RU115832U1 - Система управления газотурбинным двигателем - Google Patents

Abstract

1. Система управления газотурбинным двигателем, включающая модуль управления, имеющий возможность соединения с системой управления летательного аппарата, исполнительные механизмы дозирования топлива в камеры сгорания, регулирования положения направляющих аппаратов компрессора и вентилятора, а также критического сечения реактивного сопла, датчики контроля положения исполнительных механизмов, отличающаяся тем, что система оснащена модулем диагностики, каждый исполнительный механизм управления агрегатом двигателя оснащен контроллером его управления, связанным с датчиками контроля параметров данного агрегата, с модулем управления, с системой управления летательного аппарата и модулем диагностики, связанным с модулем управления. ! 2. Система управления газотурбинным двигателем по п.1, отличающаяся тем, что датчики дополнительно соединены с модулем диагностики.

Description

Полезная модель относится к области управления работой сложных объектов, например, газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно, авиационных.

В настоящее время в системах управления сложными объектами техники, например, авиационными двигателями, появилось большое количество новых решений в методологии управления и особенностях конструктивных решений агрегатов систем. Это обусловлено, в том числе прогрессом в развитии электронной элементной базы. При разработке новых систем управления имеется большой выбор элементов системы и ее агрегатов - датчиков, исполнительных механизмов с цифровыми интерфейсами для обмена данными по сети, промышленных контроллеров и пр. В результате применения современной элементной базы значительно повышается надежность системы за счет сокращения линий связи, а также снижается время разработки системы. Развитие современной элементной базы позволяет осуществить переход от централизованных архитектур систем управления к распределенным.

В настоящее время при разработках систем управления сложными объектами, например, авиационными ГТД, традиционно использование цифровых электронных регуляторов с полной ответственностью, например, типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control).

Так, например, известна система регулирования турбореактивного двигателя летательного аппарата, содержащая цифровой электронный регулятор, соединенный выходом с исполнительным агрегатом подачи топлива в основную камеру сгорания, а входами с датчиками параметров двигателя и с датчиком положения исполнительного агрегата, причем электронный регулятор соединен дополнительным выходом с исполнительным агрегатом подачи топлива в форсажную камеру, а дополнительным входом с датчиком положения этого исполнительного агрегата, исполнительный агрегат гидравлически подсоединен к насосам подачи топлива, при этом, электронный регулятор соединен дополнительным выходом с исполнительным агрегатом аварийного слива топлива, а дополнительным входом с датчиком положения этого исполнительного агрегата, причем исполнительный агрегат гидравлически соединен с насосами подачи топлива, электронный регулятор соединен дополнительными выходами с исполнительными агрегатами механизации проточной части двигателя, системы охлаждения турбины, огневой дорожки, привода реактивного сопла, а дополнительными входами с датчиками положения этих исполнительных агрегатов, причем исполнительные агрегаты гидравлически соединены с насосами подачи топлива через драйвер подачи топлива, электрически связанный входом и выходом с электронным регулятором, программное обеспечение которого размещено в комплексной системе управления летательного аппарата.

(см. патент РФ на полезную модель №19556, кл. F02C 9/00, 2001 г.).

В результате анализа известной системы необходимо отметить, что централизованная архитектура такой системы решает задачи регулирования двигателей, однако новые задачи в развитии авиационных ГТД требуют решения все большего количества задач управления и диагностики, которые значительно увеличивают нагрузку на цифровой электронный регулятор. Это приводит к увеличению количества линий связи и, соответственно, их веса, кроме того, снижается надежность системы. Существующие системы регулирования, реализованные по принципу централизованной архитектуры, имеют массу, достигающую 15…20% от полной массы ГТД. Поскольку количество задач управления ГТД постоянно увеличивается, увеличивается масса системы управления и снижается ее надежность. Эта тенденция противоположна тенденции снижении массы ГТД за счет применения новых материалов, новых технологий изготовления и новых методов газодинамических расчетов.

Попытки разработки систем управления, имеющих высокую надежность и незначительную массу уже предпринимались. Так, известна беспроводная отказоустойчивая электронная система управления ГТД, содержащая беспроводные интеллектуальные датчики: температуры (Твх) и давления воздуха (Рвх) на входе в ГТД; частоты вращения компрессоров низкого (N1) и высокого (N2) давлений; давления (Рк) за компрессором; температуры газа (Тг) за турбиной; положения (^ϕуу) устройства управления проточной частью газодинамического тракта ГТД; положения (Хим) исполнительного механизма регулирования расхода топлива. Система также содержит беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонных значений параметров ГТД, анализатор состояния и замещения информации, цифровой блок управления, радиомодуль передачи информации, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта ГТД, исполнительные механизмы - электромагнитные клапаны.

Выходы беспроводных интеллектуальных датчиков параметров ГТД, беспроводного рычага управления и беспроводного пульта управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров ГТД связан с другим входом анализатора состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком управления, выход которого подключен к радиомодулю передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации, а другие выходы цифрового блока управления соединены с исполнительным механизмом регулирования расхода топлива, устройством управления проточной частью газодинамического тракта ГТД и электромагнитными клапанами.

В процессе работы системы при подаче бортового электропитания на цифровой блок управления, беспроводный рычаг управления и беспроводный пульт управления и индикации подается команда с цифрового блока управления на радиомодуль приема и диспетчеризации информации, который переводит комплект беспроводных интеллектуальных датчиков из режима ожидания в активный режим.

Сигналы с датчиков передаются по радиоканалам на радиомодуль приема и диспетчеризации информации. В соответствии с режимом работы ГТД, заданным беспроводным рычагом управления, формируется сигнал, передаваемый по радиоканалу на радиомодуль приема и диспетчеризации информации, где осуществляется диспетчеризация информационного потока в зависимости от приоритета каждого параметра и реальной скорости его изменения.

Из полученного информационного потока в узле комплексирования информации формируются два комплекса параметров: первый комплекс параметров включает регулирующие воздействия и внешние возмущения, действующие на ГТД, а второй комплекс - параметры, измеряемые в его газодинамическом тракте. В блоке вычисления эталонных значений параметров ГТД, на основе бортовой математической модели авиадвигателя, работающей в реальном масштабе времени, в соответствии с первым комплексом параметров расчетным путем определяются эталонные значения параметров, соответствующих второму комплексу параметров. Эти эталонные значения позволяют контролировать достоверность информационного потока, поступающего по радиоканалам от датчиков, выявлять отказавшие каналы или работающие со сбоями и осуществлять замещение информации от этих каналов на информацию, получаемую расчетным путем в блоке вычисления эталонных значений параметров ГТД.

Сформированная таким образом информация поступает на цифровой блок управления ГТД, где в соответствии с программами и алгоритмами управления формируются сигналы на исполнительный механизм регулирования расхода топлива, на устройство управления проточной частью газодинамического тракта двигателя и на электромагнитные клапаны. Цифровой блок управления, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны, имеющие значительное электропотребление, запитываются от бортовой электросети. Информация о параметрах ГТД с цифрового блока управления через радиомодуль передачи информации поступает на беспроводной пульт управления и индикации.

(см. патент РФ №2372505, кл. F02C 9/28, 2009 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа выполнения известной системы управления ГТД необходимо отметить, что она позволяет уменьшить количество и массу ее кабелей и электрических соединителей, а также снизить затраты на его техническое обслуживание. Однако использование для передачи данных при работе системы радиоканалов недостаточно надежно, что обусловлено наличием помех, сигналы в процессе передачи искажаются, что может привести к снижению точности регулирования объекта и сбоям в работе системы. Управление работой исполнительных механизмов ГТД от единого блока управления создает проблемы, которые были подробно описаны выше.

Техническим результатом настоящей полезной модели является разработка системы управления ГТД, обеспечивающей сокращение размеров и массы электрических соединений, оптимальное распределение вычислительных ресурсов, обладающую высоким быстродействием и обеспечивающую управление двигателем при возникновении ошибок в управлении и повреждений ее агрегатов.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе управления газотурбинным двигателем, включающей модуль управления, имеющий возможность соединения с системой управления летательного аппарата, исполнительные механизмы дозирования топлива в камеры сгорания, регулирования положения направляющих аппаратов компрессора и вентилятора, а также критического сечения реактивного сопла, датчики контроля положения исполнительных механизмов, новым является то, что система оснащена модулем диагностики, каждый исполнительный механизм управления агрегатом двигателя оснащен контроллером его управления, связанным с датчиками контроля параметров данного агрегата, с модулем управления, с системой управления летательного аппарата и модулем диагностики, связанным с модулем управления, при этом, датчики дополнительно соединены с модулем диагностики.

Необходимо отметить, что при разработке архитектуры распределенной системы управления следует учитывать некоторые общие факторы, которые оказывают свои ограничения на архитектуру системы и ее исполнение. Учитывая то, что распределенные системы управления позволяют монтировать исполнительные механизмы и блоки их управления непосредственно на управляемые ими агрегаты или в непосредственной близости от них, актуальна задача их теплоизоляции и/или охлаждения, а также защиты от вибраций. При этом необходимо учитывать, что на двигателях зачастую отсутствуют источники холода. Так температура топлива на входе в двигатель достигает Тт=90°С, а температура топлива на входе в агрегаты системы достигает Тт=125°С. В настоящее время данная проблема может быть решена известными средствами, например, как это выполнено в решении по патенту РФ №82188. Известны также средства защиты от вибраций, например, использованием виброзащитных элементов.

Для обеспечения синхронизации работы агрегатов системы, если возникает такая необходимость, возможно использование различных известных средств, например, раскрытых в решении по патенту США №7023870, кл. H04L 12/56 2006 г. или в решении по патенту РФ на полезную модель №95205, кл. H04L 12/00, 2010 г.

Сущность полезной модели поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления ГТД.

Система управления ГТД структурно решена в виде нескольких функционирующих в едином цикле модулей.

Система содержит модуль 1 управления, связанный с системой управления летательного аппарата, например, посредством основного интерфейса (Mil-1553b) или резервного интерфейса (ARINC-429), модуль 2 диагностики, модуль 3 дозирования топлива основной камеры сгорания, модуль 4 дозирования топлива форсажной камеры сгорания, модуль 5 регулирования направляющих аппаратов компрессора, модуль 6 регулирования входных направляющих аппаратов вентилятора, модуль 7 регулирования критического сечения реактивного сопла ГТД.

Обмен информацией между модулями осуществляется по информационной цифровой шине «А». В системе может быть предусмотрена и резервированная информационная цифровая шина (не показана).

Модуль 1 управления выполнен в виде контроллера, содержащего входной блок 8, связанный с датчиками частоты вращения ротора низкого давления (nl), температуры на входе в ГТД (Т1) положения привода воздухозаборника (Lвз), выходной блок 9, связанный с блоком связи 10, выход которого связан с информационной шиной «А», процессор 11, блок питания 12.

Входной блок предназначен для приема параметров внешних датчиков и информации с модулей 2-7, а также для связи с системой управления летательного аппарата.

Блок связи предназначен для обмена цифровой информацией между контроллером модуля с контроллерами других модулей связанных по цифровой шине «А».

Выходной блок предназначен для связи с системой управления летательного аппарата, для усиления и передачи управляющих сигналов для управления различными исполнительными устройствами и усиления выходных сигналов.

Процессор предназначен для обеспечения согласованной работы элементов системы, согласно заложенной в него программе.

Блок питания формирует необходимые напряжения питания составных блоков контроллера

Модуль 1 посредством блока связи 10 связан информационной шиной с модулем 2, с модулями 3-7 и с системой управления летательного аппарата.

Модуль 1 обеспечивает: обмен информацией с системами борта по интерфейсам Mil-1553b (основной), ARINC-429 (резервный); обмен информацией с электронными компонентами системы управления двигателя по основной и/или резервированной цифровой шине обмена; управление положением воздухозаборника; управление циклограммами запуска, холодной прокрутки, ложного запуска и останова ГТД; расчет не измеряемых параметров двигателя по его математической модели; расчет и замещение информации с датчиков двигателя при отказах датчиков; сохранение информации перед отказом в кольцевом буфере оперативного запоминающего устройства контроллера; расчет наработки ГТД и его узлов.

Модуль 2 диагностики выполнен в виде входного блока 13, связанного с датчиками диагностики и контроля работы ГТД, выходного блока 14, связанного с блоком связи 15, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 13 связан с входом блока процессора, 16, выход которого связан с входом блока 14. Питание модуля 2 осуществляется от блока питания 17.

Данный модуль обеспечивает обработку сигналов датчиков, обмен информацией с электронными компонентами системы автоматического управления двигателя по цифровой шине обмена, диагностику цепей датчиков, блоков питания модулей, выходных цепей исполнительных механизмов.

Модуль 3 дозирования топлива в основную камеру сгорания выполнен в виде входного блока 18, связанного с датчиками давления воздуха за компрессором высокого давления (Рк), полной температуры на входе в двигатель (Т1); температуры газов за турбиной низкого давления (Т4), частоты вращения ротора низкого давления (nl); частоты вращения ротора высокого давления (n2), положения рычага управления двигателем (αруд).

Модуль 3 также содержит выходной блок 19, связанный с блоком связи 20, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 18 связан с входом процессора 21, выход которого связан с входом блока 19. Питание модуля 2 осуществляется от блока питания 22. Данный модуль оснащен дозатором 23 топлива в основную камеру сгорания, исполнительный механизм которого связан с выходным блоком 19 для управления расходом (G_T) топлива. Входной блок 18 дополнительно связан с датчиком положения дозирующего крана (Lдк).

Блок связи 20 модуля 3 дополнительно связан с блоками связи 10 и 15 соответственно модулей 1 и 2.

Модуль 3 предназначен для регулирования подачи топлива в основную камеру сгорания ГТД.

Модуль 4 дозирования топлива в форсажную камеру сгорания состоит из входного блока 24, связанного с датчиками расхода топлива в форсажную камеру сгорания, выходного блока 25, связанного с блоком связи 26, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 24 связан с входом блока процессора 27, выход которого связан с входом блока 25. Питание модуля 4 осуществляется от блока питания 28. Данный модуль оснащен дозатором 29 топлива в форсажную камеру сгорания, исполнительный механизм которого связан с выходным блоком 25 для управления включением исполнительного механизма дозатора и расходом (Gтф) топлива.

Входной блок 24 связан с датчиком положения дозирующего крана (Lдкф), датчиками давления топлива на входе в агрегат дозирования топлива (Рт) и температуры топлива на входе в агрегат дозирования топлива (Тт).

Блок связи 26 модуля 4 дополнительно связан с блоками связи 10 и 15 соответственно модулей 1 и 2.

Модуль 4 предназначен для регулирования подачи топлива в основную камеру сгорания ГТД.

Модуль 5 регулирования направляющих аппаратов компрессора состоит из входного блока 30, связанного с датчиком давления воздуха на входе в ГТД (Рвх,) и датчиком положения НАК, выходного блока 31, связанного с блоком связи 32, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 30 связан с процессором 33, выход которого связан с входом блока 31. Питание модуля 5 осуществляется от блока питания 34. Данный модуль оснащен исполнительным механизмом 35 регулирования направляющих аппаратов компрессора, связанным с выходным блоком 31 для управления включением исполнительного механизма и положением направляющих аппаратов(Iнак).

Входной блок 30 дополнительно связан с датчиками (позицией не обозначены) положения направляющих аппаратов компрессора.

Блок связи 32 модуля 5 дополнительно связан с блоками связи 10 и 15 соответственно модулей 1 и 2.

Модуль 5 предназначен для регулирования положения направляющих аппаратов компрессора.

Модуль 6 регулирования выходных направляющих аппаратов вентилятора состоит из входного блока 36, связанного с датчиком давления воздуха за компрессором низкого давления (Р6) и с датчиком положения направляющих аппаратов вентилятора, выходного блока 37, связанного с блоком связи 38, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 36 связан с входом процессора 39, выход которого связан с входом блока 37. Питание модуля 5 осуществляется от блока питания 40. Данный модуль оснащен исполнительным механизмом 41 регулирования положения направляющих аппаратов вентилятора, связанным с выходным блоком 37 для управления включением исполнительного механизма и положением направляющих аппаратов вентилятора (Iвна).

Входной блок 36 дополнительно связан с датчиками (позицией не обозначены) положения направляющих аппаратов вентилятора.

Блок связи 38 модуля 6 дополнительно связан с блоками связи 10 и 15 соответственно модулей 1 и 2.

Модуль 6 предназначен для регулирования положения направляющих аппаратов вентилятора.

Модуль 7 регулирования критического сечения реактивного сопла состоит из входного блока 42, связанного с датчиками давления газов за турбиной низкого давления Р4, положения распределительного золотника реактивного сопла (Lрзрс), положения реактивного сопла (Lpc), выходного блока 43, связанного с блоком связи 44, выход которого связан с информационной шиной «А». Выход блока 42 связан с входом процессора 45, выход которого связан с входом блока 43. Питание модуля 7 осуществляется от блока питания 46. Данный модуль оснащен исполнительным механизмом 47 регулирования критического сечения реактивного сопла, связанным с выходным блоком 43 для управления включением исполнительного механизма и критическим сечением реактивного сопла (Iдрс).

Входной блок 42 дополнительно связан с датчиками (позицией не обозначены) контроля сечения реактивного сопла.

Блок связи 44 модуля 7 дополнительно связан с блоками связи 10 и 15 соответственно модулей 1 и 2.

Модуль 7 предназначен для регулирования критического сечения реактивного сопла.

Нетрудно заметить, что общим для каждого модуля является наличие входного блока, выходного блока, блока связи, процессора, блока питания. Все эти блоки входят в состав контроллеров, которыми оснащен каждый модуль. В качестве контроллеров модулей могут быть использованы стандартные контроллеры практически любых производителей, в архитектуру которых входят поименованные выше блоки. Контроллеры должны иметь возможность обработки сигналов, указанных на схеме системы управления ГТД. Для специалистов не представляет сложности в подборе конкретных марок контроллеров, которые должны отвечать требованиям живучести и стойкости, предъявляемым к авиационному оборудованию.

Каждый из контроллеров имеет возможность связи с системой управления летательного аппарата.

Каждый из модулей системы управления оснащен собственным блоком питания, что повышает надежность работы системы.

В качестве блоков связи, предназначенных для осуществления связи между модулями и их согласованной работы используются стандартные интерфейсные блоки. Блоки связи обеспечивают сопряжение модулей с информационной шиной и через нее с другими модулями и системой управления летательного аппарата.

В качестве исполнительных механизмов модулей 3-7 (регулирования подачи топлива в основную и форсажную камеры сгорания, регулирования положения направляющих аппаратов компрессора и вентилятора, регулирования критического сечения реактивного сопла) используются стандартные электронные, электронно-гидравлические или электронно-гидромеханические агрегаты, поименованные в материалах заявки как «электронная часть», «гидромеханическая часть».

Используемые в системе датчики являются стандартными.

Модули 1 и 2 являются электронными, а модули 3-7 представляют собой интеллектуальные электронно-гидомеханические агрегаты.

Весьма важно, что для управления каждым агрегатом двигателя используется собственный блок управления, что значительно упрощает программу управления, а также повышает надежность системы и ее быстродействие.

Система управления газотурбинным двигателем работает следующим образом.

Работу системы рассмотрим на примере управления ГТД летательного аппарата, например, самолета.

В процессе работы ГТД и системы, каждый из контроллеров через соответствующий выходной блок управляет регулируемым им исполнительным механизмом модулей 3-7 в соответствии с заложенной в его процессор программой.

Принципиально работа каждого из модулей 3-7 одинакова и осуществляется следующим образом.

Управляющий сигнал для исполнительного механизма каждого модуля формируется на основе сравнения значений текущего положения исполнительного механизма данного модуля, которое отслеживается датчиками положения и поступает через входной блок в процессор и расчетного значения, которое заложено в данный процессор. Полученный в результате сравнения сигнал рассогласования и осуществляет управление исполнительным механизмом конкретного модуля (3-7).

Расчетные значения параметров в процессоре каждого модуля могут корректироваться с модуля 1 или системы управления летательного аппарата.

Параллельно в процессор модуля поступают значения датчиков ГТД и осуществляется сравнение их показателей с заложенными в программу процессора модуля 2. Кроме того, процессор модуля 2 контролирует состояние цепей датчиков и исполнительных механизмов, работу блоков питания и передает данные о их состоянии в процессор модуля 1. В процессоре 1 осуществляется расчет неизмеряемых параметров работы ГТД по математической модели двигателя, заложенной в процессор модуля 1, а также сравнение полученных с датчиков значений с расчетными и в случае, если отклонения текущих параметров выходят за пределы расчетных, равно, как и в случае повреждения цепи датчика, в процессор соответствующего модуля выдается команда на управление исполнительным механизмом от процессора модуля 1 по расчетным значениям.

В процессе работы процессор 21 контроллера модуля 3 обеспечивает обработку поступивших сигналов датчиков (частоты вращения роторов высокого и низкого давления, положения РУД, температуры воздуха перед двигателем, температуры газов за турбиной, давления на входе в двигатель и давления за компрессором), обмен информацией с системой управления летательного аппарата, с модулями 1 и 2 и управление циклограммами запуска, холодной прокрутки, ложного запуска и останова, дозирования расхода топлива в двигатель по информации, полученной от датчиков двигателя, датчика положения дозирующего крана и других электронных компонентов системы, по показаниям которых осуществляется регулирование подачи топлива в основную камеру сгорания.

Процессор 27 контроллера модуля 4 обеспечивает обработку сигналов датчиков ГТД, отслеживающих дозирование топлива в форсажную камеру сгорания, обмен информацией с системой управления летательного аппарата и с модулями 1 и 2, дозирование расхода топлива в форсажную камеру сгорания.

Процессор 33 модуля 5 обеспечивает обработку сигналов датчиков положения направляющих аппаратов компрессора, давления воздуха на входе в двигатель, обмен информацией с системой управления летательного аппарата и модулями 1 и 2, регулирование положения направляющих аппаратов компрессора.

Процессор 39 модуля 6 обеспечивает обработку сигналов датчиков положения направляющих аппаратов вентилятора, давления воздуха за компрессором низкого давления, обмен информацией с системой управления летательного аппарата и модулями 1 и 2, регулирование направляющих аппаратов вентилятора.

Процессор 45 модуля 7 обеспечивает обработку сигналов датчиков положения сопла, давления воздуха за турбиной, обмен информацией с системой управления летательного аппарата, управление циклограммами включения и выключения форсажа, регулирование параметров ГТД за счет управления площадью критического сечения сопла, расчет заданных расходов топлива в форсажных.

При отказе одного или нескольких датчиков, с модуля 1 на блок управления агрегатом ГТД, работу которого контролирует данный датчик (датчики), передается расчетное значение показаний отказавшего датчика.

При отказе одного или нескольких процессоров модуля (модулей), управляемые или исполнительные механизмы управляются модулем 1 по расчетным параметрам.

Управление модулями 1 и 2, а также блоками управления модулей 3-7 может осуществляться от системы управления летательного аппарата.

Таким образом, каждый исполнительный механизм ГТД управляется своим контроллером, что значительно повышает быстродействие системы, в процессе работы ГТД и системы его управления постоянно осуществляется контроль показаний датчиков и диагностирование узлов и агрегатов модулей и, в случае необходимости (например, при их отказе) переход на управление по расчетным параметрам, что повышает надежность работы системы управления. Кроме того, каждый исполнительный механизм ГТД имеет возможность регулирования от системы управления летательным аппаратом, что расширяет функциональные возможности заявленной системы управления и позволяет оптимально распределить ее вычислительные ресурсы. Весьма важно и то, что при монтаже системы значительно сокращаются размеры и масса электропроводки, а это снижает ее массу и упрощает монтаж.

Claims (2)

1. Система управления газотурбинным двигателем, включающая модуль управления, имеющий возможность соединения с системой управления летательного аппарата, исполнительные механизмы дозирования топлива в камеры сгорания, регулирования положения направляющих аппаратов компрессора и вентилятора, а также критического сечения реактивного сопла, датчики контроля положения исполнительных механизмов, отличающаяся тем, что система оснащена модулем диагностики, каждый исполнительный механизм управления агрегатом двигателя оснащен контроллером его управления, связанным с датчиками контроля параметров данного агрегата, с модулем управления, с системой управления летательного аппарата и модулем диагностики, связанным с модулем управления.

2. Система управления газотурбинным двигателем по п.1, отличающаяся тем, что датчики дополнительно соединены с модулем диагностики.