Система и способ защиты конструктивной прочности пилона двигателя - RU2016150951A
Код документа: RU2016150951A
Формула
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 выполнено 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 электрическую цепь, противоположные концы которой соединены с контроллером; причем
контроллер выполнен с возможностью постоянного пропускания электрического тока через электрическую цепь; и
контроллер выполнен с возможностью соотносить прекращение электрического тока через электрическую цепь с ее разрывом, соответствующим отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.
7. Система по п. 6, в которой:
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 выполнено 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:
работу газотурбинного двигателя, соединенного пилоном двигателя с корпусом летательного аппарата;
увеличение температуры по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств, установленных возле пилона двигателя и соединенных с возможностью связи с контроллером;
отказ по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств при достижении температуры переключения, указывающей на прожог корпуса газотурбинного двигателя;
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.
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 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 электрическую цепь с разрывом электрической цепи, соответствующим отказу по меньшей мере одного из первого и второго контрольных устройств.
19. Способ по п. 18, согласно которому:
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.
