СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СИЛОВОЙ УСТАНОВКОЙ САМОЛЕТА Российский патент 2007 года по МПК F02C9/42 

Изобретение относится к способам управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей (ГТД), при отказе или частичной потере тяги одного из двигателей.

Известен способ управления силовыми установками самолетов, которые для обеспечения безаварийной эксплуатации предусматривают автоматическое увеличение тяги ГТД на отдельных этапах полета [Патент Великобритании №2262623, F02C 9/26, 1993 г.].

Увеличение тяги ГТД предусмотрено в двух особых случаях - при взлете с аэродрома в условиях высокогорья и при воздушном патрулировании на разворотах без снижения высоты полета. Увеличение тяги достигается повышением расхода топлива в камеру сгорания с одновременным увеличением предельных (уставочных) значений регулируемых параметров двигателя. Поскольку прямая активизация программы увеличения тяги отсутствует, то пилот заранее определяет возможную необходимость повышения тяги посредством перевода рычага управления двигателем в соответствующее положение (исходное условие начала программы). При этом для включения режима повышенной тяги (РПТ) при взлете в условиях высокогорья необходимо соблюдение двух условий:

- барометрическая высота аэродрома находится в диапазоне 5000...10000 футов (от ˜1500 м до 3000 м над уровнем моря);

- воздушная скорость самолета ниже скорости сваливания.

В качестве входных параметров системы известных способов используются:

- положение рычага управления двигателем, который отображает необходимость включения РПТ;

- давление воздуха окружающей среды, по которому определяют барометрическую высоту аэродрома;

- температура лопаток турбины, которая наиболее точно характеризует тепловое состояние турбины и является одним из основных регулируемых параметров ГТД;

- воздушная скорость самолета.

Измерение входной информации, сравнение воздушной скорости самолета с минимально допустимым значением, формирование управляющего воздействия для увеличения тяги реализуется в цифровом электронном блоке управления ГТД.

Недостатки указанных способов следующие.

При постоянной эксплуатации самолета в условиях высокогорья пилоту перед каждым взлетом необходимо определять потребность включения режима повышенной тяги, что допускает возможные ошибки и риски.

Так, не переведя рычаг управления двигателем (РУД) в положение форсирования тяги, и в случае полной или частичной потери тяги одного из двигателей (например, после попадания птиц в воздухозаборник, штатных или ложных срабатываний защитных и аварийных систем) система управления силовой установки в двухдвигательном варианте может не обеспечить требуемую динамику набора высоты.

В случае, если пилот, руководствуясь соображениями безопасности, при взлете в условиях высокогорья будет постоянно переводить РУД в положение форсирования тяги (независимо от загрузки, особенностей аэродрома) то, на взлете будет постоянно включаться РПТ, пока воздушная скорость самолета не достигнет безопасной величины. Известно, что каждое включение РПТ приводит к существенному росту термогазодинамических параметров и, как следствие, к ускоренной выработке ресурса двигателя. При систематическом срабатывании режима это ведет к досрочному съему двигателя с крыла, что экономически нецелесообразно. Кроме того, при чрезмерно длительных или частых включениях РПТ в условиях высоких температур воздуха также возможен перегрев двигателя и механическое разрушение лопаток турбины.

В определенных условиях, например при ложной информации от датчика воздушной скорости или его отказе, возможно ложное включение режима повышенной тяги.

Потенциально опасной может стать ситуация при взлете с аэродрома, расположенного на высоте, незначительно (на 2...5%) меньшей, чем необходимо по условию включения алгоритма. Например, при наличии вышеупомянутых отказов и неблагоприятных эксплуатационных факторов, особенно для двухдвигательного варианта силовой установки.

Известен также способ управления газотурбинным двигателем, согласно которому после обнаружения сбоя или повреждения двигателя, вызванного попаданием в двигатель птиц или баллистического объекта врага, система двигателя осуществяет мероприятия, заключающиеся в ресурсораспределении для поддержания (восстановления) существующей тяги неисправного двигателя путем увеличения вращения ротора ГТД [Патент ЕПВ №1281846, F02C 9/00, 2003 г.]. Однако, в случае неисправности одного из двигателей самолета на взлете (например, обрыв и повреждения рабочих лопаток турбины), увеличение предельных (уставочных) значений регулируемых параметров и режима работы неисправного двигателя может привести к его окончательной поломке и нелокализованному отказу. Поэтому в этих и подобных случаях важными факторами являются определение способности выхода неисправного двигателя на режим повышенной тяги, что осуществить известными способами крайне затруднительно, т.к. необходим визуальный контроль всего газовоздушного тракта двигателя.

В качестве прототипа выбран способ управления силовой установкой самолета, согласно которому, в случае отказа двигателя, с необходимым быстродействием осуществляется определение потери тяги неисправного двигателя и увеличение режима исправного двигателя, независимо от высоты аэродрома ["Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов ИЛ-96-300, ТУ-204, ИЛ-114", Москва, "Транспорт", 1993, с.19].

По известному способу отказ ГТД (потеря тяги) определяют по уменьшению частоты вращения вентилятора (n_в) и ее первой производной (dn_в/dt) ниже заданных величин, а автоматическое увеличение режима исправного двигателя осуществляют при одновременном положении РУД на взлетном режиме и наличии сигнала "Стояночный тормоз самолета выключен", характеризующий движение самолета.

К недостаткам прототипа следует отнести негативные последствия включения РПТ, заключающиеся в ускоренной выработке ресурса ГТД в случаях, когда это не требуется по условиям полета, например, в начале разбега по взлетно-посадочной полосе или при наборе высоты применительно к прототипу. Кроме этого, возникающая разнотяговость двигателей может привести к нежелательному разворачивающему моменту сил, действующих на самолет.

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении безопасности полета путем исключения недопустимых включений режима повышенной тяги в условиях взлета самолета и набора высоты.

Сущность изобретения заключается в том, что в способе управления силовой установкой самолета, включающем измерение параметров тяги двух двигателей силовой установки, сравнение их значений с заданной величиной, необходимой для включения режима повышенной тяги, измерение положений рычагов управления двигателей, сравнение их с заданными значениями, соответствующими взлетному режиму самолета, при неисправности или отказе одного двигателя включение режима повышенной тяги другого двигателя, согласно изобретению дополнительно измеряют воздушную скорость самолета V_c, сравнивают V_c с заданной величиной V_c ^зад, формируют сигналы I_П "предкрылки не убраны" и I_Т "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при V_c>V_c ^зад и наличии сигналов I_П и I_Т.

В качестве заданной воздушной скорости самолета V_c ^зад используют скорость принятия решения о взлете V_взл. Скорость принятия решения о взлете характеризует скорость разбега самолета, на которой возможно безопасное прекращение и безопасное продолжение взлета [Безопасность полетов. Под редакцией д.т.н., профессора Р.В.Сакача, Москва, "Транспорт", 1989, с.94].

В качестве параметра тяги двигателя могут быть использованы различные двигательные параметры, которые наиболее точно отображают тяговые характеристики данного типа двигателя. Например, для двигателя с большой степенью двухконтурности (>4) это может быть частота вращения вентилятора (n_в). Для повышения быстродействия диагностики тяги таким параметром может служить суммарный сигнал частоты вращения вентилятора (n_в) и ее первой производной (dn_в/dt) в виде (n_в+С·dn_в/dt), где коэффициент С зависит от динамических свойств ротора вентилятора.

Наличие сигнала I_Т "предкрылки не убраны" свидетельствует о нахождении механизации крыла во взлетной конфигурации. По окончании взлета самолета происходит переход механизации крыла из взлетной конфигурации в полетную, при этом сигнал "предкрылки не убраны" снимается, что в дальнейшем исключает включение режима повышенной тяги в полете.

Сигнал I_П "стояночный тормоз выключен" поступает от сигнализатора после того, как экипаж выключит стояночный тормоз перед началом разбега самолета по взлетно-посадочной полосе и не снимается практически до конца полета.

Снятие режима повышенной тяги осуществляется только пилотом путем перевода РУД на пониженный режим, т.е. при условии α_руд<α_руд ^зад.

На чертеже представлена структурная схема устройства, реализующая заявляемый способ.

Управление двигателями 1 и 2 обеспечивается цифровыми блоками управления 3 и 4 соответственно. На двигателях 1 и 2 установлены датчики 5 и 6 положения рычага управления двигателем (РУД), а также датчики 7 и 8 частоты вращения вентилятора. Исполнительные органы 9 и 10 обеспечивают увеличение тяговых характеристик двигателей 1 и 2 соответственно. Выходные сигналы датчиков 7 и 8 обоих двигателей 1 и 2 одновременно подаются на блоки управления 3 и 4.

Цифровые блоки управления 3 и 4 содержат аналогичные блоки, сигналы на которые поступают с датчиков 8 и 6, а также датчиков 5 и 7 соответственно.

В блоке 11 осуществляется сравнение измеренного значения α_РУД с заданным значением α_РУД ^зад, соответствующим взлетному режиму самолета. При α_РУД>α_РУД ^зад на выходе блока 11 формируется первый логический сигнал I₁=1.

В дифференциаторе 12 осуществляется вычисление первой производной частоты вращения вентилятора (dn_в/dt) соседнего двигателя при поступлении сигнала с датчиков 7 и 8.

Сумматор 13 осуществляет алгебраическое суммирование поступающих с датчиков 8, 12 и 7, 12 сигналов, пропорциональных частоте вращения вентилятора (n_в) и ее первой производной (dn_в/dt) соседнего двигателя.

В блоке сравнения 14 осуществляется сравнение выходного сигнала с сумматора 13 с заданным значением n_в ^зад, которое необходимо для включения режима повышенной тяги. Если n_в<n_в ^зад, то на выходе блока сравнения 14 формируется второй логический сигнал I₂=1.

Датчик 16 фиксирует величину воздушной скорости самолета и подает сигнал на датчик-сигнализатор 17, в котором осуществляется сравнение величин V_c с V_c ^зад и при V_c>V_c ^зад на вход блока 15 поступает дискретный сигнал "скорость принятия решения" (I₃=1).

Логическое устройство 15 выполнено с 5-ю входами и работает по схеме "И". Кроме сигналов I₁ и сигнала I₂, поступающего с соседнего двигателя на вход логического устройства 15 каждого цифрового блока управления 3 и 4 в зависимости от этапа полета поступают дискретные сигналы с датчиков-сигнализаторов 17, 18 и 19, являющихся общими для двух двигателей.

Датчик-сигнализатор 18 формирует сигнал "стояночный тормоз выключен" (I_Т=1), а датчик-сигнализатор 19 - сигнал "предкрылки не убраны" (I_П=1). Дискретные сигналы I_П=1, I_Т=1 и I₃=1 поступают на вход логического блока 15. В общем виде дискретные сигналы могут поступать от соответствующих самолетных систем в виде цифрового кода.

Блок 15 на выходе формирует управляющий сигнал на исполнительные органы 9 и 10 двигателей 1 и 2 соответственно.

Устройство работает следующим образом.

На исполнительном старте перед началом разбега самолета по взлетно-посадочной полосе, когда V_c=0, двигатели работают на режиме малого газа. На вход каждого цифрового блока управления 3 и 4 штатно с датчика-сигнализатора 19 поступает дискретный сигнал "предкрылки не убраны" (I_П=1), свидетельствующий о необходимой для взлета конфигурации крыла.

После перемещения обоих РУД на взлетный режим на выходе блока сравнения 11 формируется сигнал I₁=1.

После увеличения тяги двигателей 1 и 2, экипаж выключает стояночный тормоз самолета, начинается разбег самолета, при этом датчик 18 формирует сигнал I_Т=1, который поступает на вход логического блока 15.

При достижении воздушной скорости самолета V_c величины больше заданной скорости принятия решения о взлете V_c ^зад на выходе блока 17 формируется сигнал I₃=1, поступающий на вход логического блока 15.

В случае отказа или частичной потери тяги двигателя, например 1, которое характеризуется снижением частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной (dn_в/dt) ниже заданного и соответствующего необходимости включения режима повышенной тяги, на выходе блока сравнения 14 цифрового блока управления 4 соседнего двигателя 2 формируется логический сигнал I₂=1, поступающий на вход блока 15 того же блока управления 4.

При поступлении сигналов I₁=1 (РУД на режиме "Взлет"), I₂=1 (провал режима другого двигателя ниже допустимого), I₃=1 ("скорость принятия решения"), I_Т=1 ("стояночный тормоз самолета выключен") и I_П=1 ("предкрылки не убраны") на входы логического блока 15, работающего по схеме "И", на выходе блока 15 формируется логический сигнал I₄=1 на включение режима повышенной тяги, поступающий на исполнительный орган 10 с целью увеличения тяговых характеристик исправного двигателя 2.

В случае неисправности двигателя 2 сигнал I₄=1 на включение режима повышенной тяги поступает на исполнительный орган 9, увеличивающий тяговые характеристики исправного двигателя 1.

Устройство, реализующее заявленный способ, было проверено стендовыми и летными испытаниями на самолете ТУ-214 с двигателями ПС-90А, в том числе при имитации различных типов отказов. Было установлено, что устройство надежно и с заданным быстродействием обеспечило формирование режима повышенной тяги.

Изобретение относится к способам управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей (ГТД), при отказе или частичной потере тяги одного из двигателей. Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в повышении безопасности полета путем исключения недопустимых включений режима повышенной тяги в условиях взлета самолета и набора высоты. Сущность изобретения заключается в том, что в способе управления силовой установкой самолета, включающем измерение параметров тяги двух двигателей силовой установки, сравнение их значений с заданной величиной, необходимой для включения режима повышенной тяги, измерение положений рычагов управления двигателей, сравнение их с заданными значениями, соответствующими взлетному режиму самолета, при неисправности или отказе одного двигателя включение режима повышенной тяги другого двигателя, согласно изобретению дополнительно измеряют воздушную скорость самолета V_c, сравнивают V_c с заданной величиной V_c ^зад, формируют сигналы I_П "предкрылки не убраны" и 1_Т "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при V_с>V_c ^зад и наличии сигналов I_П и I_Т. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ управления силовой установкой самолета, включающий измерение параметров тяги двух двигателей силовой установки, сравнение их значений с заданной величиной, необходимой для включения режима повышенной тяги, измерение положений рычагов управления двигателей, сравнение их с заданными значениями, соответствующими взлетному режиму самолета, при неисправности или отказе одного двигателя включение режима повышенной тяги другого двигателя, отличающийся тем, что дополнительно измеряют воздушную скорость самолета V_c, сравнивают V_c с заданной величиной V_c ^зад, формируют сигнал I_п "предкрылки не убраны" и I_т "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при V_с>V_c ^зад и наличии сигналов I_п и I_т.2. Способ управления силовой установкой самолета по п.1, где в качестве заданной воздушной скорости самолета V_c ^зад используют скорость принятия решения о взлете V_взл.3. Способ управления силовой установкой самолета по п.1, где в качестве параметра тяги двигателя используют суммарный сигнал частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C·dn_в/dt, где С - весовой коэффициент, зависящий от динамических свойств ротора вентилятора двигателя.