RU2353549C1 - Устройство для выдачи разрешения для воздействия на рабочий режим двигателя летательного аппарата и система управления двигателем, содержащая его - Google Patents
Устройство для выдачи разрешения для воздействия на рабочий режим двигателя летательного аппарата и система управления двигателем, содержащая его Download PDFInfo
- Publication number
- RU2353549C1 RU2353549C1 RU2007127709/11A RU2007127709A RU2353549C1 RU 2353549 C1 RU2353549 C1 RU 2353549C1 RU 2007127709/11 A RU2007127709/11 A RU 2007127709/11A RU 2007127709 A RU2007127709 A RU 2007127709A RU 2353549 C1 RU2353549 C1 RU 2353549C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- aircraft
- specified
- enable signal
- operating mode
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
- F02C9/285—Mechanical command devices linked to the throttle lever
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/80—Diagnostics
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Traffic Control Systems (AREA)
Abstract
Группа изобретений относится к авиационной технике. Предложенное устройство для выдачи разрешения для воздействия содержит четыре средства. Первое средство предназначено для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора газа, управляющего подачей топлива в двигатель. Второе средство предназначено для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала. Третье средство предназначено для определения того, выполняются ли нижеследующие условия: другой двигатель летательного аппарата является неисправным, другой двигатель выключен и разрешающий сигнал выдан для другого двигателя. Четвертое средство предназначено для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство (10) регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий а), b) и с). Предложенная система управления содержит сектор газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель, средство контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя, и упомянутое устройство для выдачи разрешения для воздействия. Предложенный летательный аппарат включает в себя упомянутую систему управления. Группа изобретений обеспечивает отключение неисправной двигательной установки во всех фазах полета летательного аппарата и для всех его состояний. 3 н. и 8 з.п. ф-лы, 4 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к устройству для выдачи разрешения для воздействия на рабочий режим двигателя летательного аппарата и системе управления, по меньшей мере, одного двигателя, содержащей его.
Известно, что в двигательной установке летательного аппарата возникают неисправности, особенно неисправности, вследствие которых тяга, по меньшей мере, одного двигателя больше не соответствует команде пилота, что может иметь непосредственное и значительное влияние на безопасность летательного аппарата. Для уменьшения таких неисправностей на летательном аппарате могут быть предусмотрены устройства, предназначенные для отключения неисправного двигателя. Однако такое отключение невозможно во всех фазах полета и для всех состояний летательного аппарата.
Целью настоящего изобретения является устранение этих недостатков. Это относится к устройству для выдачи разрешающего сигнала, разрешающего соответствующим средствам воздействовать на рабочий режим, по меньшей мере, одного двигателя летательного аппарата.
Для этой цели в соответствии с настоящим изобретением указанное устройство характеризуется тем, что оно содержит:
первое средство для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора газа для управления подачей топлива в двигатель; и
второе средство для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала.
Таким образом, согласно настоящему изобретению соответствующим средствам, подробно описанным ниже, и которые способны воздействовать на рабочий режим двигателя (посредством отключения этого двигателя или посредством уменьшения, например, его производительности), разрешены воздействия на указанный двигатель, только если устройство в соответствии с настоящим изобретением предварительно выдало соответствующий разрешающий сигнал в зависимости, по меньшей мере, от положения сектора газа, управляющего этим двигателем.
Следовательно, на основании параметров, принятых во внимание в соответствии с настоящим изобретением и подробно изложенных ниже, может быть предусмотрено разрешение (в частности, для отключения двигателя), выдаваемое указанным прибором, только если соответствующие условия, в частности все необходимые условия по безопасности, будут выполняться. Для этой цели достаточно принять во внимание параметры, обеспечивающие эти условия, которые должны быть изложены соответствующим образом.
В предпочтительном варианте осуществления указанное второе средство выдает разрешающий сигнал, когда летательный аппарат находится на земле, и двигатель работает вхолостую.
В этом случае преимущественно указанное второе средство определяет, что двигатель работает вхолостую, когда, по меньшей мере, положение сектора газа для указанного двигателя находится ниже положения холостого хода или совпадает с ним. Для подтверждения данной проверки преимущественно указанное второе средство определяет, что указанный двигатель работает вхолостую, когда, кроме того, положение сектора газа другого двигателя летательного аппарата находится ниже заранее установленного положения или совпадает с ним.
Кроме того, преимущественно указанное второе средство определяет, что летательный аппарат находится на земле, когда, по меньшей мере, тормозные интерцепторы выдвинуты или основное шасси летательного аппарата сжато. Для подтверждения данной проверки преимущественно указанное второе средство определяет, что летательный аппарат находится на земле, когда, кроме того, высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты или скорость колес летательного аппарата выше заранее установленной скорости.
Кроме того, преимущественно указанное второе средство также выдает разрешающий сигнал, когда в одно и то же время:
высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты;
выходная мощность двигателя выше заранее установленной выходной мощности; и
положение сектора газа находится ниже заранее установленного положения или совпадает с ним.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления устройство в соответствии с настоящим изобретением содержит:
третье средство для определения, выполнены ли нижеследующие условия:
a) другой двигатель летательного аппарата является неисправным;
b) другой двигатель выключен; и
c) разрешающий сигнал выдан для другого двигателя; и
четвертое средство для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий a), b) и c).
Настоящее изобретение также относится к системе для управления, по меньшей мере, одним двигателем летательного аппарата, содержащей, по меньшей мере:
сектор газа для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель; и
средство контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя.
В соответствии с настоящим изобретением указанная система управления, кроме того, содержит, по меньшей мере, одно устройство, такое как, описанное выше, для выдачи разрешающего сигнала, и указанное средство контроля и регулировки выполнено таким образом, чтобы обеспечивать воздействие на рабочий режим указанного двигателя, только если оно предварительно получило разрешающий сигнал, выданный указанным устройством.
Предпочтительно указанное средство контроля и регулировки пригодно для воздействия на рабочий режим двигателя посредством изменения расхода топлива указанного двигателя или посредством отключения указанного двигателя.
В конкретном варианте осуществления, предназначенном для управления множеством двигателей летательного аппарата, преимущественно указанная система управления содержит множество узлов, соединенных соответственно с указанными двигателями, и причем каждый содержит сектор газа, средство контроля и регулировки и устройство для выдачи разрешающего сигнала.
Фигуры на прилагаемых чертежах будут объяснять метод, в соответствии с которым настоящее изобретение может быть воплощено. На этих фигурах идентичные ссылочные номера обозначают подобные элементы.
Фиг.1 изображает принципиальную схему системы управления двигателем в соответствии с настоящим изобретением.
Фиг.2-4 изображают в виде схемы различные операции, выполняемые для устройства в соответствии с настоящим изобретением.
Устройство 1 в соответствии с настоящим изобретением установлено, как показано на фиг.1, в системе 2 управления, по меньшей мере, для одного двигателя (не показан) летательного аппарата и предназначено для выдачи разрешающего сигнала, подробно описанного ниже.
Указанная система 2 управления включает обычно, по меньшей мере, один узел 15, содержащий:
сектор 3 газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в соответствующий двигатель;
средство 4 для определения положения сектора 3 газа, как изображено с помощью пунктирной линии 5 связи, и для формирования сигнала, отображающего это положение; и
средство 6 контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя через линию 7 связи в качестве функции указанного сигнала, полученного от указанного средства 4 через линию 8 связи и другие параметры (такие как значение выходной мощности N1 компрессора низкого давления двигателя, в частности), полученные через линию 9 связи.
Указанное средство 6 контроля и регулировки двигателя выполнено для воздействия на двигатель или посредством его отключения или посредством уменьшения расхода топлива и, следовательно, мощности, обеспечиваемой указанным двигателем, когда в последнем возникает проблема, которая может иметь непосредственное влияние на безопасность, в частности во время возникновения TCM («Trust control Malfunction»), при котором тяга двигателя больше не соответствует команде пилота.
Конечно, такое воздействие на двигатель невозможно во всех фазах полета и для всех состояний летательного аппарата.
Кроме того, в соответствии с настоящим изобретением указанное средство 6 контроля и регулировки выполнено таким образом, чтобы обеспечивать воздействие на рабочий режим указанного двигателя, только если оно предварительно получило разрешающий сигнал, выданный указанным устройством 1.
Для этой цели указанное устройство 1 в соответствии с настоящим изобретением содержит:
средства 4, 10 для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора 3 газа, управляющего подачей топлива в управляемый двигатель. При этом указанное средство 4 может, например, содержать решающее устройство и потенциометр; и
средство 11 для определения на основании указанных конкретных параметров, полученных через линии 12 и 13 связи указанных средств 4 и 10, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, как следует, соответствующего разрешающего сигнала, который передается через линию 14 связи в указанное средство 6.
Следовательно, на основании параметров, учтенных указанным средством 11 в соответствии с настоящим изобретением, которое будет подробно описано ниже, может быть предусмотрено разрешение (в частности, для отключения двигателя), выдаваемое устройством 1, только если соответствующие условия, в частности необходимые условия по безопасности, будут выполняться, в частности, как функция данной фазы полета и данного состояния (скорость, конфигурация и т.д.) летательного аппарата. При этом достаточно, чтобы устройство 1 принимало параметры, отображающие эти условия как можно надежнее.
В конкретном варианте осуществления:
указанное средство 6 контроля и регулировки двигателя является обычной, с полным разрешением цифровой системой управления двигателем типа FADEC. Известно, что система типа FADEC содержит два канала. Активный канал, который управляет тягой, и так называемый пассивный канал, который обеспечивает контроль указанного активного канала и отключение как следует, то есть если двигатель не соответствует команде пилота и результирующая тяга вызывает неуправляемый режим летательного аппарата; и/или
указанное средство 11 является простым компьютером типа PRIM, который имеет преимущество в том, что он является критически важным элементом (уровень A), имеет данные о положении сектора 3 газа, а также о фазе полета (с характеристиками, такими как высота, скорость летательного аппарата или скорость колес).
В конкретном варианте осуществления указанное средство 11 приводит в действие через линию 14 связи реле для замыкания цепи в каналах системы типа FADEC, что последнее интерпретирует как разрешение действовать (в частности, разрешение на отключение), если зарегистрирован сбой типа указанного ранее TCM.
Кроме того, в конкретном варианте осуществления, предназначенном для управления множеством двигателей летательного аппарата, в частности транспортного летательного аппарата, указанная система 2 управления содержит множество узлов 15, каждый из которых соединен с одним из указанных двигателей, и содержит в каждом случае, как указано выше, в частности сектор 3 газа, средство 6 контроля и регулировки и устройство 1 для выдачи разрешающего сигнала.
Указанное средство 11 включает различные функциональные группы, которые могут выполняться, в частности, как функция фазы полета летательного аппарата. Некоторые 16, 17, 18 из этих функциональных групп будут подробно описаны ниже.
Функциональная группа 16, представленная в виде схемы на фиг.2, применяется для случая, когда летательный аппарат находится на земле.
Функциональная группа 16 включает:
средство 19 для определения того, что находится ли положение сектора 3 газа указанного двигателя ниже положения холостого хода или совпадает с ним, то есть обеспечивается ли управление в этом положении расходом топлива, который ниже расхода топлива или равен расходу топлива, заданному для указанного положения холостого хода;
средство 20 для определения того, является ли положение другого сектора газа летательного аппарата, то есть сектора газа, управляющего другим двигателем летательного аппарата, отличным от сектора газа, рассматриваемого в данный момент, ниже заранее установленного положения или совпадает с ним;
логический элемент 21 И, который соединен с указанными средствами 19 и 20;
средство 22 для определения того, выдвинуты ли тормозные интерцепторы летательного аппарата;
средство 23 для определения того, нагружено ли основное шасси летательного аппарата, то есть касается ли оно земли;
логический элемент 21 ИЛИ, который соединен с указанными средствами 22 и 23;
средство 25 для определения того, является ли скорость колес летательного аппарата выше заранее установленной скорости;
средство 26 для определения того, является ли высота летательного аппарата относительно земли (полученная радиовысотомером) выше заранее установленной высоты;
средство 27 для проверки и указания, что высота летательного аппарата относительно земли была выше заранее установленной высоты, по меньшей мере, в течение заранее установленного времени;
логический элемент 28 ИЛИ, соединенный с указанными средствами 25 и 27;
логический элемент 29 И, соединенный с указанными логическими элементами 24 и 28 ИЛИ;
средство 30 для проверки и указания, что результат, полученный от указанного логического элемента 29 И, был достоверным, по меньшей мере, в течение заранее установленного времени; и
логический элемент 31 И, который соединен с логическим элементом 21 И и со средством 30 и который обеспечивает выдачу разрешающего сигала через линию 32 связи, соединенную с линией 14 связи.
Следовательно, указанная функциональная группа 16 указанного средства 11 выдает разрешающий сигнал, когда:
двигатель работает вхолостую, то есть когда:
положение сектора 3 газа указанного двигателя ниже положения холостого хода или совпадает с ним (средство 19) и (элемент 21);
положение сектора газа другого двигателя летательного аппарата ниже заранее установленного положения или совпадает с ним (средство 20) и (элемент 31);
летательный аппарат находится на земле, то есть когда:
тормозные интерцепторы выдвинуты (средство 22) или (элемент 24), основное шасси летательного аппарата нагружено (средство 23) и (элемент 29);
скорость колес летательного аппарата выше заранее установленной скорости (средство 25) или (элемент 28), высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты (средство 26).
Кроме того, функциональная группа 17, которая изображена в виде схемы на фиг.3, применяется для случая, когда летательный аппарат находится в фазе полета рядом с землей (так называемое выравнивание при посадке), относящейся к фазе перехода между высотой при заходе на посадку и высотой при приземлении.
Функциональная группа 17 включает:
средство 33 для определения того, является ли высота летательного аппарата относительно земли (полученная радиовысотомером) ниже заранее установленной высоты;
средство 34 для определения того, является ли выходная мощность двигателя выше заранее установленной выходной мощности;
средство 35 для определения того, является ли положение сектора 3 газа ниже заранее установленного положения или совпадает с ним; и
логический элемент 36 И, который соединен с указанными средствами 33, 34 и который обеспечивает выдачу разрешающего сигнала через линию 37 связи, соединенную с линией 14 связи.
Следовательно, указанная функциональная группа 17 выдает разрешающий сигнал, когда в одно и тоже время (элемент 36):
высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты (средство 33);
выходная мощность двигателя выше заранее установленной выходной мощности (средство 34); и
положение сектора 3 газа ниже заранее установленного положения или совпадает с ним (средство 35).
Кроме того, функциональная группа 18, изображенная на фиг.4, обеспечивает запрещение выдачи разрешающего сигнала и, следовательно, предотвращает выдачу такого сигнала устройством 1 или, более того, отмену такого сигнала, заранее выданного указанным устройством 1.
Более конкретно указанная функциональная группа 18 запрещает выдачу разрешающего сигнала через линию 39 связи при выполнении одного из нижеследующих условий a), b) и c):
a) по меньшей мере, другой двигатель летательного аппарата является неисправным (различные данные относительно других двигателей соответственно получаются через линии 11, 12 и 13 связи) или (логический элемент 38 ИЛИ);
b) по меньшей мере, другой двигатель летательного аппарата был отключен (данные, полученные через линии 14, 15 и 16 связи) или (элемент 38);
c) разрешающий сигнал выдается или был выдан устройством 1 для другого двигателя (данные, полученные через линию 17 связи).
Claims (11)
1. Устройство для выдачи разрешающего сигнала, соответствующего разрешению воздействия на рабочий режим, по меньшей мере, одного двигателя летательного аппарата, содержащее:
первое средство (4, 10) для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора (3) газа, управляющего подачей топлива в двигатель, и
второе средство (11) для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала,
причем указанное устройство дополнительно содержит:
третье средство (10) для определения того, выполняются ли нижеследующие условия:
а) другой двигатель летательного аппарата является неисправным,
b) другой двигатель выключен и
с) разрешающий сигнал выдан для другого двигателя, и
четвертое средство (11) для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство (10) регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий а), b) и с).
первое средство (4, 10) для определения конкретных параметров, относящихся к летательному аппарату, в том числе положения сектора (3) газа, управляющего подачей топлива в двигатель, и
второе средство (11) для определения на основании указанных конкретных параметров, находится ли летательный аппарат в состоянии, разрешающем воздействие на рабочий режим двигателя, и для выдачи, при необходимости, соответствующего разрешающего сигнала,
причем указанное устройство дополнительно содержит:
третье средство (10) для определения того, выполняются ли нижеследующие условия:
а) другой двигатель летательного аппарата является неисправным,
b) другой двигатель выключен и
с) разрешающий сигнал выдан для другого двигателя, и
четвертое средство (11) для запрещения выдачи разрешающего сигнала, когда указанное третье средство (10) регистрирует выполнение, по меньшей мере, одного из указанных условий а), b) и с).
2. Устройство по п.1, в котором указанное второе средство (11) выдает разрешающий сигнал, когда летательный аппарат находится на земле, и двигатель работает вхолостую.
3. Устройство по п.2, в котором указанное второе средство (11) определяет, что двигатель работает вхолостую, если, по меньшей мере, положение сектора (3) газа для указанного двигателя находится ниже положения холостого хода или совпадает с ним.
4. Устройство по п.3, в котором указанное второе средство (11) определяет, что двигатель работает вхолостую, если положение сектора газа для другого двигателя летательного аппарата находится ниже заранее установленного положения или совпадает с ним.
5. Устройство по п.2, в котором указанное второе средство (11) определяет, что летательный аппарат находится на земле, когда, по меньшей мере, тормозные интерцепторы выдвинуты, или основное шасси летательного аппарата нагружено.
6. Устройство по п.5, в котором указанное второе средство (11) определяет, что летательный аппарат находится на земле, если высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты, или скорость колес летательного аппарата выше заранее установленной скорости.
7. Устройство по п.1, в котором указанное второе средство (11) выдает разрешающий сигнал, когда в одно и тоже время:
высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты;
выходная мощность двигателя выше заранее установленной выходной мощности; и
положение сектора (3) газа находится ниже заранее установленного положения или совпадает с ним.
высота летательного аппарата относительно земли ниже заранее установленной высоты;
выходная мощность двигателя выше заранее установленной выходной мощности; и
положение сектора (3) газа находится ниже заранее установленного положения или совпадает с ним.
8. Система для управления, по меньшей мере, одним двигателем летательного аппарата, причем указанная система (2) управления содержит, по меньшей мере:
сектор (3) газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель, и
средство (6) контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя,
причем указанная система дополнительно содержит, по меньшей мере, одно устройство (1) по п.1 для выдачи разрешающего сигнала и указанное средство (6) контроля и регулировки двигателя выполнено таким образом, что пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя, если оно предварительно получило разрешающий сигнал, выданный указанным устройством (1).
сектор (3) газа, пригодный для приведения в действие пилотом летательного аппарата, для управления подачей топлива в двигатель, и
средство (6) контроля и регулировки двигателя, которое пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя,
причем указанная система дополнительно содержит, по меньшей мере, одно устройство (1) по п.1 для выдачи разрешающего сигнала и указанное средство (6) контроля и регулировки двигателя выполнено таким образом, что пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя, если оно предварительно получило разрешающий сигнал, выданный указанным устройством (1).
9. Система управления по п.8, в которой указанное средство (6) контроля и регулировки двигателя пригодно для воздействия на рабочий режим указанного двигателя посредством изменения расхода топлива указанного двигателя или посредством отключения указанного двигателя.
10. Система управления по п.8, в которой для управления множеством двигателей летательного аппарата указанная система содержит множество узлов (15), соединенных, соответственно, с указанными двигателями, и причем каждый из них содержит сектор (3) газа, средство (6) контроля и регулировки и устройство (1) для выдачи разрешающего сигнала.
11. Летательный аппарат, содержащий, по меньшей мере, одну систему (2) управления, по п.8, для управления, по меньшей мере, одним двигателем указанного летательного аппарата.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0413553A FR2879562B1 (fr) | 2004-12-20 | 2004-12-20 | Dispositif pour emettre une autorisation d'agir sur le fonctionnement d'un moteur d'aeronef et systeme de controle de moteur comportant un tel dispositif |
FR0413553 | 2004-12-20 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2007127709A RU2007127709A (ru) | 2009-01-27 |
RU2353549C1 true RU2353549C1 (ru) | 2009-04-27 |
Family
ID=34952627
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2007127709/11A RU2353549C1 (ru) | 2004-12-20 | 2005-12-12 | Устройство для выдачи разрешения для воздействия на рабочий режим двигателя летательного аппарата и система управления двигателем, содержащая его |
Country Status (11)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7856295B2 (ru) |
EP (1) | EP1827978B1 (ru) |
JP (1) | JP4854674B2 (ru) |
CN (1) | CN100484835C (ru) |
AT (1) | ATE415343T1 (ru) |
BR (1) | BRPI0517110A (ru) |
CA (1) | CA2586885C (ru) |
DE (1) | DE602005011332D1 (ru) |
FR (1) | FR2879562B1 (ru) |
RU (1) | RU2353549C1 (ru) |
WO (1) | WO2006067295A1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2812740C2 (ru) * | 2019-04-05 | 2024-02-01 | Сафран Эркрафт Энджинз | Устройство управления двигателем летательного аппарата, содержащее два избыточных канала управления |
Families Citing this family (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2934065B1 (fr) * | 2008-07-17 | 2010-08-27 | Airbus France | Dispositif pour la determination de la position d'une manette des gaz dans un aeronef |
FR2946018B1 (fr) * | 2009-06-02 | 2012-09-28 | Airbus France | Dispositif pour compenser la perte de poussee d'un moteur d'aeronef et systeme de communication entre lesdits moteurs et un calculateur comportant ledit dispositif. |
FR2956380B1 (fr) | 2010-02-15 | 2012-07-13 | Snecma | Procede et dispositif de protection contre des anomalies de commande de poussee de moteur d'avion |
KR101750773B1 (ko) | 2016-01-20 | 2017-06-27 | 한국항공우주산업 주식회사 | 안전성이 향상된 장비 동작 제어 장치 |
CN110030093B (zh) * | 2019-04-01 | 2021-05-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 基于状态识别的舰载机发动机主燃油控制方法及装置 |
CN110030110B (zh) * | 2019-04-01 | 2021-05-25 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 基于状态识别的舰载机发动机气动稳定性提升方法及装置 |
US11306664B2 (en) * | 2020-04-10 | 2022-04-19 | Gulfstream Aerospace Corporation | System and method to prevent unintended aircraft engine shutdown |
FR3145345A1 (fr) * | 2023-01-30 | 2024-08-02 | Airbus Operations | Dispositif d’inhibition d’une coupure d’un moteur de propulsion pour aeronef |
Family Cites Families (17)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB528963A (en) * | 1939-03-31 | 1940-11-12 | Charles Richard Fairey | Improvements in or relating to safety devices for aircraft |
US2938683A (en) * | 1955-06-06 | 1960-05-31 | Boeing Co | Power control mechanism for jet powered aircraft |
US3801372A (en) * | 1971-08-18 | 1974-04-02 | United Aircraft Corp | Fuel cell system comprising separate coolant loop and sensing means |
US5106035A (en) * | 1989-12-29 | 1992-04-21 | Aurora Flight Sciences Corporation | Aircraft propulsion system using air liquefaction and storage |
DE4119334A1 (de) * | 1991-06-12 | 1992-12-17 | Sen Rolf Herzog | Anti-umkehrstroemungs-sicherungsgeraet fuer flugzeuge |
US5285634A (en) * | 1991-12-09 | 1994-02-15 | United Technologies Corporation | Aircraft gas turbine engine control |
US5810284A (en) * | 1995-03-15 | 1998-09-22 | Hibbs; Bart D. | Aircraft |
US6119979A (en) * | 1997-09-15 | 2000-09-19 | Sky Station International, Inc. | Cyclical thermal management system |
JP4464474B2 (ja) * | 1998-06-25 | 2010-05-19 | トヨタ自動車株式会社 | 燃料電池システム、燃料電池車両及び燃料電池制御方法 |
US6322915B1 (en) * | 1999-07-20 | 2001-11-27 | International Fuel Cells Llc | Humidification system for a fuel cell power plant |
MXPA02009089A (es) * | 2000-04-03 | 2005-07-01 | Aerovironment Inc | Aeronave estratosferica de hidrogeno liquido. |
JP2004513025A (ja) * | 2000-07-24 | 2004-04-30 | ハネウェル・インターナショナル・インコーポレーテッド | 地面接近警報システムを使用する航空機のための低性能離陸状態の検出 |
US6568633B2 (en) * | 2000-08-24 | 2003-05-27 | James P. Dunn | Fuel cell powered electric aircraft |
US20030230671A1 (en) * | 2000-08-24 | 2003-12-18 | Dunn James P. | Fuel cell powered electric aircraft |
DE60235317D1 (de) * | 2001-11-13 | 2010-03-25 | Goodrich Pump & Engine Control | Fehlerverwaltungssystem für gasturbinentriebwerke |
US20040088085A1 (en) * | 2002-10-30 | 2004-05-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for preventing un-commanded power surge of aircraft engine |
FR2859176B1 (fr) * | 2003-09-03 | 2005-10-28 | Airbus France | Aeronef pourvu d'inverseurs de poussee |
-
2004
- 2004-12-20 FR FR0413553A patent/FR2879562B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2005
- 2005-12-12 AT AT05825987T patent/ATE415343T1/de not_active IP Right Cessation
- 2005-12-12 BR BRPI0517110-5A patent/BRPI0517110A/pt not_active IP Right Cessation
- 2005-12-12 CA CA2586885A patent/CA2586885C/fr not_active Expired - Fee Related
- 2005-12-12 RU RU2007127709/11A patent/RU2353549C1/ru not_active IP Right Cessation
- 2005-12-12 EP EP05825987A patent/EP1827978B1/fr not_active Not-in-force
- 2005-12-12 CN CNB2005800436096A patent/CN100484835C/zh not_active Expired - Fee Related
- 2005-12-12 JP JP2007546102A patent/JP4854674B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 2005-12-12 US US11/721,035 patent/US7856295B2/en active Active
- 2005-12-12 DE DE602005011332T patent/DE602005011332D1/de active Active
- 2005-12-12 WO PCT/FR2005/003100 patent/WO2006067295A1/fr active Application Filing
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2812740C2 (ru) * | 2019-04-05 | 2024-02-01 | Сафран Эркрафт Энджинз | Устройство управления двигателем летательного аппарата, содержащее два избыточных канала управления |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2008524059A (ja) | 2008-07-10 |
ATE415343T1 (de) | 2008-12-15 |
EP1827978B1 (fr) | 2008-11-26 |
US20090240386A1 (en) | 2009-09-24 |
CA2586885C (fr) | 2012-10-16 |
EP1827978A1 (fr) | 2007-09-05 |
DE602005011332D1 (de) | 2009-01-08 |
BRPI0517110A (pt) | 2008-09-30 |
FR2879562B1 (fr) | 2008-05-16 |
RU2007127709A (ru) | 2009-01-27 |
FR2879562A1 (fr) | 2006-06-23 |
WO2006067295A1 (fr) | 2006-06-29 |
CA2586885A1 (fr) | 2006-06-29 |
CN101084148A (zh) | 2007-12-05 |
CN100484835C (zh) | 2009-05-06 |
JP4854674B2 (ja) | 2012-01-18 |
US7856295B2 (en) | 2010-12-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2353549C1 (ru) | Устройство для выдачи разрешения для воздействия на рабочий режим двигателя летательного аппарата и система управления двигателем, содержащая его | |
EP2356327B1 (en) | Adaptive fail-fixed system for fadec controlled gas turbine engines | |
CN108603444B (zh) | 部分冗余的电子控制系统 | |
RU2375260C1 (ru) | Устройство энергетической защиты для летательного аппарата | |
CA2923405C (en) | Overthrust protection system and method | |
JP5779313B2 (ja) | 過回転防止を可能にする方法及びシステム | |
US6704630B2 (en) | Thrust control malfunction accommodation system and method | |
US5927655A (en) | Device for controlling the thrust of a multi-engine aircraft | |
US6481210B1 (en) | Smart surge bleed valve system and method | |
RU2619661C2 (ru) | Газотурбинный двигатель, содержащий систему мониторинга, содержащую модуль включения функции защиты газотурбинного двигателя, и способ мониторинга | |
RU2605140C2 (ru) | Способ синхронизации двигателей самолета | |
GB2461610A (en) | Method and system to facilitate over-speed protection | |
GB2461608A (en) | Method and system to facilitate over-speed protection | |
US20110088383A1 (en) | Hydraulic system for aircraft | |
JP3318611B2 (ja) | 航空機ガスタービンエンジンの制御装置 | |
JP2002195057A (ja) | ロータの過速度防止のための方法及び装置 | |
US10302021B2 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
CA1290058C (en) | Autofeather state machine | |
RU2672440C2 (ru) | Способ синхронизации двигателей самолета с двойным промежуточным состоянием | |
JPS6033964B2 (ja) | タ−ビン発電機の出力制御装置 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20120221 |
|
MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20201213 |