WO2017074227A1 - Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре - Google Patents
Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре Download PDFInfo
- Publication number
- WO2017074227A1 WO2017074227A1 PCT/RU2016/000732 RU2016000732W WO2017074227A1 WO 2017074227 A1 WO2017074227 A1 WO 2017074227A1 RU 2016000732 W RU2016000732 W RU 2016000732W WO 2017074227 A1 WO2017074227 A1 WO 2017074227A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- engine
- nacelle
- fire
- signal
- gas turbine
- Prior art date
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
Definitions
- the invention relates to aircraft gas turbine engines, and in particular to methods for controlling the thrust of a gas turbine engine in case of fire in the engine nacelle during take-off of the aircraft.
- the technical result of the claimed invention is to improve flight safety on takeoff.
- the specified technical result is achieved by the fact that in the method for controlling an aircraft gas turbine engine in take-off mode, which includes measuring the position of the throttle control lever of the engine, temperature T * in and pressure P in * x of air at the engine inlet, fan speed p in , turbocharger speed p vd , the formation of a given value of the rotational speed Pv ⁇ 0 ⁇ , comparing it with the measured value p yogurt , monitoring fuel consumption GT in the combustion chamber and monitoring the receipt of the signal “Fire in the engine nacelle”, according According to the invention, the signal “VI.
- the speed of decision-making measure the parameter T m / G characterizing the temperature state in the engine nacelle, form the set value T" G of the temperature state in the engine nacelle and compare it with the parameter T m / g , while in the case of the presence of the signals “Fire in the engine nacelle” and “VI.
- the rate decision fixed current value of fan speed n in using it as a predetermined value n horn to stably maintain the fuel flow to the combustion chamber, and when a signal" Fire in nacelle "with simultaneous execution conditions T m / r> T [ ]?
- the air temperature inside the electronic engine controller located in the engine nacelle can be used.
- the air temperature inside the electronic engine controller is measured using a thermal resistance or a chromel-kopel thermocouple.
- the air temperature outside the electronic engine controller located in the engine nacelle can be used.
- the presence and control during take-off of the aircraft signal “VI. Decision-making speed ”simultaneously with the“ Fire in the engine nacelle ”signal eliminates false positives of stabilization of the engine mode during take-off runway runoff, which increases flight safety.
- the temperature T m / g in the engine nacelle is exceeded above the set temperature T m / g prog , i.e. T m / g > T m / g prog and the presence of the signal “Fire in the engine nacelle” also eliminates false alarms about the fire situation, which allows for 1-3 seconds to stop the flow of fuel into the combustion chamber of the engine, thereby improving flight safety.
- the drawing shows a diagram of a device for implementing the inventive method.
- the device contains a series-connected block 1 of gas turbine engine parameters sensors, a temperature sensor 2 T m characterizing the temperature state in the engine nacelle, an electronic engine controller 3, a fuel dispenser 4 into the gas turbine combustion chamber, and a stop valve 5.
- Electronic regulator 3 on modern gas turbine engines is a specialized digital computer operating in real time, equipped with devices for interfacing with sensors, signaling devices, actuators, including for managing GT fuel consumption in the combustion chamber, as well as interfacing with aircraft systems, including a fire system and an air signal system.
- the signal “Fire in the engine nacelle” may be sent from the fire protection system to the electronic controller 3. From the air signal system, the signal “VI. Speed of decision making. ”
- Decision Speed VI is the takeoff speed of an aircraft to which takeoff can safely be stopped and the aircraft will stop within the runway. In the event that a failure occurs on speeds greater than VI, you must continue to take off. Most types of civil aviation aircraft with several engines are designed so that even if one of the engines fails to take off, the remaining thrust of the remaining engines will be enough to continue to take off to safe speed, climb to the minimum height from which you can go up the glide path and land the plane .
- Electronic engine controller 3 is placed directly on the engine, namely on the outer engine casing in the nacelle space.
- the electronic controller 3 contains a storage device in which software is recorded that implements the control algorithms of the gas turbine engine.
- the claimed method is as follows.
- Electronic controller 3 via the block 1 the sensors measure the position of the fan rotational frequency n in, the engine control lever arud, the rotational speed of the turbocharger n tm, the temperature T * x and the pressure P in * x inlet air to the engine control other engine parameters in m .h. Mach number of flight.
- the electronic regulator 3 controls the passage of discrete signals from the aircraft systems - “Parking brake disabled”, “Fire in the engine nacelle” and additionally - “VI. Speed of decision making ”,
- the electronic controller 3 with the help of block 2 also additionally constantly measures the temperature parameter in the engine nacelle T mg and compares it with the set temperature value in the engine nacelle t TP réelleP /
- the signal “VI. Speed of decision making. ” the electronic controller 3 captures (remembers) the value of n in and uses it as the set (program) value of the Pv Rog . In this way, fuel consumption to the combustion chamber and, consequently, the take-off thrust, including with false measurements of motor parameters caused by fire.
- the electronic controller 3 in the presence of the signal “Fire in the engine nacelle” and the temperature T m / G > T ⁇ g, the electronic controller 3 generates a signal to the fuel dispenser 4 to reduce fuel consumption corresponding to the mode of flight small engine gas.
- the coverage area of the claimed method for controlling the thrust of a gas turbine engine is limited only by the conditions of the takeoff mode. So, for example, after removing the throttle from the take-off mode site and transferring it to the nominal mode (climb) or when the fan speed is below the take-off mode, the locking mode is not activated (blocked).
- the measurement of air temperature inside the housing of the electronic controller 3 can be carried out using a thermal resistance or chromel-kopel thermocouple.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета. Контролируют поступление сигнала «Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, и сравнивают его с заданным значением формула (I). При наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия осуществляют снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя. Причем при сохранении данных условий в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью. В случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают. Изобретение позволяет повысить безопасность полета на взлете самолета.
Description
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ НА ВЗЛЕТНОМ РЕЖИМЕ ПРИ ПОЖАРЕ
Область техники
Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.
Предшествующий уровень техники
Известен способ управления тягой авиационного газотурбинного двигателя, который предусматривает измерение положения рычага управления двигателем аруд, температуры Т* х и давления Рв * х воздуха на входе в двигатель, оценку состояния системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, измерение частоты вращения турбокомпрессора (ротора высокого давления) ηΒΛ формирование заданного значения частоты вращения Пвд ОГ на основе заранее установленной функциональной зависимости типа = (Яруд,Твх; Рв , отборы), сравнение программного значения nJ or с измеренным значением пвд и изменение расхода топлива GT В камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования Δ= Пвд ОГ- пвд. («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией Иноземцева А.А., М., Либра-К, 2007г., стр. 190-191).
Недостатком известного способа является то, что в случае возникновения пожара имеется риск появления неконтролируемых отказов датчиков двигателя или их линий связи, расположенных непосредственно в зоне возможного очага возгорания. Как следствие, это может привести к ложным измерениям двигательных параметров с последующим самопроизвольным изменением тяги двигателя на взлетном режиме, что может оказать влияние на безопасность полета.
Наиболее близким к данному изобретению является способ управления расходом топлива в ГТД, заключающийся в том, что предусматривают измерение положения рычага управления двигателем аруд температуры Т* х и давления Рв * х воздуха на входе в двигатель, оценивают состояние системы отбора воздуха из компрессора газотурбинного двигателя, также измеряют частоту вращения вентилятора пВ; формируют заданное значение частоты вращения Пв Р0Г на основе заранее установленной функциональной зависимости Пв Р0Г =
Твх» Рвх,0Тб°Ры)> сравнивают программное значение njj1 рог с измеренным значением пв и через дозатор топлива изменяют расход топлива GT В камеру сгорания газотурбинного двигателя для минимизации рассогласования Δ= Пв Р0Г— пв. При этом, при поступлении в процессе взлета самолета сигнала «Пожар в мотогондоле», формируемого самолетной противопожарной системой, фиксируют (запоминают) текущее значение частоты вращения вентилятора пв и используют его в качестве заданного значения ηΒ Ρ0 Γ в течение наперед заданного времени (~ 5 минут), по истечении которого прекращают подачу топлива в камеру сгорания и выключают двигатель (патент RUN*? 2497001, F02C 9/26, опубл. 27.10.2013).
Недостатками известного способа являются:
1. Имеется риск возникновения ложного сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлете, например, из-за переменного контакта в электропроводке датчиков сигнализации о пожаре или сбоев в вычислителе самолетной противопожарной системы. Подобная ситуация может привести к необоснованной стабилизации режима двигателя и, фактически, к неуправляемости двигателя экипажем, дальнейшей необходимости останова исправного ГТД, что негативно влияет на безопасность полетов.
2. Наличие стабилизации режима двигателя в течение ~ 5 минут после возникновения пожара может привести к ещё более худшим последствиям, чем снижение тяги двигателя. Так, длительное сохранение максимальной подачи топлива в двигатель (на уровне 7 - 10 тонн в час) в условиях пожара в сочетании с возможными развитиями отказов в самолетной системе топливоподачи или в двигательных трубопроводных коммуникациях может привести к резкому увеличению зоны пожара, обильному факелению и перебросу пламени на элементы самолета. Например, подобно катастрофе, произошедшей за время < 2 мин. с пассажирским самолетом «Конкорд» 25.07.2000г. В таких ситуациях для обеспечения безопасности полета требуется оперативное прекращение подачи топлива.
Технический результат заявляемого изобретения заключается в повышении безопасности полета на взлете самолета.
Раскрытие изобретения
Указанный технический результат достигается тем, что в способе управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающем измерение положения рычага управления двигателем РУД , температуры Т* вх и давления Рв * х воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора пв, частоты вращения турбокомпрессора пвд, формирование заданного значения частоты вращения Пв Р0Г, сравнение его с измеренным значением пв, контроль расхода топлива GT в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», согласно изобретению, дополнительно контролируют поступление сигнала «VI . Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм/Г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение Т" Г температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Тм/г , при этом в
случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI . Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора пв, используя его в качестве заданного значения п рог для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Тм/г > Т[] ? г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия Тм/Г > ^ Г в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.
При этом в качестве параметра Тм/Г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
В качестве параметра Тм/Г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, может быть использована температура воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Наличие и контроль при взлете самолета сигнала «VI . Скорость принятия решения» одновременно с сигналом «Пожар в мотогондоле» исключает ложные срабатывания стабилизации режима двигателя при разбеге на взлетно-посадочной полосе, что повышает безопасность полета.
Превышение температуры Тм/г в мотогондоле двигателя над заданным значением температуры Тм/г прог, т.е. Тм/г>Тм/г прог и наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» также исключают ложные срабатывания о пожарной ситуации, что позволяет в течение 1-3 секунд прекратить подачу топлива в камеру сгорания двигателя, тем самым повысить безопасность полета.
На чертеже представлена схема устройства для реализации заявленного способа.
Осуществление изобретения
Устройство содержит последовательно соединённые блок 1 датчиков параметров ГТД, датчик 2 температуры Тм , характеризующий температурное состояние в мотогондоле, электронный регулятор 3 двигателя, дозатор 4 топлива в камеру сгорания ГТД, клапан 5 останова.
Электронный регулятор 3 на современных газотурбинных двигателях представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, в т.ч. по управлению расходом топлива GT в камеру сгорания, а также устройствами сопряжения с системами самолета, включая противопожарную систему и систему воздушных сигналов.
Из противопожарной системы в электронный регулятор 3 может поступать сигнал «Пожар в мотогондоле». Из системы воздушных сигналов в электронный регулятор 3 поступает сигнал «VI . Скорость принятия решения».
Скорость принятия решения VI - это скорость разбега самолета, до которой взлет может быть безопасно прекращен и самолёт остановится в пределах взлетно-посадочной полосы. В случае, если отказ произошёл на
скорости, большей VI, необходимо продолжить взлёт. Большинство типов самолётов гражданской авиации с несколькими двигателями сконструированы так, что, даже если на взлёте откажет один из двигателей, суммарной тяги остальных хватит на то, чтобы продолжить разбег до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолёт.
Электронный регулятор 3 двигателя размещают непосредственно на двигателе, а именно на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы.
Электронный регулятор 3 содержит запоминающее устройство, в котором записано программное обеспечение, реализующее алгоритмы управления ГТД.
Заявленный способ осуществляется следующим образом.
Электронным регулятором 3 с помощью блока 1 датчиков измеряют положение рычага управления двигателем аруд, частоту вращения вентилятора пв, частоту вращения турбокомпрессора пвд , температуру Т* х и давление Рв * х воздуха на входе в двигатель, контролируют другие параметры двигателя, в т.ч. число Маха полета. Одновременно электронным регулятором 3 контролируют прохождение из самолетных систем дискретных сигналов - «Стояночный тормоз отключен», «Пожар в мотогондоле» и дополнительно - «VI . Скорость принятия решения»,
формируют управляющие воздействия в механизацию компрессора ГТД и регулируют расход топлива Стт в камеру сгорания для поддержания требуемого уровня тяги по программе пПрог = («РУД,, х, Р х, отборы),
- формируют признак взлетного режима по наличию следующих условий: рычаг управления двигателем (РУД) находится на площадке
взлетного режима, наличие сигнала «Стояночный тормоз отключен», частота вращения вентилятора соответствует взлетному режиму.
Электронный регулятор 3 с помощью блока 2 также дополнительно постоянно измеряет параметр температуры в мотогондоле двигателя Тм г и сравнивает его с заданным значением температуры в мотогондоле т ТП„Р/|ОгГ .
На взлетном режиме, в процессе разбега по взлетно - посадочной полосе в электронный регулятор 3 поступает сигнал «VI . Скорость принятия решения». Далее, в случае поступления в электронный регулятор 3 сигнала «Пожар в мотогондоле» из самолетной противопожарной системы и ранее сформированном признаке режима взлета самолета, электронный регулятор 3 фиксирует (запоминает) значение пв и использует его в качестве заданного (программного) значения Пв РОГ . Таким образом стабильно поддерживается расход топлива в камеру сгорания и, следовательно, тяга взлетного режима, в т.ч. при ложных измерениях двигательных параметров, вызванных пожаром.
Дополнительно, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» и величине температуры Тм/Г > Т^ г электронный регулятор 3 формирует сигнал в дозатор 4 топлива на снижение расхода топлива, соответствующего режиму полетного малого газа двигателя.
При сохранении условий (наличие сигнала «Пожар в мотогондоле» и Тм г
в течение Δτ = 1-3 секунд электронный регулятор 3 формирует команду на прекращение подачи топлива в камеру сгорания полностью (GT=0), т.е. включает клапан 5 останова.
После прекращения подачи топлива в двигатель и в процессе снижения режима дальнейшее управление механизацией компрессора (входной направляющий аппарат, клапана перепуска воздуха)
осуществляют по штатным программам управления, например, в зависимости от пвддля исправного состояния двигателя.
Необходимо отметить, что зона действия заявленного способа управления тягой газотурбинного двигателя ограничивается только условиями взлетного режима. Так, например, после снятия РУД с площадки взлетного режима и переводе его на номинальный режим (набор высоты) или при частоте вращения вентилятора ниже взлетного режима, включение режима фиксации не выполняется (блокируется).
Также следует отметить, что в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» на взлетном режиме фиксацию режима работы двигателя прекращают. Такой подход, в отличие от прототипа, позволяет снять возможное фиксирование режима без останова двигателя, в т.ч. при ложном формировании сигнала «Пожар в мотогондоле».
В качестве параметра температуры Тм г может быть взят параметр температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3, размещенного на наружном корпусе двигателя в пространстве мотогондолы, или параметр температуры воздуха в мотогондоле, измеряемый с помощью отдельного датчика, т.е. вне электронного регулятора 3.
Измерение температуры воздуха внутри корпуса электронного регулятора 3 может быть осуществлено с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
Таким образом, повышение безопасности полета на взлете самолета обеспечивается исключением ложных срабатываний стабилизации режима двигателя при разбеге по взлетно-посадочной полосе за счет введения сигнала «VI . Скорость принятия решения» и за счет снятия стабилизации режима двигателя при снятии сигнала «Пожар в мотогондоле». При этом возможное развитие пожароопасной ситуации выполняется оперативным
прекращением подачи топлива в камеру сгорания двигателя за 1-3 секунды при наличии подтверждающего сигнала о превышении температуры Тм г.
Claims
1. Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме, включающий измерение положения рычага управления двигателем аРУД , температуры Т* х и давления Рв * х воздуха на входе в двигатель, частоты вращения вентилятора пв, частоты вращения турбокомпрессора пвд, формирование заданного значения частоты вращения ПРОГ , сравнение его с измеренным значением пв, контроль расхода топлива GT в камеру сгорания и контроль поступления сигнала «Пожар в мотогондоле», отличающийся тем, что дополнительно контролируют поступление сигнала «V I . Скорость принятия решения», измеряют параметр Тм г, характеризующий температурное состояние в мотогондоле двигателя, формируют заданное значение ^ ?г температурного состояния в мотогондоле двигателя и сравнивают его с параметром Тм/Г , при этом в случае наличия на взлете самолета одновременно сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI . Скорость принятия решения» фиксируют текущее значение частоты вращения вентилятора пв, используя его в качестве заданного значения Пв РОГ для стабильного поддержания расхода топлива в камеру сгорания, а при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Тм/г > Т^ 3 г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива до соответствующего режиму полетного малого газа двигателя, причем при сохранении сигнала «Пожар в мотогондоле» одновременно с выполнением условия Тм/Г > Т" г в течение 1-3 секунд подачу топлива в камеру сгорания прекращают полностью, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра Тм г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
3. Способ по п.2, отличающийся тем, что температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя измеряют с помощью термосопротивления или хромель-копелевой термопары.
4. Способ по п.1 , отличающийся тем, что в качестве параметра Тм/Г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя.
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2015146867A RU2618171C1 (ru) | 2015-10-30 | 2015-10-30 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
| RU2015146867 | 2015-10-30 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2017074227A1 true WO2017074227A1 (ru) | 2017-05-04 |
Family
ID=58631858
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/RU2016/000732 WO2017074227A1 (ru) | 2015-10-30 | 2016-10-26 | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2618171C1 (ru) |
| WO (1) | WO2017074227A1 (ru) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2726491C1 (ru) * | 2019-09-05 | 2020-07-14 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Способ управления реверсивным устройством газотурбинного двигателя |
Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7406820B2 (en) * | 2005-03-25 | 2008-08-05 | Honeywell International Inc. | System and method for turbine engine adaptive control for mitigation of instabilities |
| RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2514463C1 (ru) * | 2012-09-07 | 2014-04-27 | Закрытое Акционерное Общество Научно-Производственная Фирма "Газ-Система-Сервис" | Способ управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя |
Family Cites Families (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7690205B2 (en) * | 2005-09-20 | 2010-04-06 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine cold start mechanization |
| RU2435973C1 (ru) * | 2010-03-22 | 2011-12-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива на запуске газотурбинного двигателя |
| RU2489592C1 (ru) * | 2011-12-30 | 2013-08-10 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
-
2015
- 2015-10-30 RU RU2015146867A patent/RU2618171C1/ru active
-
2016
- 2016-10-26 WO PCT/RU2016/000732 patent/WO2017074227A1/ru active Application Filing
Patent Citations (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US7406820B2 (en) * | 2005-03-25 | 2008-08-05 | Honeywell International Inc. | System and method for turbine engine adaptive control for mitigation of instabilities |
| RU2497001C1 (ru) * | 2012-05-10 | 2013-10-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель |
| RU2514463C1 (ru) * | 2012-09-07 | 2014-04-27 | Закрытое Акционерное Общество Научно-Производственная Фирма "Газ-Система-Сервис" | Способ управления механизацией компрессора газотурбинного двигателя |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2618171C1 (ru) | 2017-05-02 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109661504B (zh) | 用于燃气涡轮发动机的控制系统 | |
| EP3287609B1 (en) | Turbofan shaft break detection system and method | |
| ES2705575T3 (es) | Control de una puerta de admisión para la puesta en marcha de un motor de turbina de gas | |
| RU2608990C1 (ru) | Способ и устройство обнаружения обледенения воздухозаборника газотурбинного двигателя | |
| US9207148B2 (en) | Combustor flameout detection logic | |
| US20180320598A1 (en) | Method and system for detecting and accommodating loss of a torque signal | |
| US10150569B2 (en) | Method of stopping a rotorcraft engine in overspeed, and a system and a rotorcraft associated therewith | |
| CA3003808A1 (en) | Method and system for detecting high turbine temperature operations | |
| RU2451921C1 (ru) | Способ контроля технического состояния газотурбинной установки | |
| CN110736625A (zh) | 一种识别双转子燃气涡轮发动机主燃烧室熄火的方法 | |
| WO2017074227A1 (ru) | Способ управления авиационным газотурбинным двигателем на взлетном режиме при пожаре | |
| US20140222310A1 (en) | Engine monitor for a multi-engine system | |
| JP2016512864A (ja) | ガスタービンおよびガスタービンを作動させる方法 | |
| EP3705702A1 (en) | Aircraft engine reignition | |
| CA3060471A1 (en) | Engine optimization biased to high fuel flow rate | |
| EP4019396A1 (en) | System and method for detecting propeller malfunction | |
| EP3855004B1 (en) | Methods and systems for starting a gas turbine engine | |
| CA3002287A1 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| RU2305788C2 (ru) | Способ аварийной защиты газотурбинного двигателя при отказах и неисправностях | |
| RU2489592C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель | |
| RU2482024C2 (ru) | Способ управления силовой установкой вертолета | |
| RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
| RU2306446C1 (ru) | Способ управления силовой установкой самолета | |
| RU2497001C1 (ru) | Способ управления расходом топлива в газотурбинный двигатель | |
| CN113756960B (zh) | 发动机及其熄火保护方法和装置、控制系统和存储介质 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| 121 | Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application |
Ref document number: 16860372 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 16860372 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |