Способ управления газотурбинным двигателем при самопроизвольном открытии реверсивного устройства
METHOD FOR CONTROLLING A GAS TURBINE ENGINE IN CASE OF SPONTANEOUS OPENING OF A REVERSING DEVICE

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления газотурбинным двигателем (ГТД).
Для регулирования работы ГТД широко используют полностью электронные и электронно-гидромеханические системы автоматического управления. Которые также обеспечивают управление реверсивным устройством (РУ) для создания обратной тяги двигателя при торможении самолета.
Включение РУ как правило выполняют сразу после приземления самолета, при этом для обеспечения безопасности полетов активацию реверса в воздухе не производят (блокируют). Блокировка включения РУ в воздухе позволяет исключить формирование обратной тяги ГТД на взлете, в наборе высоты, на крейсерском режиме полета, а также на снижении и посадке. Как следствие исключается возникновение разнотяговости в воздухе, приводящей к развороту самолета, в наихудшей ситуации - потере управляемости и неконтролируемому пикированию.
Блокировка включения РУ в воздухе обычно реализуется в системах управления ГТД, а также обеспечивается конструкцией РУ и ручных органов управления двигателем в кабине экипажа.
Известен способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что после касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы, которое определяют по одновременному наличию информационных сигналов «Левая опора шасси обжата» и «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», далее переводят рычаг управления реверсом (РУР), шарнирно соединенным с РУД, на площадку «Минимальная обратная тяга», что обеспечивает выдачу первого управляющего воздействия на открытие замка РУ и второго управляющего воздействия на перевод РУ из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». Определяют открытие замка и положение РУ, после открытия замка формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Замок реверса открыт», а после перевода РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверс включен». Далее переводят РУР в положение «Максимальная обратная тяга», что обеспечивает увеличение расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания и, следовательно, формирование максимального значения обратной тяги ГТД для энергичного торможения самолета.
Система управления РУ содержит механизм управления и блокировки, который в том числе предусматривает снижение режима работы ГТД до малого газа, в том случае, если створки реверса самопроизвольно переходят из заданного положения РУ. («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-132, стр. 183-197).
К недостаткам аналога следует отнести
- повышенные габариты и массу гидромеханической системы перекладки реверса, ее относительную сложность так как необходимо использование самолетной гидросистемы подачи давления;
- риск не включения РУ двигателя из-за отсутствия информационного сигнала «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата». Подобная ситуация возможна, например, при приземлении самолета с креном только на левую или правую опору шасси из-за бокового ветра и/или в условиях минимальной весовой загрузки в сочетании с повышенной скоростью движения и/или отказа одного из сигнализаторов обжатия стойки шасси. В свою очередь не включение РУ может привести к выкатыванию самолета за пределы взлетно-посадочной полосы.
Кроме того, применяемые в гидросистемах различных самолетов гидрожидкости типа НГЖ или «Skydrol» токсичны и могут причинить вред здоровью. Поэтому к гидравлической системе РУ также предъявляются повышенные требования по герметичности. В целом расходы на эксплуатацию гидромеханических РУ носят затратный характер.
Наиболее близким по технической сущности выполняемых операций и решаемой проблемы является способ управления ГТД согласно патента RU №2488706 (МПК F02C 9/00, опубл. 27.07.2013), заключающийся в том, что в течение всего полета самолета до момента его касания взлетно-посадочной полосы блокируют выдачу управляющих сигналов на включение РУ, с помощью датчика контролируют положение РУ и также диагностируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГТД на режим «Малого газа» и формируют соответствующий информационный сигнал в кабину экипажа; определяют касание самолета взлетно-посадочной полосы по наличию сигналов обжатия опор шасси, после чего переводят РУД на площадку «Малый газ», открывают замок РУ, после его открывания переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», формируют управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», далее переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД. В процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета уменьшают расход топлива, подаваемого в камеру сгорания двигателя, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД.
Кроме того, при переводе РУД на увеличение обратной тяги для гарантированной установки РУ в положение «Обратная тяга» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем.
Согласно описания прототипа управление двигателем и его РУ осуществляют электронно-гидромеханической системой автоматического управления, в состав которой входит электронный регулятор двигателя, комплект датчиков двигательных параметров, включая датчик положения РУД, частоты вращения роторов, температуры газов и т.д., датчик скорости самолета.
К основным недостаткам способа управления ГТД, выбранного за прототип, относится:
1. Недостаточная отказоустойчивость двигателя из-за того, что информация о технологии парировании самопроизвольного открытия РУ не раскрыта. В частности, прототип допускает идентификацию самопроизвольного открытия РУ тогда, когда РУ полностью переложится в открытое положение. Но из опыта эксплуатации авиационной техники известно, что позднее выявление самопроизвольного открытия РУ и запоздалые действия экипажа по парированию отказа существенно снижают отказоустойчивость двигателя и безопасность полетов, вплоть до неконтролируемого пикирования (https://ru.wikipedia.org/w/index.php?title=Катастрофа Boeing 767 в Данчанге).
2. Риск ложного определения момента касания опор шасси самолета взлетно-посадочной полосы. Так в процессе полета при возникновении ряда ситуаций, связанных, например, с коротким замыканием в цепи датчика-сигнализатора обжатия опоры (стойки) шасси или с возникновением электромагнитной помехи из-за разряда молнии, возможно ложное формирование сигнала обжатия стойки шасси. Такой отказ создает предпосылку включения РУ в воздухе, что снижает безопасность полетов.
3. Наличие блокировки увеличения расхода топлива после перевода РУД на режим «Увеличение обратной тяги» является нежелательным для условий прерванного взлета, т.к. приводит к более позднему формированию максимальной обратной тяги, когда необходимо экстренное включение РУ и торможение самолета, например, в ситуации, когда на взлетно-посадочной полосе возникло внешнее препятствие или произошел критический отказ авиационного оборудования, пожар на борту.
4. Наличие датчика скорости самолета усложняет конструкцию системы управления, как следствие снижается надежность, повышается вес системы.
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является повышение отказоустойчивости и надежности работы ГТД при самопроизвольном открытии РУ, повышение безопасности полетов.
Технической задачей изобретения является повышение отказоустойчивости и надежности работы ГТД при самопроизвольном открытии РУ, повышение безопасности полетов.
Это возможно за счет своевременного выявления частичного открытия РУ и парирования данного отказа с требуемым высоким быстродействием.
тек
уст
тек
уст
тек
уст
Техническая проблема решается тем, что в способе управления ГТД заключающемся в том, что с помощью электронного регулятора регулируют режимы работы ГТД и одновременно при нахождении самолета в воздухе блокируют выдачу управляющего сигнала на включение РУ ГТД, с помощью датчика определяют положение А подвижной части РУ и также диагностируют (контролируют) отсутствие самопроизвольного перемещения РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГТД на режим малого газа и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», после касания самолета взлетно-посадочной полосы переводят РУД на площадку минимальной обратной тяги и открывают замок РУ, формируют информационный сигнал «Замок РУ не закрыт», при этом также после перевода РУД на площадку минимальной обратной тяги из электронного регулятора двигателя в автоматическом режиме согласно заданных алгоритмов работы выдают управляющее воздействие на перевод РУ из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», после перевода РУ в положение «Обратная тяга» на основе данных датчика положения подвижной части РУ формируют информационный сигнал «РУ включено», далее переводят РУД в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, согласно изобретению дополнительно в электронном регуляторе формируют наперед заданный параметр А, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного частичного открытия РУ, сравнивают параметр А и параметр А, в случае превышения параметра А над параметром А в электронном регуляторе при положении РУД в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя до малого газа путем уменьшения расхода топлива подаваемого в камеру сгорания ГТД за минимально возможное время.
уст
уст
Кроме того, наперед заданный параметр А, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ, выбирают из условия отсутствия обратной тяги после самопроизвольного открытия РУ на величину А.
уст
тек
Кроме того, в качестве наперед заданного параметра А, используют предельно допустимое (уставочное) значение перемещения привода РУ, а в качестве параметра положения подвижной части РУ А используют измеренное значение перемещения привода РУ.
Кроме того, для измерения перемещения привода РУ решетчатого типа используют датчик линейного перемещения выдвижного штока электромеханического привода, соединенного с подвижной частью РУ.
На фиг. 1 представлена укрупненная блок-схема для реализации заявляемого способа.
Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета, датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, РУД 3 и датчик 4 измерения угла положения РУД 3, ГТД 8, в состав которого входит электронный регулятор 9 и РУ 10, содержащее замок 12 РУ, сигнализатор 11 открытия замка РУ 10 и датчик 13 положения подвижной части РУ 10.
Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета формирует первый информационный сигнал, который поступает на первый вход электронного регулятора 9 в случае обжатия стоек шасси, т.е. после приземления самолета. Датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси формирует второй информационный сигнал, который поступает на второй вход электронного регулятора 9 и также характеризует приземление передней стойкой шасси взлетной полосы.
РУД 3 является основным органом управления двигателем 8 и размещен в кабине экипажа. Каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение прямой или обратной тяги двигателя 8. Перевод РУД 3 в положение включения РУ 10 является необходимым условием для включения реверса тяги и фактически признаком намерения экипажа начать торможение самолета с помощью РУ 10.
Электронный регулятор 9 двигателя 8 представляет специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации и формирования управляющих и информационных сигналов согласно заданных алгоритмов работы.
РУ 10 является предпочтительно решетчатым, находящимся в наружном контуре двигателя 8. При включении РУ 10 его подвижный обтекатель (не показан) сдвигается назад, открывая решетки с окнами для выхода воздуха из наружного контура ГТД 8. При этом створки (не показаны) РУ 10 также перемещаются и перекрывают канал наружного контура двигателя 8, что препятствует истечению газов наружного контура (не показан) из сопла двигателя 8. Поток воздуха наружного контура (не показан) тормозится створками, затем решетками (не показаны) РУ 10, направляется в сторону, противоположную движению самолета, тем самым создавая обратную тягу.
Датчик 13 положения подвижной части РУ 10 имеет возможность измерения текущего положения подвижной части РУ 10. Кроме того, датчик 13 положения подвижной части РУ 10 представляет собой датчик линейного перемещения выдвижного штока привода, соединенного с подвижной частью РУ 10.
Также содержится информационное табло 5 «Самопроизвольное открытие РУ», информационное табло 6 «РУ включено», информационное табло 7 «Замок РУ не закрыт», которые загораются по сигналам из электронного регулятора 9.
Сигнал «Самопроизвольное открытие РУ» из электронного регулятора 9 формируется в случае, если нет условий для включения РУ 10 (самолет в воздухе, РУД 3 на площадке прямой тяги, управляющее воздействие в электронном регуляторе 9 на открытие РУ 10 отсутствует), но данные датчика 13 свидетельствуют об открытии РУ 10.
тек
уст
На фиг. 2 представлен общий вид ГТД 8 с РУ 10 и электронным регулятором 9. Здесь также проиллюстрирован общий ход А перемещения подвижной части РУ 10 из положения прямой тяги в положение обратной тяги, текущее значение параметра положения А подвижной части РУ 10 и параметр А.
Способ реализуется следующим образом. В полете управление режимами работы ГТД 8 обеспечивается путем перемещения РУД 3 в необходимое положение. При этом включение (открытие) РУ 10 в воздухе заблокировано так как механический замок 12 РУ 10 закрыт, а электронным регулятором 9 ГТД 8 заблокировано формирование управляющего воздействия на включение РУ 10 из-за отсутствия первого или второго информационных сигналов, что указывает на нахождение самолета в воздухе. Кроме того, формирование управляющего воздействия на включение РУ 10 из электронного регулятора 9 также не производится из-за нахождения РУД 3 вне зоны работы РУ 10, например, на площадке малого газа или крейсерского режима.
тек
тек
Контроль закрытого положения РУ 10 осуществляется на основе измерения параметра А по данным датчика 13 положения подвижной части РУ. В закрытом положении РУ 10 текущее значение параметра положения А=0.
тек
тек
уст
тек
уст
В случае одновременной выдачи в воздухе по какой-либо причине ложных команд на открытие замка 12 и собственно на перекладку РУ 10 произойдет самопроизвольное открытие РУ 10. Данные о перемещении РУ 10 - параметр А - поступает на вход электронного регулятора 9, в котором постоянно сравнивается параметр А с наперед заданным значением А, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ 10. В случае превышения параметра А над параметром А, как показано на фиг. 2, в электронном регуляторе 9 двигателя при положении РУД 3 в положении выше малого газа прямой тяги формируют управляющее воздействие на снижение режима работы ГТД 8 до малого газа путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД 8 за минимально возможное время.
Одновременно на выходе электронного регулятора 9 формируется сигнал в кабину экипажа на информационное табло 5 «Самопроизвольное открытие РУ». По получению данной информации экипаж выполняет необходимые действия согласно руководству по летной эксплуатации самолета. Как правило, неисправный двигатель 8 с открывающимся или открытым РУ 10 необходимо выключить.
При штатном осуществлении полета и нормальной посадке для торможения самолета экипаж переводит РУД 3 в положение обратной тяги. В соответствии с заданными алгоритмами работы электронный регулятор 9 двигателя формирует соответствующее управляющее воздействие. РУ 10 включается, происходит перекладка РУ 10 из закрытого положения в открытое (с образованием обратной тяги).
После перекладки РУ 10 и на основе данных датчика 13, контролирующего положение РУ 10, на выходе электронного регулятора 9 формируется сигнал, который поступает на информационное табло 6 «РУ включено».
Величина обратной тяги также определяется положением РУД 3. После перемещения РУД 3 на площадку «Максимальной обратной тяги» с помощью электронного регулятора 9 происходит автоматическое увеличение режима работы газогенератора двигателя 8 и величины обратной тяги до максимального значения и наиболее энергичное торможение самолета.
Однако необходимо отметить, что управляющая команда из электронного регулятора 9 на автоматическое увеличение режима работы газогенератора двигателя 8 для обеспечения максимальной обратной тяги произойдет только после формирования в электронном регуляторе 9 информационного сигнала «РУ включено», а не через наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем, как изложено в прототипе.
В конце послепосадочного пробега пилот выключает РУ 10 последовательно перемещая РУД 3 на площадку минимальной обратной тяги и далее на малый газ, затем обеспечивают руление самолета до стоянки.
Реализация системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электронно-электромеханической, электронно-гидромеханической, электрогидравлической с применением электронного цифрового устройства. В предпочтительном варианте система управления реверсом может быть электронно-электромеханической.
В качестве датчиков 1 сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета могут быть использованы, например, концевые выключатели типа АМ800К, тензодатчики, индуктивные датчики перемещения, системы сигнализации типа «WoW» (weight-on-weels - вес на колесах).
В качестве датчика 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета могут быть использованы любые известные типы датчиков частоты вращения, в том числе магнитоэлектрические, индукционные, электромагнитные и др. Однако важно, чтобы на передних колесах не было системы предварительной раскрутки колес при посадке или должны быть предусмотрены мероприятия по исключению ложных данных датчика 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси при работе заявляемого способа.
Организация передачи сигналов от блока 1, датчика 2, датчика 4 в электронный регулятор 9 двигателя может быть осуществлена, например, по цифровым каналам связи через витую пару или оптоволоконные линии связи, при этом возможно применение промежуточных самолетных блоков, осуществляющих преобразование выходных сигналов блока, датчиков в цифровой код (на схеме не показаны).
В качестве датчика 4 измерения угла положения РУД 3 могут быть использованы известные датчики углового перемещения, например, синусно-косинусные вращающиеся трансформаторы типа ДБСКТ, но предпочтительно применять индукционные датчики типа RVDT - Rotary Variable Differential Transformer. Связь датчиков RVDT с РУД 3 механическая, поэтому каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение угла поворота датчика RVDT. Обычно датчики располагают непосредственно в кабине экипажа.
В качестве электронного регулятора 9 может быть применен, например, российский электронный регулятор двигателя РЭД-14 разработки АО «ОДК-Стар», РФ, который представляет собой специализированный многопроцессорный цифровой вычислительный комплекс, работающий в реальном масштабе времени. Конструктивно электронный регулятор РЭД-14 выполнен в виде моноблока прямоугольного сечения, который размещается на корпусе двигателя 8. В электронном регуляторе 9 типа РЭД-14 происходит измерение угла поворота РУД 3, параметров температуры и давления воздуха на входе в двигатель 8, а также измерение внутридвигательных параметров, таких, например, как частота вращения роторов двигателя 8, угол поворота входного направляющего аппарата компрессора, температура газов за турбиной низкого давления 8 и др. Также в РЭД-14 осуществляется контроль входных информационных (дискретных) сигналов, необходимых для правильного автоматического управления двигателем 8. На основе полученной входной информации электронный регулятор 9 двигателя 8, в соответствии с заложенными программами управления, обеспечивает управление расходом топлива, подаваемого в камеру сгорания двигателя, регулирование положением входных направляющих аппаратов компрессора, включение и выключение РУ 10 двигателя 8 и др., что и обеспечивает в конечном итоге необходимый уровень реактивной тяги газотурбинного двигателя 8.
уст
уст
уст
Наперед заданный параметр А, характеризующий величину предельно допустимого (уставочного) значения самопроизвольного открытия РУ 10, задают в электронном регуляторе 9 в виде константы. Параметр А следует выбирать на основе численного моделирования работы ГТД 8 в динамике в составе конкретного типа самолета для различных условий полета (скоростей, высот), например, из условия отсутствия обратной тяги двигателя 8 после самопроизвольного открытия РУ 10 на величину А или/и незначительного снижения прямой тяги при частичном открытии РУ 10, но во всех ожидаемых условиях эксплуатации должна быть обеспечена безопасность полета.
При самопроизвольном открытии РУ 10 в электронном регуляторе 9 формируется управляющее воздействие на снижение режима работы двигателя 8 до малого газа, путем уменьшения расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания ГТД 8 за минимально возможное время, например, аналогично темпу сброса режима работы двигателя 8 при переводе РУД 3 на площадку малого газа за время менее 1 с. Снижение режима может произойти по любым известным законам регулирования с максимальным темпом снижения подачи топлива, но исходя из условий недопущения срыва пламени в камере сгорания.
Передача информации из электронного регулятора 9 в кабину экипажа также может осуществляться по цифровым каналам связи через витую пару или оптоволоконные линии связи, в последовательном или параллельном коде с использованием любого известного интерфейса, их реализующего.
В качестве электронного регулятора 9 может быть применен западный электронный регулятор типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control system) с функциональной структурой по типу патента RU №2556474 (МПК F02K 1/76, опубл. 10.07.2015).
В качестве РУ 10 предпочтительно применение РУ решетчатого типа. Подобная конструкция является достаточно распространенной и используется, например, в двигателе ПД-14 для самолетов МС-21, в двигателе ПС-90А для самолетов Ил-96-300 и Ту-204/214, в двигателе Rolls-Royce Trent 500 для самолета А340-500/600 и др. Но в более общем случае могут быть применены иные конструкции реверсивного устройства, например, створчатого или ковшового типа, что может несколько изменить исполнительные механизмы, однако это не относится к сущности предлагаемого изобретения.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить отказоустойчивость и надежность работы ГТД, повысить безопасность полетов за счет своевременного выявления частичного открытия реверсивного устройства и парирования данного отказа с требуемым высоким быстродействием.