RU2306446C1 - Способ управления силовой установкой самолета - Google Patents
Способ управления силовой установкой самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2306446C1 RU2306446C1 RU2005136774/06A RU2005136774A RU2306446C1 RU 2306446 C1 RU2306446 C1 RU 2306446C1 RU 2005136774/06 A RU2005136774/06 A RU 2005136774/06A RU 2005136774 A RU2005136774 A RU 2005136774A RU 2306446 C1 RU2306446 C1 RU 2306446C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- thrust
- mode
- power plant
- Prior art date
Links
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Abstract
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 Vc, сравнивают Vc с заданной величиной Vc зад, формируют сигналы IП "предкрылки не убраны" и 1Т "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при Vс>Vc зад и наличии сигналов IП и IТ. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.
Description
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 (nв) и ее первой производной (dnв/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 Vc, сравнивают Vc с заданной величиной Vc зад, формируют сигналы IП "предкрылки не убраны" и IТ "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при Vc>Vc зад и наличии сигналов IП и IТ.
В качестве заданной воздушной скорости самолета Vc зад используют скорость принятия решения о взлете Vвзл. 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 (nв). Для повышения быстродействия диагностики тяги таким параметром может служить суммарный сигнал частоты вращения вентилятора (nв) и ее первой производной (dnв/dt) в виде (nв+С·dnв/dt), где коэффициент С зависит от динамических свойств ротора вентилятора.
Наличие сигнала IТ "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 IП "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 αруд<αруд 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 αРУД с заданным значением αРУД зад, соответствующим взлетному режиму самолета. При αРУД>αРУД зад на выходе блока 11 формируется первый логический сигнал I1=1.
В дифференциаторе 12 осуществляется вычисление первой производной частоты вращения вентилятора (dnв/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 (nв) и ее первой производной (dnв/dt) соседнего двигателя.
В блоке сравнения 14 осуществляется сравнение выходного сигнала с сумматора 13 с заданным значением nв зад, которое необходимо для включения режима повышенной тяги. Если nв<nв 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 Vc с Vc зад и при Vc>Vc 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" (IТ=1), а датчик-сигнализатор 19 - сигнал "предкрылки не убраны" (IП=1). Дискретные сигналы IП=1, IТ=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 Vc=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" (IП=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 IТ=1, который поступает на вход логического блока 15.
При достижении воздушной скорости самолета Vc величины больше заданной скорости принятия решения о взлете Vc 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 nв и ее первой производной (dnв/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"), IТ=1 ("стояночный тормоз самолета выключен") и IП=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.
Claims (3)
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 Vc, сравнивают Vc с заданной величиной Vc зад, формируют сигнал Iп "предкрылки не убраны" и Iт "стояночный тормоз выключен", а режим повышенной тяги исправного двигателя включают при Vс>Vc зад и наличии сигналов Iп и Iт.
2. Способ управления силовой установкой самолета по п.1, где в качестве заданной воздушной скорости самолета Vc зад используют скорость принятия решения о взлете Vвзл.
3. Способ управления силовой установкой самолета по п.1, где в качестве параметра тяги двигателя используют суммарный сигнал частоты вращения вентилятора nв и ее первой производной dnв/dt в виде nв+C·dnв/dt, где С - весовой коэффициент, зависящий от динамических свойств ротора вентилятора двигателя.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005136774/06A RU2306446C1 (ru) | 2005-11-25 | 2005-11-25 | Способ управления силовой установкой самолета |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2005136774/06A RU2306446C1 (ru) | 2005-11-25 | 2005-11-25 | Способ управления силовой установкой самолета |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2005136774A RU2005136774A (ru) | 2007-05-27 |
RU2306446C1 true RU2306446C1 (ru) | 2007-09-20 |
Family
ID=38310490
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2005136774/06A RU2306446C1 (ru) | 2005-11-25 | 2005-11-25 | Способ управления силовой установкой самолета |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2306446C1 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
RU2813647C1 (ru) * | 2023-04-21 | 2024-02-14 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Способ автоматического управления силовой установкой самолета при снижении тяги одного из двигателей на взлетном режиме |
Families Citing this family (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR3064680B1 (fr) * | 2017-04-03 | 2019-04-05 | Safran Helicopter Engines | Procede de verification de la puissance maximale disponible d'une turbomachine d'un aeronef equipe de deux turbomachines |
-
2005
- 2005-11-25 RU RU2005136774/06A patent/RU2306446C1/ru active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов ИЛ-96-300, ТУ-204, ИЛ-114. - М.: Транспорт, 1993, с.19. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
RU2813647C1 (ru) * | 2023-04-21 | 2024-02-14 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Способ автоматического управления силовой установкой самолета при снижении тяги одного из двигателей на взлетном режиме |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2005136774A (ru) | 2007-05-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5363317A (en) | Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection | |
US9157377B2 (en) | System and method for controlling a single-spool turboshaft engine | |
US11472575B2 (en) | System and method for testing control logic for a propeller of a gas turbine engine | |
KR102339468B1 (ko) | 쌍발 엔진 헬리콥터의 제 1 터빈 엔진의 고장을 탐지하는 것 및 제 2 터빈 엔진을 작동시키는 것을 위한 방법, 및 대응하는 장치 | |
JPH0694818B2 (ja) | 航空機エンジン制御装置 | |
GB2436366A (en) | Monitoring Gas Turbine Engines | |
US4528812A (en) | Fuel control system for a gas turbine engine | |
US20200362723A1 (en) | System and method for detecting an uncommanded or uncontrollable high thrust event in an aircraft | |
US10443540B2 (en) | Thrust reversal for turbofan gas turbine engine | |
EP3705398B1 (en) | Method and system for operating an engine in a multi-engine aircraft | |
RU2306446C1 (ru) | Способ управления силовой установкой самолета | |
CN113803170B (zh) | 使超速的发动机停止的方法、相关联的***和旋翼飞行器 | |
US10829236B2 (en) | Inclement weather detection in aircraft | |
EP3705702A1 (en) | Aircraft engine reignition | |
CA1290058C (en) | Autofeather state machine | |
EP1837506A2 (en) | Monitoring gas turbine engines | |
RU2255247C1 (ru) | Способ защиты компрессора при неустойчивой работе газотурбинного двигателя | |
EP0670425B1 (en) | Method of surge detection | |
CN102575972B (zh) | 涡轮发动机燃烧室的非熄火检验 | |
RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
RU2813647C1 (ru) | Способ автоматического управления силовой установкой самолета при снижении тяги одного из двигателей на взлетном режиме | |
Myers et al. | Preliminary flight test results of the F100 EMD engine in an F-15 airplane | |
CN111792021A (zh) | 用于使螺旋桨顺桨的方法和*** | |
CN113756960B (zh) | 发动机及其熄火保护方法和装置、控制***和存储介质 | |
RU2215908C2 (ru) | Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
QB4A | Licence on use of patent |
Effective date: 20101007 |
|
QZ41 | Official registration of changes to a registered agreement (patent) |
Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20101007 Effective date: 20110826 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |