RU2719778C1 - Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking - Google Patents
Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking Download PDFInfo
- Publication number
- RU2719778C1 RU2719778C1 RU2019128005A RU2019128005A RU2719778C1 RU 2719778 C1 RU2719778 C1 RU 2719778C1 RU 2019128005 A RU2019128005 A RU 2019128005A RU 2019128005 A RU2019128005 A RU 2019128005A RU 2719778 C1 RU2719778 C1 RU 2719778C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- reversing device
- aircraft
- engine
- information signal
- thrust
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/54—Nozzles having means for reversing jet thrust
- F02K1/76—Control or regulation of thrust reversers
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)
- Control Of Transmission Device (AREA)
- Regulating Braking Force (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (ГТД) при торможении самолета.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing, in particular to methods for controlling a reversing device of a gas turbine engine (GTE) when braking an aircraft.
В настоящее время практически на всех типах пассажирских и транспортных самолетов с ГТД применяются реверсивные устройства, изменяющие направление реактивной струи двигателя на противоположное, создавая обратную тягу, обеспечивающие торможение самолета после посадки или в случае прерванного взлета самолета.Currently, almost all types of passenger and transport aircraft with gas turbine engines use reversible devices that reverse the direction of the jet of the engine, creating reverse thrust, which ensures braking of the aircraft after landing or in the case of an interrupted take-off of the aircraft.
Известен способ управления реверсивным устройством турбореактивного двухконтурного двигателя, заключающийся в том, что после касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы, которое определяют по одновременному наличию информационных сигналов «Левая опора шасси обжата» и «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», далее переводят рычаг управления реверсом (РУР), шарнирно соединенным с РУД, на площадку «Минимальная обратная тяга», что обеспечивает выдачу первого управляющего воздействия на открытие механического замка реверса, также с помощью РУР через механическую систему тяг и рычагов выдают второе управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». С помощью концевых переключателей определяют открытие механического замка реверсивного устройства и положение подвижных элементов реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Замок реверса открыт», после перевода реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверс включен», переводят РУР в положение «Максимальная обратная тяга», что обеспечивает увеличение расхода топлива в камеру сгорания, и следовательно, величину обратной тяги газотурбинного двигателя («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-112, стр. 183-197).A known method of controlling the reversing device of a turbojet bypass engine, which consists in the fact that after touching the landing gear of the aircraft landing strip, which is determined by the simultaneous presence of information signals "Left landing gear is pressed out" and "Right landing gear is pressed out", the engine control lever ( ORE) to the Small Gas platform, then transfer the reverse control lever (RUR), pivotally connected to the ORE, to the Minimum Return Thrust platform, which ensures the issuance of the first manager the impact on the opening of the mechanical lock of the reverse, also using the RUR through the mechanical system of rods and levers give a second control action on the translation of the reversing device from the position "Direct traction" to the position "Reverse traction". Using the limit switches, the opening of the mechanical lock of the reversing device and the position of the movable elements of the reversing device are determined, after opening the mechanical lock, an information signal is generated in the cockpit “The reverse lock is open”, after the reversing device is moved from the “Direct thrust” position to the “Back thrust” position, information signal to the cockpit “Reverse On”, switch the RUR to the position “Maximum reverse thrust”, which ensures an increase in fuel consumption in the chamber Goran, and hence the magnitude of the reverse thrust of the gas turbine engine ( "Aircraft engine PS-90A" edited Inozemtseva A., ed. M .: Libra-K, 2007, pp. 101-112, pp. 183-197).
В результате включения реверсивного устройства на режим «Максимальная обратная тяга» происходит энергичное торможение самолета. При достижении самолета заранее заданной скорости пробега, при которой возможно попадание реверсивных струй газов в двигатель, экипаж переводит РУР в положение минимальной обратной тяги, далее по мере необходимости реверсивное устройство выключают и переводят двигатель на режим малого газа (прямой тяги) для руления самолета до стоянки.As a result of turning on the reversing device to the “Maximum reverse thrust” mode, the aircraft brakes energetically. When the aircraft reaches a predetermined run speed at which reversible jets of gases can get into the engine, the crew puts the RUR in the minimum reverse thrust position, then, if necessary, the reversing device is turned off and the engine is switched to low gas (direct thrust) mode for taxiing the aircraft to standstill .
К недостаткам аналога следует отнести:The disadvantages of the analogue include:
- сложность гидромеханической системы управления реверсивным устройством; применение специального рычага управления реверсом тяги, а также механической системы тяг и рычагов для управления реверсивным устройством, что может снизить надежность включения реверса из-за возможных поломок, перекосов или заеданий механических элементов;- the complexity of the hydromechanical control system of the reversing device; the use of a special lever for controlling the reverse of the thrust, as well as a mechanical system of rods and levers for controlling the reversing device, which can reduce the reliability of turning on the reverse due to possible breakdowns, distortions or jamming of mechanical elements;
- риск позднего включения или не включения реверсивного устройства двигателя при посадке самолета из-за необходимости одновременного наличия информационных сигналов «Левая опора шасси обжата» и «Правая опора шасси обжата». Подобная ситуация возможна, например, в условиях минимальной весовой загрузки и/или приземлении самолета с креном (только на левую или правую опору шасси), что может вызвать несрабатывание или позднее срабатывание хотя бы одного из двух датчиков-сигнализаторов обжатия стойки шасси. В свою очередь позднее включение или не включение реверсивного устройства одновременно с поздним задействованием воздушной тормозной системы (спойлеров) и/или тормозов стоек шасси и в сочетании с неблагоприятными факторами (нестабилизированный заход на посадку, короткий размер взлетно-посадочной полосы, наличие на ней осадков и др.) может привести к выкатыванию самолета за пределы взлетно-посадочной полосы и разрушению самолета.- the risk of late turning on or not turning on the engine reversing device during aircraft landing due to the need for the simultaneous presence of information signals “Left landing gear support is compressed” and “Right landing gear support is compressed”. A similar situation is possible, for example, in conditions of minimal weight loading and / or landing of an aircraft with a roll (only to the left or right landing gear support), which can cause at least one of the two landing gear compression sensors to fail or later to trigger. In turn, the late inclusion or non-activation of the reversing device simultaneously with the late use of the air brake system (spoilers) and / or brakes of the landing gears and in combination with adverse factors (unstable landing approach, short runway size, presence of precipitation on it and etc.) may cause the aircraft to roll out of the runway and destroy the aircraft.
Другим аналогом, имеющим сходство по ряду признаков идентификации приземления самолета на взлетно-посадочную полосу, например, по наличию сигнала обжатия стоек шасси, параметру скорости колес главного шасси, и необходимых условий для включения реверсивного устройства, является Патент RU №2449153 (МПК F02K 1/76, опубл. 27.04.2012). Недостатком данного аналога является сложность алгоритма включения реверсивного устройства, необходимость применения системы управления полетом типа FMS (Flight Management System), предусматривающей заблаговременное задание уровня реверсированной тяги, что требует дополнительных трудозатрат экипажа, а в случае резкой смены погодных условий или непредвиденных отказов при посадке или особых ситуаций на полосе имеется риск нежелательных последствий.Another analogue that has similarities in a number of signs of identifying an airplane landing on the runway, for example, by the presence of a compression signal for the landing gear, the wheel speed parameter of the main landing gear, and the necessary conditions for turning on the reversing device, is RU Patent No. 2449153 (IPC F02K 1 / 76, publ. 04/27/2012). The disadvantage of this analogue is the complexity of the algorithm for turning on the reversing device, the need to use a flight management system such as FMS (Flight Management System), which provides for the advance setting of the level of reverse thrust, which requires additional labor costs for the crew, and in case of a sharp change in weather conditions or unexpected failures during landing or special situations in the strip there is a risk of undesirable consequences.
Наиболее близким по конструктивной реализации и технической сущности 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 электронным регулятором двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя, при этом автоматически блокируется выдача управляющих сигналов на включение реверсивного устройства при нахождении самолета в воздухе до момента касания взлетно-посадочной полосы, после касания самолетом взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию информационных сигналов обжатия опор шасси, а именно по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, открывают механический замок реверсивного устройства, формируют управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят РУД в положение, необходимое для увеличения обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, далее реверсивное устройство выключают.The closest in constructive implementation and technical nature of the claimed invention is a method of controlling a reversing device of an aircraft engine when braking an aircraft. Patent RU No. 2488706 (IPC F02C 9/00, published July 27, 2013), which consists in the fact that the throttle control of a gas turbine is regulated by an electronic engine controller engine, while automatically issuing control signals to turn on the reversing device when the aircraft is in the air until the touch of the runway, after touching the plane ohm of the runway, which is determined by the presence of informational signals of compression of the landing gear legs, namely by the presence of the signals "Left landing gear support is pressed out" or "Right landing gear support is pressed out", the engine control lever is moved to the site of minimum reverse thrust, the mechanical lock of the reversing device is opened , form a control action on the translation of the reversing device from the “Direct thrust” position to the “Back thrust” position, control (diagnose) the position of the reversing device using the position sensor mobile elements of the reversing device, generate an information signal to the crew cabin "Reversing device is turned on" after moving the reversing device to the "reverse thrust" position, transfer the throttle to the position necessary to increase the reverse thrust, and automatically set the engine operating mode corresponding to the throttle position, Further, the reversing device is turned off.
Согласно описания прототипа управление двигателем и его реверсивным устройством осуществляют электронно-гидромеханической системой автоматического управления, в состав которой входит электронный регулятор двигателя, комплект датчиков двигательных параметров, блок исполнительных элементов.According to the description of the prototype, the engine and its reversing device are controlled by an electronic-hydromechanical automatic control system, which includes an electronic engine controller, a set of sensors for motor parameters, an actuator unit.
К основным недостаткам способа управления реверсивным устройством авиационного двигателем, выбранного за прототип, относится: - риск недостоверного (ложного) определения момента касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы. Так в процессе полета самолета при возникновении ряда ситуаций, связанных, например, с коротким замыканием в цепи датчика-сигнализатора обжатия стойки шасси или с возникновением электромагнитной помехи из-за разряда молнии или статического электричества, возможно ложное формирование сигнала обжатия стойки шасси. Такой одиночный отказ создает предпосылку включения реверсивного устройства в воздухе, что снижает надежность работы двигателя и безопасность полетов. Поэтому возникает необходимость в наличие дополнительных сигналов, как подтверждающих необходимость включения реверсивного устройства, так и дублирующих (альтернативных) сигналов, диагностирующих приземление самолета;The main disadvantages of the method of controlling the reversing device of an aircraft engine selected for the prototype include: - the risk of an unreliable (false) determination of the moment of touching the landing gear of the aircraft landing gear. So during the flight of an aircraft in the event of a number of situations associated, for example, with a short circuit in the sensor circuit-detector of compression of the landing gear or with the occurrence of electromagnetic interference due to lightning or static electricity, false formation of the compression signal of the landing gear is possible. Such a single failure creates the premise of turning on the reversing device in the air, which reduces the reliability of the engine and flight safety. Therefore, the need arises for the presence of additional signals, both confirming the need to turn on the reversing device, and duplicate (alternative) signals that diagnose an airplane landing;
- риск включения реверсивного устройства, когда самолет приземлился неустойчиво, т.е. на одну опору шасси (с креном). Подобная ситуация может возникнуть из-за сильного порывистого ветра или ошибки пилотирования и привести к преждевременному включению реверса тяги только одного двигателя и возникновению разворачивающего момента сил, как следствие сход самолета за боковые пределы полосы, что недопустимо.- the risk of turning on the reversing device when the plane landed unstable, i.e. on one landing gear (with roll). Such a situation may arise due to a strong gusty wind or pilot error and lead to the premature start of the reverse thrust of only one engine and the emergence of a turning moment of forces, as a result of the aircraft going beyond the lateral limits of the strip, which is unacceptable.
- отсутствует контроль работоспособности блока, обеспечивающего перекладку реверсивного устройства, что также может привести к поломке двигателя из-за включения неисправного оборудования.- there is no monitoring of the health of the unit, providing the shifting of the reversing device, which can also lead to engine failure due to the inclusion of faulty equipment.
К недостатку работы также следует отнести то, что 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, а вышеуказанная программа предписывает автоматическое снижение расхода топлива в камеру сгорания. Кроме того, в прототипе возникает необходимость в дополнительном датчике скорости самолета, что усложняет систему автоматического управления двигателя, увеличивает эксплуатационные затраты, связанные с технологической проверкой данного контура управления ГТД.The disadvantage of the work should also include the fact that, as follows from the description of the operation of the device that implements this method, the prototype provides for automatic reduction of fuel consumption in the combustion chamber during braking of the aircraft according to a predetermined dependence on the measured speed of the aircraft. But such control programs can lead to uncontrollability of the engine and even to an unacceptable spontaneous change of the engine operating mode in a situation where the crew will need to increase the engine operating mode, and the above program prescribes automatic reduction of fuel consumption in the combustion chamber. In addition, in the prototype there is a need for an additional aircraft speed sensor, which complicates the automatic engine control system, increases operating costs associated with the technological verification of this gas turbine engine control circuit.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является недостаточная надежность работы газотурбинного двигателя и безопасность полета при торможении самолета.The technical problem, the solution of which is provided only when implementing the present invention and cannot be realized using the prototype, is the insufficient reliability of the gas turbine engine and flight safety when braking the aircraft.
Технической задачей изобретения является повышение надежности работы газотурбинного двигателя и повышение безопасности полета при торможении самолета.An object of the invention is to increase the reliability of a gas turbine engine and increase flight safety when braking an airplane.
Это возможно за счет:This is possible due to:
- повышения эффективности метода определения момента касания самолета взлетно-посадочной полосы;- increasing the efficiency of the method for determining the moment of contact of the aircraft runway;
- своевременного (безаварийного) включения реверсивного устройства;- timely (trouble-free) inclusion of the reversing device;
- введения контроля исправности блока управления перекладкой реверсивного устройства;- the introduction of health monitoring unit control changeover reversing device;
- исключение неуправляемости двигателя и/или самопроизвольного изменения режима работы двигателя.- the exception of uncontrollability of the engine and / or spontaneous changes in engine operation mode.
Техническая проблема решается тем, что в способе управления реверсивным устройством авиационного двигателя при торможении самолета, заключающемся в том, что электронным регулятором двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя, при этом автоматически блокируется выдача управляющих сигналов на включение реверсивного устройства при нахождении самолета в воздухе до момента касания взлетно-посадочной полосы, после касания самолетом взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию информационных сигналов обжатия опор шасси, переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, открывают механический замок реверсивного устройства, выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для увеличения обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем, далее реверсивное устройство выключают, согласно изобретению, дополнительно формируют первый информационный сигнал «Две или три опоры шасси обжаты», второй информационный сигнал «Шасси обжаты», третий информационный сигнал «Обратная тяга», четвертый информационный сигнал «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен»; момент касания самолета взлетно-посадочной полосы определяют при наличии первого информационного сигнала «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты», при этом перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга» осуществляют после установки рычага управления двигателем на площадку «Минимальная обратная тяга» и одновременном наличии информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты», «Замок реверсивного устройства не закрыт», «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен».The technical problem is solved by the fact that in the method of controlling the reversing device of the aircraft engine when braking the aircraft, which consists in the fact that the throttle of the gas turbine engine is regulated by the electronic engine controller, the output of control signals to turn on the reversing device when the aircraft is in the air until it touches the take-off is automatically blocked -the landing strip, after the aircraft touches the runway, which is determined by the presence of information signals of compression of the supports si, transfer the engine control lever to the site of minimum reverse thrust, open the mechanical lock of the reversing device, give a control action on the translation of the reversing device from the “Direct thrust” position to the “Back thrust” position, control (diagnose) the position of the reversing device using the movable position sensor elements of the reversing device, form an information signal to the cockpit "Reversing device is turned on" after moving the reversing device to the position "Obra thrust ”, move the engine control lever to the position necessary to increase reverse thrust, and automatically set the engine operating mode corresponding to the position of the engine control lever, then the reversing device is turned off, according to the invention, additionally generate the first information signal“ Two or three landing gear legs are crimped ”, The second information signal“ The chassis is crimped ”, the third information signal“ Reverse thrust ”, the fourth information signal“ The control unit for shifting the reversing device ARISING OK "; the moment the aircraft touches the runway is determined by the presence of the first information signal “Two or three landing gear legs are crimped” or the second information signal “The landing gear is crimped”, and the reversing device is moved from the “Direct thrust” position to the “Return thrust” position after installation the engine control lever to the platform “Minimum reverse thrust” and the simultaneous presence of information signals “Two or three chassis supports are crimped” or “Chassis are crimped”, “The lock of the reversing device is not closed”, “The unit systematic way relaying reversing device defective. "
Кроме того, согласно изобретению, формирование и передачу в электронный регулятор двигателя информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты», «Шасси обжаты», «Обратная тяга» осуществляют в системе управления самолетным оборудованием.In addition, according to the invention, the formation and transmission to the electronic engine controller of the information signals “Two or three landing gear legs are crimped”, “Chassis is crimped”, “Reverse thrust” is carried out in the aircraft equipment control system.
Кроме того, согласно изобретению, формирование информационного сигнала «Две или три опоры шасси обжаты» в системе управления самолетным оборудованием осуществляют после обжатия двух или трех опор шасси самолета.In addition, according to the invention, the formation of the information signal “Two or three landing gear legs are crimped” in the aircraft equipment control system is carried out after crimping two or three landing gear legs.
Кроме того, согласно изобретению, формирование информационного сигнала «Шасси обжаты» в системе управления самолетным оборудованием осуществляют с использованием датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета.In addition, according to the invention, the formation of the information signal "landing gear compressed" in the control system of aircraft equipment is carried out using the wheel speed sensor of the front strut of the aircraft landing gear.
Кроме того, согласно изобретению, формирование информационного сигнала «Обратная тяга» в системе управления самолетным оборудованием осуществляют с использованием концевого переключателя, расположенного на рычаге управления двигателем.In addition, according to the invention, the formation of the information signal "reverse thrust" in the control system of aircraft equipment is carried out using an end switch located on the engine control lever.
Кроме того, согласно изобретению, передачу в двигатель информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты», «Шасси обжаты», «Обратная тяга» из системы управления самолетным оборудованием осуществляют в последовательном коде.In addition, according to the invention, the transmission to the engine of information signals “Two or three landing gear legs are crimped”, “Chassis is crimped”, “Reverse thrust” from the aircraft equipment control system is carried out in a serial 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.
На фиг. 1 представлена блок-схема устройства для реализации заявляемого способа управления реверсивным устройством авиационного газотурбинного двигателя при торможении самолета.In FIG. 1 shows a block diagram of a device for implementing the inventive method of controlling a reversing device of an aircraft gas turbine engine when braking an aircraft.
Устройство содержит блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета, датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, рычаг 3 управления двигателем (РУД) с размещенными на этом рычаге концевым переключателем 3.1 и датчиком 3.2, измеряющим угол положения РУД. Переключатель 3.1 представляет собой концевой переключатель для коммутации электрических цепей постоянного тока, а контакты этого концевого переключателя замыкаются при переводе РУД на площадку работы реверсивного устройства.The device comprises a
В состав устройства входит система 4 управления самолетным оборудованием (типа СУОСО), которая предназначена для управления и контроля технического состояния самолетного 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, системы пожарной защиты, системы торможения колес и т.д. Система 4 управления самолетным оборудованием принимает выходной дискретный сигнал от блока 1 и выходной частотный сигнал датчика 2 и передает в электронный регулятор 5 дискретные дублирующие информационные сигналы обжатия опор (стоек) шасси.The device includes an aircraft equipment control system 4 (SUOSO type), which is designed to control and monitor the technical condition of aircraft equipment, provide the crew and associated equipment with the necessary information about the state of the aircraft systems, for example, such as the landing gear cleaning and landing control system, fuel system , marching gas turbine engines, fire protection systems, wheel braking systems, etc. The aircraft
В состав устройства также входит электронный регулятор 5 двигателя, представляющий специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации и выдачи управляющих и информационных сигналов согласно заданных алгоритмов работы.The device also includes an
Кроме того, в состав устройства входит блок 6 датчиков и сигнализаторов двигательных параметров, содержащий, в том числе, датчик-сигнализатор 6.1 положения механического замка реверсивного устройства и датчик 6.2 положения подвижных элементов реверсивного устройства; блок 7 управления перекладкой реверсивного устройства, реверсивное устройство 8 двигателя, в состав которого входит электромеханизм 8.1 открытия/ закрытия механического замка (без позиции); информационное табло 9 «Замок реверсивного устройства не закрыт» и информационное табло 10 «Реверсивное устройство включено», которые размещены в кабине экипажа.In addition, the device includes a
Выходы элементов 1, 2 подаются на вход системы 4 управления самолетным оборудованием, первый выход системы 4 по двунаправленной кодовой линии связи соединен с первым входом электронного регулятора 5. Выход концевого переключателя 3.1 соединен с одним из входов системы 4 и также соединен с электромеханизмом 8.1. Выход датчика 3.2 положения РУД соединен со вторым входом электронного регулятора 5. Входы электронного регулятора 5 также соединены с выходами блока бис первым выходом блока 7 управления перекладкой реверсивного устройства, на котором формируется информационный сигнал «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен» в случае исправного состояния блока 7, данный сигнал поступает в электронный регулятор 5.The outputs of the
Второй выход электронного регулятора 5 соединен со входом блока 7 управления перекладкой реверсивного устройства, третий выход электронного регулятора 5 подается на информационное табло 9 «Замок реверсивного устройства не закрыт», четвертый выход электронного регулятора 5 подается на информационное табло 10 «Реверсивное устройство включено». Второй выход блока 7 соединен с реверсивным устройством 8.The second output of the
Способ реализуется следующим образом. В полете управление реактивной тягой авиационного двигателя обеспечивается путем перемещения рычага 3 управления двигателем в необходимое положение. Угол положения РУД в течение всего полета измеряется с помощью датчика 3.2 и анализируется в электронном регуляторе 5 двигателя для автоматического поддержания заданного уровня тяги согласно заданным программам управления двигателем. В электронном регуляторе 5 двигателя также в течение всего полета постоянно контролируется исправное состояние блока 7 по наличию на входе в электронный регулятор 5 информационного сигнала «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен», что является необходимым условием включения реверсивного устройства в работу. Включение реверса тяги в воздухе заблокировано, так как механический замок реверсивного устройства 8 закрыт, а электронным регулятором 5 автоматически заблокирована выдача управляющего сигнала на включение реверса тяги из-за отсутствия из системы 4 сигнала «Две или три опоры шасси обжаты» или сигнала «Шасси обжаты», что указывает на нахождение самолета в воздухе. Включение реверсивного устройства также блокируется, если РУД находится вне зоны работы реверсивного устройства, например, на площадке малого газа или полетного малого газа, а также из-за отсутствия сигнала «Обратная тяга» из системы 4 или отсутствия сигнала «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен» из блока 7.The method is implemented as follows. In flight, the control of the aircraft engine thrust is provided by moving the
После приземления самолета и в момент касания двух и более опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы на основе данных блока 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси в системе 4 управления самолетным оборудованием формируется информационный сигнал «Две или три опоры шасси обжаты», который поступает на вход электронного регулятора 5 двигателя. Кроме того, после снижения скорости самолет плавно опускается на переднюю стойку шасси. После касания передней стойкой шасси взлетно-посадочной полосы начинают вращаться колеса передней стойки шасси, что регистрируется датчиком 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси и также приводит к формированию в системе 4 информационного сигнала «Шасси обжаты». Необходимо отметить, что сигнал «Шасси обжаты» является фактически дублирующим и альтернативным информационным сигналом (наряду с сигналом «Две или три опоры шасси обжаты»), диагностирующим приземление самолета. Наличие любого из вышеуказанных информационных сигналов на входе в электронный регулятор 5 создает необходимое, но не достаточное условие для автоматического включения реверсивного устройства.After the aircraft lands and at the moment of touching two or more landing gear legs of the aircraft, the information signal “Two or three landing gear legs are crimped” is generated based on the data of
Далее, для торможения самолета и автоматического включения реверсивного устройства 8 экипаж переводит РУД 3 из положения посадочный малый газ или малый газ в положение минимальной обратной тяги. В результате этого замыкаются контакты концевого переключателя 3.1, размещенного на РУД 3, сигнал поступает в систему 4 управления самолетным оборудованием и на выходе системы 4 формируется сигнал «Обратная тяга», который поступает на вход электронного регулятора 5 двигателя. Наличие сигнала «Обратная тяга» на входе в электронный регулятор также является необходимым условием для автоматического включения реверсивного устройства. Одновременно с выхода концевого переключателя 3.1 формируется управляющий сигнал на электромеханизм 8.1 для открытия/ закрытия механического замка реверсивного устройства, замок открывается, как следствие, срабатывает датчик-сигнализатор 6.1 положения механического замка реверсивного устройства, что также идентифицируется электронным регулятором 5 как необходимое условие для включения реверсивного устройства 8. Одновременно с выхода электронного регулятора 5 формируется сигнал на информационное табло 9 «Замок реверсивного устройства не закрыт» в кабину экипажа для оперативного контроля за работой реверсивного устройства.Further, to slow down the aircraft and automatically turn on the reversing
Кроме того, перемещение РУД постоянно регистрируется электронным регулятором 5 двигателя. Перевод РУД в положение включения реверсивного устройства также является необходимым условием для включения реверса тяги и фактически признаком намерения экипажа начать торможение самолета. В случае одновременного появления на входе в электронный регулятор 5 двигателя информационного сигнала «Две или три опоры шасси обжаты» или информационного дублирующего сигнала «Шасси обжаты», наличии информационных сигналов «Обратная тяга», «Блок управления перекладкой реверсивного устройства исправен», «Замок реверсивного устройства не закрыт» и после перемещения РУД на площадку работы реверсивного устройства, на выходе электронного регулятора 5 автоматически формируется управляющее воздействие в блок 7 управления перекладкой реверсивного устройства для перевода реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга».In addition, the movement of the ore is constantly recorded by the
После перекладки реверсивного устройства и на основе данных датчика 6.2, контролирующего положение подвижных элементов реверсивного устройства, на выходе электронного регулятора 5 формируется сигнал, который поступает на информационное табло 10 «Реверсивное устройство включено». При этом величина обратной тяги определяется положением РУД. При переводе РУД на площадку максимальной обратной тяги с помощью электронного регулятора 5 происходит автоматическое увеличение расхода топлива в камеру сгорания и последующее увеличение режима работы двигателя, как следствие, увеличение обратной тяги до максимального значения и энергичное торможение самолета.After shifting the reversing device and based on the data of the sensor 6.2, which controls the position of the movable elements of the reversing device, a signal is generated at the output of the
В конце послепосадочного пробега при скорости самолета, до возможного попадания реверсивных струй газов в двигатель, экипаж выключает реверсивное устройство последовательно перемещая РУД на площадку минимальной обратной тяги и далее на малый газ. В результате происходит перекладка реверсивного устройства в положение прямой тяги, далее механический замок закрывается, тем самым исключается самопроизвольное перемещение реверсивного устройства.At the end of the after-landing run at aircraft speed, until the reversible jets of gases get into the engine, the crew turns off the reversing device by moving the ore to the minimum back thrust pad and then to the small gas. As a result, the reversing device is shifted to the direct thrust position, then the mechanical lock is closed, thereby spontaneous movement of the reversing device is eliminated.
Реализация системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электронно-электромеханической, электронно-гидромеханической, электрогидравлической или электропневматической с применением электронного цифрового устройства. В предпочтительном варианте система управления реверсом может быть электронно-электромеханической.The implementation of the reverse control system can also be any known, for example, electron-electromechanical, electron-hydromechanical, electro-hydraulic or electro-pneumatic using an electronic digital device. In a preferred embodiment, the reverse control system may be electronic-electromechanical.
В качестве датчиков-сигнализаторов обжатия стоек (опор) 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).Any known devices, for example, limit switches of the AM800K type, strain gauges, inductive displacement sensors, alarm systems of the WoW type (weight-on-weels - weight per wheels).
В качестве датчика 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета могут быть использованы любые известные типы датчиков частоты вращения, в том числе магнитоэлектрические, индукционные, электромагнитные, фотоэлектрические и др.As the
В качестве электронного регулятора 5 может быть применен, например, электронный регулятор РЭД-14 разработки АО «ОДК-Стар», РФ, представляющий специализированную цифровую вычислительную машину, или аналогичный западный электронный регулятор типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control system) с функциональной структурой по типу патента RU №2556474 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.07.2015).As an
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 температура газов за турбиной низкого давления, частоты вращения роторов двигателя, угол поворота входного направляющего аппарата компрессора и др. Также в РЭД-14 осуществляется контроль входных информационных (дискретных) сигналов. Кроме того, электронный регулятор взаимодействует с самолетной системой управления, которая формирует информационные сигналы «Две или три опоры шасси обжаты», «Шасси обжаты», «Обратная тяга». На основе полученной входной информации, в том числе по последовательному коду типа ARTNC-429, электронный регулятор двигателя в соответствии с заложенными программами управления регулирует реактивную тягу двигателя, в том числе формирует управляющие воздействия на включение и выключение его реверсивного устройства.In the
Передача информации в последовательном коде из системы 4 в электронный регулятор 5 может осуществляться через витую и экранированную пару проводов или через волоконно-оптические линии связи.The transmission of information in a serial code from the
В качестве концевых переключателей 3.1 и датчика-сигнализатора 6.1 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 РУД или замка происходит замыкание контактной группы внутри сигнализатора и выдается сигнал +27 Вольт в соответствующий элемент блок-схемы согласно фиг. 1.As the limit switches 3.1 and the sensor-signaling device 6.1, any known types of switches of the Russian manufacture, such as ПКТ-6М-2С and / or western type FT8377937 of Crouzet company (France) can be used. The indicated signaling devices are a normally open contact group. When the movable rod of the signaling device is pressed by the elements of the ore or lock design, the contact group is closed inside the signaling device and a +27 Volt signal is output to the corresponding element of the block diagram according to FIG. 1.
В качестве датчика 6.2 положения подвижных элементов реверсивного устройства может быть использован датчик линейного или углового перемещения, например, индукционного, оптического, лазерного, потенциометрического, магнитоэлектрического или иного типа, и имеющего кинематическую связь с подвижным элементом реверсивного устройства.As the sensor 6.2 of the position of the movable elements of the reversing device, a linear or angular displacement sensor, for example, an induction, optical, laser, potentiometric, magnetoelectric or other type, and having kinematic connection with the movable element of the reversing device can be used.
В качестве блока 7 управления перекладкой реверсивного устройства может быть применен, например, блок управления из состава электропривода реверсивного устройства по типу RU №175530 (МПК: F02K1/76, B64D 29/00, B64D 31/00, опубл. 07.12.2017) или блок управления из состава системы электрического управления по типу RU №2142569 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.12.1999).As the
В качестве электромеханизма 8.1 открытия/ закрытия механического замка может быть использован электромагнит с необходимой величиной усилия, развиваемого на штоке электромагнита для надежного открывания механического замка. Принцип работы электромагнита заключается в следующем. При подаче напряжения питания на обмотку катушки электромагнита якорь под действием создаваемой электромагнитной силы, двигаясь поступательно, притягивается к полюсу корпуса и перемещается на заданной ход, воздействуя на механизм механического замка реверсивного устройства, механический замок открывается. При снятии напряжения питания якорь под действием пружины и внешней нагрузки возвращается в исходной положение, механический замок реверса закрывается. В качестве механического замка реверсивного устройства может быть применен замок по типу RU №2669452 (МПК: F02K 1/76, F02K 1/766, опубл. 11.10.2018).As an electromechanism 8.1 for opening / closing a mechanical lock, an electromagnet can be used with the necessary amount of force developed on the electromagnet rod to reliably open the mechanical lock. The principle of operation of an electromagnet is as follows. When a supply voltage is applied to the coil of an electromagnet coil, the armature under the action of the generated electromagnetic force, moving translationally, is attracted to the pole of the body and moves to a given stroke, acting on the mechanism of the mechanical lock of the reversing device, the mechanical lock opens. When the supply voltage is removed, the anchor under the action of the spring and external load returns to its original position, the mechanical reverse lock closes. As a mechanical lock of a reversing device, a lock of the type RU No. 2669452 (IPC:
Заявляемый способ был апробирован стендовыми испытаниями в составе системы автоматического управления авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя. Испытаниями полностью подтверждена функциональная работоспособность, надежность и эффективность предлагаемого способа. Установлена эффективность работы заявляемого способа преимущественно для варианта двух, трех или четырехдвигательной силовой установкой самолета; трех или четырехопорной системой шасси (с передней опорой), при этом на передних колесах не должно быть системы предварительной раскрутки колес при посадке или должны быть предусмотрены мероприятия по исключению ложных данных датчика 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси при работе заявляемого способа.The inventive method was tested by bench tests in the automatic control system of an aircraft turbojet dual-circuit engine. Tests fully confirmed the functional performance, reliability and effectiveness of the proposed method. The efficiency of the proposed method is established mainly for the option of two, three or four-engine power plant; three or four-legged chassis system (with front support), while the front wheels should not have a preliminary wheel spinning system during landing, or measures should be taken to eliminate false data from the
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, в том числе на основе информационных сигналов, достоверно и своевременно характеризующих приземление самолета и необходимость включения реверса тяги.Thus, the present invention with the above distinguishing features, together with the known features, can improve the reliability of the engine and flight safety when braking the aircraft with the inclusion of a reversing device, including on the basis of information signals that reliably and timely characterize the landing of the aircraft and the need to turn on the reverse traction.
Claims (7)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128005A RU2719778C1 (en) | 2019-09-05 | 2019-09-05 | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019128005A RU2719778C1 (en) | 2019-09-05 | 2019-09-05 | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2719778C1 true RU2719778C1 (en) | 2020-04-23 |
Family
ID=70415633
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019128005A RU2719778C1 (en) | 2019-09-05 | 2019-09-05 | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2719778C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20100242434A1 (en) * | 2009-03-25 | 2010-09-30 | Snecma | Method of monitoring a thrust reverser |
| RU2449153C1 (en) * | 2008-05-06 | 2012-04-27 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Method and device to apply thrust reversers of aircraft |
| RU2488706C2 (en) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of control over gas turbine engine |
| CN103979114A (en) * | 2013-02-12 | 2014-08-13 | 通用电气航空系统有限公司 | Method for predicting faults in an aircraft thrust reverser system |
| US20160290283A1 (en) * | 2015-03-30 | 2016-10-06 | Honeywell International Inc. | Fluid-powered thrust reverser actuation system with electromechanical speed control |
-
2019
- 2019-09-05 RU RU2019128005A patent/RU2719778C1/en active
Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2449153C1 (en) * | 2008-05-06 | 2012-04-27 | Эрбюс Операсьон (Сас) | Method and device to apply thrust reversers of aircraft |
| US20100242434A1 (en) * | 2009-03-25 | 2010-09-30 | Snecma | Method of monitoring a thrust reverser |
| RU2488706C2 (en) * | 2011-09-20 | 2013-07-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method of control over gas turbine engine |
| CN103979114A (en) * | 2013-02-12 | 2014-08-13 | 通用电气航空系统有限公司 | Method for predicting faults in an aircraft thrust reverser system |
| US20160290283A1 (en) * | 2015-03-30 | 2016-10-06 | Honeywell International Inc. | Fluid-powered thrust reverser actuation system with electromechanical speed control |
Cited By (3)
| 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 |
| RU2774010C1 (en) * | 2021-09-24 | 2022-06-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of a reversing device |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4762294A (en) | Elevator control system especially for an aircraft | |
| CA2791775C (en) | Fault detection process and device for a servovalve | |
| CA2923405C (en) | Overthrust protection system and method | |
| CN107703914A (en) | A kind of aero-engine FADEC security of system appraisal procedures | |
| RU2730731C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff | |
| CA2300571C (en) | Self-testable architecture for overspeed limitation and cutoff systems when the turbojet stops | |
| RU2719778C1 (en) | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking | |
| CN109030024A (en) | A kind of rail vehicle relay valve shows vehicle detection method | |
| CN111792021B (en) | Method and system for feathering a propeller | |
| US4143839A (en) | Apparatus for combating rolling movements of aircraft | |
| CN118439186A (en) | Full-size ground test device for fuel system of aircraft with flying wing layout | |
| RU2774011C1 (en) | Method for switching on the reversing device of a gas turbine engine when landing an aircraft | |
| US6131449A (en) | Velocity adaptive control test system | |
| US2737776A (en) | Torque responsive control for an emergency fuel system | |
| RU2837365C1 (en) | Method of controlling a gas turbine engine at aborted takeoff of an aircraft | |
| RU2774010C1 (en) | Method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of a reversing device | |
| RU2488706C2 (en) | Method of control over gas turbine engine | |
| Shen et al. | Research on the Built-in Test Design of Civil Aircraft Flight Control System | |
| CA1139113A (en) | Turbine engine thrust booster | |
| US4117765A (en) | Power servo control | |
| CA3105230A1 (en) | Method and system for controlling operation of an engine using an engine controller | |
| RU2783048C1 (en) | Method for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine | |
| RU2726491C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversible device | |
| RU2744587C1 (en) | Fail-safe electromechanical control system for reversing device of gas turbine engine | |
| RU2828300C1 (en) | Method and device for controlling aircraft gas turbine engine thrust reversal |
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 |