СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ РЕВЕРСИВНЫМ УСТРОЙСТВОМ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD FOR CONTROLLING THE REVERSER APPARATUS OF A GAS TURBINE ENGINE

Область техники
Изобретение относится к области авиастроения, в частности, к способу управления реверсивным устройством (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД) на летательных аппаратах любой вместительности и назначения (пассажирского; транспортного; военно-транспортного).
Уровень техники
В настоящее время, практически на всех типах для пассажирских и транспортных самолетов с ГТД применяются РУ, изменяющее направление реактивной струи двигателя на противоположное, создавая обратную тягу, которая обеспечивает торможение самолета после его посадки или в случае прерванного взлета.
Из публикаций RU №2570303 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.12.2015), US №4505108 А (МПК F02K 1/56; F02K 1/76, опубл. 19.03.1985), «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, RU №2323360 (МПК F02K 1/76 опубл. 27.04.2008) известны электронно-гидромеханические системы автоматического управления, в состав которых входит электронный регулятор двигателя, блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД и изделий, входящих в его состав, электрогидравлические и гидравлические устройства управления, блок исполнительных элементов. Электронный регулятор двигателя - FADEC (FADEC - full authority digital engine control system - электронно-цифровая автономная система управления двигателем с полной ответственностью).
Раскрытие сущности изобретения
Изобретение решает задачу повышения надежности и безопасности эксплуатации РУ ГТД.
К недостаткам аналогов, которые выполняют сертификационные требования по безопасности, следует отнести отсутствие возможности углубленного диагностирования имеющимися средствами, оценки проблемных ситуаций и принятия решения по парированию их последствий и, как следствие, снижение надежности на не выпуск РУ ГТД в полете и надежности на выпуск РУ ГТД при посадке и прерванном взлете. Кроме того, как следствие, недостаточную достоверность исправности системы и возможности ее применения в эксплуатации, повышенную трудоемкость при обслуживании и, как следствие, повышенные затраты при эксплуатации.
Прототипом наиболее близким по технической сущности, совокупности технических операций и структуре к заявляемому изобретению является способ управления РУ ГТД представленный в патенте RU №2570303. Согласно описанию прототипа, 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.
Задачей, решаемой заявленным изобретением, является способ управления РУ ГТД путем применения системы управления РУ ГТД обеспечивающей расширенную диагностику и контроль технического состояния, повышение достоверности исправности изделий участвующих в управлении РУ ГТД и повышение надежности на не выпуск РУ в полете и надежности на выпуск РУ при посадке и прерванном взлете. И, как следствие, снижение трудоемкости при обслуживании и затрат при эксплуатации.
Поставленные задачи решаются предлагаемой системой за счет того, в систему управления РУ ГТД введена подсистема управления и контроля РУ ГТД, которая выполнена в виде двух блоков вычислителей-концентраторов, каждый из которых содержит идентичные и независимые основной и резервный каналы, взаимодействующие между собой по линии связи. В линии связи, передающие команды управления от блоков вычислителей-концентраторов в РУ ГТД и электропитание на РУ ГТД, включены два функционально одинаковых и независимых блока защиты и коммутации, каждый из которых содержит идентичные и независимые основной и резервный каналы, взаимодействующие между собой по линии связи и взаимодействующие с блоками вычислителей-концентраторов по линиям связи. Линии связи, по которым взаимодействуют блоки вычислители-концентраторы между собой и блоки защиты и коммутации между собой, а также линии связи, по которым взаимодействуют блоки вычислители-концентраторы с блоками защиты и коммутации, выполнены в виде основной и резервной линий связи стандарта АРИНК-825 (Международный стандарт ISO 11898). Блоки вычислители-концентраторы и блоки защиты и коммутации снабжены встроенными средствами диагностики и контроля, с помощью которых производится обнаружение неисправностей в блоках и автоматическое переключение на уровне системы неисправного канала блока на исправный канал указанного блока и/или неисправного основного блока на резервный блок.
Технический результат предлагаемого изобретения заключается в расширении диагностики и контроля технического состояния, повышение достоверности исправности изделий участвующих в управлении РУ ГТД и повышение надежности на не выпуск РУ ГТД в полете и надежности на выпуск РУ ГТД при посадке и прерванном взлете и, как следствие, в повышении безопасности полетов пассажирских самолетов, снижении трудоемкости при обслуживании и затрат при эксплуатации.
В дальнейшем изобретение поясняется конкретным примером иллюстрирует сущность изобретения. На фигуре представлена блок-схема системы управления РУ ГТД.
Перечень фигур чертежа
На фигуре представлена Блок схема системы управления РУ ГТД
Номер Наименование изделия
1 - Устройство индикации и регистрации
2 - Рычаг управления двигателем (далее РУД)
2.1 - Датчик углового положения РУД
2.2 - Концевые выключатели положения РУД
2.3 - Ключи замыкания электропитания - команда на задействование реверсивного устройства (РУ) газотурбинного двигателя (ГТД)
3 - Подсистема управления и контроля РУ ГТД содержащая:
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 - Ключ замыкания электропитания отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД в основном блоке защиты и коммутации
3.13 - Ключ замыкания электропитания отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД в резервном блоке защиты и коммутации
3.14 - Линии связи для взаимодействия подсистемы управления и контроля РУ ГТД с РУД и РУ ГТД
3.15 - Резервная линия связи взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями-концентраторами
4 - Гидравлическая система самолета (далее ГС)
5 - Реверсивное устройство газотурбинного двигателя (РУ ГТД)
5.1 - Отсечное электрогидравлическое устройство РУ ГТД
5.2 - Электромеханический замок РУ ГТД с соленоидом
5.3 - Управляющее гидравлическое устройство РУ ГТД
5.4 - Гидравлические приводы РУ ГТД
6 - Электронный регулятор двигателя (далее FADEC)
7 - Блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД
7.1 - Сигнализатор электромеханического замка РУ ГТД
7.2 - Датчик давления в ГС
7.3 - Сигнализатор электромеханического замка гидравлического привода РУ ГТД
7.4 - Датчик положения РУ ГТД
8 - Система электроснабжения самолета (далее СЭС)
Осуществление изобретения
Предлагаемый способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя (РУ ГТД) реализуется системой, которая содержит устройство индикации и регистрации (1), рычаг управления двигателем (РУД) (2) с датчиками углового положения РУД (2.1) и концевыми выключателями положения РУД (2.2), подсистему управления и контроля РУ ГТД (3), гидравлическую систему (ГС) (4), РУ ГТД (5) с отсечным электрогидравлическим устройством РУ ГТД (5.1), электромеханическими замками РУ ГТД (5.2), управляющим гидравлическим устройством РУ ГТД (5.3) и гидравлическими приводами РУ ГТД (5.4), электронный регулятор двигателя (FADEC) (6), блок датчиков и сигнализаторов РУ ГТД (7), с сигнализатором электромеханического замка РУ ГТД (7.1), датчиком давления в ГС (7.2), сигнализатором электромеханического замка гидравлического привода РУ ГТД (7.3) и датчиком положения РУ ГТД (7.4), систему электроснабжения самолета (СЭС) (8).
Подсистема управления и контроля РУ ГТД (3) включает в свой состав: блоки вычислители-концентраторы (3.1)(3.4); блоки защиты и коммутации (3.2)(3.3); основную (3.5) и резервную (3.15) линии связи, соответствующие стандарту АРИНК-825, для взаимодействия и информационного обмена между блоками вычислителями-концентраторами (3.1)(3.4); основную (3.6) и резервную (3.7) линии связи, для взаимодействия и информационного обмена и между блоками вычислителями-концентраторами (3.1)(3.4) и между блоками защиты и коммутации (3.2)(3.3), и блоками вычислителями-концентраторами (3.1)(3.4). В одном из вариантов реализации предлагаемого изобретения, линии связи для взаимодействия и информационного обмена (3.6) и (3.7) выполнены в соответствии со стандартом АРИНК-825.
В одном из вариантов реализации предлагаемого изобретения, линии связи (3.14) 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.
После посадки самолета в электронный регулятор двигателя (FADEC) (6) поступает информация о нахождении самолета на земле от подсистемы управления и контроля РУ ГТД (3), пилот переводит рычаг управления двигателя (РУД) (2) на площадку «Малый газ», а затем - на площадку «Минимальная обратная тяга» при этом подсистемой управления и контроля РУ ГТД (3) подается командный сигнал на срабатывание соленоида электромеханического замка РУ ГТД (5.2) и запитывание отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД (5.1) управление которым по алгоритмам осуществляет FADEC (6), по командам которого после срабатывания электромеханического замка РУ ГТД (5.2) и отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД (5.1) происходит выпуск РУ ГТД (5) в положение «Обратная тяга». Формирование командного сигнала в подсистеме управления и контроля РУ ГТД (3) осуществляют блоки вычислителей-концентраторов (3.1, 3.4) при поступлении от FADEC (6) информации о режиме двигателя по информации о положении РУД (2) с датчика углового положения РУД (2.1) соответствующему «Минимальной обратной тяге» и сигналов от концевых выключателей положения РУД (2.2) с последующим формированием и выдачей команд на замыкание ключей (3.8, 3.9, 3.10, 3.11 и 3.12, 3.13) в блоках защиты и коммутации (3.2, 3.3) для срабатывания соленоида электромеханического замка РУ ГТД (5.2) и подвода электропитания к отсечному электрогидравлическому устройству РУ ГТД (5.1). Управление отсечным электрогидравлическим устройством РУ ГТД (5.1) осуществляет FADEC (6) при наличии информации от подсистемы управления и контроля РУ ГТД (3) о наличии команды на выпуск РУ ГТД (5) от концевых выключателей положения РУД (2.2) и подвода электропитания к отсечному электрогидравлическому устройству РУ ГТД (5.1), срабатывания сигнализатора электромеханического замка РУ ГТД (5.2) с последующим формированием и выдачей команды на выпуск РУ ГТД (5) в положение «Обратная тяга» при наличии информации от датчика давления в ГС (7.2) свидетельствующего о срабатывании отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД (5.1), с передачей информации от FADEC (6) на устройство индикации и регистрации (1) для перевода РУД (2) в положение «Максимальная обратная тяга» до достижения скорости пробега, определяемой для каждого типа самолета «Руководством по летной эксплуатации» (разработано на основании «Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов транспортной категории, подраздел 25.335f (утв. Постановлением 28-й сессии Совета по авиации и использованию воздушного пространства от 11.12.2008) и в соответствии с ГОСТ 24867-81 «Руководство по летной эксплуатации (вертолетов) гражданской авиации), раздел 07 «Летные характеристики», подраздел 07.7 «Заход на посадку и посадка»), после торможения с последующим переводом РУД (2) в положение «Минимальная обратная тяга» и на площадку «Малый газ», одновременно с этим, концевые выключатели положения РУД (2.2) размыкаются, прекращается выдача командного сигнала в блоки вычислителей-концентраторов (3.1, 3.4) о необходимости задействовать РУ ГТД (5), FADEC (6) выдает команду на уборку РУ ГТД (5), управляющее гидравлическое устройство РУ ГТД (5.3) и гидравлические приводы РУ ГТД (5.4) обеспечивают перемещение РУ ГТД (5) в положение «Прямая тяга», после чего блоки вычислителей-концентраторов (3.1, 3.4) прекращают формирование и выдачу команды в блоки защиты и коммутации (3.2, 3.3), которые размыкают ключи (3.8, 3.9, 3.10, 3.11 и 3.12, 3.13) находящиеся в них, подача электропитания на соленоид электромеханического замка РУ ГТД (5.2) прекращается (замок закрывается) и прекращается подача электропитания на отсечное электрогидравлическое устройство РУ ГТД (5.1), которое перекрывает подачу гидравлической жидкости в РУ ГТД (5); FADEC (6) одновременно с этим, контролирует закрытие электромеханического замка РУ ГТД (5.2) и закрытие отсечного электрогидравлического устройства РУ ГТД (5.1) по пропаданию сигнала с сигнализатора электромеханического замка РУ ГТД (7.1) и отсутствия данных с датчика давления в ГС (7.2) и передает информацию на устройство индикации и регистрации (1) о закрытии РУ ГТД (5) и информацию в подсистему управления и контроля РУ ГТД (3) о режиме двигателя по информации о положении РУД (2) с датчика углового положения РУД (2.1) с дальнейшим переводом РУД в положение «Прямая тяга» по сигналам, формируемым FADEC. В случае необходимости экстренного торможения (прерванный взлет) пилот переводит РУД (2) на площадку «Малый газ», а затем последовательно на площадку «Минимальная обратная тяга» и «Максимальная обратная тяга». При этом управление РУ ГТД (5) происходит аналогично описанному выше. Подсистема управления и мониторинга РУ ГТД (3) предназначена для сбора и обработки данных, поступающих от самолетных систем об обжатии стоек шасси, наличии/отсутствия пожара, положении механизации крыла, раскрутки колес шасси, о наличии давления в ГС (4), достаточного для работы РУ ГТД (5); необходимости включения РУ ГТД (5) с концевых выключателей положения РУД (2.2); о режиме работы двигателя от FADEC (6); для выработки команд на замыкание ключей (3.8)-(3.13); срабатывания соленоида электромеханического замка РУ ГТД (5.2); подвода электропитания +28В на отсечное электрогидравлическое устройство РУ ГТД (5.1), а также для контроля своих компонентов и обеспечения связи с бортовым радиоэлектронным оборудованием (БРЭО, на фигуре не показано). Подсистема управления и мониторинга РУ ГТД (3), получая данные от самолетных систем, FADEC (6) и РУД (2), с помощью входящих в ее состав блоков вычислителей-концентраторов (3.1)(3.4) и блоков защиты и коммутации (3.2)(3.3) выполняет следующие функции: формирует альтернативный сигнал о нахождении самолета на земле; формирует сигнал о возможности задействовать РУ ГТД (5); управляет открытием/закрытием электромеханического замка РУ ГТД (5.2); подводит электропитание к отсечному электрогидравлическому устройству РУ ГТД (5.1); контролирует изделия, входящие в ее состав; техническое обслуживание; реализация алгоритмов подсистемы с учетом обнаруженных отказов. К функциям контроля и технического обслуживания относятся обнаружение неисправностей и выдача информации в бортовую систему технического обслуживания (не показана) об отказах в подсистеме управления и контроля РУ ГТД (3), отказах изделий, участвующих в управлении РУ ГТД (5), формировании сигналов о недоступности РУ ГТД (5).
Увеличение надежности системы управления и контроля РУ ГТД достигается за счет резервирования работы блоков вычислителей-концентраторов (3.1, 3.4), блоков защиты и коммутации (3.2, 3.3), а также линий связи (3.5, 3.6, 3.7, 3.14, 3.15) и применении структурно-функционального построения подсистемы управления и контроля РУ ГТД (3).
Встроенные средства диагностики и контроля, размещенные в блоках подсистемы управления и контроля РУ ГТД (3) обнаруживают неисправности в блоках подсистемы управления и контроля РУ ГТД (3), и производят автоматическое переключение неисправного канала блока на резервный канал указанного блока и/или неисправного блока на другой блок, а также переключение неисправной линии связи на исправную линию связи. Кроме этого, формирование данных о нахождении самолета на земле осуществляется, как по наличию данных об обжатии опор шасси, так и по альтернативному закону, а управление соленоидом электромеханического замка РУ ГТД (5.2) осуществляется по двухпроводной схеме - по «+» и по минусу («масса»).
В варианте осуществления предлагаемого изобретения, блоки вычислители-концентраторы (3.1) (3.4) снабжены встроенными средствами диагностики и контроля, с помощью которых производится обнаружение неисправностей в блоках и автоматическое переключение неисправного канала блока на исправный канал указанного блока и/или неисправного блока вычислителя-концентратора основного (3.1) на резервный блок вычислителя-концентратора (3.4).
Еще в одном варианте осуществления предлагаемого изобретения, блоки защиты и коммутации основной (3.2) и резервный блок защиты и коммутации (3.3) снабжены встроенными средствами диагностики и контроля, с помощью которых производится обнаружение неисправностей в блоках и автоматическое переключение неисправного канала блока на исправный канал указанного блока и/или неисправного основного блока защиты и коммутации (3.2) на резервный блок защиты и коммутации (3.3).
Еще в одном варианте реализации предлагаемого изобретения, блоки вычислители-концентраторы основной (3.1) и резервный блок вычислителя-концентратора (3.4), взаимодействуют между собой по линии связи стандарта АРИНК-825.
Также, еще в одном варианте реализации предлагаемого изобретения, линии связи, по которым взаимодействуют блоки вычислители-концентраторы основной (3.1) и резервный блок вычислителя-концентратора (3.4), с блоками защиты и коммутации основным (3.2) и резервным блоком защиты и коммуникации (3.3), выполнены в виде линий связи стандарта АРИНК-825.
Также, еще в одном варианте реализации предлагаемого изобретения, линии связи, по которым взаимодействуют концевые выключатели положения РУД (2.2) с блоками вычислителями-концентраторами основным (3.1) и резервным блоком вычислителя-концентратора (3.4) и блоки защиты и коммутации основной (3.2) и резервный блок защиты и коммуникации (3.3) с РУ ГТД (5), выполнены в виде витых и экранированных проводов, исключающее взаимное влияние друг на друга и защиту от влияния внешних факторов.
Таким образом, обеспечивается эффективная и более надежная работа системы управления РУ ГТД на всех этапах эксплуатации самолета - в полете не выпуск РУ ГТД (5) и выпуск РУ ГТД (5) на земле при посадке и прерванном взлете.