RU2367811C2 - Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей - Google Patents
Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей Download PDFInfo
- Publication number
- RU2367811C2 RU2367811C2 RU2007129077/06A RU2007129077A RU2367811C2 RU 2367811 C2 RU2367811 C2 RU 2367811C2 RU 2007129077/06 A RU2007129077/06 A RU 2007129077/06A RU 2007129077 A RU2007129077 A RU 2007129077A RU 2367811 C2 RU2367811 C2 RU 2367811C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- readings
- engines
- thrust
- static pressure
- reverse
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиации, в частности к способу регулирования величины обратной тяги авиационных газотурбинных двигателей на пробеге самолета.
Технический результат изобретения - обеспечение посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов. Размещают на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей приемники статического давления;
- сравнивают показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления (ПВД) во время пробега самолета с применением реверса тяги;
- при отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют постоянной;
- при появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, а также рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги внутренних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления;
Pст.внешн-Рст.ПВД≠0;
Pст.внешн-Рст.ПВД≠0;
где Рст.внешн, Рст.внутр - величина статического давления на мотогондолах внешних и внутренних двигателей;
Рст.ПВД - величина статического давления, полученная от приемника воздушного давления.
- сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления и изменение величины обратной тяги внутренних двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.
Description
Изобретение относится к авиации, в частности к способу регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей.
Известны способы регулирования величины обратной тяги авиационных газотурбинных двигателей на пробеге самолета, при которых величину обратной тяги двигателей экипаж изменяет вручную согласно скорости пробега.
("Руководство по летной эксплуатации. Самолет ТУ-154Б". 1981, стр.4.32.21-4.32.25; "Руководство по летной эксплуатации. Самолет ТУ-154М". 1986, стр.4.7.1-4.73; "Руководство по летной эксплуатации. Самолет ТУ-204-300". 2005, стр.4.7.1-4).
К основному недостатку известных способов регулирования величины обратной тяги двигателей на пробеге самолета можно отнести увеличение нагрузки на экипаж, который должен производить изменение величины обратной тяги двигателя на определенных скоростях пробега самолета, одновременно производя действия по управлению движением самолетом на взлетно-посадочной полосе.
Целью предлагаемого изобретения является обеспечение посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов на пробеге четырехдвигательного самолета с использованием реверса тяги двух внутренних двигателей.
Поставленная цель достигается тем, что:
- размещают на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей приемники статического давления;
- сравнивают показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления (ПВД) во время пробега самолета с применением реверса тяги;
- при отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют постоянной;
- при появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, а также рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги внутренних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления
Pст.внешн-Рст.ПВД≠0;
Pст.внешн-Рст.ПВД≠0;
где Рст.внешн, Рст.внутр - величина статического давления на мотогондолах внешних и внутренних двигателей;
Pст.ПВД - величина статического давления, полученная от приемника воздушного давления;
- сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления и изменение величины обратной тяги внутренних двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.
Техническая сущность существующих способов регулирования величины обратной тяги двигателей на пробеге самолета заключается в следующем. При использовании реверса тяги двигателей на пробеге самолета, по мере снижения скорости пробега, наблюдается попадание реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы на вход в двигатели, что приводит к случаям неустойчивой работы двигателей и повреждениям рабочих лопаток компрессора. Для избежания этого реверс тяги на определенной скорости пробега самолета выключают или вручную снижают величину обратной тяги двигателей в зависимости от скорости пробега самолета. Данные действия по управлению величиной обратной тяги вызывают дополнительные нагрузки на экипаж.
Предлагаемый способ изменения величины обратной тяги газотурбинного двигателя позволяет снизить нагрузки на экипаж и автоматизировать процесс изменения величины обратной тяги на пробеге самолета.
После истечения струи из реверсивного устройства, когда энергия струи станет равной энергии набегающего воздушного потока, происходит разворот струи. При снижении скорости пробега самолета зона разворота струи приближается вперед, к входным кромкам воздухозаборника, и на определенной скорости пробега возможно попадание реверсивных струй на вход в двигатель. Для избежания попадания реверсивных струй на вход в двигатель реверс тяги либо выключают, либо уменьшают величину обратной тяги. Для получения наибольшей эффективности реверса тяги снижение величины обратной тяги необходимо производить при минимальном приближении зоны разворота реверсивных струй к входным кромкам воздухозаборника. При существующем способе изменения величины обратной тяги скорость пробега самолета, на которой необходимо производить снижение величины обратной тяги, заранее определяют в расчетных, модельных или в натурных испытаниях. Однако скорость пробега самолета, на которой необходимо производить снижение величины обратной тяги, зависит от многих условий, например температуры наружного воздуха, атмосферного давления на уровне аэродрома, направления и скорости ветра, что существующий способ не учитывает.
Предлагаемый способ изменения величины обратной тяги заключается в следующем.
На поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей размещают приемники статического давления, показания которых сравнивают с показаниями эталонных приемников статического давления, например с приемниками статического давления, расположенных в носовой части самолета вне зоны воздействия реверсивных струй и входящих в состав штатного приемника воздушного давления. При отсутствии воздействия реверсивных струй на поверхность мотогондол внешних и внутренних двигателей вблизи входных кромок воздухозаборников показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол, и приемников статического давления ПВД будут идентичны, поэтому величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют постоянной. При появлении рассогласований между показаниями указанных датчиков статического давления, что свидетельствует о воздействии реверсивных струй на поверхность мотогондолы, производят снижение величины обратной тяги внутренних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления.
Решение указанных условий осуществляется, например, в электронном регуляторе двигателя (РЭД-90), который производит также снижение величины обратной тяги двигателей.
Снижение величины обратной тяги двигателей производят до тех пор, пока не устранится рассогласование между показаниями указанных приемников статического давления. Сравнение показаний приемников статического давления и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производят на протяжении всего пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.
Claims (1)
- Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей, отличающийся тем, что, с целью обеспечения посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов:
размещают на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей приемники статического давления;
сравнивают показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления (ПВД) во время пробега самолета с применением реверса тяги;
при отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, и показаниями приемника воздушного давления, величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют постоянной;
при появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, а также рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления, производят снижение величины обратной тяги внутренних двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления;
Pст.внешн-Рст.внутр≠0;
Pст.внешн-Рст.ПВД≠0;
где Рст.внешн Рст.внутр - величина статического давления на мотогондолах внешних и внутренних двигателей;
Рст.ПВД - величина статического давления, полученная от приемника воздушного давления;
сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол внешних и внутренних двигателей, с показаниями приемника воздушного давления, и изменение величины обратной тяги внутренних двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007129077/06A RU2367811C2 (ru) | 2007-07-30 | 2007-07-30 | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2007129077/06A RU2367811C2 (ru) | 2007-07-30 | 2007-07-30 | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007129077A RU2007129077A (ru) | 2009-02-10 |
RU2367811C2 true RU2367811C2 (ru) | 2009-09-20 |
Family
ID=40546225
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007129077/06A RU2367811C2 (ru) | 2007-07-30 | 2007-07-30 | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2367811C2 (ru) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2488706C2 (ru) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем |
RU2551252C2 (ru) * | 2010-02-08 | 2015-05-20 | Снекма | Способ автоматизированного обнаружения попадания, по меньшей мере, одного инородного тела в газотурбинный двигатель |
-
2007
- 2007-07-30 RU RU2007129077/06A patent/RU2367811C2/ru not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
Руководство по летной эксплуатации. Самолет Ту-204-300, ОАО «ТУПОЛЕВ», 2005, с.4.7.1-4.7.3. * |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2551252C2 (ru) * | 2010-02-08 | 2015-05-20 | Снекма | Способ автоматизированного обнаружения попадания, по меньшей мере, одного инородного тела в газотурбинный двигатель |
RU2488706C2 (ru) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления газотурбинным двигателем |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2007129077A (ru) | 2009-02-10 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US8622334B2 (en) | System and method for reducing the noise of pusher type aircraft propellers | |
US20150336655A1 (en) | Box wing with angled gas turbine engine cores | |
US20110004388A1 (en) | Turbofan temperature control with variable area nozzle | |
WO2009079046A3 (en) | Systems and methods for control of engine exhaust flow | |
US2699906A (en) | Air inlet for airplane gaseous combustion turbine engines | |
US20090072080A1 (en) | On board secondary propulsion system for an aircraft | |
US20140250862A1 (en) | Reverse flow gas turbine engine airflow bypass | |
US20140248119A1 (en) | Bifurcated Inlet Scoop for Gas Turbine Engine | |
RU2646695C2 (ru) | Система питания воздухом вспомогательной силовой установки в летательном аппарате | |
RU2367811C2 (ru) | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги двух внутренних двигателей | |
US20200088097A1 (en) | Ported shroud system for turboprop inlets | |
CN110030110B (zh) | 基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置 | |
RU2325307C1 (ru) | Способ взлета самолета | |
US20150292411A1 (en) | Angled core gas turbine engine mounting | |
US20160177823A1 (en) | System and method with inlet particle separator | |
RU2356799C2 (ru) | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге двухдвигательного самолета при использовании реверса тяги | |
RU2372257C2 (ru) | Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге четырехдвигательного самолета при использовании реверса тяги четырех двигателей | |
US20180298829A1 (en) | Variable-geometry boundary layer diverter | |
CN112709637A (zh) | 提高航空发动机短舱进气道抗侧风能力的装置和方法 | |
RU161322U1 (ru) | Система запуска в воздухе турбовентиляторного газотурбинного двигателя | |
EP3753846B1 (en) | System and method for operating a multi-engine rotorcraft for ice accretion shedding | |
GB2610451A (en) | Turbofan engine efficient ducting | |
GB2524774A (en) | Aircraft vapour trail control system | |
RU2347093C2 (ru) | Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его осуществления | |
US10502085B2 (en) | Angled reverse core gas turbine engine with widened nozzle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
TK4A | Correction to the publication in the bulletin (patent) |
Free format text: AMENDMENT TO CHAPTER -FG4A- IN JOURNAL: 26-2009 FOR TAG: (72) |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20120731 |