RU2542631C1 - System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position - Google Patents
System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position Download PDFInfo
- Publication number
- RU2542631C1 RU2542631C1 RU2014107285/06A RU2014107285A RU2542631C1 RU 2542631 C1 RU2542631 C1 RU 2542631C1 RU 2014107285/06 A RU2014107285/06 A RU 2014107285/06A RU 2014107285 A RU2014107285 A RU 2014107285A RU 2542631 C1 RU2542631 C1 RU 2542631C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- pressure rotor
- adder
- comparator
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Supercharger (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использовано для регулирования положения направляющих аппаратов компрессора двухвального авиационного газотурбинного двигателя.The invention relates to the field of controlling the operation of gas turbine engines and can be used to regulate the position of the guide vanes of a compressor of a twin-shaft aircraft gas turbine engine.
Известно устройство управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя посредством привода, связанного с регулятором, вход которого связан с выходом элемента сравнения. Первый вход элемента сравнения связан с выходом блока вычисления приведенного расхода воздуха. Первый вход блока вычисления приведенного расхода воздуха соединен с датчиком положения направляющих аппаратов компрессора, второй вход соединен с датчиком температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель, третий - с датчиком давления воздуха на входе в двигатель. Устройство также содержит первый и второй программные блоки управления расходом воздуха. Выходы данных блоков связаны с первым и вторым входами сумматора, выход которого связан со вторым входом элемента сравнения. Вход второго программного блока имеет возможность связи с датчиком температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель, а вход первого программного блока связан с выходом блока вычисления приведенной частоты вращения ротора компрессора, выход которого также связан с четвертым входом блока вычисления приведенного расхода воздуха, а вход блока вычисления приведенной частоты вращения ротора компрессора имеет возможность соединения с датчиком частоты вращения ротора компрессора. Пятый вход блока вычисления приведенного расхода воздуха имеет возможность соединения с датчиком давления воздуха на выходе из компрессора. Второй вход блока вычисления приведенной частоты вращения ротора компрессора имеет возможность соединения с датчиком температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель. В процессе работы газотурбинного двигателя и функционирования устройства управления положение направляющих аппаратов регулируется приводом, параметры работы газотурбинного двигателя отслеживаются поименованными выше датчиками. (RU 94636 U1, F02C 7/26, 27.05.2010) /1/.A device for controlling the position of the guide vanes of a compressor of a gas turbine engine is known by means of a drive connected to a controller, the input of which is connected to the output of the comparison element. The first input of the comparison element is connected to the output of the unit for calculating the reduced air flow. The first input of the unit for calculating the reduced air flow is connected to the position sensor of the compressor guide vanes, the second input is connected to the air temperature sensor at the inlet to the gas turbine engine, and the third is connected to the air pressure sensor at the engine inlet. The device also contains the first and second program blocks for air flow control. The outputs of these blocks are connected with the first and second inputs of the adder, the output of which is connected with the second input of the comparison element. The input of the second program unit has the ability to communicate with the air temperature sensor at the inlet of the gas turbine engine, and the input of the first program unit is connected to the output of the unit for calculating the reduced rotor speed of the compressor rotor, the output of which is also connected to the fourth input of the unit for calculating the reduced air flow, and the input of the unit for calculating the reduced compressor rotor speed has the ability to connect to a compressor rotor speed sensor. The fifth input of the unit for calculating the reduced air flow has the ability to connect with the air pressure sensor at the outlet of the compressor. The second input of the unit for calculating the reduced rotor speed of the compressor rotor has the ability to connect with the air temperature sensor at the inlet to the gas turbine engine. During the operation of the gas turbine engine and the operation of the control device, the position of the guide vanes is controlled by the drive, the operation parameters of the gas turbine engine are monitored by the sensors named above. (RU 94636 U1,
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что ее использование позволяет обеспечить заданное положение рабочей линии на напорных ветках характеристики компрессора и тем самым сохранение максимального значения коэффициента полезного действия компрессора и его запасов газодинамической устойчивости. Однако в нем регулирование положения направляющих аппаратов осуществляется по отношению заданного и текущего расходов воздуха степени сжатия воздуха, что не позволяет осуществлять регулирование положения направляющих аппаратов, в том числе на переходных режимах, с высокой точностью в широких диапазонах регулирования по частоте вращения ротора компрессора, особенно на повышенных значениях частоты вращения. Для достижения максимальной тяги требуется более высокая степень сжатия компрессора, чем для обеспечения минимального расхода топлива. Поэтому при положении рабочей линии, обеспечивающем максимальную тягу двигателя, будет повышенный по сравнению с оптимальным значением удельный расход топлива. Положение рабочей линии выбирается из условия достижения максимальной тяги двигателя при взлете и наборе скорости. Поэтому при единой для всех режимов работы рабочей линии не обеспечивается минимальный удельный расход топлива на крейсерских режимах полета.As a result of the analysis of the known system, it should be noted that its use allows you to provide a given position of the working line on the pressure branches of the compressor characteristics and thereby maintain the maximum value of the compressor efficiency and its gas-dynamic stability reserves. However, in it, the regulation of the position of the guide vanes is carried out in relation to the set and current air flow rates of the degree of air compression, which does not allow for the regulation of the position of the guide vanes, including in transient modes, with high accuracy in wide ranges of regulation of the compressor rotor speed, especially at increased speeds. To achieve maximum traction, a higher degree of compressor compression is required than to ensure minimum fuel consumption. Therefore, with the position of the working line providing maximum thrust of the engine, the specific fuel consumption will be increased compared to the optimal value. The position of the working line is selected from the condition of achieving maximum engine thrust during takeoff and speed gain. Therefore, with a single working line that is uniform for all operating modes, the minimum specific fuel consumption for cruising flight modes is not provided.
Наиболее близкой по технической сущности и достигаемому техническому результату является система управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя, содержащая сумматор, имеющий возможность связи выходом с механизмом управления положением направляющих аппаратов. Система содержит первый и второй переключатели, каждый из которых выполнен в виде ключа, управляемого исполнительным механизмом. Первый и второй входы сумматора связаны соответственно с первым и вторым ключами. Исполнительные механизмы переключателей управляются от элемента сравнения, первый вход которого связан с блоком формирования заданной приведенной частоты вращения ротора компрессора, а второй - с блоком формирования фактической приведенной частоты вращения ротора компрессора, который по существу является программным блоком, входы которого связаны с датчиками температуры воздуха на входе в двигатель и частоты вращения ротора компрессора. Ключ первого переключателя связан с выходом регулятора отношения давления воздуха за компрессором и давления воздуха на входе в компрессор, входы которого связаны с датчиками давлений за и перед компрессором. Ключ второго переключателя связан с выходом регулятора расхода воздуха, пропускаемого через компрессор, вход которого связан с датчиком расхода воздуха. В процессе работы газотурбинного двигателя и функционирования системы управления положение направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя регулируется исполнительным механизмом. (RU 112725 U1, F04D 27/00, 10.10.2011) /2/.The closest in technical essence and the achieved technical result is a control system for the position of the guide vanes of the compressor of a gas turbine engine, containing an adder having the ability to connect the output to the mechanism for controlling the position of the guide vanes. The system contains first and second switches, each of which is made in the form of a key controlled by an actuator. The first and second inputs of the adder are associated with the first and second keys, respectively. The actuators of the switches are controlled by a comparison element, the first input of which is connected to the unit for generating a given reduced frequency of rotation of the compressor rotor, and the second to the block for generating the actual reduced frequency of rotation of the compressor rotor, which is essentially a program unit whose inputs are connected to air temperature sensors engine inlet and compressor rotor speeds. The key of the first switch is connected to the output of the regulator of the ratio of air pressure behind the compressor and air pressure at the inlet to the compressor, the inputs of which are connected to pressure sensors behind and in front of the compressor. The key of the second switch is connected to the output of the air flow regulator passing through the compressor, the input of which is connected to the air flow sensor. During the operation of the gas turbine engine and the functioning of the control system, the position of the guide vanes of the compressor of the gas turbine engine is regulated by the actuator. (RU 112725 U1, F04D 27/00, 10/10/2011) / 2 /.
В результате анализа данной системы необходимо отметить, что ее использование позволяет обеспечить заданное положение рабочей линии на напорных ветках характеристики компрессора и тем самым сохранить максимальное значение коэффициента полезного действия компрессора и его запасов газодинамической устойчивости за счет более точного регулирования по расходу воздуха на пониженной частоте вращения ротора компрессора. Однако указанная система обеспечивает только заданное положение рабочей линии, не предусматривая при этом возможность корректировки положения рабочей линии в зависимости от условий полета.As a result of the analysis of this system, it should be noted that its use allows you to provide a given position of the working line on the pressure branches of the compressor characteristics and thereby maintain the maximum value of the compressor efficiency and its gas-dynamic stability reserves due to more precise control of air flow at a reduced rotor speed compressor. However, this system provides only a predetermined position of the working line, without providing for the possibility of adjusting the position of the working line depending on flight conditions.
Задачей предлагаемого изобретения является повышение экономичности газотурбинного двигателя на крейсерских режимах работы.The task of the invention is to increase the efficiency of a gas turbine engine at cruising operating modes.
Ожидаемый технический результат, достигаемый при использовании предлагаемой системы, - повышение эффективности регулирования газотурбинного двигателя, позволяющее обеспечить снижение удельного расхода топлива при полете на крейсерских режимах.The expected technical result achieved using the proposed system is to increase the efficiency of regulation of a gas turbine engine, which allows to reduce the specific fuel consumption during flight at cruising modes.
Ожидаемый технический результат обеспечивается тем, что система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя, содержащая сумматор, имеющий возможность связи выходом с механизмом управления положением направляющих аппаратов, переключатель, выход которого связан с первым входом сумматора, программный блок, блок вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления, связанный с датчиками частоты вращения ротора низкого давления и температуры воздуха на входе в двигатель, согласно изобретению снабжена вторым программным блоком, датчиком положения направляющих аппаратов и датчиком частоты вращения ротора высокого давления, компаратором, электрогидравлическим клапаном системы охлаждения турбины, при этом вход компаратора связан с датчиком частоты вращения ротора высокого давления, выход компаратора связан с электрогидравлическим клапаном системы охлаждения турбины, переключатель имеет управляющий вход, который связан с выходом электрогидравлического клапана системы охлаждения турбины, а также первый и второй входы, которые связаны соответственно с выходами первого и второго программных блоков, входы которых связаны с выходом блока вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления, а со вторым входом сумматора связан датчик положения направляющих аппаратов.The expected technical result is ensured by the fact that the position control system of the guide vanes of the compressor of the twin-shaft gas turbine engine, comprising an adder having the ability to communicate with the output of the guide vanes position control mechanism, a switch, the output of which is connected to the first input of the adder, a program unit, a unit for calculating the reduced rotor speed low pressure associated with the sensors of the rotor speed of the low pressure and air temperature at the inlet of the engine, with According to the invention, it is equipped with a second program unit, a positioning device for the guide vanes and a high-speed rotor speed sensor, a comparator, an electro-hydraulic valve of the turbine cooling system, while the comparator input is connected to a high-pressure rotor speed sensor, the comparator output is connected to the electro-hydraulic valve of the turbine cooling system, the switch has a control input, which is connected to the output of the electro-hydraulic valve of the turbine cooling system, as well as the first and second inputs, which are respectively connected to the outputs of the first and second program blocks, the inputs of which are connected to the output of the unit for calculating the reduced rotor speed of the low pressure rotor, and the position sensor of the guide vanes is connected to the second input of the adder.
На чертеже представлена схема системы управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя.The drawing shows a diagram of a control system for the position of the guide vanes of the compressor of a twin-shaft gas turbine engine.
Система содержит датчики контроля параметров работы агрегатов газотурбинного двигателя, а именно: датчик 1 измерения частоты вращения ротора высокого давления; датчик 2 измерения частоты вращения ротора низкого давления двигателя (n); датчик 3 измерения температуры воздуха на входе в двигатель (Твх); датчик 4 измерения положения направляющих аппаратов.The system contains sensors for monitoring the operation parameters of the gas turbine engine units, namely:
Датчик 1 частоты вращения ротора высокого давления через компаратор 5 подключен к электрогидравлическому клапану 6 системы охлаждения (не показана) турбины. Выход электрогидравлического клапана 6 подключен на управляющий вход переключателя 7.The high-pressure
Датчик 3 температуры воздуха на входе в двигатель подключен к первому входу блока 8 вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления, ко второму входу которого подключен датчик 2 частоты вращения ротора низкого давления.The
Система оснащена первым 9 и вторым 10 программными блоками, выходы которых соединены с первым и вторым входами переключателя 7 соответственно, а входы их связаны с выходом блока 8.The system is equipped with the first 9 and second 10 program blocks, the outputs of which are connected to the first and second inputs of
Выход переключателя 7 связан с первым входом сумматора 11, со вторым входом которого связан датчик 4 измерения положения направляющих аппаратов. Выход сумматора 11 связан с механизмом управления положением (не показан) направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя.The output of the
Все используемые в системе блоки и элементы являются известными и реализуют присущие им функции, их конкретное выполнение не является предметом патентной охраны, поэтому в материалах заявки указываются их выполняемые функции, а конкретное выполнение не раскрыто.All the blocks and elements used in the system are known and implement their inherent functions, their specific implementation is not subject to patent protection, therefore, their functions are indicated in the application materials, and the specific implementation is not disclosed.
Сумматор 11 может быть реализован в виде устройства сложения сигналов как в гидравлическом, так и электронном исполнении.The
Программные блоки 9 и 10 представляют собой нелинейные преобразователи и могут быть реализованы на стандартных процессорах.
Блок 8 вычисления приведенной частоты вращения ротора низкого давления может представлять программный блок, реализующий функцию
В качестве компаратора 5 может быть использовано стандартное электронное реле.As a
Система управления положением направляющих аппаратов компрессора двухвального газотурбинного двигателя работает следующим образом.The control system of the position of the guide vanes of the compressor of a twin-shaft gas turbine engine operates as follows.
В процессе работы системы параметры ее работы контролируются датчиками. Сигнал с датчика 1 поступает на компаратор 5, где при превышении порога компаратора на его выходе формируется сигнал низкого уровня, по которому клапан 6 полностью открыт, обеспечивая максимальное охлаждение турбин.During the operation of the system, its operation parameters are controlled by sensors. The signal from the
Сигнал с датчика 2 поступает на второй вход блока 8. Сигнал с датчика 3 поступает на первый вход блока 8, который с учетом сигнала с датчика 2 формирует сигнал приведенной частоты вращения ротора низкого давления. Данная операция широко известна в системах управления газотурбинного двигателя и нет необходимости подробно останавливаться на ее описании.The signal from
Сигнал с датчика 4 поступает на второй вход сумматора 11.The signal from the
Положение направляющих аппаратов формируется программными блоками 9 и 10 в зависимости от значения приведенной частоты вращения ротора низкого давления.The position of the guide vanes is formed by
Программа, формируемая блоком 9, определена приведенным расходом воздуха, потребным для обеспечения максимальной тяги двигателя. Сигнал с выхода блока 9 подается на первый вход переключателя 7. Программа блока 10 определена приведенным расходом воздуха, потребным для обеспечения минимального удельного расхода топлива.The program generated by
На максимальных режимах работы газотурбинного двигателя частоты вращения ротора высокого давления превышают установленный компаратором 5 порог. На его выходе формируется сигнал низкого уровня, при котором электрогидравлический клапан 6 перемещается в положение максимального охлаждения турбин. Сигнал о включении максимального охлаждения турбин поступает на управляющий вход переключателя 7, который подключает к своему выходу первый вход. В результате на вход сумматора 11 поступает сигнал управления положением направляющих аппаратов с выхода первого программного блока 9. Данный сигнал суммируется с сигналом датчика 4, в результате чего на выходе сумматора 11 формируется управляющий сигнал, поступающий на механизм управления положением направляющих аппаратов, который, в соответствии с данным сигналом, устанавливает направляющие аппараты в положение, обеспечивающее максимально возможную тягу.At maximum operating modes of the gas turbine engine, the high-pressure rotor rotational speeds exceed the threshold set by the
При крейсерском режиме полета значение частоты вращения ротора высокого давления двигателя ниже установленного компаратором 5 порога срабатывания. На его выходе формируется сигнал высокого уровня, в соответствии с которым клапан 6 переводится в положение, уменьшающее интенсивность охлаждения турбины. Сигнал о выключении максимального охлаждения турбин поступает на управляющий вход переключателя 7 и подключает к его выходу второй вход, к которому подсоединен выход второго программного блока 10. Данный сигнал суммируется с сигналом датчика 4, в результате чего на выходе сумматора 11 формируется управляющий сигнал, поступающий на механизм управления положением направляющих аппаратов, который, в соответствии с данным сигналом, устанавливает направляющие аппараты в положение, обеспечивающее минимальную тягу.When cruising flight mode, the value of the rotational speed of the high-pressure rotor of the engine is lower than the threshold set by the
Предложенное решение позволяет снизить расход топлива при полете на крейсерском режиме на 2-3% за счет переключения на линию установившихся режимов, обеспечивающую наименьший удельный расход топлива, при переходе работы двигателя с максимального на крейсерский режим.The proposed solution allows to reduce fuel consumption when flying on a cruise mode by 2-3% due to switching to the line of steady-state modes, which ensures the lowest specific fuel consumption, when the engine runs from maximum to cruising mode.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014107285/06A RU2542631C1 (en) | 2014-02-27 | 2014-02-27 | System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2014107285/06A RU2542631C1 (en) | 2014-02-27 | 2014-02-27 | System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2542631C1 true RU2542631C1 (en) | 2015-02-20 |
Family
ID=53289080
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2014107285/06A RU2542631C1 (en) | 2014-02-27 | 2014-02-27 | System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2542631C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2696516C1 (en) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of two-shaft gas turbine engine with adjustable guide vanes of compressor and fan |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0769624A1 (en) * | 1995-10-20 | 1997-04-23 | Compressor Controls Corporation | Method and apparatus for load balancing among multiple compressors |
US5743714A (en) * | 1996-04-03 | 1998-04-28 | Dmitry Drob | Method and apparatus for minimum work control optimization of multicompressor stations |
RU94636U1 (en) * | 2010-02-19 | 2010-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL DEVICE |
RU2425255C1 (en) * | 2010-02-19 | 2011-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Control method of position of guide vanes of compressor of gas turbine engine |
RU112725U1 (en) * | 2011-10-10 | 2012-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL SYSTEM |
RU2488009C2 (en) * | 2011-10-10 | 2013-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | Method of control over gas turbine engine compressor distributors |
-
2014
- 2014-02-27 RU RU2014107285/06A patent/RU2542631C1/en active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
EP0769624A1 (en) * | 1995-10-20 | 1997-04-23 | Compressor Controls Corporation | Method and apparatus for load balancing among multiple compressors |
US5743714A (en) * | 1996-04-03 | 1998-04-28 | Dmitry Drob | Method and apparatus for minimum work control optimization of multicompressor stations |
RU94636U1 (en) * | 2010-02-19 | 2010-05-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL DEVICE |
RU2425255C1 (en) * | 2010-02-19 | 2011-07-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" (ФГУП "НПЦ газотурбостроения "Салют") | Control method of position of guide vanes of compressor of gas turbine engine |
RU112725U1 (en) * | 2011-10-10 | 2012-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL SYSTEM |
RU2488009C2 (en) * | 2011-10-10 | 2013-07-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственный центр газотурбостроения "Салют" | Method of control over gas turbine engine compressor distributors |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2696516C1 (en) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of two-shaft gas turbine engine with adjustable guide vanes of compressor and fan |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US9303565B2 (en) | Method and system for operating a turbine engine | |
US9567906B2 (en) | Systems and methods for controlling aircraft main engine speeds by adjusting compressed air flow from an APU | |
CN103670680B (en) | The control device of exhaust gas by-pass valve of internal-combustion engine | |
JP2017166476A (en) | Method and system for modulating turbine cooling as function of engine health | |
EP3051103A1 (en) | Fuel system | |
EP2808493B1 (en) | Two-shaft gas turbine | |
RU2008106217A (en) | METHOD FOR SELECTING AUXILIARY POWER FROM TURBOJET PLANE ENGINE AND TURBOREACTIVE ENGINE SUITABLE FOR IMPLEMENTING SUCH METHOD | |
RU2379534C2 (en) | Method to control gas turbine engine | |
RU2542631C1 (en) | System to control dual-shaft gas turbine compressor stator position | |
US20130276443A1 (en) | System and method for controlling an exhaust-braking engine maneuver | |
RU2578780C1 (en) | Aircraft turbojet engine control method | |
RU2422682C1 (en) | Control system of position of guide vanes of compressor of double-flow gas turbine engine | |
CN104712450B (en) | System and method for controlling exhaust gas temperature of an engine system | |
RU2334890C2 (en) | Gas turbine engine control device | |
EP2963253A1 (en) | Power generation system and method for controlling power generation system | |
RU2431753C1 (en) | Gas turbine plant control method | |
RU2622683C1 (en) | Gas-turbine engine fuel supply system | |
RU112725U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL SYSTEM | |
RU2351787C2 (en) | Method of controlling gas turbine engine | |
RU2488009C2 (en) | Method of control over gas turbine engine compressor distributors | |
CN111219258A (en) | PI controller design method for preventing integral saturation in engine control strategy switching | |
RU2730581C1 (en) | Method of controlling supply of fuel to gas turbine engine and system for its implementation | |
RU2418962C2 (en) | Gas turbine engine control method | |
RU2285816C2 (en) | Gas-turbine engine control device | |
RU135730U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE CONTROL SYSTEM |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |