RU33612U1

RU33612U1 - Aircraft engine control system

Info

Publication number: RU33612U1
Application number: RU2003110127/20U
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: 2003-10-27

Description

О v Система контроля авиационного двигателя Предлагаемая полезная модель относится к приборостроению и может быть использована для контроля авиационного двигателя. Известна бортовая система контроля газотурбинного авиационного двигателя (ГТД), 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; Rolls-Royce pic., № 9224330.2, опубл. 25.05.94. Недостатком этой системы является слабая эффективность контроля авиадвигателя. Указанный недостаток вызван тем, что для контроля ГТД, вопервых, иснользуется 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. Этого недостатка лишена известная бортовая система контроля авиадвигателя. Система контроля авиационного ГТД. Заявка 2262623, Великобритания, МКИ Р02С9/26; Rolls-Royce pic., . 9126781, опубл. 23.06.93. 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 и , соответственно, за турбиной и за компрессором, угол аруд положения рукоятки управления двигателем и др., выходы которых подключены МКИ F02C9/26, 9/28, 9/46 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. Предельные величины ограничивают допустимые изменения параметров авиадвигателя в щтатном 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. 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 нещтатном режиме необходимо учитывать не фактически измеренное время работы (наработку) авиадвигателя, а эффективное время работы (эффективную наработку) авиадвигателя в нещтатном 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. Однако, известная система решает задачу определения эффективной наработки весьма приблизительно, т.к. в ее вычислителе текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя сравниваются с постоянными значениями предельных величин, хранящихся в памяти модуля предельных s ч 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 нещтатном режиме должно основываться на контроле параметров авиадвигателя по плавающим пределам. Однако, такой контроль не обеспечивается известной системой. 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. 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 бортовую 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 бортового вычислителя известной системы входят процессор и подсоединенный к его входу Ч 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. 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 плавающими, т.е. зависят от текущих значений параметров авиадвигателя. Предельные операции выполняются в автономном по отношению к бортовому вычислителю командном блоке с целью сохранения информации, характеризующей нештатный режим работы авиадвигателя, при отказе бортового вычислителя. 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 памяти модуля предельных алгоритмов, вычисляются и передаются в командный блок - Ч 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. 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. В результате перечисленных действий известной системы, определение фактической наработки авиадвигателя, получаемой суммированием наработки и эффективной наработки, производится достаточно точно. 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. Специальный режим прерванного взлета возникает при отказе одного из двигателей взлетающего самолета, оснащенного двумя двигателями. т.к. прекращение взлета в подобном случае может привести к летному происшествию и запрещается летными нормативными документами, самолет должен продолжить взлет на одном двигателе, работающем на специальном форсированном режиме с повышенной тягой, после чего выполнить предпосадочное маневрирование и затем совершить 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, дальнейшая летная эксплуатация авиадвигателя не допускается. 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 режиме должен производиться с обязательным учетом параметрических и временных 6 . 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. 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. 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. 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 модуль предельных уставок, блок мультиплексирования, входы которого подключены к ,.У//О v Aircraft engine control system The proposed utility model relates to instrument engineering and can be used to control an aircraft engine. Known on-board monitoring system of a gas turbine aircraft engine (GTE), containing sensors of the fuel parameters of the gas turbine engine: RTOPL pressure and flow rate The fuel 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; Rolls-Royce pic., No. 9224330.2, publ. 05/25/94. The disadvantage of this system is the poor efficiency of aircraft engine control. This drawback is caused by the fact that, for the first time, a gas turbine engine is controlled by a fairly narrow group of controlled parameters of the aircraft engine - the fuel parameters, and secondly, that the gas turbine engine control does not take into account events when the controlled parameters of the aircraft engine exceed their maximum limits. This drawback is deprived of the well-known aircraft engine control system. Aviation GTE control system. Application 2262623, UK, MKI R02C9 / 26; Rolls-Royce pic.,. 9126781, publ. 06/23/93. The 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 and, respectively, behind the turbine and behind the compressor, arude angle of the position of the engine control handle and etc., the outputs of which are connected by MKI F02C9 / 26, 9/28, 9/46 to the inputs of the on-board computer containing a module of limit values, which allows taking into account the effect on the actual operating time of the aircraft engine of events. consists in leaving the controlled parameters of individual aircraft engine beyond the limit values. Limit values limit the allowable changes in the parameters of the aircraft engine in the intermittent mode of its 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. 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 state of the aircraft engine during abnormal 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 running time) of the aircraft engine in abnormal 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. However, the known system solves the problem of determining the effective operating time very approximately, because in her calculator, the current values of the monitored parameters of the aircraft engine are compared with constant values of the limit values stored in the module's memory of the limiting s h 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 abnormal 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. 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. Tekhpribor OJSC, St. Petersburg, 1994. The known system contains a multiplexing unit for normalizing and multiplexing the signals of sensors of 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 into the on-board information system, and the 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; the on-board computer of the known system includes a processor and a limit algorithm module connected to its input H, the command unit includes a controller and a limit settings module connected to its input, and the on-board computer processor and command block controller are connected by a bi-directional information bus. 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. The limiting operations are performed in a command unit 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. During 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 of the expressions stored in the memory of the module of limit algorithms are calculated and transmitted to the command block - the current values of the limit values. 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. 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. 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. 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. A special mode of interrupted take-off occurs when one of the engines of a take-off aircraft equipped with two engines fails. because termination of takeoff in such a case can lead to a flight accident and is prohibited by flight regulations, the aircraft must continue to take off on one engine operating in a special forced mode with increased thrust, then perform pre-landing maneuvering and then land. However, if during operation of the aircraft engine in a special forced mode, at least one of the controlled parameters of the aircraft engine goes beyond the dangerous value set for this parameter, further flight operation of the aircraft engine is not allowed. In 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, in order 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 should be monitored with mandatory consideration of parametric and time 6. 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, which provided an interrupted take-off of the aircraft, for further flight operation. 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. 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. To this end, in an aircraft engine control system containing 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 setting module connected to one of its inputs, a multiplexing unit, whose inputs connected to .U //

выходам датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, а выход - к параметрическому входу бортового вычислителя, процессор которого соединен двунаправленной информационной связью с контроллером командного блока, параметрические входы которого подсоединены к выходам части датчиков контролируемых параметров авиадвигателя, новым является то, что в состав бортового вычислителя дополнительно введены таймер и модуль опасных алгоритмов, выход каждого из которых подсоединен к одному из дополнительных входов процессора, причем в состав модуля опасных алгоритмов входят микропроцессор и подключенные к его входам ячейки опасных алгоритмов, командный блок дополнительно снабжен модулем опасных уставок, подсоединенным к дополнительному входу контроллера, причем в состав этого модуля входят микроконтроллер и подключенные к его входам микромодули опасных уставок, а бортовой вычислитель снабжен специальным входом для приема сигнала о специальном режиме авиадвигателя.the outputs of the sensors of the aircraft engine’s monitored parameters, 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 of the command unit, the parametric inputs of which are connected to the outputs of some sensors of the aircraft engine’s controlled parameters, the timer is additionally introduced into the onboard computer and a module of dangerous algorithms, the output of each of which is connected to one of the additional inputs of the processor, and hazardous algorithm module includes a microprocessor and hazardous algorithm cells connected to its inputs, the command unit is additionally equipped with a dangerous settings module connected to an additional controller input, and this module includes a microcontroller and hazardous settings micromodules connected to its inputs, and the on-board computer is equipped with a special input to receive a signal about a special aircraft engine mode.

Для более полного раскрытия сущности полезной модели на Фиг. 1 представлена функциональная схема заявленной системы, а на Фиг.2 функциональная схема двух ее модулей.For a more complete disclosure of the essence of the utility model in FIG. 1 is a functional diagram of the claimed system, and FIG. 2 is a 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 входят процессор 3, модуль 4 предельных алгоритмов, таймер 5 и модуль 6 опасных алгоритмов, командный блок 7, в состав которого входят контроллер 8, модуль 9 предельных уставок и модуль 10 опасных уставок.multiplexing, on-board computer 2, which includes processor 3, module 4 of limit algorithms, timer 5 and module 6 of dangerous algorithms, command block 7, which includes controller 8, module 9 of limit settings and module 10 of dangerous settings.

Бортовая система контроля взаимодействует с бортовой информационной системой, в состав которой входят комплексный индикатор 11 и регистратор 12 ч V полетных данных, а также с системой аварийной информации самолета, в состав которой входят табло 13 аварийных сигналов и защищенный бортовой накопитель 14 информации. Модуль 6 опасных алгоритмов содержит микропроцессор 15, ячейку 16 опасных алгоритмов частоты вращения, ячейку 17 опасных алгоритмов температуры, ячейку 18 опасных топливных алгоритмов, ячейку 19 опасных алгоритмов давления и ячейку 20 опасных алгоритмов тяги. Модуль 10 опасных уставок содержит микроконтроллер 21, микромодуль 22 опасных уставок частоты вращения, микромодуль 23 опасных уставок температуры, микромодуль 24 опасных топливных уставок, микромодуль 25 опасных уставок давления и микромодуль 26 опасных уставок тяги. Входы Вх QM, Вх Пв, Вх ПКЕД, , Вх t, ... , Вх йруд, блока 1 мультиплексирования, предназначенного для приема, нормализации и мультиплексирования сигналов о текущих значениях контролируемых параметров QM, Пв, Пквд, , ..., аруд авиадвигателя, подключены к выходам соответствующих датчиков контролируемых параметров авиадвигателя (на фиг. 1 датчики не показаны). 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 4 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. 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 шинным выходом одной из ячеек 16, 17, 18, и 19 опасных алгоритмов. Параметрические входы Вх Пв, Вх Пквд, Вх tV, ..., Вх / командного блока 7 предназначены для приема текущих значений предельных и опасных параметров Пв , Пквд , , ..., Р т / авиадвигателя. Эти входы подключены к выходам датчиков соответствующих параметров авиадвигателя (на фиг. 1 датчики не показаны). 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. Выход Вых 2 блока 7, одновременно служащий выходом контроллера 8, предназначен для выдачи информации в систему аварийной информации самолета. Входы микроконтроллера 20, входящего в состав модуля 10 опасных уставок блока 7, подсоединены каждый к выходу одного из микромодулей 20, 21, 22, 23 и 24 опасных уставок. При подготовке бортовой системы контроля к работе предварительно 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: Хм 5 Пв 1 ПКБД ) I- т ) t К) -J топл топл ств т i вх 5 (.руд/ . .) 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: {Ат,, АТ2, г,Т„аз„ }, где(2) Дт - значение времени задержки информации на режиме С.Р., AT2 - значение времени продления выдачи информации на режиме С.Р., т - разрешенное значение времени работы авиадвигателя на режиме С.Р., Тназн назначенный моторесурс авиадвигателя. Из параметров перечня (1) выделяются предельные параметры: |Пв , Пквд , t т J vJ 70ПЛ 5 топл ств J т г вх /)(.-/ текуш;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: J t т J -J топл J ств 5 т ВХ / текущее значение каждого из которых может выходить за границы текущего значения соответствующей ему опасной величины. 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. Выражения для предельных величин: max ) max ств min t т 1 вх min У) Представляют собой многочлены двух видов, зависящие от режима работы авиадвигателя и от текущих значений контролируемых параметров. Многочлены первого вида являются нелинейными двучленами типа Zi max aiif ii(x) f i2(y) + Cii,(6) где Zj max - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя, ац - размерный коэффициент, f ii(x) и f i2(y) - экспериментальные зависимости служебных функций f ц и f J2 от текущих значений контролируемых параметров х и у авиадвигателя в нещтатном режиме его работы, Cji - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая ещтатный режим работы двигателя. Многочлены второго вида являются линейными трехчленами типа Zj min aji(x + bji) + aj2(y + bj2) + Cj,,(7) де Zj min - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя, aji - размерный коэффициент. X и у -текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя, bji, bj2 - аддитивные постоянные, уточняющие вид выражения (7) в нештатном режиме работы авиадвигателя, Cj - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы авиадвигателя. В память ячеек 16, 17, 18, 19 и 20 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. Выражения для опасных величин: L KBflJ max L- rj max топл minj l CTeJ min 1 f i J: oxj min также представляют собой нелинейные и линейные многочлены. В память ячейки 16 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления верхней границы опасной частоты вращения max ротора компрессора высокого давления .ПКВЛрПКВД.рfQ L KBnJ max п IBxmin 11V / где меньщее из двух значений служебных функций (tBx) и (Р-), а f3(, причем графики зависимостей 0:- f,(tax), С в1огр () и Ср (рвх) устанавливают экспериментально при стендовых испытаниях двигателя на специальном режиме, ац - размерный коэффициент, Сц - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая iy ч специальный режим работы двигателя. В память ячейки 17 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления верхней границы опасной температуры t.r max газа за турбиной a„c;;„,„-c;,+с„,(ю) где С,;, меньшее из двух значений служебных функций С,; ф|0вх)и С ехоф Ф2(, а с;,;, фз(рвх), причем графики зависимостей С;„; (tex), C,jxorp ( и Ср,. (рвх) устанавливают экспериментально при стендовых испытаниях двигателя на специальном режиме, а21 - размерный коэффициент, Сз - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая специальный режим работы двигателя. В память ячейки 19 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления нижней границы опасного давления min газа за створками вентилятора ,,(t3x+b,,)+k,,(PBx + b,,) + b,3,(11) где k 1 и ki2 - размерные коэффициенты, t вх - полная температура воздуха на входе в двигатель, - полное давление воздуха на входе в двигатель, причем значения аддитивных постоянных (параметрических уставок) Ьп , bi2 и bjs устанавливают по результатам стендовых испытаний авиадвигателя на специальном режиме. В память ячейки 20 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для 3// 14 The on-board monitoring system interacts with the on-board information system, which includes a comprehensive indicator 11 and a 12-hour V flight data recorder, as well as with the aircraft emergency information system, which includes an alarm board 13 and a protected on-board information storage 14. Module 6 of hazardous algorithms comprises a microprocessor 15, cell 16 of hazardous speed algorithms, cell 17 of hazardous temperature algorithms, cell 18 of hazardous fuel algorithms, cell 19 of hazardous pressure algorithms, and cell 20 of hazardous traction algorithms. The dangerous settings module 10 contains a microcontroller 21, a micromodule 22 of dangerous speed settings, a micromodule 23 of dangerous temperature settings, a micromodule 24 of dangerous fuel settings, a micromodule 25 of dangerous pressure settings, and a micromodule 26 of dangerous draft settings. Inputs Вх QM, Вх Пв, Вх PCED,, Вх t, ..., Вх йуд, multiplexing unit 1, intended for receiving, normalizing and multiplexing signals about the current values of the monitored parameters QM, Пв, Пквд,, ..., arud aircraft engines are connected to the outputs of the respective sensors of the controlled parameters of the aircraft engine (in Fig. 1, the sensors are not shown). The 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 of limit algorithms and module 6 of dangerous algorithms of calculator 2 are each connected to processor 3, respectively, of the first and second bi-directional buses. The calculator 2 is connected to block 7 by a third bi-directional bus connecting the processor 3 of the calculator 2 with the controller 8 of the block 7. The output of the outputs 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 the microprocessor 15, which is part of module 6 of the dangerous algorithms of the calculator 2, each connected to the bus output of one of the cells 16, 17, 18, and 19 dangerous algorithms. The parametric inputs Vkh Pv, Vkh Pkvd, Vkh tV, ..., Vkh / command block 7 are designed to receive the current values of the limit and hazardous parameters Pv, Pkvd, ..., R t / 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). 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. The output of Output 2 of block 7, which simultaneously serves as the output of controller 8, is designed to provide information to the emergency information system of the aircraft. The inputs of the microcontroller 20, which is part of the module 10 of the dangerous settings of block 7, are each connected to the output of one of the micromodules 20, 21, 22, 23 and 24 of the dangerous settings. In preparing the on-board monitoring system for operation, the technical parameters of the aircraft engine, usually used to monitor its technical condition in various operating modes, are preliminarily analyzed. stipulated by the flight operation regulations: regular, emergency and special modes, and a list of the smallest possible number of monitored parameters necessary and sufficient for effective control of the aircraft engine in all of the following modes is formed: Xm 5 Pv 1 PKBD) I- t) t K) -J fuel st i i vkh 5 (.rud /..) For the monitored parameters (1) of the aircraft engine, a list of limit values is set, and a list of dangerous values is allocated from it. In addition, for the special mode (SR), a list of special time values is also set: {At ,, AT2, g, T „az„}, where (2) Dt is the value of the information delay time in the SR mode, AT2 is the value of the extension time for the issuance of information in the SR mode, t is the allowed value of the aircraft engine operating time in the SR mode, and the assigned engine life is the engine. From the parameters of the list (1), the limiting parameters are distinguished: | Pv, Pkvd, t t J vJ 70PL 5 fuel J t g in /)(.-/ tekush; its value of each of which may exceed the limits of the current value of the corresponding limit value but does not go beyond the bounds of the current value of a dangerous quantity, and dangerous parameters are in turn distinguished from the limit parameters: J t t J -J fuel J stem 5 t VX / the current value of each of which may go beyond the bounds of the current value corresponding to it dangerous value. With idle aircraft engine in mind timer 5 of the on-board calculator special time values are entered (2), and in the memory of module 4 of the on-board calculator 2 are mathematical expressions of limit algorithms designed to calculate the current values of the limit values, limiting the maximum permissible changes in the current values of the controlled parameters of the aircraft engine from above or below. limit values: max) max stem min t t 1 vx min Y) Represent polynomials of two types, depending on the operating mode of the aircraft engine and on the current values are controlled x parameters. The polynomials of the first kind are nonlinear binomials of the type Zi max aiif ii (x) f i2 (y) + Cii, (6) where Zj max is the current value of the limiting value in the parameter function x, for the aircraft engine, ac is the dimensional coefficient, f ii (x ) and f i2 (y) are the experimental dependences of the service functions f c and f J2 on the current values of the controlled parameters x and the aircraft engine in an abnormal mode of operation, Cji is the additive constant (parametric setting) characterizing the abnormal mode of engine operation. Polynomials of the second type are linear trinomials of the type Zj min aji (x + bji) + aj2 (y + bj2) + Cj ,, (7) de Zj min is the current value of the limit value in the parameter function x, for an aircraft engine, aji is a dimensional coefficient. X and y are the current values of the controlled parameters of the aircraft engine, bji, bj2 are additive constants specifying the form of expression (7) in the abnormal mode of operation of the aircraft engine, Cj is the additive constant (parametric setting) characterizing the abnormal mode of operation of the aircraft engine. Mathematical expressions of dangerous algorithms are introduced into the memory of cells 16, 17, 18, 19, and 20 of module 6 of dangerous algorithms of the on-board computer 2, which are 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. Expressions for dangerous quantities: L KBflJ max L-rj max fuel minj l CTeJ min 1 f i J: oxj min are also non-linear and linear polynomials. In the memory of cell 16 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the upper limit of the dangerous rotational speed max of the high-pressure compressor rotor. PCVLrPKVD.pfQ L KBnJ max п IBxmin 11V / where is the smaller of the two values of the service functions (tBx) and (Р-), and f3 (, and the dependency graphs 0: - f, (tax), С в1огр () and Ср (рвх) are established experimentally during bench tests of the engine in a special mode, ac is a dimensional coefficient, Cs is an additive constant (parametric setting), characterizing iy h special engine operation mode. ki 17 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the upper boundary of the dangerous gas temperature tr max behind the turbine a „c ;;„, „- c;, + с„, (у) where С,;, the smaller of the two values of the service functions С ,;; φ | 0in) and С exof Ф2 (, а с;;;, фз (рвх), moreover, the dependency graphs С; „; (tex), C, jxorp (and Ср ,. (рвх) are established experimentally during bench tests engine in a special mode, a21 - dimensional coefficient, Cz - additive constant (parametric setting), characterizing the special mode of engine operation. In the memory of cell 19 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the lower boundary of the dangerous gas pressure min behind the fan flaps ,, (t3x + b ,,) + k ,, (PBx + b ,,) + b, 3, (11) where k 1 and ki2 are dimensional coefficients, t in is the total air temperature at the engine inlet, is the total air pressure at the engine inlet, and the additive constants (parametric settings) bn, bi2 and bjs are set according to the results of bench tests of the aircraft engine in a special mode . An expression for 3 // 14 is introduced into the memory of cell 20 of module 6 of calculator 2

вычисления нижней границы опасного отношения давлений , / min , характеризующего минимально допустимую тягу авиадвигателяcalculating the lower boundary of the dangerous pressure ratio, / min, characterizing the minimum allowable thrust of an aircraft engine

.J..k,,(a,-bJ+k,,(b,,-f.) + b,3,(12).J..k ,, (a, -bJ + k ,, (b ,, - f.) + B, 3, (12)

где b2i, b22 и b23 - адцитивные постоянные (параметрические уставки), причем значения размерных коэффициентов kj i и ki2 устанавливают по результатам стендовых испытаний авиадвигателя на специальном режиме в зависимости от соотношения величин йруд и , например:where b2i, b22 and b23 are additive constants (parametric settings), and the values of the dimensional coefficients kj i and ki2 are set according to the results of bench tests of the aircraft engine in a special mode depending on the ratio of the values of yrud and, for example:

ki, , ,ki,,,

kn 0,01; 15°С, 55° аруд 73°.kn 0.01; 15 ° C, 55 ° arud 73 °.

Кроме того, в память бортового вычислителя 2 вводятся математические выражения алгоритмов для расчета эффективной, специальной и фактической наработок авиадвигателя и остаточного моторесурса.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.

Для расчета эффективной Тдфф наработки авиадвигателя в нештатном режиме используется сумма видаTo calculate the effective TDFF operating time of the aircraft engine in an emergency mode, the sum of the form

ТЗФФ ЕТ,ФФ,, где(13)TZFF ET, FF ,, where (13)

Т.фф.-(т,-т,.)(И-Ь, + Ь, + ...+Ь„)(14)T.ff .- (t, -t,.) (I-b, + b, + ... + b „) (14)

- частная эффективная наработка авиадвигателя,- private effective operating time of the aircraft engine,

ш - целое число, равное количеству частных подрежимов нештатногоw - an integer equal to the number of private sub-modes of the contingency

режима авиадвигателя, отличаюш;ихся между собой наименованиямиaircraft engine mode, distinguished by their names

или числом контролируемых параметров, вышедших за границыor the number of monitored parameters that went beyond the boundaries

предельных величин, Cij, T2J , соответственно, - время начала и время конца работы авиадвигателяlimit values, Cij, T2J, respectively - the start time and end time of the aircraft engine

в частном подрежиме. in private submode.

Фактическая наработка Тфакт авиадвигателя находится как сумма наработки Т, эффективной наработки Тдфф и специальной наработки Тспец авиадвигателя: Тф.„-Т + ,фф,(17)Actual operating time Tfact of an aircraft engine is found as the sum of operating time T, effective operating time Tdff and special operating time Tspets of an aircraft engine: Tf. „- T +, ff, (17)

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:

,„.(18),".(18)

В память модуля 9 командного блока 7 вводятся численные значения параметрических уставок Cjn, С,-, 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 Сц вводится в память микромодуля 22 опасных уставок 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 (14), в котором вместо величины Тдфф m берется величина Тспец m . причем Тспеи n,(2j - т,.)(1+а,Ь,+а,Ь,+...+а„Ь„),(15) где а - коэффициент, характеризующий степень ужесточения частного нештатного подрежима авиадвигателя при переходе на специальный режим. Таким образом, m Тспец ш (16) частоты вращения, уставка €21 - в память микромодуля 23 опасных уставок температуры, уставки Ьп, i и b - в память микромодуля 25 опасных уставок давления и уставки b2i, b22 и Ь2з - в память микромодуля 26 опасных уставок тяги. 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: { Пвтах(т), Пквд maxW, -.., / minW}(19) И текущие значения опасных величин: (т) , ,ах(г), -., Р. / „inW}(20) И ретранслируются по третьей двунаправленной щине в контроллер 8 командного блока 7. При работающем авиадвигателе на входы блока 1 мультиплексирования поступают сигналы о текущих значениях контролируемых параметров (I) 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. В процессоре 3 на основе математических выражений (6), (7), которые поступают в процессор 3 по первой двунаправленной шине 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 шине, вычисляются текущие значения (19) предельных величин и по третьей двунаправленной шине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7. Кроме того, в Ч i процессоре 3 на основе математических выражений (9), (10), (11) и (12), поступающих в процессор 3 по второй двунаправленной шине 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 шине, вычисляются текущие значения (20) опасных величин и по третьей двунаправленной шине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7. Сигналы о текущих значениях предельных (3) и опасных (4) параметров авиадвигателя поступают с выходов соответствующих датчиков непосредственно 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 (19) и опасных (20) величин с целью выявления событий выхода текущих значений указанных параметров за границы текущих значений упомянутых величин и формирования предельных и опасных команд. 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. 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 (14) и (13) значение эффективной Тдфф и в соответствии с выражением (17) - значение фактической Тфакт наработок авиадвигателя; вычисленные значения передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 в бортовую информационную систему. 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 Дт и Ата, 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 (20), в командном блоке 7 формируются опасные команды. С учетом уставок Aii и Ат2 выдача сформированных команд задерживается на время Ат 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 системуIn the memory of module 9 of the command unit 7, the numerical values of the parametric settings Cjn, C, - are entered, which are necessary for calculating the limit values in accordance with expressions (6) and (7), and in the memory of the module 10, the numerical values of the parametric settings necessary for calculating the dangerous quantities; in this case, the SC setting is entered into the memory of the micromodule 22 of dangerous settings bj is a constant characterizing the effect on the private effective operating time Teff m of the event consisting in the output of the ith parameter of the aircraft engine beyond the limit, n is the number of exit events characterizing the particular sub-mode of the aircraft engine. To calculate the special operating time Tspets, an expression of the type (14) is used, in which instead of Tdff m the value Tspets m is taken. moreover, Tspei n, (2j - m,.) (1 + a, b, + a, b, + ... + a „b„), (15) where a is a coefficient characterizing the degree of tightening of the private emergency submode of the aircraft engine at transition to a special mode. Thus, m Тпец ш (16) rotational speeds, setpoint € 21 - to the micromodule memory 23 hazardous temperature settings, the settings bп, i and b - to the micromodule 25 dangerous pressure settings and b2i, b22 and b2з - to the micromodule memory 26 dangerous draft settings. The values of the settings entered into the memory of modules 9 and 10 are transmitted 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: {Pvt (t), Pkvd maxW, - .., / minW} (19) And the current values of the dangerous quantities: (t),, ah (g), -., P. / „inW} (20) And are relayed via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7 . When the aircraft engine is operating, the inputs of the multiplexing unit 1 receive signals about the current control values adjustable parameters (I) of the aircraft engine, formed by appropriate 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. In the processor 3, based on mathematical expressions (6), (7), which enter the processor 3 in the first bidirectional the bus from module 4 of the limit algorithms, using the values of the limit settings that are supplied to the processor 3 from the module 9 of the limit settings through the controller 8 via the third bidirectional bus, the current values (19) of the limit values and the third bidirection are calculated this bus are transferred from the processor 3 of the on-board calculator 2 to the controller 8 of the command unit 7. In addition, in the Ch i processor 3 on the basis of mathematical expressions (9), (10), (11) and (12) received in the processor 3 by the second bidirectional bus from module 6 of hazardous algorithms, using the values of the dangerous settings received in processor 3 from module 10 of dangerous settings through controller 8 via the third bidirectional bus, current values (20) of dangerous quantities are calculated and transmitted from the processor 3 of the on-board computer via the third bi-directional bus 2 in ontroller 8 of the command unit 7. Signals about the current values of the limiting (3) and hazardous (4) parameters of the aircraft engine come from the outputs of the respective sensors directly to the inputs of the command unit 7, and then to the parametric inputs of the controller 8, in which, taking into account the received from the processor 3 of the on-board calculator 2 information about the current values of the limit and hazardous quantities, the current values of the limit (3) and hazardous (4) parameters are compared, respectively, with the current values of the limit (19) and hazardous (20) quantities in order to identify byty output current values of these parameters beyond the current values of said quantities and the forming limit and dangerous commands. 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. When the aircraft engine is operating in an emergency mode, in the event of occurrence of events when the controlled parameters of the aircraft engine go beyond the limits (limit values and when there are no events when the controlled parameters of the aircraft engine go beyond the limits of dangerous values), 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 processor 3 of on-board computer 2. In on-board computer 2, taking into account the presence of limit coma In accordance with Eqs. (14) and (13), the effective Tdff is calculated and, in accordance with Eqn (17), the actual Tfact of the aircraft engine operating time, the calculated values are transmitted from the output 1 of the on-board computer 2 to the on-board information system. 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 Dt are transmitted to the third input of processor 3 and Ata are transmitted via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7 and, if there are events when the current values of the hazardous parameters (4) go beyond the boundaries of the current values of the dangerous values (20), a danger is generated in the command block 7 nye teams. Taking into account the settings Aii and At2, the issuance of the generated commands is delayed by the time At of the delay in issuing information from the moment TI of the signal C.P .; after the ATI delay has passed, dangerous commands from the output of the Output 2 of the command unit 7 are transmitted to the system

аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа, а также по третьей двунаправленной шине - в процессор 3 бортового вычислителя 2, причем передача опасных команд продолжается в течение времени Ат2 продления информации с момента та прекращения сигнала С.Р., т.е. вплоть до момента времени Т2 + Ат2.emergency information of the aircraft for registration and notification of the crew, as well as on the third bi-directional bus, to the processor 3 of the on-board computer 2, and the transmission of dangerous commands continues for a time At2 of information renewal from the moment of the termination of the signal S.P., i.e. up to the point in time T2 + At2.

Задержка на время ДТ и продление на время Аг2 выдачи опасных команд производятся, в связи с особой ответственностью этих команд, для исключения возможности использования ложной информации о специальном режимеThe delay for the duration of the flight and the extension for the duration of Ar2 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

авиадвигателя. С этой целью в течение времени Ат проверяется устойчивостьaircraft engine. To this end, stability is checked during the time At.

наличия сигнала С.Р., а в течение времени Ат2 - устойчивость снятия сигнала С.Р.the presence of the signal S.R., and during the time At2 - the stability of the removal of the signal S.R.

для выявления случайных выбросов или сбоев этого сигнала.to detect accidental spikes or malfunctions of this signal.

В бортовом вычислителе 2 с использованием опасных команд вычисляется в соответствии с выражениями (15), (16) специальная Тспец и, в соответствии с выражением (17), - фактическая Тфакт наработки авиадвигателя, определяется времяIn the on-board computer 2, using hazardous commands, a special Tspets is calculated in accordance with expressions (15), (16) and, in accordance with expression (17), the actual Aviation engine operating time, the time is determined

.p. 2-Ti.p. 2-ti

работы авиадвигателя на специальном режиме, вычисляется в соответствии с выражением (18) с использованием значения Т„азн, 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 (18) using the value of T аз azn 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 of Output 1 of the onboard computer 2 to the on-board 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 ср работы авиадвигателя на специальном Ч.-/ режиме с разрешенным значением времени т и, в случае превышения последнего -с с.р. т, формируется команда превышения. Сформированная команда передается по третьей двунаправленной шине в контроллер 8 командного блока 7 и с выхода Вых 2 этого блока подается в систему аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа. 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. 21 In addition, in the processor 3 of the on-board calculator 2, using the allowed time value t coming from the timer 5 to the third input of the processor 3, the time t av of the aircraft engine on special H / mode is compared with the allowed time value t and, if the latter is exceeded s. t, an excess command is formed. The generated command is transmitted via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7 and from the output 2 of this unit is supplied to the aircraft emergency information system for registration and notification of the crew. 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. 21

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 connected to its inputs, the command unit is additionally equipped with a module of dangerous settings connected to an additional input controller, wherein a part of this module comprises a microcontroller and connected to its inputs micromodules dangerous settings and avionic computer equipped with an input for receiving a signal of the forced mode aircraft engine.