Способ защиты крыла самолёта от обледенения и система защиты

Изобретение относится к противообледенительным системам летательных аппаратов. Способ защиты крыла самолета от обледенения включает отбор горячего воздуха от компрессора двигателя, регулирование параметров отобранного горячего воздуха и подачу его в распределительные трубы (3, 4) предкрылков консолей крыла. Распределительные трубы (3, 4) горячего воздуха оборудованы регулирующей заслонкой (5, 6) и датчиками. Система защиты крыла самолета от обледенения содержит средства регулирования параметров горячего воздуха и контроля режимов полета, а также блок управления (13) приводами регулирующих заслонок. Блок управления приводами (13) регулирующих заслонок снабжен устройством (14) формирования сигналов зависимости давления горячего воздуха на выходе из регулирующей заслонки (5, 6) от высоты полета самолета. После регулирования параметров горячего воздуха его температуру поддерживают постоянной. Давление и расход в распределительные трубы предкрылков изменяют в зависимости от высоты полета с использованием регулирующей заслонки. Достигается исключение обледенения предкрылков из-за несоответствия условиям, вызывающим обледенение на соответствующей высоте полета. 2 н. и 6 з.п. ф-лы, 4 ил.

 

Группа изобретений - способ и устройство для осуществления способа относится к средствам удаления или предотвращения образования льда на внешних поверхностях самолета нагретым газом. Преимущественной областью применения изобретения являются средства защиты от обледенения выдвижных предкрылков крыла.

Уровень техники

Аналоги способа патентуемого защиты крыла самолета от обледенения в общедоступных источниках информации отсутствуют.

Система защиты крыла самолета от обледенения по патенту РФ №2529927 (B64D 15/04) содержит линии отбора горячего воздуха, подаваемого в нагреватель предкрылка, от компрессора двигателя и от радиатора. В зависимости от температуры обогреваемой поверхности или температуры наружного воздуха производится переключение линий отбора горячего воздуха. Также предусмотрено использование смеси горячего воздуха, отбираемого сразу от двух линий отбора. Изобретение не позволяет изменять параметры горячего воздуха при изменении высоты полета в условиях возможного обледенения.

Наиболее близким к изобретению по настоящей заявке аналогом является система защиты крыла самолета от обледенения, раскрытая в описании изобретения по патенту РФ №2488526 (B64D 13/08), которая так же, как и система по настоящей заявке, содержит средства отбора компримированного воздуха от двигателя самолета, средства регулирования параметров отобранного воздуха, распределительные трубы компримированного воздуха, оборудованные регулирующими заслонками и датчиками, средства контроля режимов полета, и блок управления приводами регулирующих заслонок. Регулировку температуры горячего воздуха осуществляют за счет изменения расхода наружного воздуха, проходящего через теплообменник. При регулировке расхода наружного воздуха через теплообменник учитывают температуру наружного воздуха, скорость полета и влажность воздуха. Принцип регулировки температуры горячего воздуха связан с нуждами системы кондиционирования воздуха. Предусмотрен контроль температуры поверхности предкрылка, однако, принцип регулировки параметров горячего воздуха в зависимости от высоты полета не рассмотрен.

Анализ материалов патентов №2529927 и №2488526 показывает, что вопросы регулирования параметров горячего воздуха, используемого для нужд противообледенительной системы, связаны с температурой обогреваемой поверхности. Такой метод регулирования имеет существенный недостаток, приводящий к снижению его эффективности. Воздушно-тепловые противооблединительные системы достаточно инерционны. При полетах в условиях обледенения водность облаков непрерывно колеблется в значительных пределах, и система регулирования температуры поверхности устанавливает заданную температуру со значительным запаздыванием. В том случае, когда будет резко увеличиваться водность при исходной пониженной температуре поверхности, часть воды не будет успевать полностью испаряться и будет затекать за зону обогрева. В этом случае за зоной обогрева начнет образовываться «барьерный» лед, который даже при небольшой высоте на верхней поверхности крыла будет приводить к существенному снижению подъемной силы крыла, что в ряде случаев недопустимо. Водность облаков непрерывно колеблется в значительных пределах при изменении высоты полета. Поскольку это не учитывают, надежность средств защиты от обледенения снижается.

Раскрытие сущности изобретения

Изобретение решает задачу повышения надежности средств защиты от обледенения, повышения безопасности эксплуатации самолета в условиях обледенения и снижения затрат топлива.

Сущность изобретения как технического решения, относящегося к способу защиты крыла самолета от обледенения, заключается в том, что от компрессора двигателя самолета отбирают компримированный воздух, измеряют и регулируют его параметры и подают в распределительные трубы предкрылков консолей крыла, при этом температуру подаваемого воздуха поддерживают постоянной, а давление и расход в распределительные трубы предкрылков изменяют в зависимости от высоты полета с использованием регулирующей заслонки.

Способ защиты крыла самолета от обледенения реализуют посредством системы защиты крыла самолета от обледенения, содержащей линию отбора горячего воздуха от компрессора двигателя, систему регулирования параметров горячего воздуха, распределительные трубы горячего воздуха, оборудованные регулирующей заслонкой и датчиками, систему контроля режимов полета, и блок управления приводами регулирующих заслонок. Блок управления приводами регулирующих заслонок снабжен, согласно изобретению, устройством формирования сигналов зависимости давления горячего воздуха на выходе из регулирующей заслонки от высоты полета самолета.

Технический результат заключается в адекватности поддерживаемого давления и расхода воздуха, подаваемого в распределительные трубы предкрылков, с учетом водности облаков, непрерывно изменяющейся при изменении высоты полета, что исключает обледенение предкрылков из-за несоответствия условиям, вызывающим обледенение на соответствующей высоте полета. Автоматическую подачу горячего воздуха осуществляют при попадании самолета в зону возможного обледенения крыла. Для этого система защиты крыла самолета от обледенения снабжена сигнализаторами обледенения, которые связаны с блоком управления регулирующими заслонками для их автоматического открытия или закрытия.

Температуру горячего воздуха на входе в распределительные трубы поддерживают на постоянном заданном уровне с помощью системы отбора и подготовки воздуха. При этом учитывают нормированные условия обледенения в зависимости от высоты полета, представленные в Авиационных Правилах (АП-25).

Для регулировки расхода и давления горячего воздуха используют регулирующие заслонки и блок управления ими. Согласно изобретению, блок управления приводами регулирующих заслонок снабжен устройством формирования сигналов зависимости давления горячего воздуха на выходе из регулирующей заслонки от высоты полета самолета. К регулирующей заслонке горячий воздух подходит с заданной постоянной температурой, которую обеспечивает система отбора воздуха.

Каждую регулирующую заслонку целесообразно снабдить сигнализаторами открытого и закрытого положений. Наличие таких сигнализаторов обеспечивает надежный контроль функционирования системы.

Наличие недопустимых утечек горячего воздуха (например, разрыв трубопровода) в процессе его подачи для обогрева поверхности, чреватого снижением эффективности обогрева поверхности и возможностью образования «барьерного» льда, определяют при полном открытии заслонки, для чего давление горячего воздуха, подаваемого в распределительные трубы предкрылков консолей крыла, сравнивают с требуемым расчетным давлением на данной высоте полета. При наличии сигнала об открытом положении заслонки и разности давлений выше допустимого значения инициируется выход самолета из зоны обледенения.

При эксплуатации системы возможен перегрев обогреваемой поверхности вследствие отказа средств поддержания температуры горячего воздуха на заданном уровне. Для нейтрализации этого в систему включен датчик температуры горячего воздуха за заслонкой. В логике управления используется информация о температуре наружного воздуха. В случае появления сигнала о перегреве, подачу горячего воздуха прекращают и инициируют выход из зоны обледенения.

Естественные облака, в которых происходит обледенение, имеют многократные разрывы в сплошности. В связи с этим, при полетах в естественных условиях обледенения и наличии автоматического включения и отключения системы может происходить ее многократное включение и выключение, что снижает ресурс агрегатов системы. После последнего выхода из облака на поверхности могут остаться льдообразования. Для устранения этого явления вводится временная задержка на отключение системы после выхода из облака. Временная задержка, определенная на основании многократных полетов в естественных условиях обледенения, в оптимальном варианте должна составлять 110-120 секунд.

Перечень фигур чертежей

Фиг. 1 - Схема системы защиты крыла самолета от обледенения.

Фиг. 2 - Схема управления защитой крыла от обледенения.

Фиг. 3 - График расхода воздуха по высоте полета.

Фиг. 4 - Схема предкрылка.

Осуществление изобретения

В дальнейшем изобретение поясняется конкретными примерами его выполнения со ссылками на прилагаемые чертежи.

Система, представленных на фиг. 1, содержит сигнализаторы 1 и 2 обледенения консолей (не показаны) крыла. В консолях крыла расположены распределительные трубы 3 и 4 горячего воздуха, соответственно. Каждая из труб 3, 4 оборудована регулирующей заслонкой, соответственно, 5 и 6. Система содержит также датчики температуры, соответственно, 7 и 8 и датчики избыточного давления горячего воздуха - основные 9 и 11 и резервные 10 и 12 на выходе из соответствующей регулирующей заслонки 5 и 6. Приводы регулирующих заслонок связаны с блоком 13 управления. Блок 13 снабжен устройством 14 формирования сигналов расчетной зависимости давления горячего воздуха на выходе из регулирующей заслонки от высоты полета.

Каждая регулирующая заслонка 5 и 6 снабжена сигнализаторами открытого и закрытого положений (не показаны).

В состав блока 13 включены программные и аппаратные средства 15 реализации алгоритмов контроля, приема/передачи информации и формирования команд управления заслонками 5 и 6. Блок 13 управления обеспечивает:

- сбор информации от датчиков и сигнализаторов открытого и закрытого положений заслонок 5 и 6;

- сигнал о высоте полета;

- обработку принятой информации в соответствии с алгоритмами, заданными в программе функционирования;

- автоматическое управление на всех режимах полета;

- контроль технического состояния системы;

- контроль собственной работоспособности.

Для защиты крыла самолета от обледенения горячий воздух отбирают от компрессоров маршевых двигателей (не показаны) самолета.

При попадании самолета в условия возможного обледенения сигнализаторы 1 и 2 выдает сигнал «обледенение». При наличии сигнала «обледенение» блок 13 подает управляющие сигналы на заслонки. Горячий воздух подают в распределительные трубы 3 и 4 консолей крыла.

Блок 13 управления автоматически производит операции:

- сравнение сигналов датчиков избыточного давления на каждой консоли и выявление отказавшего датчика;

- переключение управления давлением горячего воздуха с основного датчика избыточного давления на резервный;

- сравнение заданного (расчетного) давления горячего воздуха за регулирующей заслонкой с существующим давлением по датчикам и выдачу управляющих сигналов для достижения заданного давления при имеющейся высоте полета.

Блок 13 выдает управляющие сигналы (напряжения) на заслонки 5 и 6 для обеспечения заданных давления и расхода при различных режимах полета в нормированных условиях обледенения.

Давление и расход подаваемого горячего воздуха изменяют в процессе подачи в соответствии с изменением высоты полета, как показано на графике фиг. 3. Сплошной линией на графике обозначено заданное давление, а пунктирными линиями - допустимый диапазон изменения заданных давлений. График фиг. 3 является расчетным применительно к конкретной конструкции нагревателя и требованиям Авиационных Правил (АП-25).

Горячий воздух через отверстия в распределительных трубах 3 и 4 поступает в пространство, расположенное в секцию 16 предкрылка между обшивкой 17 и стенкой 18 экрана 19, и обогревает носок секции 16. Далее горячий воздух выходит из этого пространства через верхний гофр 20 и поступает в пространство, расположенное между обшивкой 17, стенкой 18 и экраном 19 и выходит через нижний гофр 21 в атмосферу.

В таблицах указаны расчетные расходы и давления воздуха для самолета типа МС-21, где G кг/(ч⋅м) - расход воздуха на 1 погонный метр длины поверхности.

Величина расхода воздуха в промежутках между указанными высотами меняется линейно.

В таблице указаны расчетные величины давления воздуха на выходе из заслонок.

При полете в условиях обледенения на высоте более 9500 метров давление горячего воздуха постоянно и равно потребному давлению на высоте 9500 метров.

Блок 13 производит постоянный анализ выходных сигналов датчиков давления и определения выхода их значений за пределы измерений.

При появлении каких-либо утечек горячего воздуха начинает увеличиваться расход горячего воздуха, что вызывает понижение давления.

В этом случае система начнет открывать заслонку вплоть до полного открытия, чтобы обеспечить заданное давление.

Путем сравнения давления воздуха, подаваемого в распределительные трубы консолей крыла при полном открытии заслонки идентифицируют наличие недопустимых утечек горячего воздуха.

Поступление воздуха с температурой выше допустимой может привести к перегреву конструкции предкрылка. При поступлении от датчиков температуры сигнала о температуре воздуха выше допустимой, блок 13 формирует сигнал на закрытие заслонок. В случае, если с концевых выключателей заслонок не поступили сигналы о том, что заслонки закрылись, блок 13 формирует сигналы на перекрытие отбора воздуха от маршевых двигателей.

Перегрев конструкции предкрылка возможен при положительной температуре наружного воздуха, если при снижении с включенной системой произошло повышение температуры наружного воздуха до положительного значения. Для исключения таких случаев включение системы в полете при положительной температуре наружного воздуха блокируется или производится ее автоматическое отключение.

После прекращения условий возможного обледенения крыла или выхода самолета из условий возможного обледенения подачу горячего воздуха в распределительные трубы 3 и 4 предкрылков через 110-120 секунд прекращают.

1. Способ защиты крыла самолета от обледенения, согласно которому от двигателя самолета отбирают компримированный воздух, измеряют и регулируют его параметры и подают в распределительные трубы предкрылков консолей крыла, при этом температуру подаваемого воздуха поддерживают постоянной, а давление и расход воздуха в распределительные трубы предкрылков изменяют в зависимости от высоты полета с использованием регулирующей заслонки.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при попадании самолета в зону возможного обледенения крыла компримированный воздух подают автоматически.

3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в процессе подачи компримированного воздуха определяют наличие его утечек, для чего при полном открытии регулирующей заслонки сравнивают давление компримированного воздуха, подаваемого в распределительные трубы, с требуемым на данной высоте расчетным давлением и при критической разности сравниваемых давлений подачу компримированного воздуха прекращают и инициируют выход самолета из зоны возможного обледенения крыла.

4. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при положительной температуре наружного воздуха подачу компримированного воздуха прекращают.

5. Способ по п. 1, отличающийся тем, что подачу компримированного воздуха в распределительные трубы автоматически прекращают через интервал от 110 до 120 секунд после выхода самолета из зоны возможного обледенения крыла.

6. Система защиты крыла самолета от обледенения, реализующая способ по п. 1 и содержащая средства отбора компримированного воздуха от двигателя самолета, средства регулирования параметров отобранного воздуха, распределительные трубы компримированного воздуха, оборудованные регулирующей заслонкой и датчиками, средства контроля режимов полета и блок управления приводами регулирующих заслонок, отличающаяся тем, что блок управления приводами регулирующих заслонок снабжен устройством формирования сигналов зависимости давления воздуха на выходе из регулирующей заслонки от высоты полета самолета.

7. Система по п. 6, отличающаяся тем, что она снабжена сигнализаторами обледенения, по сигналу которых блоком управления производится автоматическое включение и отключение подачи горячего воздуха в распределительные трубы.

8. Система по п. 6, отличающаяся тем, что каждая регулирующая заслонка снабжена сигнализаторами открытого и закрытого положений.