RU2638417C2 - Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата - Google Patents

Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата Download PDF

Info

Publication number
RU2638417C2
RU2638417C2 RU2015114593A RU2015114593A RU2638417C2 RU 2638417 C2 RU2638417 C2 RU 2638417C2 RU 2015114593 A RU2015114593 A RU 2015114593A RU 2015114593 A RU2015114593 A RU 2015114593A RU 2638417 C2 RU2638417 C2 RU 2638417C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
thrust
mod
turbojet
simulated
value
Prior art date
Application number
RU2015114593A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015114593A (ru
Inventor
Седрик ДЖЕЛАССИ
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 RU2015114593A publication Critical patent/RU2015114593A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2638417C2 publication Critical patent/RU2638417C2/ru

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D21/00—Shutting-down of machines or engines, e.g. in emergency; Regulating, controlling, or safety means not otherwise provided for
    • F01D21/003—Arrangements for testing or measuring
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
    • G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
    • G01L5/13—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles
    • G01L5/133—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes for measuring the tractive or propulsive power of vehicles for measuring thrust of propulsive devices, e.g. of propellers
    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
    • G05B17/00—Systems involving the use of models or simulators of said systems
    • G05B17/02—Systems involving the use of models or simulators of said systems electric
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/80—Diagnostics
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/81—Modelling or simulation
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/82—Forecasts
    • F05D2260/821—Parameter estimation or prediction
    • 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
    • F05D2270/335—Output power or torque
    • 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
    • F05D2270/40—Type of control system
    • F05D2270/44—Type of control system active, predictive, or anticipative

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Ocean & Marine Engineering (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Testing Electric Properties And Detecting Electric Faults (AREA)

Abstract

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата. Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном аппарате, при изменении заданного значения тяги (N1CONS) указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга (N1EFF) турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого данного значения тяги (N1CONS), причем способ содержит этап обработки заданного значения тяги (N1CONS) с помощью функции фильтрации и модели переходной фазы таким образом, чтобы получить смоделированную тягу (N1MOD), этап измерения фактической фазы (N1EFF), этап сравнения указанной смоделированной тяги (N1MOD) с указанной фактической тягой (N1EFF) для определения отклонения (Δ) тяги, этап сравнения указанного отклонения (Δ) тяги с порогом (S) сигнализации и этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога (S) сигнализации, способ, в котором на данной итерации смоделированная ранее тяга известна, модель переходной фазы предоставляет постоянную времени на основании смоделированной ранее тяги, функция фильтрации предоставляет смоделированную тягу (N1MOD) на основании полученной постоянной времени, смоделированной ранее тяги и заданного значения тяги (N1CONS). 7 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

ОСНОВНАЯ ТЕХНИЧЕСКАЯ ОБЛАСТЬ И ПРЕДШЕСТВУЮЩИЙ УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ
Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.
Обычно летательный аппарат приводится в движение, с помощью, по меньшей мере, двух турбореактивных двигателей, установленных соответственно на двух крыльях самолета. Для управления тягой турбореактивных двигателей пилот самолета обычно задействует рычаг управления газом для каждого турбореактивного двигателя.
Тягу каждого турбореактивного двигателя обычно контролируют, чтобы гарантировать, что фактическая тяга реактивного двигателя соответствует заданному значению тяги, выбранному пилотом самолета при помощи рычага управления газом. Фактическая тяга турбореактивного двигателя может быть измерена только косвенным образом для турбореактивного двигателя. На практике, для двухвального турбореактивного двигателя, включающего вал низкого давления и вал высокого давления, следят за скоростью вращения вала низкого давления, также называемою «режим N1», для определения тяги турбореактивного двигателя.
В настоящей заявке, допуская вольность речи, термин "измерение тяги" используется для обозначения представляющего параметра тяги, например, режима вращения N1 или параметра EPR от "Степень повышения Давления в Двигателе".
Непосредственное решение для измерения нарушения тяги реактивного двигателя состоит в том, чтобы сравнить, в каждый момент, режим N1CONS, соответствующий заданному значению тяги, определенному рычагом управления газом, с фактическим режимом N1EFF, измеренным в режиме реального времени на турбореактивном двигателе с помощью бортовых датчиков.
На практике, когда пилот контролирует увеличение или уменьшение тяги турбореактивного двигателя, турбореактивный двигатель реагирует с задержкой, которая может быть порядка нескольких секунд. Во время этого переходного этапа, в связи с переменной задержкой, любое обнаружение нарушения тяги невозможно, что задерживает активацию систем безопасности (системы UHT от "Неконтролируемая Высокая Тяга" и ATTCS от "Автоматическая система управления взлетной тягой") и представляет собой недостаток.
ОБЩЕЕ ПРЕДСТАВЛЕНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ
Чтобы устранить, по крайней мере, некоторые из этих недостатков, настоящее изобретение относится к способу контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном летательном аппарате, при изменении заданного значения тяги указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого заданного значения тяги,
способ содержит:
- этап обработки заданного значения тяги с помощью функции фильтрации и модели переходной фазы таким образом, чтобы получить смоделированную тягу;
- этап измерения фактической тяги;
- этап сравнения указанной смоделированной тяги с указанной фактической тягой, для определения отклонения тяги;
- этап сравнения указанного отклонения тяги с порогом сигнализации; и
- этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога сигнализации;
способ, в котором
- при заданной итерации смоделированная ранее тяга известна, модель фазы перехода предоставляет постоянную времени на основании смоделированной ранее тяги, функция фильтрации предоставляет смоделированную тягу на основании полученной постоянной времени, смоделированной ранее тяги и заданного значения тяги.
Преимущественно, моделируют именно задержку между фактической тягой и заданным значением тяги для осуществления когерентного сравнения двух значений во время фазы перехода. Таким образом, можно быстро и реактивно обнаружить любое нарушение тяги во время фазы перехода. В частности, если недостаток тяги обнаружен на турбореактивном двигателе, можно исправить это нарушение с помощью другого турбореактивного двигателя, который также находится в своей переходной фазе.
Предпочтительно, фактическая тяга получена косвенным образом, путем измерения режима вращения вращающегося вала турбореактивного двигателя, например вала низкого давления. Само собой разумеется, что также может быть использован параметр EPR от "Степень повышения Давления в Двигателе".
Предпочтительно, при запуске турбореактивного двигателя выполняют инициализацию функции фильтрации. Более предпочтительно, инициализацию функции фильтра осуществляют в зависимости от знака отклонения тяги. Такая инициализация может снизить риск ложных срабатываний при контроле нарушения тяги.
Предпочтительно, во время инициализации ранее смоделированная тяга равна фактической тяге турбореактивного двигателя. Таким образом, получают быструю сходимость модели фазы перехода, с целью получения постоянной времени наиболее соответствующей данной итерации.
Согласно предпочтительному варианту осуществления, функция фильтра является функцией фильтра нижних частот, предпочтительно, передаточной функцией второго порядка для того, чтобы смоделировать соответствующим образом задержку фактической тяги на фазе перехода.
Предпочтительно, турбореактивный двигатель содержит устройство регулирования малого газа, выполненное с возможностью заменять заданное значение, определенное рычагом управления газом, на величину малого газа в зависимости от определенных условий внешней среды турбореактивного двигателя, способ включает в себя для контроля сверхтяги этап измерения, по меньшей мере, одного параметра окружающей среды турбореактивного двигателя, таким образом, чтобы определить, заменено ли заданное значение рычага управления газом на величину малого газа.
Таким образом, способ контроля позволяет косвенным образом детектировать, определено ли заданное значение тяги турбореактивного двигателя с помощью заданного значения рычага управления газом или значением малого газа. Это косвенное детектирования малого газа, не связанное с устройством регулирования малого газа, позволяет повысить надежность контроля, избегая использования обычных методов.
Предпочтительно, способ контроля включает в себя определение смоделированного значения малого газа с помощью модели малого газа, которая связывает смоделированное значение малого газа с одним или несколькими значениями параметров окружающей среды турбореактивного двигателя.
Предпочтительно, модель малого газа связывает смоделированное значение малого газа с давлением окружающей среды турбореактивного двигателя и/или температурой окружающей среды турбореактивного двигателя.
В соответствии с одним аспектом настоящего изобретения, порог сигнализации является параметрируемым порогом, турбореактивный двигатель включает в себя средства контроля состояния, по крайней мере, дополнительного условия турбореактивного двигателя и применяют штрафной параметр указанного порога сигнализации при обнаружении ненормального состояния указанного дополнительного условия. Использование совокупности показателей, относящихся к нарушению тяги, позволяет существенно повысить чувствительность обнаружения. Дополнительные условия могут варьироваться (самогашения факела пламени турбореактивного двигателя, помпаж, ускорение вала высокого давления, изменение производной отклонения тяги и т.д.).
Предпочтительно, применяют штрафной параметр к указанному порогу сигнализации, который является функцией критичности контролируемого дополнительного состояния. Таким образом, если критичное дополнительное условие в ненормальном состоянии, порог сигнализации конфигурирован для срабатывания при малейшем отклонении тяги. Создавая иерархию дополнительных условий, определяют надлежащий порог сигнализации, что ограничивает риск ложных срабатываний при увеличении чувствительности контроля.
ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ
Изобретение будет более понятным при прочтении описания, которое следует из приведенного исключительно в качестве примера, и ссылается на прилагаемые чертежи, на которых:
- Фиг. 1 представляет собой схематическую диаграмму способа контроля недостаточности тяги турбореактивного двигателя согласно изобретению;
- Фиг. 2 представляет собой схематическую диаграмму этапа обработки заданного значения тяги в течение осуществления способа, показанного на фиг. 1;
- Фиг. 3 демонстрирует первую диаграмму контроля сверхтяги и вторую диаграмму контроля недостаточности тяги;
- Фиг. 4 представляет собой схематическую диаграмму этапа регулирования малого газа во время контроля сверхтяги;
- Фиг. 5 представляет собой общую схематическую диаграмму установки порога сигнализации;
- Фиг. 6 представляет собой схематическую диаграмму установки порога сигнализации в течение контроля скорости изменения отклонения тяги;
- Фиг. 7 представляет собой схематическую диаграмму установки порога сигнализации в течение контроля скорости вращения вала высокого давления турбореактивного двигателя;
- Фиг. 8 представляет собой схематическую диаграмму установки порога сигнализации посредством обнаружения события помпажа и/или самогашение факела пламени турбореактивного двигателя.
Следует отметить, что чертежи подробно обрисовывают изобретение для осуществления изобретения, указанные чертежи, конечно, могут быть использованы для более точного определения изобретения, если это необходимо.
ОПИСАНИЕ ОДНОГО ИЛИ НЕСКОЛЬКИХ ВАРИАНТОВ РЕАЛИЗАЦИИ И ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
Фиг. 1 представляет собой схематическую диаграмму способа в соответствии с изобретением для контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, расположенного на борту указанного летательного аппарата, во время изменения заданного значения тяги указанного турбореактивного двигателя.
Изобретение будет представлено для двухвального турбореактивного двигателя, включающего в себя вал низкого давления и вал высокого давления. Для ясности, используем режим вращения вала низкого давления, также называемый "Режим N1", для определения тяги турбореактивного двигателя. Очевидно, что другие параметры турбореактивного двигателя, которые являются функцией тяги, также могут быть использованы, в частности, параметр EPR от "Степень повышения Давления в Двигателе".
Заданное значение тяги N1CONS в данном примере соответствует скорости заданного значения вала низкого давления. Предпочтительно, заданное значение тяги N1CONS задается пилотом летательного аппарата, на котором установлен турбореактивный двигатель, с помощью рычага управления газом.
Предпочтительно, заданное значение тяги N1CONS известно точно и достоверно. Действительно, Заданное значение тяги N1CONS является избыточным, гарантирует, что способ контроля использует исправный вход, другими словами, не поврежденный. Надежность способа контроля в соответствии с настоящим изобретением в таком случае улучшается.
Как указано в преамбуле, эффективная тяга N1EFF турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы тяги, до достижения желаемой тяги N1CONS. Фактическая тяга N1EFF соответствует, в этом примере, эффективному режиму вала низкого давления. Предпочтительно, фактическая тяга N1EFF измеряется, с запасом, датчиками турбореактивного двигателя и рассматривается как исправный вход.
В соответствии с изобретением, со ссылкой на фиг 1, способ включает в себя:
- этап 1 обработки заданного значения тяги N1CONS, во время переходной фазы тяги, таким образом, чтобы определить смоделированную тягу N1MOD;
- этап измерения фактической тяги N1EFF;
- этап сравнения упомянутой смоделированной тяги N1MOD с указанной фактической тягой N1EFF, с целью определения отклонения Δ тяги;
- этап сравнения указанного отклонения тяги Δ с порогом срабатывания аварийной сигнализации S; и
- этап передачи сигнала ТРЕВОГА в случае превышения указанного порога S.
Способ примечателен тем, что во время этапа 1 обработки, со ссылкой на фиг. 2, обрабатывают заданное значение тяги N1CONS с помощью функции фильтрации F и модели М переходной фазы, чтобы получить смоделированную тягу N1MOD.
Как показано на фиг. 2, этап обработки является итеративным. В данной итерации, предыдущая смоделированная тяга N1MOD(OLD) известна, модель М переходной фазы дает постоянную времени Т на основании предыдущей смоделированной тяги N1MOD(OLD), функция F фильтрации дает смоделированную тягу N1MOD на основании полученной постоянной времени Т, предшествующей смоделированной тяги N1MOD(OLD) и заданного значения тяги N1CONS.
Другими словами, изобретение предлагает преобразовать заданное значение тяги N1CONS в смоделированную тягу N1MOD, которая принимает во внимание переходную фазу тяги указанного турбореактивного двигателя. Таким образом, смоделированная тяга N1MOD и реальная тяга N1EFF коррелируются во время переходной фазы тяги, что позволяет их сравнить соответственно в каждый момент во время переходной фазы. Это позволяет обнаружить любое нарушение тяги (недостаточность тяги или сверхтяга) реактивно. Таким образом, более не требуется ждать, пока тяга стабилизируется, чтобы обнаружить нарушение тяги, как в предшествующем уровне техники.
Как показано на фиг. 2, заданная тяга N1CONS фильтруется функцией F фильтрации нижних частот второго порядка во время этапа 1 обработки. Функция фильтрации F является передаточной функцией, самой по себе известной специалистам в данной области техники, что позволяет воспользоваться смоделированной тягой N1MOD, в зависимости от постоянной времени Т, с тем, чтобы позволить сравнение с фактической тягой N1EFF. Предпочтительно, функция фильтрации F имеет единичное усиление, чтобы в конце переходной фазы смоделированная тяга N1MOD была равна заданному значению тяги N1CONS.
Еще, со ссылкой на фиг. 2, модель М переходной фазы связывает значение смоделированной тяги N1MOD со значением константы времени Т. Модель М переходной фазы обычно получают по результатам опыта на основании измерений, выполненных на таком же типе турбореактивного двигателя. Как показано на фиг. 2, смоделированная тяга N1MOD определенной итерации определяется на основании смоделированной тяги N1MOD(OLD), полученной на предыдущей итерации, и постоянной времени Т.
Предпочтительно, модель М переходной фазы различна для увеличения тяги или для уменьшения. Также существует модель М переходной фазы для каждого типа изменения тяги.
Как показано на фиг. 3, сверхтяга и недостаточность тяги турбореактивного двигателя контролируется двумя различными способами, которые включают в себя этапы 1SUR, 1SOUS различных обработок, так как они обращаются к различным моделям MSUR, MSOUS переходных фаз и различные функции FSUR, FSOUS фильтрации. Также пороги SSUR, SSOUS сигнализации различны в зависимости от нарушения контролируемой тяги, как показано на фиг. 3.
Для ясности, изобретение в дальнейшем представлено для случая недостаточности тяги, со ссылкой на основное схематическое представление фиг. 1.
Предпочтительно, как показано на фиг. 2, осуществляют инициализацию INIT функции фильтрации F, с одной стороны, во время запуска турбореактивного двигателя и, с другой стороны, в зависимости от знака отклонения Δ тяги.
Принимая во внимание, что функция фильтрации F имеет второй порядок, инициализация позволяет последней начать с предопределенных значений смоделированной тяги N1MOD(OLD). Инициализация функции фильтрации F в зависимости от знака отклонения Δ тяги позволяет избежать дивергенции способов контроля, в зависимости от типа контролируемого нарушения. Например, если фактическая тяга N1EFF больше, чем смоделированная тяга N1MOD (предположение сверхтяги), функция FSOUS фильтрации способа контроля недостаточности тяги (см. фиг. 3) может быть инициализирована, чтобы избежать противоречивых результатов, то есть ложных сигналов тревоги. В частности, такая инициализация является предпочтительной, когда ускорения сменяются замедлениями.
Предпочтительно, во время инициализации, ранее смоделированная тяга N1MOD(OLD) равна фактической тяге N1EFF турбореактивного двигателя.
Принятие в расчет устройства регулирования малого газа
Согласно предпочтительному аспекту изобретенияурбореактивный двигатель содержит устройство регулирования малого газа, выполненное с возможностью заменять заданное значение тяги, определенное с помощью рычага управления газом, на значение малого газа на основании определенных условий окружающей среды турбореактивного двигателя.
Например, со ссылкой на фиг. 4, когда пилот самолета желает максимально ограничить тягу турбореактивного двигателя, устройство регулирования малого газа заменяет заданное значение тяги N1MAN, установленное с помощью рычага управления газом, на величину малого газа N1RAL, чтобы снижение тяги не было слишком значительным для турбореактивного двигателя по отношению к другим ограничениям, чем режим N1 (режим N2, минимальный расход топлива, для ограничения риска самогашения факела пламени, и т.д.). Значение малого газа N1RAL не рассчитывается, но вытекает из различных ограничений устройства регулирования малого газа таким образом, чтобы обеспечить оптимальный термодинамический цикл для турбореактивного двигателя во время его замедления.
Однако, что касается способа контроля нарушения в виде сверхтяги согласно изобретению, необходимо принимать во внимание тот факт, что величина N1RAL малого газа соответствует заданному значению тяги N1CONS на малом газе.
С этой целью, со ссылкой на фиг. 4, для контроля сверхтяги, способ включает в себя этап сравнения заданного значения тяги N1MAN ручки со значением N1RAL малого газа, тяга максимальной величины используется как заданное значение тяги N1CONS в предыдущем этапе 1 обработки. Другими словами, если заданное значение тяги N1MAN, установленное рычагом управления газом, превышает значение малого газа N1RAL индуцированное устройством регулирования малого газа, способ контроля остается в соответствии с вариантом, показанным на фиг. 1.
Напротив, если заданное значение тяги N1MAN, установленное рычагом управления газом, ниже значения малого газа N1RAL, индуцированного устройством регулирования малого газа, способ контроля использует значение N1RAL малого газа как заданное значение тяги N1CONS в вышеупомянутом этапе 1 обработки.
Для достоверности способа контроля, важно знать значение N1RAL малого газа, независимо от устройства регулирования малого газа. С этой целью моделируют значение малого газа, как это будет описано в дальнейшем.
В примере, показанном на фиг. 4, значение N1RAL-MOD малого газа получается на основании модели MRAL малого газа, сочетающей смоделированное значение N1RAL-MOD малого газа с одним или несколькими значениями параметров окружающей среды турбореактивного двигателя. Тем не менее, очевидно, что смоделированное значение N1RAL-MOD малого газа может быть получено другими способами. Измеряя параметры окружающей среды турбореактивного двигателя, которые характерны для активации устройства регулирования малого газа, можно косвенно определить значение N1RAL-MOD малого газа.
В этом примере, со ссылкой на фиг. 4, модель MRAL, связывает смоделированное значение N1RAL-MOD малого газа с давлением Pamb окружающей среды турбореактивного двигателя и температурой Tamb окружающей среды турбореактивного двигателя. На практике, параметры Pamb окружающей среды турбореактивного двигателя являются избыточными параметрами, считающимися достоверными. В частности, эти параметры не имеют общего вида с контролируемыми нарушениями тяги. Само собой разумеется, что другие параметры окружающей среды также могут быть подходящими. Как и модель М переходной фазы, модель MRAL малого газа получена по результатам опыта на основании измерений, выполненных на таком же типе турбореактивного двигателя.
Как показано на фиг. 4, способ контроля содержит этап измерения параметров Pamb и Tamb окружающей среды турбореактивного двигателя таким образом, чтобы определить смоделированное значение N1RAL-MOD малого газа с помощью модели MRAL малого газа. После того, как получено смоделированное значение N1RAL-MOD малого газа, последнее сравнивается с заданным значением N1MAN тяги рычага управления, максимальная тяга используется в качестве заданного значения N1CONS тяги для этапа 1 обработки.
Благодаря принятию во внимание малого газа, улучшается точность контроля сверхтяги. В частности, это позволяет избежать объявления нарушения в виде сверхтяги, в то время как турбореактивный двигатель, обычно, отрегулирован на поднятое значение малого газа.
Изменяемый порог сигнализации
Для повышения робастности способа контроля по отношению к дисперсии между различными турбореактивными двигателями одного и того же типа, порог S сигнализации является, предпочтительно, изменяемым порогом, который учитывает дополнительные условия, чтобы, например, снизить значение порога S сигнализации и повысить чувствительность обнаружения. Другими словами, ссылаясь на фиг. 5, способ реализует контроль, по меньшей мере, одного дополнительного параметра COND1, COND2 турбореактивного двигателя. При обнаружении нарушения, относящегося к указанному дополнительному параметру COND1, COND2, порог S сигнализации штрафуется штрафным параметром PEN1, PEN2 для того, чтобы способствовать быстрому обнаружению нарушения тяги.
Предпочтительно, способ реализует контроль множества дополнительных параметров COND1, COND2 турбореактивного двигателя. Дополнительные параметры COND1, COND2 классифицируются в соответствии с их критичностью. Чем более критичен дополнительный параметр COND1, COND2, тем более важен штрафной параметр PEN1, PEN2 порога сигнализации. Таким образом, порог S является адаптивным для того, чтобы позволить быстрое реагирование, ограничивая при этом риск ложных срабатываний сигнализации, что выгодно.
В зависимости от типа контролируемого нарушения тяги (сверхтяги или недостаточность тяги) штрафной параметр PEN1, PEN2 может быть вычтен /добавлен к порогу S. Очевидно, что штрафной параметр PEN1, PEN2 также может быть представлен в виде множителя, математической функции и т.д. Предпочтительно, штрафной параметр COND2 установлен таким образом, чтобы последовательно отрегулировать порог S сигнализации.
Далее, несколько дополнительных параметров будут представлены в сочетании с их штрафными параметрами для контроля недостаточности тяги турбореактивного двигателя.
а) Измерение скорости изменения отклонения Δ тяги
В качестве примера, со ссылкой на фиг. 6, способ включает в себя этап измерения скорости изменения отклонения Δ тяги, то есть параметр
Figure 00000001
и этап сравнения скорости
Figure 00000002
изменения отклонения тяги с предопределенным порогом SdΔ.
Если порог SdΔ не превышен, порог S сигнализации не изменяется. И наоборот, если порог SdΔ превышен, порог S сигнализации уменьшается с помощью штрафного параметра PENdΔ, что приводит к более чувствительному обнаружению нарушения тяги, как показано на фиг. 6.
Другими словами, если изменение отклонения Δ тяги очень быстрое, можно сделать вывод, что фактическая тяга N1EFF турбореактивного двигателя все меньше и меньше соответствует моделируемой тяге N1MOD, что является признаком нарушения тяги.
Предпочтительно, штрафной параметр PENdΔ зависит от скорости изменения отклонения Δ тяги, что позволяет постепенно отрегулировать порогов S сигнализации. В качестве примера, штрафной параметр PENdΔ может быть в виде коэффициента, равного 0,5, для быстрого изменения отклонения Δ тяги и в виде коэффициента, равного 0,2, для очень быстрого изменения отклонения Δ тяги.
б) Измерение скорости вала высокого давления
В качестве примера, со ссылкой на фиг. 7, способ включает в себя этап измерения скорости вала высокого давления, то есть режима N2 турбореактивного двигателя.
Аналогичным образом с валом низкого давления фактическая скорость N2EFF вала высокого давления сравнивается с моделируемой скоростью N2MOD, которая определяется напрямую в зависимости от положения рычага управления газом или косвенно с помощью модели переходной фазы, свойственной изменению скорости N2 вала высокого давления, подобную модели М переходной фазы, описанной выше.
Другими словами, реализуют этап измерения отклонения ΔN2 между фактической скоростью N2EFF и моделируемой скорости N2MOD и реализуют этап сравнения 7 этого отклонения ΔN2 режима высокого давления с порогом SN2 высокого давления заданной величины, как показано на фиг. 7.
Если порог SN2 не превышен, порог S сигнализации не изменяется. И наоборот, если порог SN2 превышен, порог S сигнализации уменьшается штрафным параметром PENN2, что приводит к более чувствительному обнаружению нарушения тяги.
Действительно, можно сделать вывод, что фактическая скорость N2EFF турбореактивного двигателя все менее и менее соответствует моделируемой скорости N2MOD, что характерно для нарушения тяги.
Такой дополнительный параметр позволяет повысить надежность контроля. Действительно, отношение скорости N1 и скорости N2 не является линейным во времени. В частности, время отклика вала высокого давления ниже времени отклика вала низкого давления. Таким образом, вал высокого давления ускоряется быстрее при низких оборотах, чем вал низкого давления. По этой причине, контроль, с одной стороны, режима N1 вала низкого давления и, с другой стороны, режима N2 вала высокого давления позволяет оптимально контролировать нарушение тяги.
Некоторые турбореактивные двигатели управляются во время переходных фаз в соответствии со скоростью N2CONS заданного значения или в соответствии с ускорением
Figure 00000003
. Поэтому, в соответствии с этим первым допущением реализуют этап измерения отклонения между эффективной скоростью выполняет шаг измерения отклонения между фактической скоростью N2EFF и заданной скоростью N2CONS. Другими словами, заданная скорость N2CONS заменяет смоделированную скорость N2MOD. Если турбореактивный двигатель управляется в зависимости от ускорения, ускорение
Figure 00000004
заменяет моделируемую скорость N2MOD.
с) Обнаружение дополнительных событий
Кроме измерения режима вала низкого давления N1 и вала высокого давления N2, турбореактивный двигатель может содержать средства детектирования дополнительных параметров, способных повлиять на тягу турбореактивного двигателя.
В качестве примера, со ссылкой на фиг 8, турбореактивный двигатель может содержать средства для обнаружения помпажа турбореактивного двигателя для применения штрафного параметра PENPOM помпажа к порогу S сигнализации в случае обнаружения такого помпажа.
Схожим образом, также со ссылкой на фиг. 8, турбореактивный двигатель может содержать средства для обнаружения самогашения факела пламени турбореактивного двигателя для применения штрафного параметра PENEXT самогашения факела пламени к порогу S сигнализации в случае обнаружения такого самогашения факела пламени.
В примере, показанном на фиг. 8, штрафные параметры PENPOM и PENEXT используются вместе, но очевидно, что они могут быть добавлены независимо к порогу S сигнализации. Таким образом, если обнаружено дополнительное событие, способное повлиять на тягу (помпаж или самогашение факела пламени), уменьшают значение порога S сигнализации для повышения чувствительности обнаружения.
Кроме того, в предпочтительном варианте осуществления изобретения, штрафные параметры PENPOM и PENEXT могут отменить порог S сигнализации, чтобы непосредственно включать сигнал тревоги.
д) Измерение изменения скорости вала низкого давления или высокого давления
Предпочтительно, способ может включать в себя этап измерения скорости изменения отклонения ΔN1, ΔN2 во время переходной фазы, другими словами параметры
Figure 00000005
или
Figure 00000006
и этап сравнения с предопределенным порогом SΔN1 или SΔN2. Аналогичным образом, штрафной параметр может зависеть от скорости изменения отклонения ΔN1, ΔN2, что позволяет постепенно отрегулировать порог S сигнализации.
Предпочтительно, такой контроль позволяет обнаружить нарушение тяги реактивным образом. В самом деле, нарушение тяги вызывает ненормальное изменение отклонения ΔN1 или ΔN2, которое может быть быстро обнаружено.
е) Осуществление приоритетной сигнализации
В предпочтительном варианте осуществления, штрафные параметры имеют отрицательное значение для способа контроля недостатка-тяги. Таким образом, даже если отклонение тяги Δ равно нулю, сигнализация может быть выдана напрямую. Другими словами, штрафной параметр позволяет вызвать приоритетные сигнализации, которые не зависят от отклонения Δ тяги. Это позволяет преимущественно иметь высокореактивный способ контроля.
Дополнительные параметры, контролируемые турбореактивным двигателем, независимо представлены на фиг. 6-8, но само собой разумеется, что они могут контролироваться комбинированно.
Если нарушение тяги обнаружено на турбореактивном двигателе, можно исправить это нарушение с помощью другого турбореактивного двигателя, который также находится в переходной фазе, изменяя заданное значение тяги, которое у него свое. Таким образом, тяга контролируется и корректируется в реальном времени, что повышает безопасность и надежность.

Claims (16)

1. Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата с помощью вычислителя, размещенного на указанном летательном аппарате, при изменении заданного значения тяги (N1CONS) указанного турбореактивного двигателя, фактическая тяга (N1EFF) турбореактивного двигателя изменяется во время переходной фазы для достижения желаемого заданного значения тяги (N1CONS),
причем способ содержит:
- этап обработки заданного значения тяги (N1CONS) с помощью функции (F) фильтрации и модели (М) переходной фазы, полученной по результатам предыдущего опыта на основании измерений, реализованных на таком же типе турбореактивного двигателя, таким образом, чтобы получить смоделированную тягу (N1MOD);
- этап измерения фактической тяги (N1EFF);
- этап сравнения указанной смоделированной тяги (N1MOD) с указанной фактической тягой (N1EFF) для определения отклонения (Δ) тяги;
- этап сравнения указанного отклонения (Δ) тяги с порогом (S) сигнализации; и
- этап передачи сигнала тревоги в случае превышения указанного порога (S) сигнализации;
при этом в способе:
- при заданной итерации смоделированная ранее тяга (N1MOD(OLD)) известна, модель переходной фазы предоставляет постоянную времени (T) на основании смоделированной ранее тяги (N1MOD(OLD)), функция (F) фильтрации предоставляет смоделированную тягу (N1MOD) на основании полученной постоянной времени (T), смоделированной ранее тяги (N1MOD(OLD)) и заданного значения тяги (N1CONS).
2. Способ по п. 1, в котором осуществляют инициализацию функции (F) фильтрации в зависимости от знака отклонения тяги (Δ) при запуске турбореактивного двигателя, ранее смоделированная тяга (N1MOD(OLD)) равна фактической тяге (N1EFF) турбореактивного двигателя во время этой инициализации.
3. Способ по п. 1, в котором функция (F) фильтрации является функцией фильтра нижних частот, предпочтительно передаточной функцией второго порядка.
4. Способ по п. 1, в котором турбореактивный двигатель содержит устройство регулирования малого газа, выполненное с возможностью заменять заданное значение (N1MAN), определенное рычагом управления газом, на величину (N1RAL) малого газа в зависимости от определенных условий внешней среды турбореактивного двигателя, причем способ включает в себя, для контроля сверхтяги, этап измерения по меньшей мере одного параметра окружающей среды турбореактивного двигателя таким образом, чтобы определить, заменено ли заданное значение (N1MAN) рычага управления газом на величину (N1RAL) малого газа.
5. Способ по п. 4, в котором способ контроля включает в себя определение смоделированного значения (N1RAL-MOD) малого газа с помощью модели (MRAL) малого газа, которая связывает смоделированное значение (N1RAL-MOD) малого газа с одним или несколькими значениями параметров окружающей среды турбореактивного двигателя.
6. Способ по п. 5, в котором модель (MRAL) малого газа связывает смоделированное значение (N1RAL-MOD) малого газа с давлением окружающей среды турбореактивного двигателя и/или температурой окружающей среды турбореактивного двигателя.
7. Способ по п. 1, в котором порог (S) сигнализации является параметрируемым порогом, турбореактивный двигатель включает в себя средства контроля состояния по меньшей мере одного дополнительного условия (COND1, COND2) турбореактивного двигателя, применяют штрафной параметр (PEN1, PEN2) к указанному порогу (S) сигнализации при обнаружении ненормального состояния указанного дополнительного условия (COND1, COND2).
8. Способ по п. 7, в котором применяют штрафной параметр (PEN1, PEN2) к указанному порогу (S) сигнализации, который зависит от критичности контролируемого дополнительного условия (COND1, COND2).
RU2015114593A 2012-10-03 2013-09-27 Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата RU2638417C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1259367A FR2996254B1 (fr) 2012-10-03 2012-10-03 Methode de surveillance d'un defaut de poussee d'un turboreacteur d'aeronef
FR1259367 2012-10-03
PCT/FR2013/052307 WO2014053752A1 (fr) 2012-10-03 2013-09-27 Methode de surveillance d'un defaut de poussee d'un turboreacteur d'aeronef

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2015114593A RU2015114593A (ru) 2016-11-27
RU2638417C2 true RU2638417C2 (ru) 2017-12-13

Family

ID=47295040

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015114593A RU2638417C2 (ru) 2012-10-03 2013-09-27 Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата

Country Status (8)

Country Link
US (1) US9897517B2 (ru)
EP (1) EP2917537B1 (ru)
CN (1) CN104736819B (ru)
BR (1) BR112015007372B1 (ru)
CA (1) CA2886401C (ru)
FR (1) FR2996254B1 (ru)
RU (1) RU2638417C2 (ru)
WO (1) WO2014053752A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2798129C1 (ru) * 2022-07-21 2023-06-15 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9625886B1 (en) * 2012-06-22 2017-04-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Conditionally active min-max limit regulators
FR2996474B1 (fr) 2012-10-05 2014-12-12 Snecma Procede pour l'integration de materiau abradable dans un logement par compression isostatique
FR3021701B1 (fr) * 2014-05-27 2016-06-17 Snecma Procede et dispositif de controle d'une poussee d'un turboreacteur
US10414512B2 (en) * 2014-10-01 2019-09-17 Sikorsky Aircraft Corporation Power management between a propulsor and a coaxial rotor of a helicopter
US10487752B2 (en) * 2015-03-11 2019-11-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Overthrust protection system and method
US9932906B2 (en) * 2015-09-23 2018-04-03 Honeywell International Inc. Gas turbine engine uncontrolled high thrust detection system and method
FR3064602B1 (fr) * 2017-03-29 2019-06-07 Airbus Operations Mode de fonctionnement degrade d'un groupe propulseur d'aeronef permettant le deplafonnement d'une consigne de poussee
US10443512B2 (en) 2017-03-31 2019-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
US10302021B2 (en) 2017-05-03 2019-05-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events
FR3065995B1 (fr) 2017-05-05 2019-07-05 Safran Aircraft Engines Systeme et procede de surveillance d'une turbomachine a detection d'anomalie corrigee par un facteur d'usure
US10155578B1 (en) * 2017-08-16 2018-12-18 Brunswick Corporation Method and system for controlling a marine drive during shift sensor fault
US10823113B2 (en) 2017-08-21 2020-11-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for limiting power of an engine
FR3076361B1 (fr) * 2018-01-04 2019-12-13 Safran Aircraft Engines Procede de filtrage adaptatif
CN111237062B (zh) * 2020-01-16 2021-08-17 中国商用飞机有限责任公司 一种实现发动机自动起飞推力控制功能的系统及方法
CN112943453A (zh) * 2021-01-21 2021-06-11 西北工业大学 气路部件故障下基于iga的发动机最大推力控制优化方法
CN113188799B (zh) * 2021-04-27 2022-09-30 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法
US11674450B1 (en) * 2021-12-13 2023-06-13 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for synthesizing engine thrust
CN116773138B (zh) * 2023-08-23 2023-12-19 国科大杭州高等研究院 冷气微推力响应时间测量系统及方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1420153A2 (en) * 2002-11-13 2004-05-19 General Electric Company Adaptive model-based control systems for controlling a gas turbine
FR2883330A1 (fr) * 2005-03-21 2006-09-22 Gen Electric Systeme et procede pour analyse specifique de systeme d'une turbomachine
RU2477380C2 (ru) * 2007-10-31 2013-03-10 Эрбюс Операсьон (Сас) Система контроля и способ контроля

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3691356A (en) * 1970-12-10 1972-09-12 Sperry Rand Corp Speed command and throttle control system for aircraft
US4294069A (en) * 1978-04-26 1981-10-13 United Technologies Corporation Exhaust nozzle control and core engine fuel control for turbofan engine
US4242864A (en) * 1978-05-25 1981-01-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Integrated control system for a gas turbine engine
US4809500A (en) * 1987-02-03 1989-03-07 United Technologies Corporation Transient control system for gas turbine engine
US6487490B1 (en) * 1999-05-26 2002-11-26 General Electric Company Speed modification system for gas turbine engine to allow trimming of excess

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1420153A2 (en) * 2002-11-13 2004-05-19 General Electric Company Adaptive model-based control systems for controlling a gas turbine
FR2883330A1 (fr) * 2005-03-21 2006-09-22 Gen Electric Systeme et procede pour analyse specifique de systeme d'une turbomachine
RU2477380C2 (ru) * 2007-10-31 2013-03-10 Эрбюс Операсьон (Сас) Система контроля и способ контроля

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2798129C1 (ru) * 2022-07-21 2023-06-15 Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" Способ защиты газотурбинного двигателя от помпажа

Also Published As

Publication number Publication date
BR112015007372B1 (pt) 2022-01-18
FR2996254B1 (fr) 2014-09-12
BR112015007372A2 (pt) 2017-07-04
WO2014053752A1 (fr) 2014-04-10
RU2015114593A (ru) 2016-11-27
CN104736819B (zh) 2017-07-25
US20150219528A1 (en) 2015-08-06
US9897517B2 (en) 2018-02-20
EP2917537A1 (fr) 2015-09-16
CA2886401C (fr) 2020-01-28
FR2996254A1 (fr) 2014-04-04
CN104736819A (zh) 2015-06-24
EP2917537B1 (fr) 2018-08-01
CA2886401A1 (fr) 2014-04-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2638417C2 (ru) Способ контроля нарушения тяги турбореактивного двигателя летательного аппарата
EP3287609B1 (en) Turbofan shaft break detection system and method
US4622808A (en) Surge/stall cessation detection system
EP0418189B1 (en) Gas turbine stall/surge identification and recovery
CA2827790C (en) Modified thrust limit schedule for control of thrust asymmetry
US8869603B2 (en) Debris detection in turbomachinery and gas turbine engines
US8660721B2 (en) Method and device for controlling engine speed of an aircraft during a take-off
EP3399155A1 (en) Method and system for detecting and accommodating loss of a torque signal
CN106414956B (zh) 涡轮喷气发动机推力控制方法和装置
RU2562131C2 (ru) Способ управления турбомашиной
US9695752B2 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
US10551818B2 (en) Fault detection methods and systems
EP2906796B1 (en) Engine monitor for a multi-engine system
US11015531B2 (en) Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method
EP3106649B1 (en) Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors
US10036330B2 (en) Method and module for filtering a raw setpoint
CN110050106B (zh) 对涡轮机阀进行控制的方法
RU2310100C2 (ru) Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора
US20210324805A1 (en) System and method for detecting and accommodating loss of torque on gas turbine engines
US10450966B2 (en) Device and method for regulating a motor using a thrust measurement
RU2574213C1 (ru) Способ управления турбореактивным двухконтурным двигателем с форсажной камерой

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner