Система отсоединения вентилятора от турбореактивного двигателя с помощью взрывного заряда - RU2317449C2

Чертежи

Описание

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к общей области систем крепления вентилятора к турбовентиляторному (двухконтурному турбореактивному) двигателю. В более узком аспекте оно относится к системе отсоединения вентилятора от турбовентиляторного двигателя в случае воздействия больших усилий на опору вентилятора.

Уровень техники

При полете турбовентиляторный двигатель получает воздух через вентилятор. Вентилятор служит для сжатия этого воздуха, что способствует увеличению тяги турбовентиляторного двигателя. Вентилятор содержит множество лопаток, которые осуществляют это сжатие, и приводится во вращение турбиной посредством приводного вала. Приводной вал установлен в подшипниковых опорах, соединенных со стационарными (неподвижными) частями турбовентиляторного двигателя.

При чрезвычайных обстоятельствах, таких как потеря лопатки, создается высокий уровень неуравновешенности или дисбаланса. Такой дисбаланс вызывает циклические нагрузки и вибрацию, передаваемые подшипниковыми опорами приводного вала вентилятора на неподвижные части турбовентиляторного двигателя, что создает высокий риск повреждения.

Для того чтобы обеспечить до некоторой степени защиту от этой опасности, обычно имеется возможность использовать систему отсоединения, которая позволяет отсоединить вентилятор от неподвижных частей турбовентиляторного двигателя в случае высоких нагрузок. Это решение заключается в том, что приводной вал вентилятора поддерживается комплектом звеньев, размещенных и калиброванных таким образом, чтобы разрушаться под определенной нагрузкой. При этом вентилятор и его приводной вал отсоединяются от неподвижных частей турбовентиляторного двигателя. Механические звенья, обеспечивающие отсоединение подвижного вала двигателя при превышении допустимой нагрузки, обычно выполняются в виде болтов или винтов и гаек, рассчитанных таким образом, что обеспечивается их разрушение на срез или изгиб (см., например, патент США №5417501, F16C 19/52, 1995 или эквивалентный патентный документ FR 2709157).

Наиболее близким аналогом настоящего изобретения является система отсоединения вентилятора от турбовентиляторного двигателя, описанная в патентном документе FR 2752024, F16C 13/02, 1998. Известная система использована в турбовентиляторном двигателе, который содержит подвижный вал вентилятора, установленный в подшипниках, каждый из которых связан со стационарной частью турбовентиляторного двигателя посредством подшипниковых опор. Подшипниковые опоры жестко прикреплены к указанной стационарной части с помощью механических звеньев, служащих во время нормальной работы турбовентиляторного двигателя для передачи усилий, создаваемых вращением вентилятора. Механические звенья в известной системе выполнены на основе болтов специальной конструкции, снабженных ослабленными участками между головкой и нарезанной частью болта. Отсоединение подвижного вала вентилятора при превышении калиброванной нагрузки происходит в результате разрушения этих ослабленных участков болтов за счет деформации растяжения.

Данная и аналогичные системы отсоединения имеют ряд недостатков. Так, при их использовании подразумевается, что звенья разрушаются под действием непосредственной передачи радиального усилия, создаваемого дисбалансом приводного вала. Это означает наличие высокой степени неопределенности в отношении точного момента разрушения звеньев. Для расчета усилия отсоединения необходимо учесть множество параметров (в частности, статические и динамические силы, действующие на турбовентиляторный двигатель), а эти параметры изменяются как в процессе работы, так и в течение срока службы турбовентиляторного двигателя. Эти изменяющиеся параметры не учитываются известными системами отсоединения при калибровке усилия отсоединения. Кроме того, в определенных ситуациях во время полета иногда бывает предпочтительно не отсоединять вентилятор, а вместо этого снизить тягу турбовентиляторного двигателя, чтобы сохранить нагрузку в пределах усилия отсоединения.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в снижении названных недостатков за счет создания надежной системы отсоединения вентилятора от турбовентиляторного двигателя, позволяющей устранить всякую неопределенность в отношении момента разрушения звеньев. Изобретение направлено также на решение задачи создания системы отсоединения, которая учитывает статические и динамические напряжения, приложенные к турбовентиляторному двигателю для того, чтобы предвосхитить и, по существу, устранить критический режим работы турбовентиляторного двигателя.

В соответствии с изобретением решение поставленной задачи достигается за счет создания системы отсоединения вентилятора от турбовентиляторного двигателя, который содержит подвижный вал вентилятора, установленный в подшипниках, каждый из которых связан со стационарной (неподвижной) частью турбовентиляторного двигателя посредством подшипниковых опор. Подшипниковые опоры жестко прикреплены к указанной стационарной части турбовентиляторного двигателя с помощью механических звеньев, служащих во время нормальной работы турбовентиляторного двигателя для передачи усилий, создаваемых вращением вентилятора. Система по изобретению характеризуется тем, что механические звенья включают в себя взрывные заряды, позволяющие разрушать указанные звенья. Эти взрывные заряды управляются компьютером FADEC (full authority digital engine control - цифровая система управления с полной ответственностью) на основе данных от средств измерения механических напряжений в турбовентиляторном двигателе и компьютерной модели, моделирующей статическое, динамическое и термодинамическое поведение турбовентиляторного двигателя.

Предпочтительно система отсоединения содержит также компьютер, связанный со средствами измерений для получения представления статического, динамического и термодинамического поведения турбовентиляторного двигателя в виде функции модели этого поведения и функции измерений механических напряжений турбовентиляторного двигателя. Данный компьютер связан с компьютером FADEC таким образом, чтобы вызывать разрушение звеньев в зависимости от статического, динамического и термодинамического поведения турбовентиляторного двигателя. Таким образом, этот компьютер обеспечивает возможность в режиме реального времени определять уровни напряжений в чувствительных частях турбовентиляторного двигателя во время различных фаз его работы и передавать эти данные на компьютер FADEC.

В результате вентилятор турбовентиляторного двигателя отсоединяется не под действием предварительно калиброванной нагрузки, а посредством взрыва заряда, который инициируется компьютером FADEC самолета на основе информации от соответствующих средств измерений и данных, которые представляют характеристики работы турбовентиляторного двигателя. За счет этого полностью устраняется неопределенность в отношении момента, в который будут инициированы заряды для разрушения звеньев.

Каждый взрывной заряд имеет управляемый электрическими или оптическими средствами детонатор, встроенный в механическое звено. Взрывные заряды могут представлять собой взрывчатые порошковые материалы или капсулы газа под давлением.

Средства измерений механических напряжений в двигателе содержат один или несколько из следующих датчиков: датчики давления, датчики температуры, датчики смещений и датчики вибрации.

Краткое описание чертежей

Прочие особенности и преимущества настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых представлен не являющийся ограничивающим пример осуществления изобретения.

Фиг.1 изображает часть турбовентиляторного двигателя в продольном разрезе.

Фиг.2 изображает частично в виде схемы систему отсоединения по изобретению.

Осуществление изобретения

На фиг.1 показана часть турбовентиляторного двигателя в продольном разрезе.

Турбовентиляторный двигатель содержит вал 2 низкого давления и подвижный приводной вал 4 вентилятора, установленный в переднем подшипнике 6 и заднем подшипнике 8. На своем переднем конце подвижный вал 4 несет вентилятор 10, который снабжен множеством лопаток 12, проходящих радиально перед входным отверстием для внутреннего газового потока 14 и входным отверстием для наружного газового потока 16, окружающего внутренний газовый поток. Далее на пути внутреннего газового потока 14 турбовентиляторный двигатель содержит компрессор 18 низкого давления, за которым по направлению потока следует компрессор 20 высокого давления. Смазочные каналы 22 и 24, соединенные с насосом (не показан), служат для впрыска масла в подшипники 6 и 8.

Как видно из фиг.2, передний подшипник 6 установлен в передней подшипниковой опоре 26, которая соединена со стационарной частью 28 турбовентиляторного двигателя. Подобным же образом задний подшипник 8 установлен в задней подшипниковой опоре 30, которая также соединена со стационарной частью 28. Передняя и задняя подшипниковые опоры соединены со стационарной частью 28 турбовентиляторного двигателя с помощью механических звеньев, которые содержат соответствующие винты 32 и 34. Во время нормальной работы турбовентиляторного двигателя эти механические звенья служат для передачи усилий, создаваемых вращением вентилятора.

В соответствии с изобретением механические звенья 32 и 34 между стационарной частью 28 и передней и задней подшипниковыми опорами 26 и 30 содержат соответствующие системы отсоединения. Каждая система отсоединения содержит полость 36, выполненную в соответствующем винте 32 или 34 и заполненную пиротехническим зарядом. Пиротехнический заряд представляет собой химический состав известного типа в виде, например, взрывчатого порошкового материала или взрывчатого газа. Пиротехнический заряд может также иметь вид капсулы с газом под давлением, которая может взрываться посредством детонатора. Взрывной заряд присутствует в количестве, достаточном для обеспечения разрушения соответствующего винта 32, 34. Предусмотрен также детонатор 38 (или воспламенитель) обычного типа с электрическим или оптическим управлением для обеспечения взрыва пиротехнического заряда. Детонатор может быть встроен непосредственно в соответствующий винт 32, 34, как показано на фиг.2.

Детонатор 38 взрывного заряда управляется непосредственно от компьютера 40 FADEC (компьютера цифровой системы управления с полной ответственностью) посредством электрической или оптической линии 42 связи. Компьютер 40 является электронным аппаратом обычного типа, который служит для управления турбовентиляторным двигателем и за счет этого обеспечивает безопасность самолета путем предотвращения серьезных повреждений турбовентиляторного двигателя. В соответствии с изобретением компьютер FADEC служит также для того, чтобы инициировать детонаторы 38 взрывных зарядов, введенных в механические звенья 32, 34 между стационарной частью 28 турбовентиляторного двигателя и передней и задней подшипниковыми опорами 26 и 30. Эти взрывные заряды инициируются на основе измерения механических напряжений (статических и динамических) в турбовентиляторном двигателе и на основе модели статического, динамического и термодинамического поведения турбовентиляторного двигателя.

Статические и динамические напряжения измеряются средствами 44 измерений в тех частях турбовентиляторного двигателя, которые наиболее чувствительны к различным передаваемым на них напряжениям. Так, например, наиболее чувствительными к таким напряжениям являются подшипниковые опоры 26 и 30. Средства измерений являются датчиками известного типа, служащими для измерения на этих частях различных параметров работы турбовентиляторного двигателя, и, в частности, для измерения: частоты вращения вентилятора 10; давления и температуры внутри турбовентиляторного двигателя; относительных смещений вентилятора по отношению к неподвижным (стационарным) частям двигателя и вибрации конструкции двигателя.

В качестве примера на фиг.1 и 2 показаны датчики 44 типа акселерометров. На фиг.1 датчик 44 помещен на выходном устройстве внешнего контура двигателя, а на фиг.2 датчики 44 расположены на подшипниковых опорах 26 и 30. Датчики изготовлены посредством традиционной технологии или микротехнологии. Использование микротехнологии обеспечивает преимущество в получении большего объема информации на единицу площади.

Средства 44 измерений (датчики) передают измеренные величины напряжений на бортовой компьютер 46. Линии 48 связи могут быть проволочными или в случае датчиков микротехнологического типа беспроволочными. Назначение компьютера 46 состоит в том, чтобы представлять поведение турбовентиляторного двигателя как в механическом отношении в терминах статических и динамических сил, так и в отношении термодинамики, в виде функции напряжений, измеренных датчиками 44, и в виде функции модели поведения турбовентиляторного двигателя. Модель действует на основе измеренных значений напряжений и термодинамических данных, передаваемых компьютеру 46 от компьютера 40 FADEC по линии 50 связи. Она служит для моделирования поведения турбовентиляторного двигателя как в механическом отношении (статические и динамические силы), так и в отношении термодинамики.

Модель может быть моделью аналитического типа или типа модели по методу конечных элементов. Аналитическое моделирование соответствует моделированию на основе экспериментальных данных или данных вычислений, выполненных в отношении поведения турбовентиляторного двигателя, причем результаты этих вычислений выражены в аналитической форме, пригодной для использования. Моделирование по методу конечных элементов может осуществляться в двух или трех измерениях, причем каждому элементу турбовентиляторного двигателя сопоставлена нагрузка деформации. Таким образом, модель, работающая на основе данных о рабочих параметрах турбовентиляторного двигателя (частоты вращения, тяги, температур, давлений и так далее), служит, в частности, для вычисления статических и динамических сил, действующих на каждый чувствительный элемент турбовентиляторного двигателя, в частности на опору вентилятора, при всех рабочих условиях турбовентиляторного двигателя.

Компьютер 46 соединен с компьютером 40 FADEC для передачи ему по линии 52 связи представления статического, динамического и термодинамического поведения турбовентиляторного двигателя. Таким образом, компьютер 46 служит для того, чтобы на основе измерений, выполняемых средствами 44 измерений, выявить любой возможный дисбаланс, проанализировать причину этого дисбаланса на основе проектных норм, которые были предварительно установлены во время проектирования двигателя (например, в виде функции от процентной доли потерянного материала лопатки вентилятора), предсказать новое распределение нагрузок в турбовентиляторном двигателе и информировать компьютер 40 FADEC о достижении критической величины и о доступных средствах ее снижения. Если функциональная ситуация является приемлемой с учетом имеющихся в настоящий момент или ожидаемых потребностей самолета, компьютер FADEC может проинформировать пилота самолета о необходимости прямого воздействия на параметры турбовентиляторного двигателя (например, на его тягу). Другие варианты состоят в том, что компьютер FADEC либо дает разрешение на превышение предельной нагрузки в течение ограниченного промежутка времени, не инициируя отсоединение, либо дает непосредственную команду на инициирование взрывных зарядов звеньев 32 и 34, если для турбовентиляторного двигателя не предвидится приемлемой функциональной ситуации.

Обеспечение возможности для компьютера FADEC прямо инициировать разрушение звеньев в зависимости от измеренных статических и динамических напряжений и результатов моделирования статического, динамического и термодинамического поведения турбовентиляторного двигателя дает ряд преимуществ. В частности, оно позволяет предвидеть и практически избежать работы турбовентиляторного двигателя в критическом режиме в следующих трудных ситуациях.

Во время взлета в случае потери части лопатки вентилятора (например, при попадании в него птицы) обычно по соображениям безопасности предпочтительно избегать отсоединения вентилятора. В этой ситуации система отсоединения по изобретению служит для информирования пилота о необходимости уменьшить тягу турбовентиляторного двигателя, чтобы удержать его в пределах критической нагрузки, в то время как обычная система отсоединения уже отсоединила бы вентилятор.

При всех полетных условиях система отсоединения по изобретению за счет ее адаптационной способности (в отношении уровня нагрузки, при котором происходит отсоединение, и в отношении действий по управлению турбовентиляторным двигателем) дает возможность оптимизировать тягу турбовентиляторного двигателя в зависимости от событий. Таким образом, создается возможность избежать трудной ситуации для самолета за счет следующих альтернатив:

- либо посредством того, что вентилятор не отсоединяется, а скорость турбовентиляторного двигателя ограничивается до значений ниже предельной величины, соответствующей нагрузке отсоединения, если это допускает требуемая для самолета тяга;

- либо посредством того, что с учетом требуемой для самолета тяги сохраняется высокая скорость и нагрузка турбовентиляторного двигателя, возможно сверх предельной величины, при которой в нормальных условиях произошло бы отсоединение, с тем, чтобы дать возможность пилоту произвести какой-то важный маневр, при этом индикатор неполадок информирует пилота о том, что далее будет необходима операция по техническому обслуживанию.

Еще одной трудной ситуацией является случай, когда происходит потеря лопатки в обоих турбовентиляторных двигателях самолета (например, при попадании птиц в оба двигателя). В этих условиях, если бы использовалась обычная система отсоединения, это могло бы привести к отсоединению в обоих турбовентиляторных двигателях. Система отсоединения по изобретению позволяет отложить отсоединение вентилятора второго турбовентиляторного двигателя, чтобы оптимизировать остаточную тягу во время трудного периода полета.

Реферат

В системе отсоединения вентилятора (10) турбовентиляторного двигателя, который содержит подвижный вал (4) вентилятора, установленный в подшипниках (6, 8), каждый из которых связан со стационарной частью (28) турбовентиляторного двигателя посредством подшипниковых опор (26, 30), жестко прикрепленных к стационарной части турбовентиляторного двигателя с помощью механических звеньев (32, 34), механические звенья, служащие во время нормальной работы турбовентиляторного двигателя для передачи усилий, создаваемых вращением вентилятора, включают в себя взрывные заряды, позволяющие разрушать указанные звенья. Взрывные заряды управляются компьютером (40) цифровой системы управления с полной ответственностью (FADEC) на основе данных от средств (44) измерений механических напряжений в турбовентиляторном двигателе и компьютерной модели (46), моделирующей статическое, динамическое и термодинамическое поведение турбовентиляторного двигателя. Данное изобретение позволяет создать надежную систему отсоединения вентилятора от турбовентиляторного двигателя, чтобы устранить критический режим работы турбовентиляторного двигателя. 7 з.п.ф-лы, 2 ил.

Формула