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CN111655990A - 用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法 - Google Patents

用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及飞机除冰系统。航空燃气涡轮发动机上的防结冰系统的控制方法，包括：使用单元(1)记录飞机结冰，通过单元(2)将结冰数据从飞机系统传输到燃气涡轮发动机的电子控制器(4)，抽吸来自燃气涡轮发动机的压缩机的加热空气，通过电子控制器发送控制信号以打开阀。也检查从飞机系统到发动机电子控制器的数据传输的正确性，使用位于燃气涡轮发动机的进气口处的传感器(5)测量发动机进气口处的空气温度，将测定的发动机进气口处的空气温度与预设的极限值进行比较，在同时检测到数据传输失败和当前温度值小于给定值的情况下将加热空气引导到进气口。本发明提高了在结冰条件下燃气涡轮的运行可靠性。

Description

用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法
技术领域
本发明涉及航空燃气涡轮发动机的控制方法，具体涉及航空燃气涡轮发动机的进气装置(进气口)的防结冰系统的控制方法。
背景技术
如果飞机在具有低温和过大湿度的大气层中飞行，则飞机及其动力单元的表面上可能会结冰。积冰不仅会增加重量，而且还会大大损害飞机的空气动力学性能。此外，航空燃气涡轮发动机的进气装置和/或压缩机的结冰可能会导致效率降低和压缩机运行稳定性裕度减小，并且在结冰的情况下会导致其叶片失效。因此，当今的飞机和航空燃气涡轮发动机广泛使用了热防结冰系统。
一种控制电气防结冰系统的方法从涡轮喷气发动机机舱的进气口除冰(专利RU250171，IPC B64D 15/12，2013年12月20日公开)。被看作模拟的方法的本质在于从飞机中央控制单元获取外部飞行条件的数据，生成与所获得的飞行条件相对应的热控制模型，并且基于所选择的热控制模型来向电阻器加热元件供应所需的电功率。
该原型的缺点是电加热器系统的复杂性和高维护工时，包括在对电阻器元件和电气通信线路进行故障排除期间。此外，基于所采用的热模型的防结冰系统的运行效率假设其具有很高的可靠性和稳健性，如果外部飞行条件参数的传感器发生故障或飞机中央控制单元的数据传输系统存在潜在故障，则可能无法始终提供这种高可靠性和稳健性。
已知使用一种控制飞机燃气涡轮发动机的进气口的除冰系统的方法(专利EP3034813，IPC F01D21/00，F02C7/047，2016年6月22日公开)作为原型。
在上述方法中，记录飞机结冰，飞机结冰的数据从飞机系统传输到燃气涡轮发动机的电子控制器，并且电子控制器为滑阀的打开供应控制信号，从而确保根据许多温度传感器的数据来从压缩机向燃气涡轮发动机进气口供应加热空气。
已知方法的缺点是其与许多用于监测进气口热状态的附加温度传感器的存在有关的复杂性、过大的成本和操作费用。
发明内容
要求保护的本发明的技术问题是在飞机结冰数据传输失败的情况下提高燃气涡轮发动机在结冰条件下的可靠性。
通过以下事实实现了技术结果：在飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的控制方法中，包括：记录飞机结冰，将结冰数据从飞机系统传输到燃气涡轮发动机的位于其壳体上的电子控制器，形成来自燃气涡轮发动机压缩机的加热空气分支，电子控制器供应用于打开滑阀的控制信号，从而确保在飞机结冰数据可用的情况下将加热空气从压缩机供应到燃气涡轮发动机的进气口，根据本发明，另外，监测从飞机系统到发动机电子控制器的数据传输的可用性/正确性，使用位于燃气涡轮发动机的进气口处的传感器测量发动机进气口处的温度T发动机进气口，将测定的发动机进气口处的空气温度T发动机进气口与预设的极限值T极限值进行比较，并且在同时检测到来自飞机系统的数据传输失败和当前T发动机进气口小于T极限值的情况下，将加热空气从压缩机供应到燃气涡轮发动机进气口。
此外，根据本发明，预设的极限值T极限值等于10℃。
此外，根据本发明，在发动机电子控制器中执行发动机进气口处的空气温度T发动机进气口的测量、测定的发动机进气口处的空气温度T发动机进气口与预设的极限值T极限值的比较、飞机系统的数据传输系统的可用性的监测。
此外，根据本发明，从飞机系统到电子控制器的数据根据双极顺序代码接口经由代码通信线传输。
在提出的本发明中，与原型相反，监测从飞机系统到发动机电子控制器的数据传输的可用性，使用位于燃气涡轮发动机的进气口处的传感器测量发动机进气温度T发动机进气口，将测定的发动机进气口空气温度T发动机进气口与预设极限值T极限值进行比较，并且在同时检测到来自飞机系统的数据传输失败和当前T发动机进气口小于T极限值的情况下，将加热空气从压缩机供应到燃气涡轮发动机的进气口，这使得在飞机的数据传输的飞机系统失效并且发动机结冰的情况下由于发动机电子控制器中对发动机进气口空气温度的测量而使发动机防结冰系统能够运行。
此外，与原型不同，预设极限值T极限值等于10℃，这使得可以消除压缩机叶片和机舱结冰的可能性。
此外，与原型不同，在发动机电子控制器中进行发动机进气口空气温度T发动机进气口的测量、测定的发动机进气口空气温度与预设的极限值T极限值的比较、监测飞机系统的数据传输系统的可用性，在代码通信线路出现故障的情况下，所述发动机电子控制器可以使用自动控制系统中包括的标准装置来诊断可能的发动机结冰，而无需使用另外的测量系统和传感器。
此外，与原型不同，根据双极顺序代码接口经由代码通信线将数据从飞机系统传输到电子控制器，这减小了用于飞机和发动机的布线的重量。
附图说明
附图示出了实施所要求保护的方法的装置的结构示意图。
具体实施方式
单元1检测(诊断)飞机结冰，并将来自单元1的输出端的存在结冰的输出信号供应单元2的输入端。
各种结冰指示器——例如，基于传感器的谐振频率在其结冰期间变化的测量结果的机械指示器，或电热、超声波、电容器、光学指示器等——可以用作结冰检测单元。
单元2是通用飞机设备控制系统(GAECS)，其确保飞机系统的工程状态的控制、报警和监测，包括结冰信息的接收以及将结冰数据传输到发动机电子控制器–单元4。
一般而言，GAECS被设计用于控制和监测(飞行和地面)通用飞机设备的工程状态，向接口设备和机组人员提供飞机系统状态所需的信息：液压系统，氧气系统，起落架伸缩装置，燃料系统，推进动力单元，辅助动力单元，机翼防结冰系统，防火系统等。
元件3是电气通信线路，其确保结冰数据从单元2传输到单元4的输入端。数据作为双极性顺序代码传输。
单元4是发动机电子控制器，例如FADEC型，它是确保控制燃气涡轮发动机的所有运行模式的专用电子数字计算机。
除其它功能外，发动机电子控制器还使用单元5测量发动机进气口空气温度T发动机进气口，将测定的发动机进气口温度与预设的极限值T极限值进行比较，监测结冰数据传输的可用性，并且在同时检测来自飞机系统的数据传输失败并且T发动机进气口的当前值小于T极限值的情况下生成相关的控制信号以从压缩机供应加热空气。
单元5是发动机进气口空气温度传感器。该传感器位于发动机进气口的空气通道中，并且是与发动机电子控制器(单元4)接口的主信息传感器的标准组的构成部件。
该设备操作如下。
如果飞机在结冰条件下飞行，则相关的结冰信号在单元1的输出端生成，并输出到飞机设备控制系统的入口——单元2的输入端。结果，结冰信息经由作为双极顺序代码接口的代码通信线供应给发动机电子控制器的输入端。
在结冰信号到达的情况下，发动机电子控制器自动生成控制信号，从而确保(致动)加热空气从压缩机经由管道输送到燃气涡轮发动机的进气口。加热效果引起除冰。
在结冰数据传输失败的情况下，例如，由于通信线路3断开，电子控制器立即检测到该故障并测量发动机进气口空气温度T发动机进气口，将测定的发动机进气口空气温度T发动机进气口与预设的极限值T极限值进行比较，并且在同时检测到来自飞机系统的数据传输失败和当前T发动机进气口小于T极限值的情况下，将加热空气从压缩机供应到燃气涡轮发动机的进气口。因此，确保了在用于结冰数据传输的飞机系统出现故障的情况下燃气轮机在结冰条件下的可靠运行。
为适用于预期的燃气涡轮发动机，现场试验台测试已充分证实了要求保护的方法的功能可用性。
用于实现要求保护的方法的方法是预期发动机的电子控制器，其是配备有与传感器、信号设备、致动器以及发动机和飞机系统接口的装置的专用实时数字计算机。电子发动机控制器确保在32位字的64字包裹中以100kBaud的速率从飞机系统接收编码信息。
预期发动机的电子控制器还提供了根据来自驾驶舱的命令手动强制致动进气口防结冰系统的可能性。
发动机进气口空气温度是使用热敏电阻传感器测量的，其工作原理基于金属根据环境空气温度改变其欧姆电阻的特性。但一般而言，可以使用具有不同操作原理的传感器。
用于进气加热的空气取自预期发动机高压压缩机的中间级。
模拟GAECS操作的装置是服务试验台设备。
因此，具有上述特征的所提出的发明的实施方案结合要求保护的发明的已知特征，在飞机和发动机结冰数据传输系统故障的情况下，利用发动机电子控制器中的发动机进气口空气温度测量，提高了燃气涡轮发动机在结冰条件下的运行可靠性。

Claims (4)

1.一种用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法，包括：记录飞机结冰，将结冰数据从飞机系统传输到所述燃气涡轮发动机的安装在壳体上的电子控制器，产生从所述燃气涡轮发动机的压缩机排出的加热空气，电子控制器为滑阀的打开提供控制信号，从而确保在飞机结冰的数据可用的情况下将加热空气从所述压缩机供应到所述燃气涡轮发动机的进气口，其特征在于，另外监测从所述飞机系统到发动机电子控制器的数据传输的可用性，使用安装在燃气涡轮发动机进气口处的传感器测量发动机进气口空气温度T发动机进气口，将测定的发动机进气口空气温度T发动机进气口与预设的极限值T极限值进行比较，并且在同时检测到来自所述飞机系统的数据传输失败和当前T发动机进气口小于T极限值的情况下将加热空气从所述压缩机供应到所述燃气涡轮发动机的进气口。
2.根据权利要求1所述的用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法，其特征在于，所述预设的极限值T极限值等于10℃。
3.根据权利要求1所述的用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法，其特征在于，在所述发动机电子控制器中进行发动机进气口温度T发动机进气口的测量、测定的发动机空气温度与所述预设的极限值T极限值的比较、来自所述飞机系统的数据传输的监测。
4.根据权利要求3所述的用于控制飞机燃气涡轮发动机进气口的防结冰系统的方法，其特征在于，根据双极顺序代码接口经由代码通信线将数据从所述飞机系统传输到所述电子控制器。
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