RU2774010C1

RU2774010C1 - Method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of a reversing device

Info

Publication number: RU2774010C1
Application number: RU2021128079A
Authority: RU
Inventors: Юрий Семенович Савенков; Алексей Николаевич Саженков; Алексей Алексеевич Ромахин
Original assignee: Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК")
Filing date: 2021-09-24
Publication date: 2022-06-14

Abstract

FIELD: aircraft engine building.

SUBSTANCE: invention relates to the field of aircraft engine building, in particular to methods for automatic control of a gas turbine engine (GTE). The method for controlling a gas turbine engine lies in the fact that with an electronic controller the operating modes of the gas turbine engine are regulated and, at the same time, when the aircraft is in the air, the output of a control signal to turn on the reversing device of the gas turbine engine is blocked; by means of a sensor, the position A^curof the moving part of the reversing device is determined and the absence of spontaneous movement of the reversing device is also diagnosed (monitored); after the aircraft touches the runway, the engine control lever is moved to the minimum reverse thrust area and the reverser lock is opened, the information signal “Reverser lock is not closed” is generated, and also after the engine control lever is moved to the minimum reverse thrust area from the electronic engine controller in automatic mode, according to the given operation algorithms, a control action is issued to transfer the reversing device from the “Forward thrust” position to the “Reverse thrust” position, after the reversing device is switched to the “Reverse thrust” position, based on the position sensor data of the movable part of the reversing device, an information signal “Reversing device is on” is generated, then the engine control lever is moved to the position necessary to achieve the required reverse thrust value, and the engine operation mode is automatically set, corresponding to the position of the engine control lever, additionally, in the electronic regulator, a preset parameter A^set is formed, which characterizes the value of the maximum allowable (setting) value of the spontaneous partial opening of the reversing device, the A^curparameter and the Aust parameter are compared, in the event that the A^set parameter exceeds the A^set parameter in the electronic regulator, when the engine control lever is in a position above the direct thrust idle gas, a control action is formed to reduce the engine operating mode to idle by reducing the fuel consumption supplied to the GTE combustion chamber in the shortest time possible.

EFFECT: present invention makes it possible to increase the fault tolerance and reliability of the gas turbine engine, to increase flight safety due to the timely detection of a partial opening of the reverser and counter this failure with the required high speed.

4 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления газотурбинным двигателем (ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine building, in particular to methods for automatic control of a gas turbine engine (GTE).

Для регулирования работы ГТД широко используют полностью электронные и электронно-гидромеханические системы автоматического управления. Которые также обеспечивают управление реверсивным устройством (РУ) для создания обратной тяги двигателя при торможении самолета. Fully electronic and electro-hydromechanical automatic control systems are widely used to regulate the operation of gas turbine engines. Which also provide control of the reversing device (RU) to create reverse engine thrust when the aircraft is braking.

Включение РУ как правило выполняют сразу после приземления самолета, при этом для обеспечения безопасности полетов активацию реверса в воздухе не производят (блокируют). Блокировка включения РУ в воздухе позволяет исключить формирование обратной тяги ГТД на взлете, в наборе высоты, на крейсерском режиме полета, а также на снижении и посадке. Как следствие исключается возникновение разнотяговости в воздухе, приводящей к развороту самолета, в наихудшей ситуации - потере управляемости и неконтролируемому пикированию.As a rule, the switchgear is switched on immediately after the aircraft has landed, while in order to ensure flight safety, the activation of the reverse in the air is not performed (blocked). Blocking the inclusion of the RP in the air makes it possible to exclude the formation of reverse thrust of the gas turbine engine during takeoff, in climb, in cruising flight mode, as well as during descent and landing. As a result, the occurrence of different thrust in the air, leading to a turn of the aircraft, in the worst situation - loss of controllability and uncontrolled dive, is excluded.

Блокировка включения РУ в воздухе обычно реализуется в системах управления ГТД, а также обеспечивается конструкцией РУ и ручных органов управления двигателем в кабине экипажа. Blocking the inclusion of the RP in the air is usually implemented in the control systems of the gas turbine engine, and is also provided by the design of the RP and manual engine controls in the cockpit.

Известен способ управления газотурбинным двигателем, 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 замка РУ и второго управляющего воздействия на перевод РУ из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». Определяют открытие замка и положение РУ, после открытия замка формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Замок реверса открыт», а после перевода РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверс включен». Далее переводят РУР в положение «Максимальная обратная тяга», что обеспечивает увеличение расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания и, следовательно, формирование максимального значения обратной тяги ГТД для энергичного торможения самолета.A known method of controlling a gas turbine engine, which consists in the fact that after touching the landing gear of the aircraft runway, which is determined by the simultaneous presence of information signals "Left landing gear is compressed" and "Right landing gear is compressed", the engine control lever (THROT) is switched to “Small gas” platform, then the reverse control lever (RUR), pivotally connected to the throttle, is transferred to the “Minimum reverse thrust” platform, which ensures the issuance of the first control action to open the switchgear lock and the second control action to transfer the switchgear from the “Forward thrust” position ” to the “Reverse thrust” position. The opening of the lock and the position of the RU are determined, after the lock is opened, an information signal is generated to the cockpit "Reverse lock is open", and after the RU is switched to the "Reverse thrust" position, an information signal is generated to the cockpit "Reverse is on". Next, the RUR is switched to the "Maximum reverse thrust" position, which ensures an increase in the fuel consumption supplied to the combustion chamber and, consequently, the formation of the maximum value of the GTE reverse thrust for vigorous braking of the aircraft.

Система управления РУ содержит механизм управления и блокировки, который в том числе предусматривает снижение режима работы ГТД до малого газа, в том случае, если створки реверса самопроизвольно переходят из заданного положения РУ. («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-132, стр. 183-197).The RP control system contains a control and blocking mechanism, which, among other things, provides for a reduction in the GTE operation mode to idle, in the event that the reverse doors spontaneously move from the preset position of the RU. ("Aircraft engine PS-90A" edited by Inozemtsev A.A., ed. M .: Libra-K, 2007, pp. 101-132, pp. 183-197).

К недостаткам аналога следует отнестиThe disadvantages of analog should include

- повышенные габариты и массу гидромеханической системы перекладки реверса, ее относительную сложность так как необходимо использование самолетной гидросистемы подачи давления;- increased dimensions and weight of the hydromechanical reverse shifting system, its relative complexity, since it is necessary to use an aircraft hydraulic pressure supply system;

- риск не включения РУ двигателя из-за отсутствия информационного сигнала «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата». Подобная ситуация возможна, например, при приземлении самолета с креном только на левую или правую опору шасси из-за бокового ветра и/или в условиях минимальной весовой загрузки в сочетании с повышенной скоростью движения и/или отказа одного из сигнализаторов обжатия стойки шасси. В свою очередь не включение РУ может привести к выкатыванию самолета за пределы взлетно-посадочной полосы.- the risk of not turning on the engine switchgear due to the absence of the information signal "Left landing gear crimped" or "Right landing gear crimped". Such a situation is possible, for example, when the aircraft lands with a roll only on the left or right landing gear due to crosswind and/or under conditions of minimum weight load in combination with increased speed and/or failure of one of the landing gear compression indicators. In turn, not turning on the RP can lead to the aircraft rolling out of the runway.

Кроме того, применяемые в гидросистемах различных самолетов гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol» токсичны и могут причинить вред здоровью. Поэтому к гидравлической системе РУ также предъявляются повышенные требования по герметичности. В целом расходы на эксплуатацию гидромеханических РУ носят затратный характер.In addition, hydraulic fluids such as NGZH or Skydrol used in the hydraulic systems of various aircraft are toxic and can be harmful to health. Therefore, increased requirements for tightness are also imposed on the hydraulic system of the reactor plant. In general, the costs of operating hydromechanical reactors are expensive.

Наиболее близким по технической сущности выполняемых операций и решаемой проблемы является способ управления ГТД согласно патента RU №2488706 (МПК F02C 9/00, опубл. 27.07.2013), заключающийся в том, что в течение всего полета самолета до момента его касания взлетно-посадочной полосы блокируют выдачу управляющих сигналов на включение РУ, с помощью датчика контролируют положение РУ и также диагностируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГТД на режим «Малого газа» и формируют соответствующий информационный сигнал в кабину экипажа; определяют касание самолета взлетно-посадочной полосы по наличию сигналов обжатия опор шасси, после чего переводят РУД на площадку «Малый газ», открывают замок РУ, после его открывания переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», формируют управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», далее переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД. В процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета уменьшают расход топлива, подаваемого в камеру сгорания двигателя, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД.The closest in terms of the technical essence of the operations performed and the problem to be solved is the method of controlling the gas turbine engine according to patent RU No. 2488706 (MPK F02C 9/00, publ. the strips block the issuance of control signals to turn on the RI, with the help of a sensor they control the position of the RI and also diagnose the absence of spontaneous movement of the RI, in the event of spontaneous movement of the RI, they switch the gas turbine engine to the "Idle gas" mode and generate an appropriate information signal to the cockpit; touchdown of the aircraft on the runway is determined by the presence of landing gear compression signals, after which the thruster is transferred to the "Small gas" site, the switchgear lock is opened, after it is opened, the throttle is transferred to the "Minimum reverse" site, a control action is formed to transfer the switchgear to the position " Reverse thrust”, when the RP is shifted to the “Reverse thrust” position, an information signal is generated to the cockpit “RP is on”, then the throttle is switched to the “Reverse thrust increase” position and the engine operation mode is set corresponding to the position of the throttle. In the process of aircraft deceleration with the help of the RP, according to a predetermined dependence on the measured aircraft speed, the fuel consumption supplied to the engine combustion chamber is reduced, after the aircraft speed decreases below a predetermined value, the throttle is transferred to the "Low gas" area, the engine is switched to the "Low gas" mode , issue a control action to transfer the RP to the “Forward thrust” position, form an information signal to the cockpit “RP is off”, close the RP lock, transfer the throttle to the “Taxiing” position and set the engine operation mode corresponding to the position of the throttle.

Кроме того, при переводе РУД на увеличение обратной тяги для гарантированной установки РУ в положение «Обратная тяга» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем.In addition, when the throttle is switched to increase the reverse thrust for the guaranteed installation of the RP in the "Reverse thrust" position, the increase in fuel consumption is blocked for a predetermined time determined by calculation and experiment.

Согласно описания прототипа управление двигателем и его РУ осуществляют электронно-гидромеханической системой автоматического управления, в состав которой входит электронный регулятор двигателя, комплект датчиков двигательных параметров, включая датчик положения РУД, частоты вращения роторов, температуры газов и т.д., датчик скорости самолета.According to the description of the prototype, the engine and its RP are controlled by an electronic hydromechanical automatic control system, which includes an electronic engine controller, a set of motion parameters sensors, including a throttle position sensor, rotor speed, gas temperature, etc., an aircraft speed sensor.

К основным недостаткам способа управления ГТД, выбранного за прототип, относится:The main disadvantages of the GTE control method chosen for the prototype include:

1. Недостаточная отказоустойчивость двигателя из-за того, что информация о технологии парировании самопроизвольного открытия РУ не раскрыта. В частности, прототип допускает идентификацию самопроизвольного открытия РУ тогда, когда РУ полностью переложится в открытое положение. Но из опыта эксплуатации авиационной техники известно, что позднее выявление самопроизвольного открытия РУ и запоздалые действия экипажа по парированию отказа существенно снижают отказоустойчивость двигателя и безопасность полетов, вплоть до неконтролируемого пикирования (https://ru.wikipedia.org/w/index.php?title=Катастрофа Boeing 767 в Данчанге).1. Insufficient fault tolerance of the engine due to the fact that information on the technology of parrying the spontaneous opening of the reactor plant is not disclosed. In particular, the prototype allows the identification of the spontaneous opening of the RU when the RU is completely shifted to the open position. But from the experience of operating aviation equipment, it is known that late detection of a spontaneous opening of the reactor plant and belated actions of the crew to parry a failure significantly reduce engine fault tolerance and flight safety, up to an uncontrolled dive (https://ru.wikipedia.org/w/index.php? title=Danchang Boeing 767 Crash).

2. Риск ложного определения момента касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы. Так в процессе полета при возникновении ряда ситуаций, связанных, например, с коротким замыканием в цепи датчика-сигнализатора обжатия опоры (стойки) шасси или с возникновением электромагнитной помехи из-за разряда молнии, возможно ложное формирование сигнала обжатия стойки шасси. Такой отказ создает предпосылку включения РУ в воздухе, что снижает безопасность полетов.2. The risk of false determination of the moment of touching the aircraft landing gear on the runway. Thus, during the flight, in the event of a number of situations associated, for example, with a short circuit in the circuit of the landing gear support (strut) compression sensor or with the occurrence of electromagnetic interference due to a lightning discharge, a landing gear compression signal may be generated falsely. Such a failure creates a prerequisite for switching on the RP in the air, which reduces flight safety.

3. Наличие блокировки увеличения расхода топлива после перевода РУД на режим «Увеличение обратной тяги» является нежелательным для условий прерванного взлета, т.к. приводит к более позднему формированию максимальной обратной тяги, когда необходимо экстренное включение РУ и торможение самолета, например, в ситуации, когда на взлетно-посадочной полосе возникло внешнее препятствие или произошел критический отказ авиационного оборудования, пожар на борту.3. The presence of blocking the increase in fuel consumption after switching the throttle to the "Increase reverse thrust" mode is undesirable for the conditions of aborted takeoff, because leads to a later formation of the maximum reverse thrust, when it is necessary to urgently turn on the RP and decelerate the aircraft, for example, in a situation where an external obstacle has arisen on the runway or a critical failure of aviation equipment has occurred, a fire on board.

4. Наличие датчика скорости самолета усложняет конструкцию системы управления, как следствие снижается надежность, повышается вес системы.4. The presence of an aircraft speed sensor complicates the design of the control system, as a result, reliability decreases, and the weight of the system increases.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является повышение отказоустойчивости и надежности работы ГТД при самопроизвольном открытии РУ, повышение безопасности полетов.The technical problem, the solution of which is provided only by the implementation of the proposed invention and cannot be implemented using the prototype, is to increase the fault tolerance and reliability of the gas turbine engine during spontaneous opening of the reactor plant, and to increase flight safety.

Технической задачей изобретения является повышение отказоустойчивости и надежности работы ГТД при самопроизвольном открытии РУ, повышение безопасности полетов.The technical objective of the invention is to increase the fault tolerance and reliability of the gas turbine engine in case of spontaneous opening of the RU, to increase flight safety.

Это возможно за счет своевременного выявления частичного открытия РУ и парирования данного отказа с требуемым высоким быстродействием.This is possible due to the timely detection of a partial opening of the reactor plant and parrying this failure with the required high speed.

Техническая проблема решается тем, что в способе управления ГТД заключающемся в том, что с помощью электронного регулятора регулируют режимы работы ГТД и одновременно при нахождении самолета в воздухе блокируют выдачу управляющего сигнала на включение РУ ГТД, с помощью датчика определяют положение А^тек подвижной части РУ и также диагностируют (контролируют) отсутствие самопроизвольного перемещения РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГТД на режим малого газа и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», после касания самолета взлетно-посадочной полосы переводят РУД на площадку минимальной обратной тяги и открывают замок РУ, формируют информационный сигнал «Замок РУ не закрыт», при этом также после перевода РУД на площадку минимальной обратной тяги из электронного регулятора двигателя в автоматическом режиме согласно заданных алгоритмов работы выдают управляющее воздействие на перевод РУ из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», после перевода РУ в положение «Обратная тяга» на основе данных датчика положения подвижной части РУ формируют информационный сигнал «РУ включено», далее переводят РУД в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, согласно изобретению дополнительно в электронном регуляторе формируют наперед заданный параметр А^уст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного частичного открытия РУ, сравнивают параметр А^тек и параметр А^уст, в случае превышения параметра А^тек над параметром А^уст в электронном регуляторе при положении РУД в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя до малого газа путем уменьшения расхода топлива подаваемого в камеру сгорания ГТД за минимально возможное время.The technical problem is solved by the fact that in the method of controlling the gas turbine engine, which consists in the fact that with the help of an electronic regulator the operating modes of the gas turbine engine are regulated and at the same time, when the aircraft is in the air, the issuance of a control signal to turn on the gas turbine engine reactor is blocked, the position A ^current of the moving part of the reactor plant is determined using the sensor and they also diagnose (monitor) the absence of spontaneous movement of the reactor plant, in case of spontaneous movement of the reactor plant, the GTE is switched to the idle mode and an information signal is generated to the cockpit "Spontaneous movement of the reactor plant", after the aircraft touches the runway, the throttle is transferred to the area of minimum reverse thrust and opened switchgear lock, generate an information signal "The switchgear lock is not closed", and also after the throttle is transferred to the site of minimum reverse thrust from the electronic engine controller in automatic mode, according to the specified operation algorithms, a control action is issued to transfer the switchgear from the position "Direct thrust" to the position " Reverse thrust", after switching the RU to the "Reverse thrust" position, based on the data of the position sensor of the movable part of the RU, an information signal "RU is on" is formed, then the throttle is transferred to the position necessary to achieve the required reverse thrust value, and the engine operation mode is automatically set, corresponding to the position of the thruster, according to the invention, in addition, in the electronic regulator, a preset parameter A ^set is formed, which characterizes the value of the maximum allowable (setpoint) value of the spontaneous partial opening of the RU, the parameter A ^current and the parameter A ^set are compared, in case the parameter A ^current exceeds the parameter A ^set in electronic regulator at the position of the throttle in a position above the direct thrust idle gas, a control action is formed to reduce the engine operating mode to idle by reducing the fuel consumption supplied to the combustion chamber of the gas turbine engine in the minimum possible time.

Кроме того, наперед заданный параметр А^уст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ, выбирают из условия отсутствия обратной тяги после самопроизвольного открытия РУ на величину А^уст.In addition, a predetermined parameter A ^set characterizing the value of the maximum allowable (setting) value of the spontaneous opening of the RU, is selected from the condition of the absence of reverse thrust after the spontaneous opening of the RU by the value of A ^set .

Кроме того, в качестве наперед заданного параметра А^уст, используют предельно допустимое (уставочное) значение перемещения привода РУ, а в качестве параметра положения подвижной части РУ А^тек используют измеренное значение перемещения привода РУ.In addition, as a predetermined parameter A ^set , use the maximum allowable (setting) value of the displacement of the drive RU, and as a parameter of the position of the moving part of the RU A ^current use the measured value of the displacement of the drive RU.

Кроме того, для измерения перемещения привода РУ решетчатого типа используют датчик линейного перемещения выдвижного штока электромеханического привода, соединенного с подвижной частью РУ.In addition, to measure the displacement of the drive of the lattice-type switchgear, a linear displacement sensor of the retractable rod of the electromechanical drive connected to the moving part of the switchgear is used.

На фиг. 1 представлена укрупненная блок-схема для реализации заявляемого способа.In FIG. 1 shows an enlarged block diagram for the implementation of the proposed method.

Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета, датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, РУД 3 и датчик 4 измерения угла положения РУД 3, ГТД 8, в состав которого входит электронный регулятор 9 и РУ 10, содержащее замок 12 РУ, сигнализатор 11 открытия замка РУ 10 и датчик 13 положения подвижной части РУ 10.Block 1 of sensors-signals of compression of the landing gear of the aircraft, sensor 2 of the speed of the wheel of the front landing gear of the aircraft, throttle 3 and sensor 4 for measuring the position angle of the throttle 3, gas turbine engine 8, which includes an electronic regulator 9 and RU 10, containing a lock 12 RU, signaling device 11 for opening the lock RU 10 and sensor 13 for the position of the movable part of RU 10.

Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета формирует первый информационный сигнал, который поступает на первый вход электронного регулятора 9 в случае обжатия стоек шасси, т.е. после приземления самолета. Датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси формирует второй информационный сигнал, который поступает на второй вход электронного регулятора 9 и также характеризует приземление передней стойкой шасси взлетной полосы.Block 1 of sensors-alarms of compression of the landing gear of the aircraft generates the first information signal, which is fed to the first input of the electronic controller 9 in the case of compression of the landing gear, i.e. after the plane has landed. The wheel speed sensor 2 of the front landing gear generates the second information signal, which is fed to the second input of the electronic controller 9 and also characterizes the landing of the nose landing gear on the runway.

РУД 3 является основным органом управления двигателем 8 и размещен в кабине экипажа. Каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение прямой или обратной тяги двигателя 8. Перевод РУД 3 в положение включения РУ 10 является необходимым условием для включения реверса тяги и фактически признаком намерения экипажа начать торможение самолета с помощью РУ 10.Throttle 3 is the main control of the engine 8 and is located in the cockpit. Each throttle position 3 corresponds to a certain value of the direct or reverse thrust of the engine 8. The transfer of throttle 3 to the switch-on position of RU 10 is a necessary condition for turning on the reverse thrust and, in fact, a sign of the crew's intention to start braking the aircraft using RU 10.

Электронный регулятор 9 двигателя 8 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации и формирования управляющих и информационных сигналов согласно заданных алгоритмов работы.The electronic controller 9 of the engine 8 is a specialized digital computer equipped with input/output devices for receiving input information and generating control and information signals according to specified operation algorithms.

РУ 10 является предпочтительно решетчатым, находящимся в наружном контуре двигателя 8. При включении РУ 10 его подвижный обтекатель (не показан) сдвигается назад, открывая решетки с окнами для выхода воздуха из наружного контура ГТД 8. При этом створки (не показаны) РУ 10 также перемещаются и перекрывают канал наружного контура двигателя 8, что препятствует истечению газов наружного контура (не показан) из сопла двигателя 8. Поток воздуха наружного контура (не показан) тормозится створками, затем решетками (не показаны) РУ 10, направляется в сторону, противоположную движению самолета, тем самым создавая обратную тягу.RU 10 is preferably lattice, located in the outer contour of the engine 8. When the RU 10 is turned on, its movable fairing (not shown) moves back, opening grilles with windows for air to escape from the outer contour of the gas turbine engine 8. In this case, the flaps (not shown) of the RU 10 also move and block the channel of the external circuit of the engine 8, which prevents the outflow of gases of the external circuit (not shown) from the nozzle of the engine 8. The air flow of the external circuit (not shown) is inhibited by the flaps, then by the grilles (not shown) RU 10, is directed in the direction opposite to the movement aircraft, thereby creating reverse thrust.

Датчик 13 положения подвижной части РУ 10 имеет возможность измерения текущего положения подвижной части РУ 10. Кроме того, датчик 13 положения подвижной части РУ 10 представляет собой датчик линейного перемещения выдвижного штока привода, соединенного с подвижной частью РУ 10.The position sensor 13 of the movable part of the RU 10 has the ability to measure the current position of the movable part of the RU 10. In addition, the position sensor 13 of the movable part of the RU 10 is a linear displacement sensor of the retractable drive rod connected to the movable part of the RU 10.

Также содержится информационное табло 5 «Самопроизвольное открытие РУ», информационное табло 6 «РУ включено», информационное табло 7 «Замок РУ не закрыт», которые загораются по сигналам из электронного регулятора 9.It also contains an information board 5 "Spontaneous opening of the RC", an information board 6 "The RC is on", an information board 7 "The RC lock is not closed", which light up according to signals from the electronic regulator 9.

Сигнал «Самопроизвольное открытие РУ» из электронного регулятора 9 формируется в случае, если нет условий для включения РУ 10 (самолет в воздухе, РУД 3 на площадке прямой тяги, управляющее воздействие в электронном регуляторе 9 на открытие РУ 10 отсутствует), но данные датчика 13 свидетельствуют об открытии РУ 10.The signal "Spontaneous opening of the RC" from the electronic controller 9 is generated if there are no conditions for turning on the RC 10 (aircraft in the air, throttle 3 on the direct thrust platform, there is no control action in the electronic controller 9 to open the RC 10), but sensor 13 data testify to the discovery of RU 10.

На фиг. 2 представлен общий вид ГТД 8 с РУ 10 и электронным регулятором 9. Здесь также проиллюстрирован общий ход А перемещения подвижной части РУ 10 из положения прямой тяги в положение обратной тяги, текущее значение параметра положения А^тек подвижной части РУ 10 и параметр А^уст.In FIG. 2 shows a general view of GTE 8 with RU 10 and electronic regulator 9. It also illustrates the total travel A of moving the movable part of RU 10 from the position of direct thrust to the reverse thrust position, the current value of the position parameter A ^current of the movable part of RU 10 and the parameter A ^set .

Способ реализуется следующим образом. В полете управление режимами работы ГТД 8 обеспечивается путем перемещения РУД 3 в необходимое положение. При этом включение (открытие) РУ 10 в воздухе заблокировано так как механический замок 12 РУ 10 закрыт, а электронным регулятором 9 ГТД 8 заблокировано формирование управляющего воздействия на включение РУ 10 из-за отсутствия первого или второго информационных сигналов, что указывает на нахождение самолета в воздухе. Кроме того, формирование управляющего воздействия на включение РУ 10 из электронного регулятора 9 также не производится из-за нахождения РУД 3 вне зоны работы РУ 10, например, на площадке малого газа или крейсерского режима.The method is implemented as follows. In flight, the control modes of operation of the gas turbine engine 8 is provided by moving the throttle 3 to the desired position. At the same time, the inclusion (opening) of the RU 10 in the air is blocked, since the mechanical lock 12 of the RU 10 is closed, and the formation of a control action on the inclusion of the RU 10 is blocked by the electronic regulator 9 of the gas turbine engine 8 due to the absence of the first or second information signals, which indicates that the aircraft is in air. In addition, the formation of the control action on the inclusion of the RU 10 from the electronic regulator 9 is also not performed due to the location of the throttle 3 outside the zone of operation of the RU 10, for example, on the site of low gas or cruising mode.

Контроль закрытого положения РУ 10 осуществляется на основе измерения параметра А^тек по данным датчика 13 положения подвижной части РУ. В закрытом положении РУ 10 текущее значение параметра положения А^тек=0.The control of the closed position of the RU 10 is carried out on the basis of the measurement of the parameter A ^tech according to the position sensor 13 of the movable part of the RU. In the closed position RU 10 the current value of the position parameter And ^current =0.

В случае одновременной выдачи в воздухе по какой-либо причине ложных команд на открытие замка 12 и собственно на перекладку РУ 10 произойдет самопроизвольное открытие РУ 10. Данные о перемещении РУ 10 - параметр А^тек - поступает на вход электронного регулятора 9, в котором постоянно сравнивается параметр А^тек с наперед заданным значением А^уст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ 10. В случае превышения параметра А^тек над параметром А^уст, как показано на фиг. 2, в электронном регуляторе 9 двигателя при положении РУД 3 в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы ГТД 8 до малого газа путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД 8 за минимально возможное время.In the event of simultaneous issuance in the air for any reason of false commands to open the lock 12 and actually to shift the switchgear 10, ^spontaneous opening of the switchgear 10 will occur. parameter A ^current with a predetermined value A ^set characterizing the value of the maximum allowable (setting) value of spontaneous opening of the switchgear 10. If the parameter A ^current exceeds the parameter A ^set , as shown in Fig. 2, in the electronic controller 9 of the engine at the position of the throttle 3 in the position above the direct thrust idle gas, a control action is formed to reduce the operating mode of the gas turbine engine 8 to idle by reducing the fuel consumption supplied to the combustion chamber of the gas turbine engine 8 in the minimum possible time.

Одновременно на выходе электронного регулятора 9 формируется сигнал в кабину экипажа на информационное табло 5 «Самопроизвольное открытие РУ». По получению данной информации экипаж выполняет необходимые действия согласно руководству по летной эксплуатации самолета. Как правило, неисправный двигатель 8 с открывающимся или открытым РУ 10 необходимо выключить.At the same time, at the output of the electronic controller 9, a signal is generated to the cockpit on the information board 5 "Spontaneous opening of the RI". Upon receipt of this information, the crew performs the necessary actions in accordance with the aircraft flight manual. As a rule, a faulty engine 8 with an opening or open switchgear 10 must be turned off.

При штатном осуществлении полета и нормальной посадке для торможения самолета экипаж переводит РУД 3 в положение обратной тяги. В соответствии с заданными алгоритмами работы электронный регулятор 9 двигателя формирует соответствующее управляющее воздействие. РУ 10 включается, происходит перекладка РУ 10 из закрытого положения в открытое (с образованием обратной тяги).During normal flight and normal landing, to slow down the aircraft, the crew shifts throttle 3 to the reverse thrust position. In accordance with the given operation algorithms, the electronic controller 9 of the engine generates the appropriate control action. RU 10 is switched on, RU 10 is shifted from the closed position to the open one (with the formation of reverse thrust).

После перекладки РУ 10 и на основе данных датчика 13, контролирующего положение РУ 10, на выходе электронного регулятора 9 формируется сигнал, который поступает на информационное табло 6 «РУ включено».After switching the switchgear 10 and based on the data of the sensor 13, which controls the position of the switchgear 10, a signal is generated at the output of the electronic regulator 9, which is fed to the information board 6 "RU is on".

Величина обратной тяги также определяется положением РУД 3. После перемещения РУД 3 на площадку «Максимальной обратной тяги» с помощью электронного регулятора 9 происходит автоматическое увеличение режима работы газогенератора двигателя 8 и величины обратной тяги до максимального значения и наиболее энергичное торможение самолета.The amount of reverse thrust is also determined by the position of the throttle 3. After moving the throttle 3 to the "Maximum reverse thrust" area, using the electronic controller 9, the operating mode of the gas generator of the engine 8 and the magnitude of the reverse thrust are automatically increased to the maximum value and the most vigorous braking of the aircraft.

Однако необходимо отметить, что управляющая команда из электронного регулятора 9 на автоматическое увеличение режима работы газогенератора двигателя 8 для обеспечения максимальной обратной тяги произойдет только после формирования в электронном регуляторе 9 информационного сигнала «РУ включено», а не через наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем, как изложено в прототипе.However, it should be noted that the control command from the electronic regulator 9 to automatically increase the operating mode of the gas generator of the engine 8 to ensure maximum reverse thrust will occur only after the formation of the information signal “RU is on” in the electronic regulator 9, and not after a predetermined time determined by the calculation and experimental by, as described in the prototype.

В конце послепосадочного пробега пилот выключает РУ 10 последовательно перемещая РУД 3 на площадку минимальной обратной тяги и далее на малый газ, затем обеспечивают руление самолета до стоянки.At the end of the after-landing run, the pilot turns off the RP 10 by sequentially moving the throttle 3 to the minimum reverse thrust area and then to idle, then the aircraft is taxied to the parking lot.

Реализация системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электронно-электромеханической, электронно-гидромеханической, электрогидравлической 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, electronic-electromechanical, electronic-hydromechanical, electro-hydraulic using an electronic digital device. In a preferred embodiment, the reverse control system may be electronic-electromechanical.

В качестве датчиков 1 сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета могут быть использованы, например, концевые выключатели типа АМ800К, тензодатчики, индуктивные датчики перемещения, системы сигнализации типа «WoW» (weight-on-weels - вес на колесах).As sensors 1 of signaling devices for compression of the landing gear racks of the aircraft, for example, limit switches of the AM800K type, load cells, inductive displacement sensors, alarm systems of the “WoW” type (weight-on-wheels - weight on wheels) can be used.

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 и др. Однако важно, чтобы на передних колесах не было 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.Any known types of rotation speed sensors, including magnetoelectric, induction, electromagnetic, etc., can be used as the wheel speed sensor 2 of the front landing gear of the aircraft. measures are provided to eliminate false data of the wheel speed sensor 2 of the front landing gear during the operation of the proposed method.

Организация передачи сигналов от блока 1, датчика 2, датчика 4 в электронный регулятор 9 двигателя может быть осуществлена, например, по цифровым каналам связи через витую пару или оптоволоконные линии связи, при этом возможно применение промежуточных самолетных блоков, осуществляющих преобразование выходных сигналов блока, датчиков в цифровой код (на схеме не показаны).The organization of signal transmission from block 1, sensor 2, sensor 4 to the electronic controller 9 of the engine can be carried out, for example, via digital communication channels via twisted pair or fiber optic communication lines, while it is possible to use intermediate aircraft blocks that convert the output signals of the block, sensors into a digital code (not shown in the diagram).

В качестве датчика 4 измерения угла положения РУД 3 могут быть использованы известные датчики углового перемещения, например, синусно-косинусные вращающиеся трансформаторы типа ДБСКТ, но предпочтительно применять индукционные датчики типа RVDT - Rotary Variable Differential Transformer. Связь датчиков RVDT с РУД 3 механическая, поэтому каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение угла поворота датчика RVDT. Обычно датчики располагают непосредственно в кабине экипажа.As the sensor 4 for measuring the position angle of the throttle 3, known angular displacement sensors can be used, for example, sine-cosine rotary transformers of the DBSKT type, but it is preferable to use induction sensors of the RVDT - Rotary Variable Differential Transformer type. The connection of the RVDT sensors with the throttle 3 is mechanical, therefore, each angular position of the throttle 3 corresponds to a certain value of the angle of rotation of the RVDT sensor. Typically, sensors are located directly in the cockpit.

В качестве электронного регулятора 9 может быть применен, например, российский электронный регулятор двигателя РЭД-14 разработки АО «ОДК-Стар», РФ, который представляет собой специализированный многопроцессорный цифровой вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени. Конструктивно электронный регулятор РЭД-14 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения, который размещается на корпусе двигателя 8. В электронном регуляторе 9 типа РЭД-14 происходит измерение угла поворота РУД 3, параметров температуры и давления воздуха на входе в двигатель 8, а также измерение внутридвигательных параметров, таких, например, как частота вращения роторов двигателя 8, угол поворота входного направляющего аппарата компрессора, температура газов за турбиной низкого давления 8 и др. Также в РЭД-14 осуществляется контроль входных информационных (дискретных) сигналов, необходимых для правильного автоматического управления двигателем 8. На основе полученной входной информации электронный регулятор 9 двигателя 8, в соответствии с заложенными программами управления, обеспечивает управление расходом топлива, подаваемого в камеру сгорания двигателя, регулирование положением входных направляющих аппаратов компрессора, включение и выключение РУ 10 двигателя 8 и др., что и обеспечивает в конечном итоге необходимый уровень реактивной тяги газотурбинного двигателя 8.As an electronic controller 9 can be used, for example, the Russian electronic engine controller RED-14 developed by JSC "UEC-Star", RF, which is a specialized multiprocessor digital computer system operating in real time. Structurally, the electronic regulator RED-14 is made in the form of a monoblock of rectangular cross-section, which is placed on the engine housing 8. In the electronic regulator 9 of the RED-14 type, the angle of rotation of the throttle 3, the parameters of temperature and air pressure at the inlet to the engine 8, as well as the measurement of intra-engine parameters, such as, for example, the rotational speed of the engine rotors 8, the angle of rotation of the inlet guide vanes of the compressor, the temperature of the gases behind the low-pressure turbine 8, etc. Also, RED-14 monitors the input information (discrete) signals necessary for proper automatic engine control 8. Based on the received input information, the electronic controller 9 of the engine 8, in accordance with the embedded control programs, provides control of the fuel consumption supplied to the combustion chamber of the engine, regulation of the position of the inlet guide vanes of the compressor, turning on and off the RU 10 of the engine 8, etc., which and obes finally bakes the required level of jet thrust of the gas turbine engine 8.

Наперед заданный параметр А^уст, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ 10, задают в электронном регуляторе 9 в виде константы. Параметр А^уст следует выбирать на основе численного моделирования работы ГТД 8 в динамике в составе конкретного типа самолета для различных условий полета (скоростей, высот), например, из условия отсутствия обратной тяги двигателя 8 после самопроизвольного открытия РУ 10 на величину А^уст или/и незначительного снижения прямой тяги при частичном открытии РУ 10, но во всех ожидаемых условиях эксплуатации должна быть обеспечена безопасность полета.A predetermined parameter A ^set characterizing the value of the maximum allowable (setpoint) value of the spontaneous opening of the switchgear 10 is set in the electronic controller 9 as a constant. Parameter A ^set should be selected based on numerical simulation of the operation of gas turbine engine 8 in dynamics as part of a particular type of aircraft for different flight conditions (speeds, altitudes), for example, from the condition of no reverse thrust of engine 8 after spontaneous opening of RP 10 by the value A ^set or/and a slight decrease in direct thrust with a partial opening of RU 10, but in all expected operating conditions, flight safety must be ensured.

При самопроизвольном открытии РУ 10 в электронном регуляторе 9 формируется управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя 8 до малого газа, путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД 8 за минимально возможное время, например, аналогично темпу сброса режима работы двигателя 8 при переводе РУД 3 на площадку малого газа за время менее 1 с. Снижение режима может произойти по любым известным законам регулирования с максимальным темпом снижения подачи топлива, но исходя из условий недопущения срыва пламени в камере сгорания.With spontaneous opening of RU 10 in the electronic regulator 9, a control action is formed to reduce the operating mode of the engine 8 to idle, by reducing the fuel consumption supplied to the combustion chamber of the gas turbine engine 8 for the minimum possible time, for example, similar to the rate of resetting the operating mode of the engine 8 when switching the throttle 3 to the low gas pad in less than 1 s. The mode reduction can occur according to any known control laws with the maximum rate of fuel supply reduction, but based on the conditions for preventing flameout in the combustion chamber.

Передача информации из электронного регулятора 9 в кабину экипажа также может осуществляться по цифровым каналам связи через витую пару или оптоволоконные линии связи, в последовательном или параллельном коде с использованием любого известного интерфейса, их реализующего.The transmission of information from the electronic controller 9 to the cockpit can also be carried out via digital communication channels via twisted pair or fiber optic communication lines, in serial or parallel code using any known interface that implements them.

В качестве электронного регулятора 9 может быть применен 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 electronic regulator 9, a Western electronic regulator of the FADEC type (Full Authority Digital Engine Control system) with a functional structure according to the type of patent RU No. 2556474 (IPK F02K 1/76, publ. 07/10/2015) can be used.

В качестве РУ 10 предпочтительно применение РУ решетчатого типа. Подобная конструкция является достаточно распространенной и используется, например, в двигателе ПД-14 для самолетов МС-21, в двигателе ПС-90А для самолетов Ил-96-300 и Ту-204/214, в двигателе Rolls-Royce Trent 500 для самолета А340-500/600 и др. Но в более общем случае могут быть применены иные конструкции реверсивного устройства, например, створчатого или ковшового типа, что может несколько изменить исполнительные механизмы, однако это не относится к сущности предлагаемого изобретения.As RU 10, it is preferable to use a lattice type RU. This design is quite common and is used, for example, in the PD-14 engine for the MS-21 aircraft, in the PS-90A engine for the Il-96-300 and Tu-204/214 aircraft, in the Rolls-Royce Trent 500 engine for the A340 aircraft -500/600, etc. But in a more general case, other designs of the reversing device can be used, for example, a folding or bucket type, which can somewhat change the actuators, but this does not apply to the essence of the invention.

Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить отказоустойчивость и надежность работы ГТД, повысить безопасность полетов за счет своевременного выявления частичного открытия реверсивного устройства и парирования данного отказа с требуемым высоким быстродействием.Thus, the proposed invention with the above distinctive features, together with the known features, makes it possible to increase the fault tolerance and reliability of the gas turbine engine, improve flight safety due to the timely detection of a partial opening of the reversing device and countering this failure with the required high speed.

Claims

1. A method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of the reversing device, which consists in the fact that with the help of an electronic regulator the operating modes of the gas turbine engine are regulated and at the same time, when the aircraft is in the air, the output of a control signal to turn on the reversing device is blocked using a position sensor of the movable part of the reversing device determine the position A ^current of the reverser and also diagnose the absence of spontaneous movement of the reverser, in the event of spontaneous movement of the reverser, the gas turbine engine is switched to idle mode and an information signal is generated in the cockpit "Spontaneous movement of the reverser", after the aircraft touches the runway, the the engine control lever to the platform of minimum reverse thrust and open the lock of the reversing device, after opening the lock, an information system is formed into the cockpit drove “The lock of the reversing device is not closed”, while also after the engine control lever is moved to the minimum reverse thrust area from the electronic engine controller in automatic mode, according to the specified operation algorithms, a control action is issued to transfer the reversing device from the “Forward thrust” position to the “Reverse thrust” position thrust”, after transferring the reversing device to the “Reverse thrust” position, based on the data of the position sensor of the moving part of the reversing device, an information signal is generated to the cockpit “Reversing device is on”, then the engine control lever is moved to the position necessary to achieve the required reverse thrust value, and automatically set the engine operation mode corresponding to the position of the engine control lever; characterized in that a predetermined parameter A ^set is additionally formed, which characterizes the value of the maximum allowable (setpoint) value of spontaneous opening of the reversing device, the parameter A ^current and the parameter A ^set are compared, in case the parameter A ^current exceeds the parameter A ^set in the electronic engine controller at position the engine control lever in the position above the direct thrust idle gas form a control action to reduce the engine operation mode to idle by reducing the fuel consumption supplied to the combustion chamber of the gas turbine engine in the minimum possible time.

2. The method of controlling a gas turbine engine during spontaneous opening of the reversing device according to claim 1, characterized in that the predetermined parameter A ^set characterizing the value of the maximum allowable (setting) value of the spontaneous opening of the reversing device is selected from the condition of the absence of engine reverse thrust after the spontaneous opening of the reversing device device on the value of A ^set .

3. A method for controlling a gas turbine engine during spontaneous opening of the reversing device according to claim 2, characterized in that the maximum permissible (setting) value of the movement of the reversing device drive is used as the pre-set parameter A ^set , and as the position parameter of the moving part of the reversing device A ^tech using the measured value of the movement of the drive reversing device.

4. A method for controlling a gas turbine engine during spontaneous opening of the reversing device according to claim 3, characterized in that a linear displacement sensor of the retractable drive rod connected to the movable part of the reversing device is used to measure the movement of the drive of the reversing device.