Способ контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета Советский патент 1993 года по МПК B64D31/10 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета.

В авиационной технике известны способы контроля режимов работы двигателей, заключающиеся в измерении его текущих параметров позволяющие определить случай отказа двигателя для принятия соответствующих действий по управлению самолетом, обеспечивающих безопасность полета.

В частности известен способ контроля работы двигателей многодвигательной силовой установки самолета Ан-22, выбранный за прототип, по которому в течение полета измеряют датчиками давление масла в измерителе крутящего момента, передаваемого двигателем на воздушный винт. Давление в канале измерителя крутящего момента изменяется в зависимости от режима работы двигателя и подводится к датчикам автоматического флюгирования системы флюгирования. В аппаратуру обработки данных входит временный программный механизм, коммутационные и защитные устройства.

При отказе двигателя падает давление масла в измерителе крутящего момента и

00 GO 00

д

00

ho

со

Изобретение относится к авиационной технике. Целью изобретения является повышение безопасности полета самолета с тур- бореактивными двигателями путем обеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой разнотяговости симметричных двигателей самолета. Для обеспечения этой цели измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых давлений формируют управляющий сигнал Отказ двигателя на включение системы парирования крена. Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производится синхронно для всех двигателей рукояткой управления двигателем, это влечет за собой соответ-твующее изменение параметров работы двигателей. При отказе двигателя резко падает статическое давление воздуха за компрессором высокого давления, у симметричного нормально работающего двигателя это давление остается высоким. Отношение давлений становится критическим. Это позволяет сформировать управляющий сигнал Отказ двигателя на включение системы парирования крена. fe

И

при достижении значения, соответствующего величине настройки датчика автоматического флюгирования, последний выдает команду Отказ двигателя на ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение, при котором создается минимальная отрицательная тяга при отказе двигателя и тем самым осуществляется защита самолета от возникновения недопустимого крена.

Однако применение указанного способа для самолета с турбореактивными двигателями, разнесенными по крылу, невозможно без создания специальных систем и устройств для измерения реактивной тяги.

Целью изобретения является повышение безопасности полета самолета с турбореактивными двигателями путем обеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой разнотяговости симметричных двигателей самолета.

Поставленная цель достигается тем, что в полете измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых давлений формируют управляющий сигнал Отказ двигателя на включение системы парирования крена.

Для двухдвигательного самолета типа Ан-72 управляющий сигнал Отказ двигателя формируют при достижении отношения давлений потока за компрессорами, равного 2,5.

По предлагаемому способу используется в качестве параметра, определяющего режим работы двигателя, величина статического давления за компрессором двигателя, которое плавно изменяется при изменении режима работы двигателя и резко падает при отказе двигателя, связанном с потерей тяги.

Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производится синхронно для всех двигателей рукояткой управления двигателями, это влечет за собой соответствующее изменение параметров работы двигателей (частота вращения, температура газов за турбиной, давление за компрессорами и др.), контролируемых с помощью приборов и аппаратуры контроля. При отказе двигателя резко падает только статическое давление воздуха за компрессором высокого давления, другие параметры изменяются более плавно.

Постоянный контроль статического давления воздуха за компрессором высокого давления позволит своевременно.обнаружить неисправный двигатель, а операция сравнения величин этих давлений симметричных двигателей в процессе полета в блоке сравнения режимов позволяет определить

недопустимое уменьшение тяги одного из двигателей до момента, тогда отказ двигателя будет зафиксирован по падению других контролируемых параметров - частоты вращения, температуры.

Возможна также ситуация, когда уменьшение режима одного из двигателей произойдет до режима земной малый газ, при котором по текущим параметрам - температуре и частоте вращения - это уменьшение

5 режима не будет определено как отказ двигателя, но для самолета с большой тяговоо- руженностыо и при условии продолжения работы симметрично двигателя на высоком режиме такая разнотяговость приведет к

0 возникнопению опасного крена, при котором необходимо включение системы автоматического управления креном на его парирование. Предлагаемый способ позволяет сформировать управляющий сигнал

5 Отказ двигателя в систему автоматического управления креном при таком критическом отношении статических давлений воздуха за компрессорами высокого давления двух симметричных двигателей, которое

0 соответствует разнотяговости. вызывающей опасный крен самолета. Величина критического отношения указанных давлений может быть разной для разных типов самолета и зависит от тяговооруженности само5 лета, особенностей его конструкции и систем управления, но диапазон определения критического отношения давлений ограничивается характерными величинами. Нижний предел этого диапазона ограничен

0 величиной отношения давлений, при котором возможно ложное включение системы автоматического управления креном на парирование крена, т.е. включение указанной системы при разнотяговости, вызывающей

5 крен, еще парируемый экипажем с помощью системы управления самолетом и не влияющий на безопасность полета. Верхний предел критического отношения статических давлений воздуха за компрессором

0 высокого давления ограничивается величиной, соответствующей разнотяговости симметричных двигателей, которая вызывает максимальный крен самолета, парируемый системой автоматического управления кре5 ном при формировании управляющего сигнала Отказ двигателя.

Предлагаемый способ позволяет повысить безопасность полета самолета путем своевременного включения системы автоматического управления креном, а также

mveer возможность при необходимости изменять величину критического отношения дазлений после проведения испытаний или с /четом условий эксплуатации самолета, чти позволяет также обеспечить безопасность полета без введения изменений в систему управления самолетом.

Формула изобретения Способ контроля разнотяговости двига

ей многодвигательной силовой установ- самолета, заключающийся в измерении ущих параметров режима работы двига- ей, обработке измерений аппаратурой и

T6J

ки Tei те формировании управляющего сигнала, от-

личающийся тем. что. с целью повышения безопасности полета самолета с турбореактивными двигателями путем обеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой разнотяговости симметричных двигателей самолета, в полете измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых давлений формируют управляющий сигнал Отказ двигателя на включение системы парирования крена.