Способ управления электрической противообледенительной системой



Способ управления электрической противообледенительной системой
Способ управления электрической противообледенительной системой
Способ управления электрической противообледенительной системой

 


Владельцы патента RU 2501717:

ЭРСЕЛЬ (FR)

Изобретение относится к области авиации, в частности к способу контроля и управления, по меньшей мере, одним резистивным нагревательным элементом (1), входящим в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающемуся тем, что он включает этапы: получение параметров наружных условий полета от самолетного центрального блока управления (6), определение тепловой модели, соответствующей полученным условиям полета. В зависимости от выбранной тепловой модели, подают необходимую электрическую мощность (4) на резистивный нагревательный элемент. Обеспечивается оптимизация расхода электрической мощности и повышение надежности. 2 н. и 9 з.п. ф-лы, 1 табл., 3 ил.

 

Изобретение относится к способу удаления льда, в частности, удаления льда с узла воздухозаборной кромки гондолы турбореактивного двигателя.

Самолет приводится в движение с помощью одной или нескольких силовых установок, каждая из которых включает в себя турбореактивный двигатель, помещенный в цилиндрическую гондолу. Каждая силовая установка крепится к самолету с помощью стойки, находящейся, как правило, под крылом или в зоне расположения фюзеляжа.

Гондола имеет, как правило, конструкцию, включающую в себя воздухозаборник, который помещен спереди двигателя по потоку, среднюю секцию, охватывающую вентилятор турбореактивного двигателя, и заднюю по потоку секцию, в которую помещены средства реверса тяги и охватывающую камеру сгорания турбореактивного двигателя, и заканчивается обычно реактивным соплом, выход которого расположен позади турбореактивного двигателя по потоку.

В состав воздухозаборника входят, во-первых, воздухозаборная кромка, обеспечивающая оптимальный захват и направленное перемещение в сторону турбореактивного двигателя воздуха, необходимого для питания вентилятора и внутренних компрессоров турбореактивного двигателя, и, во-вторых, задняя по потоку конструкция, на которой закреплена кромка и которая обеспечивает надлежащую циркуляцию воздуха в сторону лопастей вентилятора. Весь этот узел закреплен спереди по потоку кожуха вентилятора, являющегося составной частью передней по потоку секции гондолы.

В полете, при определенных температурных и влажностных условиях, возможно образование льда на гондоле, в частности, в зоне наружной поверхности кромки воздухозаборника. Наличие льда или инея влияет на аэродинамические свойства воздухозаборника и препятствует нормальному поступлению воздуха к вентилятору.

Одно из технических решений, используемых в борьбе с обледенением, состоит в предотвращении образования инея или льда на наружной поверхности путем поддержания достаточной температуры наружной поверхности.

Так, например, из документа US 4688757 известен способ отбора горячего воздуха в зоне компрессора турбореактивного двигателя и подвод его в зону воздухозаборной кромки с целью нагрева стенок. Однако, для такого устройства требуется специальная система трубопроводов подачи горячего воздуха между турбореактивным двигателем и воздухозаборником, а также система отвода горячего воздуха в зоне воздухозаборной кромки. Из-за этого происходит нежелательное увеличение веса силовой установки.

Указанные выше недостатки удалось устранить благодаря специальным электрическим противообледенительным системам.

Можно назвать, в частности, документ ЕР 1495963, хотя этой теме и различным модификациям таких систем посвящены и многие другие материалы.

Для максимального снижения веса конструкций, используемых в составе гондол, а, в более широком смысле, и всякого авиационного оборудования, в последнее время все чаще прибегают к применению в этих конструкциях композитных материалов. В частности, из таких материалов может быть выполнена и воздухозаборная кромка.

При использовании таких материалов возникает ряд проблем, относящихся к работе электрической противообледенительной системы.

Дело в том, что воздействующая на эти материалы температура не должна, как правило, превышать определенное критическое пороговое значение из-за опасности ухудшения свойств материала и, следовательно, повреждения конструкции. Поэтому, во избежание перегрева, в частности, локального, температуру композитного материала следует контролировать.

Одно из очевидных технических решений - это использование в конструкциях из композитных материалов температурных датчиков. Однако, таким путем не избежать ситуаций локального перегрева в зонах между датчиками, если значительно не увеличить количество датчиков. Кроме того, реализация данного решения требует создания сети для передачи получаемых датчиком данных, что приводит к увеличению веса конструкции и чрезмерному усложнению противообледенительной системы, затрудняя монтаж и эксплуатацию.

Исходя из соображений надежности, может также потребоваться резервирование датчиков, что приведет к еще большему увеличению веса конструкции и ее сложности.

Одной из целей изобретения является разработка эффективной электрической противообледенительной системы, исключающей риск повреждения используемых композитных материалов.

Для достижения указанной цели предложен способ контроля и управления работой, по меньшей мере, одного резистивного нагревательного элемента, входящего в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что он включает в себя следующие этапы:

- получают от самолетного центрального блока управления параметры, характеризующие наружные условия полета;

- определяют тепловую модель в соответствии с полученными условиями полета;

- в зависимости от тепловой модели, подают необходимую электрическую мощность на резистивный нагревательный элемент.

Таким образом, пользуясь совокупностью данных о наружных условиях полета и наличием этих данных в бортовой ЭВМ, оптимизируют удаление льда с различных узлов гондолы. Это связано с тем, что температура наружной среды, давление, скорость и пр., являются решающими факторами при образовании льда на поверхности гондолы.

Знание указанных наружных условий полета позволяет поместить Самолет внутрь области режимов полета, соответствующей заданной тепловой модели, которая связывает с этой областью режимов полета необходимые значения электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы.

Предпочтительно, в качестве самолетного центрального блока управления используют так называемую ЭЦСУД (Электронно-Цифровую Систему Управления Двигателем (FADEC)). Этот же блок также обозначают с помощью сокращения ЭСУД (Электронная Система Управления Двигателем).

Преимущественно, параметры наружных условий полета получают с помощью, по меньшей мере, одного канала передачи данных с использованием шины «Авиационного радио», АР (ARINC, Aeronautical Radio Incorporation), причем указанный канал связи, предпочтительно, резервируют.

Предпочтительно, параметры наружных условий полета включают в себя, по меньшей мере, один из следующих параметров: наружная температура, скорость самолета, уровень влажности.

Преимущественно, способ согласно изобретению включает в себя управление рядом резистивных нагревательных элементов. Также преимущественно, резистивные нагревательные элементы распределяют, по меньшей мере, по двум секциям нагревательных элементов, причем способ предусматривает выдачу в каждую секцию собственной электрической мощности, одинаковой или разной по величине, в зависимости от принятой тепловой модели и размещения секции. В результате этого имеется возможность предусмотреть разные мощности, например, для первой периферийной цепи резистивных нагревательных элементов, помещенной внутри воздухозаборника, второй периферийной цепи элементов, находящейся в зоне кромки, и третьей периферийной цепи, несколько смещенной вперед по потоку относительно кромки гондолы.

Предпочтительно, применяемую тепловую модель выбирают из ряда тепловых моделей, включающего в себя, по меньшей мере, одну тепловую модель, соответствующую крейсерской мощности двигателя, при этом остальные тепловые модели могут быть тепловыми моделями, в частности, соответствующими, среди прочего, режимам взлета, набора высоты, снижения, ожидания перед посадкой и нахождения самолета на земле.

Преимущественно, в рамках способа используют контур регулирования электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы, в зависимости от мощности, рассеиваемой указанными нагревательными элементами.

Предпочтительно, в тех случаях, когда применяют тепловую модель, соответствующую области режимов полета без обледенения, нагревательные элементы получают питание в соответствии с режимом предварительного нагрева с поддержанием заданной температуры. Благодаря этому удастся повысить реактивность противообледенительной системы в процессе входа в область режимов полета без обледенения, предотвращая в то же время температурные пики и локальные перегревы в случаях чрезмерно быстрого подъема температуры.

Преимущественно, способ включает в себя этап запроса датчика обледенения, причем этот запрос выполняют, в основном, в тех случаях, когда применяемая тепловая модель соответствует области режимов полета с обледенением.

Предметом изобретения является также устройство, сконструированное таким образом, чтобы обеспечить реализацию предложенного способа.

Должно быть совершенно понятно, что, хотя предложенные способ и устройство рассматриваются здесь применительно к кромке воздухозаборника, изобретение отнюдь не ограничивается таким применением и может быть использовано для любой поверхности, которая может подвергаться обледенению.

Сущность изобретения станет более понятной из нижеследующего детального описания, приводимого со ссылками на приложенные чертежи, где

- фиг.1 - схематическое изображение устройства управления электрической противообледенительной системы согласно изобретению;

- фиг.2 и 3 - графические изображения областей режимов полета с обледенением в зависимости от величин наружной температуры и наружного давления.

На фиг.1 схематически показано устройство управления электрической системы для удаления льда с воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя (не показана).

Данный воздухозаборник снабжен рядом сгруппированных в секции 1 нагревательных элементов.

Преимущественно, каждая секция нагревательных элементов соответствует одной отдельной зоне воздухозаборной кромки.

Можно, например, объединить резистивные нагревательные элементы в первую периферийную секцию, состоящую из резистивных нагревательных элементов, помещенных возле внутреннего объема воздухозаборника (Инт.), второй периферийной секции резистивных нагревательных элементов, находящейся в зоне воздухозаборной кромки гондолы, и третьей периферийной секции нагревательных элементов, несколько смещенной (D2) вперед по потоку относительно кромки гондолы.

Указанные зоны воздухозаборной кромки, хотя они и работают в одинаковых наружных условиях, имеют разные потребности в подаваемой на них мощности, необходимой для удаления льда.

Устройство управления содержит блок управления 2, получающий питание от трехфазной сети переменного тока 3 напряжением, например, 115 В или 230 В с регулируемой частотой, при этом от указанного блока управления 2 запитывают секцию 1 резистивных нагревательных элементов через выходы 4, преобразуя переменное или постоянное питающее напряжение в регулируемое постоянное питающее напряжение для каждой секции 1.

Совершенно очевидно, что, исходя из конкретных потребностей, выходное напряжение может быть также переменным.

Каждый электрический выход 4 является выделенным и снабжает питанием одну секцию. Таким образом, на каждую секцию 1 поступает собственное питающее напряжение, являющееся функцией электрической мощности, требуемой для удаления льда из зоны воздухозаборной кромки, обслуживаемой секцией 1.

Кроме того, блок управления 2 осуществляет измерение тока, потребляемого каждой нагревательной секцией 1. Таким образом, мощность, рассеиваемая каждым нагревательным элементом, легко определяют с помощью блока управления 2 без необходимости использовать для этого какой-либо температурный датчик.

В соответствии с предлагаемым способом, в блоке управления 2 используют информацию о наружных условиях полета, имеющуюся в регуляторе типа ЭЦСУД 6. Обмен данными между блоком управления 2 и ЭЦСУД 6 обеспечивают с помощью канала связи 5 по резервной шине АР.

Преимущество использования ЭЦСУД для получения указанных данных заключается в том, что вся информация, касающаяся полетных условий, уже присутствует и подтверждена. Таким образом, блок управления 2 использует полученную от ЭЦСУД информацию для определения электрической мощности, которую необходимо подать в секцию 1 резистивных нагревательных элементов в зависимости от конкретных режимов полета, и поддерживает эту мощность на основе результатов измерений тока и напряжения, выполненных тем же блоком управления 2.

В ходе обычного полета различают, в частности, следующие полетные режимы: взлет, набор высоты, крейсерский режим, снижение, ожидание перед посадкой и нахождение самолета на земле.

Пользуясь существующими тепловыми моделями, можно определить необходимую для удаления льда электрическую мощность для каждой секции 1 резистивных нагревательных элементов.

В Таблице 1 (см. ниже) приведены примерные значения электрической мощности, требуемой для удаления льда с воздухозаборной кромки гондолы диаметром 75,1 дюйма, разделенной на три зоны D1, D2 и Инт.

Таблица 1
Плотность мощности в положении «12 час» Плотность мощности в положении «6 час»
Режим Высота Скорость Наружная температура D1 D2 Инт D1 D2 Инт
(фут) (число Маха) (°С) Р (Вт/м2) Р (Вт/м2) Р (Вт/м2) Р (Вт/м2) Р (Вт/м2) Р (Вт/м2)
МТО 8000 0,192 -2 2906 1889 9672 3873 4861 8044
МТО 15000 0,497 -18 2906 1889 9672 3873 4861 12112
Набор высоты 15000 0,388 -8 2906 1889 13937 3873 4861 17159
Крейсерский 22000 0,785 -30 2906 1889 7254 3873 4861 10598
Снижение 15000 0,388 -8 2906 1889 12694 3873 4861 12167
Ожидание 22 000 0,629 -20 2906 1889 13903 3873 4861 16049

Сокращение МТО означает Maximum Take-off, «максимальный режим взлета».

«12 час» соответствует положению «12 часов» в зоне воздухозаборника, то есть положению вблизи крепежной стойки.

«6 час» соответствует положению «6 часов» в зоне воздухозаборника.

Исходя из информации, полученной от ЭЦСУД 6, блок управления 2 определяет, соответствуют ли условия движения самолета области режимов полета с обледенением, и определяет подлежащую применению тепловую модель (режим), а следовательно, и определяемую этой моделью электрическую мощность, которую необходимо подать в нагревательные секции 1.

На фиг.2 и 3 приведены графики, иллюстрирующие области режимов полета с обледенением, где по оси ординат отложены температурные пределы в °С, а по оси абсцисс - пределы давления (барометрическая высота: высота, на которой давление составляет 1013,25 гПа).

Когда условия движения самолета выходят из области режимов полета с обледенением, блок управления подает питание к секциям 1 в соответствии с режимом предварительного нагрева, поддерживая определенную температуру, чтобы система реагировала со всей возможной быстротой, как только самолет войдет в указанную область режимов полета с обледенением.

К блоку управления 2 можно добавить датчик обледенения, обеспечивающий подачу необходимой электрической мощности только в том случае, если движение самолета происходит в условиях реального обледенения.

Хотя изобретение было описано выше применительно к частному примеру осуществления, надо понимать, что оно не ограничивается только этим примером, но охватывает всевозможные технические эквиваленты рассмотренных здесь средств и их различных комбинаций, при условии, что они включены в объем изобретения.

1. Способ контроля и управления, по меньшей мере, одним резистивным нагревательным элементом (1), входящим в состав противообледенительной системы гондолы самолетного турбореактивного двигателя, отличающийся тем, что он включает этапы:
- получают параметры наружных условий полета от самолетного центрального блока управления (6),
- определяют тепловую модель, соответствующую полученным условиям полета,
- в зависимости от данной тепловой модели подают необходимую электрическую мощность (4) на резистивный нагревательный элемент (1).

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве центрального блока управления используют Электронно-Цифровую Систему Управления Двигателем (ЭЦСУД (FADEC)).

3. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что параметры наружных условий полета получают с помощью, по меньшей мере, одного канала передачи данных с использованием шины «Авиационного радио» (АР (ARINC, Aeronautical Radio Incorporation)) (5), причем указанный канал связи предпочтительно резервируют.

4. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что параметры наружных условий полета включают в себя, по меньшей мере, один из следующих параметров: наружная температура, наружное давление, скорость самолета, уровень влажности.

5. Способ по любому из пп.1 или 2, отличающийся тем, что включает в себя управление рядом резистивных нагревательных элементов (1).

6. Способ по п.5, отличающийся тем, что резистивные нагревательные элементы распределяют, по меньшей мере, по двум секциям (1) резистивных нагревательных элементов, причем способ предусматривает подачу в каждую из секций собственной электрической мощности (4), одинаковой или разной по величине, в зависимости от принятой тепловой модели и размещения секций.

7. Способ по п.6, отличающийся тем, что применяемую тепловую модель выбирают из ряда тепловых моделей, включающего в себя, по меньшей мере, одну тепловую модель, соответствующую крейсерскому режиму, при этом остальные тепловые модели могут быть тепловыми моделями, соответствующими, в частности, режимам взлета, набора высоты, снижения, ожидания перед посадкой и нахождения самолета на земле.

8. Способ по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что используют контур регулирования электрической мощности, подаваемой на нагревательные элементы, в зависимости от мощности, рассеиваемой указанными нагревательными элементами.

9. Способ по любому из пп.1, 2, 6 или 7, отличающийся тем, что в тех случаях, когда применяют тепловую модель, соответствующую области режимов полета без обледенения, резистивные нагревательные элементы (1) получают питание в соответствии с режимом предварительного нагрева с поддержанием заданной температуры.

10. Способ по п.9, отличающийся тем, что включает этап запроса датчика обледенения, причем этот запрос выполняют, в основном, в тех случаях, когда применяемая тепловая модель соответствует области режимов полета с обледенением.

11. Устройство, предназначенное для реализации способа по любому из пп.1-10.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно к способу изготовления противообледенительного элемента гондолы. Способ изготовления элемента (2) гондолы включает в себя следующие этапы: (А) на подложке, используя метод фотолитографии, формируют матрицу нагревательных резисторов; (В) на матрицу, полученную на этапе А, накладывают лист (50, -52) композиционного материала; (С) на изготовленный таким образом противообледенительный узел (13) накладывают внутреннюю оболочку (12).

Изобретение относится к области авиастроения, более конкретно, способу изготовления акустической панели для кромки воздухозаборника самолета, а также к кромке воздухозаборника, снабженной такой панелью, и гондоле газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к области авиации, в частности к противообледенительным системам воздухозаборников. .

Изобретение относится к устройству, позволяющему обнаруживать и удалять слой льда, образуемый на внешней поверхности авиационной конструкции, или наличие жидкости внутри конструкции и/или проникшей в материал конструкции, при этом предлагаемое изобретение, в частности, применимо к авиационным конструкциям сложных форм и во время полета самолета.

Изобретение относится к подаче электричества на электрическое оборудование в двигателе летательного аппарата и/или в окружении. .

Изобретение относится к кромке воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя, прикрепленной к задней по потоку секции воздухозаборника и содержащей противообледенительный электронагревательный элемент, а также к соответствующей задней по потоку секции и к гондоле турбореактивного двигателя.

Изобретение относится к способу управления абсорбцией влажности в изделии, установленном на летательном аппарате. .

Заявленное изобретение относится к области авиации, более конкретно к способу выполнения противообледенительной системы на панели (22) гондолы. Способ включает в себя следующие этапы: A) с помощью позиционирующего средства (35) на наружной обшивке (24) позиционируют вокруг отверстия или отверстий сетку из резистивных элементов; B) с помощью средства для нанесения наносят сетку из резистивных элементов в определенное на этапе A место для формирования противообледенительной системы; C) на полученную противообледенительную систему наносят поверхностное покрытие. Технический результат заключается в повышении эффективности удаления льда противообледенительной системой. 3 н. и 9 з.п. ф-лы, 14 ил.

Изобретение относится к области авиации, более конкретно к противообледенительному устройству для одного из элементов гондолы турбореактивного двигателя. Устройство содержит электротермический противообледенитель, соединенный источником электропитания (3) и образующий таким образом группу (1) электротермических противообледенителей. Группа электротермических противообледенителей включает в себя одну или несколько подгрупп электротермических противообледенителей, каждая из которых включает в себя, в свою очередь, один или несколько электротермических противообледенителей группы, причем отдельные подгруппы электротермических противообледенителей имеют разные значения омического сопротивления. Технический результат заключается в упрощении конструкции гондолы и снижении ее веса. 3 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Цепь подачи электропитания летательного аппарата содержит сеть (17) распределения мощности на борту летательного аппарата для электрических устройств (5b), расположенных в авиационном двигателе или вблизи упомянутого двигателя, и генератор (27) подачи мощности, встроенный в авиационный двигатель с тем, чтобы подавать мощность переменного тока в противооблединительную или антиобледенительную систему (5а). Генератор подачи мощности соединен с электромеханическим приводом реверсора тяги (5с) через выпрямитель (1) для подачи мощности постоянного тока в упомянутый привод. Уменьшаются технические требования к выпрямителю. 6 з.п. ф-лы, 1 ил.

Группа изобретений относится к оборудованию летательного аппарата. Противообледенительное устройство (1) для гондолы летательного аппарата содержит электрические ленты (5), каждая из которых выполнена из основного проводника (7), ориентированного вдоль ленты (5), которая включает прямолинейные элементы (13) и изогнутые элементы (17. Ленты (5) включают спирали (15), образованные сочетанием нескольких изогнутых элементов (17). Смежные ленты (5) встроены попарно и получают питание от разных источников. Воздухозаборная кромка летательного аппарата включает противообледенительное устройство (1). Группа изобретений направлена на предотвращение образования больших кусков льда. 2 н. и 10 з.п. ф-лы, 9 ил.

Электроимпульсное противообледенительное устройство может использоваться для удаления льда с листовых металлических поверхностей, например с обшивок крыльев самолетов. Заявленное устройство содержит ряд индукторов, расположенных вблизи от очищаемой ото льда металлической поверхности. Индукторы связаны с выходами соответствующих модулей, входы которых через выключатель подключены к питающей сети. Каждый из модулей включает в себя зарядное устройство, накопительный конденсатор, управляемый ключ, защитный диод и генератор управляющих импульсов. Вход зарядного устройства соединен с выходом модуля, а выход - с накопительным конденсатором. Выход накопительного конденсатора через управляемый ключ связан с выходом модуля. Параллельно модулю подключен защитный диод. Кроме того, заявленное устройство снабжено блоком регулируемой задержки управляющих импульсов и маломощным источником питания. С входом источника питания соединен вход модуля, а с выходом - питающие входы генератора и блока регулируемой задержки управляющих импульсов. Генератор и блок регулируемой задержки управляющих импульсов соединены последовательно. К выходу блока регулируемой задержки управляющих импульсов подключен вход управляющего ключа. Предлагаемое устройство позволяет обеспечить равномерное распределение работы модулей во времени, а также снижает нагрузку на питающую сеть. 1 з.п. ф-лы, 2 ил.

Изобретение относится к способам предотвращения обледенения и запотевания стекла кабины. При способе обогрева лобового стекла летательного аппарата устанавливают три температурных датчика на лобовом стекле и датчик положения шасси, передают в вычислитель показания датчика шасси и любых двух датчиков из трех на лобовом стекле, расхождение между которыми не превышает 3°C. Если условие не выполняется, то выбирают другую пару датчиков из трех датчиков на лобовом стекле. В вычислителе на основе полученной информации определяют среднее значение показаний выбранной пары датчиков с лобового стекла, формируют управляющую информацию и передают ее на выключатель для включения или отключения обогрева лобового стекла. При этом при выпущенном шасси температуру лобового стекла поддерживают в диапазоне 6-15°C, а в полете - в диапазоне 28-38°C. Обеспечивается точное поддержание температуры лобового стекла при неравномерном его обдуве, а также минимальная загрузка вычислителя. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх