RU101736U1 - CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE - Google Patents
CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE Download PDFInfo
- Publication number
- RU101736U1 RU101736U1 RU2010139969/03U RU2010139969U RU101736U1 RU 101736 U1 RU101736 U1 RU 101736U1 RU 2010139969/03 U RU2010139969/03 U RU 2010139969/03U RU 2010139969 U RU2010139969 U RU 2010139969U RU 101736 U1 RU101736 U1 RU 101736U1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- comparison element
- software
- inputs
- Prior art date
Links
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Система управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащая исполнительный механизм, связанный через регулятор с выходом элемента сравнения, а также программное устройство, отличающаяся тем, что система снабжена делителем, вторым элементом сравнения, первым и вторым сумматорами, вторым и третьим программными устройствами, входы первого и второго программных устройств имеют возможность соединения с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, а вход третьего программного устройства - с рычагом управления двигателем, выходы второго и третьего программных устройств соединены с входами первого сумматора, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления, а выход второго элемента сравнения связан с введенным в систему корректором, выход которого связан с первым входом второго сумматора, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства, а выход - со вторым входом первого элемента сравнения, при этом входы делителя имеют возможность соединения с датчиками давления газа за компрессором и за турбиной, а выход - с первым входом первого элемента сравнения. A control system for the critical cross-sectional area of the jet nozzle of a dual-circuit gas turbine engine, comprising an actuator connected via a regulator to the output of the comparison element, as well as a software device, characterized in that the system is equipped with a divider, a second comparison element, the first and second adders, the second and third software devices , the inputs of the first and second software devices have the ability to connect to the air temperature sensor at the engine inlet, and the input of the third software of the second device - with the engine control lever, the outputs of the second and third software devices are connected to the inputs of the first adder, the output of which is connected to the first input of the second comparison element, the second input of which can be connected to the low-speed rotor speed sensor, and the output of the second comparison element is connected with a corrector introduced into the system, the output of which is connected with the first input of the second adder, the second input of which is connected with the output of the first software device, and the output - with the second input th element of comparison, the divider inputs are connectable to a gas pressure sensors for the compressor and the turbine, and the output - to the first input of the first comparison element.
Description
Полезная модель относится к авиационной технике и может быть использована для управления работой двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла ГТД.The utility model relates to aircraft and can be used to control the operation of double-circuit gas turbine engines (GTE) of aircraft by adjusting the critical cross-sectional area of the jet nozzle of a GTE.
Управление работой двигателей летательных аппаратов за счет регулирования площади критического сечения реактивного сопла известно довольно давно. Так, например, известен способ регулирования двухконтурного турбореактивного двигателя путем поддержания заданной степени повышения давления воздуха в вентиляторе изменением площади сечения реактивного сопла, причем для обеспечения оптимальных характеристик двигателя, измеряют степень повышения давления воздуха в компрессоре и задают степень повышения давления в вентиляторе как функцию от степени повышения давления в компрессоре.Controlling the operation of aircraft engines by adjusting the area of the critical section of a jet nozzle has been known for quite some time. For example, there is a known method for controlling a double-circuit turbojet engine by maintaining a given degree of increase in air pressure in the fan by changing the cross-sectional area of the jet nozzle, and to ensure optimal engine performance, measure the degree of increase in air pressure in the compressor and set the degree of increase in pressure in the fan as a function of the degree pressure increase in the compressor.
(см. а.с. СССР №410669, кл. F02K 1/64, 2005 г.)(see USSR AS No. 410669, class F02K 1/64, 2005)
Известен способ отладки ГТД с форсажной камерой, реализуемый системой, которая оснащена датчиком температуры (Тт)газов за турбиной, датчиком перепада давления газов на турбине (π Т), автоматом управления (Fгф) по сигналу (π Т), датчиком положения гидроцилиндров сопла, автоматом подачи форсажного топлива с настроечным элементом.There is a method of debugging a gas turbine engine with a afterburner, implemented by a system that is equipped with a temperature sensor (T t ) of gases behind the turbine, a differential pressure sensor of gases on the turbine ( π T ), an automatic control device (F gf ) by a signal ( π T ), and a hydraulic cylinder position sensor nozzles, automatic fuel boost with a tuning element.
Система также содержит пульт управления, связанный входами с поименованными выше датчиками. Пульт включает преобразователь сигналов, вычислитель, соединенный с преобразователем, элемент сравнения, связанный с выходами преобразователя и вычислителя.The system also contains a control panel connected by inputs to the sensors named above. The remote control includes a signal converter, a calculator connected to the converter, a comparison element associated with the outputs of the converter and the calculator.
При функционировании системы на вход преобразователя сигналов поступают сигналы с датчика температура (Тт) газов за турбиной и с датчика положения гидроцилиндров сопла. На выходе преобразователя сигналов формируется единый цифровой код сигналов датчиков, который поступает на вход вычислителя. Сигналы с выхода преобразователя сигналов поступают в вычислительное устройство для расчета потребного значения площади реактивного сопла по формулеIn operation of the system to the input signals from the sensor signal transmitter receives temperature (T m) for the gas turbine and the hydraulic cylinders with the position of the nozzle probe. At the output of the signal converter, a single digital code of sensor signals is generated, which is fed to the input of the calculator. The signals from the output of the signal converter are supplied to a computing device for calculating the required value of the area of the jet nozzle according to the formula
где Fгф и Fгм - площади реактивного сопла на форсажном и бесфорсажном режимах соответственно, Тт и Тфзад - замеренное и заданное значение температуры газа за турбиной. При отладке двухконтурных газотурбинных двигателей, потребное значение площади реактивного сопла определяют по формулеwhere F gf and F gm are the areas of the jet nozzle in afterburner and afterburner modes, respectively, T t and T fzad are the measured and set value of the gas temperature behind the turbine. When debugging dual-circuit gas turbine engines, the required value of the area of the jet nozzle is determined by the formula
где Т2т - температура газов за турбиной после смещения обоих потоков.where T 2t is the temperature of the gases behind the turbine after the displacement of both flows.
Сигнал с выхода вычислительного устройства, характеризующий заданную площадь реактивного сопла поступает на вход элемента сравнения, где формируется управляющий сигнал.The signal from the output of the computing device characterizing a given area of the jet nozzle is fed to the input of the comparison element, where a control signal is generated.
При работе двигателя в форсажном режиме на вход преобразователя сигналов поступают сигналы с датчика температура (Тт) газов сопла и датчика положения гидроцилиндров сопла. Преобразованный сигнал с выхода преобразователя сигналов поступает на вход элемента сравнения, где он сравнивается с расчетным значением (Fгф).When the engine is in the afterburner mode, the signal converter receives signals from the temperature sensor (T t ) of the nozzle gases and the position sensor of the nozzle hydraulic cylinders. The converted signal from the output of the signal converter is fed to the input of the comparison element, where it is compared with the calculated value (F gf ).
На выходе элемента сравнения формируется сигнал ΔF, по которому меняется настройка автомата подачи топлива за счет изменения настроечного элемента.At the output of the comparison element, a signal Δ F is generated, according to which the setting of the fuel supply automaton changes due to changes in the tuning element.
Команда для изменения настройки автомата подается (в ручном или автоматическом режиме) до тех пор, пока проходная площадь реактивного сопла не станет равной потребному значению Fгф(ΔF=0).The command to change the settings of the machine is given (in manual or automatic mode) until the passage area of the jet nozzle becomes equal to the required value of F gf ( Δ F = 0).
(см. патент РФ №2383001, кл. F01M 15/00. 2010 г.) - наиболее близкий аналог.(see RF patent No. 2383001, class F01M 15/00. 2010) - the closest analogue.
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что она довольно инерционна, что не обеспечивает оперативного эффективного регулирования ГТД, особенно на переходных режимах его работы.As a result of the analysis of the known system, it should be noted that it is rather inertial, which does not provide efficient effective control of the gas turbine engine, especially in transition modes of its operation.
Техническим результатом настоящей полезной модели является разработка системы управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД, обеспечивающего повышение экономичности ГТД по топливу, а также обеспечивающую оперативную и эффективную компенсацию возмущений по газовоздушному тракту.The technical result of this utility model is the development of a control system for the critical cross-sectional area of a jet nozzle of a double-circuit gas turbine engine, which provides an increase in the gas-turbine engine fuel economy, as well as quick and efficient compensation of disturbances along the gas-air path.
Указанный технический результат обеспечивается за счет того, что в системе управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного газотурбинного двигателя, содержащей исполнительный механизм, связанный через регулятор с выходом элемента сравнения, а также программное устройство, новым является то, что система снабжена делителем, вторым элементом сравнения, первым и вторым сумматорами, вторым и третьим программными устройствами, входы первого и второго программных устройств имеют возможность соединения с датчиком температуры воздуха на входе в двигатель, а вход третьего программного устройства - с рычагом управления двигателем, выходы второго и третьего программных устройств соединены с входами второго сумматора, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления, а выход второго элемента сравнения связан с введенным в систему корректором, выход которого связан с первым входом второго сумматора, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства, а выход - со вторым входом первого элемента сравнения, при этом, входы делителя имеют возможность соединения с датчиками давления газа за компрессором и за турбиной, а выход - с первым входом первого элемента сравнения.The specified technical result is ensured due to the fact that in the control system of the critical cross-sectional area of the jet nozzle of a double-circuit gas turbine engine containing an actuator connected through the regulator to the output of the comparison element, as well as a software device, it is new that the system is equipped with a divider, a second comparison element , the first and second adders, the second and third software devices, the inputs of the first and second software devices have the ability to connect to the sensor air temperature at the engine inlet, and the input of the third software device with the engine control lever, the outputs of the second and third software devices are connected to the inputs of the second adder, the output of which is connected to the first input of the second comparison element, the second input of which can be connected to a speed sensor low pressure rotor, and the output of the second comparison element is connected to the corrector introduced into the system, the output of which is connected to the first input of the second adder, the second input of which is connected to the output the first software device, and the output - with the second input of the first comparison element, while the divider inputs have the ability to connect with gas pressure sensors behind the compressor and behind the turbine, and the output - with the first input of the first comparison element.
Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД.The essence of the utility model is illustrated by graphic materials, which show a diagram of a control system for the critical cross-sectional area of a jet nozzle of a double-circuit gas turbine engine.
Система управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД 1 содержит исполнительный механизм 2 управления площадью критического сечения реактивного сопла. Данный исполнительный механизм может быть выполнен различным образом, например, в виде гидроцилиндра или электродвигателя. Механизм 2 связан с регулятором 3. Регулятор предназначен для выработки управляющего сигнала и подачи его на исполнительный механизм. В качестве регулятора используется стандартный гидромеханический блок. Вход регулятора 3 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с выходом делителя 5. Делитель 5 выполнен в виде стандартного гидромеханического блока, разность давлений в котором определяется соотношением плеч рычагов. Входы делителя 5 имеют возможность соединения с датчиком (не показан) давления газа за компрессором (р2) и датчиком (не показан) давления газа за турбиной (p4).The control system for the critical cross-sectional area of the jet nozzle of a double-circuit turbine engine 1 contains an actuator 2 for controlling the critical cross-sectional area of the jet nozzle. This actuator can be performed in various ways, for example, in the form of a hydraulic cylinder or electric motor. The mechanism 2 is connected with the regulator 3. The regulator is designed to generate a control signal and feed it to the actuator. A standard hydromechanical unit is used as a regulator. The input of the regulator 3 is connected to the output of the first comparison element 4, the first input of which is connected to the output of the divider 5. The divider 5 is made in the form of a standard hydromechanical unit, the pressure difference in which is determined by the ratio of the arms of the levers. The inputs of the divider 5 are capable of being connected to a gas pressure sensor (not shown) behind the compressor (p 2 ) and a gas pressure sensor (not shown) behind the turbine (p 4 ).
Система также оснащена первым 6 и вторым 7 программными устройствами, вторым элементом сравнения 8, первым сумматором 9. третьим программным устройством 10, корректором 11 и вторым сумматором 12.The system is also equipped with the first 6 and second 7 software devices, the second comparison element 8, the first adder 9. the third software device 10, the corrector 11 and the second adder 12.
Входы первого 6 и второго 7 программных устройств имеют возможность соединения с датчиком (не показан) температуры воздуха (Твх) на входе в ГТД. Третье программное устройство имеет возможность связи с рычагом (не показан) управления ГТД (αруд).The inputs of the first 6 and second 7 software devices have the ability to connect with a sensor (not shown) of the air temperature (T I ) at the entrance to the gas turbine engine. The third software device has the ability to communicate with the lever (not shown) of the control of the gas turbine engine (α ore ).
Первое программное устройство 6 предназначено для формирования программного значения степени сжатия газов на турбине (π°т1) в зависимости от внешних условий (Твх).The first software device 6 is designed to generate a program value of the degree of compression of gases on the turbine (π ° t1 ) depending on external conditions (T I ).
Второе программное устройство 7 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий (Твх).The second software device 7 is designed to generate a programmed value of the rotational speed of the low pressure rotor depending on external conditions (T I ).
Третье программное устройство 10 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от положения рычага управления двигателем (αруд).The third software device 10 is designed to generate a programmed value of the rotational speed of the low pressure rotor depending on the position of the engine control lever (α ores ).
Первое, второе и третье программные устройства могут быть выполнены различным известным образом, например, в виде профилированных кулачков, рабочие профили которых обеспечивают получение заданных характеристик на выходе.The first, second and third software devices can be implemented in various known ways, for example, in the form of profiled cams, whose working profiles provide the desired characteristics at the output.
Выходы программных устройств 7 и 10 связаны с входами первого сумматора 9, выход которого связан с первым входом второго элемента сравнения 8, второй вход которого имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора низкого давления (n1).The outputs of the software devices 7 and 10 are connected to the inputs of the first adder 9, the output of which is connected to the first input of the second comparison element 8, the second input of which has the ability to connect with the rotational speed sensor of the low pressure rotor (n 1 ).
Выход второго элемента сравнения связан с входом корректора 11. Корректор 11 предназначен для преобразования рассогласования (Δ n1) во второе слагаемое заданного значения (π°т2) и может быть выполнен в виде стандартного усилителя с переменным коэффициентом усиления.The output of the second comparison element is connected to the input of the corrector 11. The corrector 11 is designed to convert the mismatch (Δ n 1 ) into the second term of the set value (π ° t2 ) and can be made in the form of a standard amplifier with a variable gain.
Выход корректора 11 связан с первым входом второго сумматора 12, второй вход которого связан с выходом первого программного устройства 6.The output of the corrector 11 is connected to the first input of the second adder 12, the second input of which is connected to the output of the first software device 6.
Выход второго сумматора 12 связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.The output of the second adder 12 is connected to the second input of the first comparison element 4.
Система управления площадью критического сечения реактивного сопла двухконтурного ГТД функционирует следующим образом.The control system of the critical cross-sectional area of the jet nozzle of a double-circuit gas turbine engine operates as follows.
Перед эксплуатацией ГТД его программные устройства 6, 7, 10 настраивают на заданные параметры:Before the operation of the gas turbine engine, its software devices 6, 7, 10 are tuned to the specified parameters:
- в программном устройстве 6 реализуется заданная зависимость π°т1=f(Tвx), обеспечивающая желаемое значение степени расширения газа на турбине в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;- in the software device 6, the predetermined dependence π ° t1 = f (T in ) is realized , which provides the desired value of the degree of expansion of the gas on the turbine depending on the external conditions characterized by the value of T I selected from the conditions for ensuring the high-speed and high-speed characteristics of the gas turbine engine;
- в программном устройстве 7 реализуется заданная зависимость n°1.1=f(Tвх), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Твх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик двигателя;- in the software device 7, the predetermined dependence n ° 1.1 = f (T in ) is implemented, which provides the desired value of the rotational speed of the low pressure rotor depending on external conditions characterized by the value of T I selected from the conditions for providing high-speed and speed characteristics of the engine;
- в программном устройстве 10 реализуется заданная зависимость n°1.2=f(αруд), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от режима работы двигателя, характеризуемых значением αруд, выбираемых из условия обеспечения дроссельных характеристик двигателя.- in the software device 10, the predetermined dependence n ° 1.2 = f (α ores ) is implemented, which provides the desired value of the rotational speed of the low pressure rotor depending on the engine operating mode, characterized by the value of α ores selected from the condition for ensuring the throttle characteristics of the engine.
Необходимые значения π°т1=f(Твх), n°1.1=f(Твх) и n°1.2=f(αруд) определяются на этапе проектирования ГТД и могут уточняться при его испытании и эксплуатации.The necessary values π ° t1 = f (T in ), n ° 1.1 = f (T in ) and n ° 1.2 = f (α ores ) are determined at the stage of designing a gas turbine engine and can be specified during its testing and operation.
В процессе работы ГТД параметры Твх, р2, p4, n1 с датчиков поступают на:In the process of operation of the gas turbine engine, the parameters T I , p 2 , p 4 , n 1 from the sensors go to:
Твх - на программные устройства 6 и 7;T I - on software devices 6 and 7;
n1 - на второй вход второго элемента сравнения 8;n 1 - to the second input of the second comparison element 8;
р2 и р4 - на входы делителя 5.p 2 and p 4 - to the inputs of the divider 5.
В делителе 5 осуществляется операция деления (πт=p2/p4) и полученный сигнал (πт), характеризующий степень расширения газа на турбине в процессе ее работы, поступает на первый вход первого элемента сравнения 4.In the divider 5, the division operation is carried out (π t = p 2 / p 4 ) and the received signal (π t ) characterizing the degree of expansion of the gas on the turbine during its operation is fed to the first input of the first comparison element 4.
Параллельно сигналы значения температуры (Твх) поступают на входы первого 6 и второго 7 программных устройств, где формируются программные управляющие сигналы значения степени расширения газа на турбине в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (π°т1) и частоты вращения ротора низкого давления (n°1.1).In parallel, the temperature value signals (T I ) are supplied to the inputs of the first 6 and second 7 software devices, where program control signals are generated of the gas expansion degree on the turbine depending on the air temperature at the inlet of the turbine engine (π ° t1 ) and the low-pressure rotor speed (n ° 1.1 ).
Сформированный в устройстве 6 сигнал (π°т1) поступает на второй вход сумматора 12, а полученный в устройстве 7 сигнал (n°1.1) поступает на вход сумматора 9, на другой вход которого поступает сигнал (n°1.2) с третьего программного устройства 10. С выхода сумматора 9 суммированный сигнал (n°1) поступает на первый вход второго элемента сравнения 8, на второй вход которого поступает сигнал с датчика частоты вращения ротора низкого давления (n1). В элементе сравнения 8 вычитаются поступающие на его входы сигналы и сформированный сигнал (Δn1), поступает на вход корректора 11, где преобразуется в параметр π°т2 по формуле: π°т2=К*Δn1. Коэффициент К является наперед заданным.The signal generated in the device 6 (π ° t1 ) is fed to the second input of the adder 12, and the signal received in the device 7 (n ° 1.1 ) is input to the adder 9, the other input of which receives a signal (n ° 1.2 ) from the third software device 10 . From the output of the adder 9, the summed signal (n ° 1 ) is fed to the first input of the second comparison element 8, the second input of which receives a signal from the rotational speed sensor of the low pressure rotor (n 1 ). In the comparison element 8, the signals arriving at its inputs and the generated signal (Δn 1 ) are subtracted, fed to the input of the corrector 11, where it is converted to the parameter π ° t2 according to the formula: π ° t2 = K * Δn 1 . The coefficient K is predetermined.
Выходной сигнал (π°т2) с данного блока поступает на первый вход сумматора 12, на второй вход которого поступает сигнал (π°т1) с программного устройства 6. Выходной сигнал (π°т) с сумматора 12, характеризующий заданную степень расширения газа на турбине, поступает на второй вход первого элемента сравнения 4, где сравнивается с сигналом, поступившем с делителя 5. Выходной управляющий сигнал с выхода элемента сравнения 4 (Δ πт) поступает в регулятор 3, где формируется сигнал требуемого положения исполнительного механизма 2. С регулятора 3 управляющий сигнал (Fc) поступает на исполнительный механизм 2 исполнительный орган которого регулирует соответствующим образом площадь критического сечения реактивного сопла ГТД 1.The output signal (π ° t2 ) from this unit is supplied to the first input of the adder 12, the second input of which receives a signal (π ° t1 ) from the software device 6. The output signal (π ° t ) from the adder 12, characterizing a given degree of gas expansion by the turbine, is fed to the second input of the first comparison element 4, where it is compared with the signal received from the divider 5. The output control signal from the output of the comparison element 4 (Δ π t ) goes to controller 3, where a signal of the required position of the actuator 2 is generated. From the controller 3 governing incoming signal (Fc) supplied to the actuator 2 which controls the actuator accordingly the critical section area of the nozzle 1 TBG.
Система отрегулирована таким образом, что на установившихся режимах работы ГТД сигналы (πт) и (π°т) компенсируют друг друга и сигнал (Fc) равен нулю. В противном случае исполнительный механизм регулируют таким образом, чтобы данное значение стремилось к нулю, но это довольно инерционное регулирование. Оперативное регулирование осуществляется по контуру регулирования πт The system is adjusted in such a way that at the steady-state modes of operation of the gas turbine engine the signals (π t ) and (π ° t ) cancel each other and the signal (Fc) is equal to zero. Otherwise, the actuator is regulated so that this value tends to zero, but this is a rather inertial regulation. Operational regulation is carried out along the control circuit π t
Система обеспечивает оптимальное соотношение частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления и, тем самым, обеспечивает высокую экономичность ГТД по топливу на дроссельных режимах и в полете, а также обеспечивает быстрое перекрывание (компенсацию) возмущения по газовоздушному тракту за счет применения контура управления по πт (степени расширения газа на турбине: πт=р2/р4).The system provides the optimal ratio of the rotational speeds of the high-pressure rotor and low-pressure rotor and, thereby, ensures high fuel efficiency of the gas-turbine engine in throttle and in-flight modes, and also provides fast overlap (compensation) of disturbances along the gas-air path due to the use of the control circuit in π t (the degree of expansion of the gas on the turbine: π t = p 2 / p 4 ).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010139969/03U RU101736U1 (en) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2010139969/03U RU101736U1 (en) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU101736U1 true RU101736U1 (en) | 2011-01-27 |
Family
ID=46308755
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2010139969/03U RU101736U1 (en) | 2010-09-30 | 2010-09-30 | CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU101736U1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726018C2 (en) * | 2016-05-31 | 2020-07-08 | Зе Боинг Компани | Secondary systems and control methods for fan nozzles with variable cross-section |
-
2010
- 2010-09-30 RU RU2010139969/03U patent/RU101736U1/en active
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726018C2 (en) * | 2016-05-31 | 2020-07-08 | Зе Боинг Компани | Secondary systems and control methods for fan nozzles with variable cross-section |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10934944B2 (en) | Method for optimization of transient control law of aero-engine | |
| CN102317600B (en) | Method and system for tuning a gas turbine and gas turbine including such a system | |
| EP0005135B1 (en) | Exhaust nozzle control and core engine fuel control for turbofan engine | |
| US4159625A (en) | Control for gas turbine engine | |
| EP3023617B1 (en) | Gas turbine engine with adjustable flow path geometry | |
| US4651518A (en) | Transient derivative scheduling control system | |
| US10961919B2 (en) | Corrected parameters control logic for variable geometry mechanisms | |
| CN106321252A (en) | Fuel control method and system for starting process of aero-engine | |
| Linyuan et al. | Designing method of acceleration and deceleration control schedule for variable cycle engine | |
| RU2466287C1 (en) | Control method of gas-turbine engine with afterburner, and system used for its implementation | |
| RU2383001C1 (en) | Method of debugging of gas turbine engine with afterburner | |
| US20210285386A1 (en) | Method and system for determining an engine temperature | |
| EP2647811A1 (en) | Gas turbine control device and power generation system | |
| RU2334889C2 (en) | Turboprop power plant fuel flow rate control method | |
| US4248042A (en) | Engine thrust control system | |
| US5447023A (en) | Synthesized fuel flow rate and metering valve position | |
| RU101736U1 (en) | CRITICAL AREA CONTROL SYSTEM FOR A TWO-CURRENT GAS-TURBINE ENGINE REACTIVE NOZZLE | |
| JP3078822B2 (en) | Acceleration control device for gas turbine engine | |
| US3738102A (en) | Fuel control for turbine type power plant having variable area geometry | |
| RU102687U1 (en) | LOW PRESSURE ROTOR OF THE LOW PRESSURE ROTOR OF THE TWO-CIRCUIT GAS-TURBINE ENGINE | |
| RU2443890C1 (en) | Method of controlling critical section area of two-stage gas turbine engine jet nozzle | |
| RU2446300C1 (en) | Method of controlling low-pressure rotor rpm in bypass gas turbine engine | |
| CN115898656A (en) | Control method and control device for boosting fuel oil of multi-electric aircraft engine | |
| RU2736403C1 (en) | Turbojet engine control method | |
| RU2308605C2 (en) | Gas-turbine engine control method |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD1K | Correction of name of utility model owner | ||
| PC12 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for utility models |
Effective date: 20151103 |
|
| PC92 | Official registration of non-contracted transfer of exclusive right of a utility model |
Effective date: 20190814 |