Подсистема поворота колёс передней опоры

На самолётах старшего поколения используется бустерная система поворота колёс передней стойки. В отличие от бустеров, рассмотренных ранее, здесь золотники совершают не поступательное движение, а вращательное.

Подсистема поворота колёс обеспечивает три режима работы:

1) малых углов поворота при разбеге на взлёте и пробеге на посадке;

2) больших углов при рулении по аэродрому;

3) свободной ориентации при отключённой гидравлической системе (буксировка, уборка шасси и отказ гидравлической системы).

На самолёте Ту-154 эта подсистема состоит из четырёхходового трёхпозиционного клапана ГА-163 1, золотникового пульта 2, крана переключения 3 и рулежно-демпфирующего цилиндра 4, представляющего собой двухлопастный квадрант, лопасти которого прикреплены к подвижной части стойки (рис. 76).

Работа системы на малых углах начинается с установки переключателя 1 на электрическом щитке пилотов в положение 8° (рис.77), при этом ток поступает в один из соленоидов клапана ГА-163 1 (рис.76). Он перемещает золотник, жидкость получает возможность двигаться к пульту 2 и дежурит возле него. На большинстве самолётов на режиме малых углов подсистема управляется от педалей, а на режиме больших углов - от рукоятки. При перемещении педалей 2 (рис.77) перемещается золотник (6 рис.76, 3 рис. 77) золотникового пульта (2 рис.76, 4 рис.77) до совпадения его отверстия с отверстиями в гильзе 5 (рис.76). Через эти отверстия жидкость, дежурившая до этого момента, после включения крана ГА-163 получает возможность двигаться в рулёжно-демпфирующий цилиндр (4 рис.76 и 5 рис.77).

 

 

Рис. 76

Подсистема поворота передней опоры самолёта Ту-154

 

Опора начинает поворачиваться, через механическую обратную связь (7 рис.76 и 6 рис.77) поворачивается и гильза 5 (рис.76) в ту же сторону, в которую двигался до этого золотник 6 (рис.76). Когда гильза догонит золотник, отверстия в них перекроются и опора остановится, будучи повёрнутой на угол, пропорциональный углу поворота золотника и педалей.

Режим больших углов начинается с установки переключателя на элект-рощитке пилотов в положение 55°. В результате ток поступает в другой соленоид клапана 1 (рис.76). В этом случае соленоид, работающий на малых углах, обесточен, он перемещает другой золотник клапана и жидкость поступает к другой золотниковой паре пульта 2. Золотник 8 этой пары вращается вместе с золотником 6, т.к. они соединены друг с другом шестернями 9. Из-за разницы числа их зубьев золотник 8 перемещается на угол больший, чем золотник 6. Соответственно и гильзе 10 золотника 8 через шестерни 11 также нужно будет, догоняя, повернуться на больший угол. Этому соответствует больший угол поворота колёс передней стойки. На режимах больших углов золотниковая пара малых углов будет вращаться, но будет работать вхолостую, т.к. к ней не подводится жидкость под давлением; и наоборот, на режимах малых углов пара больших углов вращается, но жидкость через неё не проходит.

 

 

Рис.77

Схема поворота передней опоры самолёта Ту-154

 

Если переключатель на электрощитке установлен в положение "выключено" или при отрыве самолёта от земли разомкнулся концевой выключатель, или в случае отказа гидравлической системы золотник 3 (рис.76) пружиной отжался вправо, как это показано на рисунке, накрест лежащие полости рулёжно-демпфирующего цилиндра при этом закольцовываются через дроссель 12, демпфирующий колебания типа «шимми» в случае их возникновения.

В режиме свободной ориентации для выдерживания направления применяется раздельное торможение колёс.

Аналогичная система поворота имеется на самолёте Як-42.

Система поворота колёс самолёта Ил-62 подобна описанной, но в ней имеется лишь одна золотниковая пара.

На самолётах Ту-154 и Як-42 система поворота не дублируется, а на самолётах Ил поворот производится или от двух блоков питания (Ил-62), или имеется две независимые системы поворота (Ил-76 и Ил-86). Системы поворота колёс самолётов Ил-76 и Ил-86 подобны. На них сделаны электрогидравлические системы поворота.

Режим работы малых углов самолёта Ил-86 (10^о) начинается с установки переключателя на штурвале управления в положение "Педали". При повороте педалей через механическую проводку поворачивается ротор сельсина-датчика 1 (рис.78) блока сельсинов, расположенных рядом с педалями. Блок сельсинов-приёмников 2 расположен на передней опоре. Сельсин-датчик и сельсин-приёмник соединены в дистанционную сельсинную трансформаторную схему. При повороте педалей и ротора сельсина-датчика происходит рассогласование с ротором сельсина-приёмника и в выходной однофазной обмотке сельсина-приёмника создаётся переменное напряжение с амплитудой, пропорциональной углу рассогласования, и фазой, зависящей от знака рассогласования. Напряжение с сельсина-приёмника подаётся в блок усиления подканала 3, а от него к одной из головок управления агрегата управления АУ-40 4 (рис.78).

 

Рис.78

Схема подсистемы поворота передней опоры самолёта Ил-86

 

Головка управления аналогична головке управления рулевого агрегата (ч. 2, рис 23). В её состав входит электромеханический преобразователь 1 (рис.79), два сопла 2 с заслонкой 3, дроссели 4 и цилиндрический золотник 5. При подаче тока в электромеханический преобразователь отклоняется заслонка 3, что приводит к перемещению золотника 5 и подаче жидкости под давлением в полость А или Б, откуда она поступает в полость гидравлического цилиндра 5, расположенного на передней стойке (рис. 78). Стойка перемещается, что приводит к уменьшению рассогласования между ротором сельсина-датчика и сельсина- приёмника. При равенстве нулю рассогласования заслонка электромеханического преобразователя станет в нейтральное положение и, соответственно этому станет в нейтраль золотник, что приведёт к прекращению поворота. Угол поворота стойки будет пропорционален повороту педалей.

Режим больших углов (⁺- 65^о) начинается с установки переключателя на штурвале в положение "Ручное". При этом произойдёт запитывание второго подканала системы и поворот рукоятки управления приведёт к рассогласованию другой пары сельсин-датчик и сельсин-приёмник.

Электрический ток поступит ко второй головке управления агрегата управления АУ-40 (рис.79), что также приведёт к поступлению жидкости в гидравлический цилиндр и повороту передней опоры.

 

Рис.79.

Схема агрегата управления АУ-40

 

Гидравлическая часть системы представлена на рис.80.Она состоит из клапана включения-отключения 1, агрегата управления АУ-40 2 и гидравлического цилиндра 3; имеются также предохранительный клапан 4, предохраняющий гидросистему от перегрузок (24 МПа) при боковых ударах в колёса, и редуктор 5, понижающий давление до 10 МПа. Жидкость от него через обратные клапаны подаётся в обе полости гидроцилиндра для опрессовки и уменьшения вероятности возникновения колебаний типа «шимми» в режиме свободного ориентирования. В этом режиме цилиндры закольцовываются через клапан перепуска 6 с дросселями. Полости дополнительно закольцовываются через дроссель агрегата управления (рис.79).

Система состоит из двух одновременно работающих электрогидравлических каналов (рис.78). Отказ одного из них приводит к скорости поворота в два раза меньшей. При отказе гидравлической части системы происходит автоматический переход в режим свободной ориентации и гашение колебаний дросселями в АУ-40.

 

Рис.80.

Схема подсистемы поворота передней опоры самолёта Ил-86

 

 

Вопросы для самопроверки

1.Какие три режима обеспечивает система поворота передней опоры?

2.Что представляет собой бустерная система поворота?

3.Как резервируется система поворота передней стойки?

4.Из каких элементов состоит и как работает подсистема поворота передней опоры самолётов Ил-76 и Ил-86?

 

Подсистема торможения колёс

Во время движения по взлётно-посадочной полосе (ВПП) для эффективного торможения колёс основных опор тормозной момент на колесе М_Т должен быть равен или быть немного меньше момента сцепления М_СЦ колёс с ВПП

М_Т ≤ М_СЦ.

Если М_СЦ> М_Т качение будет происходить без скольжения, но увеличится длина пробега, а если М_СЦ< М_Т, то возникнет скольжение-юз, что может привести к уменьшению срока службы шин или их разрушению с потерей устойчивости движения самолёта.

М_Т=μ_Тр_ТS_Т,

где μ_Т - коэффициент трения фрикционной пары тормоза, р_Т- давление в тормозной камере колеса, S_Т- площадь трения фрикционный пары тормоза.

М_СЦ =μ_СЦF_Кr_К,

где μ_СЦ - коэффициент сцепления колеса с ВПП, F_К- радиальная нагрузка на колесо, r_К -радиус колеса.

Коэффициент μ_СЦ зависит от скорости движения самолёта, типа и состояния ВПП, поверхности шины и давления в камере колеса. F_К определяется массой самолёта и его аэродинамической характеристикой при посадке. Коэффициент μ_Т зависит от температуры в плоскости трения и скорости скольжения фрикционной пары.

В процессе торможения μ_СЦ, μ_Т и F_К очень быстро меняются и для соблюдения условия М_Т ≤ М_СЦ нужно непрерывно изменять величину давления р_Т, что даже опытному пилоту трудно обеспечить, поэтому создаются автоматические системы торможения.

Разность моментов ΔМ= М_Т - М_СЦ создаёт угловое замедление ε, равное

ε= = = ;

где J_К - момент инерции колеса.

На самолётах гражданской авиации Ту-154, Ил-62, Ил-76 и Як-42 на угловое замедление реагируют инерционные датчики, подающие сигнал на уменьшение тормозного момента. Такие системы называются ε - системами. Их схема изображена на рис.81.

 

Рис. 81.

Схема ε - системы торможения

 

Здесь 1- тормозной редукционный клапан, на который воздействует пилот, 2- кран растормаживания, 3-тормозная камера, 4-инерционный датчик юза.

В датчиках юза имеется маховик, который при возникновении юза продолжает вращаться по инерции. На самолётах Ил -62 и Ил-76 это приводит к замыканию контактов концевого выключателя, подающего сигнал на электрогидравлический кран, соединяющий тормозную камеру со сливом. А на самолёте Ту-154 и Як-42 инерционный датчик и клапан растормаживания объединены в одном корпусе. В нём перемещение маховика приводит к перемещению рычагов, в результате чего перекрывается клапан, соединяющий тормозную камеру с линией высокого давления, и открывается клапан, соединяющий камеру со сливом.

В тормозном колесе к тормозной камере подсоединены поршни. При подаче в камеру давления они перемещаются, преодолевая усилие возвратных пружин, и прижимают вращающиеся диски к неподвижным. Сброс давления из камеры приводит к возвращению в исходное положение и растормаживанию.

ε - система недостаточно эффективна, имеет постоянную настройку датчиков, в неё трудно ввести корректирующие сигналы и она имеет малый ресурс (~1000 посадок).

Эффективность ε - системы повышается применением тахогенератора - датчика оборотов (Ил-86), что даёт возможность вводить корректирующие сигналы. При этом затормаживание начинается не при возникновении юза, а при достижении минимально допустимой скорости вращения колёс.

Ещё большая эффективность торможения достигается в разработанных Δω - системах, работающих по рассогласованию частот вращения нетормозного и тормозного колеса, в которых нет "угасания" инерционного датчика при подскоках и длительном движении по обледенелой полосе, что приводит к разрушению шин.

Рис. 82

Схема Δω - системы торможения

 

В этих системах (рис.82) кроме тормозного клапана 1, клапана растормаживания 2, тормозного колеса 3 и нетормозного колеса 4 есть на каждом колесе тахогенераторы 5 и блок 6 вычисления величины Δω=ω_НТ-ω_Т.

Использование Δω - систем приводит к уменьшению послепосадочного пробега на 12-21%.

Стремление к дальнейшему совершенствованию привело к созданию S - систем, работающих по величине относительного проскальзывания (по сигналу об относительном отставании тормозного колеса) (рис.83). В них по сигналам с тахогенераторов вычисляется коэффициент относительного проскальзывания S, дающего более точную информацию о замедлении

S = .

Для этого, кроме того, что есть в Δω - системах, есть также блок 1, вычисляющий S (рис. 83).

 

Рис. 83

Схема S - системы торможения

Рис. 84

Схема самонастраивающейся системы торможения

Следующим этапом развития явилось создание самонастраивающихся систем с поиском предельного значения коэффициента сцепления μ_СЦ - наиболее выгодных областей или режимов работы (рис.84). В этой системе по сравнению с S- системой (рис.83) имеются блок вычисления dS/dt и dμ /dS 1 и датчик 2 реализуемого значения μ_СЦ. Эта система сложна и трудна в исполнении, но, реагируя на dμ /dS, она увеличивает или уменьшает тормозное давление для получения максимального качества.

Рис.85 Рис.86

Схема системы торможения Схема расчёта системы торможения

без тормозного клапана без тормозного клапана

При затормаживании, если давление в тормозной камере равно р_Кi, рабочая точка А' системы (рис.86) будет определяться точкой пересечения характеристики труб 1+2(Р_1-2), поднятой на величину р_Кi, с характеристикой насоса. Если давление в баке равно р_б, то в случае растормаживания кривая потребного давления участка 2-3 будет представлена кривой Р_2-3. Давление в линии слива будет определяться давлением в камере р_Кi. Оно пойдёт на преодоление давления в баке и потери на сопротивление сети, поэтому рабочая точка А'' при растормаживании найдётся на пересечении этой кривой с прямой р_Кi=const.

Здесь при затормаживании и растормаживании меняется структура схемы и источник энергии. р_Кi определяется нагрузкой р_Кi=F_i/S_ЭФ. Т.к. в процессе работы F меняется, то зависимость F=f(t) разбивается на интервалы, в пределах которых сила считается постоянной и для каждого интервала с силой F_i производится расчёт.

Рис.87 Рис.88

Схема системы с тормозным клапаном Схема расчёта системы с тормозным

клапаном

Схема системы с редукционным клапаном представлена на рис.87. При затормаживании жидкость через редуктор и электрогидравлические краны пойдёт к цилиндрам. Кривая 1 потребного давления участков 2 и 3 представлена на рис.88. Она начинается из точки р_Кi. Соединение труб 2 и 3 разветвлённое. При равенстве давлений р_Кi в камерах, сложив эти две кривые, наложенные друг на друга, по горизонтали, получим суммарную кривую 2 (Σ_2,3 =Σ₁). Характеристика участка 1 представлена кривой 3. Сложив её по вертикали с кривой 2 (Σ₁), получим суммарную кривую 4: Σ₂=Σ₁+1. Т.к. давление будет определяться давлением редуктора P_РЕД, то рабочая точка А' найдётся на пересечении Σ₂ с горизонталью Р_РЕД=соnst.

При растормаживании давление в системе будет определяться давлением в редукторе минус падение давления на участке 1-2 (1-3) при расходе Q_ЗАТОРМ. Вычтя эти потери из Р_РЕД и проводя горизонталь Р _РЕД -ΔР₁, получим рабочую точку А"- точку пересечения горизонтали с кривой 5 - характеристикой трубопровода, по которому жидкость двигается из цилиндра в бак без учёта давления в баке.

 

Рис.89

Схема подсистемы торможения

 

На рис.89 изображена схема тормозной подсистемы. Аналогично строятся подсистемы самолётов Ту-154 и Як-42. Здесь 1 - редукционные тормозные клапаны, на которые воздействует пилот через педали (вся перечисляемая элементная база ранее была рассмотрена в курсе гидравлики). Давление на выходе из него пропорционально обжатию клапана. После редукционного клапана жидкость направляется в блокировочный клапан 2, проходные сечения которого открываются после обжатия амортизационной стойки для предотвращения посадки с заторможенными колёсами. Далее находится сдвоенный модулятор 3, в котором имеются челночный клапан для подключения основного и аварийного питания и дроссели для обеспечения плавности затормаживания. За модулятором находится антиюзовый автомат 4. В нём через шестерни вместе с колесом вращается маховик. При затормаживании колеса в момент, предшествующий юзу, маховик с втулкой внутри него продолжает вращаться. Втулка имеет винтовую поверхность 1(рис.90), на которую упираются перья 2 толкателя 3, находящегося внутри втулки. Когда маховик начинает вращаться вместе с втулкой, перья не вращающегося с ними толкателя скользят по винтовой поверхности втулки и выдвигают толкатель из втулки, а он нажимает на рычаг, который, в свою очередь, перемещает другой рычаг. Это приводит к закрытию клапана, подающего высокое давление в тормозную камеру 5 (рис.89), и открытию клапана, соединяющего камеру со сливом, в результате чего происходит растормаживание.

Рис.90

Схема работы толкателя антиюзового автомата

 

Аварийным источником питания на рис.89 является аккумулятор 6. Жидкость из него подаётся в подсистему через аварийные тормозные редукционные клапаны 7, управляемые вручную от рукояток. Далее жидкость проходит через дозатор 8, необходимый для перекрытия трубопровода в случае его обрыва. После него рабочее тело поступает к челночному клапану сдвоенного модулятора 3 и затем двигается уже описанным путём.

Вторые клапаны 1 и 7 подают жидкость в тормозные камеры колёс другой опоры.

В этой подсистеме, как и в подсистеме выпуска-уборки шасси, также нет электрических элементов в силу их недостаточной надёжности.

Подсистемы торможения самолётов Ил-62 и Ил-76 подобны. Здесь управляющим воздействием является электрическое напряжение, поступающее с потенциометров управления, установленных под педалями, при перемещении которых двигается катушка относительно контактов.

Рис.91.

Упрощённая схема подсистемы торможения

колёс самолётов Ил-62 и Ил-76

 

Напряжение направляется в электрический блок, а из него в электрогидравлический клапан 1 (рис.91). На рис. 91 весьма упрощённо представлена эта тормозная система.

В электрогидравлическом кране торможения (рис.92) при ходе катушки потенциометра управления, равном 3 мм, выталкивается шарик клапана 1 и полость А разобщается со сливом. Дальнейшее перемещение катушки под педалью приведёт к подаче напряжения в клапан 2. Его соленоид выталкивается, отжимая вниз золотник 3, в результате чего жидкость под давлением через золотник поступает в полость А, сжимается редукционная пружина 4, клапан 5 открывается и жидкость далее двигается по системе торможения через демпфер 2 (рис.91), антиюзовый автомат 3 и челночный клапан 4 в тормозную камеру колеса. При возникновении юза антиюзовый автомат 3 подаёт электрический сигнал на клапан 6 (рис.92) электрогидравлического редукционного клапана. Его соленоид, выталкиваясь, перемещает золотник 3 вверх, соединяя полость А со сливом, что приводит к растормаживанию. Клапаном включения - отключения 5 (рис.91) в этой подсистеме является трёхходовой двухпозиционный кран. На стоянке самолёта он перемещается в другое положение и жидкость под давлением от аккумулятора 6 через редукционный клапан 7, понижающий давление до 5 МПа, перемещает челнок в челночном клапане 4 и поступает в тормозную камеру.

Рис. 92.

Электрогидравлический кран торможения

 

Так осуществляется стояночное торможение, которое также используется для затормаживания колёс основных опор при уборке. Предотвращение посадки с заторможенными колёсами осуществляется электрическим путём с помощью концевых выключателей, блокирующих подачу сигнала на клапан включения.

На самолёте Ил-62 в качестве аварийной системы используется гидроазотная система.

Электродистанционное управление подсистемы позволило расположить её вне герметичной части самолёта, что увеличило безопасность при разгерметизации системы.

Следующим этапом развития тормозных подсистем является подсистема самолёта Ил-86 (рис.93), имеющая три подсистемы, питающиеся от своих блоков. В каждой подсистеме есть по два задатчика давления 1 (рис.93 и рис.94), блока управления 2, агрегата управления 3 и одна система стояночного торможения.

Задатчик давления находится под педалями. Их обжатие сначала приводит к замыканию контактов микровыключателя 4 (рис.94), подающего сигнал в блок управления 2, а из него в клапан 5 агрегата управления. Соленоид клапана выталкивается, и шариковый клапан перекрывает отверстие, через которое подавалось высокое давление на левый торец золотника 6. До этого момента оно, действуя на левый торец золотника бóльшего диаметра, держало золотник в крайнем правом положении и высокое давление было перекрыто буртиком золотника. При выталкивании соленоида на этот левый торец начинает действовать сливное давление, тогда как на правый по-прежнему действует высокое. Поэтому золотник 6 перемещается влево и жидкость под давлением получает возможность через дроссели 7 двигаться к соплам 8.

Рис.93

Схема подсистемы торможения колёс самолёта Ил-86

 

Дальнейшее перемещение педалей, сдвигая конус, заставляет двигаться сердечник индукционного задатчика давления 9. Это вызывает изменение его индуктивности. Сигнал с задатчика передаётся в блок 2, а из него на электромеханический преобразователь 10, в результате чего заслонка 11 перемещается влево, изменяются давления на торцах золотника 12 и он сдвигается вправо, давая возможность жидкости из магистрали высокого давления, перемещая челночный клапан 13, через дозатор 14 поступить в тормозную камеру. Уменьшение обжатия педалей приводит к перемещению заслонки вправо и сбросу давления из тормозной камеры. Это также имеет место, если перед началом юза частота вращения колеса начинает уменьшаться, что приводит к уменьшению частоты переменного тока, вырабатываемого тахогенератором 15, находящимся в колесе. Получив эту информацию, блок 2 определяет скорость замедления и, если она превышает допустимую величину, выдаёт сигнал электромеханическому преобразователю на растормаживание.

 

Рис.94

Схема подсистемы торможения колёс самолёта Ил-86

В состав агрегата управления входит индукционный датчик обратной связи 16. Давление, поступающее в тормоза, давит на мембрану датчика. Это приводит к изменению зазора и его индуктивности. Сигнал с датчика обратной связи поступает в блок 2, где он сравнивается с сигналом с задатчика 9. При их равенстве заслонка 11 устанавливается в нейтральное положение, а жидкость с заданным ранее давлением запирается в камере. Так достигается пропорциональность давления и эффективности торможения степени обжатия педалей.

На стоянке включением выключателя 17 электрогидравлический кран стояночного торможения 18 перемещается в другое положение, чем это было при основном торможении, что приводит к движению жидкости из аккумулятора 19 через кран, редуктор стояночного торможения 20, снижающий давление до 10 МПа, челночный клапан 13 и дозатор 14 к тормозам.

При отказе одной из трёх подсистем торможения эффективность торможения снижается на одну треть.

Кроме основного и стояночного торможения колес основных стоек существует также подтормаживание при уборке шасси. На самолётах Ил-76, Ил-86 и Як-42 при уборке подтормаживаются и колеса передней опоры с помощью блока цилиндров, в которые поступает жидкость из линии уборки передней стойки.

 

Вопросы для самопроверки

1. Какое соотношение тормозного момента и момента сцепления должно быть при торможении колёс основной опоры и что происходит при отклонении от этого соотношения?

2. Что представляет собой ε -система торможения и из каких элементов она состоит?

3. Какие недостатки имеет ε - система торможения и какой существует способ повышения её эффективности?

4. В чём заключается преимущество ω - системы торможения и из каких элементов она состоит?

5. В чём заключаются особенности расчёта тормозной системы с редукционным клапаном и без него?

6. Из каких элементов состоит и как работает подсистема торможения самолётов Ту-154 и Як-42?

7. Как работает инерционный датчик юза?

8. В чём заключается особенность системы торможения самолётов Ил-62 и Ил-76?