Спосіб контролю різнотяговості двигунів багатодвигунної силової установки літака

Изобретение относится к авиационной технике, в частности к способам контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета. В авиационной технике известны способы контроля режимов работы двигателей, заключающиеся в измерении их текущи х параметров и позволяющие определить случай отказа двигателя для принятия соответствующи х действий по управлению самолетом, обеспечивающих безопасность полета. Известен способ контроля работы двигателей многодвигательной силовой установки самолета Ан-22 [1], согласно которому в течение полета измеряют датчиками давление масла в измерителе крутящего момента, передаваемого двигателем на воздушный винт. Давление в канале измерителя крутящего момента изменяется в зависимости от режима работы двигателя и подводится к датчикам автоматического флюгирования системы флюгирования. В аппаратуру обработки данных входит временный программный механизм, коммутационные и защитные устройства. При отказе двигателя падает давление масла в измерителе крутящего момента и при достижении значения, соответствующего величине настройки датчика автоматического флюгирования, последний выдает команду "Отказ двигателя" на ввод лопастей воздушного винта во флюгерное положение, при котором создается минимальная отрицательная тяга при отказе двигателя и тем самым осуществляется защита самолета от возникновения недопустимого крена. Однако применение указанного способа для самолета с турбореактивными двигателями, разнесенными по крылу, невозможно без создания специальных систем и устройств для измерения реактивной тяги и своевременного оповещения об отказавшем двигателе, что вопервых, является сложной технической задачей, а во-вторых, увеличивает массу самолета. С другой стороны, для самолетов с мощными турбореактивными двигателями актуальной является задача обеспечения безопасности полета не только при потере тяги в результате отказа одного двигателя, но и при возникновении значительной асимметрии тяги в результате, например, ошибок пилотирования или других несанкционированных снижений тяги одного из двигателей, которые не могут быть зарегистрированы известными способами. Для парирования возникающего при этом крена на самолете устанавливают систему автоматического управления креном, срабатывающую по сигналам датчиком контроля режимов работы двигателя. Задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в том, чтобы создать такой способ контроля разнотягово-сти двигателей многодвигательной силовой установки самолета, который позволил бы при возникновении недопустимой асимметрии тяги турбореактивных двигателей, разнесенных вдоль крыла самолета, своевременно формировать управляющий сигнал "Отказ двигателя" на включение системы парирования крена. Указанная техническая задача в способе контроля разнотяговости двигателей многодвигательной силовой установки самолета, заключающемся в измерении текущих параметров режима работы двигателей, обработке измерений аппаратурой и формирование управляющего сигнала решена тем, что согласно изобретению, в полете измеряют давление воздуха за компрессором каждого двигателя, сравнивают замеренные давления симметричных двигателей и при достижении критического значения отношения сравниваемых двигателей формируют управляющий сигнал "Отказ двигателя" на включение системы парирования крена. Для двухдвигательного самолета типа АН-72 управляющий сигнал "Отказ двигателя" формируют при достижении отношения давлений потока за компрессором равном 2,5. Способ использует в качестве параметра, определяющего режим работы двигателя, величину статического давления за компрессором двигателя, которое плавно изменяется при изменении режима работы двигателя, и резко падает при отказе двигателя, связанном с потерей тяги. Изменение режимов работы двигателей на самолете с многодвигательной силовой установкой производится синхронно для всех двигателей рукояткой управления двигателями и это влечет за собой соответствующее изменение параметров работы двигателей (частота вращения, температура газов за турбиной, давление за компрессором и др.), контролируемых с помощью приборов и аппаратуры контроля. При отказе двигателя резко падает только статическое давление воздуха за компрессором высокого давления, другие параметры изменяются более плавно. Постоянный контроль статического давления воздуха за компрессором высокого давления позволит своевременно обнаружить неисправный двигатель, а операция сравнения величин этих давлений симметричных двигателей в процессе полета в блоке сравнения режимов позволяет определить недопустимое уменьшение тяги одного из двигателей до момента, когда отказ двигателя будет зафиксирован по падению други х контролирующих параметров -частоты вращения, температуры. Возможна также ситуация, когда уменьшение режима одного из двигателей произойдет до режима "Земной малый газ", при котором по текущим параметрам -температуре и частоте вращения - это уменьшение режима не будет определено как отказ двигателя, но для самолетов с большой тяговооруженностью и при условии продолжения работы симметричного двигателя на высоком режиме, такая разнотяговость приведет к возникновению опасного крена, при котором необходимо включение системы автоматического управления креном на его парирование. Предлагаемый способ позволяет сформировать управляющий сигнал "Отказ двигателя" в систему автоматического управления креном при таком критическом отношении статических давлений воздуха за компрессорами высокого давления двух симметричных двигателей, которое соответствует разнотяговости, вызывающей опасный крен самолета. Величина критического отношения указанных давлений может быть разной для разных типов самолета и зависит от тяговооруженности самолета, особенностей его конструкции и систем управления, но диапазон определения критического отношения давлений ограничивается характерными величинами. Нижний предел этого диапазона ограничен величиной отношения давлений, при котором возможно ложное включение системы автоматического управления креном на парирование крена, т.е. включение указанное системы при разнотяговости, вызывающей крен, еще парируемый экипажем с помощью системы управления самолетом и не влияющий на безопасность полета. Верхний предел критического отношения статических давлений воздуха за компрессором высокого давления ограничивается величиной, соответствующей разнотяговости симметричных двигателей, которая вызывает максимальный крен самолета, парируемый системой автоматического управления креном при формировании управляющего сигнала "Отказ двигателя". Способ позволяет повысить безопасность полета самолета путем своевременного включения системы автоматического управления креном, а также имеет возможность при необходимости изменять величину критического отношения давления после проведения испытаний или с учетом условий эксплуатации самолета, что позволяет также обеспечить безопасность полета без введения изменений в систему управления самолетом.