RU2730731C1 - Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff - Google Patents
Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730731C1 RU2730731C1 RU2019129710A RU2019129710A RU2730731C1 RU 2730731 C1 RU2730731 C1 RU 2730731C1 RU 2019129710 A RU2019129710 A RU 2019129710A RU 2019129710 A RU2019129710 A RU 2019129710A RU 2730731 C1 RU2730731 C1 RU 2730731C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- reversing device
- engine
- speed
- landing
- Prior art date
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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (ГТД) при торможении самолета в условиях посадки и прерванного взлета.The invention relates to the field of aircraft engine building, in particular to methods of controlling the reversing device of a gas turbine engine (GTE) when braking an aircraft in conditions of landing and aborted takeoff.
В настоящее время практически на всех типах пассажирских и транспортных самолетах с ГТД применяются реверсивные устройства, изменяющие направление реактивной струи двигателя на противоположное, создавая обратную тягу, обеспечивающее торможение самолета после его посадки или в случае прерванного взлета.At present, almost all types of passenger and transport aircraft with gas turbine engines use reversing devices that change the direction of the engine's jet stream to the opposite, creating a reverse thrust that ensures the braking of the aircraft after landing or in the event of an aborted takeoff.
Известен способ управления реверсивным устройством турбореактивного двухконтурного двигателя типа ПС-90А, заключающийся в том, что после посадки самолета пилот переводит рычаг управления двигателем (далее РУД) на площадку «Малый газ», затем пилот переводит рычаг управления реверсом (далее РУР), шарнирно соединенным с РУД, на площадку «Минимальная обратная тяга», что обеспечивает выдачу воздействий на гидроцилиндр механического замка и гидроцилиндры для перевода реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». После открытия механического замка и перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» с помощью концевых переключателей формируют информационные сигналы «Замок реверса открыт» и «Реверс включен» в кабину экипажа. Далее экипаж переводит РУР в положение «Максимальная обратная тяга», что обеспечивает увеличение расхода топлива в камеру сгорания, и, следовательно, максимальную величину обратной тяги газотурбинного двигателя («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-112).There is a known method for controlling the reversing device of a turbojet bypass engine of the PS-90A type, which consists in the fact that after landing the aircraft, the pilot transfers the engine control lever (hereinafter referred to as the throttle control) to the "Small gas" platform, then the pilot transfers the reverse control lever (hereinafter RUR), hingedly connected from the throttle, to the "Minimum reverse thrust" platform, which provides for the issuance of actions on the hydraulic cylinder of the mechanical lock and hydraulic cylinders for transferring the reversing device from the "Direct thrust" position to the "Back thrust" position. After opening the mechanical lock and transferring the reversing device to the “Reverse thrust” position, using the limit switches, the information signals “Reverse lock is open” and “Reverse is on” are generated in the cockpit. Next, the crew switches the RRR to the "Maximum reverse thrust" position, which ensures an increase in fuel consumption into the combustion chamber, and, consequently, the maximum amount of reverse thrust of the gas turbine engine ("PS-90A aircraft engine" edited by A. A. Inozemtsev, ed. M .: Libra-K, 2007, pp. 101-112).
При прерванном взлете самолета, например, из-за неожиданно возникшей помехи на взлетной полосе или пожара на борту, пилот, согласно руководству по летной эксплуатации, резко переводит РУД из положения максимального (взлетного) режима в положение «Малый газ». Затем без задержки на площадке «Минимальная обратная тяга» и не дожидаясь прохождения информационных сигналов «Замок реверса открыт» и «Реверс включен», пилот резко переводит РУР сразу в положение максимальной обратной тяги (Руководство по летной эксплуатации Ту-204-300. Эксплуатация систем и оборудования - силовая установка. Стр. 8.1.43…8.1.45). В результате происходит высокоскоростное включение реверсивного устройства на режим «Максимальная обратная тяга» и экстренное торможение самолета.In case of an interrupted takeoff of the aircraft, for example, due to an unexpected interference on the runway or a fire on board, the pilot, according to the flight manual, abruptly shifts the throttle from the maximum (takeoff) position to the "Low throttle" position. Then, without delay at the site “Minimum reverse thrust” and without waiting for the information signals “Reverse lock open” and “Reverse on” to pass, the pilot abruptly shifts the RRR immediately to the position of maximum reverse thrust (Tu-204-300 Flight Operations Manual. and equipment - the power plant. Pages 8.1.43… 8.1.45). As a result, a high-speed engagement of the reversing device occurs in the "Maximum reverse thrust" mode and emergency braking of the aircraft.
К недостаткам аналога следует отнести:The disadvantages of the analogue include:
- повышенные габариты и масса гидромеханической системы управления реверсом, ее относительная сложность так как необходимо использование самолетной гидросистемы подачи давления;- increased dimensions and weight of the hydromechanical reverse control system, its relative complexity, since it is necessary to use an aircraft hydraulic pressure supply system;
- пониженная надежность включения реверса из-за возможных поломок, перекосов или заеданий элементов применяемой механической системы тросов, тяг и качалок.- reduced reliability of the reverse engagement due to possible breakdowns, distortions or jamming of the elements of the applied mechanical system of cables, rods and rockers.
Кроме того, данному аналогу, как и другим подобным электронногидромеханическим и гидравлическим системам управления реверсивным устройством RU №2570303 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.12.2015), US №2015090810 (МПК F02K 1/56; F02K 1/76, опубл. 02.04.2015), которые используют силовые гидравлические цилиндры для перекладки подвижных элементов реверса присущ недостаток, связанный с тем, что гидроцилиндры, как правило, работают на максимально возможной мощности, на которую они спроектированы, что вызывает преждевременный износ оборудования. Но такими условиями, где требуется максимальная мощность гидроцилиндров и минимальное время включения реверсивного оборудования на максимальную обратную тягу являются главным образом, только прерванный взлет.In addition, this analogue, as well as other similar electronic hydromechanical and hydraulic control systems for the reversing device RU No. 2570303 (IPC
Кроме того, применяемые в гидросистемах гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol» токсичны и могут причинить вред здоровью. Так, в частности, пары гидрожидкости типа НГЖ легко проникают через неповрежденную кожу, могут оказать воздействие на нервную систему и органы дыхания технического персонала. Поэтому к гидравлической системе также предъявляются повышенные требования по герметичности, а при ее обслуживании следует строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности.. В целом расходы на эксплуатацию гидромеханических реверсивных устройств носят затратный характер.In addition, hydraulic fluids such as NGZh or "Skydrol" used in hydraulic systems are toxic and can cause harm to health. So, in particular, vapors of hydro-fluids such as NGZh easily penetrate through intact skin, can affect the nervous system and respiratory organs of technical personnel. Therefore, increased requirements for tightness are also imposed on the hydraulic system, and when servicing it, you must strictly observe the rules for labor protection and safety measures. In general, the operating costs of hydromechanical reversing devices are expensive.
Известны способы управления реверсивным устройством турбореактивного двигателя с применением электромеханических систем RU №2502885 (МПК F02K 1/76, опубл. 27.12.2013), RU №2556474 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.07.2015), RU №2572730 (МПК F02K 1/76, опубл. 20.01.2016), RU №2142569 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.12.1999), RU №2690549 (МПК F02K 1/76, F02K 1/766, опубл. 04.06.2019) в которых снят ряд вышеуказанных недостатков по массе, габаритам, экологичности, эксплуатационным затратам, присущих гидравлическим системам. В указанных аналогах для перемещения подвижных элементов реверсивного устройства применяют электромеханические привода, управление которых осуществляется с помощью электронного регулятора двигателя из состава цифровой электронной системы типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control system) или иного электронного блока управления.Known methods for controlling the reversing device of a turbojet engine using electromechanical systems RU No. 2502885 (IPC
Общим недостатком данных электромеханических систем является то, что как в случае штатной посадки самолета и стандартного включения реверсивного устройства, так и в случае прерванного взлета, электромеханический привод работает одинаково и с максимальным вращательным моментом, что также негативно влияет на надежность и эксплуатационный ресурс применяемого электрического двигателя. В конечном итоге возникает повышенный риск выхода из строя силового электромеханического оборудования и не включение реверсивного устройства двигателя.A common disadvantage of these electromechanical systems is that, both in the case of a regular landing of the aircraft and a standard activation of the reversing device, and in the case of an interrupted takeoff, the electromechanical drive works the same way with maximum torque, which also negatively affects the reliability and service life of the used electric motor. ... Ultimately, there is an increased risk of failure of the power electromechanical equipment and failure to turn on the motor reversing device.
Известен способ управления включением реверсора тяги RU №2392474 (МПК F02K 1/76, опубл. 20.06.2010), в котором вышеупомянутый недостаток частично преодолен. В указанном аналоге для перемещения подвижных элементов реверсивного устройства применяют электромеханический привод, управляемый с помощью электронного регулятора двигателя из состава цифровой системы типа FADEC, при этом дополнительно анализируют по меньшей мере один параметр, характеризующий работу турбореактивного двигателя, и выполняют последовательность операций, в которой рабочие параметры электрического двигателя приводят в соответствие с рабочей ситуацией. Из описания формулы патента следует, что в качестве анализируемого параметра для оценки рабочей ситуации используют частоту вращения ротора низкого давления турбореактивного двигателя, а выполняемую последовательность операций выбирают из по меньшей мере двух предварительно заданных последовательностей. В частности, при низком значении частоты вращения вентилятора двигателя, т.е. при включении реверса на малом газе после штатной посадки самолета, обеспечивается пониженный момент вращения / меньшая частота вращения электродвигателя; при высоком значении частоты вращения вентилятора, т.е. при включении реверса на взлетном режиме, обеспечивается максимальный момент вращения / высокая частота вращения электродвигателя.A known method of controlling the inclusion of a thrust reverser RU No. 2392474 (IPC
Основным недостатком данного аналога является низкая точность определения (идентификации) начала прерванного взлета при отказах и неисправностях турбореактивного двигателя.The main disadvantage of this analogue is the low accuracy of determining (identifying) the onset of an interrupted takeoff in the event of turbojet engine failures and malfunctions.
Так, в случае недобора тяги турбореактивного двигателя на взлетном режиме в процессе разбега самолета по взлетно-посадочной полосе, например, из-за трудно выявляемых экипажем отклонений в работе датчиков системы автоматического управления двигателем или неисправности канала регулирования входного направляющего аппарата компрессора, возможно пониженное значение частоты вращения ротора низкого давления, что и обуславливает потерю тяги двигателя. Особенно это характерно для современных турбореактивных двигателей с высокой степенью двухконтурности. Экипаж, выявив недобор тяги, например, по критерию медленного разгона самолета или по аварийной сигнализации, может осуществить прерванный взлет. Однако электродвигатель реверсивного устройства будет работать не на максимальной мощности, т.к. частота вращения ротора низкого давления параметра имеет низкий уровень. В конечном итоге это может привести к позднему включению реверса на максимальной обратной тяге и, в сочетании с другими факторами и отказами, к недопустимым последствиям.So, in the case of a shortage of thrust of the turbojet engine in takeoff mode during the takeoff run of the aircraft along the runway, for example, due to deviations in the operation of the sensors of the automatic engine control system that are difficult to detect by the crew or malfunction of the control channel of the inlet guide vane of the compressor, a lower frequency value is possible. rotation of the low-pressure rotor, which causes the loss of engine thrust. This is especially true for modern turbojet engines with a high bypass ratio. The crew, revealing a shortage of thrust, for example, by the criterion of a slow acceleration of the aircraft or by an alarm, can perform an interrupted takeoff. However, the electric motor of the reversing device will not operate at maximum power, because parameter low pressure rotor speed is low. Ultimately, this can lead to late engagement of the reverse at maximum reverse thrust and, in combination with other factors and failures, to unacceptable consequences.
Наиболее близким по технической сущности и совокупности операций к заявляемому изобретению является способ управления реверсивным устройством авиационного двигателя при торможении самолета патент RU №2488706 (МПК F02C 9/00, опубл. 27.07.2013), заключающийся в том, что определяют приземление самолета по наличию сигналов обжатия опор шасси, после приземления переводят РУД на площадку «Минимальной обратной тяги», открывают механический замок реверсивного устройства, после его открывания формируют управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», диагностируют положение подвижных элементов реверсивного устройства с помощью, по меньшей мере, одного датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в электронный регулятор и в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода подвижных элементов реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят РУД в положение «Максимальная обратная тяга» и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД; переводят РУД на площадку «Малый газ» после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины, формируют управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства в положение «Прямая тяга», закрывают механический замок реверсивного устройства и переводят РУД в положение для выполнения руления самолета.The closest in technical essence and set of operations to the claimed invention is a method for controlling an aircraft engine reversing device when braking an aircraft, patent RU No. 2488706 (IPC F02C 9/00, publ. 27.07.2013), which consists in determining the landing of an aircraft by the presence of signals compression of the landing gear, after landing, the throttle is transferred to the "Minimum reverse thrust" platform, the mechanical lock of the reversing device is opened, after its opening, a control action is generated to transfer the reversing device from the “Direct thrust” position to the “Reverse thrust” position, the position of the moving elements of the reverse thrust is diagnosed. devices with the help of at least one position sensor of the moving elements of the reversing device, form an information signal to the electronic regulator and to the cockpit "Reversing device is on" after moving the moving elements of the reversing device to the "Reverse thrust" position, transfer the throttle to the position no "Maximum reverse thrust" and automatically set the engine operating mode corresponding to the throttle position; the throttle is transferred to the "Small gas" platform after the aircraft speed has decreased below the predetermined value, a control action is generated to transfer the reversing device to the "Direct thrust" position, the mechanical lock of the reversing device is closed and the throttle is moved to the position for taxiing the aircraft.
Кроме того, при переводе РУД на увеличения обратной тяги для гарантированной установки реверсивного устройства в положение «Обратная тяга» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем (~ на 0,5…1 с для двигателя типа ПД-14).In addition, when the throttle is shifted to an increase in reverse thrust to ensure the installation of the reversing device in the "Reverse thrust" position, the increase in fuel consumption is blocked for a predetermined time, determined by calculation and experiment (~ by 0.5 ... 1 s for a PD-14 engine ).
Кроме того, в процессе торможения самолета с помощью реверсивного устройства по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя.In addition, in the process of braking the aircraft with the help of the reversing device, according to a predetermined dependence on the measured speed of the aircraft, the fuel consumption into the engine combustion chamber is reduced.
Согласно описания прототипа управление реверсивным устройством двигателя осуществляют предложенной электронно-гидромеханической системой автоматического управления, в состав которой входит электронный регулятор двигателя, комплект датчиков двигательных параметров, включая датчик положения РУД, частоты вращения роторов, температуры газов и т.д., датчик скорости самолета, блок исполнительных элементов. Электронный регулятор двигателя представляет собой специализированную вычислительную машину из состава цифровой системы управления типа FADEC.According to the description of the prototype, the engine reversing device is controlled by the proposed electronic-hydromechanical automatic control system, which includes an electronic engine controller, a set of motion parameters sensors, including a throttle position sensor, rotor speed, gas temperature, etc., an aircraft speed sensor, block of executive elements. The electronic engine regulator is a specialized computer from the FADEC type digital control system.
К основным недостаткам способа управления реверсивным устройством авиационного двигателя, выбранного за прототип, относится:The main disadvantages of the method for controlling the reversing device of the aircraft engine, selected for the prototype, include:
1. Наличие блокировки увеличения расхода топлива в камеру сгорания двигателя для формирования максимальной обратной тяги.1. The presence of blocking the increase in fuel consumption into the combustion chamber of the engine for the formation of maximum reverse thrust.
Наличие блокировки увеличения расхода топлива после перевода РУД на режим «Увеличение обратной тяги» на уровне 0,5…1 секунды является крайне нежелательным для условий прерванного взлета, т.к. приводит к более позднему формированию максимальной обратной тяги, когда необходимо экстренное включение реверсивного устройства и торможение самолета, например, в ситуации, когда на взлетно-посадочной полосе возникло внешнее препятствие или произошел критический отказ авиационного оборудования, пожар на борту. Каких-либо ограничений по применению данной блокировки для условий прерванного взлета в тексте прототипа не оговаривается, как и отсутствует сама идентификация прерванного взлета.The presence of blocking the increase in fuel consumption after switching the throttle to the "Increase in reverse thrust" mode at the level of 0.5 ... 1 second is extremely undesirable for the conditions of an interrupted takeoff, because leads to a later formation of maximum reverse thrust, when an emergency activation of the reversing device and deceleration of the aircraft is necessary, for example, in a situation when an external obstacle has appeared on the runway or a critical failure of aviation equipment has occurred, a fire on board. There are no restrictions on the use of this blocking for the conditions of an aborted takeoff in the prototype text, as well as the identification of the aborted takeoff itself is absent.
2. Возможно наличие неуправляемости авиационного двигателя.2. The presence of uncontrollable aircraft engine is possible.
Как следует из описания работы устройства, реализующим данный способ, в прототипе предусмотрено автоматическое снижение расхода топлива в камеру сгорания в процессе торможения самолета по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета. Но подобные программы регулирования могут привести к неуправляемости двигателя и даже к недопустимому самопроизвольному изменению режима работы двигателя в ситуации, когда у экипажа возникнет необходимость увеличить режим работы двигателя, например, для прекращения режима посадки и уходе на второй круг, а вышеуказанная программа предписывает автоматическое снижение расхода топлива в камеру сгорания.As follows from the description of the operation of the device that implements this method, the prototype provides for an automatic reduction in fuel consumption in the combustion chamber during the braking of the aircraft in a predetermined dependence on the measured speed of the aircraft. But such control programs can lead to engine uncontrollability and even to an unacceptable spontaneous change in the engine operating mode in a situation where the crew needs to increase the engine operating mode, for example, to terminate the landing mode and go around, and the above program prescribes an automatic reduction in consumption fuel into the combustion chamber.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является недостаточная эффективность алгоритма включения реверсивного устройства при прерванном взлете самолета, недостаточная безопасность полета при торможении самолета в условиях посадки или прерванного взлета.A technical problem, the solution of which is provided only with the implementation of the present invention and cannot be realized when using the prototype, is the insufficient efficiency of the algorithm for turning on the reversing device during an interrupted takeoff of the aircraft, insufficient flight safety when the aircraft is braked during landing or interrupted takeoff.
Технической задачей изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя, повышение безопасности полета при посадке и прерванном взлете самолета, снижение времени формирования максимальной обратной тяги двигателя в условиях прерванного взлета.The technical objective of the invention is to improve the reliability of the gas turbine engine, improve flight safety during landing and interrupted takeoff of the aircraft, reduce the time of formation of the maximum engine reverse thrust under conditions of interrupted takeoff.
Это возможно за счет:This is possible due to:
достоверной, своевременной и автоматической идентификации режима прерванного взлета самолета, осуществляемой в электронном регуляторе двигателя, на основе информации о действиях экипажа по перемещению РУД, наличии касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы и использовании информационного сигнала релейного типа «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1»;reliable, timely and automatic identification of the aircraft's rejected take-off mode, carried out in the electronic engine governor, based on information about the crew's actions to move the throttle control, the presence of a touch of the landing gear of the aircraft landing strip and the use of a relay-type information signal “The aircraft speed does not exceed the decision-making speed V1 ";
- исключения блокировки увеличения расхода топлива в камеру сгорания для формирования максимальной обратной тяги;- elimination of blocking of an increase in fuel consumption into the combustion chamber to form the maximum reverse thrust;
- исключения неуправляемости двигателя и/или исключения самопроизвольного изменения режима работы двигателя.- elimination of engine uncontrollability and / or elimination of spontaneous change in the engine operating mode.
Техническая проблема решается тем, что в способе управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя при посадке и прерванном взлете самолета, заключающемся в том, что определяют приземление самолета по наличию сигналов обжатия опор шасси, переводят РУД на площадку «Минимальной обратной тяги», открывают механический замок реверсивного устройства, после его открывания формируют управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», диагностируют положение подвижных элементов реверсивного устройства с помощью, по меньшей мере, одного датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в электронный регулятор и в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода подвижных элементов реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят РУД в положение «Максимальная обратная тяга» и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД; переводят РУД на площадку «Малый газ» после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины, формируют управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства в положение «Прямая тяга», закрывают механический замок реверсивного устройства и переводят РУД в положение для выполнения руления самолета, согласно изобретению, дополнительно формируют наперед заданное предельное значение τпред времени перемещения РУД из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства, в процессе разбега самолета по взлетно-посадочной полосе на взлетном режиме определяют (измеряют) текущее время τ перемещения РУД из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства, сравнивают текущее значение времени τ перемещения РУД с предельным значением τпред, определяют наличие информационного сигнала релейного типа «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1»; в случае, если текущее значение времени τ перемещения РУД меньше предельного значения τпред, информационный сигнал «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1» присутствует, сигнал обжатия опор шасси самолета присутствует, то осуществляют перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», при этом величину обратной тяги формируют в соответствии с заданным положением РУД.The technical problem is solved by the fact that in the method of controlling the reversing device of a gas turbine engine during landing and interrupted takeoff of an aircraft, which consists in determining the landing of the aircraft by the presence of landing gear compression signals, transferring the throttle control to the "Minimum reverse thrust" site, opening the mechanical lock of the reversing device , after opening it, a control action is generated on the transfer of the reversing device from the “Direct thrust” position to the “Reverse thrust” position, the position of the movable elements of the reversing device is diagnosed using at least one position sensor of the moving elements of the reversing device, an information signal is generated into an electronic the regulator and into the cockpit "Reversing device is on" after moving the moving elements of the reversing device to the "Reverse thrust" position, move the throttle to the "Maximum reverse thrust" position and automatically set the engine operating mode corresponding to the position Ore; the throttle control is transferred to the "Small gas" site after the aircraft speed has decreased below the predetermined value, a control action is generated to transfer the reversing device to the "Direct thrust" position, the mechanical lock of the reversing device is closed and the throttle control device is moved to the position for taxiing the aircraft, according to the invention, additionally a predetermined limit value τ is formed before the time of the throttle control movement from the “Maximum mode” position to the position of the reversing device; during the takeoff run of the aircraft along the runway, the current time τ of the throttle control movement from the “Maximum mode” position to the position of the reversing device, the current value of the time τ of the throttle control movement is compared with the limit value τ before , the presence of an information signal of the relay type "The speed of the aircraft does not exceed the speed of decision making V1" is determined; if the current value of the time τ of the throttle control is less than the limiting value τ before , the information signal “The speed of the aircraft does not exceed the speed of decision making V1” is present, the signal of compression of the aircraft landing gear is present, then the reversing device is transferred from the “Direct thrust” position to the position "Reverse thrust", while the amount of reverse thrust is formed in accordance with the given position of the throttle control.
Кроме того, согласно изобретению, формирование предельного значения τпред, определение τ времени перемещения рычага управления двигателем из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства, а также сравнение параметров τпред и τ осуществляют в электронном регуляторе газотурбинного двигателя.In addition, according to the invention, the formation of the limiting value τ pre , determining the time τ of the movement of the engine control lever from the position "Maximum mode" to the position of the reversing device, as well as the comparison of the parameters τ before and τ are carried out in the electronic regulator of the gas turbine engine.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве предельного значения применяют константу τпред, равную 2 секундам.In addition, according to the invention, a constant τ pre equal to 2 seconds is used as the limit value.
Кроме того, согласно изобретению, формирование и передачу в электронный регулятор двигателя информационного сигнала «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1» и информационного сигнала обжатия опор шасси самолета осуществляют в системе управления самолетным оборудованием.In addition, according to the invention, the formation and transmission to the electronic engine controller of the information signal "The speed of the aircraft does not exceed the speed of decision making V1" and the information signal of compression of the landing gear of the aircraft is carried out in the aircraft equipment control system.
Кроме того, согласно изобретению, передачу в электронный регулятор двигателя информационных сигналов из системы управления самолетным оборудованием осуществляют в последовательном коде.In addition, according to the invention, the transmission of information signals from the aircraft equipment control system to the electronic engine controller is carried out in a sequential code.
Кроме того, согласно изобретению, передача информации в последовательном коде осуществляется через витую и экранированную пару проводов или через волоконно-оптические линии связи.In addition, according to the invention, the transmission of information in a serial code is carried out through a twisted and shielded pair of wires or through fiber-optic communication lines.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства используют датчик линейного перемещения штока электромеханизма или датчик угла поворота инкрементального или абсолютного типа.In addition, according to the invention, a linear displacement sensor of an electromechanical rod or an incremental or absolute rotational angle sensor is used as a position sensor for the movable elements of the reversing device.
Кроме того, согласно изобретению, датчик угла поворота инкрементального или абсолютного типа представляет собой резольвер, фотоимпульсный инкодер или датчик, работающий на эффекте Холла.In addition, according to the invention, the rotational angle encoder of the incremental or absolute type is a resolver, a photopulse encoder or a Hall-effect encoder.
На фиг. 1 представлена блок-схема устройства для реализации заявляемого способа управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя при посадке и прерванном взлете самолета.FIG. 1 shows a block diagram of a device for implementing the inventive method for controlling a gas turbine engine reversing device during landing and aborted takeoff of an aircraft.
Устройство содержит блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия опор (стоек) шасси самолета, датчик 2 приборной скорости самолета, система 3 управления самолетным оборудованием, рычаг 4 управления двигателем (РУД) с датчиком 4.1, измеряющим положение (угловое) РУД; электронный регулятор 5 газотурбинного двигателя, реверсивное устройство 6 газотурбинного двигателя, в состав которого входит электромеханизм 6.1 открытием / закрытием механического замка (не показан) и электропривод 6.2 перекладки подвижных элементов реверсивного устройства; блок 7 датчиков и сигнализаторов двигательных параметров, содержащий, в том числе, датчик-сигнализатор 7.1 положения механического замка реверсивного устройства и датчик 7.2 положения подвижных элементов реверсивного устройства. Устройство также содержит информационное табло 8 «Замок реверсивного устройства не закрыт» и информационное табло 9 «Реверсивное устройство включено», которые размещены в кабине экипажа.The device contains a
Система 3 управления самолетным оборудованием предназначена для управления и контроля технического состояния общесамолетного оборудования, обеспечения экипажа и сопрягаемого оборудования необходимой информацией о состоянии систем самолета, например, таких как система управления уборкой и выпуском шасси, топливная система, маршевые газотурбинные двигатели, вспомогательная силовая установка, интегрированная система сбора, контроля, обработки и регистрации полетной информации, системы пожарной защиты, системы торможения колес, системы электроснабжения и т.д. Именно система 3 управления самолетным оборудованием формирует и передает в электронный регулятор 5 дискретный сигнал обжатия опор (стоек) шасси на основе данных блока 1 датчиков-сигнализаторов, также формирует и передает в электронный регулятор 5 дискретный сигнал «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1» на основе сравнения измеряемой приборной скорости самолета и заранее заданной скорости принятия решения V1.Aircraft
Скорость V1 - скорость принятия решения при взлете («TAKEOFF DECISION SPEED»). Это скорость разбега многомоторного самолета, на которой возможно безопасное прекращение взлета до полной остановки и безопасное продолжение взлета (даже при отказе двигателя). Скорость V1 для многомоторного самолета заранее определяется экипажем перед каждым взлетом при расчете полета. Обычно, приборная скорость самолета (Indicated Airspeed) и заданная скорость V1 индицируются на главном пилотажном дисплее (PFD) в кабине экипажа.V1 speed is the takeoff decision speed ("TAKEOFF DECISION SPEED"). This is the takeoff speed of a multi-engine aircraft, at which it is possible to safely stop takeoff to a complete stop and safely continue takeoff (even if the engine fails). The V1 speed for a multi-engine aircraft is predetermined by the crew prior to each takeoff during flight calculations. Typically, the aircraft's Indicated Airspeed and target speed V1 are displayed on the main flight display (PFD) in the cockpit.
Система 3 является типовой для современной конструкции магистрального самолета, обмен информацией с электронным регулятором 5 осуществляется в последовательном коде.
Электронный регулятор 5 двигателя представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации и формирования управляющих и информационных сигналов согласно заданных алгоритмов работы. Западным аналогом электронного регулятора 5 является электронный блок управления из состава цифровой системы управления, например, типа FADEC.The
Реверсивное устройство 6 является решетчатым и находящимся в наружном контуре двигателя. Подобная конструкция реверсивного устройства является достаточно распространенной и, например, используется в двигателе ПС-90А для самолетов Ил-96-300 и Ту-204, в двигателе Д-18Т для самолета АН-124 «Руслан», в двигателе Rolls-Royce Trent 500 для самолета А340-500/600, в двигателе V2500 для самолета А320-100/200 и др. Но в более общем случае могут быть применены иные конструкции реверсивного устройства, например, створчатого или ковшового типа.The reversing
Датчик-сигнализатор 7.1 положения механического замка реверсивного устройства представляет собой типовой концевой переключатель.The sensor signaling device 7.1 of the mechanical lock position of the reversing device is a typical limit switch.
В качестве датчика 7.2 положения подвижных элементов реверсивного устройства может быть использован датчик линейного перемещения штока электромеханизма, имеющим кинематическую связь с подвижным обтекателем, например, индукционного типа (LVDT - Linear variable differential transformers), оптического, лазерного, потенциометрического или иного типа. Также могут быть использованы датчики угла поворота инкрементального или абсолютного типа, например, резольверы, фотоимпульсные инкодеры или датчики, работающие на эффекте Холла.As the sensor 7.2 of the position of the moving elements of the reversing device, a linear displacement sensor of the rod of the electromechanism can be used, which has a kinematic connection with a movable fairing, for example, induction type (LVDT - Linear variable differential transformers), optical, laser, potentiometric or other type. Incremental or absolute rotary encoders such as resolvers, photopulse encoders or Hall effect encoders can also be used.
Выход блока 1 подается на первый вход системы 3 управления самолетным оборудованием. Выход датчика 2 скорости соединен со вторым входом системы 3. Третий вход / выход системы 3 соединен по двунаправленной кодовой линии связи с электронным регулятором 5. Выход датчика 4.1 положения рычага 4 управления двигателем также соединен с вторым входом электронного регулятора 5. Второй выход электронного регулятора 5 соединен с электромеханизмом 6.1 механического замка (не показан) реверсивного устройства 6, а третий выход электронного регулятора 5 соединен с электроприводом перекладки подвижных элементов 6.2 реверсивного устройства 6.The output of
Третий и последующие входы электронного регулятора 5 соединены с выходом блока 7 датчиков и сигнализаторов двигательных параметров. Четвертый выход электронного регулятора 5 подается на информационное табло 8 «Замок реверсивного устройства не закрыт», пятый выход электронного регулятора 5 подается на информационное табло 9 «Реверсивное устройство включено».The third and subsequent inputs of the
Способ реализуется следующим образом. В полете управление тягой газотурбинного двигателя обеспечивается путем перемещения рычага 4 управления двигателем в соответствующее положение. Угол положения РУД в течение всего полета (в воздухе и на земле) измеряется с помощью датчика 4.1 и анализируется в электронном регуляторе 5 двигателя для автоматического поддержания заданного уровня прямой и обратной тяги согласно заданным программам управления. В электронном регуляторе 5 также постоянно анализируется (контролируется) информация из системы 3 о состоянии обжатия / не обжатия опор шасси, превышении / не превышении скорости разбега самолета скорости принятия решения V1. Информация о состоянии опор шасси самолета и состоянии сигнала V1 передается из системы 3 в электронный регулятор 5 в кодовом виде (последовательном коде). Передача информации в последовательном коде осуществляется через витую и экранированную пару проводов или через волоконно-оптические линии связи, но возможна передача информации и по беспроводной связи. Включение реверса тяги в воздухе заблокировано, так как механический замок реверсивного устройства 6 закрыт, а электронным регулятором 5 заблокировано формирование управляющего сигнала на включение реверса тяги из-за отсутствия сигнала об обжатии опор шасси самолета, что обусловлено нахождением самолета в воздухе.The method is implemented as follows. In flight, the thrust control of the gas turbine engine is provided by moving the
После приземления самолета (касания самолетом взлетно-посадочной полосы), которое определяют по наличию соответствующих выходных сигналов из блока 1 датчиков-сигнализаторов обжатия опор (стоек) шасси и системы 3 для торможения самолета и автоматического включения реверсивного устройства экипаж переводит РУД 4 из положения полетный малый газ («Approach idle») или просто малый газ («idle») для включения реверсивного устройства. В результате этого формируется управляющий сигнал на электромеханизм 6.1 для открытия механического замка реверса, механический замок открывается, как следствие, срабатывает датчик 7.1 контроля (диагностики) положения механического замка реверсивного устройства, который также идентифицируется электронным регулятором как необходимое условие для включения реверса тяги. Одновременно с выхода электронного регулятора 5 формируется сигнал на информационное табло 8 «Замок реверсивного устройства не закрыт» в кабину экипажа для контроля за работой реверсивного устройства.After the aircraft has landed (the aircraft touches the runway), which is determined by the presence of the corresponding output signals from the
Кроме того, перемещение РУД постоянно регистрируется электронным регулятором 5. Перевод РУД в положение включения реверсивного устройства также является необходимым условием для включения реверса тяги и фактически признаком намерения экипажа начать торможение самолета с помощью реверсивного устройства. В результате на выходе электронного регулятора 5 формируют управляющее воздействие на электропривод 6.2 для перевода подвижных элементов реверсивного устройства 6 в положение «Обратная тяга».In addition, the movement of the throttle is constantly recorded by the
При включении реверсивного устройства 6 его подвижный обтекатель сдвигается назад (на фиг. 1 не показан), открывая решетки с окнами для выхода воздуха из наружного контура ГТД. При этом створки реверсивного устройства также перемещаются и перекрывают канал наружного контура двигателя, что препятствует истечению газов наружного контура из сопла двигателя. Поток воздуха наружного контура тормозится створками, затем решетками реверсивного устройства направляется в сторону, противоположную движению самолета, тем самым создавая обратную тягу.When the reversing
После перекладки реверсивного устройства и на основе данных, по меньшей мере, одного датчика 7.2, контролирующего положение подвижных элементов реверсивного устройства, на выходе электронного регулятора 5 формируется сигнал, который поступает на информационное табло 9 «Реверсивное устройство включено».After shifting the reversing device and based on the data of at least one sensor 7.2, which controls the position of the moving elements of the reversing device, a signal is generated at the output of the
Величина обратной тяги также определяется положением РУД. После перемещения РУД на площадку «Максимальной обратной тяги» с помощью электронного регулятора двигателя происходит автоматическое увеличение режима работы газогенератора двигателя и величины обратной тяги до максимального значения и наиболее энергичное торможение самолета.The amount of reverse thrust is also determined by the throttle position. After moving the throttle to the "Maximum reverse thrust" site with the help of the electronic engine regulator, the operating mode of the engine gas generator and the amount of reverse thrust are automatically increased to the maximum value and the aircraft is decelerated most vigorously.
До достижения самолетом заранее заданной скорости пробега, на которой возможно попадание реверсивной струи газов в двигатель, экипаж переводит РУД в положение «Минимальной обратной тяги». Далее по мере необходимости реверсивное устройство выключают и на режиме малого газа прямой тяги обеспечивают руление самолета до стоянки.Until the aircraft reaches a predetermined airspeed, at which the reverse gas jet can enter the engine, the crew switches the throttle to the "Minimum reverse thrust" position. Then, as necessary, the reversing device is turned off and, in the idle mode of direct thrust, the aircraft is taxiing to the parking area.
В случае необходимости экстренного торможения при разбеге до достижения заданной скорости принятия решения V1, например, из-за неожиданно возникшей помехи на взлетной полосе, экипаж резко переводит рычаги управления всех двигателей из положения максимального (взлетного) режима («Мах Take-Off») в положение обратной тяги, т.е. в зону включения реверсивного устройства. Возникает ситуация прерванного взлета. В данном случае в электронном регуляторе 5 двигателя измеряется текущее время τ перемещения РУД из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства, также сравнивается текущее значение времени τ перемещения РУД из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства с предельным значением τпред, определяется наличие / отсутствие из системы 3 информационного сигнала «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1» и информационного сигнала обжатия опор шасси самолета. В случае если текущее значение т времени перемещения РУД из положения «Максимальный режим» в положение включения реверсивного устройства меньше предельного значением τпред, информационный сигнал «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1» присутствует, информационный сигнал обжатия опор шасси самолета присутствует, то осуществляют перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» независимо от наличия сигнала «Реверсивное устройство включено».If emergency braking is necessary during the take-off run until a given decision speed V1 is reached, for example, due to an unexpected interference on the runway, the crew abruptly shifts the control levers of all engines from the maximum (takeoff) position (“Max Take-Off”) to reverse thrust position, i.e. into the zone of inclusion of the reversing device. A rejected takeoff situation occurs. In this case, in the
Таким образом, перекладка реверсивного устройства при прерванном взлете происходит на режиме, близком к максимальному режиму работы двигателя. Очевидно, что в таком случае реверсивное устройство испытывает максимальные статические и динамические силовые нагрузки, обусловленные высоким уровнем аэродинамического давления воздушного потока в наружном контуре двигателя. Но в данной ситуации главное, что с наибольшим быстродействием обеспечивается максимальная обратная тяга и экстренное торможение самолета в пределах располагаемой дистанции прерванного взлета, а надежная работа реверсивного устройства обеспечивается его конструкцией.Thus, the shifting of the reversing device during an interrupted takeoff occurs at a mode close to the maximum engine operating mode. Obviously, in this case, the reversing device experiences maximum static and dynamic power loads due to a high level of aerodynamic pressure of the air flow in the external engine circuit. But in this situation, the main thing is that the maximum reverse thrust and emergency braking of the aircraft within the available distance of the interrupted take-off are provided with the highest speed, and the reliable operation of the reversing device is ensured by its design.
Реализация заявляемой системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электронно-электромеханической, электропневматической или электронно-гидромеханической. В предпочтительном варианте - электронно-электромеханической.The implementation of the claimed reverse control system can also be any known, for example, electronic-electromechanical, electro-pneumatic or electronic-hydromechanical. In the preferred embodiment - electronic-electromechanical.
В качестве блока 3 может быть использована система СУОСО-МС-21 разработки акционерного общества «Ульяновское конструкторское бюро приборостроения», РФ.As
В качестве электронного регулятора 5 может быть применен, например, российский электронный регулятор двигателя РЭД-14 разработки АО «ОДК-Стар», РФ. Электронный регулятор РЭД-14 представляет собой специализированный многопроцессорный цифровой вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени.As an
Конструктивно электронный регулятор РЭД-14 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения, который размещается на корпусе двигателя.Structurally, the electronic regulator RED-14 is made in the form of a rectangular monoblock, which is located on the engine housing.
В электронном регуляторе 5 типа РЭД-14 происходит измерение угла поворота РУД, параметров температуры и давления воздуха на входе в двигатель, а также измерение внутридвигательных параметров, таких, например, как частота вращения роторов двигателя, угол поворота входного направляющего аппарата компрессора, температура газов за турбиной низкого давления и др. Также в РЭД-14 осуществляется контроль входных информационных (дискретных) сигналов. Кроме того, электронный регулятор взаимодействует с самолетной системой управления типа СУОСО, которая формирует информационные кодовые сигналы об обжатии опор шасси самолета, сигнал о превышении/не превышении скорости самолета заданной скорости принятия решения V1 и др. На основе полученной входной информации, в том числе по последовательному коду типа ARINC-429, электронный регулятор двигателя в соответствии с заложенными программами управления обеспечивает управление расходом топлива в камеру сгорания двигателя, регулирование положением входных направляющих аппаратов компрессора, включение и выключение клапанов перепуска воздуха, включение и выключение реверсивного устройства двигателя и др., что и обеспечивает в конечном итоге необходимый уровень реактивной тяги двигателя.In the
В качестве датчика измерения угла поворота РУД могут быть использованы известные датчики углового перемещения, например, синусно-косинусные вращающиеся трансформаторы типа ДБСКТ, но предпочтительно применять индукционные датчики типа RVDT - Rotary Variable Differential Transformer (по одному датчику для каждого канала регулятора), связь датчиков RVDT с РУД механическая. Датчики располагают непосредственно в блоке рычагов управления двигателями, размещенном на центральном пульте управления в кабине экипажа. Каждому угловому положению РУД соответствует определенное значение угла поворота RVDT.As a sensor for measuring the angle of rotation of the throttle control, well-known angular displacement sensors can be used, for example, sine-cosine rotating transformers of the DBSKT type, but it is preferable to use induction sensors of the RVDT type - Rotary Variable Differential Transformer (one sensor for each channel of the regulator), the connection of the RVDT sensors with mechanical throttle. The sensors are located directly in the engine control lever block located on the central control panel in the cockpit. Each angular position of the throttle corresponds to a certain value of the RVDT rotation angle.
На фиг. 2 представлено перемещение рычага управления двигателем по основным эксплуатационным режимам работы двигателя. Формирование максимального режима работы двигателя при взлете самолета осуществляется, как правило, после перевода РУД с площадки «Малый газ» на площадку «Максимальный режим». Включение реверсивного устройства и формирование обратной тяги осуществляется после перевода РУД в диапазон от минимальной обратной тяги до максимальной обратной тяги.FIG. 2 shows the movement of the engine control lever in the main operating modes of the engine. The formation of the maximum operating mode of the engine during takeoff is carried out, as a rule, after the transfer of the throttle control from the "Small Gas" site to the "Maximum mode" site. The reversing device is switched on and the reverse thrust is formed after the throttle control is transferred to the range from the minimum reverse thrust to the maximum reverse thrust.
На фиг. 3 представлен примерный график изменения величины обратной тяги двигателя в зависимости от установленного режима работы двигателя при включенном реверсивном устройстве.FIG. 3 shows an approximate graph of the change in the magnitude of the reverse thrust of the engine depending on the set operating mode of the engine when the reversing device is on.
Для обеспечения прерванного взлета самолета пилоту достаточно перевести РУД из положения «Максимальный режим» в зону обратной тяги за время не более 2 секунд, например, на площадку «Минимальная обратная тяга», затем, при необходимости, довести РУД до площадки «Максимальная обратная тяга». В случае, когда требуется осуществить прерванный взлет с максимально энергичным торможением самолета, летчику необходимо сразу перевести РУД из положения «Максимальный режим» на площадку «Максимальная обратная тяга» за время не более 2 секунд. При этом, в обоих вышеуказанных случаях, для экстренного включения реверсивного устройства согласно изобретения в электронный регулятор двигателя должен поступать информационный сигнал «Скорость самолета не превышает скорость принятия решения V1», также должен присутствовать информационный сигнал обжатия опор шасси самолета.To ensure an interrupted takeoff of the aircraft, the pilot only needs to move the throttle from the “Maximum mode” position to the reverse thrust zone in a time of no more than 2 seconds, for example, to the “Minimum reverse thrust” platform, then, if necessary, bring the throttle control to the “Maximum reverse thrust” platform ... In the case when it is required to carry out an interrupted take-off with the maximum vigorous deceleration of the aircraft, the pilot must immediately switch the throttle from the "Maximum mode" position to the "Maximum reverse thrust" area within a time not exceeding 2 seconds. At the same time, in both of the above cases, for the emergency activation of the reversing device according to the invention, the information signal "Aircraft speed does not exceed the speed of decision making V1" must be sent to the electronic engine regulator, and the information signal of compression of the aircraft landing gear must also be present.
Специалистам в области авиационного двигателестроения ясно, что рассмотренные в настоящем заявляемом способе действия экипажа по перемещению РУД обычно оговариваются в руководстве по эксплуатации двигателя и самолета.It is clear to specialists in the field of aircraft engine building that the actions of the crew to move the throttle control discussed in the present claimed method are usually specified in the engine and aircraft operating manual.
Необходимо отметить, что в случае, если время перевода РУД из положения «Максимальный режим» в положение «Минимальная обратная тяга» или «Максимальной обратной тяги» или иной промежуточный режим обратной тяги превысит 2 секунды, то управляющая команда из электронного регулятора 5 на увеличение режима работы газогенератора двигателя для обеспечения максимальной обратной тяги произойдет только после формирования в электронном регуляторе информационного сигнала «Реверсивное устройство включено»It should be noted that if the time to transfer the throttle from the “Maximum mode” position to the “Minimum reverse thrust” or “Maximum reverse thrust” position or another intermediate reverse thrust mode exceeds 2 seconds, then the control command from the
В качестве датчика - сигнализатора положения механического замка реверсивного устройства могут быть использованы любые известные типы переключателей российского производства типа ПКТ-6М-2С и/или западного типа FT8377937 компании «Crouzet» (Франция). Указанные сигнализаторы представляет собой нормально разомкнутую контактную группу. При нажатии на подвижный шток сигнализатора элементами конструкции замка происходит замыкание контактной группы внутри сигнализатора и выдается сигнал +27 Вольт в электронный регулятор типа РЭД-14 или иную систему управления реверсом.Any known types of Russian-made switches of the PKT-6M-2C type and / or of the western type FT8377937 of the Crouzet company (France) can be used as a sensor - signaling device of the position of the mechanical lock of the reversing device. The indicated alarms represent a normally open contact group. When the movable rod of the signaling device is pressed by the elements of the lock structure, the contact group inside the signaling device is closed and a +27 Volt signal is issued to an electronic regulator of the RED-14 type or another reverse control system.
В качестве датчика положения подвижного элемента реверсивного устройства могут быть использованы датчик линейного перемещения штока электромеханизма или датчик угла поворота инкрементального или абсолютного типа, например, резольвер, фотоимпульсный инкодер или датчик, работающий на эффекте Холла.As the position sensor of the moving element of the reversing device, a linear displacement sensor of the electromechanical rod or an incremental or absolute rotation angle sensor, for example, a resolver, a photopulse encoder, or a Hall effect sensor, can be used.
В качестве датчика 2 приборной скорости самолета может быть использован любой известный современный тип аэрометрического датчика приборной скорости самолета (Indicated Airspeed), работающего на основе измерения скоростного (динамического) напора воздуха, функционально связанного со скоростью движения самолета. В частности, могут быть применены многофункциональные измерители воздушных данных с приемниками воздушного давления типа ПВД-40 или типа ППД-1М, которые по конструкции представляют собой типичные трубки Прандтля-Пито.Any known modern type of Indicated Airspeed aerometric sensor can be used as the aircraft's indicated
В качестве электропривода 6.2 может быть применен электропривод по типу RU №175530 (МПК: F02K 1/76, B64D 29/00, B64D 31/00, опубл. 07.12.2017), в качестве электромеханизма - электромеханизм поступательного действия по типу RU №2531208 (МПК H02K 7/116, В64С 13/50, опубл. 20.10.2014). В качестве датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси из состава блока 1 могут быть использованы любые известные устройства, например, концевые выключатели типа АМ800К, тензодатчики, индуктивные датчики перемещения, системы сигнализации типа «WoW» (weight-on-weels - вес на колесах).As an electric drive 6.2, an electric drive of the type RU No. 175530 (IPC:
Заявляемый способ успешно прошел апробацию и обеспечил проведение различных типов стендовых и летных испытаний авиационного двигателя типа ПД-14 (головной разработчик АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ), укомплектованного электронным регулятором двигателя типа РЭД-14 и электромеханическим приводом реверсивного устройства.The inventive method has successfully passed approbation and provided various types of bench and flight tests of an aircraft engine of the PD-14 type (the head developer is JSC UEC-Aviadvigatel, RF), equipped with an electronic engine controller of the RED-14 type and an electromechanical drive of the reversing device.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность работы двигателя и безопасность полета при торможении самолета с включением реверсивного устройства как при штатной посадке, так и в условиях прерванного взлета на основе достоверной, своевременной и автоматической идентификации режима экстренного останова самолета, осуществляемой в электронном регуляторе двигателя.Thus, the proposed invention with the above distinctive features, in conjunction with the known features, makes it possible to increase the reliability of the engine and the safety of the flight when braking the aircraft with the inclusion of a reversing device both during a regular landing and in conditions of an interrupted takeoff based on reliable, timely and automatic identification emergency stop mode of the aircraft, carried out in the electronic engine governor.
Claims (8)
Priority Applications (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019129710A RU2730731C1 (en) | 2019-09-20 | 2019-09-20 | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff |
| PCT/RU2020/000455 WO2021054861A1 (en) | 2019-09-20 | 2020-08-27 | Method for controlling a gas turbine engine thrust reverser |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019129710A RU2730731C1 (en) | 2019-09-20 | 2019-09-20 | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2730731C1 true RU2730731C1 (en) | 2020-08-25 |
Family
ID=72237784
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019129710A RU2730731C1 (en) | 2019-09-20 | 2019-09-20 | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2730731C1 (en) |
| WO (1) | WO2021054861A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114241815A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-25 | 深圳市瑞达飞行科技有限公司 | Computing method and device, electronic equipment and computer readable storage medium |
| RU2774011C1 (en) * | 2021-09-24 | 2022-06-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Method for switching on the reversing device of a gas turbine engine when landing an aircraft |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113339141B (en) * | 2021-05-25 | 2022-08-19 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | Dual-engine airplane flight control system and method thereof |
| US11933248B1 (en) | 2022-12-09 | 2024-03-19 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Reverse thrust system and method |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5142860A (en) * | 1990-06-18 | 1992-09-01 | United Technologies Corporation | Constant thrust retention turbine temperature limit system |
| RU30708U1 (en) * | 2003-02-10 | 2003-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Лётно-исследовательский институт им. М.М.Громова | Network control system for aircraft power plants |
| RU2488706C2 (en) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of control over gas turbine engine |
-
2019
- 2019-09-20 RU RU2019129710A patent/RU2730731C1/en active
-
2020
- 2020-08-27 WO PCT/RU2020/000455 patent/WO2021054861A1/en active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5142860A (en) * | 1990-06-18 | 1992-09-01 | United Technologies Corporation | Constant thrust retention turbine temperature limit system |
| RU30708U1 (en) * | 2003-02-10 | 2003-07-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие Лётно-исследовательский институт им. М.М.Громова | Network control system for aircraft power plants |
| RU2488706C2 (en) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of control over gas turbine engine |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2783048C1 (en) * | 2021-09-03 | 2022-11-08 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Method for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine |
| RU2774011C1 (en) * | 2021-09-24 | 2022-06-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Method for switching on the reversing device of a gas turbine engine when landing an aircraft |
| CN114241815A (en) * | 2021-11-08 | 2022-03-25 | 深圳市瑞达飞行科技有限公司 | Computing method and device, electronic equipment and computer readable storage medium |
| CN114241815B (en) * | 2021-11-08 | 2023-02-28 | 深圳市瑞达飞行科技有限公司 | Computing method and device, electronic equipment and computer readable storage medium |
| RU2778962C1 (en) * | 2021-12-13 | 2022-08-29 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Apparatus for controlling the reversal of thrust of the gas turbine engine of a plane |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| WO2021054861A1 (en) | 2021-03-25 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2730731C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff | |
| US10343786B2 (en) | System and method of operating a ducted fan propulsion system during aircraft taxi | |
| US8615982B2 (en) | Integrated electric variable area fan nozzle thrust reversal actuation system | |
| US10119495B1 (en) | System and method of operating a ducted fan propulsion system inflight | |
| CA2923405C (en) | Overthrust protection system and method | |
| CN107703914A (en) | A kind of aero-engine FADEC security of system appraisal procedures | |
| US9915201B2 (en) | Aircraft power system | |
| CN111216904A (en) | Engine and propeller control system | |
| EP1753939B1 (en) | Overspeed limiter for turboshaft engines | |
| CN104736818A (en) | Method for differentiating control failures in a system for controlling an actuator, in particular of a stator of a gas-turbine engine | |
| US8991151B2 (en) | Actuator system for a mobile panel of a nacelle of a turbojet | |
| RU2774010C1 (en) | Method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of a reversing device | |
| RU2757949C1 (en) | Electromechanical system for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine | |
| RU2774011C1 (en) | Method for switching on the reversing device of a gas turbine engine when landing an aircraft | |
| RU2719778C1 (en) | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking | |
| RU2393977C1 (en) | Aircraft gas turbine engine thrust control system | |
| US20200324877A1 (en) | Method and system for feathering a propeller | |
| RU2813647C1 (en) | Method for automatically controlling aircraft power plant when thrust of one of engines is reduced during take-off | |
| RU2810866C1 (en) | Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors | |
| US20230332547A1 (en) | Aircraft hybrid duplex-triplex control architecture | |
| RU2726491C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversible device | |
| US11946436B2 (en) | Aircraft control architecture, of at least one actuator of a nacelle movable cowl | |
| Davies et al. | F-14 aircraft and propulsion control integration evaluation | |
| ZICKWOLF, JR et al. | Electronic control system for a propfan engine | |
| Linke-Diesinger | The Aircrew/Engine Interface |
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: 20210520 |
|
| 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 |