ГИДРОПРИВОД, УСТРОЙСТВО ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ПИТАНИЯ, САМОЛЕТ С УСТРОЙСТВОМ ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ПИТАНИЯ, А ТАКЖЕ СПОСОБ КОНФИГУРАЦИИ УСТРОЙСТВА ГИДРАВЛИЧЕСКОГО ПИТАНИЯ

1. Гидропривод (10, 20) для самолета (F), имеющий:
- первый гидравлический насос (11; 21) и второй гидравлический насос (12; 22), которые имеют соответственно ведущий вал (17; 18) гидравлического насоса и имеют соответственно соединительное устройство для сопряжения с гидравлической системой (А, В) трубопроводов,
- редуктор (13) с ведущим валом (1а; 2а) редуктора для вращательного соединения с выходным валом двигательной установки и с ведомым валом (14) редуктора,
- стыковочное устройство для вращательного соединения ведомого вала (14) редуктора и по меньшей мере первого расположенного со стороны редуктора вала (31а) и вращательно сопряженного с ним, второго расположенного со стороны редуктора вала (32а),
- муфтовое соединительное устройство для вращательного соединения и разъединения по меньшей мере одного из расположенных со стороны редуктора валов (31а, 32а) и соответственно ведущего вала (17; 18) гидравлического насоса первого или второго гидравлического насоса (11, 21; 12, 22), при этом муфтовое соединительное устройство выполнено в виде управляемой муфты (15б 16),
при этом редуктор (13) и стыковочное устройство встроены в корпус (13а) редуктора, первый гидравлический насос (11; 21) и второй гидравлический насос (12; 22) встроены в каждом случае в корпус (11а; 12а) насоса, и корпуса (11а; 12а) насосов расположены на корпусе (13а) редуктора, так что гидропривод (10, 20) может быть установлен на несущей конструкции в виде интегрированной компоновки корпуса.
2. Гидропривод (10, 20) по п.1, отличающийся тем, что стыковочное устройство содержит:
- первую муфту (15) для соединения или разъединения расположенного со стороны редуктора первого вала (31а) и ведущего вала (17) гидравлического насоса первого гидравлического насоса (11, 21) и
- вторую муфту (16) для соединения или разъединения расположенного со стороны редуктора второго вала (32а) и ведущего вала (18) гидравлического насоса второго гидравлического насоса (21, 21),
при этом муфты (15, 16) выполнены в виде управляемых муфт.
3. Гидропривод (10, 20) по п.1, отличающийся тем, что гидравлические насосы (11, 12) имеют регулируемый редуктор.
4. Гидропривод (10, 20) по п.1, отличающийся тем, что редуктор (13) является регулируемым редуктором.
5. Гидропривод (10, 20) по п.4, отличающийся тем, что редуктор (13) является редуктором с толкающим ремнем.
6. Устройство (Н) гидравлического питания по п.1, отличающееся тем, что редуктор (13) является делителем мощности, а гидравлические насосы являются насосами с регулированием скорости вращения.
7. Устройство (Н) гидравлического питания по п.1, отличающееся тем, что
- редуктор (13) является регулируемым редуктором,
при этом устройство (Н) гидравлического питания содержит устройство контроля и управления с функцией, с помощью которой гидравлическому насосу задают заданное значение числа оборотов или заданный диапазон числа оборотов,
при этом устройство контроля и управления передает заданное значение числа оборотов или заданный диапазон числа оборотов функционально соединенному с редуктором регулятору редуктора, и
регулятор редуктора выполнен таким образом, что он регулирует редуктор так, что соответствующий гидравлический насос поддерживает заданное число оборотов или заданный диапазон числа оборотов.
8. Самолет (F) содержащий первую и вторую двигательную установку (1, 2), самолетную систему, сохраняющее работоспособность при отказе отдельных элементов устройство (Н) гидравлического питания, приводимое в действие посредством двигательных установок и содержащее первую и вторую гидравлическую систему (А, В) для приведения в действие сервоприводов потребителей самолетной системы и устройство контроля и управления для управления гидравлической системой (Н), при этом устройство (Н) гидравлического питания имеет гидропривод (10, 20), который сопряжен с двигательной установкой (1, 2) посредством ведущего вала,
устройство (Н) гидравлического питания содержит:
- по меньшей мере первый гидравлический насос (11; 21), сопряженный с одной из по меньшей мере двух гидравлических систем (А, В) трубопроводов, и второй гидравлический насос (12; 22), сопряженный с другой из по меньшей мере двух гидравлических систем (А, В) трубопроводов, при этом каждый гидравлический насос (11, 12; 21, 22) содержит ведущий вал (17; 18) гидравлического насоса, сопряженный с ведущим валом (1а; 2а) редуктора соответствующей двигательной установки (1; 2),
- редуктор (13) с ведущим валом (1а; 2а) редуктора для вращательного соединения с выходным валом двигательной установки и с ведомым валом (14) редуктора,
- стыковочное устройство для вращательного сопряжения ведомого вала (14) редуктора и по меньшей мере первого расположенного со стороны редуктора вала (31а) и вращательно сопряженного с ним, второго расположенного со стороны редуктора вала (32а),
- муфтовое соединительное устройство для вращательного соединения и разъединения по меньшей мере одного из расположенных со стороны редуктора валов (31а, 32а) и соответственно ведущего вала (17; 18) гидравлического насоса первого или второго гидравлического насоса (11, 21; 12, 22), при этом муфтовое соединительное устройство выполнено в виде управляемой муфты (15, 16),
- устройство контроля и управления или исполнительное устройство, которое соответственно сопряжено с муфтовым соединительным устройством для приведения его в действие.
9. Самолет (F) по п.8, отличающийся тем, что устройство (Н) гидравлического питания содержит:
- первой гидропривод (10), который сопряжен с ведущим валом (1а) редуктора первой двигательной установки (1) и который содержит:
- первый гидравлический насос (11), сопряженный с первой гидравлической системой (А) трубопроводов, содержащий первый ведущий вал (17) гидравлического насоса, сопряженный с ведущим валом (1а) редуктора первой двигательной установки (1), и второй гидравлический насос (12), сопряженный со второй гидравлической системой (В) трубопроводов, содержащий второй ведущий вал (18) гидравлического насоса, сопряженный с ведущим валом (1а) редуктора первой двигательной установки (1),
при этом первый и второй ведущие валы (17, 18) вращательно сопряжены друг с другом и каждый может быть отсоединен от ведущего вала (1а) редуктора первой двигательной установки (1) и/или сопряжен с ним посредством муфты (15, 16) по команде устройства контроля и управления или посредством исполнительного устройства,
- второй гидропривод (20), который сопряжен с ведущим валом (2а) редуктора второй двигательной установки (2) и который содержит:
- первый гидравлический насос (21), сопряженный с первой гидравлической системой (А) трубопроводов, содержащий первый ведущий вал гидравлического насоса, сопряженный с ведущим валом (2а) редуктора второй двигательной установки (2), и второй гидравлический насос (22), сопряженный со второй гидравлической системой (В) трубопроводов, содержащий второй ведущий вал гидравлического насоса, сопряженный с ведущим валом (2а) редуктора второй двигательной установки (2),
при этом первый и второй ведущие валы вращательно сопряжены друг с другом и каждый может быть отсоединен от ведущего вала (2а) редуктора второй двигательной установки (2) и/или сопряжен с ним посредством муфты по команде устройства контроля и управления или посредством исполнительного устройства.
10. Самолет (F) по п.8, отличающийся тем, что устройство контроля и управления функционально связано с каждым гидравлическим насосом и содержит функцию, посредством которой устройство контроля и управления может посылать управляющий сигнал на каждую муфту (15, 16), на основании которого гидравлический насос отключается.
11. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что
- устройство контроля и управления самолета на сигнал от функции управления полетом, который показывает режим работы в крейсерском режиме полета, посылает командный сигнал в каждом случае на два гидравлических насоса (11, 12; 21, 22), которые приводят в действие две различные гидравлические системы (А, В), для отключения этих гидравлических насосов,
при этом гидравлические насосы механически сопряжены в каждом случае с одной из двух различных двигательных установок (1, 2), и в этой компоновке в каждом случае один из нескольких гидравлических насосов в каждом случае сопряжен с одной из двух различных двигательных установок (1, 2).
12. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что два гидравлических насоса (11, 12; 21, 22) системы (Н) гидравлического питания, которые были отключены на основании сигнала ввиду режима полета на крейсерской скорости, включаются снова, как только начинается или достигнута фаза полета с повышенной потребностью в энергии и безопасности.
13. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что
- в напорном трубопроводе ниже по потоку каждого гидравлического насоса в каждом случае расположен манометрический выключатель, который функционально соединен с устройством контроля и управления, и который посылает сигнал на него, если гидравлическое давление в трубопроводе гидравлической системы падает ниже заранее установленного заданного значения давления,
- устройство контроля и управления имеет функцию, с помощью которой на сигнал манометрического выключателя вследствие падения значения давления ниже заданного в напорном трубопроводе гидравлического насоса в направлении движения потока позади насоса посылает управляющий сигнал на ту муфту для расцепления соответствующего гидравлического насоса, которая придана тому гидравлическому насосу, который подключен к всасывающему трубопроводу с манометрическим выключателем, который послал сигнал.
14. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что
- каждая гидравлическая система (А, В) имеет резервуар с жидкостью с функционально соединенным с устройством контроля и управления датчиком уровня заполнения, который посылает сигнал на устройство контроля и управления, если значение уровня заполнения опустилось ниже минимального значения уровня заполнения,
- устройство контроля и управления имеет функцию, с помощью которой на сигнал датчика уровня заполнения вследствие снижения значения уровня заполнения ниже минимального значения уровня заполнения посылается управляющий сигнал на муфты тех гидравлических насосов, которые подключены к той гидравлической системе, к которой относится резервуар с жидкостью с датчиком уровня заполнения, который послал сигнал.
15. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что устройство контроля и управления на сигнал функции системы самолета, который показывает неисправность в одной из нескольких двигательных установках (1, 2), посылает сигналы активации для сцепления обеих муфт с гидроприводом (10, 20), который придан не отказавшей двигательной установке (1, 2).
16. Устройство (Н) гидравлического питания по п.8, отличающееся тем, что
устройство контроля и управления контролирует состояние муфт гидроприводов (10, 20), и устройство контроля и управления в каждом случае выполняет следующее действие в отношении гидропривода (10, 20), который придан не отказавшей двигательной установке (1, 2):
- не посылает сигнал активации для активации одной из муфт гидропривода, если устройство контроля и управления считает обе муфты гидропривода сцепленными,
- посылает сигнал активации на соответствующий гидропривод на сцепление этой муфты, если устройство контроля и управления считает одну из муфт гидропривода расцепленной,
- в каждом случае посылает сигнал активации на обе муфты соответствующего гидропривода для активации обеих муфт на сцепление обеих муфт, если устройство контроля и управления считает обе муфты гидропривода расцепленными.
17. Самолет (F) с устройством (Н) гидравлического питания и двумя расположенными в каждом случае на пилоне двигательной установки двигательными установками (1, 2), с несколькими гидравлическими системами для приведения в действие сервоприводов самолета и устройством контроля и управления для настройки гидравлических систем, при этом устройство гидравлического питания имеет:
- сопряженный через ведущий вал с двигательной установкой (1, 2) гидропривод (10, 20), при этом гидропривод (10, 20) расположен на пилоне двигательной установки и позади области (ЕВ) разлета осколков при разрушении авиадвигателя соответствующей двигательной установки (1; 2).
18. Самолет (F) по п.17, отличающийся тем, что область (ЕВ) разлета осколков находится в области перед боковой поверхностью конуса прямого кругового конуса, вершина которого лежит в центре самого заднего турбинного колеса двигательной установки и угол полураствора (α) которого составляет 10°.
19. Самолет (F) по п.17, отличающийся тем, что
- устройство (Н) гидравлического питания содержит первую и вторую гидравлическую систему (А, В) для приведения в действие сервоприводов потребителей самолетной системы и устройство контроля и управления для управления гидравлической системой (Н), при этом устройство (Н) гидравлического питания имеет гидропривод (10, 20), который сопряжен с двигательной установкой (1, 2) посредством ведущего вала,
при этом устройство (Н) гидравлического питания выполнено по одному из пп.1-7.
20. Способ реконфигурации или настойки гидравлической системы самолета, в котором
- устройство контроля и управления самолета на сигнал от функции управления полетом, который показывает режим работы в крейсерском режиме полета, посылает командный сигнал соответственно на два гидравлических насоса (11, 12; 21, 22), которые приводят в действие две различные гидравлические системы (А, В), на отключение,
при этом гидравлические насосы механически сопряжены в каждом случае с одной из двух различных двигательных установок (1, 2), и при этом соответственно в качестве одного из нескольких гидравлических насосов - в каждом случае с одной из двух различных двигательных установок (1, 2).
21. Способ по п.20, отличающийся тем, что два гидравлических насоса (11, 12; 21, 22) системы (Н) гидравлического питания, которые были отключены на основании сигнала ввиду режима полета на крейсерской скорости, включаются снова, как только начинается или достигнута фаза полета с повышенной потребностью в энергии и безопасности.
22. Способ реконфигурации или настройки гидравлической системы самолета, в котором устройство контроля и управления на сигнал функции системы самолета, который показывает неисправность в одной из нескольких двигательных установок самолета, посылает сигналы активации для сцепления обеих муфт с гидроприводом (10, 20), который придан не отказавшей двигательной установке (1, 2).
23. Способ реконфигурации или настройки гидравлической системы самолета, в котором устройство контроля и управления самолета контролирует состояние сцепления муфт гидроприводов (10, 20), и устройство контроля и управления соответственно на гидропривод (10, 20), который придан не отказавшей двигательной установке (1, 2):
- не посылает сигнал активации для активации одной из муфт гидропривода, если устройство контроля и управления считает обе муфты гидропривода сцепленными,
- посылает сигнал активации на соответствующий гидропривод на сцепление этой муфты, если устройство контроля и управления считает одну из муфт гидропривода расцепленной,
- в каждом случае посылает сигнал активации на обе муфты соответствующего гидропривода для активации обеих муфт на сцепление обеих муфт, если устройство контроля и управления считает обе муфты гидропривода расцепленными.