RU2774564C1 - Способ управления газотурбинным двигателем - Google Patents
Способ управления газотурбинным двигателем Download PDFInfo
- Publication number
- RU2774564C1 RU2774564C1 RU2022100418A RU2022100418A RU2774564C1 RU 2774564 C1 RU2774564 C1 RU 2774564C1 RU 2022100418 A RU2022100418 A RU 2022100418A RU 2022100418 A RU2022100418 A RU 2022100418A RU 2774564 C1 RU2774564 C1 RU 2774564C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- fuel consumption
- value
- gas turbine
- turbocharger
- speed
- Prior art date
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 66
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 15
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 abstract description 28
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 23
- 241001442055 Vipera berus Species 0.000 description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 6
- 238000005755 formation reaction Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Images
Abstract
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД. Способ управления газотурбинным двигателем заключается в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора. В зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора и максимально заданный расход топлива в камеру сгорания. По измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и заданного темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания. По показаниям датчиков определяют расход топлива, сравнивают его с заданным и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на расход топлива и ограничивают расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя максимально заданным расходом. Дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель, при снижении давления воздуха на входе в двигатель ниже заранее выбранной величины и достижении максимального расхода топлива, последний повышается относительно номинального уровня, в противном случае снижается до номинального уровня с заранее выбранным постоянным темпом. Техническим результатом предлагаемого способа управления является обеспечение стабильного времени приемистости и достижение параметров максимального режима во всех условиях работы двигателя и по мере выработки ресурса. 1 ил.
Description
Изобретение относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использовано для управления подачей топлива в ГТД.
Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газов за турбиной формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, формируют заданное положение направляющих аппаратов компрессора, по показаниям датчиков определяют расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования между заданными и измеренными значениями формируют управляющие воздействия на расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, причем расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя ограничивают максимально заданным расходом, на режиме приемистости дополнительно изменяют положение направляющих аппаратов компрессора на их раскрытие, после чего регулируют заданное значение максимального расхода топлива в основную камеру сгорания в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора, дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора.
(см. патент РФ №2653262, кл. F02C 9/28, 25.01.2016 - наиболее близкий аналог).
Максимально допустимые значения темпа изменения частоты вращения ротора (ускорения) и расхода топлива в камеру сгорания выбираются с целью выполнения требований по времени приемистости и защиты двигателя от помпажа. Для обеспечения стабильного времени приемистости ограничения должны быть выбраны таким образом, чтобы расход топлива, необходимый для достижения заданного ускорения, был ниже максимального расхода.
Реально достижимая в настоящее время точность дозирования топлива составляет около 2% от максимального расхода топлива в двигатель, что при низком давлении воздуха на входе в двигатель в высотных условиях соизмеримо с величиной избытков топлива относительно линии установившихся режимов при приемистости.
В результате анализа работы данного изобретения стоит отметить, что если во время приемистости расход топлива определяется ограничителем ускорения или ограничение максимального расхода вступает в работу кратковременно на время не более 10% времени приемистости, стабильность времени приемистости обеспечивается. Если дозатор топлива снижает расход относительно своей номинальной характеристики, и из-за этого ограничитель максимального расхода продолжительно вступает в работу, время приемистости недопустимо возрастает. Снижение из-за ошибок дозирования максимального расхода топлива до расхода на установившемся режиме приводит к тому, что не достигаются параметры максимального режима двигателя. Трудоемкая индивидуальная настройка максимального расхода топлива не позволяет полностью устранить влияние погрешности дозирования из-за влияния износа дозатора на точность дозирования по мере выработки ресурса.
Техническим результатом предлагаемого способа управления является обеспечение стабильного времени приемистости и достижение параметров максимального режима во всех условиях работы двигателя и по мере выработки ресурса.
Указанный технический результат достигается за счет того, что в способе управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора и максимально заданный расход топлива в камеру сгорания, по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и заданного темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков определяют расход топлива, сравнивают его с заданным и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на расход топлива и ограничивают расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя максимально заданным расходом, новым является то, что дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель, при снижении давления воздуха на входе в двигатель ниже заранее выбранной величины и достижении максимального расхода топлива, последний повышается относительно номинального уровня, в противном случае снижается до номинального уровня с заранее выбранным постоянным темпом.
Сущность заявленного изобретения поясняется фигурой, на которой представлена схема системы управления ГТД, реализующая заявленный способ.
Система содержит блок 1 датчиков, который включает в себя: датчик температуры воздуха на входе в двигатель, датчик частоты вращения ротора ТК, датчик давления воздуха за ТК, датчик давления воздуха на входе в двигатель.
Система содержит задатчик 2 формирования максимального расхода топлива в камеру сгорания (КС) ГТД, задатчик 3 формирования ограничения заданного темпа изменения (ускорения) частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК) и задатчик 4 формирования заданной частоты вращения ротора ТК.
Система содержит регулятор 5 ускорения ротора ТК и регулятор 6 частоты вращения ротора ТК.
Система содержит функциональный преобразователь 7 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК.
Первый выход блока 1 датчиков, формирующий значение текущей температуры воздуха на входе в ГТД, подключен к первому входу функционального преобразователя 7.
Второй выход блока 1 датчиков, формирующий значение текущей частоты вращения ротора ТК, подключен к второму входу функционального преобразователя 7, к первому входу регулятора 5 и первому входу регулятора 6.
Третий выход блока 1 датчиков, формирующий значение текущего давления воздуха за ротором ТК подключен к первому входу задатчика 2 и первому входу задатчика 3.
Выход функционального преобразователь 7 подключен к второму входу задатчика 2 и второму входу задатчика 3.
Система также содержит датчик 8 положения рычага управления двигателем (РУД), подключенный к входу задатчика 4.
Система содержит сумматор 9 и селектор минимального уровня 10.
Выход задатчика 2 подключен к первому входу сумматора 9.
Выход задатчика 3 подключен к второму входу регулятора 5.
Выход задатчика 4 подключен к второму входу регулятора 6.
Выходы сумматора 9, регуляторов 5 и 6 подключены к первому, второму и третьему входам селектора 10 минимального уровня соответственно.
Первый выход (информационный) селектора 10 минимально уровня подключен к блоку сравнения 11.
Второй выход (функциональный) селектора 10 подключен к дозатору 12, дозирующего топливо в камеру сгорания ГТД 13.
Система также содержит задатчик 14 темпа изменения ограничения расхода топлива, инвертор 15 и переключатель 16.
Выход задатчика 14 подключен к первому функциональному входу переключателя 16 напрямую, а ко второму функциональному входу через инвертор 15. К управляющему входу переключателя 16 подключен выход логического элемента 17 «И». К первому входу логического элемента 17 «И» подключен выход блока сравнения 11, а ко второму входу подключен выход компаратора 18. К входу компаратора 18 подключен четвертый выход блока 1 датчиков, формирующий текущее значение давления воздуха на входе в двигатель.
Выход переключателя 16 подключен к блоку 19 интегрирования, выход которого подключен к второму входу сумматора 9.
Система может быть скомпонована из известных блоков и элементов.
В качестве датчиков параметров работы ГТД могут быть использованы индуктивные датчики частоты вращения, термоэлектрические и терморезистивные датчики температуры, резистивные или емкостные датчики давлений. В качестве датчика 8 положения РУД может быть использован стандартный линейный дифференциальный трансформатор для измерения линейных или угловых перемещений.
Задатчик 2 формирования максимального расхода топлива в КС ГТД реализует известную зависимость:
Gт/Pк=f(nТКпр), где
Gт - максимальный расход топлива в КС ГТД,
Рк - давление за турбокомпрессором ГТД,
nТКпр - приведенная частота вращения ротора ТК.
Задатчик 3 формирования ограничения заданного темпа изменения (ускорения) частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК) формирует известную зависимость:
dnтк/dt=Pк*f(nТКпр), где
dnтк/dt - заданное ускорение ротора ТК,
Рк - давление за турбокомпрессором ГТД,
nТКпр - приведенная частота вращения ротора ТК.
Задатчик 4 формирования заданной частоты вращения ротора ТК реализует известную зависимость:
nTKзад=f(αРУД), где
nTKзад - заданная частота вращения ротора ТК,
αРУД - положение РУД.
В качестве регуляторов 5 и 6 могут быть использованы стандартные ПИД-регуляторы.
Функциональный преобразователь 7 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК реализует следующую известную функциональную зависимость:
где:
nТКпр - приведенная частоты вращения ротора ТК,
nТК - частота вращения ротора ТК,
Твх - температура воздуха на входе в ГТД.
Селектор 10 минимального уровня является стандартным, при этом на его функциональном выходе формируется сигнал, равный минимальному из входных сигналов, а на информационном выходе - сигнал численно равный номеру выбранного входа.
Блок сравнения 11, выбран таким образом, что формирует на своем выходе сигнал логической единицы, когда сигнал на его входе равен 1, иначе на выходе формируется сигнал логического нуля.
Задатчик 14 является задатчиком постоянного значения, которое может быть выбрано равным 0,01 с-1, то есть текущее значение максимального расхода топлива изменяется с темпом 1%/с.
Переключатель 16 выбран таким образом, что при наличии на его управляемом входе сигнала логической единицы к его выходу подключается первый функциональный вход, иначе к выходу подключен второй функциональный вход.
Компаратор 18 формирует на своем выходе сигнал логической единицы, при снижении входной величины ниже выбранного порога срабатывания, иначе на выходе формируется сигнал логического нуля.
Блок 19 интегрирования стандартный, объединенный с ограничителем накопленного значения. Минимальное накопленное значение не может быть меньше нуля, максимальное накопленное значение не может быть больше 3%. Ограничение максимального значения интеграла выбирается равным максимальной возможной ошибке дозатора топлива.
Остальные элементы системы являются стандартными.
Система работает следующим образом.
Параметры работы ГТД 13 измеряются датчиками, входящими в блок 1 датчиков. Заданный режим работы ГТД 13 задается положением РУД 8. Функциональный преобразователь 7 по показаниям датчиков частоты вращения ротора ТК и температуры воздуха на входе в ГТД формирует значение приведенной частоты вращения ротора ТК.
Задатчик 2 по показаниям датчика давления воздуха за ТК и приведенной частоты вращения ротора ТК, полученной от функционального преобразователя 7 формирует значение максимального расхода топлива в КС ГТД. При этом для обеспечения заданных динамических характеристик двигателя задатчик 2 формирует расход топлива на (15..40)% выше расхода на линии установившихся режимов (ЛУР) двигателя.
Задатчик 3 по показаниям датчика давления воздуха за ТК и приведенной частоты вращения ротора ТК, полученной от функционального преобразователя 7 формирует значение заданного ускорения ротора ТК.
Регулятор 5 по сигналу датчика частоты вращения ротора ТК вычисляет ускорение ротора ТК, сравнивает его с заданным значение, сформированное задатчиком 3, и формирует расход топлива в КС ГТД, необходимый для поддержания заданного ускорения ротора.
С целью обеспечения заданных динамических характеристик двигателя, расход топлива, формируемый регулятором 5, близок к расходу топлива, формируемым задатчиком 2.
Задатчик 4 по показаниям датчика положения РУД 8 формирует заданное значение частоты вращения ротора ТК.
Регулятор 6 сравнивая текущее значение частоты вращения ротора ТК, сформированное блоком датчиков 1, и заданное значение, сформированное задатчиком 4, формирует расход топлива в КС ГТД, необходимый для поддержания заданного значения частоты вращения ротора ТК.
На установившихся режимах работы ГТД задатчик 2 и регулятор 5 формируют значения расхода топлива выше расхода установившегося режима. Регулятор 6 формирует расход, необходимый для поддержания заданной РУД частоты вращения.
Селектор 10 минимального уровня выбирает на установившемся режиме сигнал с минимальным уровнем - сигнал регулятора 6. При этом на информационном выходе формируется сигнал равный 3 - сигнал выбранного входа.
Выбранный селектором 10 расход топлива поступает через дозатор 12 в КС ГТД 13.
На выходе блока 11 сравнения формируется сигнал логического нуля, что приводит к формированию нуля на выходе логического блока 17 «И». В соответствии с этим сигналом к выходу переключателя 16 подключается его второй вход с отрицательным значением задатчика 14, что приводит к снижению значения интеграла блока 19 интегрирования. При этом значение интеграла не может быть снижено ниже значения равного нулю. Таким образом, на входах сумматора 9 оказываются сигналы равные: максимальному расходу топлива в ГТД, сформированному задатчиком 2 и сигнала равного нулю. На выходе сумматора 9 формируется значение равное номинальному максимальному расходу топлива в ГТД.
При работе ГТД в области высоких давлений на входе в ГТД погрешность системы дозирования существенно меньше величин избытков топлива, необходимых для обеспечения режима приемистости двигателя. Величина давления на входе в ГТД выше выбранного порога срабатывания компаратора 18, и на его выходе формируется сигнал логического нуля. При этом вне зависимости от состояния блока 11 сравнения на выходе логического блока 17 «И» будет сформирован сигнал равный нулю и поведение блоков 16, 19, 9 идентично рассмотренному выше.
Таким образом, на установившихся режимах работы двигателя или на режимах приемистости вне выбранной зоны низких давлений корректировки номинального максимального расхода топлива в КС ГТД не происходит.
Рассмотрим работу системы на режиме приемистости двигателя в выбранной области низких давлений воздуха на входе в ГТД.
При снижении давления воздуха на входе в ГТД ниже порога срабатывания компаратора 18 на его выходе будет сформирован сигнал логической единицы, и состояние блока 17 «И» будет определяться состоянием выхода блока 11 сравнения.
При изменении режима работы ГТД посредством перевода РУД, например, с площадки режима «Малый газ» на площадку режима «Максимал», происходит резкое изменение заданного значения частоты вращения ротора ТК, формируемое задатчиком 4. При этом регулятор 6 формирует расход топлива выше расхода, формируемого задатчиком 2 и регулятором 5. Селектор 10 минимального уровня будет выбирать сигнал на первом своем входе - сигнал цепи элементов 2,9 - максимальный расход топлива в ГТД, или сигнал на своем втором входе - сигнал цепи элементов 3,5 - расход топлива для поддержания заданного ускорения ротора ТК.
Если погрешность дозатора ГТД невелика, в соответствии с настройкой системы расход, формируемый (цепью элементов 3,5) для поддержания заданного ускорения ротора ТК, будет ниже максимального, и вступления в работу ограничителя расхода не произойдет. То есть во все время приемистости селектор будет выбирать сигнал на втором входе, а при выходе на установившийся режим - третий.
Если дозатор топлива дозирует расход меньше заданного, ускорение ротора не будет достигать заданной величины и регулятор 5 ускорения будет увеличивать расход до тех пор, пока его расход не превысит уровень, формируемого задатчиком 2.
Произойдет переключение селектора 10 с второго входа на первый.
При больших ошибках дозирования не достигается заданный РУДом режим работы ГТД, т.к. фактический расход топлива, дозируемый дозатором 14 станет равным расходу на ЛУР.
В момент переключения селектора 10 на его информационном выходе будет сформирован сигнал равный единице, что приведет к формированию сигнала логической единицы на выходе блока 11 сравнения, а значит и сигнала логической единицы на выходе блока 17 «И». В соответствии с данным сигналом к выходу переключателя 16 будет подключен задатчик 14 темпа ограничения расхода топлива. Блок 19 интегрирования будет увеличивать значение интеграла пока ускорение ротора будет ниже заданного значения, или пока не достигнет заданного ограничения (3%).
Сумматор 9 будет увеличивать номинальное значение ограничения расхода топлива в КС ГТД на величину интеграла блока 19.
По мере увеличения ограничения заданного расхода топлива, формируемого цепью элементов 2,9, фактический расход топлива также будет увеличиваться (т.к. селектор 10 продолжает выбирать сигнал на своем первом входе), что приведет к увеличению ускорения ротора ТК. При достижении ускорением ротора ТК заданной величины произойдет обратное переключение селектора 10 с первого входа на второй, и расход топлива в КС ГТД снова начнет определяться регулятором 5 ускорения ротора ТК.
На информационном выходе селектора 10 при этом будет сформирован сигнал равный 2, в соответствии с ним произойдет обратное переключение входов переключателя 16 и значение интеграла 16 начнет уменьшаться до нуля, что приведет к восстановлению номинального максимального ограничения расхода топлива в ГТД.
Процесс переключения селектора 10 между сигналами на входах 1 и 2 будет поддерживать значение максимального расхода топлива в КС ГТД, формируемого цепью элементов 2,9 на минимальном уровне, необходимом для реализации заданного ускорения ротора ТК.
Таким образом, предложенный способ управления обеспечивает в высотных условиях стабильное время приемистости и достижение заданного режима работы.
Claims (1)
- Способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора и максимально заданный расход топлива в камеру сгорания, по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и заданного темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков определяют расход топлива, сравнивают его с заданным и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на расход топлива и ограничивают расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя максимально заданным расходом, отличающийся тем, что дополнительно измеряют давление воздуха на входе в двигатель, при снижении давления воздуха на входе в двигатель ниже заранее выбранной величины и достижении максимального расхода топлива, последний повышается относительно номинального уровня, в противном случае снижается до номинального уровня с заранее выбранным постоянным темпом.
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2774564C1 true RU2774564C1 (ru) | 2022-06-21 |
Family
ID=
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2634997C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2017-11-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления |
| RU2649714C1 (ru) * | 2017-06-16 | 2018-04-04 | Никишин ГмбХ | Устройство турбонаддува двигателя внутреннего сгорания |
| RU2653262C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2018-05-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления |
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2634997C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2017-11-08 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления |
| RU2653262C2 (ru) * | 2016-01-25 | 2018-05-07 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны Российской Федерации | Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления |
| RU2649714C1 (ru) * | 2017-06-16 | 2018-04-04 | Никишин ГмбХ | Устройство турбонаддува двигателя внутреннего сгорания |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP5583697B2 (ja) | ガスタービンを制御するための方法およびシステム、ならびにこのようなシステムを含むガスタービン | |
| EP1801384B1 (en) | Methods and systems for variable geometry turbocharger control | |
| EP1762715B1 (en) | Fuel-flow-rate control device and controlling method for a power generation system | |
| JPH0580576B2 (ru) | ||
| CN112955639B (zh) | 涡轮机的控制方法、计算机程序、电控模块和涡轮机 | |
| US20090113896A1 (en) | Control apparatus and method for gas-turbine engine | |
| RU2337250C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования | |
| US20070021899A1 (en) | Method and system for operating a multi-stage combustor | |
| EP0185600B1 (en) | A transient derivative scheduling control system | |
| JPH01310131A (ja) | 燃料制御装置 | |
| JP3672312B2 (ja) | 複合サイクル蒸気及びガスタービン発電システムを定数設定可能なドループで運転する方法 | |
| EP0728919B1 (en) | The fuel supply for a gas turbine regulated in accordance with a synthesized turbine outlet temperature | |
| RU2631974C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления | |
| RU2774564C1 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем | |
| JPS63131844A (ja) | 内燃機関の回転数制御装置 | |
| JP6134616B2 (ja) | ２軸ガスタービン | |
| RU2623849C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| US11643977B2 (en) | Gas turbine control device, gas turbine control method, and program | |
| RU2634997C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания и система для его осуществления | |
| JP2013160154A (ja) | ガスタービン制御装置及び方法並びにプログラム、それを用いた発電プラント | |
| RU2786969C1 (ru) | Способ управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя | |
| RU2623605C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| RU2627627C1 (ru) | Способ регулирования авиационного турбореактивного двухконтурного двигателя | |
| RU2796562C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в камеру сгорания на запуске газотурбинного двигателя | |
| RU2653262C2 (ru) | Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления |