WO2019098881A1 - Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета - Google Patents

Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета Download PDF

Info

Publication number
WO2019098881A1
WO2019098881A1 PCT/RU2018/000642 RU2018000642W WO2019098881A1 WO 2019098881 A1 WO2019098881 A1 WO 2019098881A1 RU 2018000642 W RU2018000642 W RU 2018000642W WO 2019098881 A1 WO2019098881 A1 WO 2019098881A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
aircraft
engine
gas turbine
icing
turbine engine
Prior art date
Application number
PCT/RU2018/000642
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Алексей Николаевич САЖЕНКОВ
Юрий Семеновоич 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 US16/754,076 priority Critical patent/US20200332710A1/en
Priority to JP2020526496A priority patent/JP6995994B2/ja
Priority to BR112020009553-2A priority patent/BR112020009553A2/pt
Priority to CA3078279A priority patent/CA3078279C/en
Priority to EP18879619.7A priority patent/EP3712402A4/en
Priority to CN201880073201.0A priority patent/CN111655990B/zh
Publication of WO2019098881A1 publication Critical patent/WO2019098881A1/ru

Links

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
    • B64D15/02—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
    • 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

Definitions

  • the present invention relates to methods for controlling aircraft engines, in particular, to methods for controlling the anti-icing system of an input device (air intake) of an aircraft gas turbine engine.
  • ice may form on the surfaces of the aircraft and its power plant.
  • the deposition of ice not only increases the weight, but also significantly impairs the aerodynamic characteristics of the aircraft.
  • icing of the input device and / or compressor of an aircraft gas turbine engine can lead to a decrease in the efficiency and stability reserves of the compressor, and when the ice breaks off - and to the failure of its blades. Therefore, thermal de-icing systems are widely used on modern aircraft and in aircraft gas turbine engines.
  • a known method of controlling an electric anti-icing system that removes ice from the air intake of a turbojet engine nacelle (Patent RU 2501717, IPC B64D 15/12, publ. 12/20/2013).
  • the essence of the method adopted for the analogue is to obtain data on external flight conditions from the aircraft central control unit, to form a thermal control model corresponding to the obtained flight conditions and to supply the required electrical power to resistive heating elements depending on the selected thermal control model.
  • the disadvantages of the analogue include the complexity of the electric heating system and the high complexity of its maintenance, including when searching for locations of possible resistive faults elements and their electrical communication lines.
  • the effectiveness of the anti-icing system based on the adopted thermal model implies its high accuracy and reliability, which is not always possible to provide in case of sensor parameter failures about external flight conditions or possible failures of the data transmission system from the aircraft’s central control unit.
  • Patent EP 3034813 IPC F01D21 / 00, F02C7 / 047, publ. 06/22/2017
  • Patent EP 3034813 IPC F01D21 / 00, F02C7 / 047, publ. 06/22/2017
  • the disadvantage of this method is its complexity, increased cost and operating costs associated with the presence of many additional temperature sensors to monitor the thermal condition of the air intake.
  • the technical objective of the claimed invention is to improve the reliability of the gas turbine engine in icing conditions in the presence of failure of the transmission data about the icing of the aircraft.
  • the technical result is achieved by the fact that in the method of controlling the anti-icing system of the air intake of an aircraft's gas turbine engine, including the registration of aircraft icing, the transfer of data on icing from the aircraft system to the electronic regulator of the gas turbine engine located on its case gas turbine engine, the issuance of an electronic regulator control signal for opening the valve, providing supply of heating air from the compressor to the air intake of the gas turbine engine in the presence of aircraft icing data, according to the invention, additionally control the health of data transmission from the aircraft to the electronic controller of the engine, measure the inlet air temperature to the Tvh engine using a sensor located on the air intake of a gas turbine engine, compare the measured The temperature of the air inlet to the Tvh engine with a predetermined limit value Tpr, and in the case of simultaneous detection of data transmission failure from the aircraft system and at the current Tvh value is less than Tpr, provide heating air from the compressor to the air intake of the gas turbine engine.
  • the predetermined limit value Tpr is equal to 10 ° C.
  • the measurement of the air temperature at the Tvc engine inlet, the comparison of the measured air temperature at the engine inlet with a predetermined limit value Tpr, the health of data transmission from the aircraft system is monitored in an electronic engine regulator.
  • data transmission from the aircraft system to the electronic controller is carried out via code lines according to the bipolar serial code interface.
  • the present invention in contrast to the prototype, they additionally monitor the health of data transmission from the aircraft system to the electronic controller of the engine, measure the air temperature at the engine inlet with Tvx using a sensor located on the air intake of the gas turbine engine, compare the measured air temperature at the engine inlet with a predetermined limit value Tpr, and in the case of simultaneous detection of data transmission faults from
  • Aircraft systems and at the current value of TVh less Tpr provide the supply of heating air from the compressor to the air intake of the gas turbine engine, which ensures the operation of the engine anti-icing system in the presence of aircraft data transfer systems about the icing of the aircraft and the engine by measuring the air temperature at the engine inlet in the electronic engine regulator.
  • the predetermined limit value Tpr is equal to 10 ° C, which allows you to reliably eliminate possible icing of the compressor blades and the engine nacelle.
  • measuring the air temperature at the Tvc engine inlet comparing the measured air temperature at the engine inlet with a predetermined limit value Tpr, monitoring the health of data transmission from the aircraft system is carried out in an electronic engine regulator, which in the event of a code error communication lines allows regular means from the composition of the automatic control system, without involving additional measuring systems and sensors, to diagnose possible engine icing i.
  • data transmission from the aircraft system to the electronic controller is performed via code lines according to the bipolar serial code interface, which allows reducing the weight of the electrical wiring on the aircraft and the engine.
  • the drawing shows a block diagram of a device that implements the claimed method.
  • block 1 detection (diagnostics) of aircraft icing is carried out, and the output signal on the presence of icing from the output of block 1 is fed to the input of block 2.
  • various icing detectors can be used, for example, mechanical icing indications based on measuring the resonant frequency sensitive element, which changes when it is icing; or electrothermal, ultrasonic, capacitor, optical, etc.
  • Unit 2 represents the control system for airborne equipment (SUOSO), which provides control, signaling and control of the technical condition of aircraft systems, including receiving icing information and transferring icing data to the engine electronic controller - block 4.
  • SUOSO airborne equipment
  • SUOSO is designed to control and monitor (flight and ground) the technical condition of airborne equipment, provide the mating equipment and crew with the necessary information about the state of the aircraft’s aircraft systems: the hydraulic system, the oxygen system, the landing control system, the landing gear installation, auxiliary power unit, anti-icing system of the wing, fire protection system, etc.
  • Element 3 is an electrical communication lines that provide the transfer of data on icing from block 2 to the input of block 4. Data transfer is carried out in the form of a bipolar serial code.
  • Unit 4 is an electronic engine regulator, for example, the FADEC type, which is a specialized electronic digital computer that provides control of all operating modes of the gas turbine engine.
  • the electronic regulator of the engine also measures the air temperature at the engine inlet to the TVH using block 5, compares the measured air temperature at the engine inlet with a predetermined limit value Tpr, monitors the transmission of icing data, and in the case of simultaneous detection of data transmission failure from the aircraft system and at the current value of Tvh less Tpr, form the corresponding control signal to supply heating air from the compressor.
  • Unit 5 is a sensor for measuring the air temperature at the engine inlet.
  • the sensor is placed in the air duct of the engine air intake and is part of a standard set of primary information sensors that interact with the electronic engine controller (block 4).
  • the device works as follows.
  • the electronic controller of the engine automatically generates a control signal that provides (includes) the supply of heating air from the compressor to the air intake of the gas turbine engine via pipelines. As a result of exposure to heat, ice is removed.
  • the electronic controller quickly detects this failure, also measures the air temperature at the Tvx engine inlet, compares the measured air temperature at the Tvx engine inlet with a predetermined limit value Tpr and in the case of simultaneous detection of data transmission failure from the aircraft system and at the current Tvh value is less than Tpr, the heating air from the compressor is supplied to the air intake of the gas turbine engine. This ensures reliable operation of the gas turbine. engine in icing conditions in the presence of failures of aircraft data systems on icing of the aircraft.
  • the means for implementing the claimed method is an electronic perspective engine controller, which is a specialized electronic digital computer operating in real time, equipped with interfaces with sensors, alarms, actuators and engine and aircraft systems.
  • the electronic engine controller provides for receiving code information from aircraft systems at a speed of 100 kbaud by sending 64 32-bit words each.
  • the electronic controller of the prospective engine also provides for the possibility of manually forcing the anti-icing system of the air intake on command from the pilot's cabin.
  • Measurement of the air temperature at the engine inlet was carried out using a thermal resistance sensor, the principle of action of which is based on the property of metals to change their ohmic resistance depending on the change in ambient temperature. But in general, a sensor with a different principle of operation can be used.
  • the air was taken to heat the air intake from the intermediate stage of the high-pressure compressor of a prospective engine.
  • the device simulating the operation of the SUOSO was technological bench equipment.
  • the implementation of the present invention with the above distinctive features, in conjunction with the known features of the claimed invention increases the reliability operation of the gas turbine engine in icing conditions in the presence of failures of aircraft systems for data transmission on icing of the aircraft and the engine by measuring the air temperature at the engine inlet in an electronic engine regulator.

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)
  • Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (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, и 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.

Description

СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ
СИСТЕМОЙ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ САМОЛЕТА
Настоящее 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 установки. 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 её 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 её 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 F01D21/00, F02C7/047, 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 отличии 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
з 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 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.
В электронный регулятор двигателя, наряду с выполнением других функций, также измеряют температуру воздуха на входе в двигатель Твх с помощью блока 5, сравнивают измеренную температуру воздуха на входе в двигатель с заранее установленным предельным значением Тпр, контролируют исправность передачи данных об обледенении, а в случае одновременного выявления отказа передачи данных из системы самолета и при текущем значении Твх меньше Тпр, формируют 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, обеспечивают 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-х 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 своё 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

Формула изобретения
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.З, отличающийся тем, что передачу данных из системы самолета в электронный регулятор осуществляют по кодовым линиям связи согласно интерфейса двухполярного последовательного кода.
PCT/RU2018/000642 2017-11-14 2018-10-03 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета WO2019098881A1 (ru)

Priority Applications (6)

Application Number Priority Date Filing Date Title
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
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
CA3078279A CA3078279C (en) 2017-11-14 2018-10-03 Method for the control of the anti-icing system of the aircraft gas turbine engine
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
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

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2017139379A RU2666886C1 (ru) 2017-11-14 2017-11-14 Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета
RU2017139379 2017-11-14

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2019098881A1 true WO2019098881A1 (ru) 2019-05-23

Family

ID=63580286

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2018/000642 WO2019098881A1 (ru) 2017-11-14 2018-10-03 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)

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 (6)

* 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
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 (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS541709A (en) * 1977-06-07 1979-01-08 Hitachi Ltd Anti-freezing method and apparatus for gas turbine suction line
US4831819A (en) * 1987-07-02 1989-05-23 Avco Corporation Anti-icing valve
US4852343A (en) * 1987-07-02 1989-08-01 Avco Corporation Method of operating anti-icing valve
JPS6453429U (ru) * 1987-09-30 1989-04-03
CN1116600A (zh) * 1994-04-13 1996-02-14 B·F·谷德里奇公司 电热除冰系统
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
US9624831B2 (en) * 2011-03-17 2017-04-18 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
JP2016512862A (ja) * 2013-03-15 2016-05-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ 航空機エンジン向けのエネルギー効率のよい制御されたクライオ燃料の蒸発
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 (6)

* 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
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

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See also references of EP3712402A4

Also Published As

Publication number Publication date
CN111655990B (zh) 2023-03-21
JP6995994B2 (ja) 2022-01-17
RU2666886C1 (ru) 2018-09-12
EP3712402A4 (en) 2021-08-11
CA3078279C (en) 2022-02-22
US20200332710A1 (en) 2020-10-22
CN111655990A (zh) 2020-09-11
BR112020009553A2 (pt) 2020-11-03
CA3078279A1 (en) 2019-05-23
EP3712402A1 (en) 2020-09-23
JP2021503055A (ja) 2021-02-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10962448B2 (en) Method for monitoring the engines of an aircraft
US10254199B2 (en) Method for monitoring the engines of an aircraft
CN107168205A (zh) 一种民机空调系统在线健康监测数据采集与分析方法
CN105741381B (zh) 一种确定飞机飞参记录参数集合的方法
CN108045596A (zh) 一种固定翼无人机的飞行性能检验检测系统及方法
GB2436366A (en) Monitoring Gas Turbine Engines
JP6085581B2 (ja) 抽気システムの故障を予測するための方法
US9733135B2 (en) Method and device for automatically detecting an incorrect measurement of a total temperature on an aircraft
EP3242006A1 (en) Method to determine a state of a valve and valve monitoring apparatus
JP2017507423A (ja) 航空機の客室温度制御システムの故障を診断するための方法
US10977880B2 (en) Hover time remaining for an aircraft
WO2019098881A1 (ru) Способ управления противообледенительной системой воздухозаборника газотурбинного двигателя самолета
EP1837506A2 (en) Monitoring gas turbine engines
CN111720218B (zh) 涡轮发动机的信号响应监测
RU2817575C1 (ru) Способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя
JP2021116060A (ja) 航空機表面の氷検出システム、および氷検出システムの動作方法
Derbel et al. Development of airborne test environment for micro turbojet engine-part II: remote measurement system
RU2618171C1 (ru) Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре
CN112373696B (zh) 飞行器防冰方法和系统
US8655508B2 (en) Aircraft environmental threat detection and mitigation
WO2017058307A2 (en) Systems and methods for diagnosing turboshaft engine bleed valves
EP4332708A1 (en) Engine control system and method with artificial intelligence sensor training
RU2726491C1 (ru) Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя
US20140244132A1 (en) System and method for 0n-wing engine trim verification
Непорожній et al. GRAPHIC SUPPORT FOR THE OPERATION OF AIRCRAFT POWER UNITS

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 18879619

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 3078279

Country of ref document: CA

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020526496

Country of ref document: JP

Kind code of ref document: A

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2018879619

Country of ref document: EP

Effective date: 20200615

REG Reference to national code

Ref country code: BR

Ref legal event code: B01A

Ref document number: 112020009553

Country of ref document: BR

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 112020009553

Country of ref document: BR

Kind code of ref document: A2

Effective date: 20200513