Vynález se týká zařízení pro automatické zapnutí nouzového systému ovládání motorů, zejména Leteckých motorů a přídavným spalováním, □osud se nouzové systémy ovládání motoru zapínají zpravidla jenom ručně pomocí vypínače, který použije pilot na základě subjektivního hodnocení chodu motoru v případě, kdy vysadila hlavní regulační soustava. V takovém případě může dojít v důsledku prodlení k následnému vysazení přídavného spalování, případně i k celkovému vysazení motoru, což při letech v malých výškách a zejména při startu letadla vede k havárii.The invention relates to a device for automatically switching on an emergency engine control system, in particular aircraft engines and afterburning, □ fate emergency engine control systems are generally switched on only manually by means of a switch used by the pilot . In such a case, due to the delay, there may be a subsequent shutdown of the additional combustion, or even a complete shutdown of the engine, which leads to an accident during flights at low altitudes and especially when taking off the aircraft.
Uvedené nevýhody odstraňuje zařízení pro automatické zapnutí nouzového ovládání motoru podle vynálezu. Jeho podstata spočívá v tom, že na spouštěcí obvod signalízátoru režimu maximálních otáček je připojen výstup signalízátoru činnosti přídavného -spalování a na spouštěcí obvod signalízátoru mezního režimu chodu motoru je přiveden výstup signalizátoru polohy páky ovládání motoru.These disadvantages are eliminated by the device for automatically switching on the emergency engine control according to the invention. Its essence lies in the fact that the output of the auxiliary-combustion operation signaling device is connected to the starting circuit of the maximum speed mode signaling device and the output of the motor control lever position signaling device is connected to the starting circuit of the engine running limit signaling device.
Na výkrese je znázorněn příklad využití zařízení podle vynálezu ve smyčce nouzového ovládání leteckého motoru s přídavným spalováním. Smyčka sestává z leteckého motoru 2, nouzového systému £ ovládání motoru a zařízení podle vynálezu 2» Jež sestává ze signalízátoru χ činnosti přídavného spalování, signalízátoru 2 režimu maximálních otáček, signalízátoru 2 polohy páky ovládání motoru a signalízátoru £ mezního režimu chodu motoru, které jsou provedeny jako komparátory a uspořádány tak, že na spouštěcí obvod signallzátoru I režimu maximálních otáček je připojen výstup signalízátoru £ činnosti přídnvnáho opolovrtní n nn spouštěcí obvod signalízátoru £ mezního režimu chodu motoru je přiveden výstup signalízátoru 2 polohy páky ovládání motoru. V časovém intervalu od spouštění do zastavení vydává letecký motor 2 známým způsobem první signál U vyjadřující stav, že letecký motor 2 je v chodu, dále druhý signál PS vyjadřující stav, že systém přídavného spalování je v chodu, dále třetí signál MAX vyjadřující stav, že otáčky leteckého motoru 2 jsou v pásmu maximálních režimů,' dále čtvrtý signál MR vyjadřující stav, že režim chodu leteckého motoru 2 j® v pásmu mezních režimů a ještě pátý signál PPM vyjadřující stav, že páka ovládání motoru je v poloze, odpovídající intervalu režimů činnosti leteckého motoru £, využívaných za letu. První signál U je přiveden na spouštěcí obvody signalízátoru £ činnosti přídavného spalování a signalízátoru 2 polohy páky ovládání motoru, a po celou dobu chodu leteckého motoru 2 js udržuje v pracovním režimu. Je-li v činnosti přídavné spalování, pak druhý signál PS, přivedený na vstup signalizátoru £ činnosti přídavného spalování vyvolá nenulovou hodnotu signálu na jeho výstupu, který je dále přiveden na spouštěcí obvod signalízátoru £ režimu maximálních otáček a uvede je rovněž do pracovního režimu, takže nenulový třetí signál MAX, přivedený na jeho vstup, vyvolává nulový signál na jeho výstupu. Dojde-lí k poruše hlavní regulační soustavy leteckého motoru 2> dojde i k poklesu jeho otáček. Nulová hodnota třetího signálu MAX potom vyvolá nenulový signál na výstupu signalízátoru 2 režimu maximálních otáček, který je přiveden na vstupní obvod nouzového systému £ ovládání motoru, který zajistí nouzovou dodávku paliva do leteckého motoru £ a zabrání dalšímu poklesu jeho otáček, který by způsobil vysazení přídavného spalování. Pracuje-li letecký motor 2 bez přídavného spalování, pak pátý signál PPM, přivedený na vstup signalízátoru 2 polohy páky ovládání motoru vyvolá nenulovou hodnotu signálu na jeho výstupu, který je dále přiváděn na spouštěcí obvod signalízátoru £ mezních režimů chodu motoru a uvede jej rovněž do pracovního režimu. Nastane-li za této situace samovolná změna chodu leteckého motoru 2 a je-li dosaženo mezního režimu, pak čtvrtý signál MR, přivedený na vstup signalízátoru £ mezních režimů chodu motoru vyvolá nenulový signál na jeho výstupu, který je přiveden na vstupní obvod nouzového systému £ ovládání motoru, jenž zajistí nouzovou dodávku paliva do leteckého motoru 2 a vyvede jej z pásma mezních režimů chodu.The drawing shows an example of the use of the device according to the invention in the emergency control loop of an aircraft engine with additional combustion. The loop consists of an air motor 2, the emergency system £ engine control equipment according to the invention 2 »J o u consists of signaling χ activities afterburning annunciator 2 mode maximum speed annunciator two lever position control of the motor and signaling £ ultimate mode of engine operation, which they are designed as comparators and are arranged so that the output of the signaling device 6 of the operation of the additional semi-drilling device is connected to the starting circuit of the signaling device I of the maximum speed mode. In the time interval from start to stop, the aircraft engine 2 emits in a known manner a first signal U indicating that the aircraft engine 2 is running, a second signal PS indicating a state that the afterburner system is running, and a third signal MAX indicating that the speed of the aircraft engine 2 is in the range of maximum modes, a fourth signal MR indicating the state that the operation mode of the aircraft engine 2 is in the limit mode zone and a fifth signal PPM indicating the state that the engine control lever is in a position corresponding to the operating mode interval. aircraft engine £, used in flight. The first signal U is applied to the starting circuits of the afterburner operation signalary 6 and the engine control lever position indicator 2, and is maintained in the operating mode throughout the operation of the aircraft engine 2. If the afterburning is in operation, then the second signal PS applied to the input of the afterburner signaling device e produces a non-zero value of the signal at its output, which is further fed to the starting circuit of the maximum speed mode signaling device e and also puts it into operation. a non-zero third signal MAX, applied to its input, triggers a zero signal at its output. If the main control system of the aircraft engine 2> fails, its speed will also decrease. The zero value of the third signal MAX then triggers a non-zero signal at the output of the maximum speed mode indicator 2, which is applied to the input circuit of the emergency engine control system £, which ensures emergency fuel supply to the aircraft engine £ and prevents further speed drop combustion. If the aircraft engine 2 operates without additional combustion, then the fifth PPM signal applied to the input of the engine control lever position indicator 2 produces a non-zero value of the signal at its output, which is further applied to the trigger circuit of the engine limit modes signaler. operating mode. In this situation, if a spontaneous change in the operation of the aircraft engine 2 occurs and the limit mode is reached, then the fourth MR signal applied to the input of the limit mode signal device £ will produce a non-zero signal at its output which is applied to the emergency system input circuit £. engine control, which ensures an emergency supply of fuel to the aircraft engine 2 and takes it out of the limit of the running modes.