Способ и устройство управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта Российский патент 2024 года по МПК F02K1/76 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя (далее по тексту ГТД) самолета любой вместительности и назначения (пассажирского, транспортного) при его торможении после приземления (посадки) и прерванного взлета.

Уровень техники

В настоящее время, практически на всех типах самолетов с ГТД, применяются реверсивные устройства газотурбинного двигателя (далее по тексту РУ ГТД), предназначенные для изменения направления реактивной струи двигателя на противоположное, создавая вектор обратной тяги в двигателе, направляя при своем открытии поток воздуха из внешнего контура двигателя вперед по полету для обеспечения торможение самолета на земле после его посадки или в случае прерванного взлета.

Из уровня техники известны электронно-гидромеханические устройства управления реверсивным устройством ГТД, в состав которых входит электронный блок управления двигателем, компоненты системы управления подвижным обтекателем реверсивного устройства (левым и правым), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, рычаг управления двигателем (прямой и обратной тягой) и бортовое оборудование самолета. Электронный блок управления двигателем представляет собой специализированную вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC)., см. RU №2570303, опубл. 10.12.2015, US №2015090810, опубл. 02.04.2015, WO №3022428, опубл. 25.05.2016, «Авиационный двигатель ПС-90А» под ред. Иноземцева А.А. изд.М. Либра-К, 2007, стр.101-112 РЛЭ-ТУ-204-300. Эксплуатация систем и оборудования - силовая установка стр.8.1.43...8.1.45, известны электронно-гидромеханические устройства управления реверсивным устройством ГТД, в состав которых входит электронный блок управления двигателем, компоненты системы управления подвижным обтекателем реверсивного устройства (левым и правым), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, рычаг управления двигателем (прямой и обратной тягой) и бортовое оборудование самолета. Электронный блок управления двигателем представляет собой специализированную вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC).

К недостаткам аналогов следует отнести наличие большого количества разнообразных электрогидромеханических и гидравлических элементов, что ухудшает показатели надежности и затрудняет эксплуатацию, повышенные габариты и массу гидромеханической части РУ ГТД, необходимость использовать самолетную систему подачи гидрожидкости, в которой применяются токсичные гидрожидкости типа НГЖ (негорючая гидрожидкость) или «Skydrol» и, как следствие этого, необходимость применять при эксплуатации самолета повышенные требования к герметичности трубопроводов и гидравлических элементов, и охране окружающей среды, и строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности при обслуживании самолета и РУ ГТД в частности, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси и возникновению пожароопасной ситуации, что оказывает негативное влияние на безопасность.

Кроме этого, аналоги не имеют возможности повышения надежности несанкционированного срабатывания РУ ГТД в полете и надежности на выпуск РУ ГТД при посадке и прерванном взлете из-за недостаточной достоверности исправности изделий, обеспечивающих функционирование РУ ГТД, и не имеют углубленного диагностирования неисправностей имеющимися средствами, а также адекватной оценки возникающих проблемных ситуаций и принятия решения по парированию последствий проблемных ситуаций.

Из уровня техники также известны устройства управления РУ ГТД с применением электромеханических устройств RU №2572730, опубл. 20.01.2016, RU №2730731, опубл. 25.08.2020. В указанных аналогах для перемещения подвижных элементов РУ ГТД применяются электромеханические приводы, управление которыми осуществляет электронный регулятор двигателя или иной электронный блок управления. В состав устройства управления РУ ГТД входят также блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, блок исполнительных элементов, система управления самолетным оборудованием (СУСО), рычаг управления двигателем (РУД), средства индикации и регистрации.

К недостаткам этих устройств следует отнести то, что электромеханические приводы работают с максимальным вращательным моментом в постоянном режиме, что негативно влияет на эксплуатационный ресурс привода и, как следствие, снижают надежность из-за повышения риска выхода из строя электродвигателя, что соответственно приводит к невозможности включения РУ ГТД. Кроме того, алгоритмы, которые реализованы в электронном регуляторе двигателя для управления реверсированием тяги ГТД, имеют сложную архитектуру и недостаточную точность определения условий вращения электродвигателя с разной частотой в электромеханических приводах, что негативно влияет на надежность и своевременность задействования РУ ГТД.

Из уровня техники также известны способы управления РУ ГТД с применением электромеханических систем RU №2502885, опубл. 27.11.2013, RU №2556474, опубл. 10.07.2015. В указанных аналогах для перемещения подвижных элементов РУ ГТД применяются электромеханические приводы, управление которыми осуществляет электронный регулятор двигателя или иной электронный блок управления. В состав устройства управления РУ ГТД входят также блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД и изделий, входящих в его состав, блок исполнительных элементов, система управления самолетным оборудованием (СУСО), рычаг управления двигателем (РУД), средства индикации и регистрации. Электронный регулятор двигателя представляет собой вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC).

К недостаткам аналогов следует отнести то, что электромеханические приводы работают с максимальным вращательным моментом в постоянном режиме, что негативно влияет на эксплуатационный ресурс привода, повышает риск выхода из строя электромотора электромеханического привода, что приводит к невозможности включения РУ ГТД и, как следствие, снижает надежность, и оказывает негативное влияние на безопасность. Кроме того, применение в электронном регуляторе двигателя различных алгоритмов для обеспечения синхронности перемещения электромеханических приводов и регулирования частоты вращения электромотора имеющих сложную архитектуру и недостаточную точность определения условий вращения электромотора с разной частотой в электромеханических приводах негативно влияет на надежность и своевременность задействования РУ ГТД и, соответственно может привести к аварийной или катастрофической ситуации.

Из уровня техники известен наиболее близкий аналог заявленного устройства управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта (RU № 2778962, опубл. 29.08.2022). Известное устройство состоит из модуля индикации и регистрации, рычага управления двигателем (РУД) c двухканальным датчиком углового положения РУД, передающего информацию (FADEC), двух независимых концевых выключателей положения РУД и ключей замыкания, обеспечивающих соединение системы электроснабжения самолета с контуром управления и контроля РУ ГТД, устройства включения реверса, содержащее защелку реверса, возвратную пружину, тягу, соединенную с защелкой реверса и переключателем реверса прямой и обратной тяги, переключатель реверса прямой и обратной тяги, гидравлической системы самолета, контура управления и контроля РУ ГТД, который содержит два идентичных и независимых основных и резервных блока вычислителя - концентратора, два идентичных и независимых основных и резервных блока защиты и коммутации, два идентичных и независимых основных и резервных блока преобразователей сигналов; РУ ГТД содержащее отсечное электрогидравлическое устройство РУ ГТД, механический замок РУ ГТД с соленоидом, управляющее гидравлическое устройство РУ ГТД и электрогидравлические приводы; FADEC; блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, снабженный сигнализатором механического замка РУ ГТД, датчиком давления гидрожидкости в ГС, сигнализатором механического замка электрогидравлического привода РУ ГТД и датчиком положения РУ ГТД, системой электроснабжения (далее по тексту СЭС), авионикой.

Основными недостатками данного устройства являются наличие большого количества электрогидромеханических и гидравлических элементов, повышенные габариты и масса гидромеханической части РУ ГТД, необходимость применять для функционирования РУ ГТД самолетную систему подачи токсичной гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol» и, как следствие, необходимость применять повышенные требования по герметичности гидравлических элементов, соединений и трубопроводов с гидрожидкостью, охране окружающей среды, и строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности при обслуживании РУ ГТД, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси и пожароопасной ситуации, что в свою очередь, снижает безопасность.

Из уровня техники также известен наиболее близкий аналог заявленного способа управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёт (RU № 2783048 опубл. 08.11.2022). Известный способ реализуется системой, которая содержит устройство индикации и регистрации, рычаг управления двигателем (РУД) с датчиками углового положения РУД, концевыми выключателями положения РУД и ключами замыкания электропитания, подсистему управления и контроля РУ ГТД, гидравлическую систему самолета (ГС), РУ ГТД с отсечным электрогидравлическим устройством РУ ГТД, электромеханическими замками РУ ГТД, управляющим гидравлическим устройством РУ ГТД и гидравлическими приводами РУ ГТД, электронный регулятор двигателя (FADEC), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД с сигнализатором электромеханического замка РУ ГТД, датчиком давления в ГС, сигнализатором электромеханического замка гидравлического привода РУ ГТД и датчиком положения РУ ГТД, систему электроснабжения самолета (СЭС). Известный способ управления РУ ГТД осуществляется следующим образом: после посадки самолета система управления самолетным оборудованием (СУСО) формирует, и выдает в электронный регулятор двигателя (FADEC) информацию о том, что самолет на земле, пилот переводит рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», а затем на площадку «Минимальная обратная тяга», СУСО выдает команду на соленоид электромеханического замка РУ ГТД и, одновременно с этим, подводит электропитание к отсечному электрогидравлическому устройству РУ ГТД, управление которым осуществляет FADEC, FADEC контролирует срабатывание электромеханического замка РУ ГТД и отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД по сигнализатору электромеханического замка РУ ГТД и датчику давления в гидравлической системе самолета (ГС), после открытия электромеханического замка РУ ГТД и срабатывания отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД FADEC выдает команду на выпуск РУ ГТД (установку в положение «Обратная тяга»), перевод РУ ГТД в положение «Обратная тяга» контролирует FADEC по информации от датчиков положения РУ ГТД, FADEC формирует и передает информацию об открытии электромеханического замка РУ ГТД и включении реверса на средства индикации и регистрации, после перевода РУД в положение «Максимальная обратная тяга» FADEC обеспечивает увеличение расхода топлива в камеру сгорания.

К недостаткам наиболее близкого аналога относится то, что для его реализации требуется наличие большого количества разнообразных электрогидромеханических и гидравлических элементов, что ухудшает показатели надежности и затрудняет эксплуатацию, повышенные габариты и масса гидромеханической части РУ ГТД, необходимость использовать самолетную систему подачи гидрожидкости, в которой применяются токсичные гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol», и, как следствие этого, необходимость применять повышенные требования по герметичности трубопроводов, соединений и гидравлических элементов, охране окружающей среды, при обслуживании необходимо строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности технического персонала, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси, и повышают вероятность возникновения пожара, что оказывает негативное влияние на безопасность.

Раскрытие сущности изобретения

Задачей, решаемой заявленной группой изобретений является обеспечение повышенной надежности и безопасности полетов при осуществлении перевозок авиапассажиров в различных условиях, в частности изобретение предназначено для уменьшения опасности возникновения пожара, упрощения эксплуатации РУ ГТД и обеспечения более высокого уровня безопасности технического персонала.

Технический результат заявленной группы изобретений заключается в повышении надежности и безопасности полетов самолётов.

Указанный технический результат достигается тем, что устройство управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта содержит соединённые линиями связи модуль индикации и регистрации, рычаг управления двигателем, снабженный двухканальным датчиком углового положения, и защелкой реверса, и выполненный с двумя независимыми концевыми выключателями положения рычага управления газотурбинным двигателем, ключи замыкания электропитания, устройство включения реверса, содержащее защелку реверса и механическую часть переключения прямой и обратной тяги, реверсивное устройство газотурбинного двигателя, контур управления и контроля реверсивного устройства, привод реверсивного устройства, электронный регулятор газотурбинного двигателя,

причем устройство дополнительно снабжено модулем управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, состоящим из двухканального блока вычислителя, с двумя идентичными и независимыми основным и резервным каналами, причем каждый упомянутый канал блока вычислителя снабжен модулем электропитания и защиты, модулем управления, модулем интерфейсов, модулем обработки данных и вычисления и модулем диагностики и интерфейса, при этом модуль управления реверсивным устройством соединен линиями связи с системой электроснабжения самолёта, и с электронным регулятором газотурбинного двигателя, и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен линиями связи с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен с авионикой самолёта, рычагом управления двигателя и реверсивным устройством, а модуль индикации и регистрации соединен линиями связи с модулем управления реверсивным устройством и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, причем привод реверсивного устройства выполнен в виде по меньшей мере трех электромеханических приводов, каждый из которых снабжен штоком, электромотором, приводящим в движение упомянутый шток и электромагнитной тормозной муфтой блокировки перемещения штока, при этом каждый электромеханический привод снабжен модулем защиты и интерфейса, резервным датчиком вращения ротора электромотора, блоком датчиков вращения ротора электромотора, датчиком температуры и модулем обработки, вычисления и интерфейса, линий связи для взаимодействия и информационного обмена с основным и резервным каналами блока вычислителя.

В частном случае реализации заявленного технического решения модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

В частном случае реализации заявленного технического решения модули обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов выполнены с возможностью управления функционированием электромеханическими приводами и их синхронизации по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов и датчиков температуры электромеханических приводов, с последующей передачей этой информации в модуль обработки данных и вычисления модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.

В частном случае реализации заявленного технического решения модули интерфейсов в основном и резервном каналах блока вычислителя выполнены с возможностью остановки и удержания штоков электромеханических приводов в выпущенном/убранном положении посредством прекращения подачи электропитания в модули защиты и интерфейса электромеханических приводов, и прекращения подачи электропитания для электромагнитных тормозных муфт блокировки перемещения штоков электромеханических приводов и для электромоторов, при этом прекращение подачи электропитание осуществляется по командам из модулей управления блока вычислителя по сигналам из модулей диагностики и интерфейса блока вычислителя, сформированных по информации из резервных датчиков вращения роторов электромоторов электромеханических приводов и информации из модулей обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов, получающих информацию из блоков датчиков вращения роторов и датчиков температуры.

В частном случае реализации заявленного технического решения реверсивное устройство газотурбинного двигателя содержит электромеханический замок и сигнализатор электромеханического замка.

В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитная тормозная муфта выполнена с двумя независимыми электромагнитами растормаживания электромагнитной муфты.

В частном случае реализации заявленного технического решения контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя включает в свой состав: блоки вычислители - концентраторы; и блоки защиты и коммутации, соединенные между собой основным и резервными линиями связи.

В частном случае реализации заявленного технического решения модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

В частном случае реализации заявленного технического решения электронный регулятор газотурбинного двигателя выполнен с возможностью контроля открытия электромеханического замка по информации из сигнализатора электромеханического замка.

В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитные тормозные муфты выполнены в качестве дополнительных замков реверсивного устройства газотурбинного двигателя, управляемых независимыми основным и резервным каналами блока вычислителя с помощью логики определения полет/земля и функционирования реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

В частном случае реализации заявленного технического решения линии связи и блок вычислитель выполнены из огнестойкого материала, а электромеханические привода выполнены из огненепроницаемых материалов.

В частном случае реализации заявленного технического решения рычаг управления двигателем выполнен с возможностью перемещения по площадкам соответствующим режимам «малый газ», «минимальная обратная тяга», «обратная тяга», «максимальная обратная тяга», «прямая тяга.».

Указанный технический результат также достигается тем, что способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, реализованный заявленным устройством, включает этапы, на которых; в контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя от авионики самолёта передают информацию о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают информацию о нахождении самолета на земле от контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя в электронный регулятор двигателя, управляют открытием электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживают электромагнитные муфты электромеханических приводов, и осуществляют перемещение реверсивного устройства в выпущенное или убранное положение посредством по меньшей мере трех электромеханических приводов, управление которыми осуществляют посредством блока-вычислителя при получении информации от электронного регулятора газотурбинного двигателя о нахождении самолета на земле и наличии команды на выпуск реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов.

В частном случае реализации заявленного технического решения при управлении электромеханическими приводами осуществляют управление перемещением их штоками и их остановкой и стопорением посредством блока-вычислителя по информации от блока датчиков вращения вала электромоторов и резервных датчиков вращения.

В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитные тормозные муфты используют для предотвращения самопроизвольной перекладки реверсивного устройства газотурбинного двигателя в полете.

В частном случае реализации заявленного технического решения дополнительно осуществляют контроль исправности модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя посредством двухканального блока-вычислителя.

В частном случае реализации заявленного технического решения осуществляют контроль открытия электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством электронного регулятора двигателя по информации из сигнализатора электромеханического замка.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеприведенного описания примеров реализации, заявленной группы изобретений с использованием чертежей, на которых показано:

На фигуре 1 приведена блок-схема устройства управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя.

На фигуре 2 приведена блок-схема модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.

На фигурах цифрами обозначены следующие конструктивные элементы устройства:

1 - модуль индикации и регистрации; 2 - рычаг управления двигателем (далее РУД) содержащий: 2.1- двухканальный датчик углового положения РУД; 2.2 - концевые выключатели положения РУД; 2.3 - ключи замыкания электропитания - команда на задействование реверсивного устройства (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД) ;2.4 - защелка реверса; 3 - контур управления и контроля РУ ГТД содержащий: 3.1 - блок вычислитель - концентратор основной; 3.2 - блок защиты и коммутации основной; 3.3 - блок защиты и коммутации резервный ; 3.4 - блок вычислитель - концентратор резервный; 3,5 - основная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами; 3.6 - основная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками защиты и коммутации и между блоками вычислителями - концентраторами и блоками защиты и коммутации; 3.7 - резервная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками защиты и коммутации и между блоками вычислителями - концентраторами и блоками защиты и коммутации; 3.8 - ключ замыкания для подвода электропитания к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД в резервном блоке защиты и коммутации; 3.9 - ключ замыкания для подвода электропитания к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД в основном блоке защиты и коммутации; 3.10 - ключ замыкания «массы» соленоида электромеханического замка РУ ГТД в основном блоке защиты и коммутации; 3.11 - ключ замыкания «массы» соленоида электромеханического замка РУ ГТД в резервном блоке защиты и коммутации; 3.12 - линии связи для взаимодействия контура управления и контроля РУ ГТД с РУД и РУ ГТД; 3.13 - резервная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами; 3.14 - блок преобразования сигналов основной; 3.15 - блок преобразования сигналов резервный; 4 - модуль управления РУ ГТД содержащий: 4.1 - блок вычислитель; 4.1.1 - модуль электропитания и защиты ; 4.1.2 - модуль управления; 4.1.3 - модуль интерфейсов; 4.1.4 - модуль обработки данных и вычисления; 4.1.5 - модуль диагностики и интерфейса; 4.2 - электромеханический привод содержащий; 4.2.1 - модуль защиты и интерфейса; 4.2.2 - электромагнитная тормозная муфта с двумя независимыми электромагнитами; 4.2.3 - электромотор; 4.2.4 - резервный датчик вращения ротора электромотора; 4.2.5 - блок датчиков вращения ротора электромотора; 4.2.6 - датчик температуры; 4.2.7 - модуль обработки, вычисления и интерфейса; 4.3 - линии связи взаимодействия и информационного обмена между основным и резервным каналами блока вычислителя и электромеханическими приводами; 5 - реверсивное устройство газотурбинного двигателя (РУ ГТД) содержащее; 5.1 - сигнализатор электромеханического замка РУ ГТД; 5.2 - электромеханический замок РУ ГТД с соленоидом; 6 - электронный регулятор двигателя - вычислительная машина (FADEC); 7 - система электроснабжения самолёта (далее СЭС); 8 - авионика.

Осуществление изобретения

Предлагаемое устройство управления реверсирования тяги газотурбинного двигателя (ГТД) содержит модуль индикации и регистрации (1), рычаг управления двигателем (РУД) (2) с двухканальным датчиком углового положения РУД (2.1), два независимых концевых выключателя положения РУД (2.2), ключи замыкания электропитания (2.3), устройство включения реверса (на фиг. 1 не показано), содержащее защелку реверса (2.4) и механическую часть (на фиг. 1 не показано) переключения прямой и обратной тяги, контур управления и контроля РУ ГТД (3), модуль управления РУ ГТД (4), РУ ГТД (5) с электромеханическим замком РУ ГТД (5.2) и сигнализатором электромеханического замка РУ ГТД (5.1), электронный регулятор двигателя (FADEC) (6), систему электроснабжения самолета (СЭС) (7) и авионику самолета (8).

Контур управления и контроля РУ ГТД (3) включает в свой состав: основной (3.1) и резервный (3.4) блоки вычислители - концентраторы; основной (3.2) и резервный (3.3) блоки защиты и коммутации; основной блок преобразования сигналов основной (3.14); резервный блок преобразования сигналов резервный (3.15), основную (3.5) и резервную (3.13) линии связи, соответствующие стандарту АРИНК-825, для взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами (3.1) и (3.4); основную (3.6) и резервную (3.7) линии связи, соответствующие стандарту АРИНК-825, для взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами (3.1), (3.4) и между блоками защиты и коммутации (3.2), (3.3). Линии связи (3.12) для взаимодействия с концевыми выключателями положения РУД и РУ ГТД выполнены в виде витых и экранированных проводов, исключающее взаимное влияние друг на друга и обеспечивающие защиту от внешних факторов.

Модуль управления РУ ГТД (4) состоит из блока вычислителя (4.1) с двумя идентичными и независимыми основным (канал О) и резервным (канал Р) каналами, содержащие встроенные средства контроля, обеспечивающие обнаружение неисправностей и оценку правильности функционирования каналов и модуля управления РУ ГТД, взаимодействующие между собой по внутренним линиям связи (на фиг 1 и 2 не показано).

Каждый из каналов снабжен модулем электропитания и защиты (4.1.1), модулем управления (4.1.2), модулем интерфейсов (4.1.3), модулем обработки данных и вычисления (4.1.4) и модулем диагностики и интерфейса (4.1.5), с обеспечением управления по крайней мере тремя электромеханическими приводами (4.2), каждый из которых снабжен модулем защиты и интерфейса (4.2.1), электромагнитной тормозной муфтой (4.2.2) с двумя независимыми электромагнитами растормаживания (на фиг. 2 не показаны) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромотором (4.2.3), резервным датчиком вращения ротора электромотора (4.2.4), блоком датчиков вращения ротора электромотора (4.2.5), датчиком температуры (4.2.6) и модулем обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7), линий связи (4.3) для взаимодействия и информационного обмена между основным и резервным каналами блока вычислителя (4.1) с электромеханическими приводами (4.2).

При этом в основном канале (канал О) блока вычислителя (4.1) вход модуля электропитании и защиты (4.1.1) подключен к первому выходу СЭС (7), а в резервном канале (канал Р) - подключен ко второму выходу СЭС (7), вход (вх1) модуля управления (4.1.2) основного канала блока вычислителя (4.1) подключен к выходу основного канала FADEC (6), а вход (вх2) модуля управления (4.1.2) резервного канала блока вычислителя (4.1) - подключен к выходу резервного канала FADEC (6), вход (вх2) модуля управления (4.1.2) подключен к выходу (в2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), выход (в1) которого в основном канале блока вычислителя (4.1) подключен к входу основного канала FADEC (6), а в резервном канале блока вычислителя (4.1) - подключен к входу резервного канала FADEC (6), выход (в2) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) подключен к входу (вх1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) блока вычислителя (4.1), вход (вх2) которого подключен к выходу (в) модуля обработки данных и вычисления (4.1.4) блока вычислителя (4.1), вход (вх1) подключен к выходу (в) резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.3), а вход (вх2) подключен к выходу (в) модуля обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) вход (вх1) которого подключен к выходу (в) блока датчиков вращения ротора электромотора (4.2.5), а вход (вх2) подключен к выходу (в) датчика температуры (4.2.6), выход (в1) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) подключен к входу (вх2) модуля интерфейсов (4.1.3) блока вычислителя (4.1), вход (вх2) которого подключен к выходу (в) модуля электропитания и защиты (4.1.1) блока вычислителя (4.1), а выходы (в1,в2,в3) модуля интерфейсов (4.1.3) блока вычислителя (4.1) подключены к входам (вх1,вх2,вх3 соответственно) модуля защиты и интерфейса (4.2.1), выходы (в1,в2) которого подключены к входам (вх1,вх2 соответственно) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), выходы (в3,в4,в5) подключены к входам (вх1,вх2,вх3 соответственно) электромотора (4.2.3), а выход (в6) подключен к входу резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4) соответственно.

В одном из вариантов реализации предлагаемого изобретения, линии связи (4.3) и блок вычислитель (4.1) выполнены из огнестойкого материала, а электромеханические привода (4.2) выполнены из материала, обеспечивающего огненепроницаемость при пожаре двигателя.

Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, реализуется устройством по настоящему изобретению и включает этапы, на которых; в контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя от авионики самолёта передают информацию о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают информацию о нахождении самолета на земле от контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя в электронный регулятор двигателя, управляют открытием электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживают электромагнитные муфты электромеханических приводов, и осуществляют перемещение реверсивного устройства в выпущенное или убранное положение посредством по меньшей мере трех электромеханических приводов, управление которыми осуществляют посредством блока-вычислителя при получении информации от электронного регулятора газотурбинного двигателя о нахождении самолета на земле и наличии команды на выпуск реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов.

Далее приведено подробное описание способа управления реверсивным устройством:

После посадки самолета в FADEC (6) поступает информация о нахождении самолета на земле из контура управления и контроля РУ ГТД (3), пилот переводит рычаг управления двигателя (РУД) (2) на площадку «Малый газ», а затем задействует на РУД (2) защелку реверса (2.4), переводя ее в верхнее положение, при этом обеспечивается возможность перемещения РУД (2) в диапазоне реверсирования тяги, одновременно с этим, замыкаются концевые выключатели положения РУД (2.3), напряжение +28В из СЭС (7) подается на входные устройства (на фиг. 1 не показано) основных и резервных каналов блоков вычислителей - концентраторов (3.1)(3.4), которые формируют и передают в FADEC (6) командные сигналы о необходимости задействовать РУ ГТД (5) (выпустить РУ ГТД) в виде напряжения + 28В, одновременно с этим, по информации получаемой из блоков преобразования сигналов (3.14)(3.15), по данным из авионики самолета (8) (на фиг 1 не раскрыта) о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают в FADEC (6) информацию о том, что самолет на земле, затем пилот перемещает РУД (2) в реверсный диапазон на площадку «Минимальная обратная тяга», из двухканального датчика углового положения РУД (2.1) в FADEC (6) выдается информация о том, что РУД (2) находится в реверсном диапазоне, основные и резервные каналы блоков вычислителей - концентраторов (3.1)(3.4) по алгоритмам, которые определены заранее, формируют и выдают в основные и резервные каналы блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3) команды на замыкание ключей подвода электропитания (3.8)(3.11) и (3.9)(3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) для подвода электропитания (“+”) и минуса (масса) к соленоиду механического замка РУ ГТД (5.2), информация из основных и резервных каналов блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3) поступает на выходное устройство (3.18) (на фиг.1 не раскрыто) блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3), которое, при наличии данных от основного или резервного каналов, или, и от основного и от резервного каналов блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3), обеспечивает подвод электропитания (“+”) и минуса (масса) к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД (5.2), при срабатывании которого электромеханический замок (5.1) РУ ГТД (5) открывается и в FADEC (6) выдается информация из сигнализатора электромеханического замка (5.1) РУ ГТД (5). Команда на замыкание ключей подвода электропитания (3.8) (3.11) и (3.9) (3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД (5.2) выдается в течение заранее определенного времени, например, 60 секунд, достаточного для срабатывания соленоида электромеханического замка РУ ГТД (5.2), после чего выдача команды прекращается, ключи подвода электропитания (3.8)(3.11) и (3.9)(3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) размыкаются.

FADEC (6) контролирует открытие электромеханического замка РУ ГТД (5.2) по информации из сигнализатора электромеханического замка (5.1) и, при наличии информации из контура управления и контроля РУ ГТД (3) о нахождении самолета на земле и информации об исправности модуля управления РУ ГТД (4), поступающей из выхода (в1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) блока вычислителя (4.1), и выдает на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) основного и резервного каналов блока вычислителя (4.1) информацию о том, что самолет на земле и команду на выпуск РУ ГТД (5) (установку РУ ГТД в положение «Обратная тяга»), из выхода (в2) модуля управления (4.1.2) эта информация поступает на вход (вх1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), на другой вход (вх2) которого поступает информация из выхода (в) модуля обработки данных и вычисления (4.1.4) о состоянии (исправен/отказ) электромеханического привода (4.2), модуль диагностики и интерфейса (4.1.5) обрабатывает эту информацию и, по заранее определенным алгоритмам, формирует и выдает из выхода (в2) на вход (вх2) модуля управления (4.1.2) информацию о состоянии (исправен) электромеханического привода (4.2) и готовности к выпуску РУ ГТД (5), модуль управления (4.1.2) формирует и выдает из выхода (в1) на вход (вх2) модуля интерфейса (4.1.3) управляющие команды для задействования электромеханических приводов (4.2), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды из модуля управления (4.1.2), и при наличии на входе (вх1) напряжения, поступившего из выхода (в) модуля электропитания и защиты (4.1.1), который подключен к выходу (в1 - для канала О, в2 - для канала Р) СЭС (7), подает из выхода (в1) на вход (вх1) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для управления электромотором (4.2.3), а из выхода (в2) - на вход (вх2) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), из выхода (в3) - на вход (вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль защиты и интерфейса (4.2.1) из выходов (в3,в4,в5) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2,вх3) электромотора (4.2.3), а затем из выходов (в1,в2) - управляющее напряжение на входы (вх1,вх2) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромагниты (на фиг. 2 не показаны) которой срабатывают, блокировка перемещения штока электромеханического привода (4.2) прекращается и под действием электромотора (4.2.3) происходит перемещение штока (на фиг. 2 показан условно) в положение «Обратная тяга».

Функционирование электромеханических приводов (4.2) и их синхронизация осуществляется модулями обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) по заранее определенным алгоритмам по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов (4.2.5) и датчиков температуры (4.2.6), которая поступает на входы (вх1 и вх2 соответственно) модулей обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7), из выхода (в) модулей обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) эта информация поступает на вход (вх2) модуля обработки и интерфейса (4.1.4), на вход (вх1) которого поступает информация из выхода (в) резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль обработки и интерфейса (4.1.4) обрабатывает эти данные по заранее определенным алгоритмам, и передает эту информацию из выхода (в) на вход (вх2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), который обрабатывает полученную информацию по заранее заданным алгоритмам и передает ее из выхода (в2) на вход (2) модуля управления (4.1.2), который из выхода (в1) посылает команды на вход (вх2) модуля интерфейсов (4.1.3) на остановку и удержание штока (на фиг. 2 показано условно) электромеханического привода (4.2) в выпущенном положении (РУ ГТД в положение «Обратная тяга»), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды из выходов (в1,в2) модуля управления (4.1.2) прекращает поочередно подавать электропитание на входы (вх1,вх2,вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1), который сначала прекращает подавать из выходов (в1,в2) электропитание для электромагнитных тормозных муфт (4.2.2), муфты срабатывают обеспечивая блокировку перемещение штоков электромеханических приводов, а затем из выходов (в3,в4,в5) - для электромоторов (4.2.3), которые прекращают свою работу, одновременно с этим модуль обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) через модуль обработки и интерфейса (4.1.4) и модуль диагностики и интерфейса (4.1.5) передает на входы (на фиг. 2 не показаны) основного и резервного каналов FADEC (6) информацию, что штоки электромеханических приводов (4.2) находятся в положении «Обратная тяга», FADEC, получив информацию о выпущенном положении РУ ГТД (5), прекращает выдавать в основной и резервный каналы блока вычислителя (4) команду на перекладку РУ ГТД (5) в положение "Обратная тяга", формирует и выдает информационный сигнал в модуль индикации и регистрации (1) об установке РУ ГТД (5) в выпущенное положение для перевода РУД (2) в положение «Максимальная обратная тяга». При перемещении РУД (2) в положение «Максимальная обратная тяга» FADEC (6) увеличивает режим реверсной тяги пропорционально перемещению РУД (2) путем управления подачей топлива в камеру сгорания, при этом, максимальное значение реверсной тяги достигается, когда РУД (2) установлен в положение «Максимальная обратная тяга».

В случае необходимости экстренного торможения (прерванный взлет) пилот переводит РУД (2), задействовав защелку реверса (2.4), из положения максимального (взлетного) режима сразу на площадку «Максимальная обратная тяга» - управление РУ ГТД (5) происходит аналогично тому, как описано выше.

Процесс уборки (закрытия) РУ ГТД (2) начинается после перевода РУД (2) из диапазона реверсной тяги - в диапазон прямой тяги на площадку «Малый газ», при этом FADEC (6) выдает в основной и резервный каналы блока вычислителя (4.1) на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) команду на уборку РУ ГТД (5), модуль управления (4.1.2), при наличии информации на входе (вх2) из выхода (в2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) об исправности электромеханических приводов (4.2) и готовности к уборке РУ ГТД (5), формирует и подает на вход (вх2) модуля интерфейса (4.1.3) управляющие команды для задействования электромеханических приводов (4.2), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды от модуля управления (4.1.2), подает из выхода (в1) на вход (вх1) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для управления электромотором (4.2.3), а из выхода (в2) - на вход (вх2) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), а из выхода (в3) на вход (вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) - электропитание для резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль защиты и интерфейса (4.2.1) из выходов (в1,в2) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромагниты (на фиг. 2 не показаны) срабатывают, растормаживая электромагнитную тормозную муфту (4.2.2), блокировка перемещения штока электромеханического привода (4.2) прекращается, из выходов (в3,в4,в5) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2,вх3) электромотора (4.2.3) при срабатывания которого происходит перемещение штока (на фиг. 2 показан условно) электромеханического привода (4.2), РУ ГТД (5) устанавливается в положение «Прямая тяга».

Функционирование электромеханических приводов (4.2) и их синхронизация осуществляется модулями обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) электромеханических приводов (4.2) по заранее определенным алгоритмам по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов (4.2.5) и датчиков температуры (4.2.6) электромеханических приводов (4.2) с последующей передачей этой информации в модуль обработки данных и вычисления (4.1.4) блока вычисления (4.1).

Одновременно с описанным выше, электромеханический замок РУ ГТД (5.2) автоматически защелкивается, после чего, FADEC (6), получив информацию из выходов (в1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) канала О и канала Р блока вычислителя (4.1), что штоки электромеханических приводов (4.2) находятся в положении «Прямая тяга», прекращает выдавать на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) команду на перекладку РУ ГТД (5) в положение "Прямая тяга", формирует информационный сигнал об установке РУ ГТД (5) в убранное положение и выдает его в модуль индикации и регистрации (1) для дальнейшего перевода РУД (2) в положение «Прямая тяга» по сигналам, формируемым FADEC (6).

Повышение надежности и безопасности эксплуатации самолета с ГТД - в полете на не выпуск РУ ГТД и выпуск РУ ГТД на земле при посадке или прерванном взлете, и, как следствие, обеспечение более высокого уровня безопасности технического персонала, снижения трудоемкости при обслуживании и затрат при эксплуатации, снижение степени опасности возникновения пожара достигается за счет того, что устройство управления реверсированием тяги ГТД самолета не содержит электрогидромеханических и гидравлических элементов, в контуре управления и контроля РУ ГТД реализована упрощенная логики работы (управление только электромеханическим замком РУ ГТД), в устройство введен модуль управления РУ ГТД, обеспечивающий оптимальную частоту вращения электромоторов в электромеханических приводах и синхронизацию движения штоков электромеханических приводов, остановку и блокировку перемещения штоков электромеханических приводов в выпущенном/убранном положении, и/или при обнаруженных неисправностях в модуле управления РУ ГТД, предотвращение самопроизвольной перекладки РУ ГТД за счет наличия в электромеханических приводах РУ ГТД, представляющих собой механизмы реверсивного поступательного движения, штоки которых приводятся в движение от электромоторов посредством роликовинтовых пар, электромагнитных тормозных муфт, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, установленных на штоках электромеханических приводов РУ ГТД, управление которыми осуществляет блок вычислитель с помощью логики определения полет/земля и функционирования РУ ГТД, а также за счет резервирования блока вычислителя, имеющего идентичные и независимые основной и резервный каналы, содержащие встроенные средства контроля, обеспечивающие обнаружение неисправностей и диагностику функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления РУ ГТД, и взаимодействующие между собой по внутренним линиям связи.

Повышение безопасности и надежности на всех этапах эксплуатации самолета - в полете на не выпуск РУ ГТД и выпуск РУ ГТД на земле при посадке и прерванном взлете, снижение вероятности возникновения пожара, упрощение эксплуатации РУ ГТД и обеспечение более высокого уровня безопасности технического персонала достигается также за счет того, что в системе управления РУ ГТД применен модуль управления РУ ГТД состоящий из двухканального блока-вычислителя, по крайней мере, трех электромеханических приводов и линий связи между блоком-вычислителем и электромеханическими приводами, электронный регулятор двигателя (FADEC) выдаёт команду на выпуск РУ ГТД при наличии информации об исправности модуля управления РУ ГТД, двухканальный блок-вычислитель модуля управления РУ ГТД формирует, и выдаёт сигнал на выпуск РУ ГТД, и подаёт команду электромеханическим приводам на перемещение РУ ГТД, управление электромеханическими приводами осуществляет блок-вычислитель при получении информации от FADEC о нахождении самолета на земле, наличии команды на выпуск РУ ГТД и растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, посредством подачи управляющего напряжения на электромоторы электромеханических приводов, обеспечивающего согласованное перемещение штоков электромеханических приводов, положение штоков и синхронное их движение контролирует блок-вычислитель по информации от электромеханических приводов по данным от блока датчиков вращения вала электромоторов и резервных датчиков вращения вала электромоторов, размещенных в электромеханических приводах, остановка и стопорение штоков электромеханических приводов в выпущенном (РУ ГТД в положении «Обратная тяга») и в убранном положении (РУ ГТД в положении «Прямая тяга»), и/или при обнаружении неисправностей электромеханических приводов происходит по командам блока-вычислителя на основании данных от электромеханических приводов, полученных от блока датчиков вращения валов электромоторов и резервных датчиков вращения валов электромоторов посредством прекращения подачи электропитания сначала на электромагнитные тормозные муфты, а затем - управляющего напряжения на электромоторы электромеханических приводов РУ ГТД, предотвращение самопроизвольной перекладки РУ ГТД в полете обеспечивается наличием в электромеханических приводах РУ ГТД электромагнитных тормозных муфт, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, управление которыми осуществляется блоком-вычислителем и логикой определения полет/земля и функционирования РУ ГТД, кроме этого, в подсистеме управления и контроля РУ ГТД реализована упрощенная логики работы (управление только электромеханическим замком РУ ГТД).

Изобретение предназначено для использования в авиационной технике при создании перспективных самолетов, обеспечения повышенной надежности и безопасности полетов при осуществлении перевозок авиапассажиров в различных условиях. Изобретение также предназначено для уменьшения опасности возникновения пожара, упрощения эксплуатации РУ ГТД и обеспечения более высокого уровня безопасности технического персонала.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя (далее по тексту ГТД) самолета любой вместительности и назначения (пассажирского, транспортного) при его торможении после приземления (посадки) и прерванного взлета. Устройство содержит соединённые линиями связи модуль индикации и регистрации, рычаг управления двигателем, снабженный двухканальным датчиком углового положения, и защелкой реверса, и выполненный с двумя независимыми концевыми выключателями положения рычага управления газотурбинным двигателем, ключи замыкания электропитания. Устройство включения реверса, содержащее защелку реверса и механическую часть переключения прямой и обратной тяги. Реверсивное устройство газотурбинного двигателя. Контур управления и контроля реверсивного устройства, привод реверсивного устройства, электронный регулятор газотурбинного двигателя. Устройство дополнительно снабжено модулем управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, состоящим из двухканального блока вычислителя, с двумя идентичными и независимыми основным и резервным каналами. Каждый упомянутый канал блока вычислителя снабжен модулем электропитания и защиты, модулем управления, модулем интерфейсов, модулем обработки данных и вычисления и модулем диагностики и интерфейса. Модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя. Использование изобретения позволяет повысить надежность и безопасность полетов. 2 н. и 15 з.п. ф-лы, 2 ил.

1. Устройство управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта, содержащее соединённые линиями связи модуль индикации и регистрации, рычаг управления двигателем, снабженный двухканальным датчиком углового положения, и защелкой реверса, и выполненный с двумя независимыми концевыми выключателями положения рычага управления газотурбинным двигателем, ключи замыкания электропитания, устройство включения реверса, содержащее защелку реверса и механическую часть переключения прямой и обратной тяги, реверсивное устройство газотурбинного двигателя, контур управления и контроля реверсивного устройства, привод реверсивного устройства, электронный регулятор газотурбинного двигателя, отличающееся тем, что устройство дополнительно снабжено модулем управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, состоящим из двухканального блока вычислителя, с двумя идентичными и независимыми основным и резервным каналами, причем каждый упомянутый канал блока вычислителя снабжен модулем электропитания и защиты, модулем управления, модулем интерфейсов, модулем обработки данных и вычисления и модулем диагностики и интерфейса, при этом модуль управления реверсивным устройством соединен линиями связи с системой электроснабжения самолёта, и с электронным регулятором газотурбинного двигателя, и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен линиями связи с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен с авионикой самолёта, рычагом управления двигателя и реверсивным устройством, а модуль индикации и регистрации соединен линиями связи с модулем управления реверсивным устройством и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, причем привод реверсивного устройства выполнен в виде по меньшей мере трех электромеханических приводов, каждый из которых снабжен штоком, электромотором, приводящим в движение упомянутый шток и электромагнитной тормозной муфтой блокировки перемещения штока, при этом каждый электромеханический привод снабжен модулем защиты и интерфейса, резервным датчиком вращения ротора электромотора, блоком датчиков вращения ротора электромотора, датчиком температуры и модулем обработки, вычисления и интерфейса, линий связи для взаимодействия и информационного обмена с основным и резервным каналами блока вычислителя.

2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

3. Устройство по п.1, отличающееся тем, что модули обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов выполнены с возможностью управления функционированием электромеханическими приводами и их синхронизации по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов и датчиков температуры электромеханических приводов, с последующей передачей этой информации в модуль обработки данных и вычисления модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.

4. Устройство по п.1, отличающееся тем, что модули интерфейсов в основном и резервном каналах блока вычислителя выполнены с возможностью остановки и удержания штоков электромеханических приводов в выпущенном или убранном положении посредством прекращения подачи электропитания в модули защиты и интерфейса электромеханических приводов, и прекращения подачи электропитания для электромагнитных тормозных муфт блокировки перемещения штоков электромеханических приводов и для электромоторов, при этом прекращение подачи электропитания осуществляется по командам из модулей управления блока вычислителя по сигналам из модулей диагностики и интерфейса блока вычислителя, сформированных по информации из резервных датчиков вращения роторов электромоторов электромеханических приводов и информации из модулей обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов, получающих информацию из блоков датчиков вращения роторов и датчиков температуры.

5. Устройство по п.1, отличающееся тем, что реверсивное устройство газотурбинного двигателя содержит электромеханический замок и сигнализатор электромеханического замка.

6. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электромагнитная тормозная муфта выполнена с двумя независимыми электромагнитами растормаживания упомянутой электромагнитной муфты.

7. Устройство по п.1, отличающееся тем, что контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя включает в свой состав: блоки вычислители - концентраторы; и блоки защиты и коммутации, соединенные между собой основным и резервными линиями связи.

8. Устройство по п.1, отличающееся тем, что модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

9. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электронный регулятор газотурбинного двигателя выполнен с возможностью контроля открытия электромеханического замка по информации из сигнализатора электромеханического замка.

10. Устройство по п.1, отличающееся тем, что электромагнитные тормозные муфты выполнены в качестве дополнительных замков реверсивного устройства газотурбинного двигателя, управляемых независимыми основным и резервным каналами блока вычислителя с помощью логики определения полет/земля и функционирования реверсивного устройства газотурбинного двигателя.

11. Устройство по п.1, отличающееся тем, что линии связи и блок вычислитель выполнены из огнестойкого материала, а электромеханические привода выполнены из огненепроницаемых материалов.

12. Устройство по п.1, отличающееся тем, что рычаг управления двигателем выполнен с возможностью перемещения по площадкам, соответствующим режимам «малый газ», «минимальная обратная тяга», «обратная тяга», «максимальная обратная тяга», «прямая тяга».

13. Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, реализованный устройством по п.1, включающий этапы, на которых: в контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя от авионики самолёта передают информацию о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают информацию о нахождении самолета на земле от контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя в электронный регулятор двигателя, управляют открытием электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживают электромагнитные муфты электромеханических приводов, и осуществляют перемещение реверсивного устройства в выпущенное или убранное положение посредством по меньшей мере трех электромеханических приводов, управление которыми осуществляют посредством блока-вычислителя при получении информации от электронного регулятора газотурбинного двигателя о нахождении самолета на земле и наличии команды на выпуск реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов.

14. Способ по п.13, отличающийся тем, что при управлении электромеханическими приводами осуществляют управление перемещением их штоками и их остановкой и стопорением посредством блока-вычислителя по информации от блока датчиков вращения вала электромоторов и резервных датчиков вращения.

15. Способ по п.13, отличающийся тем, что электромагнитные тормозные муфты используют для предотвращения самопроизвольной перекладки реверсивного устройства газотурбинного двигателя в полете.

16. Способ по п.13, отличающийся тем, что дополнительно осуществляют контроль исправности модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя посредством двухканального блока-вычислителя.

17. Способ по п.13, отличающийся тем, что осуществляют контроль открытия электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством электронного регулятора двигателя по информации из сигнализатора электромеханического замка.