RU33170U1

RU33170U1 - Aircraft engine control system with limited speed, fuel parameters, pressure and thrust

Info

Publication number: RU33170U1
Application number: RU2003110132/20U
Authority: RU
Inventors: Е.Ф. Фурмаков; О.Ф. Петров; Ю.В. Маслов; Н.М. Степанян
Original assignee: Открытое акционерное общество "Техприбор"
Priority date: 2003-04-11
Filing date: 2003-04-11
Publication date: 2003-10-10

Description

Система контроля авиационного двигателя с ограничением частоты вращения, топливных параметров, давления и тягиAircraft engine control system with limited speed, fuel parameters, pressure and thrust

Предлагаемая полезная модель относится к приборостроению и может быть использована для контроля авиационного двигателя.The proposed utility model relates to instrumentation and can be used to control an aircraft engine.

Известна бортовая система контроля газотурбинного авиационного двигателя (ГТД), авиадвигателя, содержащая датчики топливных параметров ГТД: давления РТОПЛ и расхода Отопл топлива, подаваемого в двигатель, выходы которых подключены ко входам блока преобразования параметров двигателя. Система контроля авиадвигателя. Заявка 2272783, Великобритания, МКИ F02C9/46; RollsRoyce pic., № 9224330.2, опубл. 25.05.94.A known on-board monitoring system for a gas turbine aircraft engine (GTE), an aircraft engine, containing sensors for the fuel parameters of a gas turbine engine: RTOPL pressure and flow rate Heating of fuel supplied to the engine, the outputs of which are connected to the inputs of the engine parameter conversion unit. Aircraft engine control system. Application 2272783, UK, MKI F02C9 / 46; RollsRoyce pic., No. 9224330.2, publ. 05/25/94.

Недостатком этой системы является слабая эффективность контроля авиадвигателя. Указанный недостаток вызван тем, что для контроля ГТД, вопервых, используется достаточно узкая группа контролируемых параметров авиадвигателя - топливные параметры, во-вторых, тем, что при контроле ГТД не учитываются события превышения контролируемыми параметрами авиадвигателя установленных для них предельных границ.The disadvantage of this system is the poor efficiency of aircraft engine control. This drawback is caused by the fact that, firstly, a rather narrow group of monitored parameters of the aircraft engine is used - fuel parameters, and secondly, the fact that when controlling the gas turbine engine does not take into account the events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed the limits set for them.

Этого недостатка лишена известная бортовая система контроля авиадвигателя. Система контроля авиационного ГТД. Заявка 2262623, Великобритания, МКИ F02C9/26; Rolls-Royce pic., N° 9126781, опубл. 23.06.93.This drawback is deprived of the well-known aircraft engine control system. Aviation GTE control system. Application 2262623, UK, MKI F02C9 / 26; Rolls-Royce pic., N ° 9126781, publ. 06/23/93.

Известная система содержит, помимо датчиков топливных параметров авиадвигателя, также и датчики нетопливных параметров: скорости вращения Пв и Пквд, соответственно, роторов вентилятора и компрессора высокого давления, температуры газа t,. и , соответственно, за турбиной и за компрессором, угол арудThe known system contains, in addition to sensors for the fuel parameters of the aircraft engine, also sensors for non-fuel parameters: rotational speeds Pv and Pkvd, respectively, rotors of the fan and compressor of high pressure, gas temperature t ,. and, accordingly, behind the turbine and behind the compressor, the angle arud

УЛТ.-...20031101 ULT.-... 20031101

МКИ F02C9/26, 9/28, 9/46MKI F02C9 / 26, 9/28, 9/46

положения рукоятки управления двигателем и др., выходы которых подключены ко входам бортового вычислителя, содержащего модуль предельных величин, позволяющего учитывать влияние на фактическую наработку авиадвигателя событий, заключающихся в выходе отдельных контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин.the position of the engine control handle, etc., the outputs of which are connected to the inputs of the on-board computer containing the module of limit values, which allows taking into account the effect on the actual operating time of the aircraft engine of events consisting in the output of individual controlled parameters of the aircraft engine beyond the limits of limit values.

Предельные величины ограничивают допустимые изменения параметров авиадвигателя в штатном режиме его работы. При работе авиадвигателя в нештатном режиме значения отдельных параметров авиадвигателя могут выходить за границы предельных величин, не достигая установленных для этих параметров опасных величин.Limit values limit the allowable changes in the parameters of the aircraft engine in the normal mode of operation. When the aircraft engine is operating in an emergency mode, the values of individual parameters of the aircraft engine can go beyond the limits of limiting values, without reaching the dangerous values set for these parameters.

Выявление событий выхода текущих значений контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин имеет важное значение, так как следствием подобных событий является существенное возрастание износа и увеличение фактической наработки авиадвигателя. Поэтому для оценки реального технического состояния авиадвигателя при его работе в нештатном режиме необходимо учитывать не фактически измеренное время работы (наработку) авиадвигателя, а эффективное время работы (эффективную наработку) авиадвигателя в нештатном режиме, т.е. время, увеличенное по сравнению с измеренным значением. При этом фактическую наработку авиадвигателя, работающего как в штатном, так и в нештатном режимах следует определять как сумму наработки и эффективной наработки авиадвигателя.The identification of events when the current values of the controlled parameters of the aircraft engine go beyond the limit values is important, since the consequence of such events is a significant increase in wear and tear and an increase in the actual operating time of the aircraft engine. Therefore, to assess the real technical condition of the aircraft engine during its emergency operation, it is necessary to take into account not the actually measured operating time (operating time) of the aircraft engine, but the effective operating time (effective operating time) of the aircraft engine in an emergency mode, i.e. time increased compared to the measured value. At the same time, the actual operating time of an aircraft engine operating in both standard and emergency modes should be determined as the sum of the operating time and effective operating time of the aircraft engine.

Однако, известная система решает задачу определения эффективной наработки весьма приблизительно, т.к. в ее вычислителе текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя сравниваются с постояннымиHowever, the known system solves the problem of determining the effective operating time very approximately, because in her calculator, the current values of the controlled parameters of the aircraft engine are compared with the constants

значениями предельных величин, хранящихся в памяти модуля предельных величин. При этом в известной системе не учитывается то обстоятельство, что предельные величины сами являются функциями текущих значений параметров авиадвигателя, т.е. не постоянными, а «плавающими величинами, в связи с чем точное определение реальной наработки авиадвигателя при его работе в нештатном режиме должно основываться на контроле параметров авиадвигателя по плавающим пределам. Однако, такой контроль не обеспечивается известной системой.values of the limit values stored in the memory of the module of limit values. Moreover, the known system does not take into account the fact that the limiting values are themselves functions of the current values of the parameters of the aircraft engine, i.e. not constant, but “floating values, in connection with which an accurate determination of the actual operating time of the aircraft engine during its emergency operation should be based on monitoring the parameters of the aircraft engine over floating limits. However, such control is not provided by the known system.

От указанного недостатка свободна наиболее близкая к предлагаемой и принятая за прототип бортовая система контроля авиационного газотурбинного двигателя ПС-90А В.А. Пивоваров. Диагностика летательных аппаратов и авиадвигателей. М., МГТУГА, 1995, а также «Руководство по технической эксплуатации бортовой системы контроля двигателя БСКД-90. Изд. ОАО «Техприбор, СПб, 1994.The drawback closest to the proposed and adopted as a prototype onboard control system for the aircraft PS-90A gas turbine engine V.A. Brewers. Diagnostics of aircraft and aircraft engines. M., MGTUGA, 1995, as well as the “Manual for the technical operation of the on-board engine control system BSKD-90. Ed. JSC Techpribor, St. Petersburg, 1994.

Известная система содержит блок мультиплексирования, предназначенный для нормализации и мультиплексирования сигналов датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, выходы которых подключены ко входам этого блока, бортовой вычислитель, вход которого соединен с выходом блока мультиплексирования, а выход предназначен для выдачи информации в бортовуюThe known system includes a multiplexing unit, designed to normalize and multiplex the signals of the sensors of the controlled parameters of the aircraft engine, the outputs of which are connected to the inputs of this unit, an on-board computer, the input of which is connected to the output of the multiplexing unit, and the output is designed to provide information to the on-board

информационную систему, и командный блок, входы которого подключены к выходам датчиков т.н. предельных параметров авиадвигателя, т.е. тех контролируемых параметров, текущие значения которых могут выходить за границы текущих значений предельных величин, а выход предназначен для выдачи информации в систему аварийной информации самолета; в состав бортовогоinformation system, and a command unit, the inputs of which are connected to the outputs of the sensors of the so-called limiting parameters of the aircraft engine, i.e. those controlled parameters, the current values of which can go beyond the boundaries of the current values of the limiting values, and the output is intended for the issuance of information to the emergency information system of the aircraft; onboard

вычислителя известной системы входят процессор и подсоединенный к его входу модуль предельных алгоритмов, в состав командного блока входит контроллер и подсоединенный к его входу модуль предельных уставок, причем процессор бортового вычислителя и контроллер командного блока связаны между собой двунаправленной информационной шиной.the computer of the known system includes a processor and a limit algorithm module connected to its input, the command block includes a controller and a limit setting module connected to its input, the on-board computer processor and command block controller connected by a bi-directional information bus.

Командный блок известной системы необходим для выполнения предельных операций, т.е. операций с предельными величинами и с теми из контролируемых параметров авиадвигателя, текущие значения которых могут выходить за границы предельных величин, т.е. быть больше максимального или меньше минимального значения предельной величины. При этом как максимальные, так и минимальные значения предельных величин являются плаваюшими, т.е. зависят от текуших значений параметров авиадвигателя.The command unit of the known system is necessary to perform limiting operations, i.e. operations with limit values and with those of the controlled parameters of the aircraft engine, the current values of which can go beyond the limits of limit values, i.e. be greater than the maximum or less than the minimum value of the limit value. In this case, both the maximum and minimum values of the limiting values are floating, i.e. depend on the current values of the parameters of the aircraft engine.

Предельные операции выполняются в автономном по отношению к бортовому вычислителю командном блоке с целью сохранения информации, характеризуюшей нештатный режим работы авиадвигателя, при отказе бортового вычислителя.Limit operations are performed in a command unit that is autonomous with respect to the on-board computer in order to save information characterizing the abnormal operation mode of the aircraft engine in case of an on-board computer failure.

При работе известной системы в память модуля предельных алгоритмов бортового вычислителя вводятся математические выражения алгоритмов для вычисления текущих значений предельных величин, а также эффективной и фактической наработок авиадвигателя, в память модуля предельных уставок командного блока вводятся и передаются в бортовой вычислитель численные значения параметрических уставок, необходимых для вычисления предельных величин, в бортовом вычислителе с использованием данных, полученных из командного блока, на основе математических выражений, хранящихся в памятиDuring the operation of the known system, mathematical expressions of algorithms are introduced into the memory of the limit module module of the on-board computer to calculate the current values of the limit values, as well as the effective and actual operating time of the aircraft engine, the numerical values of the parametric settings necessary for calculation of limit values, in the on-board computer using data obtained from the command unit, based on mathematical expressions stored in memory

модуля предельных алгоритмов, вычисляются и передаются в командный блок текущие значения предельных величин. Сигналы датчиков контролируемых параметров авиадвигателя нормализуются, мультиплексируются в блоке мультиплексирования и подаются на вход бортового вычислителя, на вход командного блока с выходов соответствующих датчиков подаются сигналы о текущих значениях предельных параметров авиадвигателя, в командном блоке с использованием данных, получаемых из бортового вычислителя, сравниваются текущие значения каждого из предельных параметров с отвечающим ему текущим значением предельной величины.module of limit algorithms, current values of limit values are calculated and transmitted to the command block. The signals of the sensors of the monitored parameters of the aircraft engine are normalized, multiplexed in the multiplexing unit and fed to the input of the on-board computer, the signals of the current values of the limiting parameters of the aircraft engine are sent to the input of the command unit from the outputs of the corresponding sensors, in the command unit using the data received from the on-board computer, the current values are compared each of the limit parameters with the corresponding current value of the limit value.

В случае выхода текущего значения параметра за границы текущего значения предельной величины формируется предельная команда и передается в бортовой вычислитель и в системы аварийной информации самолета, в бортовом вычислителе с учетом наличия предельных команд и времени работы авиадвигателя в штатном и нещтатном режимах вычисляются значения эффективной и фактической наработок авиадвигателя и передаются в бортовую информационную систему для регистрации и индикации по вызову.If the current value of the parameter goes beyond the limits of the current value of the limit value, a limit command is generated and transmitted to the on-board computer and to the emergency information systems of the aircraft, in the on-board computer, taking into account the presence of limit commands and the aircraft engine operating time in normal and non-standard modes, the effective and actual operating times are calculated aircraft engines and are transmitted to the on-board information system for registration and indication on call.

В результате перечисленных действий известной системы, определение фактической наработки авиадвигателя, получаемой суммированием наработки и эффективной наработки, производится достаточно точно.As a result of the listed actions of the known system, the determination of the actual operating time of the aircraft engine obtained by summing the operating time and effective operating time is made quite accurately.

Недостатком данной системы является необъективная оценка фактической наработки и технического состояния авиадвигателя при его работе на специальном режиме, таком, например, как специальный режим прерванного взлета двухдвигательного самолета.The disadvantage of this system is a biased assessment of the actual operating time and technical condition of the aircraft engine when it operates in a special mode, such as, for example, a special regime for the interrupted take-off of a twin-engine aircraft.

Специальный режим прерванного взлета возникает при отказе одного изA special interrupted take-off mode occurs when one of the

()/зг() / zg

двигателей взлетающего самолета, оснащенного двумя двигателями. Т.к. прекращение взлета в подобном случае молсет привести к летному происшествию и запрещается летными нормативными документами, самолет должен продолжить взлет на одном двигателе, работающем на специальном форсированном режиме с повыщенной тягой, после чего выполнить предпосадочное маневрирование и затем соверщить посадку. Однако, если при работе авиадвигателя на специальном форсированном режиме хотя бы один из контролируемых параметров авиадвигателя выйдет за пределы установленной для этого параметра опасной величины, дальнейщая летная эксплуатация авиадвигателя не допускается.engines of a take-off aircraft equipped with two engines. Because termination of take-off in such a case, the molset lead to a flight accident and is prohibited by flight regulatory documents, the aircraft must continue to take off on one engine operating in a special forced mode with increased thrust, then perform pre-landing maneuvers and then land. However, if during the operation of the aircraft engine in a special forced mode at least one of the controlled parameters of the aircraft engine exceeds the dangerous value set for this parameter, further flight operation of the aircraft engine is not allowed.

Для сохранения летной годности авиадвигателя после его работы на специальном режиме с превышением опасной величины контролируемого параметра и для обеспечения возможности дальнейшего продолжения полетов с использованием упомянутого авиадвигателя летные нормативные документы позволяют рассматривать специальный режим не как аварийный режим, а как один из разрешенных кратковременных режимов работы авиадвигателя при условии обязательного выполнения нормативных требований по ограничению времени работы авиадвигателя на специальном режиме, а также по ограничению моторесурса авиадвигателя после его работы с выходом одного или нескольких текущих значений контролируемых параметров за границы опасной величины. Поэтому для сохранения летной годности авиадвигателя, определения его эффективной наработки при работе на специальном форсированном режиме с повышенной тягой (специальной наработки) и остаточного моторесурса контроль технического состояния авиадвигателя при его работе на специальном режимеIn order to maintain the airworthiness of the aircraft engine after its operation in a special mode with exceeding the dangerous value of the controlled parameter and to ensure the possibility of further continuation of flights using the aforementioned aircraft engine, flight regulatory documents allow us to consider the special mode not as an emergency mode, but as one of the allowed short-term modes of operation of the aircraft engine when subject to the mandatory fulfillment of regulatory requirements to limit the operating time of an aircraft engine on a special mode, as well as to limit the aircraft engine’s engine life after its operation with the release of one or more current values of the controlled parameters beyond the boundaries of a dangerous value. Therefore, to maintain the airworthiness of the aircraft engine, to determine its effective operating time during operation in a special forced mode with increased thrust (special operating time) and residual engine life, the technical state of the aircraft engine during its operation in a special mode is monitored

должен производиться с обязательным учетом параметрических и временных ограничений, предусмотренных для этого режима летными нормативными документами, что не обеспечивается известной системой, и, следовательно, не позволяет использовать авиадвигатель, обеспечивший прерванный взлет самолета, для дальнейшей летной эксплуатации.it must be carried out taking into account the parametric and time restrictions provided for by this flight regulations, which is not provided by the known system, and therefore does not allow the use of an aircraft engine that provided an interrupted take-off of the aircraft for further flight operation.

Задачей предлагаемой полезной модели является обеспечение эффективного бортового контроля, вычисление специальной наработки и остаточного моторесурса авиадвигателя, предназначенного для работы на специальном режиме, например, форсированном режиме с повышенной тягой.The objective of the proposed utility model is to ensure effective on-board control, to calculate the special operating time and residual engine life of the aircraft engine, designed to operate in a special mode, for example, forced mode with increased thrust.

Для решения поставленной задачи в состав бортового вычислителя известной системы дополнительно вводятся таймер и модуль опасных алгоритмов, в состав командного блока вводится модуль опасных уставок, а бортовой вычислитель дополняется входом для приема сигнала о специальном режиме авиадвигателя. При контроле авиадвигателя в командном блоке предлагаемой системы производится сравнение текущих значений опасных параметров с текущими значениями опасных величин, выявляются события выхода опасных параметров за границы опасных величин, формируются соответствующие опасные команды и с учетом наличия этих команд и введенных в таймер специальных значений времени в бортовом вычислителе определяются специальная наработка и остаточный моторесурс авиадвигателя при его работе на специальном режиме.To solve this problem, a timer and a module of dangerous algorithms are additionally introduced into the on-board computer of the known system, a module of dangerous settings is introduced into the command unit, and the on-board computer is supplemented with an input for receiving a signal about a special aircraft engine mode. When controlling an aircraft engine in the command unit of the proposed system, the current values of the hazardous parameters are compared with the current values of the hazardous quantities, events of the exit of the hazardous parameters beyond the boundaries of the hazardous quantities are detected, the corresponding dangerous commands are generated and taking into account the presence of these commands and the special time values entered into the timer in the on-board computer the special operating time and residual engine life of the aircraft engine during its operation in a special mode are determined.

С этой целью в системе контроля авиационного двигателя, содержащей бортовой вычислитель, в состав которого входят процессор и подключенный к одному из его входов модуль предельных алгоритмов, командный блок, содержащий контроллер и подключенный к одному из его входов модульTo this end, in an aircraft engine control system containing an on-board computer, which includes a processor and a module of limit algorithms connected to one of its inputs, a command unit containing a controller and a module connected to one of its inputs

(Р/З(R / W

предельных уставок, блок мультиплексирования, входы которого подключены кlimit settings, multiplexing unit, the inputs of which are connected to

выходам датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, а выход - кthe outputs of the sensors of the controlled parameters of the aircraft engine, and the output to

параметрическому входу бортового вычислителя, процессор которого соединенthe parametric input of the on-board computer, the processor of which is connected

двунаправленной информационной связью с контроллером командного блока,bidirectional information communication with the controller of the command unit,

параметрические входы которого подсоединены к выходам части датчиковwhose parametric inputs are connected to the outputs of the sensor part

контролируемых параметров авиадвигателя, новым является то, что в составcontrolled parameters of the aircraft engine, new is that the composition

бортового вычислителя дополнительно введены таймер и модуль опасныхthe on-board computer additionally introduced a timer and hazardous module

алгоритмов, выход каждого из которых подсоединен к одному из дополнительныхalgorithms, the output of each of which is connected to one of the additional

входов процессора, причем в состав модуля опасных алгоритмов входятprocessor inputs, and the module of dangerous algorithms includes

микропроцессор и подключенные к его входам ячейки опасных алгоритмовmicroprocessor and cells of dangerous algorithms connected to its inputs

частоты вращения, давления, тяги и топливных параметров, командный блокspeed, pressure, traction and fuel parameters, command unit

дополнительно снабжен модулем опасных уставок, подсоединенным кadditionally equipped with a dangerous settings module connected to

дополнительному входу контроллера, причем в состав этого модуля входятadditional input of the controller, and this module includes

микроконтроллер и подключенные к его входам микромодули опасных уставокmicrocontroller and hazardous settings micromodules connected to its inputs

частоты вращения, давления, тяги и топливных параметров, а бортовойrotational speed, pressure, traction and fuel parameters, and onboard

вычислитель снабжен специальным входом для приема сигнала о специальномthe computer is equipped with a special input for receiving a signal about a special

режиме авиадвигателя.aircraft engine mode.

Для более полного раскрытия сущности полезной модели на Фиг. 1For a more complete disclosure of the essence of the utility model in FIG. 1

представлена функциональная схема заявленной системы, а на Фиг. 2 функциональная схема двух ее модулей.presents a functional diagram of the claimed system, and in FIG. 2 functional diagram of its two modules.

Бортовая система контроля авиадвигателя содержит блок 1The onboard engine control system contains block 1

мультиплексирования, бортовой вычислитель 2, в состав которого входятmultiplexing, on-board computer 2, which includes

процессор 3, модуль 4 предельных алгоритмов, таймер 5 и модуль 6 опасныхprocessor 3, module 4 limit algorithms, timer 5 and module 6 dangerous

алгоритмов, командный блок 7, в состав которого входят контроллер 8, модуль 9algorithms, command block 7, which includes controller 8, module 9

предельных уставок и модуль 10 опасных уставок.limit settings and module 10 dangerous settings.

Бортовая система контроля взаимодействует с бортовой информационной системой, в состав которой входят комплексный индикатор 11 и регистратор 12 полетных данных, а также с системой аварийной информации самолета, в состав которой входят табло 13 аварийных сигналов и защищенный бортовой накопитель 14 информации.The on-board monitoring system interacts with the on-board information system, which includes a comprehensive indicator 11 and the flight data recorder 12, as well as with the aircraft emergency information system, which includes an alarm board 13 and a protected on-board information storage 14.

Модуль 6 опасных алгоритмов содержит микропроцессор 15, ячейку 16 опасных алгоритмов частоты вращения, ячейку 17 опасных топливных алгоритмов, ячейку 18 опасных алгоритмов давления и ячейку 19 опасных алгоритмов тяги.Module 6 of hazardous algorithms comprises a microprocessor 15, cell 16 of hazardous speed algorithms, cell 17 of hazardous fuel algorithms, cell 18 of hazardous pressure algorithms, and cell 19 of hazardous traction algorithms.

Модуль 10 опасных уставок содержит микроконтроллер 20, микромодуль 21 опасных уставок частоты вращения, микромодуль 22 опасных топливных уставок, микромодуль 23 опасных уставок давления и микромодуль 24 опасных уставок тяги.The dangerous settings module 10 contains a microcontroller 20, a micromodule 21 of dangerous speed settings, a micromodule 22 of dangerous fuel settings, a micromodule 23 of dangerous pressure settings and a micromodule 24 of dangerous draft settings.

Входы Вх QM, Вх Пв, Вх Пквд, , Вх , ... , Вх аруд, блока 1 мультиплексирования, предназначенного для приема, нормализации и мультиплексирования сигналов о текущих значениях контролируемых параметровInputs Вх QM, Вх Пв, Вх Пквд,, Вх, ..., Вх arud, multiplexing unit 1, intended for receiving, normalizing and multiplexing signals about current values of monitored parameters

QM, Пв, Пквд, , ..., аруд авиадвигателя, подключены к выходам соответствующих датчиков контролируемых параметров авиадвигателя (на фиг.1 датчики не показаны).QM, Pv, Pkvd, ..., arud of the aircraft engine are connected to the outputs of the respective sensors of the controlled parameters of the aircraft engine (sensors are not shown in FIG. 1).

Выход блока 1 соединен с параметрическим входом вычислителя 2, одновременно являющимся первым входом процессора 3, входящего в состав этого вычислителя. Специальный вход Вх С.Р. вычислителя 2, предназначенный для приема сигнала «Специальный режим (С.Р.), подключен ко второму входу процессора 3; третий вход процессора 3 соединен с выходом таймера 5. Модуль 4The output of block 1 is connected to the parametric input of the calculator 2, which at the same time is the first input of the processor 3, which is part of this calculator. Special Entrance Вх С.Р. calculator 2, designed to receive the signal "Special mode (S.R.), connected to the second input of the processor 3; the third input of processor 3 is connected to the output of timer 5. Module 4

/3 / 3

предельных алгоритмов и модуль 6 опасных алгоритмов вычислителя 2 соединены каждый с процессором 3, соответственно, первой и второй двунаправленными шинами. Вычислитель 2 соединен с блоком 7 третьей двунаправленной шиной, связывающей процессор 3 вычислителя 2 с контроллером 8 блока 7.limit algorithms and module 6 of dangerous algorithms of the calculator 2 are each connected to the processor 3, respectively, the first and second bi-directional buses. The calculator 2 is connected to block 7 of the third bi-directional bus connecting the processor 3 of the calculator 2 with the controller 8 of block 7.

Выход Вых 1 вычислителя 2, одновременно являющийся выходом процессора 3, предназначен для выдачи информации во взаимодействующую бортовую информационную систему. Шинные входы микропроцессора 15, входящего в состав модуля 6 опасных алгоритмов вычислителя 2, соединены каждый с щинным выходом одной из ячеек 16, 17, 18, и 19 опасных алгоритмов.The output of the Output 1 of the calculator 2, which is also the output of the processor 3, is designed to provide information to the interacting on-board information system. The bus inputs of microprocessor 15, which is part of module 6 of dangerous algorithms of calculator 2, are each connected to the bus output of one of the cells 16, 17, 18, and 19 of dangerous algorithms.

Параметрические входы Вх Пв, Вх Пквд, Вх t , ..., Вх Р т/ Р вх командного блока 7 предназначены для приема текущих значений предельных и опасных параметров Пв , Пквд ,1,.,..., Ру/Рвх авиадвигателя. Эти входы подключены к выходам датчиков соответствующих параметров авиадвигателя (на фиг. 1 датчики не показаны).The parametric inputs Vkh Pv, Vkh Pkvd, Vkh t, ..., Vkh R t / R vkh command unit 7 are designed to receive the current values of the limit and hazardous parameters Pv, Pkvd, 1,., ..., Ru / Rvh aircraft engine. These inputs are connected to the outputs of the sensors of the corresponding parameters of the aircraft engine (in Fig. 1, the sensors are not shown).

Параметрические входы командного блока 7 одновременно являются параметрическими входами контроллера 8, входящего в состав этого блока. Остальные однонаправленные входы контроллера 8 подключены один - к выходу модуля 9 предельных уставок, другой - к выходу модуля 10 опасных уставок.The parametric inputs of the command unit 7 are simultaneously the parametric inputs of the controller 8, which is part of this unit. The remaining unidirectional inputs of controller 8 are connected one to the output of module 9 of the limit settings, the other to the output of module 10 of dangerous settings.

Выход Вых 2 блока 7, одновременно служащий выходом контроллера 8,The output of Output 2 of block 7, simultaneously serving as the output of controller 8,

предназначен для выдачи информации в систему аварийной информации самолета.Designed to issue information to the aircraft emergency information system.

Входы микроконтроллера 20, входящего в состав модуля 10 опасных уставокThe inputs of the microcontroller 20, which is part of the module 10 dangerous settings

блока 7, подсоединены каждый к выходу одного из микромодулей 21, 22, 23 и 24unit 7, each connected to the output of one of the micromodules 21, 22, 23 and 24

опасных уставок.dangerous settings.

При подготовке бортовой системы контроля к работе предварительноWhen preparing an on-board monitoring system for operation

,,

анализируются технические параметры авиадвигателя, обычно используемые для контроля его технического состояния в различных режимах работы, предусмотренных регламентом летной эксплуатации: штатном, нештатном и специальном режимах, и формируется перечень минимально возможного числа контролируемых параметров, необходимого и достаточного для эффективного контроля авиадвигателя во всех перечисленных режимах:analyzes the technical parameters of the aircraft engine, usually used to control its technical condition in various operating modes provided for by the flight operation regulations: regular, emergency and special modes, and a list of the minimum possible number of monitored parameters necessary and sufficient for effective control of the aircraft engine in all of the listed modes is formed:

1 VM В i Г1кВД ) т ; L к -J ТОПЛ 5 тОПЛ 5 СТВ 5 i т г ВХ 3 5 СХруд . ( 1 j1 VM V i Г1кВД) t; L to -J TOP 5 topl 5 STV 5 i t g BX 3 5 C (1 j

Для контролируемых параметров (1) авиадвигателя устанавливается список предельных величин, а из него выделяется список опасных величин. Кроме того, для специального режима (С.Р.) устанавливается также список специальных значений времени:For the monitored parameters (1) of the aircraft engine, a list of limit values is established, and a list of dangerous quantities is allocated from it. In addition, for the special mode (S.R.), a list of special time values is also set:

{ AT 1, Ат2, т, Т„аз„ }, где(2){AT 1, At2, t, T „az„}, where (2)

ATI значение времени задержки информации на режиме С.Р., Ат2 - значение времени продления выдачи информации на режиме С.Р., т - разрешенное значение времени работы авиадвигателя на режиме С.Р., Тназн - назначенный моторесурс авиадвигателя.ATI is the information delay time in the SR mode, At2 is the extension time of the information output in the SR mode, t is the allowed value of the aircraft engine operating time in the SR mode, Tnazn is the designated engine life of the aircraft engine.

Из параметров перечня (1) выделяются предельные параметры:From the parameters of the list (1), the limiting parameters are distinguished:

) ПКБД , t т-, VJ ТОПЛ 5 топл j ств г т вх / j1 ) PKBD, t t-, VJ TOPL 5 fuel j stem g t in / j1

текуп1:ее значение каждого из которых может выходить за границы текущего значения соответствующей ему предельной величины, но не выходит за границы текущего значения опасной величины, а из предельных параметров, в свою очередь, выделяются опасные параметры:tech1: its value each of which can go beyond the limits of the current value of the corresponding limit value, but does not go beyond the limits of the current value of a dangerous value, and dangerous parameters are, in turn, allocated from the limit parameters:

J ) ств г т г вх J) Stv Tg D Inx

текущее значение каждого из которых может выходить за границы текущегоthe current value of each of which may go beyond the boundaries of the current

значения соответствующей ему опасной величины.the value of the corresponding dangerous value.

При неработающем авиадвигателе в память таймера 5 бортового вычислителя вводятся специальные значения времени (2), а в память модуля 4 бортового вычислителя 2 - математические выражения предельных алгоритмов, предназначенных для вычисления текущих значений предельных величин, ограничивающих сверху или снизу предельно-допустимые изменения текущих значений контролируемых параметров авиадвигателя.When the aircraft engine is idle, special time values (2) are entered in the memory of timer 5 of the on-board calculator, and mathematical expressions of limit algorithms are used in the memory of module 4 of the on-board calculator 2, designed to calculate the current values of the limit values, limiting the maximum allowable changes in the current values of the controlled values from above or below aircraft engine parameters.

Выражения для нредельных величин:Expressions for undefined quantities:

max J max 5 ..., ств min т вх min /) max J max 5 ..., bv min t bx min /)

представляют собой многочлены двух видов, зависящие от режима работы авиадвигателя и от текущих значений контролируемых параметров. Многочлены первого вида являются нелинейными двучленами типаare polynomials of two types, depending on the operating mode of the aircraft engine and on the current values of the monitored parameters. Polynomials of the first kind are nonlinear binomials of the type

Zi max anfii(x) fi2(y) + Cji,(6)Zi max anfii (x) fi2 (y) + Cji, (6)

где Zi max - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя,where Zi max is the current value of the limit value in the function of the parameters x, for the aircraft engine,

ап - размерный коэффициент,ap - dimensional coefficient,

f ii(x) и f i2(y) - экспериментальные зависимости служебных функций f ii и f 12 от текущих значений контролируемых параметров х и у авиадвигателя в нештатном режиме его работы,f ii (x) and f i2 (y) are the experimental dependences of the service functions f ii and f 12 on the current values of the controlled parameters x and the aircraft engine in an emergency mode of operation,

Сц - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы двигателя.SC - additive constant (parametric setting), characterizing the abnormal mode of engine operation.

Многочлены второго вида являются линейными трехчленами типаPolynomials of the second kind are linear trinomials of the type

Zjmm aji(x + bji) +aj2(y + bj2) +Cjb(7)Zjmm aji (x + bji) + aj2 (y + bj2) + Cjb (7)

где Zj min - текущее значение предельной величины в функции параметров х,уwhere Zj min is the current value of the limit value in the function of the parameters x, y

авиадвигателя,aircraft engine

aji - размерный коэффициент,aji - dimensional coefficient,

X и у - текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя,X and y are the current values of the controlled parameters of the aircraft engine,

bji, bj2 - аддитивные постоянные, уточняющие вид выражения (7) в нештатном режиме работы авиадвигателя,bji, bj2 - additive constants, specifying the form of expression (7) in abnormal operation of the aircraft engine,

Cji - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы авиадвигателя.Cji - additive constant (parametric setting), characterizing the abnormal mode of operation of the aircraft engine.

В память ячеек 16, 17, 18 и 19 модуля 6 опасных алгоритмов бортового вычислителя 2 вводятся математические выражения опасных алгоритмов, предназначенных для вычисления текущих значений опасных величин, ограничивающих сверху или снизу опасные изменения текущих значений опасных параметров (4) авиадвигателя.Mathematical expressions of dangerous algorithms are introduced into the memory of cells 16, 17, 18, and 19 of module 6 of dangerous algorithms on-board calculator 2, designed to calculate the current values of dangerous quantities, limiting dangerous changes from the top or bottom of the current values of the dangerous parameters (4) of the aircraft engine.

Выражения для опасных величин:Expressions for dangerous quantities:

vL KBflJ max j L топл minj L CTBJ min L т BXJ min /)vL KBflJ max j L fuel minj L CTBJ min L t BXJ min /)

также представляют собой нелинейные и линейные многочлены.also represent nonlinear and linear polynomials.

В память ячейки 16 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления верхней границы опасной частоты вращения Пквд max ротора компрессора высокого давленияIn the memory of cell 16 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the upper limit of the dangerous speed Pcvd max of the rotor of the high pressure compressor

ГП1-я рПКВЛрПКВД р/Q4GP1-rPKVLrPKVD r / Q4

L квд max tBxmin рвх -11 )L KVD max tBxmin rvh -11)

где С™;„- меньшее из двух значений служебных функций ()и (, а (РВХ), причем графики зависимостей ,(1вх),where С ™; „is the smaller of the two values of the service functions () and (, а (РВХ), and the dependency graphs, (1вх),

morp (р ) Ср (рвх) устанавливают экспериментально при стендовых испытаниях двигателя на специальном режиме.morp (r) Cp (rvh) is installed experimentally during bench tests of the engine in a special mode.

ai 1 - размерный коэффициент,ai 1 - dimensional coefficient,

Сц - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая специальный режим работы двигателя.SC - additive constant (parametric setting), characterizing the special mode of engine operation.

В память ячейки 18 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления нижней границы опасного давления Р ств min газа за створками вентилятораIn the memory of cell 18 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the lower boundary of the dangerous pressure P trunk min gas behind the fan flaps

P-,k,,(t.+bJ + k,,(P. + bJ+b,3,(10)P-, k ,, (t. + BJ + k ,, (P. + BJ + b, 3, (10)

где ki 1 и ki2 - размерные коэффициенты,where ki 1 and ki2 are dimensional coefficients,

- полная температура воздуха на входе в двигатель, - полное давление воздуха на входе в двигатель, - total air temperature at the engine inlet, - total air pressure at the engine inlet,

причем значения аддитивных постоянных (параметрических уставок) Ъц , bi2 и Ь устанавливают по результатам стендовых испытаний авиадвигателя на специальном режиме.and the values of the additive constants (parametric settings) bc, bi2 and b are set according to the results of bench tests of the aircraft engine in a special mode.

В память ячейки 19 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления нижней границы опасного отношения давлений Р / min , характеризующего минимально допустимую тягу авиадвигателяIn the memory of cell 19 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the lower boundary of the dangerous pressure ratio P / min characterizing the minimum allowable thrust of an aircraft engine

J.,,(a,,-b,,)+k,,(b,,,3,(11) J. ,, (a ,, - b ,,) + k ,, (b ,,, 3, (11)

где b2i, b22 и b23 - аддитивные постоянные (параметрические уставки), причем значения размерных коэффициентов kii и kn устанавливают по результатам стендовых испытаний авиадвигателя на специальном режиме в зависимости от соотношения величин аруд и t вх, например: kn ki2-0 прии,15°С, аруд 73°, kn 0,01; при Ux 15°С, 55° аруд 73°.where b2i, b22 and b23 are additive constants (parametric settings), and the values of dimensional coefficients kii and kn are set according to the results of bench tests of the aircraft engine in a special mode depending on the ratio of arud and t in values, for example: kn ki2-0 prii, 15 ° C, arud 73 °, kn 0.01; at Ux 15 ° С, 55 ° arud 73 °.

14Ам) г Кроме того, в память бортового вычислителя 2 вводятся математические выражения алгоритмов для расчета эффективной, специальной и фактической наработок авиадвигателя и остаточного моторесурса. Для расчета эффективной Тэфф наработки авиадвигателя в нештатном режиме используется сумма вида Тзфф (12) Тзфф™(т,,-T,.)(l+b,+b,+...+bJ(13) - частная эффективная наработка авиадвигателя, m - целое число, равное количеству частных подрежимов нештатного режима авиадвигателя, отличающихся между собой наименованиями или числом контролируемых параметров, вышедших за границы предельных величин, TIJ , T2J , соответственно, - время начала и время конца работы авиадвигателя в частном подрежиме, bj- постоянная, характеризующая влияние на частную эффективную наработку Тэфф m события, заключающегося в выходе i-того параметра авиадвигателя за границы предельной величины, п - число событий выхода, характеризующее частный подрежим работы авиадвигателя. Для расчета специальной наработки Тспец используется выражение типа (13), в отором вместо величины Тэфф m берется величина Тспец m , причем Те„ец .(2j - T,.)(l+a,b,+a,b, +...+а„Ь„),(14) де aj - коэффициент, характеризующий степень ужесточения частного нештатного14Am) d. In addition, mathematical expressions of algorithms are introduced into the memory of the on-board calculator 2 to calculate the effective, special, and actual operating time of the aircraft engine and residual engine life. To calculate the effective Teff of the aircraft engine operating time in an emergency mode, the sum of the form Тзфф (12) Тзфф ™ (т ,, - T,.) (L + b, + b, + ... + bJ (13) - private effective operating time of the aircraft engine, m is an integer equal to the number of partial sub-modes of the abnormal mode of the aircraft engine, differing in names or the number of monitored parameters that have gone beyond the limits, TIJ, T2J, respectively, is the start time and end time of the aircraft engine in the private sub-mode, bj is a constant, characterizing the impact on private effective working hours tku Teff m of the event consisting in the output of the ith parameter of the aircraft engine beyond the limits of the limiting value, n is the number of exit events characterizing the particular sub-mode of the aircraft engine. This is m, and Te „ec. (2j - T,.) (L + a, b, + a, b, + ... + a b „), (14) de aj is a coefficient characterizing the degree of tightening of the quotient contingency

подрежима авиадвигателя при переходе на специальный режим. Таким образом,sub-modes of the aircraft engine when switching to a special mode. Thus,

Т УТ.(15)T DT. (15)

спец - спец mv уspecial - special mv u

:ец m : ec m

Фактическая наработка Тфаю- авиадвигателя находится как сумма наработки Т, эффективной наработки Тэфф и специальной наработки Тспец авиадвигателя: Тф.. Т + Т,„,„+Т,фф,(16)The actual operating time of the Tfay aircraft engine is found as the sum of the operating time T, the effective operating time of the Teff and the special operating time of the special engine: Tf .. T + T, „,“ + T, ff, (16)

а остаточный моторесурс Т авиадвигателя определяется как разность назначенного моторесурса Тназн и фактической наработки:and the residual motor resource T of the aircraft engine is determined as the difference between the assigned motor resource Tnazn and the actual operating time:

,.(17),. (17)

В память модуля 9 командного блока 7 вводятся численные значения параметрических уставок Cjn, Cj, необходимых для вычисления предельных величин в соответствии с выражениями (6) и (7), а в память модуля 10 - численные значения параметрических уставок, необходимых для вычисления опасных величин; при этом уставка €21 вводится в память микромодуля 21 опасных уставок частоты вращения, уставки Ьц, Ь и bi3 - в память микромодуля 23 опасных уставок давления и уставки Ь2, Ь22 и Ь2з - в память микромодуля 24 опасных уставок тяги.In the memory of module 9 of the command unit 7, the numerical values of the parametric settings Cjn, Cj are necessary for calculating the limit values in accordance with expressions (6) and (7), and in the memory of the module 10 are the numerical values of the parametric settings necessary for calculating the dangerous values; in this case, the setpoint € 21 is entered into the memory of the micromodule 21 dangerous speed settings, the settings bc, b and bi3 - into the memory of the micromodule 23 dangerous pressure settings and the settings b2, b22 and b2c - into the memory of the micromodule 24 dangerous thrust settings.

Введенные в память модулей 9 и 10 значения уставок передаются в контроллер 8 и, далее, транслируются через третью двунаправленную шину в процессор 3 бортового вычислителя 2. В процессоре 3 бортового вычислителя 2 вычисляются текущие значения предельных величин:The values of the settings entered into the memory of modules 9 and 10 are transferred to the controller 8 and, then, are transmitted via the third bi-directional bus to the processor 3 of the on-board calculator 2. In the processor 3 of the on-board calculator 2, the current values of the limit values are calculated:

{ Пвтах(т), тах(С), , / Рвх тт(т)}(18){Pvtakh (t), takh (C),, / Pvkh tm (t)} (18)

И текущие значения опасных величин:And the current values of the dangerous quantities:

,ах(т), ..., (т), / (т)}(19), ax (t), ..., (t), f (t)} (19)

И ретранслируются по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7.And relayed on the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7.

При работающем авиадвигателе на входы блока 1 мультиплексирования поступают сигналы о текущих значениях контролируемых параметров (1) авиадвигателя, сформированные соответствующими датчиками; в блоке 1 эти сигналы нормализуются, мультиплексируются, передаются на параметрический вход бортового вычислителя 2 и, далее, - на первый вход процессора 3.When the aircraft engine is running, the inputs of the multiplexing unit 1 receive signals about the current values of the monitored parameters (1) of the aircraft engine formed by the corresponding sensors; in block 1, these signals are normalized, multiplexed, transmitted to the parametric input of the on-board computer 2, and then to the first input of the processor 3.

В процессоре 3 на основе математических выражений (6), (7), которые поступают в процессор 3 по первой двунаправленной щине из модуля 4 предельных алгоритмов, с использованием значений предельных уставок, которые поступают в процессор 3 из модуля 9 предельных уставок через контроллер 8 по третьей двунаправленной щине, вычисляются текущие значения (18) предельных величин и по третьей двунаправленной щине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7. Кроме того, в процессоре 3 на основе математических выражений (9), (10) и (11), поступающих в процессор 3 по второй двунаправленной щине из модуля 6 опасных алгоритмов, с использованием значений опасных уставок, поступающих в процессор 3 из модуля 10 опасных уставок через контроллер 8 по третьей двунаправленной щине, вычисляются текущие значения (19) опасных величин и по третьей двунаправленной щине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7.In the processor 3, based on the mathematical expressions (6), (7), which are supplied to the processor 3 via the first bidirectional bus from the limit algorithm module 4, using the limit settings that are supplied to the processor 3 from the limit setting module 9 through the controller 8 the third bidirectional bus, the current values (18) of the limit values are calculated, and the third bidirectional bus is transferred from the processor 3 of the on-board calculator 2 to the controller 8 of the command unit 7. In addition, in the processor 3 based on mathematical expressions (9), (10) and (11) entering the processor 3 via the second bidirectional bus from module 6 of the dangerous algorithms, using the values of the dangerous settings coming into the processor 3 from the module 10 of dangerous settings through the controller 8 through the third bidirectional bus, are calculated the current values (19) of dangerous quantities and along the third bidirectional bus are transmitted from the processor 3 of the on-board calculator 2 to the controller 8 of the command unit 7.

Сигналы о текущих значениях предельных (3) и опасных (4) параметров авиадвигателя поступают с выходов соответствующих датчиков непосредственноThe signals about the current values of the limit (3) and hazardous (4) parameters of the aircraft engine come directly from the outputs of the respective sensors

171Ш)/С171Sh) / S

на входы командного блока 7, и, далее, - на параметрические входы контроллера 8, в котором, с учетом получаемой из процессора 3 бортового вычислителя 2 информации о текущих значениях предельных и опасных величин, сравниваются текущие значения предельных (3) и опасных (4) параметров, соответственно, с текущими значениями предельных (18) и опасных (19) величин с целью выявления событий выхода текущих значений указанных параметров за границы текущих значений упомянутых величин и формирования предельных и опасных команд.to the inputs of the command unit 7, and further, to the parametric inputs of the controller 8, in which, taking into account the information on the current values of the limit and dangerous quantities received from the processor 3 of the on-board calculator 2, the current values of the limit (3) and dangerous (4) are compared parameters, respectively, with the current values of the limit (18) and dangerous (19) quantities in order to identify events when the current values of the specified parameters go beyond the boundaries of the current values of the mentioned values and the formation of limit and dangerous commands.

При работе авиадвигателя в штатном режиме, характеризующимся отсутствием событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных и опасных величин, в бортовом вычислителе 2 определяется значение наработки Т авиадвигателя в штатном режиме как измеренное время работы авиадвигателя в этом режиме и с выхода Вых 1 вычислителя 2 значение Т передается во взаимодействующую бортовую информационную систему.When the aircraft engine is operating in the normal mode, characterized by the absence of events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed the limits of dangerous and dangerous values, the on-board computer 2 determines the operating time T of the aircraft engine in normal mode as the measured time of the aircraft engine in this mode and from the output 1 of the calculator 2, the T value transmitted to the interacting on-board information system.

При работе авиадвигателя в нештатном режиме, в случае возникновения событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин и отсутствии событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы опасных величин, в контроллере 8 командного блока 7 формируются предельные команды и передаются с выхода Вых 2 командного блока 7 в систему аварийной информации самолета, а также по третьей двунаправленной шине - в процессор 3 бортового вычислителя 2. В бортовом вычислителе 2 с учетом наличия предельных команд вычисляется в соответствии с выражениями (13) и (12) значение эффективной Тэфф и в соответствии с выражением (16) - значение фактической Тфакт наработок авиадвигателя; вычисленные значения передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 вWhen the aircraft engine is operating in an emergency mode, in the event of occurrence of events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed the limits and there are no events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed the limits of dangerous quantities, limit commands are generated in the controller 8 of the command unit 7 and transmitted from the output of the Exit 2 of the command unit 7 to the aircraft emergency information system, as well as via the third bi-directional bus, to the processor 3 of the on-board computer 2. In the on-board computer 2, taking into account the presence of limit commands It is calculated in accordance with expressions (13) and (12) the effective Taff and in accordance with the expression (16) - the actual value of the operating time TFACT aircraft engine; the calculated values are transmitted from the output of Output 1 of the on-board computer 2 in

бортовую информационную систему.airborne information system.

При работе авиадвигателя в специальном режиме, характеризующимся наличием событий выхода текущих значений опасных параметров за установленные границы, в бортовой вычислитель 2 через его вход Вх С.Р. и, далее, - на второй вход процессора 3 в момент времени TI поступает специальный сигнал о переходе авиадвигателя на специальный режим и по третьей двунаправленной щине транслируется в контроллер 8 командного блока 7. Из таймера 5 на третий вход процессора 3 передаются значения специальных уставок времени Ati и Ат2, транслируются по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7 и, при наличии событий выхода текущих значений опасных параметров (4) за границы текущих значений опасных величин (19), в командном блоке 7 формируются опасные команды. С учетом уставок ATI и Ат2 выдача сформированных команд задерживается на время Axi задержки выдачи информации с момента TI приема сигнала С.Р.; по истечении времени ATI задержки опасные команды с выхода Вых 2 командного блока 7 передаются в систему аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа, а также по третьей двунаправленной щине - в процессор 3 бортового вычислителя 2, причем передача опасных команд продолжается в течение времени Ат2 продления информации с момента Т2 прекращения сигнала С.Р., т.е. вплоть до момента времени Т2 + Ат2.When the aircraft engine operates in a special mode, characterized by the presence of events when the current values of hazardous parameters go beyond the set limits, to the on-board computer 2 through its input Вх С.Р. and further, a special signal is received at the time of TI at the second input of processor 3 about the aircraft engine switching to special mode and is transmitted to controller 8 of command unit 7 via a third bi-directional bus. From timer 5, values of special time settings Ati are transmitted to the third input of processor 3 and At2 are transmitted via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7 and, in the presence of events when the current values of the hazardous parameters (4) go beyond the boundaries of the current values of the dangerous values (19), dangerous signals are generated in the command block 7 fired teams. Taking into account the ATI and At2 settings, the issuance of the generated commands is delayed by the time Axi of the delay in issuing information from the moment TI of receiving the signal S.Р .; after the ATI delay has passed, dangerous commands from the output of Exit 2 of the command unit 7 are transmitted to the aircraft emergency information system for registration and notification of the crew, as well as via the third bi-directional bus to the processor 3 of the on-board computer 2, and the transmission of dangerous commands continues for the extension time At2 information from the moment T2 of the termination of the signal S.R., i.e. up to the point in time T2 + At2.

Задержка на время ATI и продление на время Ат2 выдачи опасных команд производятся, в связи с особой ответственностью этих команд, для исключения возможности использования ложной информации о специальном режиме авиадвигателя. С этой целью в течение времени Ат проверяется устойчивостьThe delay for the ATI time and the extension for the time AT2 of the issuance of dangerous commands are made, in connection with the special responsibility of these teams, to exclude the possibility of using false information about the special regime of the aircraft engine. To this end, stability is checked during the time At.

наличия сигнала С.P., а в течение времени Ат2 - устойчивость снятия сигнала С.Р. для выявления случайных выбросов или сбоев этого сигнала.C.P. to detect accidental spikes or malfunctions of this signal.

В бортовом вычислителе 2 с использованием опасных команд вычисляется в соответствии с выражениями (14), (15) специальная Тспец и, в соответствии с выражением (16), - фактическая Тфакт наработки авиадвигателя, определяется время Тс.р. Т2-т;1In the on-board computer 2 using hazardous commands, a special Tspets is calculated in accordance with expressions (14), (15) and, in accordance with expression (16), the actual time of the aircraft engine operating time, the time Ts.sr. is determined. T2-t; 1

работы авиадвигателя на специальном режиме, вычисляется в соответствии с выражением (17) с использованием значения Тцазн, поступающего из таймера 5 на третий вход процессора 3, величина остаточного моторесурса Т авиадвигателя с учетом фактической наработки Тфакт Вычисленные данные передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 в бортовую информационную систему.the operation of the aircraft engine in a special mode, calculated in accordance with expression (17) using the value of Tzazn coming from the timer 5 to the third input of the processor 3, the residual motor resource T of the aircraft engine taking into account the actual operating time Tfact The calculated data is transmitted from the output 1 of the on-board computer 2 airborne information system.

Кроме того, в процессоре 3 бортового вычислителя 2 с использованием разрешенного значения времени т,поступающего из таймера 5 на третий вход процессора 3, сравнивается время т с.р. работы авиадвигателя на специальном режиме с разрешенным значением времени т и, в случае превышения последнегоIn addition, in the processor 3 of the on-board calculator 2, using the allowed value of the time t coming from the timer 5 to the third input of the processor 3, the time t s.s. aircraft engine operation in a special mode with a permitted value of time t and, if the latter is exceeded

-с с.р. т,s. t

формируется команда превышения. Сформированная команда передается по третьей двунаправленной щине в контроллер 8 командного блока Тис выхода Вых 2 этого блока подается в систему аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа.an excess command is formed. The generated command is transmitted via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command block Yew of the outputs of Output 2 of this block is fed to the aircraft emergency information system for registration and notification of the crew.

Таким образом, предложенная система позволяет повысить эффективность бортового контроля авиадвигателя на специальном режиме и использовать авиадвигатель после его работы на специальном режиме для дальнейшей летной эксплуатации с ограниченным моторесурсом.Thus, the proposed system allows to increase the efficiency of the onboard control of the aircraft engine in a special mode and to use the aircraft engine after its operation in a special mode for further flight operation with limited engine life.

,,

Claims

Aircraft engine control system comprising an on-board computer, which includes a processor and a limit algorithm module connected to one of its inputs, a command block containing a controller and a limit settings module connected to one of its inputs, a multiplexing unit whose inputs are connected to the sensor outputs controlled parameters of the aircraft engine, and the output is to the parametric input of the on-board computer, the processor of which is connected by bi-directional information communication with the controller the bottom of the unit, the parametric inputs of which are connected to the outputs of the sensors of the monitored parameters of the aircraft engine, characterized in that the on-board computer additionally includes a timer and a module of dangerous algorithms, the output of each of which is connected to one of the additional inputs of the processor, and the module of dangerous algorithms includes the microprocessor and the cells of dangerous algorithms of speed, pressure, traction and fuel parameters connected to its inputs, the command unit is additionally equipped with a module dangerous settings connected to an additional input of the controller, and this module includes a microcontroller and micromodules of dangerous settings for speed, pressure, traction and fuel parameters connected to its inputs, and the on-board computer is equipped with an input for receiving a signal about the forced mode of the aircraft engine.