RU2635757C1 - Method of control of ramjet engine of winged rocket - Google Patents
Method of control of ramjet engine of winged rocket Download PDFInfo
- Publication number
- RU2635757C1 RU2635757C1 RU2016140200A RU2016140200A RU2635757C1 RU 2635757 C1 RU2635757 C1 RU 2635757C1 RU 2016140200 A RU2016140200 A RU 2016140200A RU 2016140200 A RU2016140200 A RU 2016140200A RU 2635757 C1 RU2635757 C1 RU 2635757C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- ramjet
- speed
- fuel
- control
- sensors
- Prior art date
Links
Images
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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/08—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases
- F02C7/10—Heating air supply before combustion, e.g. by exhaust gases by means of regenerative heat-exchangers
Landscapes
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области ракетной техники, созданию прямоточных воздушно реактивных двигателей (ПВРД) для крылатых ракет (КР) и управлению КР.The invention relates to the field of rocket technology, the creation of ramjet engines (ramjet) for cruise missiles (CR) and control KR.
Вопросы управления ПВРД изложены в многочисленных источниках. Например, в изобретении по патенту РФ 2394999 изложена система топливопитания ВРД, в изобретении по патенту РФ 2446305 изложен способ работы ПВРД с пульсирующим режимом горения.The ramjet management issues are described in numerous sources. For example, in the invention according to the patent of the Russian Federation 2394999 the fuel supply system of the WFD is described, in the invention according to the patent of the Russian Federation 2446305 a method of operating the ramjet with a pulsating combustion mode is described.
В этих изобретениях (как и во многих других) авторы предлагали ограниченные по широте использования отличительные решения, касающиеся либо определенных типов двигателей, либо их элементов или способов использования элементов.In these inventions (as in many others), the authors proposed distinctive solutions, limited in breadth of use, concerning either certain types of engines or their elements or methods of using elements.
Для раскрытия предлагаемого решения, претендующего на широкое использование в различных ПВРД целесообразно обратиться к литературным источникам, содержащим широко известные сведения для создания системы управления ПВРД.To disclose the proposed solution, which claims to be widely used in various ramjet engines, it is advisable to refer to literary sources containing widely known information for creating a ramjet control system.
Одним из таких источников является издание «Обзор №282, ЦИАМ, 1988 год, Системы автоматического регулирования ПВРД», УДК 621.452.22-53:681.52. (далее - Обзор)One of such sources is the publication “Review No. 282, TsIAM, 1988, Automatic ramjet control systems”, UDC 621.452.22-53: 681.52. (hereinafter - Overview)
На стр. 88 Обзора приведена типичная блок-схема управления подачей топлива для ракеты. Из данной схемы, а также из ее описания на стр. 86 следует, что «топливо дозируется в зависимости от давления воздуха во входном диффузоре, которое характеризует расход воздуха».See page 88 of the Overview for a typical missile fuel flow control block diagram. From this scheme, as well as from its description on page 86, it follows that “the fuel is dosed depending on the air pressure in the inlet diffuser, which characterizes the air flow”.
В изобретении по патенту РФ №2189926 раскрыта топливоизмерительная система с компенсацией по температуре топлива. Одним из существенных признаков изобретения является наличие датчиков температуры топлива, расположенных на топливном баке.In the invention according to the patent of the Russian Federation No. 2189926 a fuel measuring system with compensation for fuel temperature is disclosed. One of the essential features of the invention is the presence of fuel temperature sensors located on the fuel tank.
Информация, получаемая от датчиков (давлений, температуры), обрабатывается в вычислителе, после чего формируется сигнал для регулирования подачи топлива.Information received from sensors (pressure, temperature) is processed in the computer, after which a signal is generated to control the fuel supply.
Известен патент США (US 4263781), в котором предложена блок-схема программной системы регулирования, предназначенной для поддержания требуемого состава топливовоздушной смеси. Для расчета подачи топлива учитывается атмосферное давление воздуха. Давление и температура воздуха в воздухозаборнике используются для расчета потребного расхода топлива.Known US patent (US 4263781), which proposed a block diagram of a software control system designed to maintain the required composition of the air-fuel mixture. To calculate the fuel supply, atmospheric air pressure is taken into account. The pressure and temperature in the air intake are used to calculate the required fuel consumption.
Известен патент США (US 4277940), который может быть взят как ближайший аналог предлагаемого решения. В изобретении представлена замкнутая система для обеспечения беспомпажной работы ПВРД и поддержания топливовоздушной смеси в заданном диапазоне в зависимости от условий полета ЛА. В изобретении измеряются параметры воздуха на входе в воздухозаборник, учитывается статическое давление воздуха и дальнейший расчет осуществляется с учетом полного давления воздуха на входе в ПВРД. В данной системе все наиболее существенные источники ошибок связаны с измерением или формированием необходимых параметров регулирования, что является как преимуществом (в целом замкнутые системы регулирования имеют выше точность в сравнении с системами с разомкнутым регулированием, использующими программные средства для расчета), так и недостатком. Ошибки измерений, разброс эксплуатационных характеристик агрегатов ведут к расширению допусков. Кроме того, даже в хорошо отлаженной системе остается высокой вероятность выхода из строя датчиков давления, на основе которых базируются основные вычисления для расхода топлива. Как следствие, ПВРД перестает функционировать.Known US patent (US 4277940), which can be taken as the closest analogue of the proposed solution. The invention provides a closed system for ensuring smooth operation of ramjet and maintaining the air-fuel mixture in a given range depending on the flight conditions of the aircraft. In the invention, the parameters of the air at the inlet to the air intake are measured, the static air pressure is taken into account, and further calculation is carried out taking into account the total air pressure at the inlet to the ramjet. In this system, all the most significant sources of errors are associated with measuring or generating the necessary control parameters, which is an advantage (in general, closed-loop control systems have higher accuracy compared to open-loop control systems that use software for calculation) and a drawback. Measurement errors, the spread in the operational characteristics of the units lead to an increase in tolerances. In addition, even in a well-functioning system, the probability of failure of the pressure sensors, based on which the basic calculations for fuel consumption are based, remains high. As a result, ramjet stops functioning.
Целью предлагаемого решения является разработка такого способа управления ПВРД, который был бы лишен указанных недостатков. В штатном режиме вычислитель (в качестве вычислителя может быть использован бортовой компьютер КР, электронный блок управления ПВРД, иная бортовая аппаратура КР) имел бы более точные показатели для расчета топливовоздушной смеси и оптимальной работы ПВРД по показаниям датчиков, а в случае выхода из строя одного (или всех) датчиков давления ПВРД вычислитель был способен сформировать режим работы ПВРД для дальнейшего полета КР.The aim of the proposed solution is the development of such a ramjet control method that would be devoid of these drawbacks. In the normal mode, the calculator (the on-board computer of the Kyrgyz Republic, the electronic ramjet control unit, other on-board equipment of the Raman engine can be used as the calculator) would have more accurate indicators for calculating the air-fuel mixture and optimal operation of the ramjet according to the readings of the sensors, and in case of failure of one ( or all) ramjet pressure sensors, the calculator was able to form a ramjet operation mode for the further flight of the Raman engine.
Суть предлагаемого решения заключается в следующем.The essence of the proposed solution is as follows.
В способе управления прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крылатой ракеты (КР), включающем измерение командных давлений, температуры топлива и положения датчиков обратной связи, установленных в приборном отсеке и на агрегатах силовой установки, преобразование информации с датчиков давлений и температуры и передачу преобразованной информации по каналу обмена информацией к вычислителю, обработку полученной информации в вычислителе по заранее установленным алгоритмам поддержания скорости летательного аппарата на различных высотах движения аппарата, выдачу управляющих сигналов на агрегаты ПВРД, обеспечение самоконтроля блоков, датчиков и клапанов агрегатов ПВРД, введены следующие отличия.In a method for controlling a ramjet direct-flow engine (ramjet) of a cruise missile (KR), including measuring command pressures, fuel temperature and the position of the feedback sensors installed in the instrument compartment and on the power unit, converting information from pressure and temperature sensors and transmitting the converted information on the information exchange channel to the computer, processing the information received in the computer according to pre-established algorithms for maintaining the aircraft speed at various x altitude motion of the apparatus, issuing control signals to the ramjet units, providing self-blocks, sensors and valve assemblies ramjet following differences introduced.
При получении сигнала об отказе командных датчиков давления выдается команда для выполнения резервного алгоритма управления ПВРД, заключающегося в расчете и подаче потребляемого ПВРД топлива по измеряемым с помощью аппаратуры спутниковой навигации параметрам скорости и высоты КР, достигается заранее заданная высота и поддерживается скорость, соответствующая высоте полета КР, при этом для управления ПВРД выбирается заданная высотная траектория КР.Upon receipt of a signal about the failure of the command pressure sensors, a command is issued to execute the backup ramjet control algorithm, which consists in calculating and supplying the fuel consumed by the ramjet fuel according to the parameters of the speed and altitude of the Raman satellite, a predetermined height is reached and the speed corresponding to the altitude of the Raman flight is maintained in this case, to control the ramjet, a predetermined altitudinal trajectory of the RC is selected.
В предлагаемом решении дополнительно может быть введено следующее.In the proposed solution, the following may additionally be introduced.
В способе управления прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) крылатой ракеты (КР) обеспечивается помехозащищенность аппаратуры спутниковой навигации путем выделения достоверных спутниковых сигналов.In the method of controlling a ramjet engine (ramjet) of a cruise missile (CR), the noise immunity of satellite navigation equipment is provided by extracting reliable satellite signals.
Предлагаемое решение может быть реализовано следующим образом.The proposed solution can be implemented as follows.
На фиг. 1 представлена блок-схема управления ПВРД, где позициями обозначены следующие элементы:In FIG. 1 shows a block diagram of the ramjet control, where the positions denote the following elements:
1 - приемники воздушного давления;1 - air pressure receivers;
2 – пневмомагистрали;2 - pneumatic lines;
3 - датчики командных давлений;3 - command pressure sensors;
4 - канал обмена информацией;4 - channel for the exchange of information;
5 - аппаратура спутниковой навигации (АПСН);5 - satellite navigation equipment (APSN);
6 - магистраль управления исполнительными механизмами;6 - highway management executive mechanisms;
7 - исполнительные механизмы в составе регулятора подачи топлива (РПТ);7 - actuators as part of the fuel supply regulator (RPT);
8 - вычислитель;8 - calculator;
9 - канал обмена информацией с агрегатным отсеком ПВРД;9 - channel for the exchange of information with the aggregate compartment ramjet;
10 - датчики обратной связи в составе РПТ;10 - feedback sensors in the RPT;
11 - датчик температуры в составе РПТ;11 - temperature sensor in the RPT;
12 - регулятор подачи топлива;12 - fuel supply regulator;
13 - топливные магистрали;13 - fuel lines;
14 - воздухозаборник;14 - an air intake;
15 - приборный отсек;15 - instrument compartment;
16 - агрегатный отсек ПВРД.16 - aggregate compartment ramjet.
Как видно из блок-схемы на фиг. 1, после включения ПВРД его работа осуществляется по типичной для данного типа двигателя программе. В штатном варианте работы ПВРД информация, поступающая в вычислитель (8) от датчиков давления (3) через канал обмена информацией (4) и от датчиков температуры (11) через канал обмена информацией (9), обрабатывается в вычислителе (8), после чего через магистраль управления (6) подается команда на исполнительные механизмы (электромагнитные клапаны, сервоклапаны и т.п.) (7) регулятора подачи топлива для позиционирования топливных кранов (на фигуре не показаны, так как не являются сутью решения). Точность позиционирования контролируется с помощью датчиков обратной связи (10), информация с которых поступает в вычислитель через магистральный канал обмена информацией (9). Потребный расход топлива, подаваемый в камеру сгорания ПВРД рассчитывается в вычислителе по командным давлениям с поправкой на плотность топлива, определяемую с помощью датчиков температуры по заранее определенным высотно-скоростным характеристикам двигателя.As can be seen from the flowchart of FIG. 1, after turning on the ramjet, its operation is carried out according to a program typical for this type of engine. In the standard version of the ramjet operation, information coming to the computer (8) from pressure sensors (3) through the information exchange channel (4) and from temperature sensors (11) through the information exchange channel (9) is processed in the computer (8), after which a command is sent through the control line (6) to the actuators (solenoid valves, servo valves, etc.) (7) of the fuel supply regulator for positioning the fuel valves (not shown in the figure, since they are not the essence of the solution). The positioning accuracy is controlled by feedback sensors (10), the information from which enters the calculator through the main information exchange channel (9). The required fuel consumption supplied to the ramjet combustion chamber is calculated in the computer by command pressures, adjusted for fuel density, determined using temperature sensors according to predetermined altitude and speed characteristics of the engine.
При этом по сигналам спутниковой навигации, поступающим от аппаратуры спутниковой навигации (5), могут быть определены меняющиеся координаты КР и, соответственно, скорость и высота КР относительно поверхности. Но, так как режим работы ПВРД по датчикам командных давлений согласуется с числом Маха (отношение скорости КР к скорости звука) КР относительно окружающей среды то, появляется возможность рассчитать поправки для расчета величин командных давлений и количества топлива, потребляемого на данной высоте при данной скорости по параметрам аппаратуры спутниковой навигации. Это необходимо в случаях наличия встречной или попутной составляющей ветра.In this case, from the satellite navigation signals received from the satellite navigation equipment (5), the changing coordinates of the Raman scattering and, accordingly, the speed and height of the Raman scattering relative to the surface can be determined. But, since the ramjet operation mode for command pressure sensors is consistent with the Mach number (the ratio of the speed of sound to sound velocity) of the air relative to the environment, it is possible to calculate corrections for calculating the values of command pressures and the amount of fuel consumed at a given height at a given speed according to parameters of satellite navigation equipment. This is necessary in cases where there is a headwind or tailwind component.
В случае выхода из строя датчиков давления (отсутствия сигнала от датчиков или подачи заведомо ложного сигнала, что может быть проконтролировано аппаратной частью или по значительному отклонению показаний датчиков давления от давлений, рассчитанных по скорости и высоте, определенных, в том числе, с помощью аппаратуры спутниковой навигации) во избежание остановки работы ПВРД может быть введен в действие резервный алгоритм работы двигателя.In the event of failure of the pressure sensors (lack of a signal from the sensors or the supply of a deliberately false signal, which can be monitored by the hardware or by a significant deviation of the pressure sensors from pressure calculated by speed and altitude, determined, inter alia, using satellite equipment navigation) to avoid stopping the ramjet operation, a backup engine operation algorithm can be put in place.
Заключается алгоритм в следующем. Как было упомянуто выше, в штатном режиме подача топлива в камеру сгорания производится регулятором подачи топлива (12) через топливные магистрали (13) в соответствии с командными давлениями. Приемники (1) датчиков командных давлений находятся в воздухозаборнике (14) изделия и соединены с датчиками пневномагистралями (2). Так, в общем случае, для поддержания скорости полета расход топлива зависит от расхода воздуха через ПВРД, расход воздуха в свою очередь пропорционален полному давлению воздуха, измеряемому на передней части воздухозаборника (посредством приемника воздушного давления). Полное давление воздуха зависит от скорости, высоты полета КР и особенностей атмосферы в точке полета (времени года, широты и долготы местности). По сигналам, поступающим от аппаратуры спутниковой навигации, определяются поправки скорости КР для расчета величин командных давлений и количества топлива, потребляемого на данной высоте при данной скорости по параметрам аппаратуры спутниковой навигации.The algorithm is as follows. As mentioned above, in the normal mode, the fuel is supplied to the combustion chamber by the fuel supply regulator (12) through the fuel lines (13) in accordance with command pressures. The receivers (1) of the command pressure sensors are located in the air intake (14) of the product and are connected to the sensors via air lines (2). So, in the general case, to maintain the flight speed, fuel consumption depends on the air flow through the ramjet, the air flow in turn is proportional to the total air pressure measured at the front of the air intake (via the air pressure receiver). The total air pressure depends on the speed, altitude, and the atmosphere at the point of flight (season, latitude and longitude). The signals received from the satellite navigation equipment determine the corrections of the velocity of the RC to calculate the values of command pressures and the amount of fuel consumed at a given height at a given speed according to the parameters of the satellite navigation equipment.
С момента перехода на резервный алгоритм управления ПВРД производится расчет командных давлений по параметрам высоты и скорости, рассчитываемых по сигналам АПСН, с учетом поправок скорости КР (вычисляются на борту КР с учетом индивидуальных особенностей ПВРД, климата и последних значений датчиков). По командным давлениям производится расчет расхода воздуха и осуществляется подача топлива для поддержания заданной скорости полета на заданной высоте.From the moment of transition to the backup ramjet control algorithm, the command pressures are calculated according to the altitude and speed parameters calculated from the APSN signals, taking into account the velocity corrections (calculated onboard the ram taking into account the individual characteristics of the ramjet, climate and the latest sensors). According to command pressures, air flow is calculated and fuel is supplied to maintain a given flight speed at a given height.
При возможном изменении состояния окружающей среды (изменении высоты полета, изменении скорости ветра и направления ветра при удалении от точки, где были рассчитаны поправки) расчет командных давлений может производиться с учетом данных о стандартной атмосфере для данной местности и времени года по исходным данным АПСН с возможной корректировкой по известному разрезу атмосферы, сделанному перед полетом.In the event of a possible change in the state of the environment (change in flight altitude, change in wind speed and wind direction when moving away from the point where the corrections were calculated), command pressures can be calculated taking into account data on the standard atmosphere for a given area and time of year according to the initial data of the ASPS with possible adjustment for a known section of the atmosphere made before the flight.
Для КР может быть выбрана присущая ее конструктивным особенностям высотная траектория. Обладая достоверной информацией о тяговых (высотно-скоростных) характеристиках ПВРД, граничных значениях о перепадах давления, возможных погрешностях состава топливовоздушной смеси и возможных других величинах, а также с учетом расстояния до цели, производится расчет полета КР до цели, т.е. выбранная высотная траектория может быть скорректирована для выполнения поставленной задачи.For RC, a height trajectory inherent in its design features can be selected. Possessing reliable information on the thrust (high-speed) ramjet characteristics, boundary values on pressure drops, possible errors in the composition of the air-fuel mixture and possible other values, as well as taking into account the distance to the target, the flight of the aircraft to the target is calculated, i.e. The selected altitude path can be adjusted to accomplish the task.
Учитывая появление техногенных факторов, негативно влияющих на работоспособность аппаратуры спутниковой навигации, а также, предполагая возможную постановку преднамеренных помех запрещенными в ряде стран международными организациями или вероятным противником, аппаратура спутниковой навигации должна быть выполнена в помехоустойчивом варианте. В связи с чем, предлагается обеспечить помехоустойчивость аппаратуры путем выделения полезного сигнала из массива принимаемой спутниковой антенной информации.Given the occurrence of technogenic factors that negatively affect the operability of satellite navigation equipment, as well as assuming the possible setting up of intentional interference by international organizations prohibited in a number of countries or by a likely adversary, satellite navigation equipment should be implemented in a noise-resistant version. In this connection, it is proposed to provide noise immunity of the equipment by extracting a useful signal from the array of received satellite antenna information.
Одним из вариантов обеспечения выделения полезного сигнала может быть изготовление антенны из нескольких антенных элементов, разнесенных друг от друга на расчетное расстояние (зависимое от длины волны принимаемого сигнала), с последующей обработкой сигналов, воспринимаемых отдельными антенными элементами.One of the ways to ensure the selection of a useful signal can be the manufacture of an antenna from several antenna elements spaced apart from each other by a calculated distance (depending on the wavelength of the received signal), followed by processing signals received by individual antenna elements.
Обеспечение помехоустойчивости аппаратуры спутниковой навигации позволяет существенно повысить достоверность получаемой информации и, как следствие, обеспечить расчет параметров скорости и высоты КР. С помощью заранее сформированных поправок на основе данных о ПВРД и КР определить требуемый расход топлива и обеспечить полет КР, что изложено выше.Ensuring noise immunity of satellite navigation equipment can significantly increase the reliability of the information received and, as a result, provide the calculation of the parameters of speed and height of the Raman. Using pre-formed corrections on the basis of data on ramjet and CR, determine the required fuel consumption and ensure the flight of the CR, which is described above.
Таким образом, благодаря предложенному решению, достигается следующий технический результат. Появляется возможность скорректировать работу ПВРД в штатном режиме и сформировать резервную систему для управления ПВРД во внештатной (аварийной) ситуации, что существенно повышает надежность работы ПВРД и, как следствие, повышает живучесть КР, безопасность полета КР и вероятность поражения цели.Thus, thanks to the proposed solution, the following technical result is achieved. There is an opportunity to adjust the ramjet operation in the normal mode and create a backup system for ramjet control in an emergency (emergency) situation, which significantly increases the reliability of the ramjet and, as a result, increases the survivability of the Raman, the flight safety of the Raman and the probability of hitting the target.
Технически предлагаемое решение вполне осуществимо. Каждым разработчиком и производителем ПВРД накоплена достаточная база о производимых ими особенностях ПВРД (параметрах работы, конструктивных и технологических особенностях, характеристиках ПВРД и др.), что может быть использовано в расчетах по доработке управления ПВРД.Technically, the proposed solution is quite feasible. Each ramjet developer and manufacturer has accumulated a sufficient base about the ramjet ramp features they produce (operating parameters, design and technological features, ramjet ramp characteristics, etc.), which can be used in the calculations to refine ramjet ramp management.
Для реализации решения необходимо провести дополнительную доработку алгоритмов управления ПВРД и, как следствие, КР. Также, внедрение предлагаемого решения предполагает согласование работы аппаратуры спутниковой навигации, вычислителя и ПВРД.To implement the solution, it is necessary to further refine the ramjet control algorithms and, as a consequence, the RC. Also, the implementation of the proposed solution involves the coordination of satellite navigation equipment, a computer and ramjet.
Учитывая, что в состав бортовой аппаратуры практически любого КР включены аппаратура спутниковой навигации и вычислитель, реализация решения не требует установку дополнительной материальной части. Как следствие, не будут изменяться конструктивные особенности КР в целом, ПВРД в частности. Т.е. будет сокращен перечень испытаний, что снизит стоимость и время работ по доработке.Given that the composition of the on-board equipment of almost any KR includes satellite navigation equipment and a computer, the implementation of the solution does not require the installation of additional material. As a result, the design features of the CR as a whole, ramjet in particular, will not change. Those. the list of tests will be reduced, which will reduce the cost and time of completion work.
Практически, не изменится и технологический процесс изготовления ПВРД, что также положительно отразится на ускорении производства доработанного ПВРД и внедрения его в КР.In practice, the manufacturing process for ramjet production will not change, which will also have a positive effect on accelerating the production of modified ramjet and its introduction in the Kyrgyz Republic.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016140200A RU2635757C1 (en) | 2016-10-13 | 2016-10-13 | Method of control of ramjet engine of winged rocket |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016140200A RU2635757C1 (en) | 2016-10-13 | 2016-10-13 | Method of control of ramjet engine of winged rocket |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2635757C1 true RU2635757C1 (en) | 2017-11-15 |
Family
ID=60328692
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016140200A RU2635757C1 (en) | 2016-10-13 | 2016-10-13 | Method of control of ramjet engine of winged rocket |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2635757C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4263781A (en) * | 1979-07-25 | 1981-04-28 | United Technologies Corporation | Integral rocket-ramjet open loop fuel control system |
| US4277940A (en) * | 1979-07-25 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Integral rocket-ramjet closed loop fuel control system |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2189926C1 (en) * | 2001-10-10 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Airborne fuel gagging system with temperature compensation |
| RU2287076C1 (en) * | 2005-02-24 | 2006-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Engine plant of hypersonic craft |
| RU2410291C1 (en) * | 2009-11-10 | 2011-01-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine |
-
2016
- 2016-10-13 RU RU2016140200A patent/RU2635757C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4263781A (en) * | 1979-07-25 | 1981-04-28 | United Technologies Corporation | Integral rocket-ramjet open loop fuel control system |
| US4277940A (en) * | 1979-07-25 | 1981-07-14 | United Technologies Corporation | Integral rocket-ramjet closed loop fuel control system |
| US5085048A (en) * | 1990-02-28 | 1992-02-04 | General Electric Company | Scramjet including integrated inlet and combustor |
| RU2189926C1 (en) * | 2001-10-10 | 2002-09-27 | Открытое акционерное общество "Техприбор" | Airborne fuel gagging system with temperature compensation |
| RU2287076C1 (en) * | 2005-02-24 | 2006-11-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Engine plant of hypersonic craft |
| RU2410291C1 (en) * | 2009-11-10 | 2011-01-27 | Открытое акционерное общество "Корпорация "Тактическое ракетное вооружение" | Supersonic missile with powdered metallic fuel engine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9334807B2 (en) | Methods and apparatus to determine airflow conditions at an inlet of an engine | |
| US9897517B2 (en) | Method for monitoring a thrust fault of an aircraft turbofan | |
| US10260425B2 (en) | Leak detection, isolation and accommodation assembly for gas turbine engines | |
| US8265807B2 (en) | Automatic takeoff and landing apparatus for aircraft, and methods for performing an automatic takeoff and an automatic landing of an aircraft | |
| US5083277A (en) | Fuel control system | |
| US8364340B2 (en) | Method and systems for virtual sensor selection and blending | |
| CN108454866A (en) | Auto-throttle for turboprop controls | |
| US7630820B2 (en) | Feedback control system and method that selectively utilizes observer estimates | |
| CA2864821A1 (en) | Gas turbine engine performance seeking control | |
| EP1103876A1 (en) | Method and system for compensation of measurement error | |
| US20170361941A1 (en) | Controlling aircraft using thrust differential trim | |
| CN107074345B (en) | System and method for controlling a pressure field around an aircraft in flight | |
| RU2635757C1 (en) | Method of control of ramjet engine of winged rocket | |
| RU2646020C1 (en) | Method of controlling the aeronautical air-reactive engine of a flying apparatus | |
| GB1237680A (en) | Flow metering apparatus, particularly for combustion engine fuel control | |
| RU2319025C1 (en) | Gas-turbine engine control method | |
| US20180320599A1 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| US20200080497A1 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| GB1256666A (en) | ||
| RU2765516C1 (en) | Method for protecting aircraft power plant from negative thrust in flight | |
| Harner et al. | Control system requirements for advanced ramjet engines | |
| Myers et al. | Propulsion Control Experience Used in the Highly Integrated Digital Electronic Control (HIDEC) Program | |
| Yonke et al. | HIDEC Adaptive Engine Control System Flight Evaluation Results | |
| Gurevich et al. | Compensating the Effects of Ice Crystal Icing on the Engine Performance by Control Methods | |
| US3348560A (en) | Acceleration force compensator for aircraft prime mover |