RU2828300C1 - Method and device for controlling aircraft gas turbine engine thrust reversal - Google Patents
Method and device for controlling aircraft gas turbine engine thrust reversal Download PDFInfo
- Publication number
- RU2828300C1 RU2828300C1 RU2024100300A RU2024100300A RU2828300C1 RU 2828300 C1 RU2828300 C1 RU 2828300C1 RU 2024100300 A RU2024100300 A RU 2024100300A RU 2024100300 A RU2024100300 A RU 2024100300A RU 2828300 C1 RU2828300 C1 RU 2828300C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbine engine
- control
- module
- gas turbine
- reversing device
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 17
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 claims abstract description 41
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 33
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 29
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 27
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 21
- 230000003993 interaction Effects 0.000 claims description 12
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 8
- 230000011664 signaling Effects 0.000 claims description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 230000009970 fire resistant effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000002269 spontaneous effect Effects 0.000 claims description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims description 3
- 230000010006 flight Effects 0.000 abstract description 3
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 abstract description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 11
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 description 5
- 239000000203 mixture Substances 0.000 description 5
- 230000004913 activation Effects 0.000 description 4
- 230000008569 process Effects 0.000 description 4
- 239000000443 aerosol Substances 0.000 description 3
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 3
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 230000007613 environmental effect Effects 0.000 description 3
- 231100000331 toxic Toxicity 0.000 description 3
- 230000002588 toxic effect Effects 0.000 description 3
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 description 3
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 2
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000003213 activating effect Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 230000002265 prevention Effects 0.000 description 1
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Description
Область техники, к которой относится изобретениеField of technology to which the invention relates
Изобретение относится к авиационной технике, в частности к устройству управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя (далее по тексту ГТД) самолета любой вместительности и назначения (пассажирского, транспортного) при его торможении после приземления (посадки) и прерванного взлета.The invention relates to aviation technology, in particular to a device for controlling the reversal of thrust of a gas turbine engine (hereinafter referred to as GTE) of an aircraft of any capacity and purpose (passenger, transport) during its braking after landing (landing) and an interrupted takeoff.
Уровень техникиState of the art
В настоящее время, практически на всех типах самолетов с ГТД, применяются реверсивные устройства газотурбинного двигателя (далее по тексту РУ ГТД), предназначенные для изменения направления реактивной струи двигателя на противоположное, создавая вектор обратной тяги в двигателе, направляя при своем открытии поток воздуха из внешнего контура двигателя вперед по полету для обеспечения торможение самолета на земле после его посадки или в случае прерванного взлета.At present, almost all types of aircraft with gas turbine engines use gas turbine engine reversing devices (hereinafter referred to as GTE RD), designed to change the direction of the engine jet stream to the opposite, creating a reverse thrust vector in the engine, directing the air flow from the external engine circuit forward in flight when opened to ensure braking of the aircraft on the ground after landing or in the event of an interrupted takeoff.
Из уровня техники известны электронно-гидромеханические устройства управления реверсивным устройством ГТД, в состав которых входит электронный блок управления двигателем, компоненты системы управления подвижным обтекателем реверсивного устройства (левым и правым), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, рычаг управления двигателем (прямой и обратной тягой) и бортовое оборудование самолета. Электронный блок управления двигателем представляет собой специализированную вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC)., см. RU №2570303, опубл. 10.12.2015, US №2015090810, опубл. 02.04.2015, WO №3022428, опубл. 25.05.2016, «Авиационный двигатель ПС-90А» под ред. Иноземцева А.А. изд.М. Либра-К, 2007, стр.101-112 РЛЭ-ТУ-204-300. Эксплуатация систем и оборудования - силовая установка стр.8.1.43...8.1.45, известны электронно-гидромеханические устройства управления реверсивным устройством ГТД, в состав которых входит электронный блок управления двигателем, компоненты системы управления подвижным обтекателем реверсивного устройства (левым и правым), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, рычаг управления двигателем (прямой и обратной тягой) и бортовое оборудование самолета. Электронный блок управления двигателем представляет собой специализированную вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC).The prior art discloses electronic-hydromechanical control devices for a gas turbine engine thrust reverser, which include an electronic engine control unit, components of the control system for the movable fairing of the thrust reverser (left and right), a unit of sensors and indicators for the gas turbine engine control unit, an engine control lever (forward and reverse thrust), and on-board equipment of the aircraft. The electronic engine control unit is a specialized computer that is part of the automatic engine control system with full responsibility (hereinafter referred to as FADEC), see RU No. 2570303, published 10.12.2015, US No. 2015090810, published 02.04.2015, WO No. 3022428, published 25.05.2016, "Aircraft Engine PS-90A" edited by A.A. Inozemtsev, ed. M. Libra-K, 2007, pp. 101-112 RLE-TU-204-300. Operation of systems and equipment - power plant pp. 8.1.43...8.1.45, are known electronic-hydromechanical control devices for the gas turbine engine thrust reverser, which include an electronic engine control unit, components of the control system for the movable fairing of the thrust reverser (left and right), a unit of sensors and indicators of the gas turbine engine control unit, an engine control lever (forward and reverse thrust) and on-board equipment of the aircraft. The electronic engine control unit is a specialized computer from the full authority automatic engine control system (hereinafter referred to as FADEC).
К недостаткам аналогов следует отнести наличие большого количества разнообразных электрогидромеханических и гидравлических элементов, что ухудшает показатели надежности и затрудняет эксплуатацию, повышенные габариты и массу гидромеханической части РУ ГТД, необходимость использовать самолетную систему подачи гидрожидкости, в которой применяются токсичные гидрожидкости типа НГЖ (негорючая гидрожидкость) или «Skydrol» и, как следствие этого, необходимость применять при эксплуатации самолета повышенные требования к герметичности трубопроводов и гидравлических элементов, и охране окружающей среды, и строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности при обслуживании самолета и РУ ГТД в частности, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси и возникновению пожароопасной ситуации, что оказывает негативное влияние на безопасность.The disadvantages of the analogs include the presence of a large number of various electrohydromechanical and hydraulic elements, which worsens the reliability indicators and complicates operation, increased dimensions and weight of the hydromechanical part of the GTE RU, the need to use an aircraft hydraulic fluid supply system, which uses toxic hydraulic fluids such as NGZh (non-flammable hydraulic fluid) or "Skydrol" and, as a consequence, the need to apply increased requirements for the tightness of pipelines and hydraulic elements and environmental protection during aircraft operation, and strictly observe labor protection rules and safety measures when servicing an aircraft and the GTE RU in particular, in addition, possible leaks of hydraulic fluid lead to the formation of a flammable aerosol mixture and the occurrence of a fire hazard, which has a negative impact on safety.
Кроме этого, аналоги не имеют возможности повышения надежности несанкционированного срабатывания РУ ГТД в полете и надежности на выпуск РУ ГТД при посадке и прерванном взлете из-за недостаточной достоверности исправности изделий, обеспечивающих функционирование РУ ГТД, и не имеют углубленного диагностирования неисправностей имеющимися средствами, а также адекватной оценки возникающих проблемных ситуаций и принятия решения по парированию последствий проблемных ситуаций.In addition, analogues do not have the ability to increase the reliability of unauthorized activation of the GTE RU in flight and the reliability of the GTE RU release during landing and rejected takeoff due to insufficient reliability of the serviceability of the products that ensure the functioning of the GTE RU, and do not have in-depth diagnostics of malfunctions by existing means, as well as adequate assessment of emerging problem situations and decision-making to counter the consequences of problem situations.
Из уровня техники также известны устройства управления РУ ГТД с применением электромеханических устройств RU №2572730, опубл. 20.01.2016, RU №2730731, опубл. 25.08.2020. В указанных аналогах для перемещения подвижных элементов РУ ГТД применяются электромеханические приводы, управление которыми осуществляет электронный регулятор двигателя или иной электронный блок управления. В состав устройства управления РУ ГТД входят также блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, блок исполнительных элементов, система управления самолетным оборудованием (СУСО), рычаг управления двигателем (РУД), средства индикации и регистрации.The prior art also includes GTE RU control devices using electromechanical devices RU No. 2572730, published 20.01.2016, RU No. 2730731, published 25.08.2020. In the specified analogs, electromechanical drives are used to move the moving elements of the GTE RU, which are controlled by an electronic engine governor or another electronic control unit. The GTE RU control device also includes a GTE RU sensor and alarm unit, an actuator unit, an aircraft equipment control system (AECS), an engine control lever (ECL), and indication and recording means.
К недостаткам этих устройств следует отнести то, что электромеханические приводы работают с максимальным вращательным моментом в постоянном режиме, что негативно влияет на эксплуатационный ресурс привода и, как следствие, снижают надежность из-за повышения риска выхода из строя электродвигателя, что соответственно приводит к невозможности включения РУ ГТД. Кроме того, алгоритмы, которые реализованы в электронном регуляторе двигателя для управления реверсированием тяги ГТД, имеют сложную архитектуру и недостаточную точность определения условий вращения электродвигателя с разной частотой в электромеханических приводах, что негативно влияет на надежность и своевременность задействования РУ ГТД.The disadvantages of these devices include the fact that electromechanical drives operate with maximum torque in a constant mode, which negatively affects the service life of the drive and, as a result, reduces reliability due to an increased risk of electric motor failure, which accordingly leads to the impossibility of turning on the GTE RU. In addition, the algorithms that are implemented in the electronic engine regulator for controlling the reversal of the GTE thrust have a complex architecture and insufficient accuracy in determining the conditions of rotation of the electric motor with different frequencies in electromechanical drives, which negatively affects the reliability and timeliness of the GTE RU activation.
Из уровня техники также известны способы управления РУ ГТД с применением электромеханических систем RU №2502885, опубл. 27.11.2013, RU №2556474, опубл. 10.07.2015. В указанных аналогах для перемещения подвижных элементов РУ ГТД применяются электромеханические приводы, управление которыми осуществляет электронный регулятор двигателя или иной электронный блок управления. В состав устройства управления РУ ГТД входят также блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД и изделий, входящих в его состав, блок исполнительных элементов, система управления самолетным оборудованием (СУСО), рычаг управления двигателем (РУД), средства индикации и регистрации. Электронный регулятор двигателя представляет собой вычислительную машину из состава системы автоматического управления двигателем с полной ответственностью (далее по тексту FADEC).The prior art also includes methods for controlling the GTE RU using electromechanical systems RU No. 2502885, published 27.11.2013, RU No. 2556474, published 10.07.2015. In the above analogs, electromechanical drives are used to move the moving elements of the GTE RU, which are controlled by an electronic engine governor or another electronic control unit. The GTE RU control device also includes a unit of sensors and alarms for the GTE RU and the products included in its composition, a unit of actuators, an aircraft equipment control system (AECS), an engine control lever (ECL), and indication and recording means. The electronic engine governor is a computing machine from the fully automatic engine control system (hereinafter referred to as FADEC).
К недостаткам аналогов следует отнести то, что электромеханические приводы работают с максимальным вращательным моментом в постоянном режиме, что негативно влияет на эксплуатационный ресурс привода, повышает риск выхода из строя электромотора электромеханического привода, что приводит к невозможности включения РУ ГТД и, как следствие, снижает надежность, и оказывает негативное влияние на безопасность. Кроме того, применение в электронном регуляторе двигателя различных алгоритмов для обеспечения синхронности перемещения электромеханических приводов и регулирования частоты вращения электромотора имеющих сложную архитектуру и недостаточную точность определения условий вращения электромотора с разной частотой в электромеханических приводах негативно влияет на надежность и своевременность задействования РУ ГТД и, соответственно может привести к аварийной или катастрофической ситуации.The disadvantages of analogs include the fact that electromechanical drives operate with maximum torque in a constant mode, which negatively affects the service life of the drive, increases the risk of failure of the electromechanical drive electric motor, which leads to the impossibility of turning on the GTE RU and, as a result, reduces reliability and has a negative impact on safety. In addition, the use of various algorithms in the electronic engine regulator to ensure the synchronicity of the movement of electromechanical drives and regulation of the rotation frequency of the electric motor with a complex architecture and insufficient accuracy in determining the conditions of rotation of the electric motor with different frequencies in electromechanical drives negatively affects the reliability and timeliness of the activation of the GTE RU and, accordingly, can lead to an emergency or catastrophic situation.
Из уровня техники известен наиболее близкий аналог заявленного устройства управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта (RU № 2778962, опубл. 29.08.2022). Известное устройство состоит из модуля индикации и регистрации, рычага управления двигателем (РУД) c двухканальным датчиком углового положения РУД, передающего информацию (FADEC), двух независимых концевых выключателей положения РУД и ключей замыкания, обеспечивающих соединение системы электроснабжения самолета с контуром управления и контроля РУ ГТД, устройства включения реверса, содержащее защелку реверса, возвратную пружину, тягу, соединенную с защелкой реверса и переключателем реверса прямой и обратной тяги, переключатель реверса прямой и обратной тяги, гидравлической системы самолета, контура управления и контроля РУ ГТД, который содержит два идентичных и независимых основных и резервных блока вычислителя - концентратора, два идентичных и независимых основных и резервных блока защиты и коммутации, два идентичных и независимых основных и резервных блока преобразователей сигналов; РУ ГТД содержащее отсечное электрогидравлическое устройство РУ ГТД, механический замок РУ ГТД с соленоидом, управляющее гидравлическое устройство РУ ГТД и электрогидравлические приводы; FADEC; блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД, снабженный сигнализатором механического замка РУ ГТД, датчиком давления гидрожидкости в ГС, сигнализатором механического замка электрогидравлического привода РУ ГТД и датчиком положения РУ ГТД, системой электроснабжения (далее по тексту СЭС), авионикой.The closest analogue of the claimed device for controlling the thrust reversal of an aircraft gas turbine engine is known from the state of the art (RU No. 2778962, published on 08/29/2022). The known device consists of an indication and registration module, an engine control lever (ECL) with a two-channel ECL angular position sensor transmitting information (FADEC), two independent ECL position limit switches and closing keys providing connection of the aircraft power supply system to the GTE ECL control and monitoring circuit, a reverser engagement device containing a reverser latch, a return spring, a rod connected to the reverser latch and a forward and reverse thrust reverser switch, a forward and reverse thrust reverser switch, an aircraft hydraulic system, a GTE ECL control and monitoring circuit which contains two identical and independent main and backup units of a computer-concentrator, two identical and independent main and backup units of protection and switching, two identical and independent main and backup units of signal converters; GTE RU containing a GTE RU electrohydraulic shut-off device, a GTE RU mechanical lock with a solenoid, a GTE RU hydraulic control device and electrohydraulic drives; FADEC; a GTE RU sensor and alarm unit equipped with a GTE RU mechanical lock alarm, a hydraulic fluid pressure sensor in the hydraulic system, an alarm for the GTE RU electrohydraulic drive mechanical lock and a GTE RU position sensor, a power supply system (hereinafter referred to as PSS), avionics.
Основными недостатками данного устройства являются наличие большого количества электрогидромеханических и гидравлических элементов, повышенные габариты и масса гидромеханической части РУ ГТД, необходимость применять для функционирования РУ ГТД самолетную систему подачи токсичной гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol» и, как следствие, необходимость применять повышенные требования по герметичности гидравлических элементов, соединений и трубопроводов с гидрожидкостью, охране окружающей среды, и строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности при обслуживании РУ ГТД, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси и пожароопасной ситуации, что в свою очередь, снижает безопасность.The main disadvantages of this device are the presence of a large number of electrohydromechanical and hydraulic elements, increased dimensions and weight of the hydromechanical part of the GTE RU, the need to use an aircraft system for supplying toxic hydraulic fluid such as NGZ or "Skydrol" for the operation of the GTE RU and, as a consequence, the need to apply increased requirements for the tightness of hydraulic elements, connections and pipelines with hydraulic fluid, environmental protection, and strictly adhere to labor protection rules and safety measures when servicing the GTE RU, in addition, possible leaks of hydraulic fluid lead to the formation of a flammable aerosol mixture and a fire hazard, which in turn reduces safety.
Из уровня техники также известен наиболее близкий аналог заявленного способа управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёт (RU № 2783048 опубл. 08.11.2022). Известный способ реализуется системой, которая содержит устройство индикации и регистрации, рычаг управления двигателем (РУД) с датчиками углового положения РУД, концевыми выключателями положения РУД и ключами замыкания электропитания, подсистему управления и контроля РУ ГТД, гидравлическую систему самолета (ГС), РУ ГТД с отсечным электрогидравлическим устройством РУ ГТД, электромеханическими замками РУ ГТД, управляющим гидравлическим устройством РУ ГТД и гидравлическими приводами РУ ГТД, электронный регулятор двигателя (FADEC), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД с сигнализатором электромеханического замка РУ ГТД, датчиком давления в ГС, сигнализатором электромеханического замка гидравлического привода РУ ГТД и датчиком положения РУ ГТД, систему электроснабжения самолета (СЭС). Известный способ управления РУ ГТД осуществляется следующим образом: после посадки самолета система управления самолетным оборудованием (СУСО) формирует, и выдает в электронный регулятор двигателя (FADEC) информацию о том, что самолет на земле, пилот переводит рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», а затем на площадку «Минимальная обратная тяга», СУСО выдает команду на соленоид электромеханического замка РУ ГТД и, одновременно с этим, подводит электропитание к отсечному электрогидравлическому устройству РУ ГТД, управление которым осуществляет FADEC, FADEC контролирует срабатывание электромеханического замка РУ ГТД и отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД по сигнализатору электромеханического замка РУ ГТД и датчику давления в гидравлической системе самолета (ГС), после открытия электромеханического замка РУ ГТД и срабатывания отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД FADEC выдает команду на выпуск РУ ГТД (установку в положение «Обратная тяга»), перевод РУ ГТД в положение «Обратная тяга» контролирует FADEC по информации от датчиков положения РУ ГТД, FADEC формирует и передает информацию об открытии электромеханического замка РУ ГТД и включении реверса на средства индикации и регистрации, после перевода РУД в положение «Максимальная обратная тяга» FADEC обеспечивает увеличение расхода топлива в камеру сгорания.The closest analogue of the claimed method for controlling the thrust reversal of an aircraft gas turbine engine is also known from the state of the art (RU No. 2783048 published 08.11.2022). The known method is implemented by a system that contains an indication and recording device, an engine control lever (ECL) with ECL angular position sensors, ECL position limit switches and power supply closing keys, a GTE EC control and monitoring subsystem, an aircraft hydraulic system (HS), a GTE EC with a GTE EC electrohydraulic shut-off device, GTE EC electromechanical locks, a GTE EC hydraulic control device and GTE EC hydraulic drives, a full authority electronic controller (FADEC), a GTE EC sensor and alarm unit with a GTE EC electromechanical lock alarm, a HS pressure sensor, an alarm for the GTE hydraulic drive lock and a GTE EC position sensor, and an aircraft power supply system (APS). The known method of controlling the GTE RU is carried out as follows: after the aircraft has landed, the aircraft equipment control system (AECS) generates and sends information to the electronic engine governor (FADEC) that the aircraft is on the ground, the pilot moves the engine control lever (ECL) to the "Idle" platform, and then to the "Minimum Reverse Thrust" platform, AECS issues a command to the solenoid of the electromechanical lock of the GTE RU and, at the same time, supplies power to the cut-off electrohydraulic device of the GTE RU, which is controlled by the FADEC, FADEC monitors the actuation of the electromechanical lock of the GTE RU and the cut-off electrohydraulic device of the GTE RU using the signaling device of the electromechanical lock of the GTE RU and the pressure sensor in the aircraft hydraulic system (HS), after the opening of the electromechanical lock of the GTE RU and the actuation of the cut-off electrohydraulic device of the GTE RU, the FADEC issues a command to release the RU GTE (set to the "Reverse Thrust" position), the transfer of the GTE RU to the "Reverse Thrust" position is controlled by FADEC based on information from the GTE RU position sensors, FADEC generates and transmits information about the opening of the electromechanical lock of the GTE RU and the activation of the reverser to the indication and recording means, after the RU is transferred to the "Maximum Reverse Thrust" position, FADEC ensures an increase in fuel consumption in the combustion chamber.
К недостаткам наиболее близкого аналога относится то, что для его реализации требуется наличие большого количества разнообразных электрогидромеханических и гидравлических элементов, что ухудшает показатели надежности и затрудняет эксплуатацию, повышенные габариты и масса гидромеханической части РУ ГТД, необходимость использовать самолетную систему подачи гидрожидкости, в которой применяются токсичные гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol», и, как следствие этого, необходимость применять повышенные требования по герметичности трубопроводов, соединений и гидравлических элементов, охране окружающей среды, при обслуживании необходимо строго соблюдать правила по охране труда и меры безопасности технического персонала, кроме того, возможные утечки гидрожидкости приводят к образованию воспламеняемой аэрозольной смеси, и повышают вероятность возникновения пожара, что оказывает негативное влияние на безопасность.The disadvantages of the closest analogue include the fact that its implementation requires a large number of various electrohydromechanical and hydraulic elements, which worsens reliability indicators and complicates operation, increased dimensions and weight of the hydromechanical part of the GTE RU, the need to use an aircraft hydraulic fluid supply system, which uses toxic hydraulic fluids such as NGZ or "Skydrol", and, as a consequence of this, the need to apply increased requirements for the tightness of pipelines, connections and hydraulic elements, environmental protection, during maintenance it is necessary to strictly observe labor protection rules and safety measures for technical personnel, in addition, possible leaks of hydraulic fluid lead to the formation of a flammable aerosol mixture and increase the likelihood of a fire, which has a negative impact on safety.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Задачей, решаемой заявленной группой изобретений является обеспечение повышенной надежности и безопасности полетов при осуществлении перевозок авиапассажиров в различных условиях, в частности изобретение предназначено для уменьшения опасности возникновения пожара, упрощения эксплуатации РУ ГТД и обеспечения более высокого уровня безопасности технического персонала.The task solved by the claimed group of inventions is to ensure increased reliability and safety of flights during the transportation of air passengers in various conditions; in particular, the invention is intended to reduce the risk of fire, simplify the operation of the gas turbine engine and ensure a higher level of safety for technical personnel.
Технический результат заявленной группы изобретений заключается в повышении надежности и безопасности полетов самолётов. The technical result of the claimed group of inventions consists in increasing the reliability and safety of aircraft flights.
Указанный технический результат достигается тем, что устройство управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя самолёта содержит соединённые линиями связи модуль индикации и регистрации, рычаг управления двигателем, снабженный двухканальным датчиком углового положения, и защелкой реверса, и выполненный с двумя независимыми концевыми выключателями положения рычага управления газотурбинным двигателем, ключи замыкания электропитания, устройство включения реверса, содержащее защелку реверса и механическую часть переключения прямой и обратной тяги, реверсивное устройство газотурбинного двигателя, контур управления и контроля реверсивного устройства, привод реверсивного устройства, электронный регулятор газотурбинного двигателя, The specified technical result is achieved in that the device for controlling the reversal of the thrust of a gas-turbine engine of an aircraft contains an indication and registration module connected by communication lines, an engine control lever equipped with a two-channel angular position sensor and a reversal latch, and made with two independent limit switches for the position of the gas-turbine engine control lever, power supply closing keys, a device for engaging the reversal, containing a reversal latch and a mechanical part for switching forward and reverse thrust, a reversing device of a gas-turbine engine, a control and monitoring circuit of the reversing device, a drive of the reversing device, an electronic regulator of a gas-turbine engine,
причем устройство дополнительно снабжено модулем управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, состоящим из двухканального блока вычислителя, с двумя идентичными и независимыми основным и резервным каналами, причем каждый упомянутый канал блока вычислителя снабжен модулем электропитания и защиты, модулем управления, модулем интерфейсов, модулем обработки данных и вычисления и модулем диагностики и интерфейса, при этом модуль управления реверсивным устройством соединен линиями связи с системой электроснабжения самолёта, и с электронным регулятором газотурбинного двигателя, и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен линиями связи с контуром управления и контроля реверсивного устройства, который соединен с авионикой самолёта, рычагом управления двигателя и реверсивным устройством, а модуль индикации и регистрации соединен линиями связи с модулем управления реверсивным устройством и с контуром управления и контроля реверсивного устройства, причем привод реверсивного устройства выполнен в виде по меньшей мере трех электромеханических приводов, каждый из которых снабжен штоком, электромотором, приводящим в движение упомянутый шток и электромагнитной тормозной муфтой блокировки перемещения штока, при этом каждый электромеханический привод снабжен модулем защиты и интерфейса, резервным датчиком вращения ротора электромотора, блоком датчиков вращения ротора электромотора, датчиком температуры и модулем обработки, вычисления и интерфейса, линий связи для взаимодействия и информационного обмена с основным и резервным каналами блока вычислителя.wherein the device is additionally provided with a control module for the gas-turbine engine reversing device, consisting of a two-channel computer unit, with two identical and independent main and backup channels, wherein each said channel of the computer unit is provided with a power supply and protection module, a control module, an interface module, a data processing and computing module and a diagnostic and interface module, wherein the control module for the reversing device is connected by communication lines to the aircraft power supply system, and to the electronic regulator of the gas-turbine engine, and to the control and monitoring circuit of the reversing device, which is connected by communication lines to the control and monitoring circuit of the reversing device, which is connected to the aircraft avionics, the engine control lever and the reversing device, and the indication and recording module is connected by communication lines to the control module for the reversing device and to the control and monitoring circuit of the reversing device, wherein the drive of the reversing device is made in the form of at least three electromechanical drives, each of which is provided with a rod, an electric motor, driving the said rod and an electromagnetic brake clutch for blocking the movement of the rod, wherein each electromechanical drive is equipped with a protection and interface module, a backup electric motor rotor rotation sensor, a block of electric motor rotor rotation sensors, a temperature sensor and a module for processing, computing and interface, communication lines for interaction and information exchange with the main and backup channels of the computer block.
В частном случае реализации заявленного технического решения модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the diagnostic and interface module is designed with the ability to detect faults and diagnose the operation of the channels of the computer unit and the control module of the reversing device of the gas turbine engine.
В частном случае реализации заявленного технического решения модули обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов выполнены с возможностью управления функционированием электромеханическими приводами и их синхронизации по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов и датчиков температуры электромеханических приводов, с последующей передачей этой информации в модуль обработки данных и вычисления модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.In the particular case of implementing the claimed technical solution, the processing, computing and interface modules of the electromechanical drives are designed with the ability to control the operation of the electromechanical drives and their synchronization based on information from the units of the electric motor rotor rotation sensors and the temperature sensors of the electromechanical drives, with subsequent transmission of this information to the data processing and computing module of the control module of the reversing device of the gas turbine engine.
В частном случае реализации заявленного технического решения модули интерфейсов в основном и резервном каналах блока вычислителя выполнены с возможностью остановки и удержания штоков электромеханических приводов в выпущенном/убранном положении посредством прекращения подачи электропитания в модули защиты и интерфейса электромеханических приводов, и прекращения подачи электропитания для электромагнитных тормозных муфт блокировки перемещения штоков электромеханических приводов и для электромоторов, при этом прекращение подачи электропитание осуществляется по командам из модулей управления блока вычислителя по сигналам из модулей диагностики и интерфейса блока вычислителя, сформированных по информации из резервных датчиков вращения роторов электромоторов электромеханических приводов и информации из модулей обработки, вычисления и интерфейса электромеханических приводов, получающих информацию из блоков датчиков вращения роторов и датчиков температуры.In a particular case of implementing the claimed technical solution, the interface modules in the main and backup channels of the computer unit are designed with the ability to stop and hold the rods of the electromechanical drives in the extended/retracted position by stopping the power supply to the protection and interface modules of the electromechanical drives, and stopping the power supply for the electromagnetic brake clutches for blocking the movement of the rods of the electromechanical drives and for the electric motors, wherein the power supply is stopped by commands from the control modules of the computer unit based on signals from the diagnostic and interface modules of the computer unit, generated based on information from the backup rotor rotation sensors of the electric motors of the electromechanical drives and information from the processing, calculation and interface modules of the electromechanical drives, receiving information from the rotor rotation sensor blocks and temperature sensors.
В частном случае реализации заявленного технического решения реверсивное устройство газотурбинного двигателя содержит электромеханический замок и сигнализатор электромеханического замка.In a particular case of the implementation of the declared technical solution, the reversing device of a gas turbine engine contains an electromechanical lock and an electromechanical lock signaling device.
В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитная тормозная муфта выполнена с двумя независимыми электромагнитами растормаживания электромагнитной муфты.In a particular case of the implementation of the declared technical solution, the electromagnetic brake clutch is made with two independent electromagnetic brake release devices.
В частном случае реализации заявленного технического решения контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя включает в свой состав: блоки вычислители - концентраторы; и блоки защиты и коммутации, соединенные между собой основным и резервными линиями связи.In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the control and monitoring circuit of the reversible device of a gas turbine engine includes in its composition: computing units - concentrators; and protection and switching units, connected to each other by the main and backup communication lines.
В частном случае реализации заявленного технического решения модуль диагностики и интерфейса выполнен с возможностью обнаружения неисправностей и диагностики функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления реверсивного устройства газотурбинного двигателя.In the particular case of the implementation of the claimed technical solution, the diagnostic and interface module is designed with the ability to detect faults and diagnose the operation of the channels of the computer unit and the control module of the reversing device of the gas turbine engine.
В частном случае реализации заявленного технического решения электронный регулятор газотурбинного двигателя выполнен с возможностью контроля открытия электромеханического замка по информации из сигнализатора электромеханического замка.In a particular case of the implementation of the claimed technical solution, the electronic regulator of the gas turbine engine is designed with the ability to control the opening of the electromechanical lock based on information from the electromechanical lock signaling device.
В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитные тормозные муфты выполнены в качестве дополнительных замков реверсивного устройства газотурбинного двигателя, управляемых независимыми основным и резервным каналами блока вычислителя с помощью логики определения полет/земля и функционирования реверсивного устройства газотурбинного двигателя.In a particular case of the implementation of the declared technical solution, electromagnetic brake clutches are implemented as additional locks of the reversing device of a gas-turbine engine, controlled by independent main and backup channels of the computer unit using the logic of determining flight/ground and the functioning of the reversing device of the gas-turbine engine.
В частном случае реализации заявленного технического решения линии связи и блок вычислитель выполнены из огнестойкого материала, а электромеханические привода выполнены из огненепроницаемых материалов.In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the communication lines and the computing unit are made of fire-resistant material, and the electromechanical drives are made of fire-resistant materials.
В частном случае реализации заявленного технического решения рычаг управления двигателем выполнен с возможностью перемещения по площадкам соответствующим режимам «малый газ», «минимальная обратная тяга», «обратная тяга», «максимальная обратная тяга», «прямая тяга.».In the particular case of the implementation of the declared technical solution, the engine control lever is designed with the ability to move along platforms corresponding to the modes “low throttle”, “minimum reverse thrust”, “reverse thrust”, “maximum reverse thrust”, “forward thrust”.
Указанный технический результат также достигается тем, что способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, реализованный заявленным устройством, включает этапы, на которых; в контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя от авионики самолёта передают информацию о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают информацию о нахождении самолета на земле от контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя в электронный регулятор двигателя, управляют открытием электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживают электромагнитные муфты электромеханических приводов, и осуществляют перемещение реверсивного устройства в выпущенное или убранное положение посредством по меньшей мере трех электромеханических приводов, управление которыми осуществляют посредством блока-вычислителя при получении информации от электронного регулятора газотурбинного двигателя о нахождении самолета на земле и наличии команды на выпуск реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов.The specified technical result is also achieved by the fact that the method for controlling the reversing device of a gas turbine engine, implemented by the claimed device, includes stages in which; information on the state of the chassis, chassis wheels and wing mechanization is transmitted from the aircraft avionics to the control and monitoring circuit of the gas-turbine engine reversing device, information on the aircraft's location on the ground is generated and transmitted from the control and monitoring circuit of the gas-turbine engine reversing device to the engine's electronic governor, the opening of the electromechanical lock of the gas-turbine engine reversing device is controlled by means of the control and monitoring circuit of the gas-turbine engine reversing device, the electromagnetic clutches of the electromechanical drives are released, and the reversing device is moved to the extended or retracted position by means of at least three electromechanical drives, which are controlled by means of a computing unit upon receipt of information from the gas-turbine engine electronic governor on the aircraft's location on the ground and the presence of a command to extend the gas-turbine engine reversing device, and the electromagnetic clutches of the electromechanical drives are released.
В частном случае реализации заявленного технического решения при управлении электромеханическими приводами осуществляют управление перемещением их штоками и их остановкой и стопорением посредством блока-вычислителя по информации от блока датчиков вращения вала электромоторов и резервных датчиков вращения. In the particular case of implementing the declared technical solution, when controlling electromechanical drives, the movement of their rods and their stopping and locking is controlled by means of a computing unit based on information from the unit of rotation sensors of the electric motor shaft and backup rotation sensors.
В частном случае реализации заявленного технического решения электромагнитные тормозные муфты используют для предотвращения самопроизвольной перекладки реверсивного устройства газотурбинного двигателя в полете.In a particular case of the implementation of the declared technical solution, electromagnetic brake clutches are used to prevent spontaneous repositioning of the gas turbine engine reversing device in flight.
В частном случае реализации заявленного технического решения дополнительно осуществляют контроль исправности модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя посредством двухканального блока-вычислителя.In the particular case of implementing the declared technical solution, the serviceability of the control module of the gas turbine engine reversing device is additionally monitored using a two-channel computing unit.
В частном случае реализации заявленного технического решения осуществляют контроль открытия электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством электронного регулятора двигателя по информации из сигнализатора электромеханического замка.In a particular case of implementing the claimed technical solution, the opening of the electromechanical lock of the reversing device of the gas turbine engine is controlled by means of an electronic engine controller based on information from the electromechanical lock signaling device.
Краткое описание чертежейBrief description of the drawings
Детали, признаки, а также преимущества настоящего изобретения следуют из нижеприведенного описания примеров реализации, заявленной группы изобретений с использованием чертежей, на которых показано:The details, features, and advantages of the present invention follow from the following description of examples of implementation of the claimed group of inventions using the drawings, which show:
На фигуре 1 приведена блок-схема устройства управления реверсированием тяги газотурбинного двигателя.Figure 1 shows a block diagram of a thrust reversal control device for a gas turbine engine.
На фигуре 2 приведена блок-схема модуля управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя.Figure 2 shows a block diagram of the control module of the gas turbine engine reversing device.
На фигурах цифрами обозначены следующие конструктивные элементы устройства:The following structural elements of the device are indicated by numbers on the figures:
1 - модуль индикации и регистрации; 2 - рычаг управления двигателем (далее РУД) содержащий: 2.1- двухканальный датчик углового положения РУД; 2.2 - концевые выключатели положения РУД; 2.3 - ключи замыкания электропитания - команда на задействование реверсивного устройства (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД) ;2.4 - защелка реверса; 3 - контур управления и контроля РУ ГТД содержащий: 3.1 - блок вычислитель - концентратор основной; 3.2 - блок защиты и коммутации основной; 3.3 - блок защиты и коммутации резервный ; 3.4 - блок вычислитель - концентратор резервный; 3,5 - основная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами; 3.6 - основная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками защиты и коммутации и между блоками вычислителями - концентраторами и блоками защиты и коммутации; 3.7 - резервная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками защиты и коммутации и между блоками вычислителями - концентраторами и блоками защиты и коммутации; 3.8 - ключ замыкания для подвода электропитания к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД в резервном блоке защиты и коммутации; 3.9 - ключ замыкания для подвода электропитания к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД в основном блоке защиты и коммутации; 3.10 - ключ замыкания «массы» соленоида электромеханического замка РУ ГТД в основном блоке защиты и коммутации; 3.11 - ключ замыкания «массы» соленоида электромеханического замка РУ ГТД в резервном блоке защиты и коммутации; 3.12 - линии связи для взаимодействия контура управления и контроля РУ ГТД с РУД и РУ ГТД; 3.13 - резервная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами; 3.14 - блок преобразования сигналов основной; 3.15 - блок преобразования сигналов резервный; 4 - модуль управления РУ ГТД содержащий: 4.1 - блок вычислитель; 4.1.1 - модуль электропитания и защиты ; 4.1.2 - модуль управления; 4.1.3 - модуль интерфейсов; 4.1.4 - модуль обработки данных и вычисления; 4.1.5 - модуль диагностики и интерфейса; 4.2 - электромеханический привод содержащий; 4.2.1 - модуль защиты и интерфейса; 4.2.2 - электромагнитная тормозная муфта с двумя независимыми электромагнитами; 4.2.3 - электромотор; 4.2.4 - резервный датчик вращения ротора электромотора; 4.2.5 - блок датчиков вращения ротора электромотора; 4.2.6 - датчик температуры; 4.2.7 - модуль обработки, вычисления и интерфейса; 4.3 - линии связи взаимодействия и информационного обмена между основным и резервным каналами блока вычислителя и электромеханическими приводами; 5 - реверсивное устройство газотурбинного двигателя (РУ ГТД) содержащее; 5.1 - сигнализатор электромеханического замка РУ ГТД; 5.2 - электромеханический замок РУ ГТД с соленоидом; 6 - электронный регулятор двигателя - вычислительная машина (FADEC); 7 - система электроснабжения самолёта (далее СЭС); 8 - авионика. 1 - indication and recording module; 2 - engine control lever (hereinafter ECL) comprising: 2.1 - dual-channel ECL angular position sensor; 2.2 - ECL position limit switches; 2.3 - power supply closing keys - command to engage the gas turbine engine (GTE) reversing device (RD); 2.4 - reversing latch; 3 - GTE RD control and monitoring circuit comprising: 3.1 - main computing unit - concentrator; 3.2 - main protection and switching unit; 3.3 - backup protection and switching unit; 3.4 - backup computing unit - concentrator; 3.5 - main communication line for interaction and information exchange between computing units - concentrators; 3.6 - main communication line for interaction and information exchange between protection and switching units and between computing units - concentrators and protection and switching units; 3.7 - backup communication line for interaction and information exchange between the protection and switching units and between the computing concentrators and the protection and switching units; 3.8 - closing key for supplying power to the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine gearbox in the backup protection and switching unit; 3.9 - closing key for supplying power to the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine gearbox in the main protection and switching unit; 3.10 - closing key for the "ground" of the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine gearbox in the main protection and switching unit; 3.11 - closing key for the "ground" of the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine gearbox in the backup protection and switching unit; 3.12 - communication lines for interaction between the control and monitoring loop of the gas turbine gearbox with the throttle lever and the gas turbine gearbox; 3.13 - backup communication line for interaction and information exchange between the computing units - concentrators; 3.14 - main signal conversion unit; 3.15 - backup signal conversion unit; 4 - GTE RU control module, comprising: 4.1 - computing unit; 4.1.1 - power supply and protection module; 4.1.2 - control module; 4.1.3 - interface module; 4.1.4 - data processing and computing module; 4.1.5 - diagnostics and interface module; 4.2 - electromechanical drive comprising; 4.2.1 - protection and interface module; 4.2.2 - electromagnetic brake clutch with two independent solenoids; 4.2.3 - electric motor; 4.2.4 - backup electric motor rotor speed sensor; 4.2.5 - electric motor rotor speed sensor unit; 4.2.6 - temperature sensor; 4.2.7 - processing, computing and interface module; 4.3 - communication lines for interaction and information exchange between the main and backup channels of the computer unit and electromechanical drives; 5 - gas turbine engine reversing device (GTE RU) containing; 5.1 - GTE RU electromechanical lock indicator; 5.2 - GTE RU electromechanical lock with solenoid; 6 - full authority digital engine controller (FADEC); 7 - aircraft power supply system (hereinafter referred to as PSS); 8 - avionics.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Предлагаемое устройство управления реверсирования тяги газотурбинного двигателя (ГТД) содержит модуль индикации и регистрации (1), рычаг управления двигателем (РУД) (2) с двухканальным датчиком углового положения РУД (2.1), два независимых концевых выключателя положения РУД (2.2), ключи замыкания электропитания (2.3), устройство включения реверса (на фиг. 1 не показано), содержащее защелку реверса (2.4) и механическую часть (на фиг. 1 не показано) переключения прямой и обратной тяги, контур управления и контроля РУ ГТД (3), модуль управления РУ ГТД (4), РУ ГТД (5) с электромеханическим замком РУ ГТД (5.2) и сигнализатором электромеханического замка РУ ГТД (5.1), электронный регулятор двигателя (FADEC) (6), систему электроснабжения самолета (СЭС) (7) и авионику самолета (8).The proposed control device for reversing the thrust of a gas turbine engine (GTE) comprises an indication and recording module (1), an engine control lever (ECL) (2) with a two-channel ECL angular position sensor (2.1), two independent ECL position limit switches (2.2), power supply closing keys (2.3), a reverser engagement device (not shown in Fig. 1) containing a reverser latch (2.4) and a mechanical part (not shown in Fig. 1) for switching forward and reverse thrust, a GTE EC control and monitoring circuit (3), a GTE EC control module (4), a GTE EC (5) with an electromechanical GTE EC lock (5.2) and an electromechanical GTE EC lock indicator (5.1), a full authority electronic governor (FADEC) (6), an aircraft power supply system (APS) (7), and aircraft avionics (8).
Контур управления и контроля РУ ГТД (3) включает в свой состав: основной (3.1) и резервный (3.4) блоки вычислители - концентраторы; основной (3.2) и резервный (3.3) блоки защиты и коммутации; основной блок преобразования сигналов основной (3.14); резервный блок преобразования сигналов резервный (3.15), основную (3.5) и резервную (3.13) линии связи, соответствующие стандарту АРИНК-825, для взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами (3.1) и (3.4); основную (3.6) и резервную (3.7) линии связи, соответствующие стандарту АРИНК-825, для взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями - концентраторами (3.1), (3.4) и между блоками защиты и коммутации (3.2), (3.3). Линии связи (3.12) для взаимодействия с концевыми выключателями положения РУД и РУ ГТД выполнены в виде витых и экранированных проводов, исключающее взаимное влияние друг на друга и обеспечивающие защиту от внешних факторов. The control and monitoring circuit of the gas turbine plant (3) includes: the main (3.1) and backup (3.4) computing concentrator units; the main (3.2) and backup (3.3) protection and switching units; the main signal conversion unit main (3.14); the backup signal conversion unit backup (3.15), the main (3.5) and backup (3.13) communication lines corresponding to the ARINC-825 standard for interaction and information exchange between the computing concentrator units (3.1) and (3.4); the main (3.6) and backup (3.7) communication lines corresponding to the ARINC-825 standard for interaction and information exchange between the computing concentrator units (3.1), (3.4) and between the protection and switching units (3.2), (3.3). Communication lines (3.12) for interaction with the limit switches of the throttle position and the gas turbine control gear are made in the form of twisted and shielded wires, eliminating mutual influence on each other and providing protection from external factors.
Модуль управления РУ ГТД (4) состоит из блока вычислителя (4.1) с двумя идентичными и независимыми основным (канал О) и резервным (канал Р) каналами, содержащие встроенные средства контроля, обеспечивающие обнаружение неисправностей и оценку правильности функционирования каналов и модуля управления РУ ГТД, взаимодействующие между собой по внутренним линиям связи (на фиг 1 и 2 не показано).The GTE RU control module (4) consists of a computer unit (4.1) with two identical and independent main (channel O) and backup (channel P) channels, containing built-in monitoring tools that ensure the detection of faults and assessment of the correct functioning of the channels and the GTE RU control module, interacting with each other via internal communication lines (not shown in Figs. 1 and 2).
Каждый из каналов снабжен модулем электропитания и защиты (4.1.1), модулем управления (4.1.2), модулем интерфейсов (4.1.3), модулем обработки данных и вычисления (4.1.4) и модулем диагностики и интерфейса (4.1.5), с обеспечением управления по крайней мере тремя электромеханическими приводами (4.2), каждый из которых снабжен модулем защиты и интерфейса (4.2.1), электромагнитной тормозной муфтой (4.2.2) с двумя независимыми электромагнитами растормаживания (на фиг. 2 не показаны) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромотором (4.2.3), резервным датчиком вращения ротора электромотора (4.2.4), блоком датчиков вращения ротора электромотора (4.2.5), датчиком температуры (4.2.6) и модулем обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7), линий связи (4.3) для взаимодействия и информационного обмена между основным и резервным каналами блока вычислителя (4.1) с электромеханическими приводами (4.2).Each of the channels is provided with a power supply and protection module (4.1.1), a control module (4.1.2), an interface module (4.1.3), a data processing and computing module (4.1.4) and a diagnostics and interface module (4.1.5), with the ability to control at least three electromechanical drives (4.2), each of which is provided with a protection and interface module (4.2.1), an electromagnetic brake clutch (4.2.2) with two independent release solenoids (not shown in Fig. 2) of the electromagnetic brake clutch (4.2.2), an electric motor (4.2.3), a backup electric motor rotor rotation sensor (4.2.4), an electric motor rotor rotation sensor unit (4.2.5), a temperature sensor (4.2.6) and a processing, computing and interface module (4.2.7), communication lines (4.3) for interaction and information exchange between the main and backup channels of the computer unit (4.1) with electromechanical drives (4.2).
При этом в основном канале (канал О) блока вычислителя (4.1) вход модуля электропитании и защиты (4.1.1) подключен к первому выходу СЭС (7), а в резервном канале (канал Р) - подключен ко второму выходу СЭС (7), вход (вх1) модуля управления (4.1.2) основного канала блока вычислителя (4.1) подключен к выходу основного канала FADEC (6), а вход (вх2) модуля управления (4.1.2) резервного канала блока вычислителя (4.1) - подключен к выходу резервного канала FADEC (6), вход (вх2) модуля управления (4.1.2) подключен к выходу (в2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), выход (в1) которого в основном канале блока вычислителя (4.1) подключен к входу основного канала FADEC (6), а в резервном канале блока вычислителя (4.1) - подключен к входу резервного канала FADEC (6), выход (в2) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) подключен к входу (вх1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) блока вычислителя (4.1), вход (вх2) которого подключен к выходу (в) модуля обработки данных и вычисления (4.1.4) блока вычислителя (4.1), вход (вх1) подключен к выходу (в) резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.3), а вход (вх2) подключен к выходу (в) модуля обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) вход (вх1) которого подключен к выходу (в) блока датчиков вращения ротора электромотора (4.2.5), а вход (вх2) подключен к выходу (в) датчика температуры (4.2.6), выход (в1) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) подключен к входу (вх2) модуля интерфейсов (4.1.3) блока вычислителя (4.1), вход (вх2) которого подключен к выходу (в) модуля электропитания и защиты (4.1.1) блока вычислителя (4.1), а выходы (в1,в2,в3) модуля интерфейсов (4.1.3) блока вычислителя (4.1) подключены к входам (вх1,вх2,вх3 соответственно) модуля защиты и интерфейса (4.2.1), выходы (в1,в2) которого подключены к входам (вх1,вх2 соответственно) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), выходы (в3,в4,в5) подключены к входам (вх1,вх2,вх3 соответственно) электромотора (4.2.3), а выход (в6) подключен к входу резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4) соответственно.In this case, in the main channel (channel O) of the computing unit (4.1), the input of the power supply and protection module (4.1.1) is connected to the first output of the PES (7), and in the backup channel (channel P) it is connected to the second output of the PES (7), the input (in1) of the control module (4.1.2) of the main channel of the computing unit (4.1) is connected to the output of the main FADEC channel (6), and the input (in2) of the control module (4.1.2) of the backup channel of the computing unit (4.1) is connected to the output of the backup FADEC channel (6), the input (in2) of the control module (4.1.2) is connected to the output (b2) of the diagnostics and interface module (4.1.5), the output (b1) of which in the main channel of the computing unit (4.1) is connected to the input of the main FADEC channel (6), and in the backup channel of the computing unit (4.1) is connected to the input of the backup FADEC channel (6), the output (b2) of the control module (4.1.2) of the computing unit (4.1) is connected to the input (in1) of the diagnostics and interface module (4.1.5) of the computing unit (4.1), the input (in2) of which is connected to the output (c) of the data processing and computing module (4.1.4) of the computing unit (4.1), the input (in1) of which is connected to the output (c) of the backup rotor speed sensor of the electric motor (4.2.3), and the input (in2) is connected to the output (c) of the processing, computing and interface module (4.2.7), the input (in1) of which is connected to the output (c) of the rotor speed sensor unit of the electric motor (4.2.5), and the input (in2) is connected to the output (c) of the temperature sensor (4.2.6), the output (c1) of the control module (4.1.2) of the computing unit (4.1) is connected to the input (in2) of the interface module (4.1.3) of the computing unit (4.1), the input (in2) of which is connected to the output (c) the power supply and protection module (4.1.1) of the computing unit (4.1), and the outputs (c1, c2, c3) of the interface module (4.1.3) of the computing unit (4.1) are connected to the inputs (in1, in2, in3, respectively) of the protection and interface module (4.2.1), the outputs (c1, c2) of which are connected to the inputs (in1, in2, respectively) of the electromagnetic brake clutch (4.2.2), the outputs (c3, c4, c5) are connected to the inputs (in1, in2, in3, respectively) of the electric motor (4.2.3), and the output (c6) is connected to the input of the backup rotor rotation sensor of the electric motor (4.2.4), respectively.
В одном из вариантов реализации предлагаемого изобретения, линии связи (4.3) и блок вычислитель (4.1) выполнены из огнестойкого материала, а электромеханические привода (4.2) выполнены из материала, обеспечивающего огненепроницаемость при пожаре двигателя.In one embodiment of the proposed invention, the communication lines (4.3) and the computer unit (4.1) are made of a fire-resistant material, and the electromechanical drives (4.2) are made of a material that ensures fire resistance in the event of an engine fire.
Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя, реализуется устройством по настоящему изобретению и включает этапы, на которых; в контур управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя от авионики самолёта передают информацию о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают информацию о нахождении самолета на земле от контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя в электронный регулятор двигателя, управляют открытием электромеханического замка реверсивного устройства газотурбинного двигателя посредством контура управления и контроля реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживают электромагнитные муфты электромеханических приводов, и осуществляют перемещение реверсивного устройства в выпущенное или убранное положение посредством по меньшей мере трех электромеханических приводов, управление которыми осуществляют посредством блока-вычислителя при получении информации от электронного регулятора газотурбинного двигателя о нахождении самолета на земле и наличии команды на выпуск реверсивного устройства газотурбинного двигателя, растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов.A method for controlling a reversing device of a gas-turbine engine is implemented by a device according to the present invention and includes the stages of: transmitting information about the state of the chassis, chassis wheels and wing mechanization from the aircraft avionics to the control and monitoring circuit of the reversing device of the gas-turbine engine, generating and transmitting information about the aircraft being on the ground from the control and monitoring circuit of the reversing device of the gas-turbine engine to the electronic engine governor, controlling the opening of the electromechanical lock of the reversing device of the gas-turbine engine by means of the control and monitoring circuit of the reversing device of the gas-turbine engine, releasing the electromagnetic clutches of the electromechanical drives, and moving the reversing device to the extended or retracted position by means of at least three electromechanical drives, which are controlled by means of a computing unit upon receiving information from the electronic governor of the gas-turbine engine about the aircraft being on the ground and the presence of a command to extend the reversing device of the gas-turbine engine, releasing the electromagnetic clutches of the electromechanical drives.
Далее приведено подробное описание способа управления реверсивным устройством: The following is a detailed description of the method of controlling the reversing device:
После посадки самолета в FADEC (6) поступает информация о нахождении самолета на земле из контура управления и контроля РУ ГТД (3), пилот переводит рычаг управления двигателя (РУД) (2) на площадку «Малый газ», а затем задействует на РУД (2) защелку реверса (2.4), переводя ее в верхнее положение, при этом обеспечивается возможность перемещения РУД (2) в диапазоне реверсирования тяги, одновременно с этим, замыкаются концевые выключатели положения РУД (2.3), напряжение +28В из СЭС (7) подается на входные устройства (на фиг. 1 не показано) основных и резервных каналов блоков вычислителей - концентраторов (3.1)(3.4), которые формируют и передают в FADEC (6) командные сигналы о необходимости задействовать РУ ГТД (5) (выпустить РУ ГТД) в виде напряжения + 28В, одновременно с этим, по информации получаемой из блоков преобразования сигналов (3.14)(3.15), по данным из авионики самолета (8) (на фиг 1 не раскрыта) о состоянии шасси, колес шасси и механизации крыла, формируют и передают в FADEC (6) информацию о том, что самолет на земле, затем пилот перемещает РУД (2) в реверсный диапазон на площадку «Минимальная обратная тяга», из двухканального датчика углового положения РУД (2.1) в FADEC (6) выдается информация о том, что РУД (2) находится в реверсном диапазоне, основные и резервные каналы блоков вычислителей - концентраторов (3.1)(3.4) по алгоритмам, которые определены заранее, формируют и выдают в основные и резервные каналы блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3) команды на замыкание ключей подвода электропитания (3.8)(3.11) и (3.9)(3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) для подвода электропитания (“+”) и минуса (масса) к соленоиду механического замка РУ ГТД (5.2), информация из основных и резервных каналов блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3) поступает на выходное устройство (3.18) (на фиг.1 не раскрыто) блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3), которое, при наличии данных от основного или резервного каналов, или, и от основного и от резервного каналов блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3), обеспечивает подвод электропитания (“+”) и минуса (масса) к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД (5.2), при срабатывании которого электромеханический замок (5.1) РУ ГТД (5) открывается и в FADEC (6) выдается информация из сигнализатора электромеханического замка (5.1) РУ ГТД (5). Команда на замыкание ключей подвода электропитания (3.8) (3.11) и (3.9) (3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) к соленоиду электромеханического замка РУ ГТД (5.2) выдается в течение заранее определенного времени, например, 60 секунд, достаточного для срабатывания соленоида электромеханического замка РУ ГТД (5.2), после чего выдача команды прекращается, ключи подвода электропитания (3.8)(3.11) и (3.9)(3.10) (для резервного канала на фиг.1 не показано) размыкаются.After the aircraft has landed, the FADEC (6) receives information about the aircraft being on the ground from the GTE RU control and monitoring circuit (3), the pilot moves the engine control lever (RU) (2) to the "Idle" platform, and then engages the reverser latch (2.4) on the RU (2), moving it to the upper position, which ensures the possibility of moving the RU (2) in the thrust reversal range, at the same time, the RU position limit switches (2.3) are closed, the voltage of +28 V from the SES (7) is fed to the input devices (not shown in Fig. 1) of the main and backup channels of the computing units - concentrators (3.1) (3.4), which generate and transmit to the FADEC (6) command signals about the need to engage the GTE RU (5) (release the GTE RU) in the form of a voltage of +28 V, simultaneously with this, according to the information received from the signal conversion units (3.14) (3.15), according to the data from the aircraft avionics (8) (not shown in Fig. 1) on the state of the chassis, landing gear wheels and wing mechanization, generate and transmit to the FADEC (6) information that the aircraft is on the ground, then the pilot moves the throttle (2) to the reverse range to the "Minimum Reverse Thrust" pad, from the two-channel throttle angular position sensor (2.1) the FADEC (6) receives information that the throttle (2) is in the reverse range, the main and backup channels of the computing units - concentrators (3.1) (3.4) according to algorithms that are determined in advance, generate and transmit to the main and backup channels of the protection and switching units (3.2) (3.3) commands to close the power supply switches (3.8) (3.11) and (3.9) (3.10) (for the backup channel not shown in Fig. 1) for supplying power ("+") and minus (ground) to the solenoid of the mechanical lock of the gas turbine engine rudder (5.2), information from the main and backup channels of the protection and switching units (3.2)(3.3) is fed to the output device (3.18) (not shown in Fig. 1) of the protection and switching units (3.2)(3.3), which, if there is data from the main or backup channels, or from both the main and backup channels of the protection and switching units (3.2)(3.3), provides the supply of power (“+”) and minus (ground) to the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine plant (5.2), upon operation of which the electromechanical lock (5.1) of the gas turbine plant (5) opens and information from the signaling device of the electromechanical lock (5.1) of the gas turbine plant (5) is output to the FADEC (6). The command to close the power supply switches (3.8) (3.11) and (3.9) (3.10) (not shown for the backup channel in Fig. 1) to the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine control unit (5.2) is issued for a predetermined time, for example, 60 seconds, sufficient for the solenoid of the electromechanical lock of the gas turbine control unit (5.2) to operate, after which the issuance of the command stops, the power supply switches (3.8) (3.11) and (3.9) (3.10) (not shown for the backup channel in Fig. 1) are opened.
FADEC (6) контролирует открытие электромеханического замка РУ ГТД (5.2) по информации из сигнализатора электромеханического замка (5.1) и, при наличии информации из контура управления и контроля РУ ГТД (3) о нахождении самолета на земле и информации об исправности модуля управления РУ ГТД (4), поступающей из выхода (в1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) блока вычислителя (4.1), и выдает на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) основного и резервного каналов блока вычислителя (4.1) информацию о том, что самолет на земле и команду на выпуск РУ ГТД (5) (установку РУ ГТД в положение «Обратная тяга»), из выхода (в2) модуля управления (4.1.2) эта информация поступает на вход (вх1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), на другой вход (вх2) которого поступает информация из выхода (в) модуля обработки данных и вычисления (4.1.4) о состоянии (исправен/отказ) электромеханического привода (4.2), модуль диагностики и интерфейса (4.1.5) обрабатывает эту информацию и, по заранее определенным алгоритмам, формирует и выдает из выхода (в2) на вход (вх2) модуля управления (4.1.2) информацию о состоянии (исправен) электромеханического привода (4.2) и готовности к выпуску РУ ГТД (5), модуль управления (4.1.2) формирует и выдает из выхода (в1) на вход (вх2) модуля интерфейса (4.1.3) управляющие команды для задействования электромеханических приводов (4.2), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды из модуля управления (4.1.2), и при наличии на входе (вх1) напряжения, поступившего из выхода (в) модуля электропитания и защиты (4.1.1), который подключен к выходу (в1 - для канала О, в2 - для канала Р) СЭС (7), подает из выхода (в1) на вход (вх1) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для управления электромотором (4.2.3), а из выхода (в2) - на вход (вх2) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), из выхода (в3) - на вход (вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль защиты и интерфейса (4.2.1) из выходов (в3,в4,в5) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2,вх3) электромотора (4.2.3), а затем из выходов (в1,в2) - управляющее напряжение на входы (вх1,вх2) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромагниты (на фиг. 2 не показаны) которой срабатывают, блокировка перемещения штока электромеханического привода (4.2) прекращается и под действием электромотора (4.2.3) происходит перемещение штока (на фиг. 2 показан условно) в положение «Обратная тяга». FADEC (6) monitors the opening of the electromechanical lock of the gas turbine engine RU (5.2) based on information from the electromechanical lock indicator (5.1) and, if there is information from the control and monitoring circuit of the gas turbine engine RU (3) about the aircraft being on the ground and information about the serviceability of the gas turbine engine RU control module (4), coming from the output (b1) of the diagnostics and interface module (4.1.5) of the computer unit (4.1), and issues information to the input (in1) of the control module (4.1.2) of the main and backup channels of the computer unit (4.1) that the aircraft is on the ground and a command to release the gas turbine engine RU (5) (set the gas turbine engine RU to the "Reverse thrust" position), from the output (b2) of the control module (4.1.2) this information comes to the input (in1) of the diagnostics and interface module (4.1.5), to the other input (in2) of which the information from the output (b) of the data processing and computing module comes (4.1.4) on the state (operational/failure) of the electromechanical drive (4.2), the diagnostics and interface module (4.1.5) processes this information and, according to predetermined algorithms, generates and outputs from the output (b2) to the input (in2) of the control module (4.1.2) information on the state (operational) of the electromechanical drive (4.2) and readiness for release of the GTE RU (5), the control module (4.1.2) generates and outputs from the output (b1) to the input (in2) of the interface module (4.1.3) control commands for activating the electromechanical drives (4.2), the interface module (4.1.3), having received the control commands from the control module (4.1.2), and in the presence of voltage at the input (in1) received from the output (b) of the power supply and protection module (4.1.1), which is connected to the output (b1 - for channel O, b2 - for channel P) of the SES (7), supplies from the output (B1) to the input (In1) of the protection and interface module (4.2.1) power supply for controlling the electric motor (4.2.3), and from the output (B2) - to the input (In2) of the protection and interface module (4.2.1) power supply for the electromagnetic brake clutch (4.2.2), from the output (B3) - to the input (In3) of the protection and interface module (4.2.1) power supply for the backup rotor rotation sensor of the electric motor (4.2.4), the protection and interface module (4.2.1) from the outputs (B3,B4,B5) supplies control voltage to the inputs (In1,In2,In3) of the electric motor (4.2.3), and then from the outputs (B1,B2) - control voltage to the inputs (In1,In2) of the electromagnetic brake clutch (4.2.2), electromagnets (in Fig. 2 not shown) which are triggered, the blocking of the movement of the rod of the electromechanical drive (4.2) is stopped and under the action of the electric motor (4.2.3) the movement of the rod (shown conditionally in Fig. 2) to the “Reverse thrust” position occurs.
Функционирование электромеханических приводов (4.2) и их синхронизация осуществляется модулями обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) по заранее определенным алгоритмам по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов (4.2.5) и датчиков температуры (4.2.6), которая поступает на входы (вх1 и вх2 соответственно) модулей обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7), из выхода (в) модулей обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) эта информация поступает на вход (вх2) модуля обработки и интерфейса (4.1.4), на вход (вх1) которого поступает информация из выхода (в) резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль обработки и интерфейса (4.1.4) обрабатывает эти данные по заранее определенным алгоритмам, и передает эту информацию из выхода (в) на вход (вх2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5), который обрабатывает полученную информацию по заранее заданным алгоритмам и передает ее из выхода (в2) на вход (2) модуля управления (4.1.2), который из выхода (в1) посылает команды на вход (вх2) модуля интерфейсов (4.1.3) на остановку и удержание штока (на фиг. 2 показано условно) электромеханического привода (4.2) в выпущенном положении (РУ ГТД в положение «Обратная тяга»), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды из выходов (в1,в2) модуля управления (4.1.2) прекращает поочередно подавать электропитание на входы (вх1,вх2,вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1), который сначала прекращает подавать из выходов (в1,в2) электропитание для электромагнитных тормозных муфт (4.2.2), муфты срабатывают обеспечивая блокировку перемещение штоков электромеханических приводов, а затем из выходов (в3,в4,в5) - для электромоторов (4.2.3), которые прекращают свою работу, одновременно с этим модуль обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) через модуль обработки и интерфейса (4.1.4) и модуль диагностики и интерфейса (4.1.5) передает на входы (на фиг. 2 не показаны) основного и резервного каналов FADEC (6) информацию, что штоки электромеханических приводов (4.2) находятся в положении «Обратная тяга», FADEC, получив информацию о выпущенном положении РУ ГТД (5), прекращает выдавать в основной и резервный каналы блока вычислителя (4) команду на перекладку РУ ГТД (5) в положение "Обратная тяга", формирует и выдает информационный сигнал в модуль индикации и регистрации (1) об установке РУ ГТД (5) в выпущенное положение для перевода РУД (2) в положение «Максимальная обратная тяга». При перемещении РУД (2) в положение «Максимальная обратная тяга» FADEC (6) увеличивает режим реверсной тяги пропорционально перемещению РУД (2) путем управления подачей топлива в камеру сгорания, при этом, максимальное значение реверсной тяги достигается, когда РУД (2) установлен в положение «Максимальная обратная тяга».The operation of the electromechanical drives (4.2) and their synchronization are carried out by the processing, computing and interface modules (4.2.7) according to predetermined algorithms based on information from the units of the electric motor rotor rotation sensors (4.2.5) and the temperature sensors (4.2.6), which is received at the inputs (in1 and in2, respectively) of the processing, computing and interface modules (4.2.7), from the output (b) of the processing, computing and interface modules (4.2.7) this information is received at the input (in2) of the processing and interface module (4.1.4), to the input (in1) of which information is received from the output (b) of the backup electric motor rotor rotation sensor (4.2.4), the processing and interface module (4.1.4) processes this data according to predetermined algorithms, and transmits this information from the output (b) to the input (in2) of the diagnostics and interface module (4.1.5), which processes the received information according to predetermined algorithms and transmits it from the output (b2) to the input (2) of the module control (4.1.2), which from the output (in1) sends commands to the input (in2) of the interface module (4.1.3) to stop and hold the rod (in Fig. 2 shown conditionally) of the electromechanical drive (4.2) in the extended position (GTE RU in the "Reverse thrust" position), the interface module (4.1.3), having received control commands from the outputs (b1, b2) of the control module (4.1.2), stops alternately supplying power to the inputs (in1, in2, in3) of the protection and interface module (4.2.1), which first stops supplying power from the outputs (b1, b2) for the electromagnetic brake clutches (4.2.2), the clutches are triggered providing blocking of the movement of the rods of the electromechanical drives, and then from the outputs (b3, b4, b5) - for the electric motors (4.2.3), which stop their operation, simultaneously with this, the processing, computing and interface module (4.2.7) through the processing and interface module (4.1.4) and the diagnostics and interface module (4.1.5) transmits to the inputs (in Fig. 2 not (shown) of the main and backup FADEC channels (6) information that the rods of the electromechanical actuators (4.2) are in the "Reverse Thrust" position, FADEC, having received information about the extended position of the GTE RU (5), stops issuing a command to the main and backup channels of the computer unit (4) to move the GTE RU (5) to the "Reverse Thrust" position, forms and issues an information signal to the indication and registration module (1) about setting the GTE RU (5) to the extended position for moving the throttle lever (2) to the "Maximum Reverse Thrust" position. When moving the throttle lever (2) to the "Maximum Reverse Thrust" position, FADEC (6) increases the reverse thrust mode proportionally to the movement of the throttle lever (2) by controlling the fuel supply to the combustion chamber, while the maximum value of reverse thrust is achieved when the throttle lever (2) is set to the "Maximum Reverse Thrust" position.
В случае необходимости экстренного торможения (прерванный взлет) пилот переводит РУД (2), задействовав защелку реверса (2.4), из положения максимального (взлетного) режима сразу на площадку «Максимальная обратная тяга» - управление РУ ГТД (5) происходит аналогично тому, как описано выше.In case of emergency braking (aborted takeoff), the pilot moves the throttle (2), using the reverser latch (2.4), from the maximum (takeoff) mode position directly to the “Maximum Reverse Thrust” position - the GTE RU (5) is controlled in the same way as described above.
Процесс уборки (закрытия) РУ ГТД (2) начинается после перевода РУД (2) из диапазона реверсной тяги - в диапазон прямой тяги на площадку «Малый газ», при этом FADEC (6) выдает в основной и резервный каналы блока вычислителя (4.1) на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) команду на уборку РУ ГТД (5), модуль управления (4.1.2), при наличии информации на входе (вх2) из выхода (в2) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) об исправности электромеханических приводов (4.2) и готовности к уборке РУ ГТД (5), формирует и подает на вход (вх2) модуля интерфейса (4.1.3) управляющие команды для задействования электромеханических приводов (4.2), модуль интерфейса (4.1.3), получив управляющие команды от модуля управления (4.1.2), подает из выхода (в1) на вход (вх1) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для управления электромотором (4.2.3), а из выхода (в2) - на вход (вх2) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) электропитание для электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), а из выхода (в3) на вход (вх3) модуля защиты и интерфейса (4.2.1) - электропитание для резервного датчика вращения ротора электромотора (4.2.4), модуль защиты и интерфейса (4.2.1) из выходов (в1,в2) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2) электромагнитной тормозной муфты (4.2.2), электромагниты (на фиг. 2 не показаны) срабатывают, растормаживая электромагнитную тормозную муфту (4.2.2), блокировка перемещения штока электромеханического привода (4.2) прекращается, из выходов (в3,в4,в5) подает управляющее напряжение на входы (вх1,вх2,вх3) электромотора (4.2.3) при срабатывания которого происходит перемещение штока (на фиг. 2 показан условно) электромеханического привода (4.2), РУ ГТД (5) устанавливается в положение «Прямая тяга».The process of retracting (closing) the GTE RU (2) begins after switching the throttle lever (2) from the reverse thrust range to the forward thrust range to the "Idle" pad, while the FADEC (6) issues a command to retract the GTE RU (5) to the main and backup channels of the computer unit (4.1) to the input (in1) of the control module (4.1.2), the control module (4.1.2), if there is information at the input (in2) from the output (b2) of the diagnostics and interface module (4.1.5) about the serviceability of the electromechanical drives (4.2) and readiness for retracting the GTE RU (5), generates and sends to the input (in2) of the interface module (4.1.3) control commands for engaging the electromechanical drives (4.2), the interface module (4.1.3), having received control commands from the control module (4.1.2), sends from the output (b1) to the input (in1) of the protection and interface module (4.2.1) power supply for controlling the electric motor (4.2.3), and from the output (B2) to the input (In2) of the protection and interface module (4.2.1) power supply for the electromagnetic brake clutch (4.2.2), and from the output (B3) to the input (In3) of the protection and interface module (4.2.1) - power supply for the backup electric motor rotor rotation sensor (4.2.4), the protection and interface module (4.2.1) from the outputs (B1, B2) supplies control voltage to the inputs (In1, In2) of the electromagnetic brake clutch (4.2.2), electromagnets (in Fig. 2 not shown) are triggered, releasing the electromagnetic brake clutch (4.2.2), the blocking of the movement of the rod of the electromechanical drive (4.2) is stopped, from the outputs (v3, v4, v5) it supplies control voltage to the inputs (vx1, vx2, vx3) of the electric motor (4.2.3), upon triggering which the rod (shown conditionally in Fig. 2) of the electromechanical drive (4.2) is moved, the GTE RU (5) is set to the "Direct thrust" position.
Функционирование электромеханических приводов (4.2) и их синхронизация осуществляется модулями обработки, вычисления и интерфейса (4.2.7) электромеханических приводов (4.2) по заранее определенным алгоритмам по информации из блоков датчиков вращения роторов электромоторов (4.2.5) и датчиков температуры (4.2.6) электромеханических приводов (4.2) с последующей передачей этой информации в модуль обработки данных и вычисления (4.1.4) блока вычисления (4.1).The functioning of the electromechanical drives (4.2) and their synchronization is carried out by the processing, computing and interface modules (4.2.7) of the electromechanical drives (4.2) according to predetermined algorithms based on information from the rotor rotation sensor units of the electric motors (4.2.5) and the temperature sensors (4.2.6) of the electromechanical drives (4.2) with subsequent transmission of this information to the data processing and computing module (4.1.4) of the computing unit (4.1).
Одновременно с описанным выше, электромеханический замок РУ ГТД (5.2) автоматически защелкивается, после чего, FADEC (6), получив информацию из выходов (в1) модуля диагностики и интерфейса (4.1.5) канала О и канала Р блока вычислителя (4.1), что штоки электромеханических приводов (4.2) находятся в положении «Прямая тяга», прекращает выдавать на вход (вх1) модуля управления (4.1.2) блока вычислителя (4.1) команду на перекладку РУ ГТД (5) в положение "Прямая тяга", формирует информационный сигнал об установке РУ ГТД (5) в убранное положение и выдает его в модуль индикации и регистрации (1) для дальнейшего перевода РУД (2) в положение «Прямая тяга» по сигналам, формируемым FADEC (6).Simultaneously with the above, the electromechanical lock of the GTE RU (5.2) automatically latches, after which the FADEC (6), having received information from the outputs (v1) of the diagnostics module and interface (4.1.5) of channel O and channel P of the computer unit (4.1) that the rods of the electromechanical drives (4.2) are in the "Forward Thrust" position, stops issuing a command to the input (vx1) of the control module (4.1.2) of the computer unit (4.1) to move the GTE RU (5) to the "Forward Thrust" position, generates an information signal about setting the GTE RU (5) to the retracted position and sends it to the indication and registration module (1) for further movement of the throttle lever (2) to the "Forward Thrust" position based on the signals generated by the FADEC (6).
Повышение надежности и безопасности эксплуатации самолета с ГТД - в полете на не выпуск РУ ГТД и выпуск РУ ГТД на земле при посадке или прерванном взлете, и, как следствие, обеспечение более высокого уровня безопасности технического персонала, снижения трудоемкости при обслуживании и затрат при эксплуатации, снижение степени опасности возникновения пожара достигается за счет того, что устройство управления реверсированием тяги ГТД самолета не содержит электрогидромеханических и гидравлических элементов, в контуре управления и контроля РУ ГТД реализована упрощенная логики работы (управление только электромеханическим замком РУ ГТД), в устройство введен модуль управления РУ ГТД, обеспечивающий оптимальную частоту вращения электромоторов в электромеханических приводах и синхронизацию движения штоков электромеханических приводов, остановку и блокировку перемещения штоков электромеханических приводов в выпущенном/убранном положении, и/или при обнаруженных неисправностях в модуле управления РУ ГТД, предотвращение самопроизвольной перекладки РУ ГТД за счет наличия в электромеханических приводах РУ ГТД, представляющих собой механизмы реверсивного поступательного движения, штоки которых приводятся в движение от электромоторов посредством роликовинтовых пар, электромагнитных тормозных муфт, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, установленных на штоках электромеханических приводов РУ ГТД, управление которыми осуществляет блок вычислитель с помощью логики определения полет/земля и функционирования РУ ГТД, а также за счет резервирования блока вычислителя, имеющего идентичные и независимые основной и резервный каналы, содержащие встроенные средства контроля, обеспечивающие обнаружение неисправностей и диагностику функционирования каналов блока вычислителя и модуля управления РУ ГТД, и взаимодействующие между собой по внутренним линиям связи.Improving the reliability and safety of aircraft operation with a gas turbine engine - in flight, by not releasing the gas turbine engine RU and releasing the gas turbine engine RU on the ground during landing or rejected takeoff, and, as a result, ensuring a higher level of safety for technical personnel, reducing labor intensity during maintenance and operating costs, reducing the degree of risk of fire is achieved due to the fact that the aircraft gas turbine engine thrust reversal control device does not contain electrohydromechanical and hydraulic elements, a simplified operation logic is implemented in the gas turbine engine RU control and monitoring circuit (control only of the gas turbine engine RU electromechanical lock), a gas turbine engine RU control module is introduced into the device, ensuring the optimal rotation frequency of the electric motors in the electromechanical drives and synchronization of the movement of the electromechanical drive rods, stopping and blocking the movement of the electromechanical drive rods in the extended/retracted position, and/or in the event of detected malfunctions in the gas turbine engine RU control module, preventing spontaneous repositioning of the gas turbine engine RU due to the presence of electromechanical drives of the gas turbine plant, which are mechanisms of reversible translational motion, the rods of which are set in motion by electric motors by means of roller screw pairs, electromagnetic brake clutches that perform the functions of additional locks of the gas turbine plant, installed on the rods of the electromechanical drives of the gas turbine plant, which are controlled by the computer unit using the logic of determining flight/ground and the functioning of the gas turbine plant, as well as due to the redundancy of the computer unit, which has identical and independent main and backup channels containing built-in monitoring means that ensure the detection of faults and diagnostics of the functioning of the channels of the computer unit and the control module of the gas turbine plant, and interacting with each other via internal communication lines.
Повышение безопасности и надежности на всех этапах эксплуатации самолета - в полете на не выпуск РУ ГТД и выпуск РУ ГТД на земле при посадке и прерванном взлете, снижение вероятности возникновения пожара, упрощение эксплуатации РУ ГТД и обеспечение более высокого уровня безопасности технического персонала достигается также за счет того, что в системе управления РУ ГТД применен модуль управления РУ ГТД состоящий из двухканального блока-вычислителя, по крайней мере, трех электромеханических приводов и линий связи между блоком-вычислителем и электромеханическими приводами, электронный регулятор двигателя (FADEC) выдаёт команду на выпуск РУ ГТД при наличии информации об исправности модуля управления РУ ГТД, двухканальный блок-вычислитель модуля управления РУ ГТД формирует, и выдаёт сигнал на выпуск РУ ГТД, и подаёт команду электромеханическим приводам на перемещение РУ ГТД, управление электромеханическими приводами осуществляет блок-вычислитель при получении информации от FADEC о нахождении самолета на земле, наличии команды на выпуск РУ ГТД и растормаживании электромагнитных муфт электромеханических приводов, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, посредством подачи управляющего напряжения на электромоторы электромеханических приводов, обеспечивающего согласованное перемещение штоков электромеханических приводов, положение штоков и синхронное их движение контролирует блок-вычислитель по информации от электромеханических приводов по данным от блока датчиков вращения вала электромоторов и резервных датчиков вращения вала электромоторов, размещенных в электромеханических приводах, остановка и стопорение штоков электромеханических приводов в выпущенном (РУ ГТД в положении «Обратная тяга») и в убранном положении (РУ ГТД в положении «Прямая тяга»), и/или при обнаружении неисправностей электромеханических приводов происходит по командам блока-вычислителя на основании данных от электромеханических приводов, полученных от блока датчиков вращения валов электромоторов и резервных датчиков вращения валов электромоторов посредством прекращения подачи электропитания сначала на электромагнитные тормозные муфты, а затем - управляющего напряжения на электромоторы электромеханических приводов РУ ГТД, предотвращение самопроизвольной перекладки РУ ГТД в полете обеспечивается наличием в электромеханических приводах РУ ГТД электромагнитных тормозных муфт, выполняющих функции дополнительных замков РУ ГТД, управление которыми осуществляется блоком-вычислителем и логикой определения полет/земля и функционирования РУ ГТД, кроме этого, в подсистеме управления и контроля РУ ГТД реализована упрощенная логики работы (управление только электромеханическим замком РУ ГТД).Increased safety and reliability at all stages of aircraft operation - in flight when not releasing the GTE RU and releasing the GTE RU on the ground during landing and rejected takeoff, reduced probability of fire, simplified operation of the GTE RU and provision of a higher level of safety for technical personnel is also achieved due to the fact that the GTE RU control system uses a GTE RU control module consisting of a two-channel computer unit, at least three electromechanical drives and communication lines between the computer unit and the electromechanical drives, the electronic engine governor (FADEC) issues a command to release the GTE RU when there is information about the serviceability of the GTE RU control module, the two-channel computer unit of the GTE RU control module generates and issues a signal to release the GTE RU and gives a command to the electromechanical drives to move the GTE RU, the electromechanical drives are controlled by the computer unit upon receiving information from the FADEC about the aircraft being on the ground, the presence of a command to release the GTE RU and releasing the electromagnetic clutches of the electromechanical drives that perform the functions of additional locks of the GTE SR, by supplying a control voltage to the electric motors of the electromechanical drives, ensuring coordinated movement of the rods of the electromechanical drives, the position of the rods and their synchronous movement is controlled by the computer unit based on information from the electromechanical drives based on data from the unit of electric motor shaft rotation sensors and backup electric motor shaft rotation sensors located in the electromechanical drives, stopping and locking the rods of the electromechanical drives in the extended (GTE SR in the "Reverse Thrust" position) and in the retracted position (GTE SR in the "Forward Thrust" position), and/or upon detection of faults in the electromechanical drives occurs according to commands from the computer unit based on data from the electromechanical drives received from the unit of electric motor shaft rotation sensors and backup electric motor shaft rotation sensors by first stopping the power supply to the electromagnetic brake clutches, and then - control voltage to the electric motors of the electromechanical drives of the GTE RU, prevention of spontaneous repositioning of the GTE RU in flight is ensured by the presence in the electromechanical drives of the GTE RU of electromagnetic brake clutches that perform the functions of additional locks of the GTE RU, the control of which is carried out by the computing unit and the logic for determining flight/ground and the functioning of the GTE RU, in addition, a simplified operating logic is implemented in the GTE RU control and monitoring subsystem (control of only the electromechanical lock of the GTE RU).
Изобретение предназначено для использования в авиационной технике при создании перспективных самолетов, обеспечения повышенной надежности и безопасности полетов при осуществлении перевозок авиапассажиров в различных условиях. Изобретение также предназначено для уменьшения опасности возникновения пожара, упрощения эксплуатации РУ ГТД и обеспечения более высокого уровня безопасности технического персонала.The invention is intended for use in aviation technology in the creation of advanced aircraft, ensuring increased reliability and flight safety during the transportation of air passengers in various conditions. The invention is also intended to reduce the risk of fire, simplify the operation of the gas turbine engine and ensure a higher level of safety for technical personnel.
Claims (17)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2828300C1 true RU2828300C1 (en) | 2024-10-09 |
Family
ID=
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2570303C2 (en) * | 2010-04-20 | 2015-12-10 | Эрсель | Thrust reverser hydraulic control system |
| RU2778962C1 (en) * | 2021-12-13 | 2022-08-29 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Apparatus for controlling the reversal of thrust of the gas turbine engine of a plane |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2570303C2 (en) * | 2010-04-20 | 2015-12-10 | Эрсель | Thrust reverser hydraulic control system |
| 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 |
| RU2778962C1 (en) * | 2021-12-13 | 2022-08-29 | Публичное акционерное общество "Научно-производственная корпорация "Иркут" | Apparatus for controlling the reversal of thrust of the gas turbine engine of a plane |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8892295B2 (en) | Control and monitoring system and method | |
| CA2883660C (en) | System and method for operating a multi-engine aircraft in an auxiliary power unit mode | |
| EP2543863B1 (en) | Integrated variable area fan nozzle and thrust reversal actuation system and method of operating movable structures of a nacelle | |
| US6926234B2 (en) | Electromechanical turbojet thrust reverser with continuous position control | |
| JPH10153143A (en) | Electric control system for propulsion device of turbo jet engine | |
| CN101946079B (en) | Control system for turbojet engine nacelle | |
| RU2531204C2 (en) | Control system for turbojet engine nacelle and nacelle equipped with such system | |
| RU2730731C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversing device during aircraft landing and interrupted takeoff | |
| RU2828300C1 (en) | Method and device for controlling aircraft gas turbine engine thrust reversal | |
| CN102395509B (en) | For the actuator system of the portable plate of turbojet engine nacelle | |
| RU2778962C1 (en) | Apparatus for controlling the reversal of thrust of the gas turbine engine of a plane | |
| RU2783048C1 (en) | Method for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine | |
| RU175530U1 (en) | HIGH-RELIABLE FAILURE-SAFE ELECTRIC DRIVE OF REVERSE DEVICE | |
| US9464595B2 (en) | Optimising the availability of a thrust reverser | |
| RU2774010C1 (en) | Method for controlling a gas turbine engine in case of spontaneous opening of a reversing device | |
| RU2757949C1 (en) | Electromechanical system for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine | |
| RU2774011C1 (en) | Method for switching on the reversing device of a gas turbine engine when landing an aircraft | |
| RU2744587C1 (en) | Fail-safe electromechanical control system for reversing device of gas turbine engine | |
| US11946436B2 (en) | Aircraft control architecture, of at least one actuator of a nacelle movable cowl | |
| RU2719778C1 (en) | Control method of aircraft engine reversing device at aircraft braking | |
| RU2726491C1 (en) | Control method of gas turbine engine reversible device | |
| Gorman et al. | Electric Thrust Control System for Supersonic Transport Power Plant | |
| Davies et al. | F-14 aircraft and propulsion control integration evaluation | |
| JPH03264708A (en) | Safety device for steam turbine | |
| Eccles | Digital control for V/STOL powerplants |