RU2372505C2 - Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine - Google Patents
Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2372505C2 RU2372505C2 RU2007146939/06A RU2007146939A RU2372505C2 RU 2372505 C2 RU2372505 C2 RU 2372505C2 RU 2007146939/06 A RU2007146939/06 A RU 2007146939/06A RU 2007146939 A RU2007146939 A RU 2007146939A RU 2372505 C2 RU2372505 C2 RU 2372505C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- information
- aircraft engine
- wireless
- unit
- radio
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Arrangements For Transmission Of Measured Signals (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к электронным системам управления газотурбинным авиадвигателем, осуществляющим регулирование расхода топлива в камеру сгорания и управление проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя.The invention relates to electronic control systems for a gas turbine aircraft engine, which controls fuel consumption in the combustion chamber and controls the flow path of the gas-dynamic path of the aircraft engine.
Электронные системы управления газотурбинных авиадвигателей являются развитыми информационно-управляющими системами, имеющими большое количество датчиков различных типов. Это датчики частоты вращения роторов авиадвигателя, датчики, измеряющие температуру и давление на входе авиадвигателя и в его газодинамическом тракте, датчики углового и линейного перемещения исполнительных механизмов и устройств авиадвигателя, датчики температуры и расхода топлива и другие типы датчиков.Electronic control systems for gas turbine aircraft engines are developed information management systems with a large number of sensors of various types. These are rotational speed sensors of aircraft engine rotors, sensors that measure the temperature and pressure at the inlet of the aircraft engine and in its gas dynamic path, sensors of angular and linear movement of actuators and devices of the aircraft engine, temperature and fuel consumption sensors, and other types of sensors.
Подключение к системе такого большого количества датчиков, которые имеют информационные линии связи и цепи питания, осуществляется через соответствующие электрические соединители и кабели. При этом кабели, как правило, защищены металлическими экранами. Для повышения надежности работы электронных систем управления многие датчики имеют резервирование, что приводит к увеличению массы кабелей. Масса этих кабелей может составлять до 20…30% от всей массы электронной системы управления газотурбинным авиадвигателем. Статистика показывает, что одной из основных причин отказов электронных систем управления являются отказы, связанные с повреждениями в эксплуатации электрических соединителей. Общее количество штырьков в этих соединителях может достигать нескольких сотен. Отказы в электрических соединителях составляют до 40% всех отказов электронных систем управления газотурбинных авиадвигателей. Кроме этого, такие громоздкие и разветвленные кабели затрудняют компоновку «обвязки» газотурбинного авиадвигателя и его техническое обслуживание.Connecting to the system such a large number of sensors that have information communication lines and power circuits is carried out through the corresponding electrical connectors and cables. In this case, the cables are usually protected by metal screens. To increase the reliability of electronic control systems, many sensors have redundancy, which leads to an increase in the mass of cables. The mass of these cables can be up to 20 ... 30% of the total mass of the electronic control system for a gas turbine aircraft engine. Statistics show that one of the main causes of failures of electronic control systems is failures associated with damage to the operation of electrical connectors. The total number of pins in these connectors can reach several hundred. Failures in electrical connectors account for up to 40% of all failures in electronic control systems for gas turbine aircraft engines. In addition, such bulky and branched cables complicate the layout of the "strapping" of a gas turbine aircraft engine and its maintenance.
Наиболее близким техническим решением к заявляемому и принятому за прототип является электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, приведенная в экспресс-информации «Авиастроение», Москва, ВИНИТИ, 1984, №17, стр.24-26, рис.5.The closest technical solution to the claimed and adopted as a prototype is an electronic control system for a gas turbine aircraft engine, given in the express information "Aircraft", Moscow, VINITI, 1984, No. 17, pp. 24-26, Fig. 5.
Основными недостатками данной системы являются тяжелые и громоздкие кабели, затрудняющие компоновку «обвязки» газотурбинного авиадвигателя, наличие большого числа электрических соединителей, приводящих к снижению надежности системы в эксплуатации, и сложность технического обслуживания и модернизации электронной системы автоматического управления газотурбинным авиадвигателем с такими разветвленными и сложными кабелями.The main disadvantages of this system are heavy and bulky cables, which complicate the layout of the “strapping” of a gas turbine aircraft engine, the presence of a large number of electrical connectors, which reduce the reliability of the system in operation, and the complexity of maintenance and modernization of the electronic automatic control system for a gas turbine aircraft engine with such branched and complex cables .
Задачей заявляемого технического решения является повышение надежности электронной системы управления газотурбинным двигателем, уменьшение количества и массы кабелей системы управления, упрощение «обвязки» газотурбинного авиадвигателя и снижение затрат на его техническое обслуживание.The objective of the proposed technical solution is to increase the reliability of the electronic control system for a gas turbine engine, reduce the number and mass of cables of the control system, simplify the "tying" of a gas turbine aircraft engine and reduce the cost of its maintenance.
Технический результат достигается в заявляемой беспроводной отказоустойчивой электронной системе управления газотурбинным авиадвигателем, включающей цифровой блок управления, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта газотурбинного авиадвигателя и электромагнитные клапаны, комплект беспроводных интеллектуальных датчиков параметров газотурбинного авиадвигателя, беспроводных элементов управления и блока вычисления эталонных значений параметров газотурбинного авиадвигателя по математической модели, работающей в реальном масштабе времени.The technical result is achieved in the inventive wireless fail-safe electronic control system for a gas turbine aircraft engine, including a digital control unit, an actuator for controlling fuel consumption, a control device for the flow part of the gas dynamic path of a gas turbine aircraft engine and electromagnetic valves, a set of wireless smart sensors for parameters of a gas turbine aircraft engine, wireless controls and a calculation unit gas reference values Turbine aircraft engine on a mathematical model that works in real time.
Для этого беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, включающая цифровой блок управления, радиомодуль передачи информации, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны, дополнительно снабжена комплектом беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводным рычагом управления, беспроводным пультом управления и индикации, радиомодулем приема и диспетчеризации информации, узлом комплексирования информации, блоком вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатором состояния и замещения информации, при этом выходы комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, 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 и, один выход которого подключен к входу анализатора состояния и замещения информации, а другой выход узла комплексирования информации через блок вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 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 авиадвигателя и с электромагнитными клапанами.For this, a wireless fail-safe electronic control system for a gas turbine aircraft engine, including a digital control unit, a radio transmission module, an actuator for controlling fuel consumption, a flow control part of the gas-dynamic path of the aircraft engine, electromagnetic valves, is additionally equipped with a set of wireless intelligent sensors for aircraft engine parameters, a wireless control lever, and a wireless control lever control and display panel, radio reception module information scheduling, information integration unit, aircraft engine reference values calculator, state analyzer and information replacement, the outputs of the set of wireless intelligent aircraft engine parameters sensors, the wireless control lever and the wireless control and display panel are connected via radio channels to the inputs of the radio module for receiving and dispatching information, which is connected to the information complexing unit and, one output of which is connected to the analyzer input status and substitution of information, and the other output of the information aggregation unit through the unit for calculating the reference values of the aircraft engine parameters is connected to another input of the state analyzer and information replacement connected to a digital control unit, the output of which is connected to a radio information transmission module connected via a radio channel to a wireless control panel and indications, and other outputs of the digital control unit are connected to an actuator for fuel consumption control, a flow control device Second part of the gas dynamic path of an aircraft engine and solenoid valves.
В комплект беспроводных интеллектуальных датчиков входят датчики температуры и давления на входе в авиадвигатель, датчики частоты вращения компрессоров низкого и высокого давлений, датчик давления за компрессором, датчик температуры газа за турбиной, датчик положения устройства управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, датчик положения исполнительного механизма регулирования расхода топлива и др. Эти беспроводные интеллектуальные датчики указанных параметров авиадвигателя содержат чувствительный элемент, микроконтроллер, радиоканал, аккумуляторный элемент и микроэлектрогенератор. Беспроводные интеллектуальные датчики реализуются на базе высокотемпературной микроэлектроники, работающей при температуре окружающей среды от минус 60°С до плюс 150°С. Чувствительный элемент преобразует измеряемый физический параметр (температура, давление, частота вращения, угловое или линейное перемещение исполнительного устройства и т.п.) в электрический сигнал. Беспроводной интеллектуальный датчик может иметь один или несколько чувствительных элементов, измеряющих различные физические параметры. Микроконтроллер осуществляет обработку, фильтрацию и кодирование измеренного чувствительный элемент электрического сигнала, а также контроль работы беспроводного интеллектуального датчика. Сформированные и закодированные в цифровую форму сигналы о соответствующих параметрах авиадвигателя с комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков передаются по радиоканалам в беспроводной модуль приема и диспетчеризации информации.The set of wireless smart sensors includes temperature and pressure sensors at the inlet of the aircraft engine, speed sensors for low and high pressure compressors, a pressure sensor behind the compressor, a gas temperature sensor behind the turbine, a position sensor for the flow control part of the gasdynamic path of the aircraft engine, a position sensor for the control actuator fuel consumption, etc. These wireless intelligent sensors of the indicated parameters of the aircraft engine contain a sensitive element NT, microcontroller, radio channel, battery cell and microelectric generator. Wireless intelligent sensors are implemented on the basis of high-temperature microelectronics operating at ambient temperatures from minus 60 ° С to plus 150 ° С. The sensitive element converts the measured physical parameter (temperature, pressure, speed, angular or linear movement of the actuator, etc.) into an electrical signal. A wireless smart sensor may have one or more sensors that measure various physical parameters. The microcontroller carries out processing, filtering and coding of the measured sensitive element of the electrical signal, as well as monitoring the operation of the wireless intelligent sensor. The signals generated and digitally encoded about the corresponding parameters of the aircraft engine from a set of wireless intelligent sensors are transmitted over the air to the wireless module for receiving and dispatching information.
Комплект беспроводных интеллектуальных датчиков располагают на авиадвигателе. Питание беспроводных интеллектуальных датчиков осуществляется от встроенных в них аккумуляторных элементов. Подзарядка аккумуляторных элементов осуществляется от микроэлектрогенераторов. В зависимости от типа беспроводного интеллектуального датчика и его расположения на авиадвигателе могут применятся различные микроэлектрогенераторы. Например, термоэлектрогенератор, преобразующий температурный перепад, существующих в различных зонах двигателя, в электрическую энергию, виброэлектрогенератор, преобразующий энергию вибрации двигателя в электрическую энергию, и другие типы микроэлектрогенераторов. При этом беспроводный интеллектуальный датчик может находиться или в режиме ожидания, когда его потребление минимально и питание осуществляется от встроенного в него аккумуляторного элемента, или в активном режиме, когда работающий авиадвигатель обеспечивает за счет работы микроэлектрогенератора подзарядку встроенного аккумуляторного элемента. Перевод беспроводных интеллектуальных датчиков в активной режим осуществляется по команде, передаваемой модулем приема и диспетчеризации информации по радиоканалам.A set of wireless smart sensors are mounted on an aircraft engine. Wireless smart sensors are powered by battery cells built into them. Battery cells are charged from microelectric generators. Depending on the type of wireless smart sensor and its location on the aircraft engine, various microelectric generators can be used. For example, a thermoelectric generator that converts the temperature difference existing in various areas of the engine into electrical energy, a vibroelectric generator that converts the vibration energy of the engine into electrical energy, and other types of microelectric generators. At the same time, the wireless intelligent sensor can either be in standby mode, when its consumption is minimal and power is supplied from the built-in battery element, or in the active mode, when the working aircraft engine provides for charging the built-in battery cell due to the operation of the microelectric generator. The transfer of wireless intelligent sensors to the active mode is carried out by a command transmitted by the module for receiving and scheduling information on radio channels.
Остальные элементы беспроводной отказоустойчивой электронной системы управления газотурбинным авиадвигателем: беспроводной рычаг управления, беспроводной пульт управления и индикации, радиомодуль приема и диспетчеризации информации, узел комплексирования информации, блок вычисления эталонного значения параметров авиадвигателя, анализатор состояния и замещения информации, цифровой блок управления, радиомодуль передачи информации, исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны - запитываются от бортовой электросети.The remaining elements of a wireless fail-safe electronic control system for a gas turbine aircraft engine: a wireless control lever, a wireless control and display panel, a radio module for receiving and scheduling information, an information complexing unit, an aircraft engine parameter reference value calculating unit, an information state and replacement analyzer, a digital control unit, an information transmitting radio module , fuel flow control actuator, gas flow control device dynamic path of the aircraft engine, the electromagnetic valves - are powered by the onboard power supply.
Беспроводной рычаг управления авиадвигателем имеет датчик перемещения, формирующий электрический сигнал, соответствующий требуемому режиму работы авиадвигателя. Этот сигнал обрабатывается микроконтроллером и в цифровой форме по радиоканалу передается в радиомодуль приема и диспетчеризации информации. Радиоканал может быть дублирован для обеспечения надежности. Частоты в дублированном радиоканале должны отличаться для обеспечения достоверности передаваемой информации.The wireless control lever of the aircraft engine has a displacement sensor that generates an electrical signal corresponding to the desired mode of operation of the aircraft engine. This signal is processed by the microcontroller and digitally transmitted via a radio channel to the radio module for receiving and scheduling information. The radio channel can be duplicated to ensure reliability. The frequencies in the duplicated radio channel must be different to ensure the reliability of the transmitted information.
Радиосигналы с беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя и беспроводных элементов управления поступают на модуль приема информации, где осуществляется диспетчеризация информационного потока в зависимости от приоритета каждого параметра и реальной скорости его изменения. Например, давление за компрессором имеет высший приоритет в потоке передаваемой информации, а температура на входе в авиадвигатель, изменяющаяся с небольшой скоростью, может иметь низший приоритет. Беспроводный модуль приема и диспетчеризации информации построен на базе специального микроконтроллера (например, Дитор Кохц. PIC микроконтроллеры, Киев, МК-Пресс, 2006, с.13-25) и ряда приемопередающих радиоканалов и включается при подаче электропитания от бортовой сети. При этом формируются и передаются команды на перевод беспроводных интеллектуальных датчиков в активный режим.Radio signals from wireless intelligent sensors of aircraft engine parameters and wireless control elements are sent to the information receiving module, where the information flow is dispatched, depending on the priority of each parameter and the real rate of change. For example, the pressure behind the compressor has the highest priority in the flow of transmitted information, and the temperature at the inlet of the aircraft engine, changing at a low speed, may have the lowest priority. The wireless module for receiving and dispatching information is built on the basis of a special microcontroller (for example, Ditor Kokhts. PIC microcontrollers, Kiev, MK-Press, 2006, p.13-25) and a number of transceiver radio channels and turns on when power is supplied from the on-board network. At the same time, commands are formed and transmitted to transfer the wireless intelligent sensors to the active mode.
Из полученного информационного потока в узле комплексирования информации формируются два комплекса параметров:Two sets of parameters are formed from the received information flow in the information integration node:
- первый комплекс параметров включает регулирующие воздействия (положение исполнительного механизма регулирования расхода топлива и положение устройства управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя) и внешние возмущения (температура и давление на входе в авиадвигатель);- the first set of parameters includes regulatory actions (the position of the actuator for regulating fuel consumption and the position of the control device for the flow part of the gas-dynamic path of the aircraft engine) and external disturbances (temperature and pressure at the inlet of the aircraft engine);
- второй комплекс параметров включает параметры, измеряемые в газодинамическом тракте авиадвигателя.- the second set of parameters includes parameters measured in the gas-dynamic path of the aircraft engine.
Информация о внешних воздействиях (температура и давление) на входе в авиадвигатель поступает по радиоканалам, которые могут быть дублированы и работать на разных частотах. С помощью бортовой математической модели авиадвигателя, работающей в реальном масштабе времени, в соответствии с первым комплексом параметров расчетным путем определяются эталонные значения параметров, входящих во второй комплекс. Эти эталонные значения позволяют контролировать достоверность информационного потока, поступающего по радиоканалам от беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, выявлять отказавшие каналы или работающие со сбоями и осуществлять замещение информации от этих каналов на информацию, получаемую расчетным путем. Бортовая математическая модель авиадвигателя, работающая в реальном масштабе времени, может быть реализована в виде, например, специального микроконтроллера, обеспечивающего быстродействие 20-40 млн. коротких операций в секунду.Information about external influences (temperature and pressure) at the inlet of the aircraft engine comes through radio channels that can be duplicated and operate at different frequencies. Using the on-board mathematical model of an aircraft engine operating in real time, in accordance with the first set of parameters, the reference values of the parameters included in the second complex are determined by calculation. These reference values allow you to control the reliability of the information flow coming through the radio channels from the wireless intelligent sensors of the aircraft engine parameters, to identify failed channels or malfunctioning and to replace information from these channels with information obtained by calculation. The on-board mathematical model of an aircraft engine operating in real time can be implemented in the form of, for example, a special microcontroller that provides a speed of 20-40 million short operations per second.
Сформированная таким образом информация поступает на цифровой блок управления авиадвигателя, где в соответствии с программами и алгоритмами управления формируются сигналы на исполнительный механизм регулирования расхода топлива, устройство управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и его электромагнитные клапаны. Цифровой блок управления и исполнительные устройства и механизмы, имеющие значительное электропотребление, запитываются от бортовой электросети. Информация о параметрах авиадвигателя с цифрового блока управления через беспроводный модуль передачи информации поступает в кабину летательного аппарата на беспроводный пульт управления и индикации.The information thus generated is fed to the digital control unit of the aircraft engine, where, in accordance with the programs and control algorithms, signals are generated to the actuator for controlling fuel consumption, the control unit for the flow part of the gas-dynamic path of the aircraft engine and its electromagnetic valves. The digital control unit and actuators and mechanisms that have significant power consumption are powered from the onboard power supply. Information about the parameters of the aircraft engine from the digital control unit through a wireless module for transmitting information enters the cockpit of the aircraft on a wireless remote control and display.
На фиг.1 схематично изображена заявленная беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем.Figure 1 schematically shows the claimed wireless failsafe electronic control system for a gas turbine aircraft engine.
На фиг.2 показан вариант размещения на газотурбинном авиадвигателе комплекта беспроводных интеллектуальных датчиков с встроенными микроэлектрогенераторами.Figure 2 shows a variant of placing a set of wireless intelligent sensors with integrated microelectric generators on a gas turbine aircraft engine.
Комплект на фиг.2 включает следующие беспроводные интеллектуальные датчики - температуры (Твх) и давления (Рвх) на входе в авиадвигатель, 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 авиадвигателя и положения (Хим) исполнительного механизма регулирования расхода топлива.The kit in figure 2 includes the following wireless intelligent sensors - temperature (Tvh) and pressure (Pvh) at the inlet of the aircraft engine, the speed of the low (N1) and high (N2) compressors, the pressure (Pk) behind the compressor, the gas temperature (Tg ) behind the turbine, the position (φуу) of the flow control part of the gas-dynamic path of the aircraft engine and the position (Chem) of the actuator for controlling fuel consumption.
Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем, схема которой изображена на фиг.1, содержит комплект 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводной рычаг 2 управления, беспроводной пульт 3 управления и индикации, радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, узел 5 комплексирования информации, блок 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя, анализатор 7 состояния и замещения информации, цифровой блок 8 управления, радиомодуль 9 передачи информации, исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя, электромагнитные клапаны 12.The wireless fault-tolerant electronic control system for a gas turbine aircraft engine, the diagram of which is shown in Fig. 1, contains a set of 1 wireless intelligent sensors of the aircraft engine parameters, a wireless control lever 2, a wireless control and indication panel 3, a radio module 4 for receiving and dispatching information, an information complexing unit 5, a unit 6 calculation of the reference values of the parameters of the aircraft engine, analyzer 7 status and replacement of information, digital control unit 8, radio module 9 transmission inf rmatsii, the actuator 10, the fuel flow control, flow control device 11 is part of the gas dynamic path of the aircraft engine, the electromagnetic valves 12.
При этом выходы комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя, беспроводного рычага 2 управления и беспроводного пульта 3 управления и индикации связаны по радиоканалам с входами радиомодуля 4 приема и диспетчеризации информации, который соединен с узлом 5 комплексирования информации, выход которого подключен к входу анализатора 7 состояния и замещения информации, а другой выход узла 5 комплексирования информации через блок 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя связан с другим входом анализатора 7 состояния и замещения информации, соединенного с цифровым блоком 8 управления, выход которого подключен к радиомодулю 9 передачи информации, связанному по радиоканалу с беспроводным пультом управления и индикации, а другие выходы цифрового блока 8 управления соединены с исполнительным механизмом 10 регулирования расхода топлива, устройством 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитными клапанами 12.In this case, the outputs of the set 1 of wireless intelligent sensors of the aircraft engine parameters, the wireless control lever 2 and the wireless control and indication panel 3 are connected via radio channels to the inputs of the information receiving and dispatching radio module 4, which is connected to the information processing unit 5, the output of which is connected to the input of the state analyzer 7 and replacing information, and the other output of the information aggregation unit 5 through the unit 6 for calculating the reference values of the aircraft engine parameters is connected to another input a lyser 7 of the state and replacing information connected to a digital control unit 8, the output of which is connected to a radio information transmission module 9, connected via a radio channel to a wireless control and display panel, and the other outputs of the digital control unit 8 are connected to an actuator 10 for controlling fuel consumption, a device 11 control the flow of the gasdynamic path of the aircraft engine and electromagnetic valves 12.
Беспроводная отказоустойчивая электронная система управления газотурбинным авиадвигателем работает следующим образом.Wireless fail-safe electronic control system for a gas turbine aircraft engine operates as follows.
При подаче бортового электропитания на цифровой блок 8 управления, беспроводный рычаг 2 управления и беспроводный пульт 3 управления и индикации подается команда с цифрового блока 8 управления на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, который переводит комплект 1 беспроводных интеллектуальных датчиков из режима ожидания в активный режим.When on-board power is supplied to the digital control unit 8, the wireless control lever 2 and the wireless control and indication panel 3, a command is sent from the digital control unit 8 to the information receiving and dispatching radio module 4, which transfers the set 1 of wireless smart sensors from standby mode to active mode.
Вариант расположения комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков параметров авиадвигателя показан на фиг.2. Сигналы с комплекта 1 беспроводных датчиков передаются по радиоканалам на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации. В соответствии с режимом работы двигателя, заданным беспроводным рычагом 2 управления, формируется сигнал, передаваемый по радиоканалу на радиомодуль 4 приема и диспетчеризации информации, где осуществляется диспетчеризация информационного потока в зависимости от приоритета каждого параметра и реальной скорости его изменения.An embodiment of the arrangement of kit 1 of wireless intelligent sensors of aircraft engine parameters is shown in FIG. 2. The signals from the set 1 of wireless sensors are transmitted via radio channels to the radio module 4 receiving and scheduling information. In accordance with the engine operating mode set by the wireless control lever 2, a signal is generated that is transmitted over the radio channel to the radio module 4 for receiving and scheduling information, where the information flow is scheduling depending on the priority of each parameter and the real rate of change.
Из полученного информационного потока в узле 5 комплексирования информации формируются два комплекса параметров: первый комплекс параметров включает регулирующие воздействия и внешние возмущения, действующие на авиадвигатель, а второй комплекс - параметры, измеряемые в газодинамическом тракте авиадвигателя. В блоке 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя 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 комплекта 1 беспроводных интеллектуальных датчиков, выявлять отказавшие каналы или работающие со сбоями и осуществлять замещение информации от этих каналов на информацию, получаемую расчетным путем в блоке 6 вычисления эталонных значений параметров авиадвигателя.Two sets of parameters are formed from the received information flow in the information aggregation unit 5: the first set of parameters includes regulating influences and external disturbances acting on the aircraft engine, and the second complex includes parameters measured in the gas-dynamic path of the aircraft engine. In block 6, the calculation of the reference values of the parameters of the aircraft engine based on the on-board mathematical model of the aircraft engine operating in real time, in accordance with the first set of parameters, the reference values of the parameters corresponding to the second set of parameters are determined by calculation. These reference values allow you to control the reliability of the information flow coming through the radio channels from set 1 of wireless intelligent sensors, identify failed channels or malfunctioning and replace information from these channels with information received by calculation in block 6 for calculating the reference values of aircraft engine parameters.
Сформированная таким образом информация поступает на цифровой блок 8 управления авиадвигателя, где в соответствии с программами и алгоритмами управления формируются сигналы на исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны 12. Цифровой блок 8 управления, исполнительный механизм 10 регулирования расхода топлива, устройство 11 управления проточной частью газодинамического тракта авиадвигателя и электромагнитные клапаны 12, имеющие значительное электропотребление, запитываются от бортовой электросети. Информация о параметрах авиадвигателя с цифрового блока 8 управления через радиомодуль 9 передачи информации поступает на беспроводной пульт 3 управления и индикации.The information generated in this way is fed to the digital engine control unit 8, where, in accordance with the programs and control algorithms, signals are generated to the fuel flow control actuator 10, the flow control part of the gas-dynamic path of the aircraft engine, and electromagnetic valves 12. Digital control unit 8, the actuator 10 fuel consumption control device 11 for controlling the flow part of the gas-dynamic path of the aircraft engine and electromagnetic valves 12, with significant power consumption, powered by an onboard power supply. Information about the parameters of the aircraft engine from the digital control unit 8 through the radio module 9 for transmitting information is transmitted to the wireless remote control 3 and display.
Заявленная беспроводная отказоустойчивая электронная системы управления газотурбинным авиадвигателем обеспечивает повышение надежности электронной системы управления и позволяет уменьшить количество и массу ее кабелей и электрических соединителей, при этом система позволяет упростить «обвязку» газотурбинного авиадвигателя и снизить затраты на его техническое обслуживание.The declared wireless fail-safe electronic control system for a gas turbine aircraft engine improves the reliability of the electronic control system and reduces the number and weight of its cables and electrical connectors, while the system simplifies the "tying" of a gas turbine aircraft engine and reduces the cost of its maintenance.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007146939/06A RU2372505C2 (en) | 2007-12-20 | 2007-12-20 | Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2007146939/06A RU2372505C2 (en) | 2007-12-20 | 2007-12-20 | Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2007146939A RU2007146939A (en) | 2009-06-27 |
| RU2372505C2 true RU2372505C2 (en) | 2009-11-10 |
Family
ID=41026528
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2007146939/06A RU2372505C2 (en) | 2007-12-20 | 2007-12-20 | Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2372505C2 (en) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2554544C2 (en) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Digital electronic control system with built-in complete thermo- and gas-dynamic mathematical model of gas turbine engine, and aircraft gas turbine engine |
| RU2627627C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-08-09 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Aero bypass turbofan engine control method |
| RU2637801C1 (en) * | 2017-02-15 | 2017-12-07 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Wireless electronic system of control and diagnostics of aircraft gas turbine engine |
| RU2686805C2 (en) * | 2013-07-16 | 2019-04-30 | Зе Боинг Компани | Wireless sensor system and methods for use thereof |
-
2007
- 2007-12-20 RU RU2007146939/06A patent/RU2372505C2/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Экспресс-информация «Авиастроение». - М.: ВИНИТИ, 1984, №17, с.24-26, рис.5. * |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2686805C2 (en) * | 2013-07-16 | 2019-04-30 | Зе Боинг Компани | Wireless sensor system and methods for use thereof |
| RU2554544C2 (en) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Digital electronic control system with built-in complete thermo- and gas-dynamic mathematical model of gas turbine engine, and aircraft gas turbine engine |
| RU2627627C1 (en) * | 2016-08-09 | 2017-08-09 | Публичное акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ПАО "УМПО" | Aero bypass turbofan engine control method |
| RU2637801C1 (en) * | 2017-02-15 | 2017-12-07 | федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Санкт-Петербургский политехнический университет Петра Великого" (ФГАОУ ВО "СПбПУ") | Wireless electronic system of control and diagnostics of aircraft gas turbine engine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2007146939A (en) | 2009-06-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8295995B2 (en) | Distributed approach to electronic engine control for gas turbine engines | |
| RU2372505C2 (en) | Wireless fail-safe electronic control system of gas turbine engine | |
| RU115832U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE CONTROL SYSTEM | |
| CN103362653B (en) | Distributed gas turbine engine control system | |
| EP2644506B1 (en) | Distributed electronic engine control architecture | |
| US8881529B2 (en) | Modular fuel supply device for a gas turbine including a fuel supply device having an integrated control device | |
| US20160222889A1 (en) | Distributed electrical architecture | |
| EP2476618B1 (en) | Integrated bleed and engine controller | |
| US8463496B2 (en) | Decoupling control architecture for pressure and flow controls in series | |
| EP3608734B1 (en) | Distributed control and monitoring system for multiple platforms | |
| GB2510662A (en) | A fuel metering valve system for a gas turbine engine | |
| CN110850788A (en) | Multi-electric distributed control system architecture for aircraft engine | |
| CN103089454A (en) | Digital control apparatus of micro gas turbine | |
| CN109763914B (en) | Methane autogenous supercharging system with redundancy function | |
| CN110887681B (en) | Steering engine load simulation measurement and control system | |
| CN111692003A (en) | Engine integrated controller based on VNX framework | |
| CN204596017U (en) | Remote-control intelligent mass rate gas meter, flow meter | |
| US20150173182A1 (en) | System and apparatus for plant monitoring and control | |
| CN207274982U (en) | A kind of flying robot's hardware system for carrying redundancy mechanical arm | |
| MXPA03006082A (en) | Compressor control module. | |
| Hunter et al. | A brief review of the need for robust smart wireless sensor systems for future propulsion systems, distributed engine controls, and propulsion health management | |
| CN209818183U (en) | Methane autogenous pressurization system with redundancy function | |
| US8978682B2 (en) | Emergency shut-off signal generator for a valve assembly | |
| CN104700505B (en) | Remote-control intelligent mass flow gas meter, flow meter and its management system | |
| CN202486585U (en) | Transformer air cooling control device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20191221 |