FIELD: engines and pumps.SUBSTANCE: invention relates to aircraft engineering and can be used in hydraulic systems designs implementing several control modes. Hydraulic system comprises electrically driven pump (7) with controlled supply, actuator motor (8), presented in form of hydraulic cylinders with pistons progressive motion, main line (10), connecting actuating motor (8) with electrically driven pump (7). System is equipped with hydraulic tank (1), inside of which piston with spring-loaded dampers with possibility of longitudinal movement is installed, which separates hydraulic tank (1) to high-pressure and low-pressure chambers. Power-driven pump (7) input is connected to hydraulic tank low-pressure chamber, and its output is connected with hydraulic tank high-pressure chamber and to actuator motor (8) input, wherein electrically driven pump (7) and actuator motor (8) are connected to missile control system (12).EFFECT: reduction of total heat release, dimensions and weight by required increase of hydraulic system power during aircraft with hydraulic tank programmed manoeuvres periods.1 cl, 2 dwg

    Изобретение относится к ракетной и авиационной технике и может найти применение в конструкциях гидросистем, реализующих несколько режимов управления. Гидравлическая система летательного аппарата содержит электроприводной насос (7) с регулируемой подачей, исполнительный двигатель (8), представленный в виде гидроцилиндров с поступательными движениями поршней, магистраль (10), соединяющую исполнительный двигатель (8) с электроприводным насосом (7). Система снабжена гидравлическим баком (1), внутри которого установлен с возможностью продольного перемещения поршень с подпружиненными демпферами, разделяющий гидравлический бак (1) на высоконапорную и низконапорную полости. Вход электроприводного насоса (7) соединен с низконапорной полостью гидравлического бака, а выход его соединен с высоконапорной полостью гидравлического бака и с входом в исполнительный двигатель (8), при этом электроприводной насос (7) и исполнительный двигатель (8) соединены с системой управления ракеты (12). Технический результат: уменьшение суммарного тепловыделения, габаритов и массы путем потребного увеличения мощности гидравлической системы в периоды программных маневров летательного аппарата с гидравлическим баком. 2 ил.


    Zugriff

    Download


    Exportieren, teilen und zitieren



    Titel :

    AIRCRAFT HYDRAULIC SYSTEM


    Weitere Titelangaben:

    ГИДРАВЛИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА



    Erscheinungsdatum :

    27.12.2016


    Medientyp :

    Patent


    Format :

    Elektronische Ressource


    Sprache :

    Russisch


    Klassifikation :

    IPC:    B64C AEROPLANES , Flugzeuge



    Aircraft hydraulic system and aircraft

    CHEN CAI / WU SI / ZHU ZHECHEN et al. | Europäisches Patentamt | 2021

    Freier Zugriff

    AIRCRAFT HYDRAULIC SYSTEM

    TARANTINO ALESSIO / KEENAN PETER | Europäisches Patentamt | 2022

    Freier Zugriff

    Aircraft hydraulic system

    TARANTINO ALESSIO / KEENAN PETER | Europäisches Patentamt | 2021

    Freier Zugriff

    Aircraft hydraulic system

    ALESSIO TARANTINO / PETER KEENAN | Europäisches Patentamt | 2020

    Freier Zugriff

    AIRCRAFT HYDRAULIC SYSTEM

    TARANTINO ALESSIO / KEENAN PETER | Europäisches Patentamt | 2019

    Freier Zugriff