RU2630068C2 - Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2630068C2
RU2630068C2 RU2015101529A RU2015101529A RU2630068C2 RU 2630068 C2 RU2630068 C2 RU 2630068C2 RU 2015101529 A RU2015101529 A RU 2015101529A RU 2015101529 A RU2015101529 A RU 2015101529A RU 2630068 C2 RU2630068 C2 RU 2630068C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
parameter
thrust
aircraft
value
Prior art date
Application number
RU2015101529A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015101529A (ru
Inventor
Ишем БЕЛЬГАЖИ
Сильвэн КЛЕРМОН
Лоран ГАРЭН
Original Assignee
Снекма
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2015101529A publication Critical patent/RU2015101529A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2630068C2 publication Critical patent/RU2630068C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/051—Thrust
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F05D2270/3011—Inlet pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/312—Air pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/313—Air temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/708—Type of control algorithm with comparison tables

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)

Abstract

Изобретение относится к энергетике. Способ регулирования заданного значения, по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, содержащий: этап, на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной двигателя, этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя, и этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы. Также представлено применение для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, заданного значения для, по меньшей мере, одного параметра, который влияет на указанную тягу, которая регулируется с помощью заявленного способа регулирования. Изобретение позволяет уменьшать тягу летательного аппарата регулированием множества заданных значений одновременно, не ограничиваясь при этом одним особым типом двигателя. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 4 ил.

Description

УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение относится к общей области авиации.
Конкретнее оно относится к регулированию тяги (т.е. движущей силы) газотурбинного двигателя летательного аппарата во время этапа полета летательного аппарата, такого как этап взлета, например.
В контексте изобретение имеет предпочтительную область применения, в которой оно используется во время этапа полета летательного аппарата для уменьшения тяги газотурбинного двигателя относительно заданной "предельной" тяги, обычно используемой для этого этапа полета (например, во время этапа взлета относительно тяги, которая может называться тяга "полного сгорания газа" или тяга FTPC).
Это уменьшение тяги, также известное как "снижение тяги", представляет несколько преимуществ.
Таким образом, прежде всего, уменьшается шум, производимый двигателем во время этого этапа полета.
Более того, уменьшение тяги служит для ограничения напряжений, действующих на компоненты двигателя, в частности посредством снижения температуры выхлопного газа, покидающего горячие участки двигателя (после камеры сгорания): таким образом, надежность и срок службы этих компонентов увеличивается.
Потребление топлива двигателем также уменьшается.
Снижение тяги представляет собой функцию, обычно используемую в гражданской авиации во время этапа взлета для двигателей двухконтурного турбореактивного (или турбовентиляторного) типа. Это приводит к уменьшению заданных значений для скорости двигателя, которые доставляется турбореактивному двигателю посредством электронно-цифрового устройства управления (FADEC) двигателем с полной ответственностью.
Для двухконтурного турбореактивного двигателя заданное значение тяги, доставляемой устройством регулирования двигателя во время этапа взлета летательного аппарата, может быть смоделировано как функция от наружной температуры, как показано на Фигуре 1.
Она образована в виде двух участков P1 и P2 кривой, которые являются практически линейными, но с различными наклонами, причем участки соединяются вместе в точке CP разрыва или перелома. Значение абсциссы точки перелома на Фигуре 1 представляет собой предельную температуру T0.
В соответствии с отношением, показанным на Фигуре 1, тяга регулируется устройством регулирования турбореактивного двигателя так, что для регистрируемой наружной температуры более высокой, чем предельная температура T0, система регулирования уменьшает заданное значение тяги (т.е. скорость турбореактивного двигателя) для того, чтобы ограничивать температуру выходящего из турбореактивного двигателя газа.
Учитывая это поведение устройства регулирования, известный механизм снижения тяги состоит в дезинформировании устройства регулирования двигателя посредством информирования его, что наружная температура является более высокой, чем ее фактическое значение, и в частности более высокой, чем предельная температура. В результате устройство регулирования подготавливает заданное значение для двигателя при взлете, которое является меньшим, чем заданное значение "полного сгорания газа", в соответствии с отношением регулирования, смоделированным на Фигуре 1.
Наружная температура для дезинформирования устройства регулирования также известна как температура "перегиба" (или Tflex). Она подается пилотом системе регулирования, и она определяется на основании таблиц, которые предварительно установлены для различных условий полета (типа самолета, взлетно-посадочной полосы, загрузки самолета, ветра и т.д.). Пилот приводит в движение (или отключает) переход функционирования двигателя при уменьшенной тяге просто посредством воздействия на рычаг управления самолетом известным образом (например, позиционированием рычага в определенном положении).
Недостаток этого механизма снижения тяги заключается в том, что он ограничен газотурбинными двигателями, представляющими отношение регулирования тяги, как функцию от наружной температуры, которое является подобным отношению, показанному на Фигуре 1, т.е. которое представляет точку перелома, после которой заданное значение, подготовленное системой регулирования, уменьшается.
Таким образом, существуют газотурбинные двигатели, для которых такая модель не является подходящей (например, так как отсутствует точка перелома), и для которых отклонение наружной температуры является недостаточным для того, чтобы иметь возможность уменьшать тягу управляемым образом, т.е. с известным коэффициентом уменьшения. Особый пример такого двигателя представляет собой газотурбинный двигатель, имеющий сопло выброса выхлопного газа переменного сечения.
В связи с этим существует необходимость альтернативного механизма, который обеспечивает уменьшение тяги газотурбинного двигателя относительно заданной предельной тяги, и который выполнен с возможностью адаптации к различным типам газотурбинного двигателя, которые могут иметь одну или более степеней свободы для регулирования тяги (например, скорость двигателя, сечение сопла, заданная предельная тяга и т.д.).
ЗАДАЧА И СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Настоящее изобретение удовлетворяет эту необходимость в частности посредством предложения способа регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательного аппарата во время этапа полета летательного аппарата, причем способ содержит:
этап, на котором получают текущее значение по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя;
этап, на котором извлекают из предварительно установленной таблицы значение декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя; и
этап, на котором регулируют заданное значение по меньшей мере одного указанного параметра, применяя к нему значение декремента, извлекаемое из таблицы.
Соответственно, изобретение также обеспечивает устройство регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, причем устройство содержит:
средства получения текущего значения по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя;
средства извлечения из предварительно установленной таблицы значения декремента для по меньшей мере одного указанного параметра, связанного с текущим значением по меньшей мере одной указанной рабочей переменной двигателя; и
средства регулирования заданного значения по меньшей мере одного указанного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.
Таким образом, изобретение предлагает простое решение для уменьшения тяги газотурбинного двигателя во время этапа полета, причем решение основано на предварительно установленной таблице, которая как функция от одной или более рабочих переменных двигателя обеспечивает значения декремента, применяемые к заданным значениям, передаваемым устройством регулирования двигателя и относящимся к различным степеням свободы турбореактивного двигателя, которые имеют влияние на его тягу.
Когда двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, эти степени свободы или параметры, которые имеют влияние на его тягу, могут в частности представлять собой следующее:
скорость вращения компрессора турбореактивного двигателя;
запас по помпажу компрессора; и/или
обогащенность горючей смеси турбореактивного двигателя.
В связи с этим как только таблица установлена, изобретение далее может быть применено к различным типам газотурбинных двигателей, которые отличаются одной или более степенями свободы.
Таблица может легко быть установлена экспериментально посредством выполнения испытаний и сбора данных по множеству полетов летательного аппарата при одинаковых условиях (например, одинаковой длине взлетно-посадочной полосы, одинаковой загрузке самолета и т.д.), или посредством моделирования на основании традиционных математических моделей, которые преобразуют термодинамику двигателя и отношение регулирования, применяемое к двигателю.
Таким образом, изобретение не ограничивается одним особым типом двигателя, но позволяет предполагать уменьшение тяги для двигателей, отличных от двигателей традиционно используемых в гражданской авиации, при этом сохраняя преимущества, которые вытекают из этого (т.е. уменьшение напряжений на элементы двигателя и увеличение их надежности, уменьшение потребления топлива и уменьшение образования шума).
Изобретение также позволяет уменьшать тягу летательного аппарата регулированием множества заданных значений одновременно. Таким образом, оно может быть адаптировано к двигателям, для которых тяга зависит не от одного параметра, например, от наружной температуры в частности, а от множества параметров. Для таких двигателей регулирование одного или более заданных значений одновременно может зависеть от соотношения между сложностью и характеристикой (или точностью).
Более того, в соответствии с изобретением для того, чтобы уменьшать тягу используют предпочтительно текущие значения одной или более рабочих переменных двигателя (т.е. фактических значений, которые являются характерными для текущих состояний рабочих переменных), в отличие от ложных значений, определенных пилотом летательного аппарата. Эти текущие значения могут в частности представлять собой измерения, доставляемые датчиками летательного аппарата, или они могут быть преобразованы из таких измерений.
Таким образом, регулирование тяги в соответствии с изобретением выполняется с большей точностью, чем с помощью вышеупомянутого механизма, который используется в гражданской авиации.
Следует отметить, что решение, предлагаемое изобретением, предпочтительно может быть полностью включено в пределах устройства регулирования двигателя (FADEC).
Предпочтительно рабочие переменные, используемые для определения значений декремента для заданных значений, представляют собой:
температуру на входе в двигатель, например температуру атмосферы или температуру внешней среды;
и/или
атмосферное давление на входе в двигатель.
Отношение регулирования двигателей в частности зависит от этих рабочих переменных и конкретно от температуры атмосферы на входе в двигатель.
Текущие значения этих переменных могут быть получены посредством измерений, выполняемых датчиками летательного аппарата.
Эти примеры рабочих переменных, используемых для определения значений декремента, применяются к заданным значениям, имеющим влияние на тягу, и так как передаются устройством регулирования, сами не являются ограничивающими. В качестве варианта возможно предполагать другие рабочие переменные в пределах изобретения, такие как, например, внутренняя температура двигателя или температура на выпуске его выхлопного газа и т.д.
Более того, также возможно предполагать, что значение(я) декремента, извлекаемое(ые) из таблицы для каждого параметра, также зависит(ят) от текущей скорости и/или текущей загрузки летательного аппарата.
Когда этап полета представляет собой этап взлета летательного аппарата, значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также может зависеть от длины взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время этапа взлета.
Эти различные факторы позволяют дополнительно улучшать точность снижения, так как регулируемое(ые) заданное(ые) значение(я) адаптируется(ются) к условиям полета летательного аппарата.
Таким образом, путем примера, когда значение декремента зависит от длины взлетно-посадочной полосы, изобретение позволяет адаптировать тягу двигателя на всем протяжении взлета.
В особом варианте выполнения изобретения во время этапа регулирования заданное значение скорости вращения компрессора и заданное значение запаса по помпажу являются регулируемыми.
Этот вариант выполнения является особенно предпочтительным, когда он предназначен для снижения тяги двухконтурного турбореактивного двигателя с переменным сечением сопла. Такой двигатель используется в частности в военной авиации. Путем примера такой двигатель представляет собой двигатель M88, разработанный компанией Snecma.
Для такого двигателя тяга зависит и от скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, и от запаса по помпажу компрессора.
Эти два фактора соответственно зависят от скорости, с которой топливо вводится в камеру сгорания двигателя, и сечения сопла.
В другом варианте выполнения во время этапа регулирования значение декремента, применяемое к заданному значению, определяется весовым коэффициентом менее 1.
Этот весовой коэффициент может зависеть в частности от состояния продвижения этапа полета.
Таким образом, возможно применение уменьшающегося значения декремента до заданных значений как функции от состояния продвижения этапа полета. Это позволяет прогрессивно уменьшать влияние регулирования, выполняемого на заданных значениях, когда этап полета, во время которого выполняется регулирование, подходит к концу. Это прогрессивное уменьшение является более эргономичным для пилота летательного аппарата и направлено в частности на исключение любого внезапного возврата к максимальной тяге, который пилот может находить неприятным или неожиданным.
Вес значения декремента также позволяет отключать регулирование заданных значений почти немедленно (применением нулевого весового коэффициента) так, что двигатель может подавать его максимальную тягу. Такое отключение регулирования может, например, возникать в результате обнаружения особого случая, например запроса от пилота летательного аппарата.
В особом варианте выполнения различные этапы способа регулирования определяются инструкциями компьютерной программы.
Вследствие этого изобретение также обеспечивает компьютерную программу на носителе данных, причем программа является подходящей для выполнения в устройстве регулирования или более в общем в компьютере, программа включает инструкции, адаптированные для выполнения этапов способа регулирования, которые описаны выше.
Программа может использовать любой язык программирования и быть в виде исходного кода, объектного кода или промежуточного кода между исходным кодом и объектным кодом, например, в частично скомпилированной форме или в любой другой необходимой форме.
Изобретение также обеспечивает машиночитаемый носитель данных, включающий инструкции компьютерной программы, как отмечено выше.
Носитель данных может представлять собой любой компонент или устройство с возможностью хранения программы. Например, носитель может содержать средства хранения, такие как постоянное запоминающее устройство (ROM), например компакт-диск (CD) ROM или микроэлектронную схему ROM или, более того, средство магнитной записи, например гибкий диск или жесткий диск.
Более того, носитель данных может представлять собой передаваемый носитель, например электрический или оптический сигнал, который может передаваться с помощью электрического или оптического кабеля, посредством радиосвязи или другими средствами. Программа изобретения может, в частности, быть загружена из сети типа Интернет.
Альтернативно носитель данных может представлять собой интегральную схему, в которую включена программа, причем схема адаптирована для выполнения или использования в выполнении рассматриваемого способа.
Для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, изобретение также обеспечивает использование заданного значения для по меньшей мере одного параметра, который влияет на указанную тягу, и который регулируется с помощью способа изобретения.
КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут очевидны из следующего далее описания со ссылкой на сопровождающие чертежи, которые показывают вариант выполнения, не имеющий ограничивающий характер. На фигурах:
Фигура 1, описанная выше, показывает, как тяга турбореактивного двигателя гражданской авиации изменяется как функция от наружной температуры;
Фигура 2 показывает систему регулирования тяги турбореактивного двигателя, причем система содержит устройство регулирования в соответствии с изобретением в особом варианте выполнения;
Фигура 3 представляет собой технологическую схему, показывающую основные этапы способа регулирования в соответствии с изобретением, которые выполняются устройством регулирования на Фигуре 2; и
Фигура 4 показывает пример таблицы, подходящей для использования для регулирования заданных значений в соответствии с изобретением.
ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Фигура 2 представляет собой блок-схему системы 1 для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат.
В описанном примере газотурбинный двигатель, в котором тяга подлежит регулированию, представляет собой двухвальный турбореактивный двигатель, имеющий два потока газа, которые смешаны вместе, имеющий сопло выброса выхлопного газа переменного сечения и приводящий в движение самолет. Путем примера он может представлять собой двигатель M88, разработанный компанией Snecma.
Естественно, изобретение применимо к любому другому типу газотурбинного двигателя летательного аппарата.
Во время этапа взлета летательного аппарата внимание уделяется конкретнее уменьшению (т.е. снижению) тяги турбореактивного двигателя относительно заданной максимальной тяги, называемой тягой "полного сгорания газа" или тягой FTPC.
Это допущение, относящееся к этапу полета, тем не менее не является ограничивающим, и изобретение также может быть применено к регулированию и уменьшению тяги турбинного двигателя во время других этапов полета летательного аппарата, например, в частности во время крейсерского этапа.
Следует отметить, что возможно использование механизмов для автоматического определения текущего этапа полета летательного аппарата так, чтобы приводить в движение снижение тяги только во время предварительно определенных этапов (например, только во время этапа взлета). Такие механизмы сами по себе являются известными и не описаны здесь более подробно.
В качестве варианта снижение тяги в соответствии с изобретением может приводиться в движение (или отключаться) при обнаружении определенной команды от пилота (например, помещения рычага управления летательного аппарата в предварительно определенное положение).
Система 1 регулирования тяги турбореактивного двигателя в этом примере включает электронно-цифровое устройство 2 управления двигателем с полной ответственностью (FADEC) и устройство 3 для регулирования заданного значения по меньшей мере одного параметра, который имеет влияние на тягу турбореактивного двигателя в соответствии с изобретением в особом варианте выполнения.
В варианте выполнения устройство 3 регулирования изобретения включено в FADEC 2.
Известным образом тяга двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя, имеющего сопло переменного сечения, может регулироваться, в частности, действием на два параметра, а именно:
скорость вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, которая имеет влияние на скорость турбореактивного двигателя, и которая зависит от скорости потока топлива в основной камере сгорания турбореактивного двигателя; и
запас по помпажу компрессора, который зависит непосредственно от сечения сопла турбореактивного двигателя.
Эти параметры составляют параметры, которые имеют влияние на тягу турбореактивного двигателя в рассматриваемом изобретении.
Известным образом тяга турбореактивного двигателя на максимальной скорости "полного сгорания газа" регулируется посредством FADEC 2: он действует в различные моменты t для передачи заданных значений, относящихся к вышеупомянутым параметрам, различным контурам регулирования турбореактивного двигателя, причем параметры в этом примере обозначены соответственно XN2CS(t) и PRS2CS(t). В описании ниже эти заданные значения, которые сами по себе являются известными, подготовлены посредством FADEC на основании предварительно определенного отношения регулирования. Заданные значения, подготовленные посредством FADEC для регулирования тяги турбореактивного двигателя на максимальной скорости, называются "номинальными".
Изобретение предлагает снижение тяги турбореактивного двигателя во время этапа взлета летательного аппарата путем регулирования заданных значений XN2CS(t) и PRS2CS(t) "полного сгорания газа", которые передаются в момент t посредством FADEC 2 с помощью значений декремента, которые обозначены ΔXN2(t) и ΔPRS2(t), и которые определяются устройством 3 регулирования. Для упрощения обозначения в описании ниже ссылка на временную зависимость (момент t) может быть опущена из переменных XN2CS(t), PRS2CS(t), ΔXN2(t) и ΔPRS2(t).
Значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента в соответствии с изобретением предпочтительно определяются на основании текущих значений рабочих переменных турбореактивного двигателя (т.е. на основании фактических значений, которые представляют текущие состояния этих рабочих переменных).
В настоящем описанном варианте выполнения используются следующие рабочие переменные: температура на входе в турбореактивный двигатель, обозначенная T2, и атмосферное давление внешней среды вокруг турбореактивного двигателя, обозначенное Pamb.
Текущие значения этих рабочих переменных измеряются посредством использования датчиков 4 температуры и давления, которые сами по себе являются известными, и которые уже представлены в летательном аппарате.
Более того, в настоящем описанном варианте выполнения значения декремента, определенные устройством 3 регулирования, также зависят от факторов, отличных от рабочих переменных T2 и Pamb, а именно:
текущей скорости летательного аппарата, обозначенной CurMACH, которая преобразована из измерений, выполняемых в частности датчиками 4 положения летательного аппарата, использующими принципы, хорошо известные специалисту в области техники; и
информации, передаваемой пилоту летательного аппарата, относящейся, в частности, к:
доступной длине (обозначенной L) взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время этапа взлета; и
конфигурации загрузки (обозначенной CH) летательного аппарата (например, его собственного веса, полезного веса и т.д.).
В этом примере устройство 3 регулирования представляет архитектуру аппаратного обеспечения компьютера.
В частности, оно содержит процессор 3А, оперативное запоминающее устройство (RAM) 3B, ROM 3C и энергонезависимую флэш-память 3D.
Устройство 3 регулирования также имеет средство 3E связи для связи с датчиками 4 летательного аппарата (датчиком температуры, датчиком давления, датчиком положения и т.д.), средство 3F интерфейса для связи с пилотом летательного аппарата и служащее, в частности, чтобы позволять обеспечение пилота информацией, касающейся доступной длины взлетно-посадочной полосы и загрузки летательного аппарата, и средство 3G связи для связи с FADEC 2. Путем примера средства 3E и 3G связи включают традиционную шину цифровых данных, позволяющую различным электронным компонентам сообщаться друг с другом.
Информация, передаваемая пилоту с помощью интерфейса 3F, сохраняется в энергонезависимой флэш-памяти 3D.
ROM 3C представляет собой носитель данных в соответствии с изобретением, который является читаемым процессором 3А, и который сохраняет компьютерную программу в соответствии с изобретением, включающую инструкции для выполнения этапов способа регулирования изобретения, которые описаны ниже со ссылкой на Фигуры 3 и 4. Фигура 3 показывает основные этапы, выполняемые устройством 3 регулирования во время этапа взлета летательного аппарата для того, чтобы регулировать номинальные заданные значения XN2CS(t) и PRS2CS(t), которые передаются в момент t посредством FADEC 2 с целью уменьшения тяги турбореактивного двигателя относительно скорости FTPC.
Здесь предполагается, что заданные значения XN2CS и PRS2CS, определяемые посредством FADEC 2, передают устройству 3 регулирования с помощью средства 3F связи (этап Е10).
Для того чтобы регулировать эти значения, устройство 3 регулирования объединяет различные типы данных.
Таким образом, с помощью его средства 3E связи оно получает текущие значения температуры T2 на входе в турбореактивный двигатель и атмосферного давления Pamb внешней среды, которые измеряются датчиками 4 (этап E20).
Устройство 3 регулирования также получает измерения от датчиков 4, которые позволяют ему преобразование текущей скорости CurMACH летательного аппарата (этап E30).
Наконец, оно также обращается к его энергонезависимой памяти 3D для получения дополнительной информации, обеспечиваемой пилотом, относящейся, в частности, к длине L взлетно-посадочной полосы, доступной для взлета летательного аппарата и к загрузке CH взлета летательного аппарата (этап E40).
Следует отметить, что этапы E20, E30 и E40 могут быть осуществлены одинаково успешно одновременно или, наоборот, последовательно.
Далее устройство 3 регулирования использует данные, которые объединены, таким образом, для определения значений декремента для применения номинальных заданных значений XN2CS и PRS2CS, которые передаются посредством FADEC 2.
Более точно используя эти данные, устройство 3 обращается к предварительно установленной таблице T, которая хранится в его энергонезависимой флэш-памяти 3D, и оно извлекает из этой таблицы значения декремента для скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя и для запаса по помпажу компрессора, причем значения связаны с указанными данными.
Выражение "таблица" используется здесь для покрытия любого типа базы данных или структуры данных, имеющей два или более размера, позволяющей хранение данных и перекрестную ссылку.
В настоящем описанном варианте выполнения таблица T предварительно установлена для каждого этапа полета (например, одна таблица для этапа взлета, другая таблица для крейсерского этапа). Таблица T предварительно установлена для конкретного типа двигателя и в этом примере для двигателя того же типа, что и турбореактивный двигатель, который имеет его регулируемую тягу. Таким образом, если турбореактивный двигатель, который имеет его регулируемую тягу, представляет собой двигатель M88, который разработан компанией Snecma, то используется таблица T, которая предварительно установлена для двигателя типа M88.
В качестве варианта возможно предполагать установление таблицы, которая индивидуально зависит от конкретного турбореактивного двигателя, который имеет его регулируемую тягу.
Пример такой таблицы T показан на Фигуре 4 для этапа взлета.
В настоящем описанном варианте выполнения таблица T связывает различные рабочие значения данных, объединенные устройством 3 регулирования (другими словами, различные значения рабочих переменных T2 и Pamb и скорости летательного аппарата и также различные конфигурации загрузки летательного аппарата и длин взлетно-посадочной полосы) с массивом соответствующих значений декремента, применяемым к номинальным заданным значениям XN2CS(t) и PRS2CS(t), для того, чтобы ограничивать тягу турбореактивного двигателя.
Эти значения декремента выбираются так, чтобы обеспечивать то, что турбореактивный двигатель производит достаточную тягу в любое время для обеспечения взлета летательного аппарата при использовании доступной длины L взлетно-посадочной полосы, тем не менее не используя полный потенциал тяги турбореактивного двигателя. Таким образом, эта логика установления таблицы T обеспечивает снижение звука, а также экономию, выраженную в потреблении топлива и потенциальном сроке службы по сравнению со взлетом на максимальной скорости FTPC.
Значения декремента, перечисленные в таблице T, могут быть установлены во время предварительного этапа, например, на основании результатов моделирований, выполняемых с использованием традиционных математических цифровых моделей, служащих для преобразования термодинамики турбореактивного двигателя и учитывающих отношение регулирования, передаваемое посредством FADEC 2. Эти модели являются конкретными для каждого турбореактивного двигателя и традиционно обеспечиваются производителями двигателей.
Таким образом, путем иллюстрации для летательного аппарата типа Rafale, приводимого в движение двигателем M88, который разработан компанией Snecma, во время этого предварительного этапа возможно начать использование модели для самолета типа Rafale для вычисления минимальной тяги, необходимой в каждый момент для обеспечения взлета летательного аппарата при использовании всей доступной длины взлетно-посадочной полосы доступной для летательного аппарата (например, 2700 метров (м) на взлетно-посадочной полосе A). Эта минимальная тяга зависит от атмосферных условий (температуры и давления атмосферы), от длины взлетно-посадочной полосы и от загрузки и скорости летательного аппарата.
После этого с помощью использования модели для двигателя M88 определяются заданные значения для скорости компрессора низкого давления и для запаса по помпажу, соответствующие этой минимальной тяге. Эта модель также служит для получения номинальных заданных значений для скорости компрессора низкого давления и для запаса по помпажу, соответствующих турбореактивному двигателю, регулируемому для максимальной скорости FTPC.
После этого значения декремента для ввода в таблицу T выводятся из этих номинальных заданных значений и заданных значений.
В качестве варианта значения в таблице T могут быть установлены экспериментально посредством испытаний, выполняемых над турбореактивным двигателем.
Таким образом, устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента для заданных значений скорости вращения компрессоров низкого давления турбореактивного двигателя и запаса по помпажу компрессора в сочетании с данными, объединенными во время этапов E20, E30 и E40.
Следует отметить, что когда данные, полученные во время этапов E20, E30 и E40 не точно соответствуют значениям, обеспеченным в таблице T, устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T значения декремента, которые соответствуют значениям, обеспеченным в таблице, которые являются самыми близкими с любой стороны значений, полученных во время этапов E20, E30 и E40, и далее выполняет численную интерполяцию (например, линейную интерполяцию) между значениями декремента, которые извлечены таким образом. Таким образом, устройство 3 регулирования получает значения декремента, соответствующие данным, полученным на этапах E20, E30 и E40.
Путем иллюстрации представлены два примера со ссылкой на таблицу, показанную на фигуре 4:
ПРИМЕР 1
Предполагается, что:
T2 и Pamb являются характерными температурой и давлением, которые равны температуре и давлению, задаваемыми стандартной моделью атмосферы (конкретно международной стандартной атмосферой (ISA)), с учетом текущей высоты летательного аппарата. Другими словами T2 и Pamb являются характерными для атмосферных условий, обозначенных позицией "ISA" в таблице T на Фигуре 4.
Конфигурация летательного аппарата является характерной для "легкой" конфигурации.
Доступная длина взлетно-посадочной полосы составляет 2700 м.
Текущая скорость самолета CurMACH оценивается в 0,3 числа Маха.
В этом примере устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T следующие значения декремента:
ΔXN2=-x2 оборотов в минуту (об/мин)
и
ΔPRS2=+y2%
ПРИМЕР 2
Предполагается, что:
T2 и Pamb являются характерными атмосферными условиями, равными ISA+15.
Конфигурация летательного аппарата является характерной для "легкой" конфигурации.
Доступная длина взлетно-посадочной полосы составляет 2700 м.
Текущая скорость самолета CurMACH оценивается в 0,2 числа Маха.
В этом втором примере устройство 3 регулирования извлекает из таблицы T:
два значения декремента для скорости вращения компрессора низкого давления, а именно -x3 об/мин и -x4 об/мин; и
два значения декремента для запаса по помпажу компрессора низкого давления, а именно +y3% и +y4%.
После этого оно выводит значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента, которые применяются к заданным значениям на основании интерполяции, выполняемой для ΔXN2 между -x3 и -x4, и для ΔPRS2 между +y3 и +y4. Далее устройство 3 регулирования применяет значения ΔXN2 и ΔPRS2 декремента, которые извлечены таким образом из таблицы T к заданным значениям XN2CS и PRS2CS, которые обеспечены посредством FADEC 2 (этап E60).
Конкретнее, в настоящем описанном варианте выполнения оно регулирует заданные значения следующим образом:
XN2CS (отрегулированное)=XN2CS+γ*ΔXN2
PRS2CS (отрегулированное)=PRS2CS+γ’*ΔPRS2,
где γ и γ’ обозначают весовые коэффициенты, которые меньше или равны 1.
Весовые коэффициенты γ и γ’ могут быть идентичными или они могут быть различными.
Более того, эти весовые коэффициенты могут изменяться как функция от времени, например, в зависимости от состояния продвижения этапа полета. Таким образом, возможно, отключение снижения тяги прогрессивным образом так, что в конце этапа взлета заданные значения, передаваемые посредством FADEC 2, больше не регулируются.
В варианте выполнения если устройство 3 регулирования обнаруживает команду пилота поиска преимущества от максимальной тяги FTPC или некоторый другой тип предварительно определенного события (например, особое положение рычага управления летательного аппарата), указывающего, что требуется номинальная тяга (т.е. тяга, соответствующая заданному значению, передаваемому посредством FADEC 2 до регулирования), то весовые коэффициенты γ и γ’ устанавливаются нулевыми так, чтобы отключать снижение.
Далее устройство 3 регулирования передает отрегулированные заданные значения XN2CS (отрегулированное) и PRS2CS (отрегулированное) контуру регулирования турбореактивного двигателя (этап E70).
Далее регулирование турбореактивного двигателя выполняется на основании заданных значений, которые отрегулированы таким образом, что тяга турбореактивного двигателя действительно уменьшается по сравнению с его максимальной тягой FTPC.
В настоящем описанном варианте выполнения тяга двухвального двухконтурного турбореактивного двигателя снижается посредством регулирования и значения заданного значения, относящегося к скорости вращения компрессора низкого давления турбореактивного двигателя, и заданного значения, относящегося к запасу по помпажу компрессора.
В субоптимальном варианте выполнения возможно предполагать регулирование только одного из этих двух значений.
В еще одном варианте возможно предполагать регулирование других параметров, которые имеют влияние на тягу турбореактивного двигателя (в дополнение к двум параметрам, отмеченным выше или замещая один или оба из этих двух параметров), таких как, например, обогащенность горючей смеси турбореактивного двигателя. Таким образом, таблица T адаптирована для отражения значений декремента, которые обеспечивают регулирование этой обогащенности горючей смеси, как функции от данных, объединенных на этапах E20, E30 и E40.
Более того, в настоящем описанном варианте выполнения предусматривается, что тяга турбореактивного двигателя подлежит уменьшению относительно максимальной тяги "полного сгорания газа". В варианте возможно предполагать уменьшение тяги турбореактивного двигателя относительно некоторой другой заданной тяги, меньшей, чем тяга FTPC, например, относительно тяги промежуточного сгорания, нефорсированной тяги полного газа или, более того, нефорсированной промежуточной тяги, которые сами по себе являются известными.

Claims (17)

1. Способ регулирования заданного значения (XN2CS, PRS2CS), по меньшей мере, одного параметра, который имеет влияние на тягу газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета летательного аппарата, причем способ содержит:
этап (E20), на котором получают текущее значение, по меньшей мере, одной рабочей переменной (T2, Pamb) двигателя;
этап (E50), на котором извлекают из предварительно установленной таблицы (T) значение (ΔXN2, ΔPRS2) декремента для указанного по меньшей мере одного параметра, связанного с текущим значением указанной по меньшей мере одной рабочей переменной двигателя; и
этап (E60), на котором регулируют заданное значение указанного, по меньшей мере, одного параметра посредством применения к нему значения декремента, извлекаемого из таблицы.
2. Способ по п. 1, в котором указанную, по меньшей мере, одну рабочую переменную двигателя выбирают из:
температуры (T2) на входе в двигатель; и
атмосферного давления (Pamb) на входе в двигатель.
3. Способ по п. 1, в котором указанный двигатель представляет собой турбореактивный двигатель, и указанный, по меньшей мере, один параметр выбирают из:
скорости вращения компрессора турбореактивного двигателя;
запаса по помпажу компрессора; и
обогащенности горючей смеси турбореактивного двигателя.
4. Способ по п. 3, в котором во время этапа (E60) регулирования регулируют заданное значение (XN2CS) скорости вращения компрессора и заданное значение (PRS2CS) запаса по помпажу.
5. Способ по п. 1, в котором значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также зависит от текущей скорости (CurMACH) и/или от загрузки (CH) летательного аппарата.
6. Способ по п. 1, в котором указанный этап полета представляет собой этап взлета летательного аппарата, и значение декремента, извлекаемое из таблицы для каждого параметра, также зависит от длины (L) взлетно-посадочной полосы, используемой летательным аппаратом во время указанного этапа взлета.
7. Способ по п. 1, в котором во время этапа (E60) регулирования значение декремента, применяемое к заданному значению, определяется весовым коэффициентом менее 1.
8. Способ по п. 7, в котором весовой коэффициент зависит от состояния продвижения этапа полета.
9. Применение для регулирования тяги газотурбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат во время этапа полета, заданного значения (XN2CS, PRS2CS) для, по меньшей мере, одного параметра, который влияет на указанную тягу, которая регулируется с помощью способа по любому из пп. 1-8.
RU2015101529A 2012-06-20 2013-06-11 Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя RU2630068C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1201751 2012-06-20
FR1201751A FR2992354B1 (fr) 2012-06-20 2012-06-20 Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur de consigne d'un parametre influencant une poussee d'un moteur a turbine a gaz
PCT/FR2013/051359 WO2013190218A1 (fr) 2012-06-20 2013-06-11 Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur de consigne d'un parametre influencant une poussee d'un moteur a turbine a gaz

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015101529A RU2015101529A (ru) 2016-08-10
RU2630068C2 true RU2630068C2 (ru) 2017-09-05

Family

ID=47049208

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015101529A RU2630068C2 (ru) 2012-06-20 2013-06-11 Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9371779B2 (ru)
EP (1) EP2864616B1 (ru)
CN (1) CN104379909B (ru)
BR (1) BR112014031903B1 (ru)
CA (1) CA2876797C (ru)
FR (1) FR2992354B1 (ru)
RU (1) RU2630068C2 (ru)
WO (1) WO2013190218A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793115C2 (ru) * 2018-10-18 2023-03-29 Сафран Эркрафт Энджинз Способ управления газотурбинной установкой, содержащей электрический двигатель

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9605598B2 (en) * 2014-10-17 2017-03-28 United Technologies Corporation Fuel system for tone control and operability
CN106321252B (zh) * 2015-06-19 2018-01-09 中国航发商用航空发动机有限责任公司 一种航空发动机的起动过程燃油控制方法和系统
US10279918B2 (en) * 2016-08-31 2019-05-07 The Boeing Company Methods and apparatus to control thrust ramping of an aircraft engine
GB2574495B (en) * 2019-02-04 2021-02-17 Rolls Royce Plc Gas turbine engine shaft break mitigation
FR3094407B1 (fr) * 2019-03-26 2021-04-09 Safran Aircraft Engines Procédé et système de commande d’une turbomachine avec gestion des saturations de commande
CN111734536B (zh) * 2020-07-02 2021-11-30 中国人民解放军海军工程大学 一种采用自适应分数阶微分的发动机稳定供油方法
GB2610200A (en) * 2021-08-25 2023-03-01 Rolls Royce Plc Computer-implemented methods of enabling optimisation of trajectory for a vehicle
GB2610199B (en) * 2021-08-25 2024-01-17 Rolls Royce Plc Computer-implemented methods for enabling optimisation of derate for a propulsion system of a vehicle
CN114013678B (zh) * 2021-11-19 2024-05-17 中国航发沈阳发动机研究所 一种基于成熟核心机的航空发动机设计点匹配方法及装置

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4270346A (en) * 1976-06-24 1981-06-02 Rolls-Royce Limited Fuel control systems for gas turbine engines
US20080249671A1 (en) * 2005-09-22 2008-10-09 Airbus Method and Device For Providing an Multi-Engine Aircraft Pilot With Data Concerning Said Engines
RU2347093C2 (ru) * 2007-01-30 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его осуществления
US20090222187A1 (en) * 2008-02-28 2009-09-03 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4136517A (en) * 1976-07-06 1979-01-30 General Electric Company Thrust control system for a gas turbine engine
US4445179A (en) * 1980-03-07 1984-04-24 Michelotti Paul E Aircraft minimum drag speed system
FR2580034B1 (ru) 1985-04-03 1987-05-29 Aerospatiale
US5305599A (en) * 1991-04-10 1994-04-26 General Electric Company Pressure-ratio control of gas turbine engine
US5211007A (en) * 1991-04-10 1993-05-18 General Electric Company Method of pressure-ratio control of gas turbine engine
US5315819A (en) * 1991-09-17 1994-05-31 Allied-Signal Inc. Power management system for turbine engines
US5732546A (en) * 1996-07-19 1998-03-31 General Electric Company Transient turbine overtemperature control
US6209821B1 (en) * 1999-09-14 2001-04-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus and method for measuring air temperature ahead of an aircraft for controlling a variable inlet/engine assembly
US6389816B1 (en) * 2000-07-25 2002-05-21 Honeywell International, Inc. Simplified fuel system for jet engines
US6748744B2 (en) * 2001-11-21 2004-06-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and apparatus for the engine control of output shaft speed
US6778884B2 (en) * 2002-06-11 2004-08-17 Honeywell International, Inc. System and method for generating consolidated gas turbine control tables
DE10329252A1 (de) * 2003-06-25 2005-01-13 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Regelsystem für ein Flugtriebwerk
US7194392B2 (en) * 2003-10-23 2007-03-20 Taner Tuken System for estimating model parameters
US8437941B2 (en) * 2009-05-08 2013-05-07 Gas Turbine Efficiency Sweden Ab Automated tuning of gas turbine combustion systems
FR2978589B1 (fr) * 2011-07-29 2013-08-23 Airbus Operations Sas Procede et dispositif de gestion optimisee de la trajectoire verticale d'un aeronef
US8977413B2 (en) * 2012-03-07 2015-03-10 Ge Aviation Systems Llc Methods for derated thrust visualization

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4270346A (en) * 1976-06-24 1981-06-02 Rolls-Royce Limited Fuel control systems for gas turbine engines
US20080249671A1 (en) * 2005-09-22 2008-10-09 Airbus Method and Device For Providing an Multi-Engine Aircraft Pilot With Data Concerning Said Engines
RU2347093C2 (ru) * 2007-01-30 2009-02-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его осуществления
US20090222187A1 (en) * 2008-02-28 2009-09-03 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2793115C2 (ru) * 2018-10-18 2023-03-29 Сафран Эркрафт Энджинз Способ управления газотурбинной установкой, содержащей электрический двигатель

Also Published As

Publication number Publication date
RU2015101529A (ru) 2016-08-10
WO2013190218A1 (fr) 2013-12-27
CA2876797C (fr) 2020-09-08
CA2876797A1 (fr) 2013-12-27
US20150285159A1 (en) 2015-10-08
CN104379909B (zh) 2017-06-06
EP2864616B1 (fr) 2018-10-03
BR112014031903B1 (pt) 2022-01-11
CN104379909A (zh) 2015-02-25
US9371779B2 (en) 2016-06-21
FR2992354A1 (fr) 2013-12-27
FR2992354B1 (fr) 2015-09-18
EP2864616A1 (fr) 2015-04-29
BR112014031903A2 (pt) 2017-06-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2630068C2 (ru) Способ и устройство регулирования заданного значения параметра, который влияет на тягу газотурбинного двигателя
US10794286B2 (en) Method and system for modulated turbine cooling as a function of engine health
US10316760B2 (en) Turboshaft engine control
US7584618B2 (en) Controlling air flow to a turbine shroud for thermal control
US9567906B2 (en) Systems and methods for controlling aircraft main engine speeds by adjusting compressed air flow from an APU
US10041414B2 (en) Method and system for starting up an aircraft turbomachine by real-time regulation of air flow
EP3184756A1 (en) Method and system for stall margin modulation as a function of engine health
EP3712074B1 (en) Method and system for setting power of an aircraft engine
US8752393B2 (en) Systems, apparatuses, and methods of gas turbine engine control
CA2975356C (en) System and method for an engine controller based on acceleration power
EP3901440A1 (en) System and method for controlling engine speed
CN110199102A (zh) 燃气涡轮发动机燃料控制系统和方法
US20230113130A1 (en) Method and system for governing an engine at low power
Csank et al. Application of the tool for turbine engine closed-loop transient analysis (TTECTrA) for dynamic systems analysis
JP5643319B2 (ja) タービンエンジンの燃焼室の非フレームアウト試験
RU2464437C1 (ru) Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой
Fuksman et al. Modeling of a Turbofan Engine Start Using a High Fidelity Aero-Thermodynamic Simulation
US12031490B2 (en) System and method for non-model based control utilizing turbine exit mach number surrogate
EP4151847A1 (en) System and method for non-model based control utilizing turbine exit mach number surrogate
EP3812566A1 (en) Active stability control of compression systems utilizing electric machines
EP4123150A1 (en) System and method for variable geometry mechanism configuration
Gurevich et al. Application of “Virtual” Controllers for Integrated Propulsion and Aircraft Control
Liu et al. Benefits of Active Compressor Stability Management on Turbofan Engine Operability
Martis et al. Engine Performance Improvement by Controlling the Low Pressure Compressor Working Line

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner