітаніем від двох незалежних гідравлічних енергосистем. На пасажирських літаках спочатку застосовувалося триразове, а потім і чотириразове резервування систем рульових приводів (РП) і систем їх гідравлічного енергоживлення. Приклад побудованої системи рульового приводу пасажирського літака Ту-154 розробки сімдесятих років минулого століття і експлуатується до теперішнього часу [1,2], показаний на рис.6.3. На літаку встановлено по два таких рульових приводу для управління кожної рульової поверхнею керма висоти і один для відхилення керма напряму [3]. У представленій системі використовуються три гідроприводу з механічною зворотним зв'язком. Ці приводи конструктивно об'єднані в єдиний блок із загальним вихідним ланкою. В системі приводів застосовується підсумовування сил на загальному вихідному ланці - Загалом штоку. Тому при відмові однієї або двох гідросистем енергоживлення максимальна розвивається системою приводів сила відповідно зменшується на третину або дві третини.
Схема системи управління кермом висоти літака Ту-154 з гідромеханічним 3-х канальним рульовим приводом з підсумовуванням сил на загальному штоку. Тут прийняті позначення: РУ - ручка управління; МПУ - механічна проводка управління; МОЗ - механізм завантаження штурвала; ГС1, ... ГС3 - гідравлічні системи енергоживлення; Гр1, ... гр3 - гідравлічні розподільники, керуючі потоками робочої рідини в порожнині силових гідроциліндрів Гц1, ... ГЦ3, що мають загальний шток; СП - 3-х канальний електрогідравлічний сервопривод системи автоматичного управління (САУ).
Кожен канал приводу управляється гідророзподілювачем з плоским золотником [1, 3, 6], який володіє підвищеною стійкістю до потрапляння забруднень в робочий зазор. Золотники з'єднуються з вхідним механічним ланкою приводу торсійним елементом, що дозволяє управляти швидкістю переміщення штока навіть при заклиненому золотника сусіднього каналу. Призначений ресурс одного каналу такого приводу 40000 льотних годин. Середнє напрацювання на відмову кожного каналу приводу становить 210000 льотних годин [1, 6]. Ця оцінка відповідає інтенсивності відмов # 955; = 4.76 * 10 -6 1 / год. Практика показує, що середня оцінка інтенсивності відмов гідравлічної енергосистеми, що включає насосну станцію і гідравлічну систему, становить величину, рівну приблизно # 955; = 70 * 10 -6 1 / год [1]. Інтенсивність відмов резервованої механічної системи управління Золотниками гідророзподільників строєного рульового гідроприводу навантаження, якої дуже мала (тертя в підшипниках і гідродинамічні сили в гідророзподільниках) становить не більше 10 -12 1 / ч.
Іншим варіантом конструктивної реалізації системи резервованих приводів, які мають більш широке застосування, є варіант, в якому канали системи рульового приводу розташовуються уздовж поверхні керма і з'єднуються з нею вузлами кріплення. Така конструктивна компоновка рульового приводу показана на рис.6.4.
Схема системи управління рульової поверхнею з гідромеханічним 3-х канальним рульовим приводом з підсумовуванням сил на рульовій поверхні. Позначення см. На рис.6.3 така компоновка рульових приводів застосована на літаках Іл-86, Іл-96.
Цей варіант підключення рульових приводів до поверхні управління польотом більш кращий, оскільки в ньому резервуються вузли кріплення штоків приводів до загальної рульової поверхні, на якій і підсумовуються сили, що розвиваються поршнями гідроциліндрів.
Логічна схема для наближеної оцінки інтенсивності відмови такої системи приводів може бути представлена у вигляді, показаному на рис.6.5.
Логічна схема для наближеної оцінки інтенсивності відмов резервованої системи з трьох рульових приводів з механічним управлінням. тут # 955; ГС1, ... 3; # 955; ГП1, ... 3 - інтенсивності відмов відповідно гідравоіческіх систем харчування і рульових приводів з механічним управлінням.
Наближена оцінка еквівалентної інтенсивності відмов трехканальной системи гідропітанія і трьохканального приводу без обліку резервованої механічної проводки керування становить величину:
Таким чином, загальна оцінка інтенсивності відмов системи з трьох рульових гідроприводів з механічним управлінням становить не більше, ніж # 955; 3РП ≈1.42 * 10 -12 1 / ч. Практика льотної експлуатації подібних систем рульових приводів на літаках Ту-154, Іл-86, Ан-124, Іл-96 та ін. Протягом більш ніж 30 років показує, що вони мають допустимим рівнем безвідмовності. Подібні системи гідравлічних рульових приводів з механічним управлінням і з загальним структурним резервуванням, хоча і виконані в різній конструктивної реалізації, отримали широке застосування в цивільній авіації. Наприклад, системи рульових гідроприводів з механічним управлінням одержали широке застосування на таких літаках, як Ту-144, Ту-154, Іл-86, Іл-96, Ан124, Ту-204 та інших [1, 3, 4, 5]. Конструктивна реалізація резервованих гідроприводів з підсумовуванням сил на загальному вихідному ланці може бути різна. При проектуванні систем рульових гідроприводів магістральних дозвукових літаків кермові приводи розташовуються уздовж рульової поверхні, наприклад, так як це показано на рис.6.6.
Приклад розташування гідравлічних рульових приводів на магістральному пасажирському літаку:
1 - приводи шасі; 2 - приводи управління предкрилками; 3 - приводи управління закрилками; 4 - приводи внутрішніх елеронів; 5 - приводи інтерцепторів; 6 - приводи зовнішніх елеронів; 7 - сервоприводи автоматичних систем; 8 - приводи стабілізатора; 9 - приводи керма висоти; 10 - приводи керма напряму.
Як видно з наведеної на рис.6.6 схемою життєво важливими керманичами поверхнями літака, такими як елерони, кермо висоти і кермо напряму керують системи приводів, що складаються з одноканальних рульових приводів. Штоки цих приводів приєднані за допомогою важелів до відповідних рульовим поверхонь. Кожній рульової поверхнею управляє від двох до трьох рульових приводів, які отримують гідравлічну енергію від чотирьох незалежних гідравлічних систем, і які працюють в режимі підсумовування сил на загальному вихідному ланці - рульової поверхні. Механічні характеристики трьохканального виконавчого механізму при роботі трьох, двох і одного каналу показані на рис.6.7.
Механічні характеристики трьохканального виконавчого механізму резервованого рульового приводу:
1 - канали 2 і 3 відключені; 2 - активно працюють два каналу резервованого приводу; 3 - працюють всі три канали приводу.
Для того щоб забезпечити рівень безвідмовності електродистанційною системи управління рульової поверхнею на рівні безвідмовності системи рульових гідроприводів з механічним управлінням (РП) необхідно застосовувати більш глибоке резервування. Наприклад, на пасажирських літаках A320, А330, А340 використовуються едсу з функціональним резервірованіемуправленія. але тільки по крену і управління у вертикальній площині [1,2]. При цьому функції управління літаком за одними і тими ж осях можуть здійснювати приводи різних рульових поверхонь.
Розглянемо приклад побудови комплексної системи управління польотом пасажирського літака з функціональним резервуванням на прикладі літака А320 [1,7]. Загальна структурна схема дистанційної системи керування польотом літака А-320 показана на рис.7.1. Управління по крену можна здійснювати відхиленням елеронів, спойлерів, диференціальним відхиленням поверхонь керма висоти. Обчислювачі в кожній із зазначених підсистем є багатофункціональними. Винятком є тільки система управління керманичами приводами керма напряму. Для управління по курсу електродистанційною управління від автоматичних систем здійснюється через додаткові електрогідравлічні сервоприводи, а при управлінні від пілота використовуються традиційні гідравлічні кермові приводи з механічним управлінням і механічної позиційної зворотним зв'язком (РП). Таке технічне рішення було прийнято з прагнення забезпечити максимальну надійність системи приводів управління по курсу. Оскільки при односекційному кермі напрямки управління по курсу практично не має функціонального резерву. Тому приводний система управління по курсу пасажирського літака повинна мати підвищену в порівнянні з системою приводів елеронів і керма висоти безотказностью, і ні в якому разі не допускати втрати управлінні. Крім забезпечення безвідмовності є і ще одна причина застосувати для управління кермом напрямки гідравлічні кермові приводи з механічним управлінням. Кермові приводи керма напрвления працюють в режимі підсумовування сил на загальному вихідному ланці - рульової поверхні. При розкиді регулювань гідророзподільників і вхідних сигналів виникають процеси взаімонагруженія елементів конструкції приводу і рульової поверхні.
Загальна схема комплексної системи управління польотом по крену, тангажу і курсу пасажирського літака А320. Тут B, G, Y - позначення трьох гідравлічних систем (блакитна, жовта, зелена); ELAC1,2; SEK1,2,3; FAC1,2 - багатофункціональні обчислювачі бортових автоматичних систем управління польотом.
Це, своєю чергою, призводить до спотворення управління і накопичення втомних пошкоджень в конструкції приводу і рульової поверхні. У гідроприводах з механічним управлінням вдається відрегулювати гидрораспределители за допомогою спеціальних регулювальних муфт, а в електрогідравлічних рульових приводах з електрогідравлічними підсилювачами розкид регулювань мінімізувати не вдається і доводиться вводити спеціальні електронні системи вирівнювання сил у виконавчих механізмах електрогідравлічних приводів [1, 8].
Як приклад взаємодії обчислювачів ELAC і SEC на рис.7.2 приведена схема керування літаком по тангажу, на рис.7.3 - по крену, а на рис.7.4 - за курсом. Ці схема наочно показують принципи реалізації резервування управління літака по всіх трьох осях з використанням загального структурного і функціонального резервування.
