RU2666886C1 - Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета - Google Patents

Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета Download PDF

Info

Publication number
RU2666886C1
RU2666886C1 RU2017139379A RU2017139379A RU2666886C1 RU 2666886 C1 RU2666886 C1 RU 2666886C1 RU 2017139379 A RU2017139379 A RU 2017139379A RU 2017139379 A RU2017139379 A RU 2017139379A RU 2666886 C1 RU2666886 C1 RU 2666886C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aircraft
gas turbine
engine
icing
turbine engine
Prior art date
Application number
RU2017139379A
Other languages
English (en)
Inventor
Алексей Николаевич Саженков
Юрий Семенович Савенков
Original Assignee
Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") filed Critical Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Priority to RU2017139379A priority Critical patent/RU2666886C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2666886C1 publication Critical patent/RU2666886C1/ru
Priority to CN201880073201.0A priority patent/CN111655990B/zh
Priority to CA3078279A priority patent/CA3078279C/en
Priority to JP2020526496A priority patent/JP6995994B2/ja
Priority to BR112020009553-2A priority patent/BR112020009553A2/pt
Priority to EP18879619.7A priority patent/EP3712402A4/en
Priority to US16/754,076 priority patent/US20200332710A1/en
Priority to PCT/RU2018/000642 priority patent/WO2019098881A1/ru

Links

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
    • 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
    • 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
    • B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
    • 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
    • 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
    • B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
    • B64D15/22—Automatic initiation by icing detector
    • 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
    • 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
    • F02C7/057—Control or regulation
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета заключается в регистрации обледенения самолета с помощью блока (1), передаче данных об обледенении из системы самолета с помощью блока (2) в электронный регулятор (4) газотурбинного двигателя, формировании отбора обогревающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, выдаче электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки. При этом дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель с помощью датчика (5), расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя. Далее, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением. В случае одновременного выявления отказа передачи данных и при текущем значении температуры меньше заданного, обеспечивают подвод обогревающего воздуха к воздухозаборнику. Изобретение повышает надежность работы газотурбинного двигателя в условиях обледенения. 3 з.п. ф-лы, 1 ил.

Description

Изобретение относится к способам управления авиационных двигателей, в частности к способам управления противообледенительной системой входного устройства (воздухозаборника) авиационного газотурбинного двигателя.
При полете самолета в слоях атмосферы с низкой температурой и повышенной влажности возможно образование льда на поверхностях самолета и его силовой установке. Отложение льда не только увеличивает массу, но и существенно ухудшает аэродинамические характеристики самолета. Кроме того, обледенение входного устройства и/или компрессора авиационного газотурбинного двигателя может привести к снижению эффективности и запасов устойчивости работы компрессора, а при отрыве льда - и к поломке его лопаток. Поэтому на современных самолетах и в авиационных газотурбинных двигателях широко применяют тепловые противобледенительные системы.
Известен способ управления электрической противообледенительной системой, осуществляющей удаление льда с воздухозаборника мотогондолы турбореактивного двигателя (Патент RU 2501717, МПК B64D 15/12, опубл. 20.12.2013). Сущность способа, принятого за аналог, заключается в получении данных о наружных условиях полета от самолетного центрального блока управления, формировании тепловой модели управления, соответствующей полученным условиям полета и подаче необходимой электрической мощности на резистивные нагревательные элементы в зависимости от выбранной тепловой модели управления.
К недостаткам аналога следует отнести сложность электронагревательной системы и высокую трудоемкость ее обслуживания, в том числе при поиске мест возможных неисправностей резистивных элементов и их электрических линий связи. Кроме того, эффективность работы противообледенительной системы на основе принятой тепловой модели, предполагает ее высокую достоверность и надежность, что не всегда возможно обеспечить при отказах датчиков параметров о наружных условиях полета или возможных отказов системы передачи данных от центрального блока управления самолета.
Известен способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета (Патент ЕР 3034813, МПК F01D 21/00, F02C 7/047, опубл. 22.06.2016), который принят за прототип.
В указанном способе осуществляют регистрацию обледенения самолета, передачу данных об обледенении из системы самолета в электронный регулятор газотурбинного двигателя и выдачу электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки, обеспечивающей подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя в зависимости от данных множества датчиков температуры.
Недостатком известного способа является его сложность, повышенные стоимость и эксплуатационные затраты, связанные с наличием множества дополнительных датчиков температуры для контроля теплового состояния воздухозаборника.
Технической задачей заявляемого изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказа передачи данных об обледенении самолета.
Технический результат достигается тем, что в способе управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета, включающем регистрацию обледенения самолета, передачу данных об обледенении из системы самолета в электронный регулятор газотурбинного двигателя, расположенного на его корпусе, формирование отбора обогревающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, выдачу электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки, обеспечивающей подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя при наличии данных об обледенении самолета, согласно изобретению дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью датчика, расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель Твх с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя.
Кроме того, согласно изобретению заранее установленное предельное значение Тпр составляет величину, равную 10°С.
Кроме того, согласно изобретению измерение температуры воздуха на входе в двигатель Твх, сравнение измеренной температуры воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контроль исправности передачи данных из системы самолета осуществляют в электронном регуляторе двигателя.
Кроме того, согласно изобретению передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода.
В предлагаемом изобретении в отличие от прототипа, дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью датчика, расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления неисправности передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя, что обеспечивает работу противообледенительной системы двигателя при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета и двигателя за счет измерения температуры воздуха на входе в двигатель в электронном регуляторе двигателя.
Кроме того, в отличие от прототипа, заранее установленное предельное значение Тпр составляет величину, равную 10°С, что позволяет надежно устранять возможное обледенение лопаток компрессора и мотогондолы.
Кроме того, в отличие от прототипа, измерение температуры воздуха на входе в двигатель Твх, сравнение измеренной температуры воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контроль исправности передачи данных из системы самолета осуществляют в электронном регуляторе двигателя, что в случае отказа кодовых линий связи позволяет штатными средствами из состава системы автоматического управления, без привлечения дополнительных измерительных систем и датчиков диагностировать возможное обледенение двигателя.
Кроме того, в отличие от прототипа, передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода, что позволяет сократить вес электропроводки по самолету и двигателю.
На чертеже представлена структурная схема устройства, реализующего заявленный способ.
В блоке 1 осуществляется обнаружение (диагностика) обледенения самолета, а выходной сигнал о наличии обледенения с выхода блока 1 подается на вход блока 2.
В качестве блока обнаружения обледенения могут быть использованы различные сигнализаторы обледенения, например механические сигнализаторы обледенения, основанные на измерении резонансной частоты чувствительного элемента, которая изменяется при его обледенении; или электротермические, ультразвуковые, конденсаторные, оптические и др.
Блок 2 представляет собой систему управления общесамолетным оборудованием (СУОСО), которая обеспечивает управление, сигнализацию и контроль технического состояния самолетных систем, в т.ч. прием информации об обледенении и передачу данных об обледенении в электронный регулятор двигателя - блок 4.
В общем случае СУОСО предназначена для управления и контроля (полетного и наземного) технического состояния общесамолетного оборудования, обеспечения сопрягаемого оборудования и экипажа необходимой информацией о состоянии самолетных систем самолета: гидравлической системы, кислородной системы, системы управления уборкой и выпуском шасси, топливной системы, маршевой силовой установки, вспомогательной силовой установки, противообледенительной системы крыла, системы пожарной защиты и т.д.
Элемент 3 представляет собой электрические линии связи, которые обеспечивают передачу данных об обледенении из блока 2 на вход блока 4. Передача данных осуществляется в виде двухполярного последовательного кода.
Блок 4 - электронный регулятор двигателя, например тип FADEC, представляющий собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, обеспечивающей управление всеми режимами работы газотурбинного двигателя.
Электронный регулятор двигателя, наряду с выполнением других функций, также измеряет температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью блока 5, сравнивает измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контролирует исправность передачи данных об обледенении, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр формирует соответствующий управляющий сигнал на подвод обогревающего воздуха из компрессора.
Блок 5 представляет собой датчик измерения температуры воздуха на входе в двигатель. Датчик размещен в воздушном канале воздухозаборника двигателя и входит в состав штатного комплекта датчиков первичной информации, взаимодействующих с электронным регулятором двигателя (блоком 4).
Устройство работает следующим образом.
При полете самолета в условиях обледенения на выходе блока 1 формируется соответствующий сигнал об обледенении, который подается на вход системы управления самолетным оборудованием - вход блока 2. В результате с выхода блока 2 по кодовым линиям связи на вход электронного регулятора двигателя поступает информация об обледенении в виде интерфейса двухполярного последовательного кода.
При поступлении сигнала обледенения электронный регулятор двигателя в автоматическом режиме формирует управляющий сигнал, который обеспечивает (включает) подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя по трубопроводным коммуникациям. В результате воздействия обогрева происходит удаление льда.
В случае отказа передачи данных об обледенении, например из-за обрыва линий связи 3, электронный регулятор оперативно выявляет данный отказ, также измеряет температуру воздуха на входе в двигатель Твх, сравнивает измеренную температуру воздуха на входе в двигатель Твх с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр обеспечивает подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя. Таким образом обеспечивается надежная работа газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета.
Применительно к авиационному перспективному газотурбинному двигателю для самолета, натурными стендовыми испытаниями полностью подтверждена функциональная работоспособность заявляемого способа.
Средством для реализации заявленного способа является электронный регулятор перспективного двигателя, представляющий собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами и системами двигателя и самолета. Электронный регулятор двигателя обеспечивает прием кодовой информации из систем самолета со скоростью 100 кбод посылками по 64 32- разрядных слов.
В электронном регуляторе перспективного двигателя также предусмотрена возможность ручного принудительного включения противообледенительной системы воздухозаборника по команде из кабины пилота.
Измерение температуры воздуха на входе в двигатель осуществляли с помощью терморезистивного датчика, принцип действия которого основан на свойстве металлов изменять свое омическое сопротивление в зависимости от изменения температуры окружающей среды. Но в общем случае, может быть использован датчик с иным принципом работы.
Отбор воздуха на обогрев воздухозаборника осуществляли из промежуточной ступени компрессора высокого давления перспективного двигателя.
Устройством, имитирующим работу СУОСО, являлось технологическое стендовое оборудование.
Таким образом выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками заявленного изобретения повышает надежность работы газотурбинного двигателя в условиях обледенения при наличии отказов самолетных систем передачи данных об обледенении самолета и двигателя за счет измерения температуры воздуха на входе в двигатель в электронном регуляторе двигателя.

Claims (4)

1. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета, включающий регистрацию обледенения самолета, передачу данных об обледенении из системы самолета в электронный регулятор газотурбинного двигателя, расположенного на его корпусе, формирование отбора обогревающего воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, выдачу электронным регулятором управляющего сигнала на открытие заслонки, обеспечивающей подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя при наличии данных об обледенении самолета, отличающийся тем, что дополнительно контролируют исправность передачи данных из системы самолета в электронный регулятор двигателя, измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью датчика, расположенного на воздухозаборнике газотурбинного двигателя, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель Твх с заранее установленным предельным значением Тпр, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр обеспечивают подвод обогревающего воздуха из компрессора к воздухозаборнику газотурбинного двигателя.
2. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета по п. 1, отличающийся тем, что заранее установленное предельное значение Тпр составляет величину, равную 10°С.
3. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета по п. 1, отличающийся тем, что измерение температуры воздуха на входе в двигатель Твх, сравнение измеренной температуры воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контроль исправности передачи данных из системы самолета осуществляют в электронном регуляторе двигателя.
4. Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета по п. 3, отличающийся тем, что передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода.
RU2017139379A 2017-11-14 2017-11-14 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета RU2666886C1 (ru)

Priority Applications (8)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139379A RU2666886C1 (ru) 2017-11-14 2017-11-14 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета
CN201880073201.0A CN111655990B (zh) 2017-11-14 2018-10-03 用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法
CA3078279A CA3078279C (en) 2017-11-14 2018-10-03 Method for the control of the anti-icing system of the aircraft gas turbine engine
JP2020526496A JP6995994B2 (ja) 2017-11-14 2018-10-03 飛行機ガスタービンエンジンの着氷防止システムの制御方法
BR112020009553-2A BR112020009553A2 (pt) 2017-11-14 2018-10-03 método para o controle do sistema anticongelamento da tomada de ar do motor de turbina a gás de aeronaves
EP18879619.7A EP3712402A4 (en) 2017-11-14 2018-10-03 PROCESS FOR CONTROL OF THE DEFROSTING SYSTEM OF AN AIR INTAKE OF A GAS TURBINE ENGINE FOR AIRCRAFT
US16/754,076 US20200332710A1 (en) 2017-11-14 2018-10-03 Method for the control of the anti-icing system of the aircraft gas turbine engine
PCT/RU2018/000642 WO2019098881A1 (ru) 2017-11-14 2018-10-03 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139379A RU2666886C1 (ru) 2017-11-14 2017-11-14 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2666886C1 true RU2666886C1 (ru) 2018-09-12

Family

ID=63580286

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017139379A RU2666886C1 (ru) 2017-11-14 2017-11-14 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20200332710A1 (ru)
EP (1) EP3712402A4 (ru)
JP (1) JP6995994B2 (ru)
CN (1) CN111655990B (ru)
BR (1) BR112020009553A2 (ru)
CA (1) CA3078279C (ru)
RU (1) RU2666886C1 (ru)
WO (1) WO2019098881A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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 (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114151149B (zh) * 2021-10-20 2023-06-30 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种燃气涡轮发动机燃滑油热管理与防冰综合控制系统
CN114166460B (zh) * 2022-02-11 2022-04-19 中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所 飞行器进气道试验装置、系统和热气防冰试验判稳方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EA200000485A1 (ru) * 1997-11-05 2000-10-30 Футурис Ас Способ и устройство для обнаружения наростов льда на поверхности летательного аппарата в движении
RU2323131C1 (ru) * 2006-07-05 2008-04-27 Александр Михайлович Павельев Способ контроля обледенения и устройство для его осуществления
RU2392195C2 (ru) * 2008-08-27 2010-06-20 Открытое акционерное общество "Арзамасское опытно-конструкторское бюро "Импульс" (ОАО "АОКБ "Импульс") Способ контроля обледенения и устройство для его осуществления
EP3034813A1 (en) * 2014-12-15 2016-06-22 United Technologies Corporation Aircraft anti-icing system
EP2585796B1 (fr) * 2010-06-25 2017-03-08 Snecma Procédé de détection d'une panne des moyens de dégivrage d'une sonde de mesure d'un paramètre physique

Family Cites Families (30)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU250171A1 (ru) 1968-03-12 1978-02-15 Livshits E Ya Устройство дл подвода холодного дуть дыма из воздухонагревател доменной печи
JPS541709A (en) * 1977-06-07 1979-01-08 Hitachi Ltd Anti-freezing method and apparatus for gas turbine suction line
US4852343A (en) * 1987-07-02 1989-08-01 Avco Corporation Method of operating anti-icing valve
US4831819A (en) * 1987-07-02 1989-05-23 Avco Corporation Anti-icing valve
JPS6453429U (ru) * 1987-09-30 1989-04-03
EP0680878B1 (en) * 1994-04-13 1999-12-22 The B.F. Goodrich Company Electrothermal deicing system
FR2858863B1 (fr) * 2003-08-12 2007-02-23 Airbus France Systeme de commande d'equipements d'aeronef.
FR2902142B1 (fr) * 2006-06-09 2008-09-05 Snecma Sa Systeme de decharge d'un compresseur a basse pression de turbomachine
US20080257033A1 (en) * 2007-04-20 2008-10-23 Shadin, L.P. Ice detection
FR2938503A1 (fr) * 2008-11-17 2010-05-21 Aircelle Sa Procede de controle d'un systeme de degivrage electrique
US8087880B2 (en) * 2008-12-03 2012-01-03 General Electric Company Active clearance control for a centrifugal compressor
FR2941439B1 (fr) * 2009-01-28 2011-01-14 Aircelle Sa Dispositif de degivrage electrique et systeme de controle associe
RU2410627C1 (ru) * 2009-09-21 2011-01-27 Курское открытое акционерное общество "Прибор" Система управления оружием
WO2012125895A1 (en) * 2011-03-17 2012-09-20 Bombardier Inc. System and method for operating a precooler in an aircraft
US9046899B2 (en) * 2011-11-01 2015-06-02 Goodrich Corporation Aircraft heating system
US9013332B2 (en) * 2012-01-05 2015-04-21 The Boeing Company Laser-based supercooled large drop icing condition detection system
JP5916479B2 (ja) * 2012-03-30 2016-05-11 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービンおよびその制御方法
US9359081B2 (en) * 2012-06-12 2016-06-07 The Boeing Company Icing condition detection system
US9193466B2 (en) * 2012-07-13 2015-11-24 Mra Systems, Inc. Aircraft ice protection system and method
US10513340B2 (en) * 2012-08-02 2019-12-24 Rosemount Aerospace Inc. Rotor ice protection systems and methods
US9879599B2 (en) * 2012-09-27 2018-01-30 United Technologies Corporation Nacelle anti-ice valve utilized as compressor stability bleed valve during starting
US20160025339A1 (en) * 2013-03-15 2016-01-28 General Electric Company Energy-efficient and controlled vaporization of cryofuels for aircraft engines
FR3009278B1 (fr) * 2013-07-30 2016-12-23 Airbus Operations Sas Procede de regulation du degivrage d'un bord d'attaque d'un aeronef et dispositif pour sa mise en oeuvre
JP6193691B2 (ja) * 2013-09-11 2017-09-06 三菱航空機株式会社 防氷システム、及び、航空機
FR3027624B1 (fr) * 2014-10-27 2019-04-19 Safran Aircraft Engines Circuit de degivrage d'une levre d'entree d'air d'un ensemble propulsif d'aeronef
RU2594844C1 (ru) * 2015-07-21 2016-08-20 Российская Федерация, от имени которой выступает Федеральное космическое агентство Система управления вектором тяги жидкостного ракетного двигателя
CN106892123A (zh) * 2015-12-21 2017-06-27 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种电热式飞机风挡加温系统
US20170268430A1 (en) * 2016-03-15 2017-09-21 Hamilton Sundstrand Corporation Engine bleed system with turbo-compressor
GB2554062A (en) * 2016-08-22 2018-03-28 Norwegian Univ Of Science And Technology Icing control system
US10429511B2 (en) * 2017-05-04 2019-10-01 The Boeing Company Light detection and ranging (LIDAR) ice detection system

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EA200000485A1 (ru) * 1997-11-05 2000-10-30 Футурис Ас Способ и устройство для обнаружения наростов льда на поверхности летательного аппарата в движении
RU2323131C1 (ru) * 2006-07-05 2008-04-27 Александр Михайлович Павельев Способ контроля обледенения и устройство для его осуществления
RU2392195C2 (ru) * 2008-08-27 2010-06-20 Открытое акционерное общество "Арзамасское опытно-конструкторское бюро "Импульс" (ОАО "АОКБ "Импульс") Способ контроля обледенения и устройство для его осуществления
EP2585796B1 (fr) * 2010-06-25 2017-03-08 Snecma Procédé de détection d'une panne des moyens de dégivrage d'une sonde de mesure d'un paramètre physique
EP3034813A1 (en) * 2014-12-15 2016-06-22 United Technologies Corporation Aircraft anti-icing system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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
EP3712402A4 (en) 2021-08-11
CA3078279A1 (en) 2019-05-23
BR112020009553A2 (pt) 2020-11-03
CA3078279C (en) 2022-02-22
JP6995994B2 (ja) 2022-01-17
US20200332710A1 (en) 2020-10-22
EP3712402A1 (en) 2020-09-23
CN111655990B (zh) 2023-03-21
WO2019098881A1 (ru) 2019-05-23
JP2021503055A (ja) 2021-02-04
CN111655990A (zh) 2020-09-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107703914B (zh) 一种航空发动机fadec系统安全性评估方法
KR101598649B1 (ko) 맞춤화 메시지에 따른 비행기의 성능을 검측하는 방법
KR101525285B1 (ko) 보조 동력 유닛의 성능 검측 방법
US10254199B2 (en) Method for monitoring the engines of an aircraft
US20190128780A1 (en) Method for monitoring the engines of an aircraft
EP3055210B1 (en) Method for diagnosing an auxiliary power unit fault
US9733135B2 (en) Method and device for automatically detecting an incorrect measurement of a total temperature on an aircraft
EP3067537A1 (en) Overthrust protection system and method
US10977880B2 (en) Hover time remaining for an aircraft
RU2666886C1 (ru) Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета
EP2835517B1 (en) An anti-ice system for preventing ice crystal accretion in gas turbine engines
US20140222310A1 (en) Engine monitor for a multi-engine system
EP3106649A1 (en) Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors
US20070220897A1 (en) Monitoring gas turbine engines
Derbel et al. Development of airborne test environment for micro turbojet engine-part II: remote measurement system
CN113267340A (zh) 用于监控飞行器发动机健康状况的方法
RU2817575C1 (ru) Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя
RU2618171C1 (ru) Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре
CN112373696B (zh) 飞行器防冰方法和系统
US20230230424A1 (en) Method and system for data transmission from an aircraft engine
EP4332708A1 (en) Engine control system and method with artificial intelligence sensor training
EP3311277A2 (en) Systems and methods for diagnosing turboshaft engine bleed valves
BURCHAM, JR et al. Recent propulsion system flight tests at the NASA Dryden Flight Research Center
Lenox Digital Control Makes a Commercial Debut on the JT9D Engine
Sisson et al. Digital control brings large turbofan benefits to the regional jetliner turbofan market

Legal Events

Date Code Title Description
QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20190903

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20191120

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210115

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210325

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20210520

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20210701

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: SUB-LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180924

Effective date: 20211018

QZ41 Official registration of changes to a registered agreement (patent)

Free format text: LICENCE FORMERLY AGREED ON 20180706

Effective date: 20220426