RU2099241C1 - Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines - Google Patents
Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines Download PDFInfo
- Publication number
- RU2099241C1 RU2099241C1 RU96120110A RU96120110A RU2099241C1 RU 2099241 C1 RU2099241 C1 RU 2099241C1 RU 96120110 A RU96120110 A RU 96120110A RU 96120110 A RU96120110 A RU 96120110A RU 2099241 C1 RU2099241 C1 RU 2099241C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- spool
- control
- spring
- piston
- blades
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
- B64C11/38—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic
- B64C11/40—Blade pitch-changing mechanisms fluid, e.g. hydraulic automatic
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Nitrogen And Oxygen Or Sulfur-Condensed Heterocyclic Ring Systems (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной технике и, в частности, к системам управления флюгерно-реверсивными воздушными винтами для самолетов местных авиалиний. The invention relates to aeronautical engineering and, in particular, to control systems for vane-reversing propellers for aircraft of local airlines.
Одним из главных критериев и качеств, предъявляемых к самолетам местных воздушных линий это простота в эксплуатации и обслуживании, не требующая высокой квалификации летного и эксплуатирующего состава, а также интенсивная эксплуатация с большим количеством взлетов и посадок на аэродромы с короткой длиной взлетно-посадочной полосы. Указанные критерии предопределяют требования к системе управления силовых установок таких самолетов:
простота и надежность конструкции;
эффективный реверс тяги при посадке;
надежное удержание лопастей на упоре промежуточного угла;
наличие управляемого плавного реверса тяги при рулении.One of the main criteria and qualities presented to aircraft of local airlines is the simplicity of operation and maintenance, which does not require highly qualified flight and operating personnel, as well as intensive operation with a large number of takeoffs and landings at airfields with short runway lengths. These criteria determine the requirements for the control system of the power plants of such aircraft:
simplicity and reliability of the design;
effective reverse thrust during landing;
reliable retention of the blades on the stop of the intermediate angle;
the presence of a controlled smooth reverse thrust during taxiing.
Известна система управления шагом воздушного винта с гидромеханизмом изменения угла установки лопастей с полостями большого и малого шага и управляющим золотником винта, выполненным заодно со штоком гидромеханизма, а также командным клапаном снятия лопастей с упора промежуточного угла, регулятором управления углом установки лопастей винта, источником давления рабочей жидкости, и рычагом управления двигателем (РУД) [1]
Недостаток указанной системы управления шагом с гидромеханизмом изменения угла установки лопастей воздушного винта состоит в том, что она не обеспечивает плавного управления углом установки лопастей по положению рычага управления двигателем на режиме реверса и при маневрировании самолета на земле, а реализация функции флюгирования с подачей рабочей жидкости высокого давления в полость большого шага требует организации в системе отдельного дополнительного канала управления, не связанного с каналом управления полостью малого шага.A known propeller pitch control system with a hydromechanism for changing the angle of installation of the blades with cavities of large and small pitch and a control spool of the screw, made integral with the stem of the hydromechanism, as well as a command valve for removing the blades from the stop of the intermediate angle, a regulator for controlling the angle of installation of the rotor blades, a working pressure source fluid, and engine control lever (ORE) [1]
The disadvantage of this step control system with the hydromechanism of changing the propeller blade angle is that it does not provide smooth control of the blade angle by the position of the engine control lever in reverse mode and when maneuvering the aircraft on the ground, and the implementation of the feathering function with high fluid supply pressure in the cavity of a large step requires the organization in the system of a separate additional control channel that is not associated with the control channel of the small step cavity.
Известна также система управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом прямой схемы, содержащая гидромеханизм с "бета"-трубкой, систему гидравлических каналов, которые расположены в задающей гильзе ручного управления шагом винта и гидравлически соединены с полостями большого и малого шага, а также регулятор винта с маслонасосом, предохранительным клапаном, клапаном флюгирования и электроприводным флюгерным насосом [2]
Недостатком этой системы управления воздушным винтом является то, что она применима только для определенных типов конструкций двигателя, имеющих смещенный (относительно оси турбокомпрессора) вал привода винта и сложна в изготовлении, так как управление шагом лопастей от регулятора винта осуществляется по двум каналам и по сигналам от электронной системы с электроисполнительными механизмами, надежность которых ниже надежности простых гидромеханических систем управления шагом винта, имеющих более широкое применение на самолетах местных авиалиний из-за простоты и дешевизны.There is also known a direct-flow vane-control rotor control system containing a beta-tube hydraulic mechanism, a system of hydraulic channels that are located in a master sleeve for manual control of the pitch of the screw and are hydraulically connected to the cavities of large and small steps, and a screw regulator with an oil pump , safety valve, feathering valve and electric driven vane pump [2]
The disadvantage of this propeller control system is that it is applicable only to certain types of engine designs that have a displaced (relative to the axis of the turbocompressor) propeller shaft and is difficult to manufacture, since the pitch control of the blades from the propeller regulator is carried out through two channels and by signals from electronic system with electric actuators, the reliability of which is lower than the reliability of simple hydromechanical propeller pitch control systems, which are more widely used in aircraft places s airlines because of the simplicity and cheapness.
Известна наиболее близкая по технической сущности и решаемой задаче система управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом прямой схемы для самолетов местных авиалиний, содержащая гидромеханизм изменения угла установки лопастей с поршнем и пружиной флюгирования, полостью малого шага, управляемой от регулятора винта с помощью одного канала. При этом регулятор винта содержит маслонасос с редукционным клапаном, пружина которого изменяет затяжку пропорционально перемещению РУД [3]
Недостатками указанной выше системы управления воздушным винтом является следующее
возможность несанкционированного снятия лопастей с упора промежуточного угла при уменьшении частоты вращения воздушного винта ниже минимального полетного значения, например, в случае отказа в системе топливопитания. В этом случае внезапно уменьшается поперечная составляющая от центробежных сил грузов, расположенных на комлях лопастей, что приводит к уменьшению необходимого избытка сил для надежного удержания лопастей на промежуточном упоре;
низкая точность установки лопастей на режиме управления шагом от РУД, так как в балансе перестановочных сил, действующих на гидромеханизм, участвуют нестабильные силы трения в поршне и заделке лопастей;
не обеспечивается эффективная перекладка лопастей в реверс и обратно, из-за недостаточных скорости перекладки лопастей и усилий на поршне в связи с тем, что на режиме ручного управления шагом перемещение поршня происходит изменением давления только в одной полости малого шага.Known for the closest in technical essence and the problem being solved is a direct-flow vane-control rotor control system for local aircraft, containing a hydromechanism for changing the angle of installation of the blades with a piston and a feathering spring, a small-pitch cavity controlled from the screw regulator using one channel. At the same time, the screw regulator contains an oil pump with a pressure reducing valve, the spring of which changes the tightening in proportion to the movement of the throttle [3]
The disadvantages of the above propeller control system is the following
the possibility of unauthorized removal of the blades from the stop of the intermediate angle when the rotor speed decreases below the minimum flight value, for example, in the event of a failure in the fuel supply system. In this case, the transverse component from the centrifugal forces of the loads located on the blades of the blades suddenly decreases, which leads to a decrease in the required excess of forces for reliable holding of the blades on the intermediate stop;
low accuracy of the installation of the blades in the step control mode from the ORE, since the balance of the permutation forces acting on the hydromechanism involves unstable friction forces in the piston and the sealing of the blades;
the effective transfer of the blades to the reverse and vice versa is not ensured, due to the insufficient speed of the transfer of the blades and the efforts on the piston due to the fact that in the manual step control mode the piston moves by changing the pressure in only one cavity of a small step.
Технический результат, получаемый при реализации данного изобретения, заключается в:
создании надежной одноканальной гидромеханической системы с двухсторонним управлением механизмом изменения шага воздушного винта;
повышении надежности удержания лопастей на упоре промежуточного угла (ПУ);
повышении точности управления углом установки лопастей на режиме ручного управления;
обеспечении эффективного реверса тяги воздушного винта на режимах посадки и маневрирования на земле.The technical result obtained by the implementation of this invention is:
creating a reliable single-channel hydromechanical system with two-way control of the propeller pitch change mechanism;
improving the reliability of the retention of the blades on the stop of the intermediate angle (PU);
improving the accuracy of control of the angle of installation of the blades in manual control mode;
providing effective reverse propeller thrust in landing and maneuvering modes on the ground.
Указанный технический результат при осуществлении изобретения достигается тем, что в заявляемой системе управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом, содержащей размещенный во втулке винта гидромеханизм изменения угла установки лопастей с поршнем, пружиной флюгирования, упором промежуточного угла и управляющим золотником винта, проточки которого соединены с полостями большого и малого шага, а также управляющий элемент регулятора шага с золотником снятия лопастей с упора промежуточного угла, маслонасос, редукционный клапан с пружиной и рычаг управления двигателем, особенность заключается в том, что упор промежуточного угла выполнен в виде подпружиненного плунжера, расположенного перед поршнем гидромеханизма, а управляющий золотник винта размещен в поршне с возможностями ограниченного осевого перемещения и взаимодействия с плунжером, при этом у торца управляющего золотника со стороны, противоположной плунжеру, выполнена полость, соединенная каналом с управляющим элементом регулятора шага, причем управляющий элемент соединен каналом с золотником снятия лопастей с упора промежуточного угла, а редукционный клапан оснащен устройством изменения затяжки его пружины, кинематически соединенным с рычагом управления двигателем. The specified technical result during the implementation of the invention is achieved by the fact that in the inventive control system of a vane-reversing propeller containing a hydromechanism of changing the blade angle with a piston, a feathering spring, an intermediate angle stop and a control spool of the screw, the grooves of which are connected to the cavities of a large and small step, as well as the control element of the step regulator with the slide valve for removing the blades from the stop of the intermediate angle, oil pump, pressure reducing valve with with the engine and the engine control lever, the feature is that the intermediate angle stop is made in the form of a spring-loaded plunger located in front of the hydraulic mechanism piston, and the screw control spool is placed in the piston with the possibility of limited axial movement and interaction with the plunger, while at the end of the control spool with the side opposite to the plunger, a cavity is made, connected by a channel to the control element of the step regulator, and the control element is connected by a channel to the valve stey abutment with the intermediate angle, and a pressure reducing valve provided with a device changes its tightening spring kinematically connected to the engine control lever.
Сущность изобретения поясняется чертежом, на котором показана система управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом для самолетов местных авиалиний, включающая воздушный винт, регулятор винта и элементы самолетной системы управления. The invention is illustrated by the drawing, which shows the control system of the vane-reversing propeller for local aircraft, including a propeller, a propeller regulator and elements of an aircraft control system.
Согласно приведенному чертежу, система управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом содержит втулку воздушного винта 1, скрепленную с валом 2 редуктора двигателя, и лопасти 3. Втулка воздушного винта 1 гидравлически связана с регулятором винта 4 посредством канала 5 и содержит гидромеханизм изменения угла установки лопастей, состоящий из гидроцилиндра 6 с поршнем 7. Последний скреплен при помощи штока 8 с траверсой 9. В пазу 10 траверсы 9 расположены пальцы II лопастей 3. Гидроцилиндр 6 и поршень 7 образуют полость 12 большого шага (БШ) и полость 13 малого шага (MШ). В полости БШ размещена пружина флюгирования 14. According to the drawing, the control system of the vane-reversing propeller contains a propeller bushing 1, fastened to the shaft 2 of the engine gearbox, and the blades 3. The bushing of the propeller 1 is hydraulically connected to the regulator of the screw 4 through channel 5 and contains a hydraulic mechanism for changing the angle of installation of the blades, consisting from the hydraulic cylinder 6 with the piston 7. The latter is fastened with the help of the rod 8 with the cross-beam 9. In the groove 10 of the cross-beam 9 are the fingers of the II blades 3. The hydraulic cylinder 6 and the piston 7 form a cavity 12 of a large step (BS) and a cavity 13 small steps (MSH). A feathering spring 14 is placed in the BS cavity.
Регулятор винта 4 содержит маслонасос 15, редукционный клапан 16 с пружиной 17, золотник центробежного механизма 18, соединенный через обратный клапан 19 с насосом 15. Имеется также золотник снятия лопастей с упора промежуточного угла 20, золотник флюгирования 21, кинематически связанный с рычагом флюгирования в кабине пилота, электроприводной флюгерный насос 22. The screw regulator 4 contains an oil pump 15, a pressure reducing valve 16 with a spring 17, a centrifugal valve 18 connected via a non-return valve 19 to the pump 15. There is also a valve for removing the blades from the stop of the intermediate angle 20, a feathering valve 21 kinematically connected to the feathering lever in the cabin pilot, electric drive vane pump 22.
Для достижения вышеуказанного технического результата в систему управления воздушным винтом введен управляющий золотник 23, размещенный в штоке 8 траверсы 9. Управляющий золотник 23 содержит проточку большого шага 24, проточку малого шага 25 и проточку слива 26, соединенную с каналом слива 27 в штоке траверсы 9. Осевое движение управляющего золотника 23 относительно траверсы 9 ограничено стопором 28, закрепленным в штоке 8 и размещенным в сквозных прорезях 30 на боковой поверхности золотника 23. To achieve the above technical result, a control spool 23 is inserted into the propeller control system, located in the rod 8 of the crosshead 9. The control spool 23 contains a large step 24 groove, a small step groove 25 and a drain groove 26 connected to the drain channel 27 in the crosshead 9. The axial movement of the control valve 23 relative to the crosshead 9 is limited by a stopper 28 fixed in the rod 8 and placed in through slots 30 on the side surface of the valve 23.
Полость 29 со стороны правого торца управляющего золотника 23 соединена с гидроканалом 5 посредством трубки 31, неподвижно скрепленной с валом 2 редуктора двигателя и телескопически соединенной со штоком 8 траверсы. The cavity 29 from the side of the right end of the control valve 23 is connected to the hydrochannel 5 by means of a tube 31 fixedly attached to the shaft 2 of the engine gearbox and telescopically connected to the rod 8 of the crosshead.
Гидроцилиндр 6, шток 8 траверсы 9 и левый торец управляющего золотника 23 образуют полость, которая соединена со сливом и в которой соосно управляющему золотнику 23 размещен подвижный плунжер 32 с пружиной 33. Ход подпружиненного плунжера 32 в сторону управляющего золотника 23 ограничен выступом 34. The hydraulic cylinder 6, the rod 8 of the crosshead 9 and the left end face of the control valve 23 form a cavity that is connected to the drain and in which a movable plunger 32 with a spring 33 is placed coaxially with the control valve 23. The stroke of the spring-loaded plunger 32 towards the control valve 23 is limited by the protrusion 34.
От РУД, расположенного в кабине летчика, через тяги 35 передается воздействие к рычагам регулятора 4, соединенным с кулачком 36 изменения затяжки пружины 17 редукционного клапана 16 и с кулачком 37 переключения золотника снятия с упора 20. From the throttle, located in the cockpit, through the thrust 35 the effect is transmitted to the levers of the regulator 4, connected to the cam 36 of the change in the tightening of the spring 17 of the pressure reducing valve 16 and to the cam 37 of switching the slide valve from the stop 20.
Над золотником центробежного механизма 18 размещен поршень 38 со штоком 39, а полость 40 над поршнем 38 соединена с золотником снятия с упора 20. Above the spool of the centrifugal mechanism 18, a piston 38 with a rod 39 is placed, and the cavity 40 above the piston 38 is connected to the spool of removal from the stop 20.
Рычаг рода работ 41 расположен в кабине пилота и кинематически связан с регулятором винта 4, а также со стоп-краном топливного агрегата. The lever of the type of work 41 is located in the cockpit and is kinematically connected with the screw regulator 4, as well as with the stop valve of the fuel unit.
Работа заявляемой системы управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом происходит следующим образом. The operation of the inventive control system vane-reversing propeller is as follows.
При работе двигателя на режиме, равном или выше полетного малого газа (ПМГ), лопасти воздушного винта находятся на углах установки выше промежуточного упора и масло под давлением от маслонасоса 15 через обратный клапан 19 поступает к золотнику центробежного механизма 18. При этом величина давления, создаваемого редукционным клапаном 16, определяется усилием пружины 17, величина сжатия которой устанавливается поворотом кулачка 36. When the engine is operating at a level equal to or higher than the flight small gas (SGP), the propeller blades are located at the installation angles above the intermediate stop and the oil under pressure from the oil pump 15 through the check valve 19 enters the spool of the centrifugal mechanism 18. In this case, the pressure generated pressure reducing valve 16, is determined by the force of the spring 17, the amount of compression of which is set by turning the cam 36.
В технике широко известны конструкции агрегатов системы управления, обеспечивающие необходимую частоту вращения воздушного винта воздействием на шаг лопастей. В рассматриваемом случае частота вращения винта меняется центробежным механизмом регулятора 4 с золотником тахометра 18. Величина управляющего давления от центрального буртика последнего через проточку на золотнике флюгирования 21 по каналу 5 и трубке 31 поступает во вращающийся винт 1 в полость 29 к управляющему золотнику 23. Designs of control system units are widely known in the art that provide the necessary rotor speed by influencing the pitch of the blades. In the case under consideration, the rotational speed of the screw is changed by the centrifugal mechanism of the regulator 4 with the tachometer spool 18. The control pressure from the central flange of the latter through the groove on the feathering spool 21 through the channel 5 and tube 31 enters the rotary screw 1 into the cavity 29 to the control spool 23.
В связи с тем, что на левый торец управляющего золотника 23 действует давление слива, а со стороны правого торца усилие пружины и регулируемое давление от золотника центробежного механизма 18, золотник 23 под действием разницы усилий находится в крайнем левом положении относительно штока траверсы 9. В этом положении он удерживается стопором 28. При этом регулируемое давление через проточку 25 золотника 23 поступает в полость малого шага 13 и действует на поршень 7. Перемещение поршня 7 приводит к перемещению траверсы 9, связанной с поршнем штоком 8. Траверса через пальцы II, расположенные в пазу 10, поворачивает лопасти 3. Due to the fact that the left side of the control spool 23 is affected by the drain pressure, and from the side of the right end the spring force and adjustable pressure from the spool of the centrifugal mechanism 18, the spool 23 is in the extreme left position relative to the rod of the crosshead 9. In this in position, it is held by the stopper 28. In this case, the adjustable pressure through the groove 25 of the spool 23 enters the cavity of small step 13 and acts on the piston 7. Moving the piston 7 leads to the movement of the beam 9 connected to the piston by the rod 8. Traverse through fingers II, located in the groove 10, rotates the blade 3.
В рассматриваемый момент времени противоположная полость большого шага 12 находится под давлением слива, так как через проточку 26 управляющего золотника 23 указанная полость соединена со сливным каналом 27. Повороту лопастей в сторону большого шага способствуют только пружина 14 и противовесы лопастей. At the moment in time, the opposite cavity of the large step 12 is under discharge pressure, since through the groove 26 of the control valve 23, this cavity is connected to the drain channel 27. Only the spring 14 and the counterweights of the blades contribute to the rotation of the blades.
При установке РУД в положение ПМГ (полетный малый газ) и достижении в полете углов установки лопастей, равных или близких углу промежуточного упора, шток 8 траверсы 9, двигаясь влево, достигает такого положения, когда управляющий золотник 23 левым торцом касается плунжера 32, нагруженного слева усилием пружины 33. When the throttle is set to the PMG (low-speed gas) position and when the blades reach flight angles equal to or close to the intermediate stop angle, the rod 8 of the crosshead 9, moving to the left, reaches the position when the control valve 23 with its left end touches the plunger 32, loaded on the left spring force 33.
При дальнейшем движении поршня 7 со штоком 8 в сторону уменьшения угла установки лопастей происходит смещение управляющего золотника 23 вправо относительно штока 8, так как перемещению золотника препятствует плунжер 32, усилие пружины которого выбрано таким, чтобы командное давление, действующее на правый торец золотника 23 и определяемое величиной затяжки пружины 17 редукционного клапана 16, не в состоянии было преодолеть усилие пружины 33. Движение поршня 7 со штоком 8 происходит до тех пор, пока управляющий золотник 23 не перекроет поступление командного давления из проточки 25 в полость малого шага 13. Одновременно с этим командное давление через проточку 24 золотника 23 подводится в полость большого шага 12, что приводит к росту усилия в указанной полости в сторону большого шага. На поршне 7 создается равенство сил, лопасти винта останавливаются на угле промежуточного упора. With further movement of the piston 7 with the rod 8 in the direction of decreasing the angle of installation of the blades, the control valve 23 is displaced to the right relative to the rod 8, since the plunger 32 impedes the movement of the valve, the spring force of which is selected so that the command pressure acting on the right end of the valve 23 and determined the magnitude of the tightening of the spring 17 of the pressure reducing valve 16 was not able to overcome the force of the spring 33. The movement of the piston 7 with the rod 8 occurs until the control valve 23 overlaps the flow command pressure from the bore 25 into the cavity 13. The fine pitch Simultaneously with this command pressure through bore 24 of the spool 23 is fed into the cavity of the large step 12, which leads to an increase in force in said cavity toward the large step. Equal forces are created on the piston 7, the rotor blades stop at the angle of the intermediate stop.
При посадке, когда возникает необходимость применения реверса и торможения самолета, рычаг управления двигателем перемещают из положения ПМГ в реверсивный диапазон или диапазон установки шага лопастей по положению РУД ("бета"-режим). При этом, тяга 35 через кулачок 37 перемещает золотник снятия с упора 20 в нижнее положение. В результате высокое давление жидкости от маслонасоса 15 поступает в полость 40 над поршнем перенастройки 38 и перемещает последний вместе со штоком 39 в нижнее положение, преодолевая небольшое усилие, действующее с противоположной стороны поршня 38 от давления из магистрали двигателя. When landing, when it becomes necessary to use reverse and braking the aircraft, the engine control lever is moved from the PMG position to the reverse range or the range of setting the pitch of the blades according to the position of the throttle ("beta" mode). At the same time, the thrust 35 through the cam 37 moves the removal valve from the stop 20 to the lower position. As a result, the high fluid pressure from the oil pump 15 enters the cavity 40 above the reconfiguration piston 38 and moves the latter together with the rod 39 to the lower position, overcoming the small force acting on the opposite side of the piston 38 from the pressure from the engine line.
Шток 39, взаимодействуя с золотником центробежного механизма 18, принудительно смещает его в нижнее положение, выключая из работы, и обеспечивает подачу жидкости от гидронасоса непосредственно во втулку воздушного винта 1. The rod 39, interacting with the spool of the centrifugal mechanism 18, forcibly shifts it to the lower position, turning it off, and ensures the supply of fluid from the hydraulic pump directly to the hub of the propeller 1.
Одновременно с перемещением золотника снятия с упора 20 и выключением из работы золотника центробежного механизма 18 тяга 35 через поворот кулачка 36 осуществляет затяжку пружины 17 редукционного клапана 16. Увеличение усилия пружины 17 приводит к повышению давления, развиваемого насосом 15. Как указывалось ранее, давление жидкости, поступающей во втулку воздушного винта 1 от регулятора 4, действует на правый торец управляющего золотника 23. При увеличении давления выше определенного значения золотник 23 преодолевает усилие пружины 33 плунжера 32 и перемещается относительно штока 8 влево до тех пор, пока его смещение не будет ограничено стопором 28. Simultaneously with the displacement of the slide valve 20 from the stop and the centrifugal mechanism 18 turning off the spool, the thrust 35, through the rotation of the cam 36, tightens the spring 17 of the pressure reducing valve 16. Increasing the force of the spring 17 leads to an increase in the pressure developed by the pump 15. As mentioned earlier, the fluid pressure coming into the hub of the propeller 1 from the regulator 4, acts on the right end of the control valve 23. When the pressure increases above a certain value, the valve 23 overcomes the force of the spring 33 of the plunger 32 and moves relative to the rod 8 to the left until its displacement is limited by the stopper 28.
Указанное перемещение управляющего золотника приводит к снижению давления жидкости в полости большого шага 12, которое ранее удерживало лопасти на упоре промежуточного угла, вследствие того, что полость 12 сообщается со сливным каналом 27 через проточку 26 управляющего золотника 23. В то же время в полость малого шага 13 через проточку 25 золотника 23 поступает жидкость с давлением, определяемым настройкой редукционного клапана 16. Под действием разности давлений в полостях большого и малого шага поршень 7, преодолевая усилие пружин 14, 33 и момент от грузов на лопастях 3, совместно с траверсой 9 снимаются с упора промежуточного угла и движутся в сторону уменьшения шага лопастей. The specified movement of the control spool reduces the fluid pressure in the cavity of the large step 12, which previously held the blades on the stop of the intermediate angle, due to the fact that the cavity 12 communicates with the drain channel 27 through the groove 26 of the control spool 23. At the same time, in the cavity of the small step 13 through the groove 25 of the spool 23, a fluid enters with a pressure determined by the setting of the pressure reducing valve 16. Under the influence of the pressure difference in the cavities of the large and small steps, the piston 7 overcomes the force of the springs 14, 33 and the moment t loads on the blades 3, together with the cross member 9 are removed from an intermediate angle the stop and move in the direction of decreasing the blade pitch.
Перемещение управляющего золотника 23 в штоке 8, а, следовательно, и механизма изменения шага на режиме ручной установки шага по РУД, будет происходить до тех пор, пока давление от маслонасоса 15, поступающее к правому торцу золотника 23 и задаваемое затяжкой пружины 17 редукционного клапана непосредственно от РУД в кабине пилота, не уравновесится усилием пружины 33. The movement of the control spool 23 in the rod 8, and, consequently, the mechanism for changing the pitch in the manual setting of the step in the throttle, will occur until the pressure from the oil pump 15 arrives at the right end of the spool 23 and is set directly by tightening the spring 17 of the pressure relief valve directly from the throttle in the cockpit, will not be balanced by the force of the spring 33.
Таким образом, пилот, перемещая РУД на земных режимах работы силовой установки самолета, включая рулежку и запуск двигателя, может непосредственно из кабины управлять положением лопастей в "бета"-диапазоне. При этом соблюдается пропорциональность между перемещением РУД и получаемым углом лопастей винта, т. е. чем сильнее сжата пружина 17 от действия РУД, тем больше давление, действующее на правый торец управляющего золотника 23 и тем больше он перемещается влево, сжимая пружину 33 плунжера 32. В результате зультате этого в полости МШ давление возрастает, а в полости БШ, наоборот, падает. Под действием разности давлений в полостях винта поршень 7 с большой перестановочной силой перемещается на уменьшение шага лопастей вплоть до максимального угла реверса. Thus, the pilot, moving the throttle in terrestrial modes of operation of the aircraft power plant, including taxiing and starting the engine, can directly control the position of the blades in the beta range directly from the cockpit. In this case, the proportionality between the movement of the throttle and the obtained angle of the rotor blades is observed, i.e., the stronger the spring 17 is compressed from the action of the throttle, the greater the pressure acting on the right end of the control spool 23 and the more it moves to the left, compressing the spring 33 of the plunger 32. As a result of this, the pressure in the MS cavity increases, while in the BS cavity, on the contrary, it drops. Under the action of the pressure difference in the screw cavities, the piston 7 with a large permutation force moves to reduce the pitch of the blades up to the maximum angle of reverse.
При выводе лопастей из реверса происходит обратное действие: пружина 17 от действия РУД уменьшает усилие затяжки, давление рабочей жидкости в полости 29 падает и управляющий золотник 23 под действием усилия сжатой пружины 33 вместе с плунжером 32 перемещаются вправо. В результате, в полости МШ 13 давление падает, а в полости БШ растет, что заставляет поршень 7 с траверсой 9 поворачивать лопасти на увеличение шага. When the blades are withdrawn from the reverse, the opposite effect occurs: the spring 17 from the action of the throttle reduces the tightening force, the pressure of the working fluid in the cavity 29 drops and the control valve 23 under the action of the compressed spring 33 together with the plunger 32 move to the right. As a result, the pressure drops in the cavity of the MS 13, and increases in the cavity of the BS 13, which causes the piston 7 with the traverse 9 to turn the blades to increase the pitch.
Надежность удержания шага лопастей воздушного винта в полете на упоре промежуточного угла обеспечивается тем, что максимальное давление, определяемое затяжкой пружины 17 редукционного клапана 16 при положении РУД на полетных режимах, гарантированно меньше необходимой величины давления, которая могла бы, действуя на правый торец управляющего золотника 23, преодолеть усилие предварительно сжатой пружины 33 и передвинуть влево плунжер 32. В случае же отказов системы управления, приводящих к бесконтрольному увеличению регулируемого давления рабочей жидкости в управляющем канале 5 и полости малого шага 13, винт фиксируется в положении лопастей на промежуточном упоре, т. к. указанное давление не может превзойти пороговую величину давления для преодоления упора 32. Reliability of holding the pitch of the propeller blades in flight at an intermediate angle stop is ensured by the fact that the maximum pressure determined by tightening the spring 17 of the pressure reducing valve 16 when the throttle is in flight mode is guaranteed to be less than the necessary pressure value that could have acted on the right end of the control valve 23 , overcome the force of the pre-compressed spring 33 and move the plunger 32 to the left. In the case of failures of the control system, leading to an uncontrolled increase in the regulated pressure working fluid in the control channel 5 and the cavity of the small step 13, the screw is fixed in the position of the blades on the intermediate stop, because the specified pressure cannot exceed the threshold pressure to overcome the stop 32.
Флюгирование винта осуществляется путем принудительного перемещения золотника флюгирования 21 летчиком в результате перевода в кабине рычага рода работ 41 в положение "флюгер". Одновременно с переводом рычага 41 в положение "флюгер" производится поворот стоп-крана и выключение подачи топлива в двигатель. Feeding of the screw is carried out by forcibly moving the spool of feathering by 21 pilots as a result of transferring the type of work 41 in the cockpit to the "weather vane" position. Simultaneously with the transfer of the lever 41 to the "weather vane" position, the stopcock is rotated and the fuel supply to the engine is turned off.
При срабатывании золотника флюгирования канал 5 подвода рабочей жидкости к винту отсоединяется от регулируемого давления рабочей жидкости и соединяется со сливом. Лопасти устанавливаются во флюгерное положение под действием усилий, развиваемых противовесами на комлях лопастей 3 и пружиной 14. When triggering the spool of feathering, the channel 5 for supplying the working fluid to the screw is disconnected from the adjustable pressure of the working fluid and connected to the drain. The blades are installed in the vane position under the action of the forces developed by the balances on the butt of the blades 3 and the spring 14.
Вывод лопастей из флюгера производится включением электроприводного флюгерного насоса 22. При неработающем двигателе и отсутствии поступления в регулятор 4 рабочей жидкости из магистрали двигателя включение флюгерного насоса запитывает систему управления воздушным винтом на период запуска рабочей жидкостью с давлением. При этом закрытый клапан 19 и редукционный клапан 16 обеспечивают в системе необходимое давление рабочей жидкости. Так как в начальный момент запуска частота вращения привода регулятора равна нулю или значительно ниже равновесного значения, то золотник тахометра 18 находится в нижнем положении и рабочая жидкость поступает по каналу 5 в полость 13 малого шага. Под действием давления в полости малого шага лопасти принудительно переводятся на малый шаг и раскручивают воздушный винт от набегающего потока воздуха. The vanes are removed from the vane by turning on the electric drive vane pump 22. If the engine is not running and there is no working fluid entering the regulator 4 from the engine line, turning on the vane pump energizes the propeller control system for the period of starting the working fluid with pressure. In this case, the closed valve 19 and the pressure reducing valve 16 provide the necessary pressure of the working fluid in the system. Since at the initial moment of start-up the rotational speed of the drive of the regulator is zero or significantly lower than the equilibrium value, the tachometer spool 18 is in the lower position and the working fluid flows through the channel 5 into the cavity 13 of a small step. Under the influence of pressure in the cavity of a small step, the blades are forced to move to a small step and untwist the propeller from the incoming air flow.
Промышленная применимость заявляемой системы управления флюгерно-реверсивным воздушным винтом подтверждается тем, что основные элементы системы (конструкция гидромеханизма изменения угла установки лопастей, одноканальное управление винтом, конструкция управляющей части регулятора шага) реализованы в аналогичных системах управления отечественных и зарубежных воздушных винтов для самолетов местных авиалиний, а технический результат, получаемый при осуществлении данного изобретения, выгодно отличает заявляемую систему управления от известных аналогов. The industrial applicability of the inventive vane-rotor propeller control system is confirmed by the fact that the main elements of the system (the design of the hydromechanism of changing the angle of the blades, single-channel propeller control, the design of the control part of the pitch controller) are implemented in similar control systems of domestic and foreign propellers for local airlines, and the technical result obtained by the implementation of this invention compares favorably with the claimed control system from famous analogues.
Claims (7)
Priority Applications (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96120110A RU2099241C1 (en) | 1996-10-17 | 1996-10-17 | Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines |
| AU13228/97A AU1322897A (en) | 1996-10-17 | 1996-12-30 | System for controlling a feather-reversible propeller for local airline aircr aft |
| PCT/RU1996/000367 WO1997017254A1 (en) | 1996-10-17 | 1996-12-30 | System for controlling a feather-reversible propeller for local airline aircraft |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU96120110A RU2099241C1 (en) | 1996-10-17 | 1996-10-17 | Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU96120110A RU96120110A (en) | 1997-09-10 |
| RU2099241C1 true RU2099241C1 (en) | 1997-12-20 |
Family
ID=20186354
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU96120110A RU2099241C1 (en) | 1996-10-17 | 1996-10-17 | Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines |
Country Status (3)
| Country | Link |
|---|---|
| AU (1) | AU1322897A (en) |
| RU (1) | RU2099241C1 (en) |
| WO (1) | WO1997017254A1 (en) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6554857B1 (en) | 1999-07-20 | 2003-04-29 | Medtronic, Inc | Transmural concentric multilayer ingrowth matrix within well-defined porosity |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU67587A1 (en) * | 1942-02-15 | 1945-11-30 | Л.С. Файн | Screw reversing device with automatic pitch change |
| US4753572A (en) * | 1986-10-02 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Propeller pitch change actuation system |
| US5037271A (en) * | 1989-12-26 | 1991-08-06 | United Technologies Corporation | Pitch control system |
| US5141399A (en) * | 1990-10-18 | 1992-08-25 | United Technologies Corporation | Pitch change control system |
| RU2030327C1 (en) * | 1991-06-28 | 1995-03-10 | Гордеев Виктор Федорович | Feathering system of controllable-pitch propeller |
-
1996
- 1996-10-17 RU RU96120110A patent/RU2099241C1/en active
- 1996-12-30 WO PCT/RU1996/000367 patent/WO1997017254A1/en active Application Filing
- 1996-12-30 AU AU13228/97A patent/AU1322897A/en not_active Abandoned
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 1. US, патент, 4863347, кл. 416/46, 1989. 2. EP, патент, 0311277, кл. B 64 C 11/40, 1989. 3. US, патент, 4097189, кл. 416/46, 1978. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| AU1322897A (en) | 1997-05-29 |
| WO1997017254A1 (en) | 1997-05-15 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP0598067B1 (en) | Blade pitch change control system | |
| US5145324A (en) | RAM air turbine driving a variable displacement hydraulic pump | |
| US4037986A (en) | Bladed rotors having control means for effecting blade pitch adjustment | |
| US6796526B2 (en) | Augmenting flight control surface actuation system and method | |
| EP0112793B1 (en) | Pitch control system for variable pitch propeller | |
| US3380535A (en) | Constant speed and reversible aircraft propeller | |
| US6511292B2 (en) | Backup governing system for a variable pitch propeller | |
| US3603697A (en) | Engine, propeller and rotor installations | |
| US20140003941A1 (en) | Hydrualic control valve, a device for adjusting blade pitch, and an aircraft provided with such a hydraulic control vavle | |
| EP0311276B1 (en) | Bladed rotor assemblies | |
| US2347104A (en) | Combined speed and velocity responsive variable pitch propeller mechanism | |
| US2722985A (en) | Full feathering propeller | |
| US2748877A (en) | Propeller control with pitch lock | |
| US3207227A (en) | Variable pitch propeller control system | |
| US2619304A (en) | Full power hydraulic safety system | |
| US3115937A (en) | Feathering propeller | |
| RU2099241C1 (en) | Control system of feathering reversible propeller for aircraft of local-service airlines | |
| US2343382A (en) | Propeller governor | |
| US2855057A (en) | Pitch lock disabling means for variable pitch propellers | |
| US2865460A (en) | Pitch control servo system for an aeronautical propeller | |
| US4822243A (en) | Bladed rotor assemblies and control means therefor | |
| US9260179B2 (en) | Propeller and system of counter-rotating propellers comprising improved means for limiting pitch, and a turbine engine comprising them | |
| US3080928A (en) | Hydraulically operated variable pitch propellers | |
| US3446289A (en) | Reversible pitch propeller control system | |
| US3143175A (en) | Variable pitch propellers |