Система управления турбореактивным двигателем с реверсом тяги

 

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления турбореактивными двигателями с реверсом тяги. Целью изобретения является повышение безопасности полетов путем улучшения приемистости по тяге турбореактивного двигателя с реверсом тяги во время посадки самолета. Система управления содержит рычаг 1, рычаг 4 управления реверсом, рычаг 6 управления турбокомпрессором, упоры малого газа 7 и взлетного режима 9. При перемещении рычага 1 вперед (влево) рычаг 6 управления год действием упора 7 малого газа также перемещается вперед до положения взлетного режима двигателя. Рычаг 4 управления реверсом также поворачивается совместно с упором 7. При этом в итоге поворачиваются и створки реверса. Таким образом осуществляются одновременные вывод двигателя на взлетный режим и синхронное увеличение реверса. Причем система обеспечивает во время переключения сохранение исходной тяги двигателя за счет компенсации увеличения тяги турбокомпрессора соответствующим повышением реверсирования. Поскольку после переключения турбокомпрессор работает на взлетном режиме, то можно быстро изменять тягу, меняя степень реверсирования, 5 ил.

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления турбореактивными двигателями с реверсом тяги. Целью изобретения является повышение безопасности полетов путем улучшения приемистости по тяге турбореактивного двигателя с реверсом тяги во время посадки самолета. На фиг. 1 представлена схема системы управления; на фиг. 2 сечение А - А на фиг. 1; на фиг. З вид по стрелке Б на фиг. 2; на фиг. 4 вид по стрелке В на фиг. 1; на фиг. 5 сечение Г Г на на фиг. 4. Система управления содержит рычаг 1 с защелкой 2, расположенные на пульте З. На пульте 3 установлены рычаг 4 управления реверсом тяги двигателя, сочлененный с тягой 5 осью, рычаг 6 управления двигателем (турбокомпрессором), упор 7 малого газа двигателя 8 и упор 9 взлетного режима двигателя. В систему входят золотник 10 подвода давления в систему через дроссель 11 к управляющему золотнику 12 и золотнику 13, расположенным в корпусах 14 и 15, Рычаг 6 сочленен с тягой 16, которая подвижно соединена через вилку с управляющим золотником 12. Гибкий шланг 17 одним концом соединен с корпусом 14, а другим - с гидроцилиндром 18, в котором с одной стороны поршня установлена пружина 19, Гидроцилиндр 20 служит для перемещения створок 21 реверса тяги, соединен с ними через серьги 22 и взаимодействует с втулкой 23, тягой 24 и рычагом втулки 25 обратной связи. Кнопка 26 на штурвале 27 управления самолетом, соленоид 28 и золотник 29 с проводами образуют систему экстренного выключения реверса тяги. Система управления действует следующим образом. При необходимости рычаг 1 после вывода верхнего зуба защелки 2 из стопорного отверстия на пульте 3 и ввода нижнего ее зуба в стопорное отверстие в торце оси, сочленяющей рычаг 4 и тягу 5, передвигается вперед (влево) на угол . При этом рычаг 6 управления двигателем под действием упора 7 малого газа также перемещается вперед до положения взлетного режима двигателя 8. Упоры 7 и 9 выполнены заодно с рычагом 1 и также поворачиваются на угол a.. Рычаг 4, управления реверсом поворачивается совместно с упором 7 вокруг общей с тягой 5 оси, так как сочленен с упором 7 осью. Выполненный связанным с осью рычага 1 золотник 10, повернувшись на угол , соединяет канал а подвода давления с каналом б и перекрывает канал в слива. Жидкость из канала б проходит через дроссель 11 к управляющему золотнику 12 и золотнику 13 через каналы в корпусах 14 и 15 соответственно. Золотник 12, поворачиваясь от рычага 6 и тяги 16, действующих через вилку при повороте рычага 1, пропускает жидкость через свои каналы и отверстия в корпусе 14 в гибкий шланг 17 и из него в гидроцилиндр 18. Под действием давления жидкости корпус гидроцилиндра начинает перемещаться, сжимая пружину 19 и поворачивая золотник 13. Подведенное по каналу б к золотнику 13 давление жидкости по его каналам и отверстиям в корпусе 15 подается в канал г и из него в гидроцилиндр 20, шток которого перемещается на некоторую величину, заданную положением рычага 6 управления двигателем. Слив из гидроцилиндра 20 производится через канал д, отверстия в корпусе 15 и канал в золотнике 13 в канале слива. Шток гидроцилиндра 20 перемещает створки 21 реверса до положения, заданного рычагом 6, за счет того, что шток при своем движении через серьгу 22 воздействует на втулку 23 обратной связи, которая в нужный момент перекрывает каналы в золотнике 13. Одновременно воздействуя тягой 24 на втулку 25 обратной связи, шток прекращает подачу давления в шланг 17 и корпус гидроцилиндра 18 при застопоренной тяге 5 нижним зубом защелки 21, Таким образом, при помощи дросселя 11, регулирующего скорость движения жидкости в соответствии с нарастанием оборотов двигателя, и поворота втулок 23 и 25 обратной связи производится синхронизация нарастания тяги турбокомпрессора при повороте рычага 6 и возрастания обратной тяги реверса, в результате чего во время поворота рычага 1 сохраняется постоянная по величине разность между тягой турбокомпрессора и тягой реверса. При достижении рычагом 6 крайнего переднего положения нижний зуб защелки 2 выводится из отверстия в торце оси рычага 4 и тяги 5, рычаг 4 занимает положение, удобное для пользования им. С этого момента управление скоростью полета производится поворотом рычага 4: вперед - увеличение тяги (скорости), назад уменьшение. Крайние положения рычага могут соответствовать полному выключению реверса или максимальной отрицательной тяге его. После касания колес самолета посадочной полосы рычаг 4 переводится в режим оптимального торможения самолета, затем рычаг 1 и вся система приводятся в исходное положение. В случае необходимости скорейшего выключения реверса нажимается кнопка 26 на штурвале 27 управления самолетом для подачи электропитания на соленоид 28, который переключает золотник 29, за счет чего через трубопроводы малого гидравлического сопротивления подается давление в правую полость гидроцилиндра 20 и производится слив из его левой полости, створки реверса очень быстро переходят в положение "Выключено", обратная тяга исчезает, а двигатель уже имеет обороты взлетного режима. Происходит быстрое нарастание тяги.

Формула изобретения

Система управления турбореактивным двигателем с реверсом тяги, содержащая пульт с рычагами и тягами управления турбокомпрессором и реверсом тяги, гидроцилиндры с управляющими золотниками для перемещения створок реверса и изменения режима турбокомпрессора, отличающаяся тем, что, с целью повышения безопасности полетов путем улучшения приемистости по тяге турбореактивного двигателя с реверсом тяги во время посадки самолета, система управления снабжена рычагом переключения управления тягой двигателя с рычага управления турбокомпрессором на рычаг управления реверсом, тяга управления реверсом выполнена с встроенным гидроцилиндром, управляющие золотники для перемещения створок реверса и изменения режима турбокомпрессора снабжены корпусами с втулками обратной связи, при этом система снабжена электромеханической подсистемой экстренного выключения реверса с вводом ее в действие от кнопки на штурвале управления самолетом, причем переключение управления тягой двигателя с рычага управления турбокомпрессором на рычаг управления реверсом обеспечивает одновременные вывод турбокомпрессора на взлетный режим и синхронное увеличение реверса при сохранении исходной тяги двигателя, тяга управления реверсом соединена с управляющим золотником для перемещения створок реверса через встроенный в нее гидроцилиндр, взаимодействующий с золотником для изменения режима турбокомпрессора, а втулки обратной связи соединены с гидроцилиндром створок реверса.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

MM4A Досрочное прекращение действия патента Российской Федерации на изобретение из-за неуплаты в установленный срок пошлины за поддержание патента в силе

Дата прекращения действия патента: 26.10.1994

Номер и год публикации бюллетеня: 29-2001

Извещение опубликовано: 20.10.2001        




 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления запуском двигателей

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления силовыми установками

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления запуском двигателей

Изобретение относится к области авиационной техники, а именно к системам управления силовыми установками летательных аппаратов, где требуется автоматизированное коммутирование блокировочных электроцепей при ручном управлении двигателями

Изобретение относится к машиностроению, а именно к силовым установкам летательных аппаратов на динамической воздушной подушке

Изобретение относится к авиационной технике

Изобретение относится к органам управления транспортными средствами

Изобретение относится к области авиационной техники

Изобретение относится к судостроению, в частности к системам управления воздушными винтами изменяемого шага (ВИШ) судов на воздушной подушке (СВП)

Изобретение относится к авиации, а именно к системам и устройствам управления самолетом и его агрегатами

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате

Изобретение относится к системам управления и может быть использовано, в частности, в системах управления силовыми установками летательных аппаратов, например, вертолетов

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к системам управления турбореактивными двигателями с реверсом тяги

Наверх