RU2349780C2 - Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения - Google Patents
Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения Download PDFInfo
- Publication number
- RU2349780C2 RU2349780C2 RU2007114907/06A RU2007114907A RU2349780C2 RU 2349780 C2 RU2349780 C2 RU 2349780C2 RU 2007114907/06 A RU2007114907/06 A RU 2007114907/06A RU 2007114907 A RU2007114907 A RU 2007114907A RU 2349780 C2 RU2349780 C2 RU 2349780C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- ice
- icing
- amount
- response
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 24
- 230000004044 response Effects 0.000 claims abstract description 22
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 5
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 7
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 claims description 3
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims description 3
- 239000000523 sample Substances 0.000 claims description 3
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 claims description 2
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 abstract description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 230000000977 initiatory effect Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 6
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 description 3
- 230000008569 process Effects 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 2
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 2
- 230000009897 systematic effect Effects 0.000 description 2
- 241000208202 Linaceae Species 0.000 description 1
- 235000004431 Linum usitatissimum Nutrition 0.000 description 1
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000003912 environmental pollution Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000000737 periodic effect Effects 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/02—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft by ducted hot gas or liquid
- B64D15/04—Hot gas application
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/047—Heating to prevent icing
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/50—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow
- F02C9/52—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow by bleeding or by-passing the working fluid
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
- B64D2033/0233—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising de-icing means
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Investigating Or Analyzing Materials By The Use Of Electric Means (AREA)
- Air-Conditioning For Vehicles (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Abstract
Изобретение предназначено для защиты двигателей воздушных судов от обледенения. Устройство содержит, по меньшей мере, один датчик, чувствительный по отношению к количеству накопленного льда и расположенный внутри воздухозаборника двигателя воздушного судна, систему измерения этого количества льда, систему сравнения количества льда с заданным пороговым значением (S) и систему включения, предназначенную для инициации ответной реакции на выявление превышения заданного порогового значения, причем упомянутая ответная реакция может представлять собой выдачу предупреждающей сигнализации, увеличение режима работы двигателя с некоторой выдержкой по времени, осуществляемой системой контроля двигателя или подачу горячего воздуха в переднюю по потоку часть двигателя.2 н. и 7 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Область техники
Настоящее изобретение относится к устройству и к способу защиты от обледенения двигателей воздушных судов.
Уровень техники
Воздушные суда, и в частности, гражданские воздушные суда, вследствие определенных эксплуатационных требований, в частности необходимого в некоторых случаях ожидания перед взлетом, подвергаются вынужденному пребыванию в условиях, способствующих существенному обледенению, причем двигатели в этом случае работают на режиме малого газа.
Несмотря на то что двигатели работают, такие условия приводят к опасности накопления значительного количества льда в передних по потоку статических или движущихся частях двигателей, в частности на лопастях компрессора низкого давления, обычно называемого вентилятором, который вращается с относительно небольшой скоростью при работе двигателя на режиме малого газа, или на неподвижных частях, располагающихся по потоку позади вентилятора, или на внутренней стенке передней части гондолы двигателя, в частности, в зоне, охватывающей упомянутый вентилятор.
Чтобы ограничить обледенение двигателей, существуют специальные выполняемые на земле процедуры, предназначенные для периодического освобождения двигателей от льда.
Эти процедуры состоят в периодическом увеличении режима работы двигателя, чтобы под действием центробежных сил обеспечить освобождение от льда, накопившегося на вращающихся частях, и увеличить температуру воздуха, протекающего через двигатель по потоку позади вентилятора, и обеспечить освобождение от льда, который может накапливаться на неподвижных частях двигателя.
Выполнение этих процедур требуют со стороны экипажа осуществления контроля за промежутком времени, на протяжении которого самолет находится в условиях возможного обледенения в процессе выполнения фаз руления как после посадки, так и перед взлетом, а также за температурой наружного воздуха.
Кроме того, эти процедуры, реализуемые систематическим образом начиная с того момента, когда предполагается наступление условий, способствующих обледенению, не учитывают реального количества накопившегося льда или снеговой шубы и приводят к увеличению расхода топлива и бесполезному загрязнению окружающей среды в аэропортах.
Существуют устройства обнаружения наличия инея, которые используются для выявления условий обледенения в полете. Эти системы основаны на использовании датчика, снабженного элементом, чувствительным к наличию инея, который выдает соответствующую информацию в том случае, когда воздушное судно проходит через облачность, способную вызвать обледенение.
В патенте US 4782331 раскрыто оптическое детекторное устройство для определения нарастания льда на поверхности объекта и оценочное устройство для сравнения выходного сигнала детекторного устройства с заданным пороговым значением и формирования сигнала тревоги в зависимости от результата сравнения
Основная задача таких устройств состоит в том, чтобы предупредить экипаж об опасности обледенения, но они также могут быть использованы для автоматического включения противообледенительных систем самолета, имеют в своем составе датчик, требующий наличия движущегося потока воздуха для выдачи достоверной информации (см., например, DE 3333437).
Такой датчик может, кроме того, быть установлен внутри воздухозаборника двигателя и может подвергаться воздействию потока воздуха, засасываемого двигателем, что также позволяет выдавать соответствующую информацию в том случае, когда самолет осуществляет маневры на земле.
Кроме того, датчик используется для выдачи предупреждающего сигнала, указывающего на наличие обледенения, но он не позволяет определить реальное количество накопленного льда.
Краткое изложение существа изобретения
Технической задачей предлагаемого изобретения является создание устройства защиты частей двигателей воздушных судов от обледенения, имеющего в своем составе систему определения количества или толщины накопленного льда, чтобы применять процедуры освобождения от льда только в ответ на информацию о наличии реального обледенения определенной степени.
Поставленная техническая задача решена согласно изобретению путем создания устройства защиты двигателей воздушных судов от обледенения, характеризующегося тем, что устройство содержит датчик, чувствительный к количеству накопленного льда и расположенный внутри воздухозаборника двигателя воздушного судна, систему измерения количества накопленного льда и сравнения этого количества с заданным пороговым значением и систему включения, предназначенную для инициирования той или иной ответной реакции на выявленное превышение предварительно определенного порогового значения.
Эта ответная реакция может представлять собой, в частности, включение предупреждающего сигнала и/или индикации на приборной доске пилотов предписания на увеличение режима работы двигателя.
В соответствии с предпочтительным способом реализации предложено устройство защиты двигателей воздушных судов от обледенения, позволяющее освободить пилотов от необходимости контроля за условиями обледенения двигателя. Указанное устройство связано с системой контроля двигателя, содержащей средства регулирования режимов работы двигателя, причем ответная реакция представляет собой некоторое увеличение режима работы двигателя.
Предпочтительно система включения и/или система контроля двигателя связаны со средствами измерения температуры и содержат средства управления продолжительностью периода увеличенного режима работы двигателя в функции температуры и измеренного количества льда.
Кроме того, поставленная задача согласно изобретению решена путем создания способа удаления льда из двигателя воздушного судна, включающего, в основном, этап измерения количества льда по меньшей мере на одной стенке какого-либо элемента двигателя, этап сравнения измеренного количества льда с заданным пороговым значением и этап включения ответной реакции в случае превышения заданного порогового значения.
Предпочтительно предлагаемый способ дополнительно включает этап увеличения режима работы двигателя и/или этап подачи горячего воздуха в переднюю по потоку часть двигателя в качестве ответной реакции на превышение заданного порогового значения.
Предпочтительно предлагаемый способ включает этап задержки увеличения режима работы двигателя при помощи системы контроля двигателя в функции запоминания параметров, являющихся репрезентативными для продолжительности существования условий, способствующих обледенению, и адаптации этой задержки в функции упомянутых параметров.
Краткое описание чертежей
Другие аспекты, характеристики и преимущества предлагаемого изобретения будут лучше поняты из приведенного ниже описания, не являющегося ограничительным для примера реализации изобретения, со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
Фиг.1 изображает вид в разрезе двигателя воздушного судна, снабженного датчиком, согласно изобретению;
Фиг.2 - схему устройства для защиты от обледенения, согласно изобретению;
Фиг.3 - блок-схему этапов способа освобождения от льда, согласно изобретению.
Описание предпочтительных вариантов воплощения изобретения
Устройство защиты от обледенения в соответствии с предлагаемым изобретением основано на определении количества накопленного льда на уровне того или иного элемента воздухозаборника 20 двигателя воздушного судна (фиг.1). Для этого устройство содержит по меньшей мере один датчик 1, чувствительный к количеству накопленного льда и расположенный внутри воздухозаборника 2 двигателя в каком-либо месте, являющемся репрезентативным с точки зрения оценки обледенения двигателя.
Это место, являющееся репрезентативным для контроля обледенения, определяется путем испытаний и измерений в условиях, способствующих обледенению, причем это место может располагаться перед вентилятором 21 (фиг.1) или позади этого вентилятора в соответствии с конфигурацией двигателя
Предлагаемое устройство более подробно схематически представлено на фиг.2 и содержит систему 3 измерения количества льда, выявленного датчиком 1. Система измерения может быть интегрирована в блок датчика или может располагаться в непосредственной близости от системы 7 контроля двигателя, например, вычислителя управления функционированием двигателя.
Кроме того, предлагаемое устройство содержит систему 4 сравнения измеренного количества льда с заданным пороговым значением S и систему 5 включения. Система сравнения может быть интегрирована в систему 3 измерения или в систему 5 включения, причем система включения в свою очередь предназначена для инициации ответной реакции на выявление превышения заданного порогового значения.
Заданное пороговое значение представляет собой информацию, содержащуюся в бортовом вычислителе воздушного судна. Эта информация может представлять собой значение, рассчитываемое на основе внешних данных, таких как суммарное время руления или функционирования двигателя на режиме малого газа, и внешних метеоусловий, в частности, таких как температура наружного воздуха, но эта информация также может представлять собой некоторое фиксированное значение, соответствующее максимальному предельному количеству льда, приемлемому для данного двигателя.
Под ответной реакцией здесь следует понимать включение того или иного процесса для удаления льда с двигателя и, в соответствии с предлагаемым изобретением, эта ответная реакция осуществляется при выявлении того или иного количества льда. Наиболее распространенным процессом, используемым для удаления льда из двигателя, является увеличение режима работы этого двигателя.
В соответствии с упрощенным способом реализации система 5 включения связана с устройством 6 предупреждающей сигнализации на приборной доске кабины экипажа воздушного судна. В этом случае ответная реакция представляет собой включение устройства предупреждающей сигнализации и/или индикации на приборной доске пилотов предписания о необходимости увеличения режима работы двигателя, причем при появлении такой сигнализации пилоты должны самостоятельно увеличить режим работы двигателя для удаления льда.
В этом случае предлагаемое устройство может просто содержать средства обнаружения разгона двигателя, выполненного пилотами, и может быть конфигурировано таким образом, чтобы сохранять предупреждающий сигнал в течение некоторого времени, сопоставимого с периодом, необходимым для гарантированного удалением льда из двигателя, в функции этого разгона.
Этот способ реализации уже обладает определенными преимуществами по сравнению с существующими на сегодняшний день, поскольку он освобождает пилотов от необходимости самостоятельно следить за условиями обледенения и контролировать время, в речение которого двигатель работал на режиме малого газа, а также инициировать фазы разгона двигателя систематическим и периодическим образом, но позволяет им инициировать эти фазы разгона для освобождения от льда только в нужный момент времени.
В соответствии с предпочтительным вариантом реализации система 5 включения (фиг.2) дополнительно связана с системой 7 контроля двигателя, имеющей в своем составе средства регулирования режима работы двигателя, причем ответная реакция содержит автоматическое увеличение режима работы двигателя с некоторой выдержкой по времени, определяемой системой 7 контроля двигателя.
В этом варианте реализации предпочтительно действует устройство предупреждающей сигнализации, поскольку в том случае, когда увеличение режима работы двигателя, необходимое для удаления льда, доходит до уровня, составляющего 70% от режима N1 вентилятора 21, желательно, чтобы пилоты были заранее предупреждены о приведении в действие этого устройства.
В соответствии с этим вариантом реализации режим работы двигателя автоматически увеличивается для инициации фазы освобождения от льда, и в этом случае предупреждающая сигнализация уведомляет пилотов о том, что фаза освобождения от льда началась или скоро будет начата, чтобы дать пилотам возможность, например, затормозить самолет.
В соответствии с первым вариантом реализации предлагаемого изобретения система 5 включения и/или система 7 контроля двигателя связаны со средствами измерения температуры воздухозаборника двигателя и содержат средства управления продолжительностью повышенного режима работы двигателя в функции температуры и измеренного количества льда.
Действительно, в соответствии с изобретением предусматривается оптимизация способа освобождения от льда, причем оптимизация состоит в ограничении фаз разгона двигателя временем, реально необходимым и достаточным для освобождения. Причем время представляет собой функцию не только количества льда, накопленного на уровне контролируемой части двигателя, но также и внешних условий, жесткость которых может быть такой, что другие зоны могут оказаться сильно загруженными льдом.
В соответствии с альтернативным или дополнительным вариантом реализации устройство связано с системой 22 отбора горячего воздуха и подачи горячего воздуха в переднюю по потоку часть двигателя. Таким образом, предлагаемое устройство имеет возможность в первый момент времени открыть клапан 23 отбора горячего воздуха и произвести отбор горячего воздуха из горячей части двигателя, обычно от той или иной ступени компрессора низкого или среднего давления, из которой горячий воздух может быть отобран без нарушения нормального функционирования двигателя, оптимизируя процесс освобождения от льда критических частей двигателя, подверженных накоплению льда, путем подачи горячего воздуха на критические наиболее подверженные обледенению элементы или в зону, расположенную по потоку перед этими элементами.
Использование системы отбора горячего воздуха, управляемой при помощи устройства в соответствии с предлагаемым изобретением, позволяет ограничить или даже полностью исключить фазы разгона двигателя и дает возможность, сократить расход топлива и увеличить ресурс двигателя, а также уменьшить неблагоприятные звуковые воздействия. Устройство в соответствии с предлагаемым изобретением дополнительно может содержать средства запоминания и вычислительные средства, конфигурированные таким образом, чтобы реализовать суммирование времен, соответствующих условиям, способствующим обледенению, и адаптировать время увеличенного режима работы двигателя к упомянутой сумме. Эти средства могут быть включены в систему 3 измерения и в систему 7 контроля двигателя.
Датчик 1 может представлять собой поверхностный датчик, встроенный в ту или иную поверхность двигателя, подвергающуюся оледенению, и измеряющий протяженность льда, но предпочтительно представляет собой датчик с вибрирующим пальцем, подвергающийся воздействию потока воздуха, входящего в двигатель. Несколько таких датчиков могут быть расположены в различных местах воздухозаборника двигателя. 7
Датчик с вибрирующим пальцем представляет собой датчик с магнитострикционным зондом, содержащий цилиндрический стержень, вибрирующий под действием контура электронного генератора с частотой порядка 40 Гц, и контур определения частоты вибраций датчика. Частота вибраций стержня уменьшается в функции нарастания льда на датчике, что обеспечивает возможность измерения количества льда в контролируемой зоне и позволяет включать устройство освобождения от льда при достижении выбранной пороговой степени обледенения, либо определенной предварительно и фиксированной, либо определяемой динамическим образом в функции условий эксплуатации данного воздушного судна.
Таким образом, принцип функционирования противообледенительного устройства позволяет использовать способ удаления льда из двигателя воздушного судна в соответствии с предлагаемым изобретением.
Этапы способа, представленные в виде блок-схемы на фиг.3, включают этап 10 измерения количества льда на по меньшей мере одной стенке того или иного элемента двигателя, этап 11 сравнения измеренного количества льда с заданным пороговым количеством и этап 12 включения той или иной ответной реакции на превышение предварительно определенного порогового значения. Ответная реакция, как указано выше, может представлять собой включение предупреждающего сигнала 16, но в соответствии с предпочтительным способом реализации ответная реакция представляет собой этап 13 увеличения режима работы двигателя в случае превышения заданного порогового значения. Этот этап имеет продолжительность, зависящую от предварительно запомненных условий, причем предлагаемый способ включает этап 14 выдержки по времени увеличенного режима работы двигателя при помощи системы контроля двигателя в функции информации из запоминающего устройства 15 о параметрах, являющихся репрезентативными для продолжительности существования условий, способствующих обледенению, и адаптации этой выдержки в функции упомянутых параметров.
В случае когда выдержка завершается или в случае когда измеренное количество льда становится меньше некоторого нижнего предела (этап 17), режим работы двигателя снова переводится на малый газ, и система снова переходит в режим контроля.
Предлагаемое изобретение не ограничивается описанным выше примером его реализации, и система контроля двигателя может содержать, в частности, средства выявления внешних событий, которые позволяют отменить предписания на увеличение режима работы двигателя в случае возникновения тех или иных внешних обстоятельств, например, таких как определенные воздействия со стороны экипажа на органы управления или увеличение режима работы двигателя членами экипажа вручную самостоятельно.
Claims (9)
1. Устройство защиты двигателей воздушных судов от обледенения, содержащее, по меньшей мере, один датчик, чувствительный по отношению к количеству накопленного льда и расположенный внутри воздухозаборника двигателя воздушного судна, систему измерения количества льда и систему сравнения упомянутого количества льда с заданным пороговым значением (S), и систему включения, предназначенную для инициации ответной реакции на выявление превышения заданного порогового значения, отличающееся тем, что система включения связана с системой контроля двигателя, содержащей средства регулирования режима работы двигателя, причем ответная реакция содержит увеличение режима работы двигателя с некоторой выдержкой по времени, осуществляемой системой контроля двигателя.
2. Устройство по п.1, отличающееся тем, что система включения связана с устройством предупреждающей сигнализации и/или индикации предписания об увеличении режима работы двигателя на приборной доске в кабине экипажа воздушного судна, причем ответная реакция содержит включение устройства предупреждающей сигнализации и/или индикации предписания о необходимых действиях.
3. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что система включения и/или система контроля двигателя связаны со средствами измерения температуры воздухозаборника двигателя и содержат средства управления продолжительностью увеличенного режима работы двигателя в функции упомянутой температуры и измеренного количества льда.
4. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что по меньшей мере одна из системы измерения и системы контроля двигателя содержит средства запоминания и вычислительные средства для реализации суммирования времени, соответствующего наличию условий, способствующих обледенению, и адаптирования выдержки увеличенного режима работы двигателя к упомянутой сумме.
5. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что датчик содержит поверхностный зонд, встроенный в поверхность двигателя, подвергающуюся обледенению, и измеряющий протяженность слоя льда.
6. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что датчик содержит зонд с вибрирующим пальцем, подвергающимся воздействию потока воздуха, входящего в двигатель.
7. Устройство по п.1 или 2, отличающееся тем, что система включения связана с системой отбора горячего воздуха и подачи этого горячего воздуха в переднюю по потоку часть двигателя.
8. Способ освобождения от льда двигателя воздушного судна, заключающийся в том, что содержит этап измерения количества льда по меньшей мере на одной стенке какого-либо элемента двигателя, этап сравнения измеренного количества льда с заданным количеством, этап включения ответной реакции в случае превышения заданного порогового значения, этап увеличения режима работы двигателя в качестве ответной реакции на превышение заданного порогового значения, этап выдержки увеличенного режима работы двигателя при помощи системы контроля двигателя в функции запомненной информации о параметрах, являющихся репрезентативными для продолжительности существования условий, способствующих обледенению, и адаптации упомянутой выдержки в функции упомянутых параметров.
9. Способ по п.8, отличающийся тем, что он содержит этап подачи горячего воздуха в переднюю по потоку часть двигателя в качестве ответной реакции на превышение заданного порогового значения.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR0452110 | 2004-09-21 | ||
| FR0452110A FR2875542B1 (fr) | 2004-09-21 | 2004-09-21 | Dispositif de protection contre le givrage pour moteurs d'aeronefs et procedes de degivrage associe |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007114907A RU2007114907A (ru) | 2008-10-27 |
| RU2349780C2 true RU2349780C2 (ru) | 2009-03-20 |
Family
ID=34949529
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007114907/06A RU2349780C2 (ru) | 2004-09-21 | 2005-09-12 | Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения |
Country Status (9)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US7921632B2 (ru) |
| EP (1) | EP1794429B1 (ru) |
| JP (1) | JP4915745B2 (ru) |
| CN (1) | CN100520013C (ru) |
| BR (1) | BRPI0515362A (ru) |
| CA (1) | CA2578408C (ru) |
| FR (1) | FR2875542B1 (ru) |
| RU (1) | RU2349780C2 (ru) |
| WO (1) | WO2006032808A1 (ru) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2501717C2 (ru) * | 2008-11-17 | 2013-12-20 | Эрсель | Способ управления электрической противообледенительной системой |
| RU2814576C1 (ru) * | 2023-05-31 | 2024-03-01 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Устройство для борьбы с кристаллическим обледенением двигателей ТРДД |
Families Citing this family (22)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8209950B2 (en) * | 2006-10-12 | 2012-07-03 | United Technologies Corporation | Detecting ice buildup on an aircraft engine and actuating the turbofan exit nozzle to break the ice |
| US7922121B2 (en) * | 2007-10-15 | 2011-04-12 | Rosemount Aerospace Inc. | Power distribution architecture for an ice protection system |
| FR2925878B1 (fr) * | 2007-12-28 | 2010-04-23 | Airbus France | Ensemble propulsif d'aeronef comprenant des systemes de prelevement d'air chaud |
| FR2927882B1 (fr) * | 2008-02-27 | 2010-02-12 | Aircelle Sa | Structure d'entree d'air pour une nacelle d'un aeronef |
| FR2928346B1 (fr) * | 2008-03-05 | 2011-09-16 | Hutchinson | Systeme et procede d'antigivrage/degivrage et structure d'aeronef incorporant ce systeme. |
| FR2941439B1 (fr) * | 2009-01-28 | 2011-01-14 | Aircelle Sa | Dispositif de degivrage electrique et systeme de controle associe |
| FR2958622B1 (fr) | 2010-04-09 | 2013-05-03 | Airbus Operations Sas | Procede et systeme de controle de la formation de glace sur un aeronef en vol. |
| FR2961898B1 (fr) * | 2010-06-25 | 2013-01-04 | Snecma | Procede de detection d'une panne des moyens de degivrage d'une sonde de mesure d'un parametre physique |
| FR2966531B1 (fr) * | 2010-10-26 | 2012-11-30 | Snecma | Procede de commande d'une turbomachine |
| GB201112577D0 (en) * | 2011-07-22 | 2011-08-31 | Rolls Royce Plc | Method of inhibiting ice accretion within a turbine engine and control system therefor |
| CN102407942B (zh) * | 2011-09-06 | 2016-05-04 | 中国商用飞机有限责任公司 | 结冰条件探测器 |
| CN102490905A (zh) * | 2011-12-27 | 2012-06-13 | 东南大学 | 用于飞机翼型的新型防冰除冰装置 |
| JP5843633B2 (ja) * | 2012-01-26 | 2016-01-13 | 三菱日立パワーシステムズ株式会社 | ガスタービンの圧縮機の氷結防止手段およびその制御方法 |
| US9593628B2 (en) * | 2012-01-31 | 2017-03-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle with ice management |
| US8869508B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle control |
| US10421551B2 (en) | 2014-12-15 | 2019-09-24 | United Technologies Corporation | Aircraft anti-icing system |
| US10184405B1 (en) * | 2016-04-15 | 2019-01-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Aircraft engine icing event avoidance and mitigation through real-time simulation and controls |
| BE1024951B1 (fr) * | 2017-01-25 | 2018-08-30 | Safran Aero Boosters S.A. | Dispositif de degivrage pour aube et turbomachine axiale |
| CN108688824B (zh) * | 2017-04-10 | 2020-07-14 | 清华大学 | 发动机进气口除冰系统、内燃发动机及航空器 |
| US11428119B2 (en) * | 2019-12-18 | 2022-08-30 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system to promote ice shedding from rotor blades of an aircraft engine |
| CN111305953B (zh) * | 2020-03-18 | 2021-05-04 | 中国商用飞机有限责任公司 | 一种航空涡扇发动机风扇叶片自动脱冰的方法及装置 |
| CN113417891B (zh) * | 2021-08-03 | 2022-08-16 | 中国航发湖南动力机械研究所 | 离心压气机防冰引气结构及发动机 |
Family Cites Families (26)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR957220A (ru) * | 1950-02-17 | |||
| US2663993A (en) * | 1945-10-10 | 1953-12-29 | Westinghouse Electric Corp | Deicing apparatus |
| US2645080A (en) * | 1949-10-25 | 1953-07-14 | United Aircraft Corp | Deicer for jet engines |
| US3058305A (en) * | 1959-04-16 | 1962-10-16 | Jr Leonard P Leigh | Control device for aircraft deicing apparatus |
| US3341835A (en) * | 1964-11-05 | 1967-09-12 | Rosemount Eng Co Ltd | Ice detector |
| US3517900A (en) * | 1968-06-11 | 1970-06-30 | Philip A Roussel | Process and apparatus for detecting ice formation |
| US3541540A (en) * | 1968-07-26 | 1970-11-17 | Rosemount Eng Co Ltd | Ice detectors |
| US3981466A (en) * | 1974-12-23 | 1976-09-21 | The Boeing Company | Integrated thermal anti-icing and environmental control system |
| DE3164856D1 (en) * | 1980-05-08 | 1984-08-23 | Lucas Ind Plc | Switching system for sequential connection of loads to an electrical supply |
| US4467599A (en) * | 1981-12-28 | 1984-08-28 | Semco Instruments, Inc. | Turboran speed limiting control system |
| US4646068A (en) * | 1982-01-19 | 1987-02-24 | Skala Stephen F | Ice monitoring system using neutron moderation |
| DE3333437A1 (de) * | 1983-09-16 | 1985-04-11 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Einrichtung zur verdichterregelung von gasturbinentriebwerken |
| US4550564A (en) * | 1984-03-19 | 1985-11-05 | United Technologies Corporation | Engine surge prevention system |
| US5018873A (en) * | 1985-04-22 | 1991-05-28 | General Electric Company | Air temperature measurement |
| DE3619538A1 (de) * | 1986-06-10 | 1987-12-17 | Egon Harig Apparatebau Elektro | Anordnung zum feststellen der vereisung |
| US4783026A (en) * | 1987-05-22 | 1988-11-08 | Avco Corporation | Anti-icing management system |
| US4852343A (en) * | 1987-07-02 | 1989-08-01 | Avco Corporation | Method of operating anti-icing valve |
| US5398547A (en) * | 1989-01-10 | 1995-03-21 | Innovative Dynamics, Inc. | Apparatus for measuring ice distribution profiles |
| FR2705996B1 (fr) * | 1993-06-03 | 1995-07-07 | Snecma | Système de dégivrage des parties avant d'une turbomachine. |
| US5523959A (en) * | 1994-04-25 | 1996-06-04 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Ice detector and deicing fluid effectiveness monitoring system |
| GB9502905D0 (en) * | 1995-02-15 | 1995-04-05 | Dunlop Ltd | Ice protection device |
| US6304194B1 (en) * | 1998-12-11 | 2001-10-16 | Continuum Dynamics, Inc. | Aircraft icing detection system |
| US6560551B1 (en) * | 2000-08-18 | 2003-05-06 | Rosemount Aerospace Inc. | Liquid water content measurement apparatus and method |
| US6725645B1 (en) * | 2002-10-03 | 2004-04-27 | General Electric Company | Turbofan engine internal anti-ice device |
| US7588212B2 (en) | 2003-07-08 | 2009-09-15 | Rohr Inc. | Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip |
| FR2858595B1 (fr) * | 2003-11-18 | 2005-10-14 | Auxitrol Sa | Ensemble de detection de givre destine a etre monte sur aeronef |
-
2004
- 2004-09-21 FR FR0452110A patent/FR2875542B1/fr not_active Expired - Lifetime
-
2005
- 2005-09-12 CA CA2578408A patent/CA2578408C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-12 JP JP2007526523A patent/JP4915745B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-12 CN CNB2005800318314A patent/CN100520013C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-12 RU RU2007114907/06A patent/RU2349780C2/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-09-12 WO PCT/FR2005/050733 patent/WO2006032808A1/fr active Application Filing
- 2005-09-12 US US11/574,023 patent/US7921632B2/en not_active Expired - Fee Related
- 2005-09-12 BR BRPI0515362-0A patent/BRPI0515362A/pt not_active IP Right Cessation
- 2005-09-12 EP EP05799843.7A patent/EP1794429B1/fr not_active Not-in-force
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2501717C2 (ru) * | 2008-11-17 | 2013-12-20 | Эрсель | Способ управления электрической противообледенительной системой |
| RU2814576C1 (ru) * | 2023-05-31 | 2024-03-01 | Акционерное общество "Лётно-исследовательский институт имени М.М. Громова" | Устройство для борьбы с кристаллическим обледенением двигателей ТРДД |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20090294593A1 (en) | 2009-12-03 |
| US7921632B2 (en) | 2011-04-12 |
| WO2006032808A1 (fr) | 2006-03-30 |
| BRPI0515362A (pt) | 2008-07-15 |
| CN101023254A (zh) | 2007-08-22 |
| RU2007114907A (ru) | 2008-10-27 |
| JP2008510913A (ja) | 2008-04-10 |
| FR2875542B1 (fr) | 2009-02-13 |
| JP4915745B2 (ja) | 2012-04-11 |
| EP1794429B1 (fr) | 2017-12-27 |
| CA2578408C (fr) | 2013-11-05 |
| CN100520013C (zh) | 2009-07-29 |
| FR2875542A1 (fr) | 2006-03-24 |
| CA2578408A1 (fr) | 2006-03-30 |
| EP1794429A1 (fr) | 2007-06-13 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2349780C2 (ru) | Устройство для защиты от обледенения воздушных судов и способ защиты от обледенения | |
| JP2008510913A5 (ru) | ||
| EP3480117B1 (en) | Aircraft stall warning/protection with time - varying maximum angle of attack settings for icing conditions | |
| US6560551B1 (en) | Liquid water content measurement apparatus and method | |
| US20040231410A1 (en) | Large spectrum icing conditions detector for optimization of aircraft safety | |
| US8869603B2 (en) | Debris detection in turbomachinery and gas turbine engines | |
| FR2936079A1 (fr) | Procede de surveillance de la phase d'atterrissage d'un aeronef. | |
| RU2608990C1 (ru) | Способ и устройство обнаружения обледенения воздухозаборника газотурбинного двигателя | |
| US20170152776A1 (en) | Method of Real-Time Oil Consumption Detection | |
| IL197429A (en) | Detecting ice particles | |
| US20040024538A1 (en) | Liquid water content measurement apparatus and method using rate of change of ice accretion | |
| EP3680457B1 (en) | Method and system for detecting fan blade structural failure | |
| US8781709B2 (en) | Monitoring of a filter of the fuel-supply system of an aircraft engine | |
| CA3160193A1 (en) | Mechanical ice protection system for aerodynamic surfaces | |
| WO2022023683A1 (fr) | Dispositif de détection de l'intensité de givrage pour un aéronef en vol | |
| JP7340442B2 (ja) | 航空機保守システムおよび方法 | |
| Jackson et al. | Certification and integration aspects of a primary ice detection system | |
| JPS597738A (ja) | ガスタ−ビンエンジンに於ける回復不可能な失速を検出する方法及び装置 | |
| CN110050106B (zh) | 对涡轮机阀进行控制的方法 | |
| Jackson | Primary ice detection certification under the new FAA and EASA regulations | |
| US20230249834A1 (en) | Mechanical ice protection system for aerodynamic surfaces |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20090913 |