СПОСОБ И УСТРОЙСТВО ОБНАРУЖЕНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ВОЗДУХОЗАБОРНИКА ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ
METHOD AND DEVICE FOR DETECTING GAS TURBINE ENGINE AIR INTAKE ICING

Настоящее изобретение относится к способу и устройству обнаружения обледенения воздухозаборника газотурбинного двигателя. В частности, изобретение относится к области систем обнаружения обледенения двигателя летательного аппарата.
Во время полета летательный аппарат и, в частности, винтокрылый летательный аппарат может встретиться с условиями обледенения. Так, в зависимости от климатических условий на некоторых частях летательного аппарата может образоваться наледь.
В частности, наледь может откладываться на элементах воздухозаборника. Например, газотурбинный двигатель может содержать защитную решетку воздухозаборника, предназначенную для задержания льда в условиях окружающей среды, способствующей обледенению.
Этот лед может по меньшей мере частично закупоривать воздухозаборник.
Образующийся лед может отслаиваться и попадать в газотурбинный двигатель. Этот лед может повредить лопатки компрессора газотурбинного двигателя и/или вызвать остановку газотурбинного двигателя.
Некоторые летательные аппараты не допускаются к полетам в условиях обледенения. Несмотря на этот запрет, правила сертификации обязывают конструктора доказывать, что полет в условиях обледенения возможен в течение ограниченного времени.
Это ограниченное время определяют в зависимости от времени, необходимого для пилота, чтобы обнаружить присутствие условий обледенения, и/или времени, необходимого для выхода из этих условий обледенения, например, посредством снижения высоты полета.
Другие летательные аппараты оборудованы устройствами для обеспечения полета в условиях ограниченного обледенения. Эти устройства можно активировать во время фазы полета в условиях обледенения.
Независимо от способности летательного аппарата осуществлять полеты в условиях обледенения, система летательного аппарата или экипаж должны иметь возможность определять наличие условий обледенения.
Такое обнаружение условий обледенения иногда основано на способности пилота обнаруживать эти условия. Действительно, измерения наружной температуры не достаточно, чтобы можно было утверждать, что летательный аппарат производит полет в условиях обледенения. Поэтому иногда пилот обнаруживает наличие условий обледенения, наблюдая за фонарем кабины или за некоторыми выступающими наружу устройствами. Таким образом, присутствие инея на фонаре кабины или на наружных датчиках является для пилота основным индикатором условий обледенения.
Некоторые летательные аппараты оснащены, например, датчиками обледенения. При этом необходимо особенно тщательно выбирать место расположения датчиков обледенения.
В документе US 6304194 В1 описан метод обнаружения обледенения на поворотном винте летательного аппарата. Винт может поворачиваться из положения режима висения в положение поступательного полета, поэтому выбор расположения датчиков обледенения может оказаться сложной проблемой.
Согласно этому методу, измеряют крутящий момент винта, условно называемый «измеряемым крутящим моментом», и тягу, создаваемую этим винтом, условно называемую «измеряемой тягой». При этом сравнивают измеряемый крутящий момент и измеряемую тягу с моделью и генерируют сигнал ошибки в зависимости от сравнения.
Кроме того, с моделью сравнивают сигнал, передаваемый датчиком обледенения, и упомянутый сигнал ошибки изменяют в зависимости от этого сравнения.
В документе WO 2008/138846 описан способ, основанный на использовании сигнального устройства.
Так, поверхность этого сигнального устройства покрывают материалом, способным захватывать лед. Эту поверхность приводят в движение с заданной скоростью и в течение заданного времени.
После этого измеряют толщину или массу задержанного льда для определения концентрации переохлажденных снега и воды в воздухе.
В документе ЕР 2657133 раскрыто устройство защиты от наледи, оснащенное, в частности, датчиком наледи, для управления источниками энергии, предназначенными для борьбы с образованием или скоплением наледи.
В документе ЕР 2110314, который далек от проблематики обнаружения условий обледенения, предложены способ и устройство защиты от наледи. Такое устройство содержит нагревательные электрические компоненты.
Точно так же в документе US 8049147 описана система, оборудованная тремя нагревателями, предназначенными для предупреждения обледенения турбины.
Документ US 7374404 тоже далек от проблематики, рассматриваемой изобретением. Действительно, в этом документе US 7374404 предложено наносить покрытие из полиуретана на некоторые части лопатки газотурбинного двигателя, чтобы предупредить чрезмерное отложение льда.
Документ US 2014/0090456 не рассматривает проблему изобретения.
Согласно этому документу US 2014/0090456, необходимо точно отслеживать температуру и давление воздуха на входе компрессора газотурбинного двигателя, чтобы правильно управлять газотурбинным двигателем. Эту температуру и это давление можно использовать для обнаружения присутствия наледи.
При этом в документе US 2014/0090456 описана система для обнаружения ошибки измерения при помощи теоретической модели газотурбинного двигателя, модуля сравнения и модуля оценки входных условий.
Модель двигателя представляет расчетное значение по меньшей мере одного параметра двигателя, при этом каждый параметр двигателя выбирают в списке, включающем в себя скорость вращения вращающегося органа двигателя, давление в камере сгорания и температуру отработанных газов.
Модуль сравнения выполнен с возможностью определения разности между измеренными значениями этих параметров двигателя и расчетными значениями.
Эту разность использует модуль оценки для регулирования входных параметров двигателя, используемых в алгоритмах управления двигателем. Эти входные параметры включают в себя температуру и давление воздуха на входе компрессора двигателя.
Кроме того, датчики измеряют значения этих входных параметров.
Если измеренные значения входных параметров отличаются от расчетных значений, определенных модулем оценки, передается сигнал ошибки. Кроме того, оценку входных параметров используют для создания алгоритмов управления. При отрицательном результате для создания алгоритмов управления используют измеренные значения входных параметров.
Известны также документы GB 2259895 и GB 2046690.
Документ ЕР 2623746 далек от изобретения, имея объектом обнаружение условий обледенения, причем задачей этого документа ЕР 2623746 является оптимизация характеристик.
Задачей изобретения является автоматическое определение наличия условий обледенения, то есть не требующее активного контроля со стороны пилота.
Таким образом, объектом изобретения является способ обнаружения условий обледенения во время полета летательного аппарата, причем этот летательный аппарат оборудован по меньшей мере одним газотурбинным двигателем, принимающим воздух из окружающей среды снаружи летательного аппарата через воздухозаборник, при этом газотурбинный двигатель содержит газогенератор, оснащенный по меньшей мере одним компрессором и камерой сгорания, при этом газотурбинный двигатель содержит силовой агрегат, оснащенный по меньшей мере одной силовой турбиной, приводимой во вращение газами, выходящими из упомянутой камеры сгорания.
Силовая турбина соединена по меньшей мере с одним устройством создания подъемной силы и/или тяги летательного аппарата. Например, силовая турбина по меньшей мере соединена через редуктор с несущим винтом и/или создающим тягу винтом.
Такую силовую турбину иногда называют «рабочей турбиной» с учетом ее функции, которая заключается в приведении в движение органа, внешнего по отношению к газотурбинному двигателю, в отличие, например, от турбины газогенератора.
Силовая турбина может быть турбиной, связанной с газогенератором или независимой от газогенератора.
Кроме того, способ отличается, в частности, тем, что:
- блок обработки определяет реальную мощность, развиваемую газотурбинным двигателем, в зависимости от произведения крутящего момента, создаваемого упомянутым силовым агрегатом и измеренного системой измерения крутящего момента, и скорости вращения силового агрегата, называемой «второй скоростью вращения», измеренной системой измерения скорости,
- упомянутый блок обработки определяет теоретическую мощность, которую теоретически может развивать упомянутый газотурбинный двигатель, при этом упомянутую теоретическую мощность определяют посредством блока обработки в зависимости по меньшей мере от одной теоретической модели газотурбинного двигателя, при этом упомянутая теоретическая модель представляет мощность в зависимости по меньшей мере от скорости вращения упомянутого газогенератора, называемой «первой скоростью вращения», измеренной средством измерения скорости,
- блок обработки определяет разность, называемую «разностью мощности», между упомянутой реальной мощностью и упомянутой теоретической мощностью,
- блок обработки генерирует тревожный сигнал для оповещения о наличии условий обледенения, когда:
- упомянутая разность мощности превышает заранее определенный порог мощности в течение времени, превышающего порог времени, и
- наружная температура упомянутой окружающей среды, измеренная температурным датчиком, находится между нижним порогом температуры и верхним порогом температуры.
Таким образом, блок обработки непрерывно принимает значение крутящего момента Tq, выдаваемого газотурбинным двигателем. Этот крутящий момент Tq основан на измерении симплексного типа, осуществляемом на газотурбинном двигателе, например, с использованием обычной системы измерения.
Кроме того, блок обработки непрерывно получает значение первой скорости вращения силового агрегата, называемой специалистами «N1» или «Ng». Это значение измеряют обычной системой измерения.
При этом блок обработки определяет в соответствии с частотой выборки реальную мощность, выдаваемую газотурбинным двигателем.
Кроме того, этот блок обработки определяет теоретическую мощность. Эту теоретическую мощность получают из теоретической модели газотурбинного двигателя, определенной в ходе испытаний. Эта теоретическая модель дает теоретическую мощность, которую в нормальных условиях должен выдавать газотурбинный двигатель, в зависимости от первой скорости вращения газогенератора.
Действительно, некоторые летательные аппараты, в частности винтокрылые летательные аппараты, отличаются тем, что имеют воздухозаборники, защищенные либо решетками, либо вихревыми фильтрами или барьерными фильтрами.
Поэтому, когда летательный аппарат оказывается в воздушных условиях обледенения, называемых просто «условиями обледенения», наледь скапливается на защитных устройствах воздухозаборника и частично забивает проход воздуха к газогенератору. Это забивание приводит к потере напора и, следовательно, к понижению давления воздуха между расположенной выше по потоку бесконечностью и расположенной ниже по потоку частью воздухозаборника.
По этой причине необходимо увеличивать расход топлива, подаваемого в газотурбинный двигатель, чтобы поддерживать постоянную мощность, выдаваемую газотурбинным двигателем.
В «нормальных» условиях мощность, выдаваемая газотурбинным двигателем, является по существу пропорциональной первой скорости вращения N1.
Соотношение между мощностью, выдаваемой газотурбинным двигателем, и первой скоростью вращения N1 известно, и его можно моделировать при помощи термодинамической модели двигателя. Эта термодинамическая модель является теоретической моделью, используемой блоком обработки.
Если воздухозаборник закупорен льдом, первую скорость вращения N1 увеличивают, чтобы поддерживать постоянной мощность, выдаваемую газотурбинным двигателем. При этом соотношение между мощностью, выдаваемой газотурбинным двигателем, и первой скоростью вращения N1 меняется и больше не соответствует нормальному соотношению.
Однако это соотношение между мощностью, выдаваемой газотурбинным двигателем, и первой скоростью вращения N1 может также меняться в условиях отсутствия обледенения в результате загрязнения газотурбинного двигателя, в особых воздушно-термических условиях, при переходных маневрах летательного аппарата и т.д.
В этом случае использование этого соотношения для определения условий обледенения не является очевидным.
Кроме того, иногда сложно оценить теоретическую мощность, учитывая старение газотурбинного двигателя и потери мощности в результате установки газотурбинного двигателя на летательном аппарате.
В этом контексте изобретением предлагается сравнивать разность мощности между упомянутой реальной мощностью и упомянутой теоретической мощностью с порогом мощности.
Действительно, увеличение порядка 1% потери напора в воздухозаборнике приводит к потере мощности газотурбинного двигателя на 1%-2% в зависимости от окружающих атмосферных условий.
Согласно изобретению, если упомянутая разность мощности превышает порог мощности в течение значительного времени, значит, феномен, приведший к увеличению разности мощности, не является скоротечным феноменом. Это значит, что воздухозаборник может быть забит льдом.
Следовательно, изобретением предлагается генерировать тревожный сигнал, если в дополнение наружная температура находится в заранее определенном температурном интервале.
Согласно изобретению, следует постоянно проверять соблюдение множества критериев. Если эти критерии соблюдены, блок обработки делает вывод о забивании льдом воздухозаборника газотурбинного двигателя и оповещает об этом экипаж при помощи визуального и/или звукового тревожного сигнала.
При этом пилот может предпринять действия, записанные в руководстве по полету, для оптимизации безопасности полета.
Таким образом, изобретение позволяет осуществлять автоматическое обнаружение, то есть без учета субъективного мнения человека, присутствия обледенения на уровне воздухозаборника газотурбинного двигателя. Это обнаружение позволяет предупредить пилота о наличии условий обледенения. В целом способ позволяет обнаруживать забивание воздухозаборника.
Кроме того, этот способ позволяет также обнаруживать отклонение информации, в данном случае отклонение значения реальной мощности. Этот признак представляет интерес, когда эта информация зависит от нерезервированных инструментов, в данном случае, речь идет о значении крутящего момента, измеряемого симплексной системой.
Способ может также иметь один или несколько следующих отличительных признаков.
Блок обработки может определять теоретическую мощность в зависимости от мощности, называемой «гарантированной минимальной мощностью на стенде», при этом теоретическая модель газотурбинного двигателя представляет гарантированную минимальную мощность на стенде в зависимости от наружных давления и температуры воздуха в окружающей среде, от первой скорости вращения и от второй скорости вращения.
Конструктор располагает газотурбинный двигатель на стенде для построения теоретической модели при помощи обычных испытаний.
Кроме того, блок обработки определяет упомянутую теоретическую мощность в зависимости от мощности, называемой «гарантированной минимальной мощностью на стенде», корректируемой при помощи по меньшей мере одного параметра, выбираемого из списка, включающего в себя монтажные потери, характеризующие потери мощности в результате расположения газотурбинного двигателя на летательном аппарате, и рабочий запас газотурбинного двигателя, представляющий запас мощности газотурбинного двигателя по отношению к гарантированной минимальной мощности на стенде.
При этом блок обработки может:
- определять мощность, называемую «гарантированной минимальной мощностью установленного газотурбинного двигателя», которую газотурбинный двигатель может развивать, будучи установленным на летательном аппарате,
- определять упомянутую теоретическую мощность:
- добавляя к упомянутой гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя рабочий запас, полученный в ходе контроля состояния двигателя, и/или
- вычитая из упомянутой гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя монтажные потери, которые зависят от записанной в памяти модели монтажных потерь.
В частности, блок обработки может:
- определять мощность, называемую «гарантированной минимальной мощностью установленного газотурбинного двигателя», которую газотурбинный двигатель может развивать, будучи установленным на летательном аппарате,
- определять рабочий запас по отношению к упомянутой гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя, при этом упомянутый рабочий запас определяют и передают в блок обработки системой контроля состояния двигателя,
- определять упомянутую теоретическую мощность, при этом упомянутая теоретическая мощность равна сумме упомянутого рабочего запаса и упомянутой гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя.
Конструктор может определить гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя. Однако данный газотурбинный двигатель может производить мощность, превышающую гарантированную мощность.
Чтобы знать мощность, на которую можно реально рассчитывать во время полета, летательный аппарат может содержать систему контроля состояния двигателя.
Эта система контроля состояния двигателя осуществляет способ определения рабочего запаса газотурбинного двигателя по отношению к гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя. Контроль состояния двигателя осуществляют регулярно через равномерный интервал порядка 25 часов.
Изобретением предложено использовать последний известный рабочий запас для определения теоретической мощности газотурбинного двигателя, установленного на летательном аппарате.
В литературе можно найти описание системы контроля состояния двигателя летательного аппарата.
Для определения гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя можно применять следующую процедуру.
Согласно этой процедуре, блок обработки:
- определяет мощность, называемую «гарантированной минимальной мощностью на стенде», которую газотурбинный двигатель может развивать, будучи установленным на стенде,
- определяет монтажные потери в зависимости от сохраненной модели монтажных потерь,
- определяет упомянутую гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя, при этом упомянутая гарантированная минимальная мощность установленного газотурбинного двигателя равна разности между упомянутой гарантированной минимальной мощностью на стенде и упомянутыми монтажными потерями.
Эта процедура предполагает использование модели для идентификации монтажных потерь.
Действительно, мощность, выдаваемая газотурбинным двигателем, может быть меньше на летательном аппарате по сравнению с мощностью, выдаваемой на стенде. При этом монтажные потери характеризуют разность между мощностью, выдаваемой газотурбинным двигателем на стенде, и мощностью газотурбинного двигателя «на летательном аппарате». Эта разность зависит от типов воздухозаборника и реактивного сопла, которыми оборудован двигатель, установленный на летательном аппарате. Кроме того, монтажные потери могут меняться в зависимости от характера полета (горизонтальный полет, набор высоты, режим висения, низкая или высокая скорость, боковой снос, …).
Модель монтажных потерь представляет упомянутые монтажные потери в зависимости от давления и от температуры воздуха в окружающей среде, а также в зависимости от скорости перемещения летательного аппарата.
Эта скорость перемещения может быть индикаторной скоростью, называемой сокращенно IAS от «Indicated Air Speed» на английском языке.
Модель монтажных потерь можно получить при помощи испытаний.
Наконец, блок обработки может определять гарантированную минимальную мощность на стенде на основании упомянутой теоретической модели газотурбинного двигателя, при этом упомянутая теоретическая модель газотурбинного двигателя представляет упомянутую гарантированную минимальную мощность на стенде в зависимости от давления и температуры упомянутого воздуха в упомянутой окружающей среде, от первой скорости вращения упомянутого газогенератора и от второй скорости вращения.
При этом на первой стадии блок обработки определяет теоретическую мощность.
Для этого во время первого этапа первой стадии блок обработки определяет гарантированную минимальную мощность на стенде на основании упомянутой теоретической модели газотурбинного двигателя.
Во время второго этапа первой стадии блок обработки определяет гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя, чтобы учитывать монтажные потери.
Во время третьего этапа первой стадии блок обработки выводит теоретическую мощность с учетом рабочего запаса газотурбинного двигателя по отношению к гарантированной минимальной мощности.
Во время второй стадии, реализуемой, например, одновременно с первой стадией, блок обработки определяет реальную мощность.
Во время третьей стадии сравнения блок обработки определяет разность мощности между этой теоретической мощностью и реальной мощностью, полученной посредством измерений.
В зависимости от этой разности мощности и от наружной температуры блок обработки может определить на четвертой стадии, являются ли окружающие условия условиями обледенения.
Кроме того, нижний температурный порог равен, например, -10 градусов Цельсия (минус десять градусов Цельсия).
Верхний температурный порог равен, например, +5 градусов Цельсия.
Вытекающий отсюда температурный диапазон характеризует температуры, достигаемые в условиях обледенения.
Кроме того, порог времени может составлять 30 секунд.
Этот порог времени является достаточно небольшим, чтобы быстро получать информацию об условиях обледенения, и достаточно большим, чтобы ограничить риск несвоевременного обнаружения обледенения.
Кроме того, порог мощности равен, например, 150 Ньютон-метров (Н⋅м).
Значение порога мощности определяют в ходе испытаний. Это значение учитывает точность измерений, результаты контроля состояния двигателя, а также погрешности, связанные с не поддающимися измерениям монтажными эффектами, такими как отбор воздуха или отбор электроэнергии на газотурбинном двигателе.
В частности, порог мощности является достаточно высоким, чтобы вышеупомянутые погрешности были погрешностями второго порядка и не оставляли никаких сомнений в том, что потеря мощности связана с обледенением и только с обледенением.
Объектом изобретения является также устройство обнаружения, предназначенное для летательного аппарата для обнаружения наличия условий обледенения на борту летательного аппарата, при этом летательный аппарат содержит по меньшей мере один газотурбинный двигатель, при этом упомянутый газотурбинный двигатель содержит газогенератор, оснащенный по меньшей мере одним компрессором и камерой сгорания, при этом газотурбинный двигатель содержит силовой агрегат, оснащенный по меньшей мере одной силовой турбиной, приводимой во вращение газами, выходящими из упомянутой камеры сгорания.
Это устройство обнаружения содержит:
- систему измерения крутящего момента для измерения крутящего момента, развиваемого упомянутым силовым агрегатом,
- систему измерения скорости для измерения скорости вращения силового агрегата, называемой «второй скоростью вращения», и средство измерения скорости для измерения скорости вращения упомянутого газогенератора, называемой «первой скоростью вращения»,
- систему тревожной сигнализации,
- температурный датчик для измерения температуры воздуха в окружающей среде, находящейся снаружи летательного аппарата,
- блок обработки, соединенный с системой измерения крутящего момента, а также с системой измерения скорости и с системой тревожной сигнализации и с температурным датчиком, при этом упомянутый блок обработки содержит запоминающее устройство и вычислительное устройство, при этом упомянутое запоминающее устройство хранит теоретическую модель, представляющую мощность в зависимости от первой скорости вращения, при этом упомянутое вычислительное устройство исполняет команды упомянутого запоминающего устройства для осуществления описанного выше способа.
Это устройство обнаружения может иметь один или несколько следующих отличительных признаков.
Так, устройство обнаружения может содержать систему контроля состояния двигателя, взаимодействующую с блоком обработки.
Кроме того, устройство обнаружения может содержать модель монтажных потерь, сохраненную в запоминающем устройстве.
Кроме того, устройство обнаружения содержит датчик давления для измерения давления воздуха снаружи летательного аппарата.
Наконец, устройство обнаружения может содержать устройство измерения скорости для измерения скорости перемещения летательного аппарата.
Объектом изобретения является также летательный аппарат, оборудованный газотурбинным двигателем, причем этот летательный аппарат содержит такое устройство обнаружения.
Изобретение и его преимущества будут более очевидны из нижеследующего описания иллюстративных примеров со ссылками на прилагаемые фигуры, на которых:
фиг. 1 - устройство в соответствии с изобретением;
фиг. 2 - схема, иллюстрирующая способ в соответствии с изобретением.
Элементы на разных фигурах имеют одинаковые обозначения.
На фиг. 1 показан летательный аппарат 1 в соответствии с изобретением.
В частности, этот летательный аппарат 1 содержит несущий винт 2 для создания подъемной силы и/или движущей тяги. Этот несущий винт 2 приводится во вращение силовой установкой, содержащей по меньшей мере один газотурбинный двигатель 10 и по меньшей мере одну коробку 3 передачи мощности.
Газотурбинный двигатель 10 содержит газогенератор 11. Классически газогенератор 11 оборудован по меньшей мере одним компрессором 12, камерой 13 сгорания и по меньшей мере одной расширительной турбиной 14, связанной с компрессором 11 через главный вал 13'.
На фиг. 1 показан единственный компрессор 11 и единственная расширительная турбина 14. Однако число компрессоров и расширительных турбин можно оптимизировать в зависимости от потребностей, и оно нисколько не ограничивает объема изобретения.
Кроме того, компрессор 11, расширительная турбина 14 и связывающий их главный вал 13' могут совместно совершать вращательное движение вокруг продольной оси АХ газотурбинного двигателя. В частности, компрессор 11, расширительная турбина 14 и главный вал 13' связаны между собой во вращении вокруг этой продольной оси.
Таким образом, скорость вращения газогенератора следует рассматривать как первую скорость N1 вращения вращающегося узла газогенератора, который включает в себя компрессор 11, а также расширительную турбину 14 и главный вал 13'.
Кроме того, газотурбинный двигатель 10 содержит силовой агрегат 19, расположенный на выходе газогенератора. Силовой агрегат приводится в действие газами, образующимися в камере сгорания.
Силовой агрегат 19 содержит по меньшей мере одну силовую турбину 15, расположенную на выходе камеры 13 сгорания. Эта силовая турбина может быть связана с газогенератором или может быть независимой от этого газогенератора 11, как показано на фиг. 1.
При этом силовая турбина 15 неподвижно соединена с силовым валом 16, выполненным с возможностью приведения в движение устройства, внешнего по отношению к газотурбинному двигателю, например, такого как коробка 3 передачи мощности.
На фиг. 1 представлен силовой агрегат, включающий в себя единственную силовую турбину 15. Однако число силовых турбин можно оптимизировать в зависимости от потребностей, и оно нисколько не ограничивает объема изобретения.
Газы, выходящие из камеры сгорания, приводят во вращение силовой агрегат газотурбинного двигателя со второй скоростью N2 вращения.
Кроме того, летательный аппарат 1 содержит воздухозаборник 17, доставляющий воздух из наружной среды ЕХТ, окружающей летательный аппарат, к газогенератору 11.
Этот воздухозаборник может содержать средство 18 фильтрации, например, такое как решетка.
Кроме того, летательный аппарат 1 содержит устройство 20 обнаружения, чтобы определять, что летательный аппарат находится в условиях обледенения.
Это устройство 20 обнаружения содержит блок 21 обработки. Блок 21 обработки включает в себя запоминающее устройство 23 и вычислительное устройство 22. Вычислительное устройство может, например, содержать процессор или его эквивалент, исполняющий команды, сохраненные в запоминающем устройстве. Это запоминающее устройство может содержать энергонезависимую память, в которой сохранены такие команды, и энергозависимую память, в которой сохраняют, например, значения параметров.
Блок обработки может представлять собой неотъемлемую часть системы управления газотурбинным двигателем, такой как система, известная под сокращением ECU, что значит «Engine Control Unit» на английском языке, или под сокращением FADEC, что значит «Full Authority Digital Engine Control» на английском языке. При этом вычислительное устройство блока обработки является вычислительным устройством системы управления, а запоминающее устройство является запоминающим устройством этой системы управления.
В запоминающем устройстве хранится теоретическая модель 24 работы газотурбинного двигателя. Обычно эту теоретическую модель 24 получают посредством испытаний. При этом теоретическая модель 24 определяет мощность, выдаваемую силовым агрегатом газотурбинного двигателя, в зависимости по меньшей мере от первой скорости N1 вращения этого газотурбинного двигателя.
В частности, теоретическая модель 24 может представлять гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini газотурбинного двигателя. Эта гарантированная минимальная мощность на стенде Wmini представляет собой мощность, которую конструктор гарантирует в течение всего срока службы газотурбинного двигателя. Эту гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini определяют в ходе испытаний на испытательном стенде, то есть вне летательного аппарата.
Теоретическая модель 24 может представлять гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini в зависимости:
- от наружного давления Р0 и от наружной температуры Т0 воздуха, поступающего в газотурбинный двигатель, и, следовательно, от воздуха, присутствующего в окружающей среде ЕХТ, находящейся снаружи летательного аппарата 1,
- от первой скорости N1 вращения газогенератора,
- и от второй скорости N2 вращения силового агрегата.
Эта теоретическая модель 24 может принимать вид математического алгоритма, сохраненного в запоминающем устройстве 23, или, например, может представлять собой базу данных.
В частности, для определения параметров, используемых в теоретической модели 24, блок обработки соединен через проводную и/или беспроводную связь с:
- температурным датчиком 45, который непрерывно измеряет наружную температуру Т0 воздуха в окружающей среде ЕХТ,
- датчиком 50 давления, который измеряет наружное давление Р0 этого воздуха,
- средством 65 измерения скорости, которое измеряет первую скорость N1 вращения,
- обычной системой 35 измерения скорости, которая измеряет вторую скорость N2 вращения.
Кроме того, в запоминающем устройстве может храниться модель 25 монтажных потерь. Обычно эту модель 25 монтажных потерь получают в ходе испытаний. Модель 25 монтажных потерь представляет монтажные потери Wpi газотурбинного двигателя в непрерывном режиме в ходе полета, и эти монтажные потери Wpi характеризуют потери мощности в Ньютон-метрах (Н.м), возникающие в результате установки этого газотурбинного двигателя на летательном аппарате.
Модель 25 монтажных потерь можно использовать для определения монтажных потерь Wpi в зависимости:
- от наружного давления Р0 и от наружной температуры Т0 воздуха, поступающего в газотурбинный двигатель, и, следовательно, воздуха, присутствующего в окружающей среде ЕХТ снаружи летательного аппарата 1,
- от скорости перемещения IAS летательного аппарата.
В частности, для определения скорости перемещения IAS блок обработки соединен через проводную и/или беспроводную связь с обычным устройством 60 измерения скорости, которое измеряет эту скорость перемещения IAS летательного аппарата.
Кроме того, блок обработки соединен через проводную и/или беспроводную связь с обычной системой 30 измерения крутящего момента, которая измеряет крутящий момент, развиваемый силовым агрегатом 19.
Кроме того, устройство 20 обнаружения может содержать систему 55 контроля состояния двигателя, взаимодействующую с блоком 21 обработки.
Эта система 55 контроля состояния двигателя может представлять собой неотъемлемую часть системы управления ECU или FADEC газотурбинным двигателем.
Система 55 контроля состояния двигателя может быть выполнена в виде сегмента кода, сохраненного в запоминающем устройстве, при этом блок обработки содержит другой сегмент кода, сохраненный в запоминающем устройстве.
Кроме того, устройство обнаружения оснащено системой 40 тревожной сигнализации, выполненной с возможностью генерирования визуального или звукового тревожного сигнала 41 по команде блока 21 обработки.
Это устройство 20 обнаружения позволяет применять заявленный способ, представленный на фиг. 2, в соответствии с заранее определенной частотой выборки.
На первой стадии STP 1 блок обработки определяет теоретическую мощность Wt, которую теоретически должен развивать газотурбинный двигатель 1. Таким образом, эта теоретическая мощность Wt отображает мощность, которую должен развивать газотурбинный двигатель в нормальных условиях, то есть в отсутствие неисправностей или забивания, например, по причине отложения наледи.
Для определения этой теоретической мощности Wt блок обработки применяет теоретическую модель газотурбинного двигателя.
Например, во время первого этапа STP 1.1 первой стадии STP1 блок 32 обработки определяет гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini, применяя теоретическую модель 24.
Теоретическая мощность может быть равна этой гарантированной минимальной мощности на стенде Wmini.
Вместе с тем, блок 21 обработки может определять теоретическую мощность, корректируя гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini при помощи по меньшей мере одного параметра, выбираемого из списка, который включает в себя монтажные потери Wpi и рабочий запас CSM.
Так, во время второго этапа STP 1.2 первой стадии STP1 блок обработки может корректировать гарантированную минимальную мощность на стенде Wmini в зависимости от монтажных потерь Wpi.
Блок обработки определяет монтажные потери Wpi в зависимости от сохраненной модели 25 монтажных потерь.
При этом блок обработки вводит, например, в модель 25 монтажных потерь измеренные значения наружного давления Р0, наружной температуры Т0 и скорости перемещения IAS.
На основании этого блок обработки определяет монтажные потери Wpi.
Блок обработки определяет гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя на основании следующего отношения, в котором «Wins» обозначает упомянутую гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя, «Wmini» обозначает упомянутую гарантированную минимальную мощность на стенде, и «Wpi» обозначает монтажные потери, «-» является знаком вычитания:
Wins=Wmini-Wpi
При этом теоретическая мощность может быть равна гарантированной минимальной мощности установленного газотурбинного двигателя Wins.
Вместе с тем, во время третьего этапа STP 1.3 первой стадии STP1 блок обработки может корректировать гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя Wins в зависимости от пределов рабочего запаса.
При этом блок обработки проверяет рабочий запас, определенный во время последнего контроля состояния двигателя.
Действительно, система контроля состояния двигателя периодически производит контроль состояния двигателя. При каждом контроле состояния устройство обнаружения сохраняет в своей памяти определенный рабочий запас.
Блок обработки определяет теоретическую мощность на основании следующей суммы, где «Wt» обозначает упомянутую теоретическую мощность, «Wins» обозначает упомянутую гарантированную минимальную мощность установленного газотурбинного двигателя, «CSM» обозначает рабочий запас, «+» является знаком сложения:
Wt=Wins+CSM
Согласно варианту, теоретическую мощность получают посредством коррекции гарантированной минимальной мощности на стенде, добавляя к ней рабочий запас, и затем на основании этого выводят монтажные потери.
Согласно другому варианту, теоретическую мощность получают посредством коррекции гарантированной минимальной мощности на стенде, добавляя к ней рабочий запас и одновременно вычитая из нее монтажные потери.
Согласно еще одному варианту, теоретическую мощность получают посредством коррекции гарантированной минимальной мощности на стенде, только добавляя к ней рабочий запас.
Независимо от варианта, блок обработки определяет во время второй стадии STP 2 реальную мощность Wr, развиваемую газотурбинным двигателем 10.
Эту стадию называют «второй» условно. Вторую стадию можно осуществлять одновременно с первой стадией STP 1 и даже перед этой первой стадией STP 1.
Блок обработки определяет реальную мощность, применяя следующее отношение, в котором «Wr» обозначает реальную мощность, «Tq» обозначает крутящий момент, измеренный системой 30 измерения крутящего момента, «N2» обозначает вторую скорость, измеренную системой 35 измерения скорости, «*» является знаком умножения:
Wr=Tq×N2
Во время третьей стадии STP 3 блок обработки проверяет, соблюдены ли три условия.
При этом блок обработки определяет разность ε мощности между реальной мощностью Wr и теоретической мощностью при помощи следующего отношения: ε=Wr-Wt.
Если разность мощности превышает порог мощности SP, блок обработки делает вывод, что первое условие соблюдено.
⋅
Порог мощности SP может быть равен 150 Нм.
Кроме того, если порог мощности превышен, включается счетчик времени, причем этот счетчик времени сравнивают с порогом времени. Если разность мощности остается больше порога мощности до момента, когда счетчик времени достигает порога времени STPS, блок обработки делает вывод, что второе условие соблюдено.
Следовательно, первое условие и второе условие соблюдены, если разность ε мощности непрерывно превышает заранее определенный порог мощности SP в течение времени, превышающего порог времени STPS.
Например, разность ε мощности должна оставаться больше порога мощности SP в течение 30 секунд, чтобы блок обработки сделал вывод о соблюдении первого и второго условий.
Кроме того, блок обработки сравнивает наружную температуру Т0 с нижним порогом SINF температуры порядка -10 градусов Цельсия и с верхним порогом SSUP температуры порядка +5 градусов Цельсия.
Если наружная температура находится в диапазоне между нижним порогом SINF и верхним порогом SSUP, блок обработки считает, что третье условие соблюдено.
При этом во время четвертой стадии STP 4 блок обработки включает тревожную сигнализацию путем передачи тревожного сигнала в систему 40 тревожной сигнализации, если одновременно соблюдены предыдущих три условия.
Естественно, в изобретение можно вносить различные изменения, что касается его применения. Несмотря на то, что выше были представлены несколько вариантов выполнения, понятно, что все возможные варианты невозможно идентифицировать избыточно. Разумеется, можно заменить одно описанное средство эквивалентным средством, не выходя за рамки настоящего изобретения.