Система від’єднання вентилятора від турбовентиляторного двигуна за допомогою вибухового заряду

1. Система від'єднання вентилятора (10) від турбовентиляторного двигуна, що включає рухливий вал (4) вентилятора, встановлений у підшипниках (6, 8), кожен з яких зв'язаний із стаціонарною частиною (28) турбовентиляторного двигуна за допомогою підшипникових опор (26, 30), жорстко прикріплених до стаціонарної частини турбовентиляторного двигуна через механічні ланки (32, 34), що при нормальній роботі турбовентиляторного двигуна передають зусилля, створювані обертанням вентилятора, яка відрізняється тим, що додатково містить комп'ютер (40) FADEC (автономна цифрова система керування двигуном), датчики (44) механічних напруг у турбовентиляторному двигуні і комп`ютер (46), що моделює статичну, динамічну й термодинамічну роботу турбовентиляторного двигуна, причому комп'ютер (40) FADEC керує вибуховими зарядами, що містяться у механічних ланках і які піддають руйнуванню при одер C2 2 (11) 1 3 80251 За надзвичайних обставин, як-от втрата лопатки, створюється високий рівень незрівноваженості, або дисбалансу. Такий дисбаланс викликає циклічні навантаження і вібрацію, що передаються підшипниковими опорами привідного вала вентилятора на нерухомі частини турбовентиляторного двигуна, що створює високий ризик ушкодження. Для того щоб забезпечити до деякої міри захист від цієї небезпеки, звичайно є можливість використовува ти систему від'єднання, яка дозволяє від'єднати вентилятор від нерухомих частин турбовентиляторного двигуна у випадку високих навантажень. Це рішення полягає в тому, що привідний вал вентилятора підтримується комплектом ланок, розміщених і каліброваних таким чином, щоб руйнуватися під певним навантаженням. При цьому вентилятор та його привідний вал від'єднуються від нерухомих частин турбовентиляторного двигуна. Згадані ланки виконуються у вигляді гвинтів і гайок, розрахованих таким чином, що забезпечується їхня р уйнація на зріз або вигин. Проте така система від'єднання має ряд вад. Так, при її використанні припускається, що ланки руйнуються під дією безпосередньої передачі радіального зусилля, утворюваного дисбалансом привідного вала. Це означає наявність високого ступеня непевності щодо точного моменту руйнації ланок. Для розрахунку зусилля від'єднання необхідно врахува ти множину параметрів (зокрема, статичні і динамічні сили, що діють на турбовентиляторний двигун), а ці параметри змінюються як у процесі роботи, так і протягом терміну служби турбовентиляторного двигуна. Ці змінні параметри не враховуються відомими системами від'єднання при калібруванні зусилля від'єднання. Крім того, в певних ситуаціях під час польоту іноді буває краще не від'єднувати вентилятор, а натомість, знизити тягу турбовентиляторного двигуна, щоб зберегти навантаження в межах зусилля від'єднання. Задача, на рішення якої спрямований даний винахід, полягає у подоланні згаданих вад за рахунок створення надійної системи від'єднання вентилятора від турбовентиляторного двигуна, що дозволяє уникнути будь-якої невизначеності щодо моменту р уйнації ланок. Винахід спрямований також на вирішення задачі створення системи від'єднання, яка враховує статичні й динамічні напруги, прикладені до турбовентиляторного двигуна, для того, щоб передбачити і, по суті, усун ути критичний режим роботи турбовентиляторного двигуна. Відповідно до винаходу вирішення поставленої задачі досягається за рахунок створення системи від'єднання вентилятора від турбовентиляторного двигуна, яка включає рухливий вал вентилятора, встановлений у підшипниках, кожен з яких зв'язаний із стаціонарною (нерухомою) частиною турбовентиляторного двигуна за допомогою підшипникових опор. Підшипникові опори жорстко прикріплені до згаданої стаціонарної частини турбовентиляторного двигуна за допомогою механічних ланок, що служать під час нормальної роботи турбовентиляторного двигуна для передачі зусиль, утворюваних обертанням вентилятора. Система за винаходом характеризується тим, що механічні ланки містять у собі вибухові заряди, що 4 дозволяють руйнувати зазначені ланки. Ці вибухові заряди управляються комп'ютером FADEC (full authority digital engine control - цифрова система керування з повною відповідальністю) на основі даних від засобів вимірювання механічних напруг у турбовентиляторному двигуні і комп'ютерної моделі, що моделює статичну, динамічну й термодинамічну поведінку турбовентиляторного двигуна. Переважно система від'єднання включає також комп'ютер, зв'язаний із засобами вимірювань для одержання представлення статичної, динамічної і термодинамічної поведінки турбовентиляторного двигуна у вигляді функції моделі цієї поведінки і функції вимірювань механічних напруг турбовентиляторного двигуна. Даний комп'ютер зв'язаний із комп'ютером FADEC таким чином, щоб викликати руйнацію ланок у залежності від статичної, динамічної і термодинамічної поведінки турбовентиляторного двигуна. Таким чином, цей комп'ютер забезпечує можливість у режимі реального часу визначати рівні напруг у чутливи х частинах турбовентиляторного двигуна під час різноманітних фаз його роботи і передавати ці дані на комп'ютер FADEC. У результаті вентилятор турбовентиляторного двигуна від'єдн ується не під дією попередньо каліброваного навантаження, а за допомогою вибуху заряду, який ініціюється комп'ютером FADEC літака на основі інформації від відповідних засобів вимірювань і даних, що подають характеристики роботи турбовентиляторного двигуна. За рахунок цього цілком усувається невизначеність щодо моменту, коли будуть ініційовані заряди для руйнації ланок. Кожен вибуховий заряд має керований електричними або оптичними засобами детонатор, умонтований у механічну ланку. Вибухові заряди можуть являти собою вибухові порошкові матеріали або капсули газу під тиском. Засоби вимірювань механічних напруг у двигуні включають один або декілька з таких датчиків: датчики тиску, датчики температури, датчики зсувів і датчики вібрації. Перелік фігур креслень Інші особливості й переваги даного винаходу стануть ясні з нижченаведеного опису, наданого з посиланнями на додані креслення, на яких представлений приклад здійснення даного винаходу, що не є обмежувальним. Фіг.1 зображує частину турбовентиляторного двигуна у поздовжньому перетині. Фіг.2 зображує, частково у вигляді схеми, систему від'єднання за винаходом. Дані, що підтверджують можливість здійснення винаходу На Фіг.1 показана частина турбовентиляторного двигуна у поздовжньому перетині. Турбовентиляторний двигун містить вал 2 низького тиску і рухливий привідний вал 4 вентилятора, встановлений у передньому підшипнику 6 і задньому підшипнику 8. На своєму передньому кінці рухливий вал 4 несе вентилятор 10, постачений множиною лопаток 12, що проходять радіально перед вхідним отвором для внутрішнього газового потоку 14 і вхідним отвором для зовнішнього 5 80251 газового потоку 16, що оточує вн утрішній газовий потік. Далі на шляху внутрішнього газового потоку 14 турбовентиляторний двигун містить компресор 18 низького тиску, що за ним у напрямку потоку розташований компресор 20 високого тиску. Змащувальні канали 22 і 24, з'єднані з насосом (не показаний), служать для вприскування масла в підшипники 6 і 8. Як видно з Фіг.2, передній підшипник 6 установлений у передній підшипниковій опорі 26, з'єднаній зі стаціонарною частиною 28 турбовентиляторного двигуна. Подібним чином задній підшипник 8 установлений у задній підшипниковій опорі 30, що також з'єднана зі стаціонарною частиною 28. Передня і задня підшипникові опори з'єднані зі стаціонарною частиною 28 турбовентиляторного двигуна за допомогою механічних ланок, які містять відповідні гвинти 32 і 34. Під час нормальної роботи турбовентиляторного двигуна ці механічні ланки служать для передачі зусиль, утворюваних обертанням вентилятора. Згідно з винаходом механічні ланки 32 і 34 між стаціонарною частиною 28 і переднюю і задньою підшипниковими опорами 26 і 30 містять відповідні системи від'єднання. Кожна система від'єднання містить порожнину 36, виконану у відповідному гвинті 32 або 34 і заповнену піротехнічним зарядом. Піротехнічний заряд являє собою хімічний склад відомого типу у вигляді, наприклад, вибухового порошкового матеріалу або вибухо вого газу. Піротехнічний заряд може також мати вигляд капсули з газом під тиском, яка може вибухати за допомогою детонатора. Вибуховий заряд наявний у кількості, достатній для забезпечення руйнації відповідного гвинта 32, 34. Передбачено також детонатор 38 (або запальник) звичайного типу з електричним або оптичним керуванням для забезпечення вибуху піротехнічного заряду. Детонатор може бути вмонтований безпосередньо у відповідний гвинт 32, 34, як показано на Фіг.2. Детонатор 38 вибухо вого заряду керується безпосередньо від комп'ютера 40 FADEC (комп'ютера цифрової системи керування з повною відповідальністю) за допомогою електричної або оптичної лінії 42 зв'язку. Комп'ютер 40 є електронним апаратом звичайного типу, який служить для керування турбовентиляторним двигуном і за рахунок цього сприяє безпеці літака шляхом запобігання серйозних ушкоджень турбовентиляторного двигуна. Відповідно до винаходу комп'ютер FADEC служить також для того, щоб ініціювати детонатори 38 вибухови х зарядів, уведених у механічні ланки 32, 34 між стаціонарною частиною 28 турбовентиляторного двигуна і передньою й задньою підшипниковими опорами 26 і 30. Ці вибухові заряди ініціюються на основі вимірювання механічних напруг (статичних і динамічних) у турбовентиляторному двигуні й на основі моделі статичної, динамічної і термодинамічної поведінки турбовентиляторного двигуна. Статичні й динамічні напруги вимірюються засобами 44 вимірювань у ти х частинах турбовентиляторного двигуна, що найбільш чутливі до різноманітних переданих на них напруг. Так, наприклад, найбільш чутливими до таких напруг є підшипни 6 кові опори 26 і 30. Засоби вимірювань є датчиками відомого типу, що служать для вимірювання на цих частинах різноманітних параметрів роботи турбовентиляторного двигуна, і зокрема, для вимірювання: частоти обертання вентилятора 10; тиску і температури всередині турбовентиляторного двигуна; відносних зсувів вентилятора стосовно нерухомих (стаціонарних) частин двигуна і вібрації конструкції двигуна. Як приклад, на Фіг.1 і 2 показані датчики 44 типу акселерометрів. На Фіг.1 датчик 44 розташований на вихідному пристрої зовнішнього контуру двигуна, а на Фіг.2 датчики 44 розташовані на підшипникових опорах 26 і 30. Датчики виготовлені за допомогою традиційної технології або мікротехнології. Використання мікротехнології забезпечує перевагу в одержанні більшого обсягу інформації на одиницю площі. Засоби 44 вимірювань (датчики) передають виміряні величини напруг на бортовий комп'ютер 46. Лінії 48 зв'язку можуть бути дротовими або, у випадку датчиків мікротехнологічного типу, бездротовими. Призначення комп'ютера 46 полягає в тому, щоб представляти поведінку турбовентиляторного двигуна як у механічному відношенні в термінах статичних і динамічних сил, так і у відношенні термодинаміки, у вигляді функції напруг, виміряних датчиками 44, й у вигляді функції моделі поведінки турбовентиляторного двигуна. Модель діє на основі виміряних значень напруг і термодинамічних даних, що передаються комп'ютеру 46 від комп'ютера 40 FADEC по лінії 50 зв'язку. Вона служить для моделювання поведінки турбовентиляторного двигуна як у механічному відношенні (статичні й динамічні сили), так і у відношенні термодинаміки. Модель може бути моделлю аналітичного типу або типу моделі за методом кінцевих елементів. Аналітичне моделювання відповідає моделюванню на основі експериментальних даних або даних обчислень, виконаних у відношенні поведінки турбовентиляторного двигуна, причому результати цих обчислень виражені в аналітичній формі, придатній для використання. Моделювання за методом кінцевих елементів може здійснюватися у двох або трьох вимірюваннях, причому кожному елементу турбовентиляторного двигуна зіставлене навантаження деформації. Таким чином, модель, що працює на основі даних про робочі параметри турбовентиляторного двигуна (частоти обертання, тяги, температур, тисків тощо), служить, зокрема, для вирахування статичних і динамічних сил, що діють на кожний чутливий елемент турбовентиляторного двигуна, зокрема, на опору вентилятора, за всіх робочих умов турбовентиляторного двигуна. Комп'ютер 46 сполучений із комп'ютером 40 FADEC для передачі йому по лінії 52 зв'язку представлення статичної, динамічної і термодинамічної поведінки турбовентиляторного двигуна. Таким чином, комп'ютер 46 служить для того, щоб на основі вимірювань, виконуваних засобами 44 вимірювань, виявити будь-який можливий дисбаланс, проаналізувати причину цього дисбалансу на основі проектних норм, які були попередньо 7 80251 встановлені під час проектування двигуна (наприклад, у вигляді функції від процентної частки загубленого матеріалу лопатки вентилятора), передбачити новий розподіл навантажень у турбовентиляторному двигуні та інформува ти комп'ютер 40 FADEC про досягнення критичної величини і про доступні засоби її зниження. Якщо функціональна ситуація є прийнятною з урахуванням наявних на даний момент або очікуваних потреб літака, комп'ютер FADEC може проінформувати пілота літака про необхідність прямого впливу на параметри турбовентиляторного двигуна (наприклад, на його тягу). Інші варіанти полягають у тому, що комп'ютер FADEC або дає дозвіл на перевищення граничного навантаження протягом обмеженого часового проміжку, не ініціюючи від'єднання, або дає безпосередню команду на ініціювання вибухови х зарядів ланок 32 і 34, якщо для турбовентиляторного двигуна не передбачається прийнятної функціональної ситуації. Забезпечення можливості для комп'ютера FADEC прямо ініціювати руйнацію ланок залежно від виміряних статичних і динамічних напруг і результатів моделювання статичної, динамічної і термодинамічної поведінки турбовентиляторного двигуна дає ряд переваг. Зокрема, воно дозволяє передбачати і практично уникнути роботи турбовентиляторного двигуна в критичному режимі в наступних важких ситуаціях. Під час зльоту в разі втрати частини лопатки вентилятора (наприклад, при потраплянні в нього птаха) зазвичай з міркувань безпеки краще уникати від'єднання вентилятора. В цій ситуації система від'єднання за винаходом служить для інформування пілота про необхідність зменшити тягу турбовентиляторного двигуна, щоб утримати його в 8 межах критичного навантаження, тоді як звичайна система від'єднання вже від'єднала б вентилятор. За всіх польотних умов система від'єднання за винаходом за рахунок її адаптаційної спроможності (у відношенні рівня навантаження, при якому відбувається від'єднання, й у відношенні дій з керування турбовентиляторним двигуном) дає можливість оптимізувати тягу турбовентиляторного двигуна залежно від подій. Таким чином, створюється можливість уникнути важкої ситуації для літака за рахунок таких альтернатив: - або за допомогою того, що вентилятор не від'єднується, а швидкість турбовентиляторного двигуна обмежується до значень нижчих за граничну величину, що відповідає навантаженню від'єднання, якщо це допускає необхідна для літака тяга; - або за допомогою того, що, з ура хуванням необхідної для літака тяги, зберігається висока швидкість і навантаження турбовентиляторного двигуна, можливо понад граничну величину, при якій за нормальних умов відбулося б від'єднання, з тим, щоб дати можливість пілотові зробити певний важливий маневр, при цьому індикатор неполадок інформує пілота про те, що далі буде необхідна операція з технічного обслуговування. Ще однією важкою ситуацією є випадок, коли відбувається втрата лопатки в обох турбовентиляторних двигунах літака (наприклад, при потраплянні птахів в обидва двигуни). За цих умов, якби використовувалася звичайна система від'єднання, це могло б призвести до від'єднання в обох турбовентиляторних двигуна х. Система від'єднання за винаходом дозволяє відкласти від'єднання вентилятора другого турбовентиляторного двигуна, щоб оптимізувати залишкову тягу під час важкого періоду польоту. 9 Комп’ютерна в ерстка М. Ломалова 80251 Підписне 10 Тираж 26 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601