Способ включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета
METHOD FOR SWITCHING ON THE REVERSING DEVICE OF A GAS TURBINE ENGINE WHEN LANDING AN AIRCRAFT

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, в частности к способам автоматического управления газотурбинным двигателем (ГТД) с применением реверса тяги.
В настоящее время практически на всех типах пассажирских и транспортных самолетах, оснащенных ГТД, применяются реверсивные устройства, которые по команде экипажа с использованием систем управления изменяют направление реактивной струи двигателя на противоположное, тем самым создавая обратную тягу двигателя и торможение самолета при посадке.
Известен способ включения реверсивного устройства турбореактивного двухконтурного двигателя, 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 механического замка реверса, также с помощью РУР через механическую систему тяг и рычагов выдают второе управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга». С помощью концевых переключателей определяют открытие механического замка реверсивного устройства и положение подвижных элементов реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Замок реверса открыт», после перевода реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» 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, максимальную величину обратной тяги газотурбинного двигателя («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., изд. М.: Либра-К, 2007, стр. 101-112, стр. 183-197).
В результате включения реверсивного устройства на режим «Максимальная обратная тяга» происходит энергичное торможение самолета. При достижении самолета заранее заданной скорости пробега, при которой возможно попадание реверсивных струй газов в двигатель, экипаж переводит РУР в положение минимальной обратной тяги, далее по мере необходимости реверсивное устройство выключают и переводят двигатель на режим малого газа (прямой тяги) для руления самолета до стоянки.
К недостаткам аналога следует отнести:
- сложность гидромеханической системы управления реверсивным устройством; применение специального рычага управления реверсом тяги, а также механической системы тяг и рычагов для управления реверсивным устройством, что может снизить надежность включения реверса из-за возможных поломок, перекосов или заеданий механических элементов;
- риск позднего включения или не включения реверсивного устройства двигателя при посадке самолета из-за необходимости одновременного наличия информационных сигналов «Левая опора шасси обжата» и «Правая опора шасси обжата». Подобная ситуация возможна, например, при приземлении самолета с креном (только на левую или правую опору шасси) и/или в условиях минимальной весовой загрузки, что может вызвать несрабатывание или позднее срабатывание хотя бы одного из двух датчиков-сигнализаторов обжатия стойки шасси. В свою очередь позднее включение или не включение реверсивного устройства одновременно с поздним задействованием воздушной тормозной системы (спойлеров) и/или тормозов стоек шасси и в сочетании с неблагоприятными факторами (нестабилизированный заход на посадку, короткий размер взлетно-посадочной полосы, наличие на ней осадков и др.) может привести к выкатыванию самолета за пределы взлетно-посадочной полосы и даже к разрушению самолета.
Наиболее близким по конструктивной реализации к заявляемому изобретению является способ управления реверсивным устройством авиационного двигателя при торможении самолета согласно патенту (RU №2719778, МПК F02K 1/76, опубл. 23.04.2020). Данный способ включения реверсивного устройства авиационного двигателя заключается в том, что электронным регулятором двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя и одновременно блокируют выдачу управляющих сигналов на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя при нахождении самолета в воздухе (до момента касания взлетно-посадочной полосы); после касания самолетом взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию первого информационного сигнала обжатия опор шасси типа «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты» с использованием датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, после этого формируют информационный сигнал «Обратная тяга» и открывают механический замок реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт»; при этом после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги и одновременном наличии информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты», «Обратная тяга», «Замок реверсивного устройства не закрыт», в автоматическом режиме из электронного регулятора двигателя выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, далее по мере необходимости реверсивное устройство выключают.
Указанный способ включения реверсивного устройства содержит следующий недостаток. В случае захода на посадку с превышением посадочной горизонтальной/вертикальной скорости, например, из-за ошибки пилотирования или при резком изменении скорости и направления ветра по курсу посадки; после кратковременного касания самолета возможен его отскок (отделение) от взлетно-посадочной полосы. В результате после непродолжительного прохождения первого и второго информационных сигналов, характеризующих обжатие стоек шасси, возможно их снятие и как следствие автоматическое блокирование включения реверсивного устройства в ситуации, когда пилоту, с учетом особенностей полетной обстановки, требуется осуществить энергичное торможение самолета за счет включения реверса тяги.
Блокировка включения реверсивного устройства может привести к выкатыванию самолета за пределы взлетно-посадочной полосы и к разрушению самолета. Авария самолета может возникнуть и при чрезмерных перегрузках, возникающих при прогрессирующем козлении самолета для которого характерно возрастание амплитуды подскоков (до 3…7 метров и более).
Технической проблемой, решение которой обеспечивается только при осуществлении предлагаемого изобретения и не может быть реализовано при использовании прототипа, является недостаточная надежность включения реверсивного устройства авиационного двигателя при посадке самолета с отскоком от взлетно-посадочной полосы и недостаточная безопасность полета в целом.
Технической задачей изобретения является повышение надежности включения реверсивного устройства авиационного двигателя при посадке самолета с отскоком от взлетно-посадочной полосы и повышение безопасности полета.
Это возможно за счет кратковременного снятия блокировки включения реверсивного устройства в различных вариантах.
Техническая проблема решается тем, что в способе включения реверсивного устройства газотурбинного двигателя при посадке самолета заключающемся в том, что электронным регулятором газотурбинного двигателя регулируют тягу газотурбинного двигателя и одновременно блокируют выдачу управляющих сигналов на включение реверсивного устройства газотурбинного двигателя при нахождении самолета в воздухе (до момента касания взлетно-посадочной полосы); после касания самолетом взлетно-посадочной полосы, которое определяют по наличию первого информационного сигнала обжатия опор шасси типа «Две или три опоры шасси обжаты» или второго информационного сигнала «Шасси обжаты» с использованием датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, переводят рычаг управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги, открывают механический замок реверсивного устройства, после открытия механического замка формируют информационный сигнал «Замок реверсивного устройства не закрыт»; при этом после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги в автоматическом режиме из электронного регулятора двигателя выдают управляющее воздействие на перевод реверсивного устройства из положения «Прямая тяга» в положение «Обратная тяга», контролируют (диагностируют) положение реверсивного устройства с помощью датчика положения подвижных элементов реверсивного устройства, формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Реверсивное устройство включено» после перевода реверсивного устройства в положение «Обратная тяга», переводят рычаг управления двигателем в положение, необходимое для достижения требуемой величины обратной тяги, и автоматически устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению рычага управления двигателем, согласно изобретению осуществляют диагностику отскока самолета от взлетно-посадочной полосы, в случае выявления отскока самолета от взлетно-посадочной полосы в электронном регуляторе двигателя кратковременно снимают блокировку управляющего воздействия на включение реверсивного устройства, при этом включение реверсивного устройства осуществляют после перевода рычага управления двигателем на площадку минимальной обратной тяги независимо от наличия информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты».
Кроме того, согласно изобретению, диагностику отскока самолета от взлетно-посадочной полосы осуществляют по формированию и снятию информационных сигналов «Две или три опоры шасси обжаты» или «Шасси обжаты».
Кроме того, восстановление блокировки управляющего воздействия на включение реверсивного устройства осуществляют после перевода рычага управления двигателем из положения обратной тяги в положение прямой тяги.
Кроме того, восстановление блокировки управляющих сигналов на включение реверсивного устройства осуществляют на заранее установленное время τ после диагностики отскока самолета от взлетно-посадочной полосы.
Кроме того, согласно изобретению, параметр τ составляет значение 5…10 с.
Данного времени τ достаточно для определения летчиком факта касания самолета взлетной полосы и последующего включения (активации) реверсивного устройства газотурбинного двигателя. С другой стороны, это время τ не может носить неограниченный характер, т.к. возможен уход самолета на второй круг и даже уход на запасной аэродром; в обеих таких ситуациях блокировка включения реверсивного устройства в воздухе должна восстановиться и обеспечиваться.
На фиг. 1 представлена укрупненная блок-схема реализации заявляемого способа.
Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек (опор) шасси самолета, датчик 2 частоты вращения колеса передней стойки шасси самолета, РУД 3 и датчик 4 измерения угла положения рычага управления двигателем, модуль 5 формирования информационного сигнала «Обратная тяга», газотурбинный двигатель 6, в состав которого входит электронный регулятор 7 и реверсивное устройство 8, содержащее механический замок 9 реверсивного устройства, сигнализатор 10 открытия замка реверсивного устройства и датчик 11 положения створок реверсивного устройства.
Блок 1 датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета формирует первый информационный сигнал, который поступает на первый вход электронного регулятора 7 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 7 и также характеризует приземление передней стойкой шасси на взлетную полосу. Выходной сигнал датчика 4 положения рычага управления двигателем и выходной сигнал модуля 5 формирования информационного сигнала «Обратная тяга» также подаются на вход электронного регулятора 7.
Способ реализуется следующим образом. В полете управление реактивной тягой (режимами работы) газотурбинного двигателя 6 обеспечивается путем перемещения рычага 3 управления двигателем в необходимое положение. При этом включение реверсивного устройства 8 в воздухе заблокировано, так как механический замок 9 реверсивного устройства 8 закрыт, а электронным регулятором 7 двигателя 6 заблокировано формирование управляющего воздействия на включение реверсивного устройства 8 по команде пилота из-за отсутствия первого или второго информационных сигналов, что указывает на нахождение самолета в воздухе. Включение реверсивного устройства 8 также не производится, из-за нахождения РУД 3 вне зоны работы реверсивного устройства, например, на площадке малого газа или крейсерского режима.
При нормальной посадке самолета (без отскока от взлетно-посадочной полосы) включение реверсивного устройства осуществляется по известному алгоритму, подробно изложенном в прототипе, а именно путем перевода РУД 3 на площадку минимальной обратной тяги и далее сразу после приземления формирования первого или второго информационных сигналов, характеризующих обжатие опор шасси, формирования сигналов «Обратная тяга», «Замок реверсивного устройства не закрыт» и выдачи соответствующего управляющего воздействия из электронного регулятора 7 в реверсивное устройство 8.
При посадке самолета с отскоком от взлетной полосы происходит кратковременное прохождение первого и/или возможно второго информационных сигналов (в зависимости от скорости вращения переднего колеса). Поступление и снятие этих сигналов фиксируется в кабине экипажа и также регистрируется электронным регулятором 7 двигателя 6, в котором происходит диагностика отскока самолета и снятие блокировки включения реверсивного устройства. В такой ситуации после отскока и в случае перевода РУД 3 на площадку минимальной обратной тяги произойдет снятие блокировки и включение реверсивного устройства 8 (перекладка в положение «Обратная тяга») независимо от сигналов обжатия опор шасси. Как результат - необходимое торможение самолета.
В конце послепосадочного пробега пилот выключает реверсивное устройство 8, последовательно перемещая РУД 3 на площадку минимальной обратной тяги и далее на малый газ прямой тяги. В результате происходит перекладка реверсивного устройства 8 в положение прямой тяги и одновременно блокировка включения реверса восстанавливается.
Восстановление блокировки управляющих сигналов на включение реверсивного устройства 8 может быть реализовано по другому варианту - по окончании заранее установленного времени τ после диагностики отскока самолета от взлетно-посадочной полосы.
Реализация системы управления реверсом также может быть любой известной, например, электронно-электромеханической, электронно-гидромеханической, электрогидравлической или электропневматической с применением электронного цифрового устройства. В предпочтительном варианте система управления реверсом может быть электронно-электромеханической.
В качестве датчиков-сигнализаторов обжатия стоек шасси самолета 1 могут быть использованы любые известные устройства, 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 с датчика частоты вращения колеса передней стойки шасси при работе заявляемого способа.
Специалистам в области самолетостроения понятно, что организация передачи информации (сигналов) от блока 1 и датчика 2 в электронный регулятор 7 двигателя 6 может быть осуществлена, например, по цифровым каналам связи через витую пару или оптоволоконные линии связи, в последовательном или параллельном коде с использованием любого известного интерфейса, их реализующего. При этом возможно применение промежуточных самолетных блоков, осуществляющих преобразование выходных сигналов блока 1 и датчика 2 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 механическая, поэтому каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение угла поворота датчика RVDT. Датчики располагают непосредственно в кабине экипажа для управления реактивной тягой двигателей. Каждому угловому положению РУД 3 соответствует определенное значение тяги двигателя. Перевод РУД 3 в положение включения реверсивного устройства 8 является необходимым условием для включения реверса тяги и фактически признаком намерения экипажа начать торможение самолета с помощью реверсивного устройства 8.
В качестве электронного регулятора 7 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. В электронном регуляторе 7 типа РЭД-14 происходит измерение угла поворота РУД 3, параметров температуры и давления воздуха на входе в двигатель 6, а также измерение внутридвигательных параметров, таких, например, как частота вращения роторов двигателя, угол поворота входного направляющего аппарата компрессора, температура газов за турбиной низкого давления и др. (на фиг. 1 не показаны). Также в РЭД-14 осуществляется контроль входных информационных (дискретных) сигналов, необходимых для правильного автоматического управления двигателя. На основе полученной входной информации электронный регулятор двигателя, в соответствии с заложенными программами управления, обеспечивает управление расходом топлива подаваемого в камеру сгорания двигателя, регулирование положением входных направляющих аппаратов компрессора, включение и выключение клапанов перепуска воздуха, включение и выключение реверсивного устройства двигателя и др., что и обеспечивает в конечном итоге необходимый уровень реактивной тяги газотурбинного двигателя 6.
В качестве электронного регулятора 7 может быть применен западный электронный регулятор типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control system) с функциональной структурой по типу патента RU №2556474 (МПК F02K1/76, опубл. 10.07.2015).
Специалистам в области автоматического управления с помощью цифровых систем ясно, что в случае использования алгоритма снятия блокировки на время τ, на основе опыта эксплуатации данного типа самолет, а константа τ может быть оперативно скорректирована путем изменения программного обеспечения электронного регулятора 7.
В качестве реверсивного устройства 8 предпочтительно применение реверсивного устройства 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 Д-18Т для самолета АН-124 «Руслан», в двигателе Rolls-Royce Trent 500 для самолета А340-500/600, в двигателе V2500 для самолета А320-100/200 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.
В качестве механического замка 9 может быть применен замок по типу технического решения, раскрытого в патенте RU №2669452 (МПК: F02K 1/76, F02K 1/766, опубл. 11.10.2018).
В качестве датчика 11 положения подвижных элементов реверсивного устройства 8 могут быть применены любые известные датчики линейного перемещения выдвижного штока реверсивного устройства или иного типа.
Таким образом, предлагаемое изобретение с вышеуказанными отличительными признаками, в совокупности с известными признаками, позволяет повысить надежность включения реверсивного устройства авиационного двигателя при посадке самолета с отскоком от взлетно-посадочной полосы и повышение безопасности полета.