RU2409751C2 - Method of controlling gas turbine engine - Google Patents
Method of controlling gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2409751C2 RU2409751C2 RU2009103792/06A RU2009103792A RU2409751C2 RU 2409751 C2 RU2409751 C2 RU 2409751C2 RU 2009103792/06 A RU2009103792/06 A RU 2009103792/06A RU 2009103792 A RU2009103792 A RU 2009103792A RU 2409751 C2 RU2409751 C2 RU 2409751C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- temperature
- signal
- gas turbine
- turbine engine
- combustion chamber
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).The invention relates to the field of control of complex objects of technology operating in a wide range of modes and loads, and can be used to control aircraft gas turbine engines (GTE).
Из теории и практики эксплуатации ГТД известно, что температура газа в камере сгорания и на входе в турбину ГТД является одним из основных параметров, определяющих как тягово-экономические характеристики, так и ресурс двигателя. Учитывая, что современные двигатели на предельных режимах (максимальных, форсированных) работают вблизи функциональных, прочностных и температурных ограничений, возникает проблема предотвращения средствами системы управления «выхода» параметров работы двигателя за пределы допустимых значений. Основным показателем в данном случае является температура газа в камере сгорания ГТД. Практикой эксплуатации установлено, что увеличение температуры лопаток ГТД сверх установленной на 5 К приводит к уменьшению ресурса ГТД примерно на 10%, а погрешности регулирования температуры газа на установившихся режимах не должны превышать 5-7 К, при этом на переходных режимах работы ГТД диапазон изменения погрешности находится в пределах от минус 30 К до 50 К за время не более 0.5-1.0 с. Скорость изменения температуры газов на переходных режимах может достигать 500 К/сек.It is known from the theory and practice of gas turbine engine operation that the temperature of the gas in the combustion chamber and at the inlet of the gas turbine turbine is one of the main parameters that determine both the traction and economic characteristics and engine life. Considering that modern engines at extreme modes (maximum, forced) operate near functional, strength and temperature limits, the problem arises of preventing the means of the control system from “exiting” engine operation parameters beyond acceptable values. The main indicator in this case is the gas temperature in the gas turbine combustion chamber. The operating practice has established that an increase in the temperature of the gas turbine blades above the set by 5 K leads to a decrease in the gas-turbine engine resource by about 10%, and the errors in regulating the gas temperature in steady-state conditions should not exceed 5-7 K, while in the transient modes of the gas-turbine engine the error variation range is in the range from minus 30 K to 50 K for a time of not more than 0.5-1.0 s. The rate of change of gas temperature during transient conditions can reach 500 K / s.
Для формирования требуемого уровня тяги и обеспечения прочностных и температурных ограничений в широком диапазоне эксплуатации ГТД в реальном режиме времени необходимо точное знание текущего значения температуры газа в камере сгорания или перед турбиной.For the formation of the required level of thrust and ensuring strength and temperature restrictions in a wide range of gas turbine engine operation in real time, accurate knowledge of the current gas temperature in the combustion chamber or in front of the turbine is necessary.
Поэтому одним из важных требований, предъявляемых к современным системам управления ГТД, является обеспечение высокой точности поддержания заданной температуры газов в камере сгорания (Тг) путем контроля основных режимов его работы.Therefore, one of the important requirements for modern gas turbine engine control systems is to ensure high accuracy of maintaining the given temperature of gases in the combustion chamber (Tg) by controlling the main modes of its operation.
Это связано с тем, что измерение температуры газов непосредственно в камере сгорания - процесс весьма сложный технически, и ее контроль и, естественно, регулирование работы ГТД осуществляется, как правило, по косвенным параметрам, основанным на показаниях штатных датчиков, с установлением корреляционной зависимости данных показаний с температурой Тг. В качестве таковых традиционно используются показатели нескольких параметров двигателя, отслеживаемых датчиками, с последующей обработкой этих сигналов по установленным корреляционным зависимостям (устанавливаются как правило в результате длительных стендовых испытаний), сравнением их с заданными управляющими сигналами, с получением командного сигнала, в соответствии с которым осуществляется регулирование подачи топлива в камеру сгорания. Данный принцип регулирования Тг не позволяет точно определить данный параметр, что приводит к тому, что ГТД на предельных или форсированных режимах работает не на полную мощность или наблюдается «заброс» температуры Тг за пределы допустимых значений, что сокращает срок эксплуатации ГТД и может привести к его отказу. Поэтому проблема точного регулирования ГТД по такому параметру как Тг является весьма актуальной. Актуальность данной проблемы подтверждается и в докладе Ф.Д.Гольберга «Применение в САУ ГТД бортовой поузловой динамической математической модели двигателя» Научно-технический конгресс по двигателестроению НТКД - 2008, Сборник тезисов. М. 2008.This is due to the fact that measuring the temperature of gases directly in the combustion chamber is a very complicated technically process, and its control and, naturally, regulation of the gas turbine engine operation is carried out, as a rule, by indirect parameters based on the readings of standard sensors, with the establishment of a correlation dependence of these readings with temperature Tg. As such, traditionally used are the indicators of several engine parameters monitored by sensors, with subsequent processing of these signals according to established correlation dependencies (usually established as a result of lengthy bench tests), by comparing them with preset control signals, to obtain a command signal, in accordance with which regulation of fuel supply to the combustion chamber. This principle of regulation of Tg does not allow us to accurately determine this parameter, which leads to the fact that the gas turbine engine at extreme or forced modes does not work at full power or there is a “drop” of the temperature Tg beyond the permissible values, which shortens the life of the gas turbine engine and can lead to it refuse. Therefore, the problem of the exact regulation of gas turbine engines by such a parameter as Tg is very relevant. The relevance of this problem is also confirmed in the report of FD Golberg “Application of on-board subnode dynamic mathematical model of an engine in an ACS GTD” Scientific and Technical Congress on Engine Engineering NTKD - 2008, Abstracts. M. 2008.
Известные способы регулирования ГТД не позволяют решить данную проблему.Known methods for regulating a gas turbine engine do not solve this problem.
Известен способ регулирования ГТД, согласно которому в каждом из ряда каналов регулирования формируют управляющие сигналы, пропорциональные отклонению текущей величины регулируемого параметра от заданной, выделяют в качестве ведущего канал с наименьшей величиной управляющего сигнала и осуществляют коррекцию заданной величины регулируемого параметра в каждом из каналов пропорционально рассогласованию между управляющим сигналом и управляющим сигналом ведущего канала с ограничением скорости коррекции заданной величины, причем ограничение скорости коррекции снимают при снижении управляющего сигнала ведущего канала (см. а.с. СССР №1758260,кл. F02C 9/26, 1992 г.).There is a known method of regulating a gas turbine engine, according to which control signals are generated in each of a number of control channels that are proportional to the deviation of the current value of the adjustable parameter from the given one, the leading channel with the smallest value of the control signal is selected and the set value of the adjustable parameter in each channel is corrected in proportion to the mismatch between a control signal and a control signal of the leading channel with a limitation of the correction speed of a given value, ness speed correcting removed while reducing the driving control channel signal (see. AS USSR №1758260, Cl. F02C 9/26, 1992 YG).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он не позволяет осуществить эффективное регулирование объекта по указанному выше параметру, причем коррекция параметра управляющего сигнала осуществляется в «дежурном» режиме и со статической ошибкой, а переход в «ведущий» режим при быстром изменении состояния объекта регулирования осуществляется с задержкой, равной постоянной времени цепи коррекции. Это приводит к дополнительной динамической ошибке в момент перехода в «ведущий» режим.As a result of the analysis of the known method, it should be noted that it does not allow for effective regulation of the object according to the above parameter, and the correction of the control signal parameter is carried out in the "standby" mode and with a static error, and the transition to the "leading" mode when the state of the control object changes rapidly carried out with a delay equal to the time constant of the correction circuit. This leads to an additional dynamic error at the moment of transition to the "leading" mode.
Известен способ регулирования ГТД, согласно которому измеряют температуру газа за турбиной и частоту вращения ротора, сравнивают их с заданными сигналами управления подачей топлива, а для управления подачей топлива используют сигнал, пропорциональный большему сигналу отклонения, при этом сигнал измеренной частоты вращения ротора пропускают через инерционное звено с постоянной времени, равной или большей времени прогрева турбины, из полученного сигнала вычитают сигнал измеренной частоты вращения ротора и усилением сигнала рассогласования формируют корректирующий сигнал (см. а.с. СССР №1389354, кл. F02C 9/28, 2006 г.).There is a known method of controlling a gas turbine engine, according to which the gas temperature is measured behind the turbine and the rotor speed, they are compared with the given fuel supply control signals, and a signal proportional to the larger deviation signal is used to control the fuel supply, while the signal of the measured rotor speed is passed through the inertial link with a time constant equal to or greater than the turbine warm-up time, the signal of the measured rotor speed and the signal gain are subtracted from the received signal Bani form a correction signal (see. AS USSR №1389354, cl. F02C 9/28, 2006).
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он обеспечивает формирование управляющего сигнала в зависимости от контроля только двух параметров - температуры газа за турбиной и частоты вращения ротора, что снижает точность регулирования ГТД, особенно на переходных режимах, в том числе вследствие инерционности системы регулирования.As a result of the analysis of the known method, it should be noted that it provides the formation of a control signal depending on the control of only two parameters - the gas temperature behind the turbine and the rotor speed, which reduces the accuracy of GTE control, especially in transition modes, including due to the inertia of the control system.
Известен способ управления ГТД согласно которому измеряют частоту вращения nтк и ускорение 
формируют величину
для режима разгона и режима дросселирования соответственно, измеряют параметр фактической тяги двигателя, сравнивают его с заданным и формируют сигнал разгона i=1 или сигнал дросселирования i=0 поступающей в блок управления величины
В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он осуществляет регулирование ГТД по следующим параметрам - частоте вращения, ускорению ротора турбокомпрессора, а также по температуре воздуха перед турбокомпрессором, что по сравнению с решениями, приведенными выше, повышает точность регулирования, в том числе на переходных режимах, чему несомненно способствует преобразование сигналов по установленным зависимостям, однако при осуществлении данного способа используют ограниченное количество параметров работы ГТД, что не позволяет осуществлять объективное управляющее воздействие, в том числе и за счет того, что он не позволяет достоверно регулировать температуру газа в камере сгорания.As a result of the analysis of the known method, it should be noted that it regulates the gas turbine engine according to the following parameters - rotational speed, acceleration of the turbocompressor rotor, as well as air temperature in front of the turbocompressor, which, compared with the solutions given above, increases the accuracy of regulation, including transition ones modes, which undoubtedly contributes to the conversion of signals according to the established dependencies, however, when implementing this method use a limited number of parameters of the gas turbine engine, which It does not allow for an objective control action, including due to the fact that it does not allow to reliably control the temperature of the gas in the combustion chamber.
Задачей настоящего изобретения является повышение точности управления ГТД, в том числе при быстром изменении состояния объекта и гарантированном обеспечении поддержания режимов работы ГТД в установленных параметров, особенно при их значениях, близких к максимальным, которое осуществляется по одному приведенному параметру - температуре газов в камере сгорания ГТД.The objective of the present invention is to improve the accuracy of control of a gas turbine engine, including with a quick change in the state of an object and guaranteed maintenance of the gas turbine engine operating modes in the set parameters, especially when their values are close to maximum, which is carried out according to one given parameter - the gas temperature in the gas turbine combustion chamber .
Поставленная задача обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, согласно которому снимают показания со штатных датчиков двигателя, сравнивают посредством элемента сравнения эти сигналы с управляющим сигналом, характеризующим температуру газов в камере сгорания, и полученный в результате сравнения сигнал рассогласования подают на дозатор для регулирования расхода топлива, новым является то, что каждый из сигналов датчиков логарифмируют по формуле ln(Xi), где Xi - показание датчика, после чего каждый сигнал усиливают пропорционально степени этого параметра Ci*lnXi в регрессионной зависимостиThe task is ensured by the fact that in the method of controlling a gas turbine engine, according to which the readings are taken from standard engine sensors, these signals are compared by means of a comparison element to a control signal characterizing the temperature of the gases in the combustion chamber, and the mismatch signal obtained as a result of the comparison is fed to the metering unit for regulation fuel consumption, new is the fact that each of the sensor signals by a logarithmic equation ln (X i), where X i - sensor reading, then each signal Wuxi ivayut proportional to the degree this parameter C i * lnX i in dependence regression
суммируют полученные сигналы по установленной зависимости lnТ*Г=С0+Σ(Сi*lnXi) и перед подачей полученного сигнала на элемент сравнения потенцируют по зависимости Т*Г=ехр(lnТ*Г).summarize the received signals according to the established dependence lnТ * Г = С 0 + Σ (С i * lnX i ) and before applying the received signal to the comparison element, they are potentiated according to the dependence Т * Г = exp (lnТ * Г ).
Сущность заявленного способа поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления, реализующей данный способ (фиг.1).The essence of the claimed method is illustrated by graphic materials, which show a diagram of a control system that implements this method (figure 1).
Система для осуществления способа управления ГТД 1 содержит дозатор 2 подачи топлива в камеру сгорания ГТД. Параметры работы ГТД отслеживаются датчиками 3. На схеме датчики условно показаны единым функциональным блоком. Как правило, в системе используются датчики: температуры и давления за вентилятором; температуры и давления за компрессором; температуры и давления за турбинами; частоты вращения роторов компрессора и вентилятора; расхода топлива в камере сгорания. Необходимо отметить, что это штатные датчики, которые используются на ГТД большинства модификаций. Естественно, что в реальной системе датчики не являются единым блоком, а разнесены по ГТД в зависимости от назначения каждого из них.The system for implementing the control method of a
Выход каждого датчика 3 связан со своим логарифмическим преобразователем 4. Выходы логарифмических преобразователей 4 связаны с входами усилителей 5, выходы которых связаны с сумматором 6. Каждый усилитель настроен на индивидуальную, на заранее выбранную величину усиления.The output of each sensor 3 is connected to its own logarithmic converter 4. The outputs of the logarithmic converters 4 are connected to the inputs of the amplifiers 5, the outputs of which are connected to the adder 6. Each amplifier is tuned to an individual, to a pre-selected gain.
Система управления снабжена элементом сравнения 7, первый вход которого связан с задатчиком 8 режимов работы ГТД бортовой системы. Второй вход элемента сравнения через преобразователь антилогарифма 9 связан с выходом сумматора 6.The control system is equipped with a comparison element 7, the first input of which is connected to the master 8 modes of operation of the gas turbine engine of the on-board system. The second input of the comparison element through the anti-logarithm converter 9 is connected to the output of the adder 6.
Выход элемента сравнения 7 связан с первым входом изодромного регулятора 10, второй вход которого связан с адаптером 11 внешних условий, в соответствии с которыми корректируются условия работы ГТД. Выход изодромного регулятора связан с дозатором 2 подачи топлива в камеру сгорания ГТД.The output of the comparison element 7 is connected to the first input of the isodromic controller 10, the second input of which is connected to the adapter 11 of external conditions, in accordance with which the working conditions of the gas turbine engine are adjusted. The output of the isodromic regulator is connected to the fuel dispenser 2 to the gas turbine combustion chamber.
Для реализации заявленной системы используют стандартные блоки и элементы, выполнение которых и схемы их включения известны специалистам. Способ управления ГТД реализуют следующим образом.To implement the claimed system using standard blocks and elements, the implementation of which and their inclusion schemes are known to specialists. The control method of a gas turbine engine is implemented as follows.
При работе ГТД управляющий сигнал заданного расхода топлива в камеру сгорания от бортовой системы управления поступает на задатчик 8. С блока 8 он поступает на первый вход элемента сравнения 7. На второй вход элемента сравнения подается приведенный сигнал фактического значения температуры газа в камере сгорания, формирование которого основано на следующей регрессионной зависимости:During the operation of the gas turbine engine, the control signal of the set fuel consumption to the combustion chamber from the on-board control system is supplied to the setter 8. From block 8 it is fed to the first input of the comparison element 7. A reduced signal of the actual temperature of the gas in the combustion chamber is generated at the second input of the comparison element based on the following regression dependence:
где ТX - температура воздуха за вентилятором;where T X is the air temperature behind the fan;
Т2 - температура воздуха за компрессоромT 2 - air temperature behind the compressor
Т4 - температура газа за турбиной;T 4 - gas temperature behind the turbine;
nв- частота вращения ротора вентилятора;n in - the frequency of rotation of the rotor of the fan;
Gто - расход топлива в камеру сгорания;G then - fuel consumption in the combustion chamber;
PX - давление воздуха за вентилятором;P X - air pressure behind the fan;
ТBX - температура воздуха на входе в двигатель;Т BX - air temperature at the engine inlet;
Р4 - давление газа за турбиной;P 4 - gas pressure behind the turbine;
nк - частота вращения ротора компрессора.n to - the rotor speed of the compressor.
С - показатель степени i-ого параметра.C is the exponent of the i-th parameter.
Представленная зависимость T*Г=f(Xi) после логарифмирования приобретает следующий вид:The presented dependence T * T = f (X i ) after logarithm takes the following form:
Выражение (2) более удобно, чем выражение (1), реализовать в системе управления. Формирование сигнала фактического значения температуры газа в камере сгорания осуществляется следующим образом: параметры работы ГТД фиксируются штатными датчиками 3. В заявленном способе используется информация со всех штатных датчиков, параметры которых названы выше. Степень влияния измеряемого параметра каждого датчика на точность измерения температуры газа в камере сгорания получена экспериментально и представлена на графике 1 (фиг.2). Из показаний графика видно, что сигнал, снимаемый с каждого датчика, оказывает в разной степени влияние на точность измерения температуры. Поэтому использование в заявленном способе показаний указанных выше датчиков повышает точность измерения температуры. С каждого датчика сигналы, характеризующие работу ГТД, поступают в преобразователи 4, где преобразуются в логарифмические величины. Логарифмирование осуществляется по известной зависимости ln(Xi), где Xi- показание датчика. Полученные сигналы логарифмов каждого параметра Xi усиливаются в блоках 5 пропорционально соответствующему показателю степени этого параметра Ci в регрессивной зависимости. Показатели степеней Ci получены для каждого параметра с помощью известного метода наименьших квадратов путем обработки экспериментальной информации, связывающей измеряемые показания датчиков и значения температуры газа в камере сгорания. Данный метод довольно широко известен и весьма подробно он описан в источнике: В.А.Вяземский «Статистические методы планирования эксперимента в технико-экономических исследованиях», «Финансы и статистика», 1981 г. - стр.80-102. Усиленные сигналы суммируются в сумматоре 6 по установленной зависимости lnT*Г=C0+Σ(Ci*lnXi).Expression (2) is more convenient than expression (1) to implement in the control system. The signal generation of the actual gas temperature in the combustion chamber is as follows: the parameters of the gas turbine engine are fixed by standard sensors 3. The claimed method uses information from all standard sensors, the parameters of which are mentioned above. The degree of influence of the measured parameter of each sensor on the accuracy of measuring the temperature of the gas in the combustion chamber was obtained experimentally and is presented in graph 1 (figure 2). It can be seen from the graph that the signal taken from each sensor has a different degree of influence on the accuracy of temperature measurement. Therefore, the use in the inventive method of the readings of the above sensors increases the accuracy of temperature measurement. From each sensor, the signals characterizing the operation of the gas turbine engine are supplied to the converters 4, where they are converted into logarithmic quantities. Logarithm is carried out according to the known dependence ln (X i ), where X i is the sensor reading. The received signals of the logarithms of each parameter X i are amplified in blocks 5 in proportion to the corresponding exponent of this parameter C i in a regressive relationship. The exponents C i were obtained for each parameter using the well-known least squares method by processing experimental information that relates the measured readings of the sensors and the gas temperature in the combustion chamber. This method is quite widely known and described in great detail in the source: V. A. Vyazemsky, “Statistical Methods of Planning an Experiment in Technical and Economic Research”, “Finance and Statistics”, 1981 - pp. 80-102. The amplified signals are summed in adder 6 according to the established dependence lnT * Г = C 0 + Σ (C i * lnX i ).
Далее полученное текущее (фактическое) значение сигнала логарифма lnТ*Г потенцируется блоком 9 по зависимости Т*Г=ехр(lnТ*Г), и значение Т*Г передается на второй вход элемента сравнения 7, где определяется рассогласование между фактическими и заданным значениями температуры газов. Сформированные таким образом управляющие (командные) сигналы подаются на первый вход изодромного регулятора 10, на второй вход которого подаются сигналы с адаптера 11. Полученные управляющие сигналы подаются на исполнительный механизм дозатора 2, регулируя подачу топлива в камеру сгорания ГТД, которая осуществляется с учетом реальной температуры газа в ней.Next, the obtained current (actual) value of the logarithm signal lnТ * Г is potentiated by block 9 according to the dependence Т * Г = exp (lnТ * Г ), and the value Т * Г is transmitted to the second input of the comparison element 7, where the mismatch between the actual and the set temperature values is determined gases. The control (command) signals thus formed are fed to the first input of the isodromic controller 10, to the second input of which signals from the adapter 11 are received. The obtained control signals are sent to the actuator of the dispenser 2, adjusting the fuel supply to the combustion chamber of the gas turbine engine, which takes into account the real temperature gas in it.
Адаптер 11 предназначен для изменения параметров изодромного регулятора 10 в зависимости от внешних условий.The adapter 11 is designed to change the parameters of the isodromic controller 10 depending on external conditions.
Изодромный регулятор 10 предназначен для формирования качественного управляющего сигнала для исполнительного механизма дозатора с заданными динамическими свойствами.The isodromic controller 10 is designed to generate a high-quality control signal for the dispenser actuator with specified dynamic properties.
Преобразователи логарифма позволяют представлять логарифм температуры газа как алгебраическую сумму логарифмов параметров, замеренных с помощью датчиков. Такое логарифмическое представление удобно для бортового процессора.Logarithm converters allow you to represent the logarithm of gas temperature as the algebraic sum of the logarithms of the parameters measured using sensors. This logarithmic representation is convenient for the onboard processor.
Преобразователь антилогарифма 9 позволяет получить физическое значение фактической температуры газа.The transducer antilogarithm 9 allows you to get the physical value of the actual temperature of the gas.
Все приведенные зависимости получены путем обобщения результатов отработки ГТД на стенде (более 14000 опытов), которые преобразовывались в сигналы, обеспечивающие регулирование ГТД в режиме реального времени.All the above dependences were obtained by summarizing the results of testing the gas turbine engine at the test bench (more than 14000 experiments), which were converted into signals providing the regulation of the gas turbine engine in real time.
Эффективность данного способа регулирования подтверждается экспериментальными данными, представленными на графике 2 (фиг.3) (Результаты идентификации двигателя по T*Г на установившихся режимах), а также на графике 3 (фиг.4) (Сравнение результатов расчета T*Г по регрессионной и математической моделям по результатам 10936 опытов).The effectiveness of this method of regulation is confirmed by the experimental data presented in graph 2 (Fig. 3) (results of engine identification by T * G in steady-state modes), as well as in graph 3 (Fig. 4) (Comparison of the results of calculation of T * G by regression and mathematical models based on the results of 10936 experiments).
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009103792/06A RU2409751C2 (en) | 2009-02-05 | 2009-02-05 | Method of controlling gas turbine engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2009103792/06A RU2409751C2 (en) | 2009-02-05 | 2009-02-05 | Method of controlling gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2009103792A RU2009103792A (en) | 2010-08-10 |
| RU2409751C2 true RU2409751C2 (en) | 2011-01-20 |
Family
ID=42698774
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2009103792/06A RU2409751C2 (en) | 2009-02-05 | 2009-02-05 | Method of controlling gas turbine engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2409751C2 (en) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2501964C1 (en) * | 2012-04-27 | 2013-12-20 | Открытое акционерное общество "Концерн Кизлярский электромеханический завод" (ОАО "Концерн КЭМЗ") | System of gas turbine engine control |
| RU2654552C2 (en) * | 2013-04-23 | 2018-05-21 | Снекма | Method and device for generating fuel flow rate command for injecting to combustion chamber of turbine engine |
| RU2792702C1 (en) * | 2022-07-13 | 2023-03-23 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Aircraft gas turbine engine control method |
-
2009
- 2009-02-05 RU RU2009103792/06A patent/RU2409751C2/en active
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2501964C1 (en) * | 2012-04-27 | 2013-12-20 | Открытое акционерное общество "Концерн Кизлярский электромеханический завод" (ОАО "Концерн КЭМЗ") | System of gas turbine engine control |
| RU2654552C2 (en) * | 2013-04-23 | 2018-05-21 | Снекма | Method and device for generating fuel flow rate command for injecting to combustion chamber of turbine engine |
| RU2792702C1 (en) * | 2022-07-13 | 2023-03-23 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Aircraft gas turbine engine control method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2009103792A (en) | 2010-08-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US8014929B2 (en) | Method of monitoring a gas turbine engine | |
| US7020595B1 (en) | Methods and apparatus for model based diagnostics | |
| JP5046104B2 (en) | Gas turbine engine performance estimation method and system | |
| US9556798B2 (en) | Systems and methods for measuring a flow profile in a turbine engine flow path | |
| US20150362405A1 (en) | Auto testing system for a gas turbine | |
| CN103061891A (en) | System and method for simulating gas turbine operation | |
| CN102996424A (en) | System and method for simulating a gas turbine compressor | |
| CN108062428B (en) | Turbofan engine online component fault diagnosis method and system | |
| WO2023130998A1 (en) | Method and system for improving calculation precision of turbine inlet temperature, and storage medium | |
| JP2010242758A (en) | Method and system for actively tuning valve | |
| RU2727839C2 (en) | Method and system of machine control | |
| RU2554544C2 (en) | Digital electronic control system with built-in complete thermo- and gas-dynamic mathematical model of gas turbine engine, and aircraft gas turbine engine | |
| RU2409751C2 (en) | Method of controlling gas turbine engine | |
| RU2395704C1 (en) | Gas turbine engine control system | |
| US6931857B2 (en) | Rotor inlet temperature control for turbo machine | |
| RU2649715C1 (en) | Method of aviation bypass turbojet engine with flows mixing in-flight diagnostics | |
| CN109614722B (en) | Modeling method for scroll engine full-state parameters based on fuzzy logic | |
| US11643977B2 (en) | Gas turbine control device, gas turbine control method, and program | |
| RU2319025C1 (en) | Gas-turbine engine control method | |
| JP2013040565A (en) | Gas turbine performance estimating device | |
| RU2692189C1 (en) | Control method of turbojet two-circuit engine | |
| RU2491527C2 (en) | Method of gas turbine engine control at bench tests | |
| RU2501964C1 (en) | System of gas turbine engine control | |
| RU87467U1 (en) | SYSTEM FOR DETERMINING THE UNMEASURABLE GAS TURBINE ENGINE PARAMETER BY THE INDIRECT SIGNALS COMPLEX | |
| WO2023218930A1 (en) | Gas turbine control device, gas turbine control method, and program |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PD4A | Correction of name of patent owner | ||
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20151102 |
|
| PC43 | Official registration of the transfer of the exclusive right without contract for inventions |
Effective date: 20190801 |