RU33613U1

RU33613U1 - Aircraft engine control system with speed, pressure and traction control

Info

Publication number: RU33613U1
Application number: RU2003110139/20U
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

26031101392603110139

111|Щ|1111111М11|1№111 | Щ | 1111111М11 | 1№

° МКИ F02C9/26,9/28,9/46 ° MKI F02C9 / 26.9 / 28.9 / 46

Система контроля авиационного двигателя с ограничением частоты вращения, давления и тягиAircraft engine control system with speed, pressure and traction control

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), 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.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.

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 р1с., № 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 p1c., No. 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 и , соответственно, за турбиной и за компрессором, угол аруд V 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. 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 нредельных 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 нештатном 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 V 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. 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 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 плаваюш,ими, т.е. зависят от текуш;их 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 v 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. В случае выхода текущего значения параметра за грапипы текущего значения предельной величины формируется предельная команда и передается в бортовой вычислитель и в системы аварийной информации самолета, в бортовом вычислителе с 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 суммировапием 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 происществию 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 авиадвигате.г1я 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 новышенной тягой (специальной наработки) и остаточного моторесурса контроль технического состояния авиадвигателя при его работе на специальном режиме ч 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. 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 предельпых алгоритмов, командный блок, содержащий контроллер и подключенный к одному из его входов модуль V предельных уетавок, блок мультиплексирования, входы которого подключены к 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 частоты вращения, давления и тяги 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 частоты вращения, давления и тяги, а бортовой вычислитель снабжен специальным входом для приема сигнала о специальном режиме авиадвигателя. Для более полного раскрытия сущности полезной модели на Фиг. 1 представлена функциональная схема заявленной системы, а на Фиг. 2 функциональная схема двух ее модулей. Бортовая система контроля авиадвигателя содержит блок 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. 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. Модуль 6 опасных алгоритмов содержит микропроцессор 15, ячейку 16 опасных алгоритмов частоты вращения, ячейку 17 опасных алгоритмов давления и ячейку 18 опасных алгоритмов тяги. Модуль 10 опасных уставок содержит микроконтроллер 19, микромодуль 20 опасных уставок частоты вращения, микромодуль 21 опасных уставок давления и микромодуль 22 опасных уставок тяги. Входы Вх QM, Вх Пв, Вх Пквд, , Вх , ... , Вх аруд, 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 коптролируемых 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 ч 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 являюш;ийся выходом процессора 3, предназначен для выдачи информации во взаимодействуюш;ую бортовую информационную систему. Шинные входы микропроцессора 15, входяш,его в состав модуля 6 опасных алгоритмов вычислителя 2, соединены каждый с шинным выходом одной из ячеек 16, 17 и 18 опасных алгоритмов. Параметрические входы Вх Пв, Вх Пквд, Вх , ..., Вх командного блока 7 предназначены для приема текущих значений предельных и опасных параметров Пв , Пквд , , ..., / 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 19, входящего в состав модуля 10 опасных уставок блока 7, подсоединены каждый к выходу одного из микромодулей 20, 21 и 22 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: XNjM ) в 5 J I т 3 К5 -J топл топл 5 ств ) Т вх) } 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,т,Т„аз„ },где(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. Из параметров перечня (1) выделяются предельные параметры: Пв J Пквд t т топл J топл ств J i т вх /5(,-/ текущее 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: СТВ5 -1 т ВХ 15) текущее значение каждого из которых может выходить за границы текущего значения соответствующей ему опасной величины. При неработающем авиадвигателе в память таймера 5 бортового W вычислителя вводятся специальиые значения времени (2), а в память модуля 4 бортового вычислителя 2 - математические выражения иредельных алгоритмов, предназначенных для вычисления текущих значений предельных величин, ограничивающих сверху или снизу предельно-допустимые изменения текущих значений контролируемых параметров авиадвигателя. Выражения для предельных величин: Г1в max J квдтах , f ств min j т вх min /) 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 aiifii(x) fi2(y) + Cii,(6) где Zj max - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя, ал - размерный коэффициент, f i(x) и f i2(y) - экспериментальные зависимости служебных функций f и f i2 от текущих значений контролируемых параметров х и у авиадвигателя в нештатном режиме его работы, Cii - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы двигателя. Многочлены второго вида являются линейными трехчленами типа Zjmin aji(x + bj,) +aj2(y + bj2) +Cji,(7) где Zj min - текущее значение предельной величины в функции параметров х,у авиадвигателя, aji - размерный коэффициент. V X и у - текущие значения контролируемых параметров авиадвигателя, bji, bj2 - аддитивные постоянные, уточняющие вид выражения (7) в нештатном режиме работы авиадвигателя, Cji - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая нештатный режим работы авиадвигателя. 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. Выражения для опасных величин: { квд max L ств J min L т / вх Jmin}(J также представляют собой нелинейные и линейные многочлены. В память ячейки 16 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления верхней границы опасной частоты вращения Пквд max ротора компрессора высокого давления Гп1- Q Р КВДрПКВД .рyQ L 11 tBxmin рвх ) где меньшее из двух значений служебных функций ,(tBx)H ,(pax), а (, причем графики зависимостей С f,(), Cuxorp (Р) и Ср (рвх) устанавливают экспериментально при стендовых испытаниях двигателя на специальном режиме, ai 1 - размерный коэффициент, Сц - аддитивная постоянная (параметрическая уставка), характеризующая специальный режим работы двигателя.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, angle arud V of the position of the engine control handle and others, the outputs of which are connected to the inputs of the on-board computer, containing the module of limit values, allowing to take 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 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 boundaries of undetermined quantities, without reaching the dangerous values established 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 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 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 its calculator, the current values of the controlled parameters of the aircraft engine are compared with constant V 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. The drawback closest to the proposed and adopted as a prototype onboard control system for the PS-90A V.A. aircraft gas turbine engine is free from this drawback. 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, the command unit includes a controller and a limit settings module connected to its input, the on-board computer processor and command block controller 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, they, i.e. depend on the techs; their values for 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 v of the module of limit algorithms, the current values of the 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. In the event that the current value of the parameter goes beyond the grapes 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, the effective and actual operating time of the aircraft engine are calculated from the presence of limit commands and the operating time of the aircraft engine in normal and non-standard modes and transmitted to the on-board information system for registration and indication on call. As a result of the above actions of the known system, the determination of the actual operating time of the aircraft engine obtained by summing up 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 take-off 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 maneuvers 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. g1ya subject to the mandatory fulfillment of regulatory requirements to limit the time of aircraft engine operation on a specially mode, and also to limit the service life of an aircraft engine after its operation yield one or more actual values of monitored parameters of dangerous size boundary. 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 improved thrust (special operating time) and residual engine life, the technical state of the aircraft engine during its operation in special mode h should be monitored taking into account the parametric and time limits provided for of this mode by flight regulatory documents, which is not provided by the known system, and therefore does not allow the use of air the engine, which provided the 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 module of pre-alarm algorithms connected to one of its inputs, a command unit containing a controller and a module V of limit switches connected to one of its inputs, a multiplexing unit, inputs which is connected to the outputs of the sensors of the controlled parameters of the aircraft engine, and the output to the parametric input of the on-board computer, the processor of which is connected by a bi-directional information connection with a command unit troller, the parametric inputs of which are connected to the outputs of a part of the sensors of the aircraft engine’s monitored parameters, is 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 processor's additional inputs, and a dangerous algorithm module includes a microprocessor and connected to its inputs cells of dangerous algorithms for speed, pressure and traction, the command unit is additionally equipped with a dangerous module settings, connected to an additional input of the controller, wherein a part of this module comprises a microcontroller and connected to its inputs micromodules hazardous setting rotational speed, pressure and traction, and on-board computer is supplied with a signal input for receiving a special mode of the aircraft engine. 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 functional diagram of its two modules. The aircraft engine control system contains a multiplexing unit 1, an onboard computer 2, which includes a processor 3, a limit algorithm module 4, a timer 5 and a dangerous algorithm module 6, a command unit 7, which includes a controller 8, a limit setting module 9, and a module 10 dangerous settings. 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. Module 6 of hazardous algorithms comprises a microprocessor 15, cell 16 of hazardous speed algorithms, cell 17 of hazardous pressure algorithms, and cell 18 of hazardous traction algorithms. The dangerous settings module 10 contains a microcontroller 19, a micromodule 20 of dangerous speed settings, a micromodule 21 of dangerous pressure settings and a micromodule 22 of dangerous draft settings. Inputs Вх QM, Вх Пв, Вх Пквд,, Вх, ..., Вх аруд, multiplexing unit 1, intended for receiving, normalizing and multiplexing signals about the current values of the monitored QM parameters; Pv, Pkvd, ..., arud of the aircraft engine, connected to the outputs of the respective sensors of the monitored 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. Calculator 2 is connected to block 7 by a third bi-directional bus connecting processor 3 of calculator 2 to controller 8 of block 7. Output Output 1 of calculator 2, while also being output of processor 3, is used to output information to an 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 and 18 of dangerous algorithms. The parametric inputs Bx Pv, Bx Pkvd, Vkh, ..., Vkh of the command unit 7 are intended for receiving current values of limit and hazardous parameters Pv, Pkvd, ..., / of the 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 19, 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 and 22 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 minimum possible number of monitored parameters necessary and sufficient for effective control of the aircraft engine in all of the listed modes is formed: XNjM) in 5 JI t 3 K5 -J fuel fuel 5 trunk) T in )} ores (-) For the monitored parameters (1) of the aircraft engine, a list of limit values is set, and a list of dangerous quantities is selected from it. In addition, for the special mode (SR), a list of special time values is also set: {At ,, At2, t, T „az„}, where (2) ATI 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, Tnazn is the designated engine life of the aircraft. The limit parameters are distinguished from the parameters of list (1): Pv J Pkvd t t fuel J fuel J i t in / 5 (, - / the current value of each of which can go beyond the boundaries of the current value of its corresponding limit value, but does not go beyond the current value of the dangerous quantity, and dangerous parameters are allocated from the limit parameters: CTB5 -1 t BX 15) the current value of each of which can go beyond the current value of the corresponding dangerous value. When the aircraft engine is idle, special time values (2) are entered into the memory of timer 5 of the on-board W calculator, and mathematical expressions of relying 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 that limit the maximum permissible changes in the current values from above or below controlled parameters of the aircraft engine. The expressions for the limiting values are: G1 in max J kWh, f st min j t in min /) They are polynomials of two types, depending on the operating mode of the aircraft engine and on the current values of the controlled parameters. Polynomials of the first kind are nonlinear binomials of the type Zi max aiifii (x) fi2 (y) + Cii, (6) where Zj max is the current value of the limiting value in the parameter function x, for the aircraft engine, al is the dimension coefficient, fi (x) and f i2 (y) are the experimental dependences of the service functions f and f i2 on the current values of the monitored parameters x and y of the aircraft engine in an abnormal mode of operation, Cii is an additive constant (parametric setting) characterizing the abnormal mode of engine operation. Polynomials of the second kind are linear trinomials of the type Zjmin aji (x + bj,) + aj2 (y + bj2) + Cji, (7) where Zj min is the current value of the limit value in the parameter function x, for the aircraft engine, aji is the size coefficient. V 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, Cji is the additive constant (parametric set point) 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, 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. Expressions for hazardous quantities: {kVD max L shaft J min L t / in Jmin} (J also represent nonlinear and linear polynomials. An expression for calculating the upper limit of the dangerous speed of the compressor rotor Pkvd max of the compressor rotor high is entered into the memory of cell 16 of module 6 of calculator 2 pressure Гп1- Q Р КВДрПКВД .рyQ L 11 tBxmin рвх) where is the smaller of the two values of the service functions, (tBx) H, (pax), and (, and the dependency graphs С f, (), Cuxorp (Р) and Ср (рвх ) are installed experimentally during bench tests of the engine in a special mode, ai 1 is the dimensional coefficient, Sc - a additive constant (parametric setting) characterizing the special mode of engine operation.

хx

ч V В память ячейки 18 модуля 6 вычислителя 2 вводится выражение для вычисления нижней границы опасного отношения давлений , / min характеризующего минимально допустимую тягу авиадвигателя ..(c pyл-b2,)+kз2(b,,)+b,з,(10) где b2i, b22 и b23 - аддитивные 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 аруд и t вх, например: kii приих 15°С, аруд 73°, kH 0,01; k,2-0 приих 15°С, 55° аруд 73°. Для расчета эффективной Тдфф наработки авиадвигателя в нештатном режиме используется сумма вида Тзфф 1Т,фф„, где(11) .(2j - T,)(l+b,+b, + ...+bJ(12) - 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, ij, , соответственно, - время начала и время конца работы авиадвигателя в частном подрежиме.h V In the memory of cell 18 of module 6 of calculator 2, an expression is introduced to calculate the lower boundary of the dangerous pressure ratio, / min characterizing the minimum permissible thrust of an aircraft engine .. (c py-b2,) + kz2 (b ,,) + b, s, (10 ) where b2i, b22 and b23 are additive constants (parametric settings), and the values of 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 arud and t in, for example: kii is 15 ° С arud 73 °, kH 0.01; k, 2-0 prich 15 ° С, 55 ° arud 73 °. To calculate the effective Tdff of the aircraft engine operating time in an emergency mode, the sum of the form Tzff 1T, ff „is used, where (11). (2j - T,) (l + b, + b, + ... + bJ (12) is the partial effective operating time of an aircraft engine, m is an integer equal to the number of partial sub-modes of an abnormal mode of an aircraft engine, differing in names or the number of monitored parameters that have gone beyond the limits, ij, respectively, is the start time and end time of the aircraft engine in a private sub-mode.

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 работыbj is the constant characterizing the effect on the private effective operating time Teff m of the event consisting in the output of the i-th parameter of the aircraft engine beyond the limits of the limit value, n is the number of exit events characterizing the partial operation submode

авиадвигателя.aircraft engine.

Для расчета специальной наработки Тспец используется выражение типа (12), в котором вместо величины Тэфф m берется величина Тспец m, причемTo calculate the special operating time Tspets, an expression of the type (12) is used, in which instead of the value Teff m the value Tspets m is taken, and

.(2j - т,.)(1+а,Ь,+а,Ь,+...+а„Ь„),(13) . (2j - m,.) (1 + a, b, + a, b, + ... + a „b„), (13)

где aj - коэффициент, характеризующий степень ужесточения частного нештатного i подрежима авиадвигателя при переходе на специальный режим. Таким образом, Т У Т.(14) спец i-i спец mЧ- / Фактическая наработка Тфакт авиадвигателя находится как сумма наработки Т, эффективной наработки Тэффи специальной наработки Тспец авиадвигателя: Тф.. Т + Т,„,„+Т,фф,(15) а остаточный моторесурс Т авиадвигателя определяется как разность назначенного моторесурса Тназн и фактической наработки: ,„.(16) В память модуля 9 командного блока 7 вводятся численные значения параметрических уставок Cin, Qm, 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 Си вводится в память микромодуля 20 опасных уставокwhere aj is the coefficient characterizing the degree of tightening of the private emergency i submodes of the aircraft engine when switching to a special mode. Thus, T U T. (14) special ii special mH- / Actual operating time Tfact of the aircraft engine is found as the sum of the operating time T, the effective operating time Taffy of the special operating time Tsp of the aircraft engine: Tf .. T + T, „,“ + T, ff, ( 15) and the residual motor resource T of the aircraft engine is defined as the difference between the assigned motor resource Tnazn and the actual operating time:, „. (16) In the memory of module 9 of the command unit 7, the numerical values of the parametric settings Cin, Qm necessary for calculating the limit values in accordance with expressions (6 ) and (7), and in the memory of module 10, they are numerical e values of the parametric settings necessary for calculating hazardous quantities; in this case, the setpoint C is entered into the memory of the micromodule 20 dangerous settings

частоты вращения, а уставка b2i вводится в память микромодуля 22 опасных уставок тяги.speed, and the setting b2i is entered into the memory of the micromodule 22 dangerous draft 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), ПквдтахСт), ..., / minW}(17){Pvtakh (t), PkvdtakhSt), ..., / minW} (17)

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

max (т), (т), / (t)}(18) max (t), (t), / (t)} (18)

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 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 (17) предельных величин и по третьей двунаправленной шине передаются из процессора 3 бортового вычислителя 2 в контроллер 8 командного блока 7. Кроме того, в процессоре 3 на основе математических выражений (9),..., (10), поступающих в v процессор 3 по второй двупаправленной 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 (18) опасных величин и по третьей двунаправленной щине 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 (17) и опасных (18) 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 режнме, в случае возникновения событий выхода контролируемых параметров авиадвигателя за границы предельных величин и отсутствии событий выхода контролируемых параметров ч V 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 (12) и (11) значение эффективной Тэфф и в соответствии с выражением (15) - 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 шине 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 щине в контроллер 8 командного блока 7 и, при наличии событий выхода текущих значений опасных параметров (4) за границы текущих значений опасных величин (18), в командном блоке 7 формируются опасные команды. С учетом уставок Ат и Атз выдача сформированных команд задерживается на время ATI задержки выдачи информации с момента TI приема сигнала С.Р.; по истечении времени Ат задержки опасные команды с выхода Вых 2 командного блока 7 передаются в систему аварийной информации самолета для регистрации и оповещения экипажа, а такжеIn processor 3, based on mathematical expressions (6), (7), which enter processor 3 via the first bidirectional bus from module 4 of limit algorithms, using the values of limit settings that enter processor 3 from module 9 of limit settings through controller 8 to the third bidirectional bus, the current values (17) of the limit values are calculated and transmitted from the processor 3 of the on-board calculator 2 to the controller 8 of the command unit 7 via the third bi-directional bus. In addition, in the processor 3 based on mathematical expressions (9), ..., (10) entering the v processor 3 via the second bidirectional bus from the hazardous algorithms module 6, using the values of the dangerous settings coming into the processor 3 from the hazardous settings module 10 through the controller 8 via the third bidirectional bus, the current values (18) of dangerous quantities are calculated and transmitted from the processor 3 of the on-board calculator 2 to the controller 8 of the command unit 7 via a third bi-directional bus 7. Signals about the current values of the limiting (3) and dangerous (4) aircraft engine parameters are received from the outputs of the corresponding 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 information on the current values of the limit and dangerous quantities received from the processor 3 of the on-board computer 2, the current values of the limit (3) and hazardous (4 ) parameters, respectively, with the current values of the limit (17) and dangerous (18) 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. 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 exceed the limits and there are no events when the controlled parameters of the Vth 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 processor 3 of the on-board computer 2. In the on-board computer 2, taking into account the presence of limit com the andes are calculated in accordance with expressions (12) and (11) the value of the effective Teff and in accordance with expression (15) - the value of the actual Tfact of the aircraft engine operating time; the calculated values are transmitted from the output of Output 1 of the on-board calculator 2 to the on-board information system. 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 that the aircraft engine has switched 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 (18), dangerous signals are generated in the command block 7 fired teams. Taking into account the settings At and Atz, the issuance of the generated commands is delayed by the time ATI of the delay in issuing information from the moment TI of receiving the signal S.Р .; after the At delay time expires, dangerous commands from the output of Exit 2 of command unit 7 are transmitted to the aircraft emergency information system for registration and notification of the crew, as well as

по третьей двунаправленной шине - 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.on the third bi-directional bus, to the processor 3 of the on-board calculator 2, and the transmission of dangerous commands continues during the time At2 of information renewal from the moment T2 of the termination of the signal CP, 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 ATI 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 ATI time.

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 (13), (14) специальная Тспец и, в соответствии с выражением (15), - фактическая Тфакт наработки авиадвигателя, определяется время т с.р. - Т2 - Т работы авиадвигателя на специальном режиме, вычисляется в соответствии с выражением (16) с использованием значения Т„азн поступающего из таймера 5 на третий вход процессора 3, величина остаточного моторесурса Т авиадвигателя с учетом фактической наработки Тфаи Вычисленные данныеIn the on-board computer 2 using hazardous commands, a special Tspets is calculated in accordance with expressions (13), (14) and, in accordance with expression (15), the actual time of the aircraft engine operating time, the time t.s.r. - T2 - T of the aircraft engine operation in a special mode, calculated in accordance with expression (16) using the value T „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 of Tfai Calculated data

передаются с выхода Вых 1 бортового вычислителя 2 в бортовуюare transmitted from the output of Output 1 of the on-board computer 2 to the on-board

информационную систему.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 последнего с.р. с, формируется команда превышения. Сформированная командаIn 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. the operation of the aircraft engine in a special mode with a permitted value of time t and, in case of exceeding the last s.r. s, an excess command is generated. Formed team

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 п оповещения экипажа.is transmitted via the third bi-directional bus to the controller 8 of the command unit 7 and from the output of the Output 2 of this unit is supplied to the aircraft emergency information system for registration and crew notification.

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 and traction connected to its inputs, the command unit is additionally equipped with a module of dangerous settings, it is single to the additional input of the controller, and this module includes a microcontroller and micromodules of dangerous settings for speed, pressure and traction 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.