RU2488706C2

RU2488706C2 - Method of control over gas turbine engine

Info

Publication number: RU2488706C2
Application number: RU2011138640/06A
Authority: RU
Inventors: Юрий Петрович Дудкин; Виктор Александрович Гладких; Геннадий Викторович Фомин
Original assignee: Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority date: 2011-09-20
Filing date: 2011-09-20
Publication date: 2013-07-27
Also published as: RU2011138640A

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: in aircraft flight till touchdown, control rod position control signal output is locked to control lack of spontaneous displacement of control rod with the help of control rod moving cowl position pickup. In case control displaces spontaneously, gas turbine engine is changed to idle to generate info signal "Spontaneous displacement of control rod" to be output to crew cockpit In changing throttle to "Reversed thrust increase", fuel consumption increase is locked for preset time defined experimentally and refined in acceptance tests In aircraft braking with the help of control rod, fuel feed into combustion chamber is decreased subject to measured aircraft speed.

EFFECT: higher quality of ACS operation, reliability and safety.

1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления газотурбинными двигателями (ГТД).The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in electronic hydromechanical systems (ACS) for automatic control of gas turbine engines (GTE).

Известен способ управления ГТД, реализованный в электронно-гидромеханической САУ супервизорного типа, см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД», М., «Транспорт», 1976 г., 258-259.A known method of controlling a gas turbine engine implemented in an electronic hydromechanical self-propelled guns of a supervisory type, see, for example, the book by I. Keb “Flight operation of helicopter GTE”, Moscow, “Transport”, 1976, 258-259.

Способ заключается в том, что с целью повышения точности управления управляющее воздействие гидромеханического регулятора корректируется в ограниченном диапазоне электронным корректором.The method consists in the fact that in order to improve control accuracy, the control action of the hydromechanical controller is adjusted in a limited range by an electronic corrector.

Недостатком известного способа является его низкая эффективность.The disadvantage of this method is its low efficiency.

Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления ГТД, заключающийся в том, что после касания самолета взлетно-посадочной полосы (ВПП), которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят рычаг управления двигателем (РУД) на площадку «Малый газ», открывают замок реверсивного устройства (РУ), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (Югов O.K., Селиванов О.Д. «Основы интеграции самолета и двигателя», М., «Машиностроение», 1989 г., с.123-124).Closest to this invention in technical essence is a method of controlling a gas turbine engine, which consists in the fact that after touching the aircraft the runway (runway), which is determined by the presence of signals "Left landing gear support is compressed" or "Right landing gear support is compressed", the lever engine control (ORE) to the Small Gas platform, open the lock of the reversing device (RU), transfer the ORE to the Minimum Reverse platform, give a control action to put the RU into the reverse thrust position, using the position sensor the movable cowl of the switchgear control the position of the switchgear, when shifting the switchgear to the “reverse thrust” position, an information signal is generated in the cockpit of the switchgear “turn on”, close the switch of the switchgear, put the throttle to the position “increase reverse thrust” and set the engine operating mode corresponding to the throttle position, after the aircraft’s speed has been reduced below a predetermined value, the throttle is transferred to the Small Gas platform, the engine is switched to the Small Gas mode, the switchgear is opened, the control action is issued to switch the switchgear to the “Direct thrust” position, using the position switch of the movable radome cowl RU control the position of the switchgear, when shifting the switchgear to the “Direct thrust” position, an information signal is generated in the cockpit of the switchgear “OFF”, the lock of the switchgear is closed, the throttle switch is turned to the “taxiing position” and the engine operating mode is set corresponding to the throttle position ( Yugov OK, Selivanov O.D. "Fundamentals of the integration of aircraft and engine", Moscow, "Engineering", 1989, p.123-124).

Недостатком этого способа является следующее.The disadvantage of this method is the following.

1. В процессе полета самолета при возникновении ряда ситуаций, связанных с разрядами молний или статического электричества, возможно формирование на входе в электронную САУ ГТД ложных сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», что создает предпосылку к перекладке РУ в положение «Обратная тяга» в полете. Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.1. During the flight of an aircraft, in the event of a number of situations associated with lightning or static electricity discharges, it is possible that false signals “Left landing gear support is crimped” or “Right landing gear support is crimped” are generated at the entrance to the gas-turbine self-propelled guns, which creates a prerequisite for shifting the switchgear into position "reverse thrust" in flight. This reduces engine reliability and aircraft safety.

2. В процессе полета самолета возможно возникновение ситуации, связанной с механической поломкой замка РУ или выходом из строя механизма привода РУ, приводящей к возможности перекладки РУ в полете в положение «Обратная тяга» на режиме работы двигателя «Прямая тяга». Это снижает надежность работы двигателя и безопасность самолета.2. During the flight of the aircraft, a situation may arise related to mechanical breakdown of the RU switch or failure of the switch mechanism of the switchgear, leading to the possibility of switching the switchgear in flight to the “Return thrust” position during the operation of the “Direct thrust” engine. This reduces engine reliability and aircraft safety.

3. В процессе пробега самолета по ВПП после посадки из-за разброса характеристик элементов РУ и двигателя возможна ситуация, когда РУ еще не переложилось в положение «Обратная тяга», а двигатель уже начинает увеличивать режим работы. Это может привести к поломке РУ или нештатному поведению самолета на пробеге. Это снижает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.3. During the run of the aircraft along the runway after landing due to the dispersion of the characteristics of the elements of the switchgear and the engine, a situation is possible when the switchgear has not yet shifted to the “Back thrust” position, and the engine is already starting to increase the operating mode. This can lead to damage to the switchgear or abnormal behavior of the aircraft on the run. This reduces the reliability of the power plant (SU) and the safety of the aircraft.

4. После посадки в процессе пробега самолета и его торможения с помощью реверса скорость самолета непрерывно падает и в конце зоны действия реверса уже не требуется поддержания первоначально заданного режима работы двигателя. Неучет этого приводит к необоснованному «перерасходу» ресурса «горячей» части двигателя и перерасходу топлива. Это снижает экономичность двигателя.4. After landing during the run of the aircraft and its braking with the help of reverse, the speed of the aircraft continuously decreases and at the end of the zone of action of the reverse, it is no longer necessary to maintain the initially set engine operating mode. Failure to take this into account leads to an unreasonable “overspending” of the resource of the “hot” part of the engine and overspending of fuel. This reduces engine efficiency.

Целью изобретения является повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.The aim of the invention is to improve the quality of work of self-propelled guns and, as a result, increase the efficiency and reliability of the engine and the safety of the aircraft.

Поставленная цель достигается тем, что в способе управления ГТД, заключающемся в том, что после касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», переводят РУД на площадку «Малый газ», открывают замок РУ, переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД после снижения скорости самолета ниже наперед заданной величины переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель - на режим «Малый газ», открывают замок РУ, выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга», с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД, дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ и контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ, в случае самопроизвольного перемещения РУ переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ», при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемосдаточных испытаний двигателя, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной зависимости от измеренной скорости самолета, определяемой расчетно-экспериментальным путем, уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя.This goal is achieved by the fact that in the method of control of the gas turbine engine, which consists in the fact that after touching the airplane the runway, which is determined by the presence of the signals “Left landing gear support pressed out” or “Right landing gear support pressed out”, transfer the throttle to the Small Gas platform, open switchgear lock, transfer the switchgear to the “Minimum reverse” platform, issue a control action to switch the switchgear to the “Return thrust” position, use the position sensor of the movable radome cowl to monitor the switchgear position, when shifting the switchgear to the “Return thrust” position, form information the ion signal into the cockpit “RU is on”, close the RU lock, turn the throttle to the “Increase reverse thrust” position and set the engine operating mode corresponding to the throttle position after the aircraft speed drops below a predetermined value, transfer the throttle to the Small Gas platform, the engine - to the "Small gas" mode, open the switchgear, give a control action to switch the switchgear to the "Direct thrust" position, use the position sensor of the movable cowl to switch the switchgear to control the switchgear position, when shifting the switchgear to the "Direct thrust" position generate an information signal to the crew cabin “RU off”, close the RU lock, turn the throttle to the taxiing position and set the engine operating mode corresponding to the throttle position, additionally during the entire flight of the aircraft until it touches the runway, they block the issuance of signals to control the position of the RU and control the absence of spontaneous movement of the switchgear with the help of the position sensor of the movable radome of the switchgear; in the case of spontaneous movement of the switchgear, the gas turbine engine is switched to the Small Gas mode and a signal to the cockpit "Spontaneous movement of the RU", when switching the throttle to the "Increase reverse thrust" mode, block the increase in fuel consumption by a predetermined time determined by the calculation and experimental method and refined during the acceptance tests of the engine, in the process of braking the aircraft using the RU in advance of a predetermined dependence on the measured speed of the aircraft, determined by calculation and experimental means, reduce fuel consumption in the combustion chamber of the engine.

На чертеже представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.The drawing shows a diagram of a device that implements the inventive method.

Устройство содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД), электронный регулятор 2 (ЭР), блок 3 исполнительных элементов (ИЭ).The device contains a series-connected block 1 of sensors (DB), electronic controller 2 (ER), block 3 actuators (IE).

ЭР 2 представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину (ЦВМ), содержащую процессорный блок, постоянное (ПЗУ), перепрограммируемое (ППЗУ) и оперативное (ОЗУ) запоминающие устройства и оснащенную устройствами ввода/вывода (на фигуре не показаны).ER 2 is a specialized digital computer (digital computer) containing a processor unit, read-only (ROM), reprogrammable (ROM) and online (RAM) storage devices and equipped with input / output devices (not shown in the figure).

Примером такого электронного регулятора может служить агрегат РЭД-90А2М, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.An example of such an electronic regulator is the RED-90A2M unit, designed and manufactured serially by the STAR OJSC company, Perm.

Блок 3 исполнительных элементов представляет собой электро-пневмогидроустройство, преобразующее электрические команды ЭР 2 в расход топлива в КС двигателя, перемещение гидроцилиндров, приводящих элементы механизации двигателя (лопатки входного направляющего аппарата (ВНА) и клапана (КПВ) перепуска воздуха компрессора) и СУ (РУ).Block 3 of the actuating elements is an electro-pneumatic hydraulic device that converts the electric commands of ER 2 into fuel consumption in the engine CS, moving the hydraulic cylinders that drive the engine mechanization elements (vanes of the inlet guide vane (VNA) and valve (KPV) of the compressor air bypass) and SU (RU )

Примером такого устройства может служить агрегат НР-90А2, разработанный и изготавливаемый серийно предприятием ОАО «СТАР», г.Пермь.An example of such a device is the NR-90A2 unit, designed and manufactured in series by the enterprise STAR OJSC, Perm.

Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.

ЭР 2 по сигналам датчиков из БД 1 по известным зависимостям (см., например, книгу Шляхтенко С.М. «Теория ВРД», М., «Машиностроение», 1975 г., с.276-278) формирует управляющее воздействие на ИЭ блока 3, которые осуществляют требуемые изменения расхода топлива в КС двигателя, положения ВНА и КПВ (на фигуре не показаны).ER 2 according to the signals of sensors from DB 1 according to known dependencies (see, for example, the book by Shlyakhtenko S. M. "The theory of the WFD", M., "Engineering", 1975, S. 276-278) forms a control effect on IE block 3, which carry out the required changes in fuel consumption in the engine CS, the position of the VNA and CPV (not shown in the figure).

Вся информация о состоянии двигателя и элементов СУ от БД 1 поступает в ЭР 2.All information about the state of the engine and the elements of the control system from the database 1 comes in ER 2.

После касания самолета ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, переводят РУД на площадку «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ (на чертеже не показан), переводят РУД на площадку «Минимальный реверс», выдают по команде ЭР 2 из блока 3 управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Обратная тяга».After touching the runway aircraft, which is determined by the presence of the signals “The left landing gear support is crimped” or “The right landing gear landing gear is squeezed”, coming from DB 1 to ER 2, the ore is transferred to the Small Gas platform, by command of ER 2 using block 3, open RU switch (not shown in the drawing), transfer the ore to the “Minimum reverse” platform, issue, by command of ER 2 from block 3, a control action to translate the switch to the “Reverse thrust” position.

С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Обратная тяга» формируют с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «РУ включено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Увеличение обратной тяги» и устанавливают с помощью блока 3 режим работы двигателя, соответствующий положению РУД.Using the position sensor of the mobile fairing of the switchgear (included in the database 1), the position of the switchgear is monitored with the help of ER 2, when the switchgear is switched to the “reverse thrust” position, an information signal is generated at the output of unit 3 with the help of ER 2 at the output of the crew compartment 3, at the command of ER 2, with the help of block 3, close the switchgear, put the throttle in the position "Increase reverse thrust" and set with the help of block 3 the engine operating mode corresponding to the position of the throttle.

После снижения скорости самолета (измеряется ЭР 2 с помощью БД 1) ниже наперед заданной величины (для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 разработки и производства ОАО «Авиадвигатель», г.Пермь, эта величина составляет 180 км/час) переводят РУД на площадку «Малый газ», двигатель (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС) - на режим «Малый газ», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 открывают замок РУ и выдают управляющее воздействие на перевод РУ в положение «Прямая тяга». С помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1) с помощью ЭР 2 контролируют положение РУ, при перекладке РУ в положение «Прямая тяга» с помощью ЭР 2 на выходе блока 3 формируют информационный сигнал в кабину экипажа «РУ выключено», по команде ЭР 2 с помощью блока 3 закрывают замок РУ, переводят РУД в положение «Рулежка» и устанавливают режим работы двигателя, соответствующий положению РУД (изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС).After reducing the speed of the aircraft (measured by ER 2 using DB 1) below the predetermined value (for the MC-21 aircraft with PD-14 engines developed and manufactured by Aviadvigatel OJSC, Perm, this value is 180 km / h), the ore is transferred to the Small Gas platform, the engine (changing the fuel consumption in the compressor station by means of unit 2 using block 3) to the Small gas mode, and using the unit 2 using block 3, open the switchgear and issue a control action to switch the switchgear to Direct thrust position. Using the position sensor of the mobile fairing of the switchgear (included in DB 1), the position of the switchgear is monitored with the help of ER 2, when the switchgear is switched to the “Direct thrust” position with the help of the ER 2, an information signal is generated at the output of the crew unit 3 to the crew cabin “RU off” at the command of ER 2 with the help of block 3, close the switchgear lock, transfer the throttle to the “taxiing” position and set the engine operating mode corresponding to the position of the throttle (changing the fuel consumption in the compressor unit by command of ER 2 with the help of block 3).

Дополнительно в течение всего полета самолета до момента его касания ВПП, которое определяют по наличию сигналов «Левая опора шасси обжата» или «Правая опора шасси обжата», поступающих из БД 1 в ЭР 2, с помощью аппаратной части системы встроенного контроля ЭР 2 (на чертеже не показана, подробнее см. книгу Боднер В.А., Рязанов Ю.А, Шаймарданов Ф.А. «Системы автоматического управления двигателями летательных аппаратов», М., «Машиностроение», 1973, с.58-61), блокируют выдачу сигналов на управление положением РУ, препятствуя его перекладке в положение «Обратная тяга» и тем самым повышая надежность работы двигателя и безопасность самолета.In addition, during the entire flight of the aircraft until it touches the runway, which is determined by the presence of the signals “The left landing gear support is crimped” or “The right landing gear support is crimped”, coming from DB 1 to ER 2, using the hardware of the ER 2 integrated monitoring system (on the drawing is not shown, for more details see the book Bodner V.A., Ryazanov Yu.A., Shaimardanov F.A. "Automatic control systems for aircraft engines", M., "Engineering", 1973, p. 58-61), block issuing signals to control the position of the switchgear, preventing it from shifting to the position " Reverse thrust ”and thereby increasing engine reliability and aircraft safety.

Кроме этого, в течение всего полета самолета с помощью ЭР 2 контролируют отсутствие самопроизвольного перемещения РУ с помощью датчика положения подвижного обтекателя РУ (входит в состав БД 1). В случае самопроизвольного перемещения РУ, изменяя по команде ЭР 2 с помощью блока 3 расход топлива в КС, переводят ГДТ на режим «Малого газа» и формируют по команде ЭР 2 с помощью блока 3 информационный сигнал в кабину экипажа «Самопроизвольное перемещение РУ». Это препятствует поломке двигателя и повышает безопасность самолета.In addition, during the entire flight of the aircraft with the help of ER 2, the absence of spontaneous movement of the RU with the help of the position sensor of the movable fairing of the RU (which is part of DB 1) is monitored. In the case of spontaneous movement of the switchgear, changing the fuel consumption at the compressor station by means of unit 3 with the help of unit 3, the gas turbine engine is switched to the "Small gas" mode and an information signal is generated by the command of station 2 using the unit 3 into the cockpit "spontaneous movement of the switchgear". This prevents engine damage and increases aircraft safety.

Дополнительно, на режиме торможения самолета с помощью реверса тяги при переводе РУД на режим «Увеличение обратной тяги» по команде ЭР 2 с помощью блока 3 блокируют увеличение расхода топлива на наперед заданное время, определяемое расчетно-экспериментальным путем и уточняемое в процессе приемо-сдаточных испытаний (ПСИ) двигателя. Для самолета МС-21 с двигателями ПД-14 это время составляет 0,5…1,0 с. При проведении ПСИ конкретного двигателя с конкретным РУ это время уточняется и заносится с помощью пульта настройки (на чертеже не показан) через БД 1 в ППЗУ ЭР 2. Этого времени гарантированно хватает для установки РУ в положение «Обратная тяга». Это повышает надежность работы силовой установки (СУ) и безопасность самолета.Additionally, in the aircraft braking mode by using thrust reverse when transferring the throttle to the “Increasing reverse thrust” mode, using the ER 2 command, using block 3, they block the increase in fuel consumption for a predetermined time determined by the calculation and experimental method and refined during the acceptance tests (PSI) engine. For the MS-21 aircraft with PD-14 engines, this time is 0.5 ... 1.0 s. When conducting the PSI of a specific engine with a specific switchgear, this time is specified and entered using the control panel (not shown in the drawing) through DB 1 in the EPROM of the ER 2. This time is guaranteed to be enough to set the switchgear to the "reverse thrust" position. This increases the reliability of the power plant (SU) and the safety of the aircraft.

Наконец, в процессе торможения самолета с помощью РУ по наперед заданной и определяемой расчетно-экспериментальным путем зависимости от измеренной скорости самолета, измеряемой ЭР 2 с помощью БД 1, по командам ЭР 2 с помощью БД 1 уменьшают расход топлива в камеру сгорания двигателя. Для двигателя ПД-14 самолета МС-21 это снижение расхода топлива эквивалентно снижению частоты вращения ротора вентилятора (основной регулируемый параметр, влияющий на тягу СУ) с 98% до 93%.Finally, in the process of braking the aircraft with the help of the RU according to the predetermined and determined by the calculation and experimental way, depending on the measured speed of the aircraft, measured by the ER 2 using the DB 1, by the commands of the ER 2 using the DB 1 reduce the fuel consumption in the combustion chamber of the engine. For the PD-14 engine of the MS-21 aircraft, this reduction in fuel consumption is equivalent to a decrease in the rotor speed of the fan rotor (the main adjustable parameter affecting the thrust of the SU) from 98% to 93%.

Это позволяет поберечь ресурс «горячей» части двигателя и сэкономить топливо (не следует забывать, что за свой жизненный цикл самолет совершает десятки тысяч посадок с применением реверса тяги).This allows you to save the resource of the “hot” part of the engine and save fuel (we should not forget that during its life cycle the aircraft makes tens of thousands of landings using reverse thrust).

Таким образом, обеспечивается повышение качества работы САУ и, как следствие, повышение экономичности и надежности работы двигателя и безопасности самолета.Thus, improving the quality of work of self-propelled guns and, as a result, improving the efficiency and reliability of the engine and the safety of the aircraft.

Claims

The method of controlling a gas turbine engine (GTE), which consists in the fact that after touching the aircraft runway (VTsP), which is determined by the presence of the signals "Left landing gear support is compressed" or "Right landing gear support is compressed", the engine control lever (ORE) to the Small Gas site, open the lock of the reversing device (RU), transfer the throttle to the Minimum Reverse platform, give a control action to put the switch into the “reverse thrust” position, use the position sensor of the movable cowl to control the switchgear RU, when the RU is shifted to the “Return thrust” position, an information signal is generated in the “RU on” crew cabin, the RU switch is closed, the throttle is turned to the “Increased thrust” position and the engine operating mode is set corresponding to the throttle position after the aircraft speed decreases below Ore in advance of a given value transfer the throttle to the Small Gas platform, the engine to the Small Gas mode, open the switchgear, give a control action to switch the switchgear to the “Direct thrust” position, using the position sensor of the movable radome cowl to they control the position of the switchgear, when shifting the switchgear to the “Direct thrust” position, generate an information signal in the cockpit of the switchgear “OFF”, close the switch of the switchgear, put the throttle switch to the “taxiing position” and set the engine operating mode corresponding to the position of the throttle switch, characterized in that during the entire flight of the aircraft until it touches the runway, they block the issuance of signals to control the position of the RU and control the absence of spontaneous movement of the RU with the help of the position sensor of the movable fairing of the RU, in the case of self-control the accidental movement of the switchgear transfers the gas turbine engine to the “Small gas” mode and generates an information signal to the cockpit “spontaneous movement of the switchgear”; when the switchgear is switched to the mode of “increase in reverse thrust” they block the increase in fuel consumption for a predetermined time determined by calculation and experimentation and refined in the process of acceptance tests of the engine, in the process of braking the aircraft with the help of the switchgear according to a predetermined dependence on the measured speed of the aircraft, determined by calculation and experimental means, reduce They draw fuel consumption into the combustion chamber of the engine.