Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РЕВЕРСИВНЫМ УСТРОЙСТВОМ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ

Изобретение относится к области авиации, в частности к способам управления газотурбинным двигателем (ГТД) с применением реверса тяги при торможении самолета.

Известно устройство управления турбовинтовой силовой установкой с реверсом тяги, которое содержит рычаг управления двигателем (РУД) с шарнирно закрепленным на нем рычагом управления реверса (Авторское свидетельство СССР SU №1635439, МПК B64D 31/04, публ. 15.12.1994). В полете при перемещении экипажем рычага управления двигателем обеспечивается управление тягой двигателя, при этом рычаг управления реверсом заблокирован от какого-либо перемещения в воздухе с помощью специального механического приспособления. Подобная блокировка в общем случае позволяет исключить нештатное (непреднамеренное) включение реверса тяги на взлете самолета, наборе высоты или крейсерском режиме полета, как следствие не допустить возникновение обратной тяги двигателя и чрезмерной разнотяговости в воздухе, приводящей к мгновенному и критическому развороту самолета по курсу, в наихудшей ситуации - полной потере управляемости самолета.

Из описания аналога следует, что при посадке самолета и непосредственно перед приземлением летчик устанавливает рычаг управления двигателя в положение земного малого газа и вручную отключает механическую блокировку реверса, а после касания самолетом взлетно-посадочной полосы устанавливает рычаг управления реверса в положение максимальной обратной тяги, тем самым обеспечивается эффективное торможение самолета.

Основным недостатком известного устройства и еще подобного аналога для турбореактивного двухконтурного двигателя (Патент RU №2031814, МПК B64D 31/04, опубл. 27.03.1995) является возможность нештатного включения реверса тяги при работе двигателя на малом газе в условиях посадки самолета в воздухе (до касания самолета взлетно-посадочной полосы), например, на этапе выравнивания или выдерживания самолета на высоте полета 1...7 метров и более.

Наиболее близким по технической сущности к заявляемому изобретению и выбранным в качестве прототипа является способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, а конкретно способ управления тягой турбореактивного двухконтурного двигателя четвертого поколения типа ПС-90А, который является унифицированной силовой установкой для самолетов Ту-204/Ту-214 и Ил-96-300 («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-112, стр. 183-197), включающий блокировку управляющего сигнала на включение реверсивного устройства при положении рычага управления двигателем вне зоны режима малого газа газотурбинного двигателя или при отсутствии информационных сигналов, характеризующих приземление самолета. Рычаг управления двигателем через механическую тросовую связь кинематически соединен с топливным насосом-регулятором, обеспечивающим подачу топлива в камеру сгорания, в том числе для режимов минимальной и максимальной обратной тяги. Управление насосом-регулятором обеспечивается электронным регулятором двигателя с полной ответственностью типа РЭД-90, который размещается на двигателе. Конструктивно РУД двигателя ПС-90А соединен с шарнирно закрепленным на нем рычагом управления реверса, обеспечивающим включение и выключение реверсивного устройства. Система управления реверсом электрогидравлическая. В конструкции реверса предусмотрен механизм блокировки, который обеспечивает блокирование рычага управления реверсом в кабине пилотов от перевода на включение реверса, если рычаг управления реверса находится за пределами площадки малого газа по РУД.

При этом для условий работы в составе двухдвигательный силовой установки Ту-204/Ту-214 включение реверсивного устройства двигателя ПС-90А обеспечивается только после приземления самолета, а именно после обжатия основных опор шасси (Руководство по летной эксплуатации (РЛЭ) Ту-204-100В, раздел 74.00.0000.100 РЛЭ «Эксплуатация систем и оборудования - Силовая установка», Изменение №1, стр. 8.1.35). Обжатие основных опор шасси определяют по одновременному наличию информационных сигналов «Левая опора шасси обжата» и «Правая опора шасси обжата». При отсутствии вышеуказанных информационных сигналов включение реверса заблокировано, тем самым минимизируется возможность несанкционированного включения реверса тяги в воздухе (до касания самолета взлетно-посадочной полосы). Подобное условие блокировки реверсивного устройства (только по одновременному обжатию основных опор шасси) также реализована, например, на самолетах семейства Airbus А320, самолете Sukhoi Superjet 100 и др.

Определение приземления самолета можно также осуществлять по наличию совокупности сигнала обжатия стойки шасси, параметру скорости колес главного шасси и высоты полета (5 футов) согласно принятого во внимание патента RU №2449153 (МПК F02K 1/76, публ. 27.04.2012) или иного сочетания сигналов обжатия стоек шасси, включая переднюю опору самолета; но предпочтительно по информационному сигналу «Две или три опоры обжаты».

В общем случае, специалистам авиастроительной области ясно, что приземление самолета можно идентифицировать по одному или совокупности нескольких информационных сигналов.

Основным недостатком способа блокировки реверса тяги газотурбинного двигателя, выбранного за прототип, является то, что в случае возникновения пожара на двигателе, например, при посадке самолета, имеется риск резкого увеличения зоны пожара на двигателе в случае включения реверса газотурбинного двигателя после приземления из-за существенного перераспределения потоков в его газовоздушном тракте или возможной поломки элементов мотогондолы двигателя из-за возникающих динамических нагрузках при включении реверса в условиях пожара. Особенно тяжелыми могут стать последствия на прерванном взлете в случае обильного факеления из двигателя и/или переброса пламени на элементы топливной системы или фюзеляж полностью заправленного самолета авиационным топливом. Возможным частичным решением данной проблемы могут стать инструкции (указания) экипажу о его действиях в подобных ситуациях, оговоренных в руководстве по летной эксплуатации самолета, например, не включать реверсивное устройство. Однако, в условиях посадки и взлета, когда физическая, интеллектуальная и психоэмоциональная нагрузка на экипаж наиболее высока, полностью исключить ошибки в управлении при пожаре затруднительно, главным образом, из-за ручного характера пилотирования. Избежать ошибки становится более затруднительным при стечении ряда неблагоприятных факторов, например, сложные и неожиданные метеоусловия, наличие воды или гололеда на полосе и, как следствие, низкий коэффициент сцепления колес шасси; наличие иных критических отказов по самолету, например, отказ элементов механизации крыла; нестабилизированный заход на посадку, сложный рельеф местности и др. В таких ситуациях для поддержания безопасности полета в случае возникновения пожара целесообразна автоматическая блокировка включения реверсивного устройства до завершения полета.

Полезность блокировки включения в работу реверсивного устройства при пожаре обусловлена и тем, что в случае срабатывания системы пожаротушения и последующем включении реверсивного устройства, сопровождающимся существенным изменением воздушных потоков, возможен сдув огнегасящей жидкости или резкое снижение концентрации огнегасящего состава в защищаемом пространстве.

Необходимость блокировки включения реверсивного устройства сохраняется также после устранения пожара на двигателе (т.е. до завершения полета), т.к. в воздухе невозможно оценить функциональную работоспособность и целостность конструкции реверсивного устройства после пожара, а включение в работу поврежденного реверса (подвергнутого высокотемпературному воздействию) может привести к дополнительным рискам и к снижению надежности работы двигателя.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является отсутствие автоматической блокировки реверсивного устройства до завершения полета при возникновении пожара в двигателе, и как следствие, возможная пониженная надежность работы двигателя в целом.

Технической задачей изобретения является повышение безопасности полета при торможении самолета за счет введения автоматической блокировки включения реверсивного устройства до завершения полета в случае возникновения пожара двигателя.

Техническая проблема решается тем, что в способе управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, включающем блокировку управляющего сигнала на включение реверсивного устройства при положении рычага управления двигателем вне зоны режима малого газа газотурбинного двигателя или при отсутствии информационного сигнала или сигналов, характеризующих приземление самолета, согласно изобретению, дополнительно автоматически формируется информационный сигнал «Пожар в мотогондоле» при возникновении пожара в газотурбинном двигателе, при этом в случае формирования информационного сигнала «Пожар в мотогондоле» управляющий сигнал на включение реверсивного устройства автоматически блокируется до завершения полета.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве информационного сигнала, характеризующего приземление самолета, используют сигнал «Две или три опоры обжаты».

Кроме того, согласно изобретению, формирование и передачу в газотурбинный двигатель информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле» осуществляют в системе управления самолетным оборудованием.

Кроме того, согласно изобретению, определение положения рычага управления двигателем вне зоны режима малого газа газотурбинного двигателя, прием и логическую обработку информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле», а также формирование блокировки включения реверсивного устройства осуществляют в электронном регуляторе двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, передачу информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле» в газотурбинный двигатель осуществляют в последовательном коде.

Кроме того, согласно изобретению, передачу информационных сигналов в последовательном коде осуществляют согласно ARINC-429.

В предлагаемом изобретении, в отличии от прототипа, дополнительно определяют факт пожара в двигателе по появлению информационного сигнала «Пожар в мотогондоле», при этом в случае появления информационного сигнала «Пожар в мотогондоле» управляющий сигнал на включение реверсивного устройства автоматически блокируется до завершения полета, что повышает безопасность полета при торможении самолета с автоматической блокировкой включения реверсивного устройства в условиях пожара газотурбинного двигателя (двигателя).

Кроме того, в отличии от прототипа, формирование и передачу в газотурбинный двигатель информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле» осуществляют в системе управления самолетным оборудованием, что позволяет минимизировать расходы на двигательное оборудование и обеспечить интегрированный контроль основных систем самолета.

Кроме того, в отличии от прототипа, определение положения рычага управления двигателем вне зоны режима малого газа двигателя, прием и логическую обработку информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле», а также формирование блокировки включения реверсивного устройства осуществляют в электронном регуляторе двигателя, что позволяет сделать полностью автоматическим процесс формирования блокировки включения реверса.

Кроме того, в отличии от прототипа, передачу информационных сигналов в двигатель «Две или три опоры обжаты», «Пожар в мотогондоле» осуществляют в последовательном коде с характеристиками типа ARINC-429, что позволяет минимизировать вес и стоимость самолетной электропроводки, затраты на ее эксплуатацию.

На фиг. 1 представлена диаграмма формирования блокировки включения реверсивного устройства для реализации заявляемого способа управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.

Способ реализуется следующим образом. Предложенная блокировка реверса тяги газотурбинного двигателя может быть реализована в системе автоматического управления и топливопитания газотурбинным двигателем с помощью электронного цифрового регулятора двигателя с полной ответственностью (типа РЭД-90, РЭД-14 или западных электронных регуляторов типа FADEC - Full Authority Digital Engine Control system), который размещается на двигателе. В электронном регуляторе происходит измерение параметров воздуха на входе в двигатель, а также измерение внутридвигательных параметров, таких, например, как частота вращения роторов двигателя, температура газов за турбиной низкого давления. Кроме того, электронный регулятор взаимодействует с системой управления самолетного оборудования (типа СУОСО-МС-21), которая формирует информационные сигналы «Две или три опоры обжаты» и «Пожар в мотогондоле». На основе полученной входной информации по последовательному коду типа ARINC-429 электронный регулятор двигателя в соответствии с заложенными программами регулирования формирует управляющие воздействия, в том числе на включение реверсивного устройства двигателя или его блокировку.

Так, в полете при перемещении экипажем рычага управления двигателем обеспечивается управление прямой тягой двигателя в зависимости от угла положения рычага управления двигателем, температуры и давления воздуха на входе в двигатель. При этом включение реверса в воздухе не происходит, так как электронным цифровым регулятором двигателя заблокировано формирование (прохождение) управляющего сигнала на включение реверсивного устройства из-за отсутствия информационных сигналов обжатия шасси. После касания самолетом взлетно-посадочной полосы и последующего появления информационных сигналов «Две или три опоры обжаты», положении РУД на площадке малого газа блокировка управляющего сигнала из электронного регулятора на включение реверсивного устройства снимается, что позволяет экипажу включить реверсивное устройство. В конце послепосадочного пробега на скорости, близкой к скорости руления, экипаж вручную выключает реверсивное устройство.

В случае возникновения пожара на двигателе самолетной системой типа СУОСО автоматически формируется информационный сигнал типа «Пожар в мотогондоле». При этом после возникновения этого информационного сигнала в момент захода на посадку или при разбеге самолета по взлетно-посадочной полосе и наличии информационного сигнала «Две или три опоры обжаты», в электронном регуляторе также автоматически формируется блокировка управляющего сигнала на включение реверсивного устройства, поэтому включение реверсивного устройства не производится, следовательно, вероятность существенного увеличения зоны наличия пожара минимизируется.

Из диаграммы, представленной на фиг. 1 видно, что блокировка включения реверсивного устройства сохраняется также после снятия сигнала «Пожар в мотогондоле». Согласно изобретения - это необходимо делать, т.к. в условиях полета невозможно оценить последствия пожара и определить работоспособность, целостность конструкции реверсивного устройства, а включение в работу поврежденного реверса может привести к снижению надежности работы двигателя. Таким образом, автоматическая блокировка включения реверсивного устройства, сформированная по сигналу «Пожар в мотогондоле», действует до завершения полета и не снимается даже после устранения пожара.

В качестве датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси могут быть использованы любые известные устройства, например, концевые выключатели типа АМ800К, тензодатчики, индуктивные датчики перемещения, системы сигнализации типа «WoW» (weight-on-weels - вес на колесах).

В качестве систем сигнализации пожара, формирующих информационный сигнал «Пожар в мотогондоле», могут использоваться любые известные системы, например, тепловые системы с точечными термоэлектрическими датчиками типа ССП-2А, ССП-7, ССП-ФК, аппаратура АССПП-1; фотоэлектронные и ионизационные системы. В качестве датчика регистрации пожара также может быть использована модель M801-DRL, представляющая пневматическое устройство, которое срабатывает при нагревании герметичной трубки чувствительного элемента. Данный датчик реагирует на факторы пожара в протяженной, линейной зоне и широко используемый на самолетах Boeing 707, 727, 737, 747, 757 и 767; McDonnell Douglas DC-10 и MD-11; Airbus A300, A310, A320, A330 и А340; Embraer 110/120/145 и др.

Согласно формулы изобретения предпочтительно, чтобы использовалась штатно действующая на самолете аппаратура регистрации пожара, а не специально разработанная (локальная) двигательная аппаратура. Это позволяет минимизировать расходы на двигательное оборудование. Такая бортовая аппаратура, как правило, обеспечивает прием и логическую обработку информации от датчиков-сигнализаторов и элементов, входящих в состав системы противопожарной защиты самолета, формирование выходных дискретных интегральных сигналов типа «Пожар в мотогондоле», выдачу световой, звуковой и речевой информации экипажу о пожаре. Информация о пожаре в последовательном коде с характеристиками по ARINC-429 по кодовым линиям связи передается также в систему управления самолетным оборудованием типа СУОСО, далее транслируется в двигатель и его электронный регулятор.

Реализация системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электромеханической, электрогидравлической или электропневматической, с применением электронных цифровых устройств, например, типа электронного регулятора двигателя РЭД-14 для авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя и/или иных блоков управления.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить безопасность полета при торможении самолета с автоматической блокировкой включения реверсивного устройства в случае возникновения пожара двигателя.