Система и способ защиты конструктивной целостности пилона двигателя

Группа изобретений относится к системам и способу защиты конструктивной целостности пилона двигателя. Система содержит два контрольных устройства, установленных рядом друг от друга возле пилона двигателя, контроллер. Для защиты конструктивной целостности пилона двигателя определяют с использованием контроллера отказ первого или второго контрольного устройства, при отказе обоих контрольных устройств уменьшают рабочий параметр газотурбинного двигателя. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 22 ил.

 

ОБЛАСТЬ ТЕХНИКИ

[001] Настоящее изобретение относится в целом к конструкциям летательных аппаратов, в частности к системе и способу защиты конструктивной целостности пилона двигателя.

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

[002] Газотурбинные двигатели летательного аппарата обычно включают в себя конструкцию из компрессоров, камеры сгорания и турбин. Компрессоры принимают воздух, поступающий из воздухозаборника, и повышают его давление для подачи в камеру сгорания. В воздух в камере сгорания впрыскивают топливо, которое воспламеняется, что приводит к получению имеющей высокое давление перегретой воздушно-топливной смеси с температурами в тысячи градусов. Перегретый газ проходит из камеры сгорания в турбины, которые расширяют газообразные продукты сгорания с получением тяги двигателя.

[003] Газотурбинные двигатели коммерческих летательных аппаратов обычно прикрепляют к крыльям или фюзеляжу посредством пилона двигателя. Например, пилон двигателя может проходить от нижней стороны крыла и может соединяться с внутренним контуром газотурбинного двигателя. Пилон двигателя должен быть способен передавать высокие нагрузки тяги на крыло, поддерживая при этом относительно большую массу двигателя при высоких перегрузках и высоких аэродинамических нагрузках. Кроме того, пилон двигателя должен сохранять свою несущую способность в случае прожога корпуса камеры сгорания, который может быть описан как отверстие, образованное корпусе камеры сгорания струей перегретого газа, которая может исходить от камеры сгорания.

[004] Существующие пилоны двигателя выполнены с возможностью сохранять свою конструктивную целостность в случае прожога. Однако конструкции новых газотурбинных двигателей все чаще предусматривают их работу при повышенных давлениях и повышенных температурах. Такие повышенные давления и температуры для будущих конструкций двигателей могут привести к риску прожога, который может превышать рабочие характеристики пилона двигателя. Одно из возможных решений заключается в повышении способности пилона двигателя противостоять высоким температурам за счет включения высокотемпературных материалов. К сожалению, такой подход может привести к существенному увеличению стоимости и массы конструкции пилона двигателя.

[005] Очевидно, что в данной области техники существует потребность в системе и способе защиты конструктивной целостности пилона двигателя, которые являются экономически эффективными и не приводят к увеличению массы.

РАСКРЫТИЕ СУЩНОСТИ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[006] Вышеуказанные задачи, связанные с пилонами двигателя, в частности решены и сделаны менее актуальными с помощью настоящего раскрытия изобретения, которое обеспечивает создание системы защиты конструктивной целостности пилона двигателя. Система может включать в себя первое контрольное устройство, второе контрольное устройство и контроллер, соединенный с возможностью связи с первым контрольным устройством и вторым контрольным устройством. Первое контрольное устройство может быть установлено возле пилона двигателя, соединяющего газотурбинный двигатель с корпусом летательного аппарата. Второе контрольное устройство может быть установлено возле первого контрольного устройства. Первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое может быть выполнено с возможностью отказа при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса двигателя. Контроллер может быть выполнен с возможностью автоматического уменьшения рабочего параметра газотурбинного двигателя при отказе обоих указанных контрольных устройств.

[007] Еще в одном варианте реализации первое контрольное устройство может быть установлено возле пилона двигателя, соединяющего газотурбинный двигатель с крылом летательного аппарата. Первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое может быть выполнено с возможностью отказа при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса камеры сгорания во время работы газотурбинного двигателя. Контроллер может автоматически уменьшать тягу газотурбинного двигателя при отказе обоих указанных контрольных устройств.

[008] Также раскрыт способ защиты конструктивной целостности пилона двигателя. Способ может включать работу газотурбинного двигателя, соединенного пилоном двигателя с корпусом летательного аппарата. Кроме того, способ может включать увеличение температуры по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств, установленных возле пилона двигателя и соединенных с возможностью связи с контроллером. Способ также может включать отказ по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств при достижении температуры переключения. Кроме того, способ может включать определение с использованием контроллера, отказало ли по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств, и уменьшение рабочего параметра газотурбинного двигателя с использованием контроллера, если отказали оба указанные контрольные устройства.

[009] Признаки, функциональности и преимущества, которые были рассмотрены, могут быть получены независимо в различных вариантах реализации раскрытия настоящего изобретения или могут быть скомбинированы в других вариантах реализации, более подробная информация о них может стать очевидной со ссылкой на последующее описание и фигуры чертежей.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

[0010] Эти и другие признаки раскрытия настоящего изобретения станут более очевидными со ссылкой на чертежи, на которых аналогичные ссылочные номера относятся к аналогичным частям и на которых:

[0011] на ФИГ. 1 приведена блок-схема примера системы для защиты конструктивной целостности пилона двигателя в случае прожога корпуса двигателя, включающей первое контрольное устройство и второе контрольное устройство, установленные возле газотурбинного двигателя и соединенные с возможностью связи с контроллером, выполненным с возможностью уменьшения рабочего параметра двигателя при отказе обоих указанных контрольных устройств вследствие нагрева выше температуры переключения;

[0012] на ФИГ. 2 приведен перспективный вид примера летательного аппарата, содержащего два газотурбинных двигателя, каждый из которых соединен с крылом посредством пилона двигателя, включающего в себя раскрытую в настоящем документе систему;

[0013] на ФИГ. 3 приведен вид сбоку примера газотурбинного двигателя, прикрепленного к крылу с использованием пилона двигателя;

[0014] на ФИГ. 4 приведен вид спереди газотурбинного двигателя по ФИГ. 3;

[0015] на ФИГ. 5 приведен вид в разрезе газотурбинного двигателя, выполненный по линии 5 по ФИГ. 4 и показывающий пилон двигателя, прикрепленный к корпусу газотурбинного двигателя;

[0016] на ФИГ. 6 приведен вид сверху нижней стороны пилона двигателя, выполненный по линии 6 по ФИГ. 5 и показывающий пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, установленных на нижней стороне пилона двигателя, причем первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое выполнено в виде электрического проводника, образующего непрерывную электрическую цепь с контроллером;

[0017] на ФИГ. 7 приведен пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, каждое из которых выполнено в виде плавкого предохранителя, установленного на нижней стороне пилона двигателя, причем первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое образует непрерывную электрическую цепь с контроллером;

[0018] на ФИГ. 8 приведен пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, каждое из которых выполнено в виде наполненной газом чувствительной трубки, имеющей нажимной выключатель, соединенный с возможностью связи с контроллером;

[0019] на ФИГ. 9 приведен увеличенный вид концевой части чувствительной трубки и показывающий пример нажимного выключателя в нормально замкнутом положении;

[0020] на ФИГ. 10 приведен увеличенный вид нажимного выключателя по ФИГ. 9 в разомкнутом положении вследствие пневматического воздействия в результате увеличенного внутреннего давления вследствие нагрева чувствительной трубки до температуры переключения;

[0021] на ФИГ. 11 приведен увеличенный вид еще одного примера нажимного выключателя в нормально разомкнутом положении вследствие внутреннего давления газа в оболочке;

[0022] на ФИГ. 12 приведен увеличенный вид нажимного выключателя по ФИГ. 11 в замкнутом положении в результате потери внутреннего давления вследствие выхода газа через отверстие, прожженное в оболочке струей горячего газа, локально нагревающей оболочку до температуры переключения;

[0023] на ФИГ. 13 приведен вид сверху еще одного примера пары из первого и второго контрольных устройств, каждое из которых имеет прямую форму и образует непрерывную электрическую цепь с контроллером;

[0024] на ФИГ. 14 приведен пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, выполненных имеющими извилистую форму;

[0025] на ФИГ. 15 приведен пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, каждое из которых выполнено в виде петли;

[0026] на ФИГ. 16 приведен пример первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, каждое из которых выполнено в виде петли, перекрывающей передний узел крепления двигателя и задний узел крепления пилона двигателя;

[0027] на ФИГ. 17 приведен вид в разрезе газотурбинного двигателя, показывающий пилон двигателя, прикрепленный к корпусу вентилятора на переднем конце пилона двигателя и прикрепленный к корпусу двигателя на заднем конце пилона двигателя;

[0028] на ФИГ. 18 приведен вид сверху верхней внешней поверхности внутреннего контура двигателя, выполненный по линии 16 по ФИГ. 17 и показывающий пример параллельных первого и второго контрольных устройств, каждое из которых имеет прямую форму и установлено на внешней части корпуса камеры сгорания;

[0029] на ФИГ. 19 приведен вид сверху еще одного примера первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, выполненных имеющими извилистую форму и установленных на внешней части корпуса камеры сгорания;

[0030] на ФИГ. 20 приведен вид сверху дополнительного примера первого контрольного устройства и второго контрольного устройства, выполненных в виде петли и установленных на внешней части корпуса камеры сгорания;

[0031] на ФИГ. 21 приведен вид в разрезе внутреннего контура двигателя и пилона двигателя, выполненный по линии 19 по ФИГ. 20 и показывающий размещение первого контрольного устройства и второго контрольного устройства непосредственно под нижней стороной пилона двигателя;

[0032] на ФИГ. 22 приведена структурная схема с одной или более операциями, которые могут быть включены в способ защиты конструктивной целостности пилона двигателя.

ОСУЩЕСТВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

[0033] Используются ссылки на чертежи, которые приведены для целей иллюстрации различных вариантов реализации раскрытия настоящего изобретения, при этом на ФИГ. 1 показан пример системы 300 для защиты конструктивной целостности пилона 200 двигателя, например в случае прожога корпуса 152 газотурбинного двигателя 118. Пилон 200 двигателя соединяет газотурбинный двигатель 118 с корпусом 102 летательного аппарата 100.

Например, пилон 200 двигателя может соединять газотурбинный двигатель 118 с крылом 114, фюзеляжем 104 или килем 110 летательного аппарата 100. При этом пилон 200 двигателя может быть выполнен с возможностью соединения газотурбинного двигателя 118 с корпусом 102 в любом из множества мест, расположенных на летательном аппарате 100.

[0034] В одном варианте реализации система 300 включает в себя два или более контрольных устройств 302, 304 (ФИГ. 1) для регистрации возникновения события высокой температуры, связанного с газотурбинным двигателем 118. Событие высокой температуры может представлять собой прожог (не показано) в корпусе 152 двигателя (ФИГ. 1), который может быть описан как отверстие, образованное или оплавленное с проникновением через корпус 152 двигателя струей горячего газа (например, струей смеси из перегретого воздуха и топлива). В одном примере прожог может произойти в корпусе 158 камеры сгорания внутреннего контура 136 двигателя вследствие высоких температур и высоких давлений внутри камеры 142 сгорания. Отверстие может проходить из внутренней части корпуса 152 двигателя к внешней части корпуса 152 двигателя. Однако прожог может произойти в других областях корпуса 152 двигателя, например в корпусе 156 компрессора высокого давления (ФИГ. 5), расположенном выше по потоку от камеры 142 сгорания, и/или в корпусе 160 турбины высокого давления, расположенном ниже по потоку от камеры 142 сгорания.

[0035] В одном примере система 300 может включать в себя первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304, установленные возле газотурбинного двигателя 118. Первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 каждое выполнено с возможностью отказа при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса 152 двигателя (например, корпуса 158 камеры сгорания) во время работы газотурбинного двигателя 118. Температура переключения выше, чем нормальная температура корпуса 152 двигателя и/или пилона 200 двигателя в месте расположения первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 во время нормальной (например, без прожога) работы газотурбинного двигателя 118. Как описано более подробно ниже, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 расположены в зоне повышенного риска корпуса 152 двигателя, например возле корпуса 158 камеры сгорания (ФИГ. 5), в области или квадранте, обращенной или обращенном к корпусу 102 и/или обращенной или обращенном к пилону 200 двигателя. Первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 каждое может

функционировать в качестве контрольной схемы, обеспечивающей непрерывную выдачу индикации исправности конструкции корпуса 152 двигателя. В этом отношении первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут отслеживать чрезмерный локализованный нагрев корпуса 152 двигателя и/или пилона 200 двигателя сверх обычного нагрева, возникающего во время номинального режима (например, без прожога) работы двигателя.

[0036] Система 300 включает в себя контроллер 360, соединенный с возможностью связи с первым контрольным устройством 302 и вторым контрольным устройством 304. Контроллер 360 может определять факт отказа первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304. Если отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304, контроллер 360 автоматически уменьшает рабочий параметр 170 газотурбинного двигателя 118. Например, контроллер 360 может автоматически уменьшать тягу 172 двигателя, температуру 174 в камере сгорания и/или давление 176 в камере сгорания таким образом, что это приводит к снижению температуры пилона 200 двигателя в качестве средства сохранения конструктивной целостности пилона 200 двигателя. Под термином "автоматический" или "автоматически" в контексте настоящей заявки имеется в виду, что контроллер 360 может уменьшить рабочий параметр 170 газотурбинного двигателя 118 без ручного ввода от летного экипажа или другого оператора.

[0037] Система 300 может позволить произвести ручную корректировку контроллера 360 для тонкой настройки рабочего параметра 170 на установку, отличающуюся от установки, задаваемой контроллером 360. В других примерах контроллер 360 может представлять собой электронную систему управления двигателем, такую как контроллер 360 электронно-цифровой системы управления двигателем с полной ответственностью (системы FADEC 362 - ФИГ. 1), которая может не допускать проведения ручной корректировки летным экипажем. При этом контроллер 360 может уменьшить рабочий параметр 170 (например, установку тяги) газотурбинного двигателя 118 только в той степени, что достигается предельная температура, при которой пилон 200 двигателя сохраняет рабочие свойства. Система 300 может быть выполнена с возможностью предоставлять летному экипажу возможность полной остановки газотурбинного двигателя 118, если это необходимо. Преимущество системы 300 состоит в том, что она позволяет не использовать сложные схемы для определения температуры, для которых в противном случае потребовалось бы

слежение за температурой и непрерывный ввод данных температуры от различных мест на газотурбинном двигателе 118 (например, корпусе 152 двигателя) и корпусе 102, включая пилон 200 двигателя.

[0038] На ФИГ. 2 приведен перспективный вид летательного аппарата 100, который может включать в себя один или более примеров системы 300 (ФИГ. 1), раскрытых в настоящем документе. Летательный аппарат 100 включает в себя фюзеляж 104 и пару крыльев 114, проходящих наружу от фюзеляжа 104. Летательный аппарат 100 может включать в себя пару газотурбинных двигателей 118, каждый из которых соединен с крылом 114 пилоном 200 двигателя. Летательный аппарат 100 может включать в себя кабину 106 экипажа на переднем конце фюзеляжа 104 и хвостовое оперение 108 на заднем конце фюзеляжа 104. Хвостовое оперение 108 может включать в себя одно или более горизонтальных хвостовых оперений 112 и киль 110. Хотя раскрытые в настоящем документе система 300 и способ описаны в контексте летательного аппарата 100, выполненного в виде трубы с крыльями, как показано на ФИГ. 2, система 300 и способ могут быть реализованы на летательном аппарате любого типа, имеющем один или более газотурбинных двигателей 118, в том числе на летательном аппарате с неподвижным крылом и летательном аппарате с несущим винтом. Кроме того, раскрытые в настоящем документе система 300 способ могут быть реализованы на гражданских, коммерческих и/или военных летательных аппаратах любых типов без ограничений.

[0039] На ФИГ. 3 приведен вид сбоку примера турбореактивного двигателя 118 с высокой степенью двухконтурности, прикрепленного к крылу 114 с использованием пилона 200 двигателя. На ФИГ. 4 приведен вид спереди турбореактивного двигателя по ФИГ. 3. В показанном примере пилон 200 двигателя размещает газотурбинный двигатель 118 ниже и в целом впереди относительно крыла 114. Атмосферный воздух поступает в воздухозаборник, образованный кожухом 130 вентилятора. Часть всасываемого воздуха сжимают, впрыскивают в него топливо с воспламенением для инициирования расширения перед выпуском из сопла 150 внутреннего контура. Оставшаяся часть всасываемого воздуха с ускорением отправляется вентиляторным ротором 124 (ФИГ. 5) назад перед выпуском из сопла 134 вентилятора. Такой комбинированный выпуск из сопла 150 внутреннего контура и сопла 134 вентилятора образует тягу 172 двигателя (ФИГ. 1).

[0040] На ФИГ. 5 приведен вид в разрезе газотурбинного двигателя 118, показывающий пример крепежной конструкции для крепления газотурбинного двигателя 118 к крылу 114 летательного аппарата с использованием пилона 200 двигателя. Пилон 200 двигателя может включать в себя основную часть 208, которая может быть описана как основная несущая конструкция пилона 200 двигателя. Крепежная конструкция может включать в себя одну или более диагональных растяжек 202, каждая из которых проходит между нижним задним концом пилона 200 двигателя и узлом крепления крыла (не показано), который может быть конструктивно соединен с лонжероном 116 крыла. Кроме того, крепежная конструкция может включать в себя одно или более верхних соединительных звеньев 204, проходящих между верхней частью пилона 200 двигателя и узлом крепления крыла (не показано), который также может быть конструктивно соединен с лонжероном 116 крыла.

[0041] Основная часть 208 пилона 200 двигателя может включать в себя один или более узлов крепления двигателя, выполненных в тех местах, где газотурбинный двигатель 118 прикреплен к пилону 200 двигателя. Узлы крепления двигателя могут включать в себя один или более передних узлов 210 крепления двигателя и один или более задних узлов 212 крепления двигателя. В показанном примере каждый из передних узлов 210 крепления двигателя и задних узлов 212 крепления двигателя может быть механически прикреплен к корпусу 152 внутреннего контура 136 двигателя.

[0042] Как отмечено выше со ссылкой на ФИГ. 3-4, внутренний контур 136 двигателя может быть окружен кожухом 130 вентилятора и соплом 134 вентилятора. Атмосферный воздух может засасываться в воздухозаборник 122, образованный кожухом 130 вентилятора. Кожух 130 вентилятора может окружать вентиляторный ротор 124, который может вращаться внутри корпуса 126 вентилятора. Кожух 130 вентилятора и корпус 126 вентилятора могут поддерживаться на внутреннем контуре 136 двигателя радиально выступающими лопатками 128. Часть всасываемого воздуха может засасываться во внутренний контур 136 двигателя и сжиматься компрессором 138 низкого давления и компрессором 140 высокого давления, находящимися соответственно внутри корпуса 154 компрессора низкого давления и корпуса 156 компрессора высокого давления. Сжатый воздух может быть подан в камеру 142 сгорания, которая может быть окружена корпусом 158 камеры сгорания.

[0043] Камера 142 сгорания может включать в себя одну или более топливных форсунок 144, которые могут проникать в корпус 158 камеры сгорания. Топливные форсунки 144 могут впрыскивать топливо в сжатый воздух с образованием воздушно-топливной смеси, которая может воспламеняться с инициированием относительно большого увеличения давления и температуры внутри камеры 142 сгорания. Воспламенение воздушно-топливной смеси может приводить к образованию перегретого воздуха (например, газообразных продуктов сгорания), который может протекать из камеры 142 сгорания в турбину 146 высокого давления и турбину 148 низкого давления, находящиеся соответственно внутри корпуса 160 турбины высокого давления и корпуса 162 турбины низкого давления. Турбины 146, 148 могут вызывать расширение газообразных продуктов сгорания внутри корпуса 164 выпуска газов турбины перед выпуском из сопла 150 внутреннего контура. Турбины 146, 148 также могут вращать вентиляторный ротор 124 для прохода с ускорением оставшейся части всасываемого воздуха через канал 132 вентилятора и выхода из сопла 134 вентилятора с увеличением тяги 172 двигателя.

[0044] Со ссылкой на ФИГ. 5, в показанном примере пилон 200 двигателя может проходить вдоль корпуса 152 двигателя в направлении, параллельном продольной оси 120 газотурбинного двигателя 118. Пилон 200 двигателя может по меньшей мере частично перекрывать или проходить вдоль без контакта выше корпуса 158 камеры сгорания. При этом пилон 200 двигателя также может перекрывать другие части корпуса 152 двигателя. Например, пилон 200 двигателя может перекрывать корпус 158 камеры сгорания высокого давления и корпус 158 камеры сгорания низкого давления. Как показано на ФИГ. 5, передние узлы 210 крепления двигателя могут быть соединены с внутренним контуром 136 двигателя на корпусе 154 компрессора низкого давления. Пилон 200 двигателя также может перекрывать корпус 160 турбины высокого давления и корпус 162 турбины низкого давления. В показанном примере задние узлы 212 крепления двигателя могут быть соединены с внутренним контуром 136 двигателя на корпусе 160 турбины высокого давления. Как можно отметить, пилон 200 двигателя может проходить вдоль любой части внутреннего контура 136 двигателя и может быть соединен с внутренним контуром 136 двигателя в любом из различных мест и не ограничивается точками крепления, изображенными на чертежах и описанными в данном документе.

[0045] На ФИГ. 6 приведен вид сверху нижней стороны 206 пилона 200 двигателя, показывающий пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, установленных на нижней стороне 206 пилона 200 двигателя или размещенных вдоль нижней стороны 206 пилона 200 двигателя. Также показано схематическое представление контроллера 360, с которым первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 каждое может быть соединено с возможностью связи. Первое контрольное устройство 302 и/или второе контрольное устройство 304 каждое может иметь противоположные концы, соединенные с контроллером 360 с образованием пары непрерывных электрических цепей 306. Как указано выше, контроллер 360 может представлять собой контроллер 360 электронно-цифровой системы управления двигателем с полной ответственностью (например, системы FADEC 362). В одном варианте реализации контроллер 360 может быть выполнен таким образом, что каждый раз, когда газотурбинный двигатель 118 (ФИГ. 1) работает, контроллер 360 может генерировать электрический ток для подачи в каждую из непрерывных электрических цепей 306 (например, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304). В одном варианте реализации система 300 может быть выполнена таким образом, что непрерывность должна быть подтверждена через каждую из непрерывных электрических цепей 306 (например, через первое контрольное устройство 302 и через второе контрольное устройство 304) в качестве требования для выпуска летательного аппарата 100 в рейс.

[0046] Как указано выше, в одном варианте реализации контроллер 360 определяет факт отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304, и, если отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304, контроллер 360 автоматически уменьшает рабочий параметр 170 (ФИГ. 1) газотурбинного двигателя 118 (ФИГ. 1). В некоторых примерах контроллер 360 может соотносить прекращение электрического тока 308 через первое контрольное устройство 302 и/или второе контрольное устройство 304 с разрывом непрерывности электрической цепи первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 в результате нагрева первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 струей горячего газа (не показано), выпускаемой через корпус 152 двигателя (ФИГ. 1) в результате прожога в этом месте. В этом отношении прекращение электрического тока 308 через первое контрольное устройство 302 может соответствовать отказу (например, может быть описано как отказ) первого контрольного устройства 302. Схожим образом, прекращение протекания электрического тока 308 через второе контрольное устройство 304 может соответствовать отказу второго контрольного устройства 304.

[0047] Как отмечено выше, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 каждое может быть выполнено с возможностью отказа по отдельности при достижении температуры переключения. Достижение температуры переключения во время работы газотурбинного двигателя 118 может свидетельствовать о прожоге в корпусе 152 двигателя (например, корпусе 158 камеры сгорания). В этом отношении первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут обеспечивать средства для отслеживания чрезмерного локализованного нагрева пилона 200 двигателя сверх обычного нагрева, возникающего в этом месте во время номинального режима работы двигателя. В одном примере температура переключения может быть не выше, чем температура 174 в камере сгорания (ФИГ. 1) во время номинального режима работы двигателя при максимальной тяге. Температура переключения может быть ниже, чем температура плавления материала пилона 200 двигателя (например, приблизительно 2700F (1482°С) для высокопрочной стали; приблизительно 3000F (1649°С) для титана Ti-6Al-4V).

[0048] При определении того, что отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304, контроллер 360 автоматически уменьшает рабочий параметр 170 двигателя (ФИГ. 1). Например, контроллер 360 может уменьшать тягу 172 двигателя (ФИГ. 1). В альтернативных или дополнительных вариантах реализации контроллер 360 может осуществлять уменьшение давления 176 (ФИГ. 1) внутри камеры 142 сгорания (ФИГ. 5). Такое уменьшение давления 176 в камере сгорания может быть связано с уменьшением расхода топлива, поступающего в камеру 142 сгорания, с соответствующим уменьшением тяги 172 двигателя. Еще в одном примере контроллер 360 может осуществлять уменьшение температуры 174 в камере сгорания, например, посредством уменьшения тяги 172 двигателя. В этом отношении контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения рабочего параметра 170 путем уменьшения показателя Т4 газотурбинного двигателя 118, который может соответствовать температуре на выходе из камеры сгорания / входе в турбину (например, участку Т4 графика зависимости температуры от энтропии для газотурбинного двигателя). Предпочтительно, уменьшение рабочего параметра 170 в отношении показателя Т4 может позволить приспосабливать газотурбинный двигатель 118 к внешним условиям таким образом, что тяга 172 двигателя уменьшается только до уровня, необходимого для обеспечения возможности сохранения пилоном 200 двигателя несущей способности, необходимой для поддержки газотурбинного двигателя 118 в течение оставшихся этапов полета.

[0049] Контроллер 360 предпочтительно выполнен с возможностью уменьшения рабочего параметра 170 (например, тяги 172 двигателя) таким образом, что газотурбинный двигатель 118 не останавливается полностью или его работа не уменьшается до режима на малом газе, а вместо этого уменьшается до установки режима не на малом газе, обеспечивая выработку газотурбинным двигателем 118 пониженной тяги 172, продолжая генерировать гидравлическое давление, пневматическую энергию и/или электрическую энергию для обеспечения работы других систем летательного аппарата. Например, газотурбинный двигатель 118 может продолжать работать в режиме не на малом газе, в котором генерируется небольшое гидравлическое давление для поддержки гидравлического приведения в действие поверхностей управления полетом, и/или обеспечивается для газотурбинного двигателя 118 возможность продолжать генерировать электрическую энергию для поддержки работы различных электрических систем, например авиационного электронного оборудования. Хотя контроллер 360 может избегать полной остановки газотурбинного двигателя 118 при переключении в результате того, что отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304, система 300 может обеспечивать возможность полной остановки двигателя летным экипажем.

[0050] Контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения тяги 172 двигателя (ФИГ. 1) посредством уменьшения установки уровня тяги одного или более рычагов тяги (не показано), которые могут быть расположены в кабине 106 экипажа (ФИГ. 2). Тяга 172 двигателя может быть уменьшена до установки режима не на малом газе таким образом, что температура пилона 200 двигателя поддерживается на уровне предельной температуры. В некотором примере предельная температура может быть измерена одним или более датчиками температуры (например, термопарами - не показано), установленными на пилоне 200 двигателя и соединенными с контроллером 360. Предельная температура может быть основана на материале, из которого выполнен пилон 200 двигателя. Например, тяга 172 двигателя может быть уменьшена до определенного уровня так, что предельная температура является температурой, ниже которой материал пилона 200 двигателя сохраняет по меньшей мере 50 процентов своей прочности при комнатной температуре. Еще в одном примере предельная температура может быть температурой, ниже которой материал пилона 200 двигателя сохраняет по меньшей мере 70 процентов своего предела текучести при комнатной температуре.

[0051] В некоторых примерах контроллер 360 может уменьшить рабочий параметр 170 газотурбинного двигателя 118, только если второе контрольное устройство 304 отказало в течение относительно короткого временного промежутка после отказа первого контрольного устройства. Например, контроллер 360 может уменьшить рабочий параметр 170, только если первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 отказали в течение временного промежутка до 10 секунд относительно друг друга. В более предпочтительном варианте реализации контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения рабочего параметра 170, только если первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 отказали в течение одной секунды относительно друг друга. Отказ первого контрольного устройства 302 в течение относительно короткого временного промежутка после отказа второго контрольного устройства 304 позволяет избежать подачи ложного сигнала тревоги в случае отказа только одного из первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 вследствие причин, отличных от прожога корпуса 152 двигателя, таких как, например, неплотное (например, электрическое) соединение между контроллером 360 и одним из контрольных устройств 302, 304.

[0052] Контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения установки тяги по меньшей мере поврежденного двигателя до уровня, который приводит к уменьшению температуры пилона 200 двигателя до значения предельной температуры, при которой пилон 200 двигателя способен сохранять свою несущую способность. Для летательного аппарата 100 с множеством двигателей контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения установки тяги по меньшей мере для поврежденного двигателя, который может быть определен как двигатель с отказавшим первым контрольным устройством 302 и вторым контрольным устройством 304. Контроллер 360 при необходимости может быть выполнен с возможностью равного уменьшения тяги 172 всех двигателей (например, обоих двигателей летательного аппарата 100 с двумя двигателями), чтобы избежать состояния асимметричной тяги. В некоторых примерах контроллер 360 может быть выполнен с возможностью физического перемещения рычага (рычагов) тяги в кабине 106 экипажа до установки уменьшенной тяги.

[0053] Со ссылкой на ФИГ. 1, в некоторых примерах система 300 может включать в себя индикатор 364 (например, сигнальную лампу и/или предупредительный звонок - не показано), который может быть соединен с возможностью связи с контроллером 360. В ситуациях, когда контроллер 360 определяет, что отказало только одно из первого и второго контрольных устройств 302, 304 (а не оба), контроллер 360 может обусловливать выработку индикатором 364 индикации отказа. Например, индикатор 364 в кабине 106 экипажа может выдавать летному экипажу предупредительный сигнал об отказе, так что экипаж может более тщательно отслеживать рабочие характеристики (например, температуру 174 в камере сгорания, давление 176 в камере сгорания, температуру отработавшего газа, расход топлива и т.д.) газотурбинного двигателя 118. Индикатор 364 может быть выполнен с возможностью создания визуальной индикации, например, посредством светящейся или мигающей лампы аварийной сигнализации. Такая лампа аварийной сигнализации может находиться на приборной панели и/или стеклянном дисплее или может быть размещена в другом месте в кабине 106 экипажа. В других примерах индикатор 364 может представлять собой цифровую индикацию с буквенно-цифровыми символами, указывающими на возникновение отказа и содержащими другую информацию, такую как идентификатор двигателя (например, левого двигателя или правого двигателя летательного аппарата 100 с двумя двигателями), текущая температура (Т4) и/или давление камеры 142 сгорания, временная метка начала отказа и другую информацию.

[0054] Еще в одних примерах индикатор 364 может быть громкоговорителем, выполненным с возможностью выдачи звуковой индикации отказа, такой как зуммерный сигнал, тонально-модулированный сигнал, сигнал постоянного тона, предварительно записанное голосовое сообщение или другие звуковые индикации. В альтернативных или дополнительных вариантах реализации индикатор 364 может быть выполнен с возможностью выдачи тактильной индикации отказа. Например, индикатор 364 может содержать вибрацию сидений летного экипажа в кабине 106 экипажа и/или вибрацию штурвальной колонки или ручки управления. В любом из сценариев отказа, в том числе отказа одного из контрольных устройств 302, 304 или отказа обоих контрольных устройств 302, 304, такой отказ может быть автоматически занесен в отчетные рабочие данные летательного аппарата, например, в самописец полетных данных. В альтернативных или дополнительных вариантах реализации информация о таком отказе может быть передана в наземное подразделение, например команде технического обслуживания авиакомпании, чтобы они могли подготовиться к проверке поврежденного двигателя после прибытия летательного аппарата 100 в пункт назначения или позднее во время планового технического обслуживания. В случае отказа одного из контрольных устройств 302, 304, контроллер 360 может вырабатывать индикацию отказа, а газотурбинный двигатель 118 продолжает работать без уменьшения рабочего параметра 170. В этом отношении единичный отказ одного из контрольных устройств 302, 304 может привести к тому, что контроллер 360 позволит газотурбинному двигателю 118 продолжать работать с такой же тягой 172 двигателя, температурой 174 в камере сгорания и/или температурой 174 в камере сгорания, что и перед отказом.

[0055] Со ссылкой на ФИГ. 6 показан пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, выполненных в виде электрического проводника 312 и расположенных на нижней стороне 206 пилона 200 двигателя. Противоположные концы каждого из электрических проводников 312 могут быть соединены с возможностью связи с контроллером 360. Каждый из электрических проводников 312 может быть изготовлен из материала, выполненного с возможностью локального плавления или разъединения при локальном нагреве до температуры переключения, например, струей горячего газа в случае прожога корпуса 152 двигателя (ФИГ. 1). Во время работы газотурбинного двигателя 118 контроллер 360 может быть выполнен с возможностью выработки электрического тока для его подачи в каждый электрический проводник 312. В некоторых примерах контроллер 360 может соотносить прекращение электрического тока 308 через электрический проводник 312 с нарушением непрерывности электрического проводника 312, которое может произойти в результате разъединения электрического проводника 312 струей горячего газа.

[0056] В примере, показанном на ФИГ. 6, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут быть размещены относительно близко друг к другу, чтобы избежать возможности отказа, вызванного неисправностью одного элемента, и возможной подачи ложного сигнала тревоги, который приведет к ненужному уменьшению рабочего параметра 170 (например, тяги 172 двигателя) газотурбинного двигателя 118. В одном примере первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут быть размещены очень близко друг к другу без контакта на максимальном расстоянии менее приблизительно трех дюймов (76,2 мм) в любой точке по длине первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304. В предпочтительном варианте реализации это расстояние может быть меньше, чем приблизительно один дюйм (25,4 мм).

[0057] Кроме того, первое контрольное устройство 302 и/или второе контрольное устройство 304 могут быть выполнены имеющими прямую форму 338. В показанном примере первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут проходить вдоль направления, в целом параллельного продольной оси 120 газотурбинного двигателя 118. Кроме того, первое контрольное устройство 302 может быть ориентировано по существу параллельно (например, ±30 градусов) относительно второго контрольного устройства 304. Тем не менее, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут быть выполнены имеющими формы, отличные от прямой формы 338, и могут быть ориентированы в любом из множества различных направлений. Хотя первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 предпочтительно имеют по существу одинаковую конфигурацию, форму и/или размер, (например, одинаковую длину и/или закрывают одну и ту же область пилона 200 двигателя и/или корпуса 152 двигателя), в любом из вариантов реализации, раскрытых в настоящем документе, первое контрольное устройство 302 может быть выполнено имеющим конфигурацию, форму и/или размер, отличающиеся от соответствующих характеристик второго контрольного устройства 304.

[0058] На ФИГ. 7 приведен пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, выполненных в виде плавкого предохранителя 314, установленного на нижней стороне 206 пилона 200 двигателя. Каждый плавкий предохранитель 314 образует непрерывную электрическую цепь 306 с контроллером 360, который может вырабатывать электрический ток для прохождения через каждый плавкий предохранитель 314, как описано выше. Каждый плавкий предохранитель 314 может включать в себя по меньшей мере одну плавкую часть 316, размещенную в любом месте по длине плавкого предохранителя 314. В некоторых примерах плавкий предохранитель 314 может включать в себя множество плавких частей 316, размещенных на расстоянии друг от друга по длине плавкого предохранителя 314. Аналогично описанной выше функциональности варианта реализации электрического проводника 312 плавкая часть 316 плавкого предохранителя 314 может быть выполнена с возможностью плавления при локальном нагреве до температуры переключения. Контроллер 360 может соотносить прекращение электрического тока 308 через плавкий предохранитель 314 с плавлением плавкой части 316. Для вариантов реализации, в которых первое контрольное устройство 302 или второе контрольное устройство 304 выполнено в виде плавкого предохранителя 314, такое прекращение электрического тока 308 через плавкий предохранитель 314 может соответствовать отказу (например, может быть описано как отказ) контрольного устройства 302, 304.

[0059] На ФИГ. 8 приведен пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, каждое из которых выполнено в виде наполненной газом чувствительной трубки 318. Каждая чувствительная трубка 318 может включать в себя герметическую оболочку 320, содержащую инертный газ 322, такой как гелий. В некоторых примерах чувствительная трубка 318 может включать в себя сердечник 324 на основе металлических гидридов, выполненный с возможностью выделения газообразного водорода при нагреве до температуры переключения. Чувствительная трубка 318 функционально может быть соединена с нажимным выключателем 326, который в показанном примере может быть размещен на одном из противоположных концов чувствительной трубки 318.

[0060] Со ссылкой на ФИГ. 9-10 показана концевая часть чувствительной трубки 318, иллюстрирующая пример нажимного выключателя 326. На ФИГ. 9 показан нажимной выключатель 326 в нормально замкнутом положении 334. Нажимной выключатель 326 может включать в себя электрические выводы 310, которые могут быть соединены с контроллером 360. Кроме того, нажимной выключатель 326 может включать в себя внутреннюю подвижную перемычку 328. В примере по ФИГ. 9 подвижная перемычка 328 в замкнутом положении 334 соединяет между собой электрические выводы 310 и с образованием непрерывной электрической цепи 306 таким образом, что электрический ток 308, подаваемый контроллером 360, может протекать между электрическими выводами 310 на противоположных сторонах нажимного выключателя 326.

[0061] На ФИГ. 10 показан нажимной выключатель 326 по ФИГ. 9 в разомкнутом положении 336 вследствие пневматического воздействия. При нагреве оболочки 320 до температуры переключения, например струей горячего газа (не показано) во время случая прожога, газ 322 (например, гелий и выделяющийся газообразный водород), заключенный герметично внутри оболочки 320, может увеличивать внутреннее давление 332 внутри чувствительной трубки 318. Увеличение внутреннего давления 332 может вызывать пневматическое срабатывание нажимного выключателя 326, при этом подвижная перемычка 328 перемещается из замкнутого положения 334 на ФИГ. 9 в разомкнутое положение 336 на ФИГ. 10. Срабатывание нажимного выключателя 326 с переводом в разомкнутое положение 336 может нарушить непрерывность электрической цепи с контроллером 360 и привести к прекращению протекания электрического тока 308 через нажимной выключатель 326. Контроллер 360 может обнаруживать срабатывание нажимного выключателя 326 с переводом из замкнутого положения 334 в разомкнутое положение 336, выполняемое в результате прекращения протекания электрического тока 308 в контроллер 360 и соответствующее отказу первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304.

[0062] На ФИГ. 11-12 показан еще один пример нажимного выключателя. На ФИГ. 11 показан нажимной выключатель в нормально разомкнутом положении 336, причем подвижная перемычка 328 размещена на расстоянии от электрических выводов 310 вследствие внутреннего давления газа 322, герметично запечатанного внутри оболочки 320. Нажимной выключатель 326 может включать в себя одну или более пружин 329, которые могут быть сжаты внутренним давлением газа 322. Внутреннее давление газа 322 может отталкивать перемычку 328 от электрических выводов 310 и, таким образом, не допускать протекания электрического тока (не показано) между электрическими выводами 310 на противоположных сторонах нажимного выключателя 326 в разомкнутом положении 336.

[0063] На ФИГ. 12 показан нажимной выключатель 326 по ФИГ. 11 в замкнутом положении 334 в результате потери внутреннего давления газа 322 внутри оболочки 320. Потеря внутреннего давления газа 322 обеспечивает возможность поджатия перемычки 328 пружиной 329 в контакт с электрическими выводами 310 на противоположных сторонах нажимного выключателя 326. Потеря внутреннего давления газа 322 может происходить вследствие выхода газа 322 через одно или более отверстий 333, которые могут быть прожжены в оболочке 320 одной или более струями горячего газа 331, выходящими из корпуса двигателя (не показано) во время прожога газотурбинного двигателя (не показано). Например, струя горячего газа 331 может локально нагревать оболочку 320 до температуры переключения, которая может быть температурой плавления материала оболочки, и вызывать образование отверстия 333 в оболочке 320, через которое может выходить газ 322. Преимущество, обеспечиваемое примером нажимного выключателя 326 по ФИГ. 11-12, состоит в возможности избежать необходимости выполнения оболочки 320 устойчивой к плавлению струей горячего газа.

[0064] Как можно отметить, нажимной выключатель 326 может быть выполнен в любой из множества различных конфигураций и не ограничивается конфигурациями, показанными на ФИГ. 9-12. Кроме того, чувствительная трубка 318 может быть выполнена без сердечника 324 на основе металлических гидридов, и вместо этого в ней может использоваться расширение инертного газа 322 для пневматического срабатывания нажимного выключателя 326.

[0065] На ФИГ. 13 приведен вид сверху еще одного примера раскрытой в настоящем документе системы 300, содержащей пару из первого и второго контрольных устройств 302, 304, каждая концевая часть которых может быть соединена с возможностью связи с контроллером 360 (не показано), как описано выше. В показанном примере устройства пары из первого и второго контрольных устройств 302, 304 размещены очень близко друг к другу и ориентированы параллельно друг другу. Указанные пары размещены на противоположных сторонах продольной осевой линии (не показано) нижней стороны 206 пилона 200 двигателя. В этом отношении каждая пара из первого и второго контрольных устройств 302, 304 может быть размещена для обнаружения случая прожога на соответствующих сторонах нижней стороны 206 пилона 200 двигателя. Хотя каждое из первого и второго контрольных устройств 302, 304 показано имеющим прямую форму 338 и ориентированным параллельно другому, контрольные устройства 302, 304 могут быть выполнены любой из множества различных форм и конфигураций.

[0066] На ФИГ. 14 приведен пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, каждое из которых выполнено имеющим извилистую форму 340. Извилистая форма 340 может увеличивать площадь вдоль нижней стороны 206 пилона 200 двигателя для обнаружения локализованного случая прожога. Противоположные концы каждого из первого и второго контрольных устройств 302, 304 могут быть соединены с возможностью связи с контроллером 360 (не показано) так, как было описано выше. Кроме того, по меньшей мере часть первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 может перекрывать передний узел 210 крепления двигателя и/или задний узел 212 крепления пилона 200 двигателя для обеспечения обнаружения прожога возле чувствительных к нагрузке узлов 210, 212 крепления двигателя. В этом отношении узлы 210, 212 крепления двигателя могут быть выполнены с возможностью обеспечения пространства для монтажа контрольных устройств 302, 304 между узлами 210, 212 крепления и корпусом 152 двигателя.

[0067] На ФИГ. 15 приведен пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, каждое из которых выполнено в виде петли 350 и вставлено друг в друга. Как указано выше, противоположные концы каждой из петель 350 могут быть соединены с возможностью связи с контроллером 360 (не показано) с образованием пары непрерывных электрических цепей 306. На ФИГ. 15 показаны петли 350, установленные на нижней стороне 206 пилона 200 двигателя и проходящие между передним узлом 210 крепления двигателя и задним узлом 212 крепления двигателя. На ФИГ. 16 приведен пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, выполненных в виде вставленных петель 350 и перекрывающих передний узел 210 крепления двигателя и задний узел 212 крепления двигателя нижней стороны 206 пилона 200 двигателя. Как можно отметить, в любом из примеров, раскрытых в настоящем документе, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут быть выполнены имеющими любые из множества различных размеров, форм и конфигураций, без ограничения. Кроме того, хотя на фигурах чертежей показаны одно первое контрольное устройство 302 и одно второе контрольное устройство 304, размещенные очень близко друг к другу, система 300 может включать в себя одну или более пар контрольных устройств 302, 304 (например, ФИГ. 15), установленных в различных местах на пилоне 200 двигателя и/или установленных в различных местах на корпусе 152 двигателя, как описано более подробно ниже.

[0068] На ФИГ. 17 приведен вид в разрезе газотурбинного двигателя 118, иллюстрирующий передний узел 210 крепления пилона 200 двигателя, прикрепленный к корпусу 126 вентилятора. Как указано выше, корпус 126 вентилятора может окружать вентиляторный ротор 124. Задний узел 212 крепления пилона 200 двигателя показан прикрепленным к корпусу 152 двигателя аналогично конструкции, показанной на ФИГ. 5. Конструкция, показанная на ФИГ. 17, обеспечивает то, что передняя часть нижней стороны 206 пилона 200 двигателя находится дальше от корпуса 152 двигателя, чем в конструкции, показанной на ФИГ. 5. Следует отметить, что конфигурации пилона двигателя, показанные на ФИГ 5 и 15, иллюстрируют два варианта из множества различных размеров, форм и

конфигураций пилонов 200 двигателя, для которых могут быть реализованы раскрытые в настоящем документе системы 300.

[0069] На ФИГ. 18 приведен вид сверху верхней поверхности внутреннего контура 136 двигателя по ФИГ. 17 и показывающий пример первого и второго контрольных устройств 302, 304, установленных на корпусе 152 двигателя. В показанном примере каждое из первого и второго контрольных устройств 302, 304 имеет прямую форму 338 и установлено близко и параллельно относительно другого. Противоположные концы каждого из первого и второго контрольных устройств 302, 304 могут быть соединены с возможностью связи с контроллером 360 (не показано) с образованием непрерывных электрических цепей 306, как описано выше. В предпочтительном варианте реализации по меньшей мере часть первого и второго контрольных устройств 302, 304 проходит вдоль корпуса 158 камеры сгорания внутреннего контура 136 двигателя.

[0070] На ФИГ. 19 показан пример первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, выполненных имеющими извилистую форму 340, аналогичную конструкции, описанной выше в отношении ФИГ. 14. В любом из примеров, показанных в настоящем документе, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут проходить поверх любой части корпуса 152 двигателя и не ограничены показанными на чертежах вариантами размещения. Например, каждое из первого и второго контрольных устройств 302, 304 может перекрывать корпус 158 камеры сгорания, а также по меньшей мере часть корпуса 156 компрессора высокого давления и/или по меньшей мере часть корпуса 160 турбины высокого давления.

[0071] На ФИГ. 20 приведен вид сверху примера первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304, каждое из которых выполнено в виде петли 350 и установлено на внешней части корпуса 152 двигателя. Как указано выше, множество контрольных петель 350 могут быть установлены на корпусе 152 двигателя для отслеживания и обнаружения возникновения случая прожога. Кроме того, различные конфигурации первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 могут быть скомбинированы на одной и той же поверхности. Например, хотя это не показано на ФИГ. 20, первое и второе контрольные устройства 302, 304, имеющие прямую форму 338, могут

быть размещены в центре вставленных петель 350 первого и второго контрольных устройств 302, 304.

[0072] На ФИГ. 21 приведен вид в разрезе внутреннего контура 136 двигателя и пилона 200 двигателя, показывающий пример размещения первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 непосредственно под нижней стороной 206 пилона 200 двигателя. Как указано выше, в любом из примеров, раскрытых в настоящем документе, первое контрольное устройство 302 и/или второе контрольное устройство 304 могут быть установлены или может быть установлено на пилоне 200 двигателя предпочтительно обращенным к корпусу 158 камеры сгорания. Как показано на ФИГ. 6-16, любое количество пар контрольных устройств (например, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304) могут быть установлены в любом месте пилона 200 двигателя, а предпочтительно на нижней стороне 206 пилона 200 двигателя, обращенной к корпусу 152 двигателя. В альтернативных или дополнительных вариантах реализации любое количество пар контрольных устройств могут быть установлены в любом месте на корпусе 152 двигателя и предпочтительно возле корпуса 158 камеры сгорания в местах, которые обращены к пилону 200 двигателя и/или размещены возле пилона 200 двигателя.

[0073] На ФИГ. 22 приведена структурная схема с показом одной или более операций, которые могут быть включены в способ 400 защиты конструктивной целостности пилона 200 двигателя, например, в случае прожога корпуса 152 двигателя. Этап 402 способа 400 может включать работу газотурбинного двигателя 118. Как указано выше, атмосферный воздух, засасываемый в воздухозаборник 122, может быть сжат одним или более компрессорами перед проходом в камеру 142 сгорания, как показано на ФИГ. 5. В сжатый воздух может быть впрыснуто или подано под давлением топливо, воспламенение которого может привести к значительному увеличению давления и температуры внутри камеры 142 сгорания. В результате этого перегретые газообразные продукты сгорания могут поступить в турбины, где газообразные продукты сгорания могут расшириться перед выпуском из сопла 150 внутреннего контура.

[0074] Этап 404 способа 400 может включать увеличение температуры первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304, что может произойти в случае прожога в корпусе 152 двигателя во время работы газотурбинного

двигателя 118. Как указано выше, прожог может произойти в корпусе 158 камеры сгорания вследствие относительно высоких давлений и температур в камере 142 сгорания. Однако прожог может произойти в других местах в корпусе 152 двигателя, например, ниже по потоку от камеры 142 сгорания. Например, прожог может произойти на входе в корпус 160 турбины высокого давления вследствие относительно высокой температуры рабочего газа, образованного продуктами сгорания, поступающего в турбинную часть внутреннего контура 136 двигателя.

[0075] Этап 406 способа 400 может включать отказ первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 при достижении соответственно первым контрольным устройством 302 и вторым контрольном устройством 304 температуры переключения. Как отмечено выше, первое контрольное устройство 302 и второе контрольное устройство 304 могут быть выполнены с возможностью отказа при нагреве до температуры переключения сверх обычной температуры, воздействие которой испытывает пилон 200 двигателя во время номинального режима (например, без прожога) работы газотурбинного двигателя 118. В одном примере температура переключения может быть ниже, чем температура плавления материала пилона 200 двигателя, и выше чем описанная выше предельная температура.

[0076] Этап 408 способа 400 может включать определение, с использованием контроллера 360, факта отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304. Как отмечено выше, в одном варианте реализации первое контрольное устройство 302 и/или второе контрольное устройство 304 каждое может быть представлено в виде непрерывной электрической цепи 306, в которую контроллер 360 может постоянно подавать электрический ток 308, пока газотурбинный двигатель 118 работает. В таком варианте реализации этап определения факта отказа непрерывной электрической цепи 306 может включать соотнесение прекращения тока 308 через непрерывную электрическую цепь 306 с разрывом непрерывной электрической цепи 306, и которое может соответствовать отказу (например, может быть описано как отказ) первого контрольного устройства 302 и/или отказу второго контрольного устройства 304). Как отмечено выше, отказ непрерывной электрической цепи 306 может произойти вследствие прожога корпуса 152 двигателя, что может привести к разъединению непрерывной электрической цепи 306 и соответствующему прекращению протекания электрического тока 308.

[0077] Для вариантов реализации, в которых непрерывная электрическая цепь 306 выполнена на основе электрического проводника 312 (ФИГ. 6), этап определения факта отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 может включать соотнесение, с использованием контроллера 360, указанного прекращения протекания тока 308 через электрический проводник 312. Прекращение протекания тока 308 через электрический проводник 312 может привести к разъединению электрического проводника 312 струей горячего газа, выходящей из места прожога в корпусе 152 двигателя. Струя горячего газа может локально нагревать электрический проводник 312 до температуры переключения или выше температуры переключения с инициированием локального плавления и разъединения электрического проводника 312. В этом отношении прекращение протекания тока 308 через электрический проводник 312 может соответствовать отказу первого контрольного устройства 302 или второго контрольного устройства 304, как представлено электрическим проводником 312.

[0078] Для вариантов реализации, в которых непрерывная электрическая цепь 306 реализована на основе плавкого предохранителя 314, имеющего по меньшей мере одну плавкую часть 316 (ФИГ. 7), этап определения факта отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 может включать соотнесение, с использованием контроллера 360, прекращение тока 308 через плавкий предохранитель 314 с плавлением плавкой части 316. Плавкая часть 316 может быть оплавлена струей горячего газа, выходящей из корпуса 152 двигателя. Как отмечено выше, плавление плавкой части 316 может соответствовать отказу первого контрольного устройства 302 или второго контрольного устройства 304, как представлено плавким предохранителем 314.

[0079] Для вариантов реализации, в которых непрерывная электрическая цепь 306 выполнена на основе наполненной газом чувствительной трубки 318 (например, ФИГ. 8-10), имеющей нажимной выключатель 326, как описано выше, этап определения факта отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 может включать обнаружение, с использованием контроллера 360, пневматического срабатывания нажимного выключателя 326, которое может быть инициировано увеличением внутреннего давления 332 газа 322 в чувствительной трубке 318. Как отмечено выше, увеличение внутреннего давления 332 внутри чувствительной трубки 318 может быть вызвано

приложением тепла 330 вследствие прожога в корпусе 152 двигателя. Срабатывание нажимного выключателя 326 с переводом из замкнутого положения 334 (ФИГ. 9) в разомкнутое положение 336 (ФИГ. 10) может привести к разрыву непрерывной электрической цепи 306 между нажимным выключателем 326 и контроллером 360. Полученное в результате этого прекращение электрического тока 308 может соответствовать отказу первого контрольного устройства 302 или второго контрольного устройства 304, как представлено чувствительной трубкой 318.

[0080] В другом варианте реализации, показанном на ФИГ. 11-12, срабатывание нажимного выключателя 326 может быть вызвано путем уменьшения или за счет потери внутреннего давления газа 322 внутри чувствительной трубки 318. Уменьшение или потеря внутреннего давления 322 внутри чувствительной трубки 318 может происходить в результате отверстия 333, образованного в одном или более мест оболочки 320. Такое отверстие 333 может быть оплавлено в оболочке струей горячего газа 331 (ФИГ. 12), что позволит выйти инертному газу 322 из оболочки 320 и приведет к поджатию пружиной 329 подвижной перемычки 328 из нормально разомкнутого положения 336 (ФИГ. 11) в замкнутое положение 334 (ФИГ. 12) с соединением между собой выводов 310 на противоположных сторонах нажимного выключателя 326. Соединение между собой выводов 310 перемычкой 328 может обеспечить протекание электрического тока 308 через нажимной выключатель 326 с образованием, таким образом, замкнутой непрерывной электрической цепи 306, что может быть обнаружено контроллером 360. В этом случае контроллер 360 может уменьшить рабочий параметр 170 газотурбинного двигателя 118.

[0081] В некоторых примерах способа 400 этап 408 определения факта отказа первого контрольного устройства 302 и/или второго контрольного устройства 304 может включать определение с использованием контроллера 360, что отказало только одно из первого и второго контрольных устройств 302 и 304. При таком сценарии способ может включать инициирование, с использованием контроллера 360, выработки индикатором 364 (ФИГ. I) индикации отказа либо первого контрольного устройства 302, либо второго контрольного устройства 304. Контроллер 360 может инициировать выработку индикатором 364 индикации в виде средства подачи летному экипажу предупредительного сигнала, чтобы они уделили большее внимание отслеживанию работы поврежденного двигателя. Контроллер

360 может позволить газотурбинному двигателю 118 продолжать работать без уменьшения рабочего параметра 170, такого как тяга 172 двигателя.

[0082] Этап инициирования индикации индикатором 364 отказа первого контрольного устройства 302 и второго контрольного устройства 304 может включать выработку визуальной индикации, звуковой индикации и/или тактильной индикации отказа, например для летного экипажа. В этом отношении индикация может быть создана в кабине 106 экипажа летательного аппарата 100 посредством лампы аварийной сигнализации, предупредительного звукового сигнала и/или предупредительной вибрации, например, сидений летного экипажа, штурвальной колонки или другого объекта в кабине 106 экипажа. Способ дополнительно может включать регистрацию возникновения отказа самописцем полетных данных и/или передачу информации о возникновении отказа в наземное подразделение, например команде технического обслуживания авиакомпании, как отмечено выше.

[0083] Этап 410 способа 400 может включать уменьшение рабочего параметра 170 газотурбинного двигателя 118 с использованием контроллера 360, если отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304. Как отмечено выше, контроллер 360 может быть выполнен с возможностью уменьшения рабочего параметра 170, только если второе контрольное устройство 304 отказало в пределах заданного или относительно короткого промежутка времени после отказа первого контрольного устройства 302. Например, контроллер может уменьшить рабочий параметр 170, только если второе контрольное устройство 304 отказало в течение одной секунды после отказа первого контрольного устройства 302. Такая конструкция позволяет избежать подачи ложного сигнала тревоги, который может произойти в результате получения сигнала отказа одного из контрольных устройств 302, 304, но без прожога, например при неплотном соединении контроллера 360 с одним из контрольных устройств 302, 304, с инициированием прекращения протекания электрического тока 308 через контрольное устройство 302, 304, за которым последует отказ оставшегося контрольного устройства в более позднее время (например, позднее, чем через одну секунду) вследствие прожога.

[0084] В случае если отказали как первое контрольное устройство 302, так и второе контрольное устройство 304, способ может включать уменьшение тяги 172 двигателя до

установки режима не на малом газе. Например, тяга 172 двигателя может быть уменьшена до определенного уровня с уменьшением температуры пилона 200 двигателя (например, части пилона 200 двигателя возле корпуса 152 двигателя) до значения, ниже предельной температуры или равного предельной температуре, при которой материал пилона 200 двигателя сохраняет определенную долю своей прочности при комнатной температуре. В одном варианте реализации контроллер 360 может автоматически уменьшать тягу 172 двигателя до определенного уровня с уменьшением температуры пилона 200 двигателя до значения, при котором прочность материала пилона 200 двигателя составляет по меньшей мере 70 процентов своего предела текучести при комнатной температуре. В этом отношении тяга 172 двигателя может быть ограничена до значения, необходимого для сохранения несущей способности пилона 200 двигателя на время оставшегося полета. В качестве альтернативы или в дополнение к уменьшению тяги 172 двигателя, этап уменьшения рабочего параметра 170 может включать уменьшение давления 176 в камере сгорания и/или уменьшение температуры 174 в камере сгорания до определенного уровня с уменьшением температуры пилона 200 двигателя до значения, ниже предельной температуры или равного предельной температуре.

[0085] Специалисту в данной области техники могут быть очевидны дополнительные модификации или усовершенствования раскрытия настоящего изобретения. Таким образом, данная конкретная комбинация частей, описанная в настоящем документе, предназначена для представления только некоторых вариантов реализации раскрытия настоящего изобретения и не предназначена для ограничения альтернативных вариантов реализации или устройств, находящихся в пределах сущности и объема раскрытия изобретения.

1. Система для защиты конструктивной целостности пилона двигателя, содержащая:

первое контрольное устройство, установленное возле пилона двигателя, соединяющего газотурбинный двигатель с корпусом летательного аппарата;

второе контрольное устройство, установленное возле первого контрольного устройства, при этом первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое выполнены с возможностью отказа при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса двигателя во время работы газотурбинного двигателя; и

контроллер, соединенный с возможностью связи с первым контрольным устройством и вторым контрольным устройством и выполненный с возможностью автоматического уменьшения рабочего параметра газотурбинного двигателя при отказе обоих указанных контрольных устройств.

2. Система по п. 1, в которой:

рабочим параметром является тяга двигателя.

3. Система по п. 2, в которой:

контроллер выполнен с возможностью уменьшения тяги двигателя до установки режима не на малом газе.

4. Система по п. 1, в которой:

контроллер выполнен с возможностью уменьшения рабочего параметра газотурбинного двигателя, только если второе контрольное устройство отказало в течение заданного времени после отказа первого контрольного устройства.

5. Система по п. 1, дополнительно содержащая:

индикатор, соединенный с возможностью связи с контроллером; причем

контроллер выполнен с возможностью определения, отказало ли только одно из первого и второго контрольных устройств, и с возможностью инициирования выработки индикатором индикации отказа только одного из первого и второго контрольных устройств, если отказало только одно из первого и второго контрольных устройств.

6. Система по п. 1, в которой:

по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств содержит непрерывную электрическую цепь, противоположные концы которой соединены с контроллером; причем

контроллер выполнен с возможностью постоянного пропускания электрического тока через указанную непрерывную электрическую цепь; и

контроллер выполнен с возможностью соотносить прекращение электрического тока через непрерывную электрическую цепь с ее разрывом, соответствующим отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.

7. Система по п. 6, в которой:

непрерывная электрическая цепь содержит электрический проводник или плавкий предохранитель.

8. Система по п. 6, в которой:

по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств содержит чувствительную трубку, имеющую оболочку, содержащую газ и функционально соединенную с нажимным выключателем, соединенным с возможностью связи с контроллером; и

контроллер выполнен с возможностью обнаружения срабатывания нажимного выключателя во время нагрева оболочки и/или газа до температуры переключения, причем срабатывание нажимного выключателя соответствует отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.

9. Система по п. 1, в которой по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств установлено на:

нижней стороне пилона двигателя или

корпусе камеры сгорания газотурбинного двигателя.

10. Система по п. 1, в которой:

газотурбинный двигатель соединен пилоном двигателя с крылом или фюзеляжем.

11. Система для защиты конструктивной целостности пилона двигателя, содержащая:

первое контрольное устройство, установленное возле пилона двигателя, соединяющего газотурбинный двигатель с крылом летательного аппарата;

второе контрольное устройство, установленное возле первого контрольного устройства, при этом первое контрольное устройство и второе контрольное устройство каждое выполнены с возможностью отказа при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса камеры сгорания во время работы газотурбинного двигателя; и

контроллер, соединенный с возможностью связи с первым контрольным устройством и вторым контрольным устройством и выполненный с возможностью автоматического уменьшения тяги газотурбинного двигателя при отказе обоих указанных контрольных устройств.

12. Способ защиты конструктивной целостности пилона двигателя, включающий:

определение с использованием контроллера, отказало ли по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств, установленных возле пилона двигателя и соединенных с возможностью связи с контроллером, при этом отказ фиксируется при достижении температуры, указывающей на прожог корпуса газотурбинного двигателя; и

уменьшение рабочего параметра газотурбинного двигателя с использованием контроллера, если отказали оба указанные контрольные устройства.

13. Способ по п. 12, согласно которому этап уменьшения рабочего параметра включает:

уменьшение тяги двигателя.

14. Способ по п. 13, согласно которому этап уменьшения тяги двигателя включает:

уменьшение тяги двигателя до установки режима не на малом газе.

15. Способ по п. 12, согласно которому этап уменьшения рабочего параметра включает:

уменьшение рабочего параметра, только если второе контрольное устройство отказало в течение одной секунды после отказа первого контрольного устройства.

16. Способ по п. 12, согласно которому этап определения, отказало ли по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств, включает:

определение с использованием контроллера, что отказало только одно из первого и второго контрольных устройств; и

инициирование, с использованием контроллера, выработки индикатором индикации отказа только одного из первого и второго контрольных устройств.

17. Способ по п. 16, согласно которому этап инициирования выработки индикатором индикации отказа только одного из первого и второго контрольных устройств включает:

выработку по меньшей мере визуальной индикации, звуковой индикации или тактильной индикации.

18. Способ по п. 12, согласно которому по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств содержит непрерывную электрическую цепь, соединенную с возможностью связи с контроллером, а этап определения, отказало ли по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств, включает:

соотнесение, с использованием контроллера, прекращения протекания тока через непрерывную электрическую цепь с разрывом непрерывной электрической цепи, соответствующим отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.

19. Способ по п. 18, согласно которому:

непрерывная электрическая цепь содержит электрический проводник или плавкий предохранитель.

20. Способ по п. 12, согласно которому по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств содержит наполненную газом чувствительную трубку, функционально соединенную с нажимным выключателем, соединенным с возможностью связи с контроллером, а этап определения, отказало ли по меньшей мере одно из первого и второго контрольных устройств, включает:

обнаружение, с использованием контроллера, срабатывания нажимного выключателя при нагреве чувствительной трубки до температуры переключения, соответствующего отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинных двигателей летательных аппаратов, содержащих детали, выполненные из композиционного материала, содержащего связующую матрицу с армирующими волокнами.

Изобретение относится к противопожарной защите картера газовой турбины. Картер содержит цилиндрический корпус (10), главное направление которого проходит вдоль продольной оси (X), и входной фланец (20), выполненный радиально относительно продольной оси (X) от входного конца корпуса (10).

Изобретение относится к машиностроению и может быть использовано при разработке газоперекачивающих агрегатов. Блок силовой газоперекачивающего агрегата, содержащий газотурбинную установку (ГТУ), расположенную в герметичном отсеке, соединенном с воздухозаборным трактом, снабженным вентилятором, и с воздуховодом отвода горячего воздуха, отличающийся тем, что блок силовой дополнительно снабжен воздуховодом отбора подогретого воздуха, сообщающим герметичный отсек с воздухозаборным трактом перед вентилятором.

Описан корпус осевого компрессора двигателя летательного аппарата, противостоящий титановому пожару. Выполняют комбинированный корпус, в котором несущую конструкцию для неподвижных лопаток выполняют в виде моноблочной детали из титана или титанового сплава, и в качестве средств тепловой защиты она содержит по меньшей мере один элемент, образующий экран из жаростойкого сплава, невоспламеняемого от горящего титана.

Изобретение относится к энергетике. Комплекс специальной автоматики взрывозащиты газотурбинной установки, обеспечивающий безопасность эксплуатации горячего газотурбинного двигателя, позволяющий при инциденте с несанкционированным отключением продувки воздухом отсека газотурбиной установки с минимальными затратами предотвратить контакт взрывоопасной смеси, которая может высвободиться, с поверхностью горячих компонентов корпуса газотурбинного двигателя, у которых максимальная температура может превышать температуру самовоспламенения используемых в технологическом процессе горючих веществ, до их охлаждения до безопасных температур.

Изобретение относится к штативам для систем обнаружений возгораний. .

Изобретение относится к энергетике и к железнодорожному транспорту и может применяться для выработки электроэнергии газоперекачивающих станций и в качестве силовой установки газотурбовоза.

Изобретение относится к железнодорожному транспорту и может применяться в качестве силовой установки газотурбовоза, т.е локомотива, созданного на базе газотурбинного двигателя.

Изобретение относится к области энергетики. .

Изобретение относится к области электротехники, в частности к средствам защиты от повреждения элементов конструкции установок в процессе проведения восстановительного ремонта.

Изобретение относится к способу, предназначенному для уменьшения в газотурбинном двигателе скорости вращения турбины, содержащей ротор, приводящий в движение тот или иной вал и имеющий возможность вращаться внутри статора, в случае разрушения упомянутого вала.

Изобретение относится к области энергетики и позволяет исключить время, требуемое для проведения консервации теплоэнергетического оборудования при выводе его в ремонт, либо в резерв на срок, превышающий трое суток.

Объектом изобретения является способ обеспечения обнаружения повреждения трубопровода, при этом упомянутый трубопровод выполнен с возможностью доставки сжатого воздушного потока, отбираемого на выходе компрессора высокого давления газотурбинного двигателя, до первого датчика давления и второго датчика давления вычислительного устройства.

Изобретение относится к паротурбинной установке и к способу эксплуатации паровой турбины (2), причем пар подается в паровую турбину через первый клапан (3) в первом подводящем паропроводе (5) и второй клапан (4) во втором подводящем паропроводе (6), причем клапаны регулируются асимметрично по отношению друг к другу, так что при возникновении недопустимых колебаний, измеренных посредством датчиков ускорения, один клапан закрывается, а другой клапан открывается в целях настройки нужного общего массового потока.

Изобретение относится к энергетике. Система датчиков рабочей текучей среды сконфигурирована для анализа работы системы генерации энергии.

Группа изобретений относится к системам и способу защиты конструктивной целостности пилона двигателя. Система содержит два контрольных устройства, установленных рядом друг от друга возле пилона двигателя, контроллер. Для защиты конструктивной целостности пилона двигателя определяют с использованием контроллера отказ первого или второго контрольного устройства, при отказе обоих контрольных устройств уменьшают рабочий параметр газотурбинного двигателя. 3 н. и 17 з.п. ф-лы, 22 ил.

Наверх