BR112020009553A2 - método para o controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves - Google Patents

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Abstract

Esta invenção está relacionada aos métodos de controle de motores de turbina a gás de uso em aeronaves, particularmente aos métodos de controle do sistema anticongelamento do dispositivo de admissão (tomada de ar) do motor de turbina a gás de aeronaves. O método de controle do sistema de anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves inclui o registro da formação de gelo, a transmissão dos dados de formação de gelo provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor de turbina a gás instalado na fuselagem, a geração da oferta do ar de aquecimento proveniente do compressor do motor de turbina a gás, e o fornecimento ao controlador eletrônico do sinal de controle da abertura da válvula deslizante que assegura o suprimento do ar de aquecimento proveniente do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás se os dados da formação de gelo na aeronave estão disponíveis. Nesse método, adicionalmente, a operacionalidade da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor é monitorada, a temperatura na entrada do motor Tentradamotor é medida usando o transdutor situado na tomada de ar do motor de turbina a gás, a temperatura do ar medida na entrada do motor Tentradamotor é comparada com o predefinido valor limite Tvalorlimite e no caso da simultânea detecção da transmissão de dados proveniente do sistema da aeronave e de a Tentradamotor vigente ser menor que Tvalorlimite, ar de aquecimento é fornecido a partir do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás. Além disso, adicionalmente, nesse método, o predefinido valor Tvalorlimite é igual a 10 °C. Além disso, adicionalmente, a temperatura do ar na entrada do motor Tentradamotor, comparação da temperatura do ar medida na entrada no motor com o predefinido valor Tvalorlimite, a operacionalidade do sistema de transmissão de dados a partir do sistema da aeronave é monitorada no controlador eletrônico do motor. Além disso, os dados provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico são transmitidos através das linhas de comunicação de códigos como a interface de código sequencial bipolar. Portanto, a implementação da invenção proposta com os aspectos característicos acima, em conjunto com os as características conhecidas da invenção reivindicada, melhora a confiabilidade da operação dos motores de turbinas a gás em condições de formação de gelo nos casos de falhas nos sistemas de transmissão de dados de formação de gelo na aeronave e no motor por conta da medição da temperatura do ar na entrada do motor no controlador eletrônico do motor.

Description

MÉTODO PARA O CONTROLE DO SISTEMA ANTICONGELAMENTO DA TOMADA DE AR DO MOTOR DE TURBINA A GÁS DE AERONAVES
[0001] Esta invenção está relacionada aos métodos de controle de motores de turbinas a gás de uso em aeronaves, particularmente aos métodos de controle do sistema anticongelamento do dispositivo de admissão (tomada de ar) do motor de turbina a gás de aeronaves.
[0002] No caso do vôo da aeronave nas camadas atmosféricas com baixas temperaturas e umidade excessiva, é possível a formação de gelo sobre as superfícies da aeronave e em sua unidade potência. Os depósitos de gelo não apenas aumentam o peso, mas também comprometem substancialmente a aerodinâmica do avião. Além disso, a formação de gelo no dispositivo de admissão e/ou compressor dos motores de turbinas a gás de aeronaves pode causar redução da eficiência e da margem de estabilidade operacional do compressor e, no caso de quebra do gelo, até falha de suas pás. Portanto, os aviões e os motores de turbinas a gás de uso em aeronaves atuais fazem um amplo uso de sistemas térmicos de anticongelamento.
[0003] Um método de controle do sistema elétrico de anticongelamento que remove o gelo da tomada de ar da nacela do motor a jato da turbina (Patente russa RU 250171, IPC B64D 15/12, publicada em 20 de dezembro de 2013). A essência do método adotado como análogo consiste na obtenção dos dados das condições externas de vôo a partir da unidade central de controle da aeronave, geração do modelo de controle térmico correspondente às condições de vôo obtidas e fornecimento da energia elétrica necessária ao resistor elementos de aquecimento baseados no modelo de controle térmico selecionado.
[0004] As desvantagens do protótipo são a complexidade do sistema de aquecimento elétrico e a manutenção trabalhosa, durante a solução dos problemas relativos aos elementos resistores e das linhas de comunicação elétrica. Além disso, a eficiência operacional do sistema anticongelamento com base no modelo térmico adotado supõe sua alta confiabilidade e robustez, as quais nem sempre podem ser fornecidas em caso de falhas dos transdutores dos parâmetros externos relativos às condições de vôo ou das falhas potenciais do sistema de transmissão de dados provenientes da unidade central de controle da aeronave.
[0005] É conhecido um método de controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves (Patente europeia EP 3034813, IPC F01D21/00, F02C7/047 publicada em 22 de junho de 2016) usado como protótipo.
[0006] No método mencionado, a formação de gelo na aeronave é registrada, e a transmissão de dados da formação de gelo na aeronave a partir do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor de turbina a gás e o fornecimento ao controlador eletrônico do sinal de controle para a abertura da válvula deslizante que assegura o suprimento de ar quente proveniente do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás, é dependente de numerosos transdutores de temperatura.
[0007] Uma desvantagem do método conhecido é sua complexidade, excessivos custos e despesas operacionais relacionadas à presença de numerosos transdutores adicionais de temperatura para o monitoramento do status térmico da tomada de ar.
[0008] A reivindicação da invenção quanto ao problema técnico é a melhoria da confiabilidade do motor de turbina a gás no caso da falha na transmissão dos dados de formação de gelo na aeronave.
[0009] O resultado técnico é alcançado pelo fato de que, no método de controle do sistema de anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves, que inclui o registro da formação de gelo, a transmissão dos dados de formação de gelo provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor de turbina a gás situado em sua fuselagem, a geração da oferta do ar de aquecimento proveniente do compressor do motor de turbina a gás, o fornecimento ao controlador eletrônico do sinal de controle da abertura da válvula deslizante que assegura o suprimento do ar de aquecimento proveniente do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás no caso da disponibilidade dos dados de formação de gelo na aeronave, conforme a invenção, adicionalmente, a operacionalidade da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor é monitorada, a temperatura na entrada do motor Tentradamotor é medida usando o transdutor situado na tomada de ar do motor de turbina a gás, a medida da temperatura do ar na entrada do motor Tentradamotor é comparada com o predefinido valor limite Tvalorlimite e no caso da detecção simultânea da transmissão de dados provenientes do sistema da aeronave e de a Tentradamotor vigente ser menor que Tvalorlimite, o ar de aquecimento é fornecido a partir do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás.
[00010] Além disso, de acordo com a invenção, o predefinido valor limite Tvalorlimite é igual a 10 °C.
[00011] Além disso, conforme a invenção, a medição da temperatura do ar na tomada de ar do motor Tentradamotor, a comparação da temperatura medida do ar na entrada do motor Tentradamotor com o predefinido valor limite Tvalorlimite, a operacionalidade do sistema de transmissão de dados a partir do sistema da aeronave é monitorada no controlador eletrônico do motor.
[00012] Além disso, conforme a invenção, os dados provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico são transmitidos através das linhas de comunicação de códigos como a interface de código sequencial bipolar.
[00013] Na invenção proposta, em oposto ao protótipo, a operacionalidade da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor é monitorado, a temperatura do ar na entrada do motor Tentradamotor é medida usando o transdutor localizado na tomada de ar do motor de turbina a gás, a temperatura medida do ar na entrada do motor Tentradamotor é comparada com o predefinido valor limite da temperatura Tvalorlimite e no caso da detecção simultânea dos dados de transmissão proveniente do sistema da aeronave e de a Tentradamotor vigente ser menor que Tvalorlimite, ar de aquecimento é fornecido do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás o que permite a operação do sistema anticongelamento do motor no caso de falhas dos sistemas da aeronave de transmissão de dados da aeronave e formação de gelo no motor devido à medição da temperatura do ar na entrada do motor pelo controlador eletrônico do motor.
[00014] Além disso, ao contrário do protótipo, o predefinido valor limite Tvalorlimite é igual a 10 °C, o que permite a eliminação potencial da possível formação de gelo nas pás do compressor e nacela.
[00015] Além disso, ao contrário do protótipo, a temperatura do ar na entrada do motor Tentradamotor, comparação da temperatura do ar medida na entrada do motor com o predefinido valor limite Tvalorlimite, a operacionalidade do sistema para a transmissão de dados a partir do sistema da aeronave é monitorada no controlador eletrônico do motor o que, em caso de falha das linhas de comunicação de código, permite o diagnóstico da possível formação de gelo no motor usando meios padrões inclusos no sistema automático de controle, sem o uso de sistemas de medição e de transdutores adicionais.
[00016] Além disso, diferentemente do protótipo, os dados provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico são transmitidos por meio de linhas de comunicação de códigos como a interface de código sequencial bipolar.
[00017] O desenho mostra o diagrama esquemático estrutural do dispositivo que implementa o método reivindicado.
[00018] A Unidade 1 detecta (diagnostica) a formação de gelo na aeronave e emite sinal da presença de congelamento a partir da Unidade 1 que é fornecido para a entrada da unidade 2.
[00019] Vários indicadores de formação de gelo, por exemplo, indicadores mecânicos baseados na medição da frequência de ressonância do sensor que muda durante seu congelamento; ou indicadores termoelétricos, ultrassônicos, capacitores, ópticos, etc., podem ser usados como a unidade de detecção de congelamento.
[00020] A Unidade 2 é o sistema geral de controle dos equipamentos da aeronave (GAECS), que garante controle, alarmes e monitoramento do status da engenharia dos sistemas da aeronave, incluindo o recebimento da informação da formação de gelo e a transmissão de dados da formação de gelo para o controlador eletrônico do motor – Unidade 4.
[00021] No geral, o GAECS é projetado para o controle e monitoramento (em vôo e no solo) do status da engenharia dos equipamentos gerais da aeronave, fornecimento do equipamento de interfaces e tripulação com a informação necessária sobre o status do sistema da aeronave: sistema hidráulico, oxigênio sistema, extensão e retração do trem de pouso, sistema de combustível, unidade de propulsão, unidade de potência auxiliar, sistema anticongelamento da asa, sistema de proteção contra incêndio, etc.
[00022] O elemento 3 são as linhas de comunicação elétrica que garantem a transmissão de dados da formação de gelo da Unidade 2 para a entrada da Unidade 4. Os dados são transmitidos como o código sequencial bipolar.
[00023] A unidade 4 é o controlador eletrônico do motor, por exemplo, do tipo FADEC, que é um computador digital eletrônico para fins especiais, garantindo o controle de todos os modos de operação do motor de turbina a gás.
[00024] Juntamente com outras funções, o controlador eletrônico do motor também mede a temperatura do ar na entrada do motor Temtradamotor, usando a Unidade 5, a temperatura medida na entrada do motor é comparada com o predefinido valor limite Tvalorlimite, a operacionalidade da transmissão dos dados de formação de gelo é monitorada e no caso da detecção simultânea da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave e de o valor vigente de Tentradamotor ser menor que a Tvalorlimite, o pertinente sinal de controle é gerado para o suprimento do ar de aquecimento a partir do compressor.
[00025] A unidade 5 é o transdutor de temperatura do ar na entrada do motor. O transdutor está localizado no canal de ar da tomada de ar do motor e é parte integrante do conjunto padrão de transdutores de informações primárias em interface com o controlador eletrônico do motor (Unidade 4).
[00026] O dispositivo funciona da seguinte maneira.
[00027] No caso de vôo da aeronave em condições de formação de gelo, o pertinente sinal de formação de gelo é gerado na saída da Unidade 1, que é fornecido para a entrada do sistema de controle de equipamentos da aeronave - entrada da Unidade
2. Como resultado, as informações de formação de gelo são fornecidas para a entrada do controlador eletrônico do motor através das linhas de comunicação de código como a interface de código sequencial bipolar.
[00028] No caso de chegada do sinal de formação de gelo, o controlador eletrônico do motor gera automaticamente o sinal de controle que assegura (faz atuar) o suprimento do ar de aquecimento proveniente do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás através de condutos. O efeito de aquecimento resulta no degelo.
[00029] No caso de falha na transmissão dos dados de formação de gelo, por exemplo, devido à ruptura das linhas de comunicação 3, o controle eletrônico detecta prontamente essa falha e mede a temperatura na entrada de ar do motor Tentradamotor, compara a temperatura medida na entrada de ar do motor Tentradamotor com o predefinido valor limite Tvalorlimite, e no caso da simultânea detecção dos dados de transmissão a partir do sistema da aeronave e de a temperatura vigente Tentradamotor ser menor que o predefinido valor limite Tvalorlimite, ar de aquecimento é fornecido a partir do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás. Assim, fica garantida a operação confiável da turbina a gás em condições de formação de gelo em caso de falha dos sistemas da aeronave quanto à transmissão dos dados de formação de gelo.
[00030] Conforme aplicável ao previsto motor de turbina a gás, no âmbito dos testes de bancada, foi totalmente confirmada a operacionalidade do método reivindicado.
[00031] O método para a implementação do método reivindicado é o controlador eletrônico do previsto motor, que é um computador digital em tempo real para fins especiais, equipado com interfaces, detectores, atuadores e sistemas de motores e aeronáuticos. O controlador eletrônico do motor garante a recepção das informações codificadas provenientes dos sistemas da aeronave a uma taxa de 100 kBaud em pacotes de 64 palavras com palavras de 32 bits.
[00032] O controlador eletrônico do previsto motor também oferece a possibilidade de atuação forçada manual do sistema anticongelamento da tomada de ar, sob o comando da cabine.
[00033] A temperatura do ar na entrada do motor foi medida usando um transdutor de resistor térmico, cujo princípio de operação é baseado na propriedade dos metais de alterar sua resistência ôhmica, dependendo da temperatura do ar ambiente. Mas, em geral, um transdutor com um diferente princípio de operação pode ser usado.
[00034] O ar para o aquecimento da entrada foi tomado do estágio intermediário do compressor de alta pressão do previsto motor.
[00035] O dispositivo que simulou a operação do GAECS foi um equipamento de serviço para testes em bancada.
[00036] Portanto, a implementação da invenção proposta com os aspectos característicos acima, em conjunto com os as características conhecidas da invenção reivindicada, melhora a confiabilidade da operação do motor de turbina a gás em condições de formação de gelo nos casos de falhas nos sistemas de transmissão de dados de formação de gelo na aeronave e no motor por conta da medição da temperatura do ar na entrada do motor no controlador eletrônico do motor.

Claims (4)

- REIVINDICAÇÕES -
1. MÉTODO PARA O CONTROLE DO SISTEMA ANTICONGELAMENTO DA TOMADA DE AR DO MOTOR DE TURBINA A GÁS DE AERONAVES, incluindo o registro da formação de gelo na aeronave, transmissão de dados de formação de gelo do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor de turbina a gás instalado na fuselagem, geração da saída de ar de aquecimento do compressor do motor de turbina a gás, fornecimento pelo controlador eletrônico do sinal de controle para a abertura da válvula deslizante, garantindo o fornecimento do ar de aquecimento do compressor à tomada de ar do motor de turbina a gás, se os dados de formação de gelo na aeronave forem disponíveis, caracterizado por a operacionalidade da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave para o controlador eletrônico do motor ser adicionalmente monitorada, a temperatura na entrada de ar do motor Temtradamotor ser medida usando o transdutor instalado na tomada de ar do motor de turbina a gás, a temperatura medida do ar na entrada do motor Tentradamotor ser comparada com o predefinido valor limite Tvalorlimite, e no caso da simultânea detecção da falha de transmissão de dados a partir do sistema da aeronave e de a temperatura vigente Tentradamotor ser menor Tvalorlimite, aquecer o ar que é fornecido a partir do compressor para a tomada de ar do motor de turbina a gás.
2. Método para o controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por o predefinido valor limite Tvalorlimite ser igual a 10 °C.
3. Método para o controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves, de acordo com a reivindicação 1, caracterizado por a medição da temperatura na entrada no motor Tentradamotor, comparação da temperatura medida do ar com o predefinido valor limite Tvalorlimite, e o monitoramento da transmissão de dados a partir do sistema da aeronave ser realizado no controlador eletrônico do motor.
4. Método para o controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves, de acordo com a reivindicação 3, caracterizado por os dados provenientes do sistema da aeronave para o controlador eletrônico serem transmitidos por meio de linhas de comunicação de código por meio da interface de código sequencial bipolar.
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