СИСТЕМОЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА

Настоящее изобретение относится к способам управления авиационных двигателей, в частности к способам управления противообледенительной системой входного устройства (воздухозаборника) авиационного газотурбинного двигателя.

При полете самолета в слоях атмосферы с низкой температурой и повышенной влажности возможно образование льда на поверхностях самолета и его силовой установки. Отложение льда не только увеличивает массу, но и существенно ухудшает аэродинамические характеристики самолета. Кроме того, обледенение входного устройства и/или компрессора авиационного газотурбинного двигателя может привести к снижению эффективности и запасов устойчивости работы компрессора, а при отрыве льда - и к поломке его лопаток. Поэтому на современных самолетах и в авиационных газотурбинных двигателях широко применяют тепловые противобледенительные системы.

Известен способ управления электрической противообледенительной системой, осуществляющей удаление льда с воздухозаборника мотогондолы турбореактивного двигателя (Патент RU 2501717, МПК B64D 15/12, опубл. 20.12.2013). Сущность способа, принятого за аналог, заключается в получении данных о наружных условиях полета от самолетного центрального блока управления, формировании тепловой модели управления, соответствующей полученным условиям полета и подаче необходимой электрической мощности на резистивные нагревательные элементы в зависимости от выбранной тепловой модели управления.

К недостаткам аналога следует отнести сложность электронагревательной системы и высокую трудоемкость её обслуживания, в том числе, при поиске мест возможных неисправностей резистивных элементов и их электрических линий связи. Кроме того, эффективность работы противообледенительной системы на основе принятой тепловой модели, предполагает её высокую достоверность и надежность, что не всегда возможно обеспечить при отказах датчиков параметров о наружных условиях полета или возможных отказов системы передачи данных от центрального блока управления самолета.

Известен способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета (Патент ЕР 3034813, МПК F01D21/00, F02C7/047, опубл. 22.06.2016), который принят за прототип.

В указанном способе осуществляют регистрацию обледенения самолета, передачу данных об обледенении из системы самолета в электронный регулятор газотурбинного двигателя и выдачу электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки, обеспечивающей подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя в зависимости от данных множества датчиков температуры.

Недостатком известного способа является его сложность, повышенные стоимость и эксплуатационные затраты, связанные с наличием множества дополнительных датчиков температуры для контроля теплового состояния воздухозаборника.

Технической задачей заявляемого изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказа передачи данных об обледенении самолета.

Технический результат достигается тем, что в способе управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета, включающем регистрацию обледенения самолета, передачу данных об обледенении из системы самолета в электронный регулятор газотурбинного двигателя, расположенного на его корпусе, формирование отбора обогревающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, выдачу электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки, обеспечивающей подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя при наличии данных об обледенении самолета, согласно изобретению, дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью датчика, расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель Твх с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, заранее установленное предельное значение Тпр составляет величину, равную 10 °С.

Кроме того, согласно изобретению, измерение температуры воздуха на входе в двигатель Твх, сравнение измеренной температуры воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контроль исправности передачи данных из системы самолета осуществляют в электронном регуляторе двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода.

В предлагаемом изобретении в отличии от прототипа, дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью датчика, расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления неисправности передачи данных из

з системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя, что обеспечивает работу противообледенительной системы двигателя при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета и двигателя за счет измерения температуры воздуха на входе в двигатель в электронном регуляторе двигателя.

Кроме того, в отличие от прототипа, заранее установленное предельное значение Тпр составляет величину, равную 10 °С, что позволяет надежно устранять возможное обледенение лопаток компрессора и мотогондолы.

Кроме того, в отличие от прототипа, измерение температуры воздуха на входе в двигатель Твх, сравнение измеренной температуры воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контроль исправности передачи данных из системы самолета осуществляют в электронном регуляторе двигателя, что в случае отказа кодовых линий связи позволяет штатными средствами из состава системы автоматического управления, без привлечения дополнительных измерительных систем и датчиков диагностировать возможное обледенение двигателя.

Кроме того, в отличие от прототипа, передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода, что позволяет сократить вес электропроводки по самолету и двигателю.

На чертеже представлена структурная схема устройства, реализующего заявленный способ.

В блоке 1 осуществляется обнаружение (диагностика) обледенения самолета, а выходной сигнал о наличии обледенения с выхода блока 1 подается на вход блока 2.

В качестве блока обнаружения обледенения могут быть использованы различные сигнализаторы обледенения, например, механические сигнализаторы обледенения, основанные на измерении резонансной частоты чувствительного элемента, которая изменяется при его обледенении; или электротермические, ультразвуковые, конденсаторные, оптические и др.

Блок 2 представляет систему управления общесамолетным оборудованием (СУОСО), которая обеспечивает управление, сигнализацию и контроль технического состояния самолетных систем, в т.ч. прием информации об обледенении и передачу данных об обледенении в электронный регулятор двигателя - блок 4.

В общем случае СУОСО предназначена для управления и контроля (полетного и наземного) технического состояния общесамолетного оборудования, обеспечения сопрягаемого оборудования и экипажа необходимой информацией о состоянии самолетных систем самолета: гидравлической системы, кислородной системы, системы управления уборкой и выпуском шасси, топливной системы, маршевой силовой установки, вспомогательной силовой установки, противообледенительной системы крыла, системы пожарной защиты и т.д.

Элемент 3 представляет собой электрические линии связи, которые обеспечивают передачу данных об обледенении из блока 2 на вход блока 4. Передача данных осуществляется в виде двухполярного последовательного кода.

Блок 4 - электронный регулятор двигателя, например, тип FADEC, представляющий собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, обеспечивающей управление всеми режимами работы газотурбинного двигателя.

В электронный регулятор двигателя, наряду с выполнением других функций, также измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью блока 5, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контролируют исправность передачи данных об обледенении, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, формируют соответствующий управляющий сигнал на подвод обогревающего воздуха из компрессора.

Блок 5 представляет собой датчик измерения температуры воздуха на входе в двигатель. Датчик размещен в воздушном канале воздухозаборника двигателя и входит в состав штатного комплекта датчиков первичной информации, взаимодействующих с электронным регулятором двигателя (блоком 4).

Устройство работает следующим образом.

При полете самолета в условиях обледенения на выходе блока 1 формируется соответствующий сигнал об обледенении, который подается на вход системы управления самолетным оборудованием - вход блока 2. В результате с выхода блока 2 по кодовым линиям связи на вход электронного регулятора двигателя поступает информация об обледенении в виде интерфейса двухполярного последовательного кода.

При поступлении сигнала обледенения электронный регулятор двигателя в автоматическом режиме формирует управляющий сигнал, который обеспечивает (включает) подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя по трубопроводным коммуникациям. В результате воздействия обогрева происходит удаление льда.

В случае отказа передачи данных об обледенении, например, из-за обрыва линий связи 3, электронный регулятор оперативно выявляет данный отказ, также измеряет температуру воздуха на входе в двигатель Твх , сравнивает измеренную температуру воздуха на входе в двигатель Твх с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя. Таким образом обеспечивается надежная работа газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета.

Применительно к авиационному перспективному газотурбинному двигателю для самолета, натурными стендовыми испытаниями полностью подтверждена функциональная работоспособность заявляемого способа.

Средством для реализации заявленного способа является электронный регулятор перспективного двигателя, представляющий собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами и системами двигателя и самолета. Электронный регулятор двигателя обеспечивает прием кодовой информации из систем самолета со скоростью 100 кбод посылками по 64 32-х разрядных слов.

В электронном регуляторе перспективного двигателя также предусмотрена возможность ручного принудительного включения противообледенительной системы воздухозаборника по команде из кабины пилота.

Измерение температуры воздуха на входе в двигатель осуществляли с помощью терморезистивного датчика, принцип действия которого основан на свойстве металлов изменять своё омическое сопротивление в зависимости от изменения температуры окружающей среды. Но в общем случае, может быть использован датчик с иным принципом работы.

Отбор воздуха на обогрев воздухозаборника осуществляли из промежуточной ступени компрессора высокого давления перспективного двигателя.

Устройством, имитирующим работу СУОСО, являлось технологическое стендовое оборудование.

Таким образом выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, заявленного изобретения повышает надежность работы газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета и двигателя за счет измерения температуры воздуха на входе в двигатель в электронном регуляторе двигателя.