Способ контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета — SU 1838182 (original) (raw)

(51 ПАТЕНТНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОВЕДОМСТВО СС(ГОСПАТЕНТ ССС ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕН ПАТЕНТУ течен емас редав нт. Да утя щего от режик датчиования оу обрараммный гные усигателя падае ле крутящего авление мента и(56) Техническое описание самолета АН,чЛ, кн.4. Издание ТАПО им, Чкалова, 1973.(54) СПОСОБ КОНТРОЛЯ РАЗНОТЯГОВОСТИ ДВИГАТЕЛЕЙ МНОГОДВИГАТЕЛЬНОЙ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ САМОЛЕТА(57) Изобретение относится к авиационнойтехнике. Целью изобретения является повышение безопасности полета самолета с турбореактивными двигателями путемобеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой разнотяговостисимметричных двигателей самолета. Для Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам контроля разнотя говости двигателей многодвигательной силовой установки самолета.В авиационной технике известны способы контроля режимов работы двигателей, заключающиеся в измерении его текущих параметров позволяющие определить случай отказа двигателя для принятия соответствующих действий по управлению самолетом, обеспечивающих безопасность полета.В частности известен способ контроля работы двигателей многодвигательной силовой установки самолета Ан, выбранобеспечения этой цели измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых давлений формируют управляющий сигнал "Отказ двигателя" на включение системы парирования крена. Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производится синхронно для всех двигателей рукояткой управления двигателем, это влечет. за собой соответ твующее изменение параметров рабаты двигателей. При отказе двигателя резко падает статическое давление воздуха за компрессором высокого давления, у симметричного нормально работающего двигателя это давление остается высоким. Отношение давлений становится критическим. Это позволяет сформировать управляющий сигнал "Отказ двигателя" на включение системы парирования крена,ныи за прототип, по кторому в полета измеряют датчиками давлен в измерителе крутящего момента, пе емого двигателем на воздушный ви ление в канале измерителя кр момента изменяется в зависимости ма работы двигателя и подводится кам автоматического флюгир системы флюгирования, В аппарату ботки данных входит временный прог механизм, коммутационные и защи тройства,При отказе дв тд масла в измерите мопри достижении значения, соответствующего величине настройки датчика автоматического флюгирования, последний выдаеткоманду "Отказ двигателя" на ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение, при котором создается минимальнаяотрицательная тяга при отказе двигателя итем самым осуществляется защита самоле. та от возникновения недопустимого крена.Однако применение укаэанного способа для самолета с турбореактивными двигателями, разнесенными по крылу, невозможнобез создания специальных систем и устройств для измерения реактивной тяги.Целью изобретения является повышение безопасности полета самолета стурбореактивными двигателями путемобеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой разнотяговостисимметричных двигателей самолета.Поставленная цель достигается тем, чтов полете измеряют давление воздуха эа компрессором каждого двигателя, сравниваютзамеренныедавления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых давленийформируют управляющий сигнал "Отказдвигателя" на включение системы парирования крена,Для двухдвигательного самолета типаАнуправляющий сигнал "Отказ двигателя" формируют при достижении отношениядавлений потока эа компрессорами, равного 2,5.По предлагаемому способу используется в качестве параметра, определяющегорежим работы двигателя, величина статического давления за компрессором двигателя,которое плавно изменяется при изменениирежима работы двигателя и резко падаетпри отказе двигателя, связанном с потерейтяги.Изменение режимов работы двигателейна самолете с многодвигательной силовойустановкой производится синхронно длявсех двигателей рукояткой управления двигателями, это влечет за собой соответствующее изменение параметров работыдвигателей (частота вращения, температурагазов за турбиной, давление эа компрессорами и др,), контролируемых с помощьюприборов и аппаратуры контроля. При отказе двигателя резко падает только статическое давление воздуха за компрессоромвысокого давления, другие параметры изменяются более плавно,Постоянный контроль статического давления воздуха за компрессором высокогодавления позволит своевременно обнаружить неисправный двигатель, а операция сравнения величин этих давлений симметричных двигателей в процессе полета в блоке сравнения режимов позволяет определить 5 недопустимое уменьшение тяги одного издвигателей до момента, тогда отказ двигателя будет зафиксирован по падению других контролируемых параметров - частоты вращения, температуры.1 О Возможна также ситуация, когда уменьшение режима одного из двигателей произойдет до режима "земной малый газ", при котором по текущим параметрам - температуре и частоте вращения - это уменьшение режима не будет определено как отказ двигателя, но для самолета с большой тяговооруженностью и при условии продолжения работы симметрично двигателя на высоком режиме такая разнотяговость приведет к 20 возникновению опасного крена, при котором необходимо включение системы автоматического управления креном на его парирование. Предлагаемый. способ позволяет сформировать управляющий сигнал 25 "Отказ двигателя" в систему автоматического управления креном при таком критическом отношении статических давлений воздуха за компрессорами высокого давления двух симметричных двигателей, которое ЗО соответствует разнотяговости, вызывающей опасный крен самолета. Величина критического отношения указанных давлений может быть разной для разных типов самолета и завИсит от тяговооруженности самоЗ 5 лета, особенностей его конструкции исистем управления, но диапазон определения критического отношения давлений ограничивается характерными величинами.Нижний предел этого диапазона ограничен 40 величиной отношения давлений, при котором возможно ложное включение системы автоматического управления креном на парирование крена, т.е, включение укаэанной системы при разнотяговости, вызывающей 45 крен, еще парируемый экипажем с помощью системы управления самолетом и не влияющий на безопасность полета, Верхний предел критического отношения статических давлений воздуха за компрессороМ 50 высокого давления ограничивается величиной, соответствующей раэнотяговости симметричных двигателей. которая вызывает максимальный крен самолета, парируемый. системой автоматического управления кре ном при формировании управляющего сигнала "Отказ двигателя".Предлагаемый способ позволяет повысить безопасность полета самолета путем своевременного включения системы автоматического управления креном, а также1838182 и м да с чт но ст те ки те те Ф Составитель С.ГаевскийТехред М.Моргентал Корректор, Л,Ливринц Тираж Подписноеенного комитета по изобретениям и открытиям при ГКНТ СССР 113035, Москва, Ж; Раушская наб., 4/5 Производственно-издательский комбинат "Патент", г. Ужгород, ул,Гагарина, 101 еет воэможность при необходимости изнять величину критического отношения лений после проведения испытаний или четом условий эксплуатации самолета, позволяет также обеспечить безопас ть полета без введения изменений в симу управления самолетом. формула изобретенияСпособ контроля разнотяговости двигаей многодвигательной силовой установсамолета, заключающийся в измеренииущих параметров режима работы двигаей, обработке измерений аппаратурой ирмировании управляющего сигнала, о т л и ч а ю щ и й с я тем, что, с целью повышения безопасности полета самолета с турбореактивными двигателями путем обеспечения своевременного срабатывания системы парирования крена при возникновении недопустимой раэнотяговости симметричных двигателей самолета, в полете измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического.значения отношения сравниваемых давлений формируют управляющий сигнал "Отказ двигателя" на включение системы парирования крена,

Смотреть

Способ контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета