Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге двухдвигательного самолета при использовании реверса тяги

Изобретение относится к авиации. На поверхности мотогондол двигателей размещают приемники статического давления. Показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол двигателей, сравнивают с показаниями штатного приемника воздушного давления во время пробега самолета с применением реверса тяги. При отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют неизменной. При появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги двигателей до тех пор, пока не устранятся указанные рассогласования. Сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями приемника воздушного давления и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги. Изобретение позволяет снизить нагрузку на экипаж на пробеге двухдвигательного самолета с использованием реверса тяги при обеспечении посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов.

 

Изобретение относится к авиации, в частности к способу регулирования величины обратной тяги авиационных газотурбинных двигателей на пробеге самолета.

Известны способы регулирования величины обратной тяги авиационных газотурбинных двигателей на пробеге самолета, при которых величину обратной тяги двигателей экипаж изменяет вручную согласно скорости пробега ("Введение ступенчатого управления реверсом тяги", изделие 154Б, бюллетень №154-3824-БУ; "Введение ступенчатого управления реверсом тяги", изделие 154М, бюллетень №154-4507БУ; "Уточнение Руководства по технической эксплуатации в части уточнения действий экипажа при посадке с применением реверса тяги двигателей с системой ступенчатого регулирования обратной тяги и измененными нижними решетками реверса", бюллетень №6-0-4 (770-БЭ-1); "Руководство по летной эксплуатации", Боинг 747, часть 1, издание 1, SAS).

К основному недостатку известных способов регулирования величины обратной тяги двигателей на пробеге самолета можно отнести увеличение нагрузки на экипаж, который должен производить изменение величины обратной тяги двигателя на определенных скоростях пробега самолета, одновременно производя действия по управлению движением самолетом на взлетно-посадочной полосе.

Целью предлагаемого изобретения является снижение нагрузки на экипаж на пробеге двухдвигательного самолета с использованием реверса тяги при обеспечении посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов.

Поставленная цель достигается тем, что:

- размещают на поверхности мотогондол двигателей приемники статического давления;

- сравнивают показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями штатного приемника воздушного давления (ПВД) во время пробега самолета с применением реверса тяги;

- при отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют неизменной;

- при появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности двигателей, и показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги двигателей до тех пор, пока не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления;

- сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями приемника воздушного давления, и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.

Техническая сущность существующего способа регулирования величины обратной тяги двигателей на пробеге самолета заключается в следующем. При использовании реверса тяги двигателей на пробеге самолета по мере снижения скорости пробега наблюдается попадание реверсивных струй и посторонних предметов с поверхности взлетно-посадочной полосы на вход в двигатели, что приводит к случаям неустойчивой работы двигателей и повреждениям рабочих лопаток компрессора. Для избежания этого реверс тяги на определенной скорости пробега самолета выключают или вручную снижают величину обратной тяги двигателей по определенной программе в зависимости от скорости пробега самолета. Данные действия по регулированию величины обратной тяги вызывают дополнительные нагрузки на экипаж.

Предлагаемый способ изменения величины обратной тяги газотурбинного двигателя позволяет снизить нагрузки на экипаж и автоматизировать процесс изменения величины обратной тяги на пробеге самолета.

После истечения струи из реверсивного устройства, когда энергия струи станет равной энергии набегающего воздушного потока, происходит разворот струи. При уменьшении скорости пробега самолета зона разворота струи приближается вперед, к входным кромкам воздухозаборника, и на определенной скорости пробега возможно попадание реверсивных струй на вход в двигатель. Для избежания попадания реверсивных струй на вход в двигатель реверс тяги либо выключают, либо уменьшают величину обратной тяги. Для наибольшей эффективности реверса тяги снижение величины обратной тяги необходимо производить при минимальном расстоянии зоны разворота реверсивных струй от входных кромок воздухозаборника. При существующем способе регулирования величины обратной тяги скорость пробега самолета, на которой необходимо производить снижение величины обратной тяги, заранее определяют в расчетных модельных или в натурных испытаниях. Однако скорость пробега самолета, на которой необходимо производить снижение величины обратной тяги, зависит от многих условий, например температуры наружного воздуха, атмосферного давления на уровне аэродрома, направления и скорости ветра, что существующий способ не учитывает.

Предлагаемый способ изменения величины обратной тяги заключается в следующем.

На поверхности мотогондол двигателей размещают приемники статического давления, показания которых сравнивают с показаниями эталонных приемников статического давления, например с приемниками статического давления, находящимися в носовой части самолета вне зоны воздействия реверсивных струй и входящих в состав штатного приемника воздушного давления (ПВД). При отсутствии воздействия реверсивных струй на поверхность мотогондол двигателей вблизи входных кромок воздухозаборников показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол, и приемников ПВД будут равны, поэтому величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют постоянной.

Появление рассогласований в показаниях указанных датчиков статического давления свидетельствует о воздействии реверсивных струй на поверхность мотогондол двигателей и приближении зоны разворота струи к входным кромкам воздухозаборников. Для избежания попадания реверсивных струй на вход в двигатели необходимо снизить интенсивность струй, для чего снижают величину обратной тяги двигателей до тех пор, пока зона разворота струи не сместится назад от входных кромок воздухозаборника и не устранится рассогласование показаний указанных приемников статического давления.

Решение указанных условий осуществляется, например, в электронном регуляторе двигателя (РЭД-90), который производит также снижение величины обратной тяги двигателей.

Снижение величины обратной тяги двигателей производится до тех пор, пока не устранится рассогласование между показаниями указанных приемников статического давления. Сравнение показаний приемников статического давления и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производится на протяжении всего пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.

Способ регулирования величины обратной тяги газотурбинных двигателей на пробеге двухдвигательного самолета при использовании реверса тяги, отличающийся тем, что, с целью снижения нагрузки на экипаж при обеспечении посадочных характеристик самолета и защищенности двигателей от попадания реверсивных струй и посторонних предметов,
размещают на поверхности мотогондол двигателей приемники статического давления;
сравнивают показания приемников статического давления, расположенных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями штатного приемника воздушного давления во время пробега самолета с применением реверса тяги;
при отсутствии рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления величину обратной тяги внутренних двигателей оставляют неизменной;
при появлении рассогласований между показаниями приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, и показаниями приемника воздушного давления производят снижение величины обратной тяги двигателей до тех пор, пока не устранятся указанные рассогласования;
сравнение показаний приемников статического давления, установленных на поверхности мотогондол двигателей, с показаниями приемника воздушного давления и изменение величины обратной тяги авиационных двигателей производят на протяжении пробега самолета вплоть до выключения реверса тяги.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к размещению силовых установок на летательном аппарате. .

Изобретение относится к области авиационной техники. .

Изобретение относится к управлению двигателями самолета. Способ синхронизации двигателей самолета с помощью логики активации, предназначенной для проверки условий безопасности и/или активации для применения синхронизации, где логика активации определяет деактивированное состояние, состояние готовности и активированное состояние. Способ дополнительно включает переход синхронизации из деактивированного состояния в состояние готовности, когда команда на активацию дана пилотом самолета; переход синхронизации из состояния готовности в активированное состояние, когда определенные условия безопасности и/или активации выполнены и переход синхронизации из активированного состояния или состояния готовности в деактивированное состояние, когда команда на деактивацию подана пилотом или когда условия безопасности не выполнены. Снижается риск для двигателей. 9 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к силовым установкам летательных аппаратов. Способ синхронизации и обеспечения симметрии тяги воздушных винтов (1) силовой установки летательных аппаратов заключается в том, что в случае отказа одного из двигателей внутреннего сгорания (2) муфта свободного хода (4) отключает его от кинематической схемы. При этом на блок управления (7) поступает сигнал от датчика отказа (6). На другом двигателе внутреннего сгорания (2) контроллер управления переменным током (8) обеспечивает загрузку мотор-генератора (5), работающего в режиме генератора, и передачу электроэнергии на мотор-генератор (5) винтомоторной группы отказавшего двигателя, который начинает работать в режиме электродвигателя. Изобретение повышает безопасность полетов и уменьшает взлетную дистанцию летательного аппарата. 3 н. и 4 з.п. ф-лы, 4 ил.

Изобретение относится к авиации

Наверх