Wymagania stawiane lotniczym układom hydraulicznym

Układy hydrauliczne swoją popularność w obrębie statków powietrznych zawdzięczają przede wszystkim relatywnie dużej szybkości działania (małą bezwładność) w zakresie stosowanych ciśnień roboczych, a tym samym możliwości precyzyjnego kontrolowania za ich pośrednictwem m.in. powierzchni sterowych. Za systemami hydraulicznymi przemawiają ponadto: znikomy wpływ powstających w czasie ich eksploatacji oporów wewnętrznych na pracę odbiorników hydraulicznych, ciągły charakter zmian dostarczanej i pobieranej mocy hydraulicznej, łatwość automatyzacji oraz dobre właściwości tłumiące (co odgrywa istotną rolę w przypadku występowania procesów przejściowych, dość powszechnych szczególnie w przypadku samolotów bojowych). Projektuje się je przy tym z uwzględnieniem dość specyficznych warunków eksploatacji statku powietrznego, innych niż ma to miejsce w przypadku instalacji naziemnych – lotom na wysokości 10 km n.p.m. towarzyszy temperatura otoczenia ok. -50°C i ciśnienie atmosferyczne ok. 265 hPa, z kolei dla przypadku 20 km n.p.m. wartości te wynoszą, kolejno, ok. -57°C i ok. 5,5 hPa. W lotnictwie parametry pracy układów hydraulicznych uwzględniać muszą, w całym zakresie ich stosowania, ryzyko wystąpienia kawitacji oraz wzrostu oporów hydraulicznych (lepkość cieczy wraz z wysokością, z racji towarzyszącego jej spadku temperatury w troposferze, rośnie). Układ ten w przypadku statku powietrznego musi być przy tym szczelny, niemal bezawaryjny (stan ten uzyskuje się m.in. dzięki redundancji) oraz możliwie cichy, tłoczyć przy tym czynnik pozbawiony zanieczyszczeń.

Układy hydrostatyczne

Relatywnie wysokie zapotrzebowanie na moc hydrauliczną oraz potrzeba uzyskiwania możliwie najwyższych gęstości energii (czemu sprzyja obniżenie masy wyposażenia pokładowego), prowadzi do powszechnego stosowania w większych statkach powietrznych układów objętościowych (hydrostatycznych). Wykorzystują one energię ciśnienia cieczy roboczej przy relatywnie stałym strumieniu tłoczonej cieczy, w których to zmiana obciążenia generowana jest poprzez zmianę ciśnienia czynnika (zgodnie z prawem Pascala). Prowadzi to do zawężenia stosowanych w lotnictwie rozwiązań pompowych, np. powszechnego stosowania pomp trybikowych, tłokowych (w tym wielotłoczkowych – promieniowych i osiowych) oraz nurnikowych, siłowników liniowych, obrotowych silników hydraulicznych oraz zbiorników i akumulatorów cieczy hydraulicznej. Dobór objętości roboczych prowadzić ma przy tym do uzyskiwania relatywnie dużych wartości sił sterujących – przy relatywnie małych wymiarach i masie całego systemu, bezpieczeństwie użytkowania odbiorników mocy hydraulicznej oraz możliwości zdalnego sterowania, mechanizacji i automatyzacji całego lotu.

Składowe układu

Ze względów bezpieczeństwa, w lotnictwie stosuje się standardowo od 2 do 4 praktycznie niezależnych instalacji wieloobwodowych. Obwody (do sterowania klapami, podwoziem, hamulcami itp.) posiadają najczęściej własne rozdzielacze, lecz zasilane są, za pośrednictwem co najmniej jednej pompy, czynnikiem ze zbiornika głównego danej instalacji. Poza filtrami, zaworami bezpieczeństwa, zaworami zwrotnymi i przelewowymi instalacje takie wyposaża się także w gazowe akumulatory hydrauliczne. Zabieg ten jest wręcz niezbędny, a wynika on z potrzeby utrzymywania w układzie hydraulicznym samolotu lub helikoptera odpowiedniego ciśnienia (m.in. podczas lotów odwróconych lub z ujemnymi przeciążeniami) oraz tłumienia jego pulsacji ze strony pomp, uderzeń hydraulicznych czy też zmian temperatury otoczenia (m.in. w czasie gwałtownego obniżania wysokości lotu). Źródłem ciśnienia w przypadku zbiorników może być sprężone powietrze pobierane z jednego z upustów sprężarki zastosowanej w obrębie silnika bądź też z butli sprężonego gazu.

Pompy stosowane w samolotach i helikopterach

Oczywiście sercem układu pozostają pompy. Stawiane im wymagania są jednak diametralnie inne niż ma to miejsce w warunkach naziemnych – poza małą pulsacją ciśnienia oraz potrzebą uzyskiwania danej wydajności, winny one prawidłowo funkcjonować w dowolnym położeniu przestrzennym statku powietrznego oraz w szerokim zakresie zmian temperatur (od -60 do +60°C) i ciśnień zewnętrznych (dla lotów do dolnej granicy stratosfery – od 5,5 do 1010 hPa). Ze względu na ciśnienia robocze instalacji, dochodzące do 15-30 MPa, pompy muszą ponadto cechować się odpowiednią wytrzymałością i sztywnością oraz być odpowiednio chłodzone (prędkości obrotowe wałów zasilających dochodzą w ich przypadku nawet do 10 tysięcy obrotów na minutę). Z przytoczonych względów lotnictwo korzysta przede wszystkim z maszyn wyporowych – zębatych, śrubowych, łopatkowych, tłoczkowych (rzędowych, promieniowych, osiowych) – w których konstrukcji uwzględniono potrzebę ograniczania pulsacji ciśnienia. Dość powszechną maszyną w samolotach stały się m.in. pompy wielotłoczkowe osiowe o napędzie mechanicznym z nieruchomym korpusem lub z wychylnym wirnikiem.

Skąd wziąć energię do zasilania układu hydraulicznego?

Pompy na statkach powietrznych zasilane mogą być najczęściej energią mechaniczną odbieraną z wału silnika w skrzynce napędów agregatów silnika, energią elektryczną z generatora lub z sieci AC, ręcznie bądź też za pośrednictwem RAT (ang. Ram Air Turbine). Trzy ostatnie sposoby głównie sytuacji awaryjnych. W przypadku nowoczesnych samolotów pasażerskich, powszechnym elementem układów hydraulicznych jest także jednostka PTU (ang. Power Transfer Unit). Stanowią ją mechanicznie sprzężone ze sobą, najczęściej odwracalne – pompa oraz silnik hydrauliczny (np. tłoczkowy lub zębaty). Taki zabieg umożliwia transfer mocy hydraulicznej między instalacjami hydraulicznymi (zasadniczą i rezerwową/pomocniczą), a tym samym zwiększenie pewności pracy najważniejszych odbiorników hydraulicznych (np. siłowników współpracujących z klapami lub też z podwoziem samolotu) w przypadku awarii jednego z silników, awarii generatora elektrycznego lub też podczas kołowania samolotu, kiedy to jeden z silników jest wyłączony w celu oszczędności paliwa.

Ewolucja miarą wzrostu bezpieczeństwa

Architektura instalacji hydraulicznej w samolotach ewoluowała na przestrzeni lat i ulegała licznym zmianom. Wynikały one z potrzeby zapewnienia pewności działania – ze względu na zasilanie kluczowych dla bezpieczeństwa lotu (podwozia, powierzchni sterowych) – innych podsystemów statku powietrznego, przy jednoczesnym ograniczaniu masy samolotu czy helikoptera. Pierwsze rozwiązania (Douglas DC-3) różnią się więc – ze względu na poziom redundancji (liczbę niezależnych instalacji, obecność PTU), powiązania między źródłem mocy hydraulicznej a odbiornikami (fakt zasilania pomp z agregatów wybranych silników i innych źródeł) czy też liczbę elementów odpowiadających za bezpieczeństwo pracy (dodatkowe pompy elektryczne lub ręczne), od tych znacznie bliższych czasom współczesnym (Boeing 777, Airbus A321). Co więcej, w ostatnich latach na układy hydrauliczne w lotnictwie, wpływ mają m.in. próby zastąpienia części związanych z nimi elementów przez układy elektryczne, prowadzące do powstawania m.in. rozwiązań hybrydowych, takich jak EBHA (ang. Electric Backup Hydraulic Actuation) czy też EHA (ang. Electrohydrostatic Actuation) w samolocie F-35 Lightning II.  

Układ hydrauliczny w MiGu-29

W MiGu-29, znanym z polskiego nieba 2-silnikowym naddźwiękowym myśliwcu klasyfikowanym najczęściej jako myśliwiec frontowy, protoplaście wielu późniejszych rosyjskich samolotów odrzutowych, układ hydrauliczny składa się „jedynie” z 2 niezależnych instalacji: głównej oraz pomocniczej (tzw. wzmacniaczy hydraulicznych). Pierwsza odpowiada za zasilanie obwodów związanych m.in. z mechanizacją dyfuzorów wlotowych (siłowników regulujących geometrię wlotu powietrza), wypuszczaniem i chowaniem podwozia, skręcaniem przedniej goleni podwozia, odciążaniem pedałów, ograniczaniem ruchu drążka sterowego, pracą hamulców aerodynamicznych i „nożyc” statecznika poziomego, sterowaniem mechanizacją skrzydła oraz położeniem: lotek, statecznika i sterów kierunku. Układ wzmacniaczy z kolei ma za zadanie zasilać komory wybranych napędów sterowych oraz siłownik hydrauliczny układu SOS w razie zaniku mocy ze strony instalacji podstawowej. W MiGu-29 spotkać można pompy nurnikowe NP-103A, pompę awaryjną NS-58, przewody teflonowe, akumulatory hydrauliczne (1,6 l cieczy przy ciśnieniu normalnym, ciśnienie azotu w części gazowej – 8,33 MPa), zawory i zbiorniki (19,5-litrowe, pracujące przy nadciśnieniu 0,27 MPa), filtry, butle nadciśnienia zbiorników hydraulicznych (o pojemności 1,2 l i ciśnieniu napełniania powietrzem suchym 14,7 MPa) oraz dławiki i inne ograniczniki ciśnienia. Ciecz roboczą stanowi AMG-10 (mineralna) w ilości 80 l (z czego 50 l w instalacji głównej). Ciśnienie napełniania instalacji wynosi 0,68 MPa, robocze – 18,6-20,6 MPa. Odnosząc te parametry do samolotów cywilnych – mniejszych i większych – oraz nowszych konstrukcji wojskowych widzimy z jednej strony wiele podobieństw (elementy składowe, parametry robocze, zasilane grupy odbiorników), z drugiej jednak - także różnic (m.in. poziom redundancji). Nie zmienia się tylko jedno – dbałość o bezpieczeństwo przy założonej specyfice statku powietrznego.

Układy pompowe ewoluują nie tylko na ziemi, ale także ponad naszymi głowami. Celowość i bezpieczeństwo ich stosowania w przestworzach nadal pozostają jedną z ważniejszych kwestii uwzględnianych przez projektantów statków powietrznych. Można nawet pokusić się o tezę, iż bez odpowiednio skonfigurowanych i eksploatowanych układów hydraulicznych nie istniałoby współczesne lotnictwo. Także w przestworzach bez pomp bowiem ani rusz!