RU2817575C1 - Method of controlling thermal state of electronic controller of gas turbine engine - Google Patents
Method of controlling thermal state of electronic controller of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2817575C1 RU2817575C1 RU2023127438A RU2023127438A RU2817575C1 RU 2817575 C1 RU2817575 C1 RU 2817575C1 RU 2023127438 A RU2023127438 A RU 2023127438A RU 2023127438 A RU2023127438 A RU 2023127438A RU 2817575 C1 RU2817575 C1 RU 2817575C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- electronic
- regulator
- air temperature
- gas turbine
- electronic controller
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000013021 overheating Methods 0.000 abstract description 13
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 7
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 231100001261 hazardous Toxicity 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 229910000809 Alumel Inorganic materials 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000005534 acoustic noise Effects 0.000 description 1
- 238000004378 air conditioning Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000009429 electrical wiring Methods 0.000 description 1
- 238000000605 extraction Methods 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 230000035939 shock Effects 0.000 description 1
- 230000002277 temperature effect Effects 0.000 description 1
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиационного газотурбинного двигателестроения, в частности к электронным цифровым системам автоматического управления с полной ответственностью типа FADEC (full authority digital engine control), размещенных на газотурбинном двигателе (ГТД).The invention relates to the field of aviation gas turbine engine construction, in particular to electronic digital automatic control systems with full responsibility such as FADEC (full authority digital engine control), located on a gas turbine engine (GTE).
Важным условием надежной работы электронных систем автоматического управления ГТД является соблюдение условий их эксплуатации в части воздействия множества внешних факторов (температура, синусоидальная вибрация, удар, влажность, акустический шум, молния и т.д.).An important condition for the reliable operation of electronic automatic control systems of gas turbine engines is compliance with their operating conditions regarding the influence of many external factors (temperature, sinusoidal vibration, shock, humidity, acoustic noise, lightning, etc.).
В этой связи эффективным способом обеспечения безотказной работы электронных агрегатов ГТД является автоматизированный / автоматический контроль наиболее значимых эксплуатационных факторов. Одним из таких воздействий, которое приводит к повышению интенсивности отказов цифровых узлов и сокращает срок службы электронного изделия, является температура окружающей среды. Очевидно, что контроль теплового состояния электронного оборудования должен осуществляться в режиме реального времени полета, не допуская перехода предаварийного состояния оборудования на аварийный уровень. Вышеуказанный контроль особенно актуален для электронного регулятора из состава цифровой системы управления с полной ответственностью типа FADEC (без гидромеханического резервирования), т.к. неконтролируемый отказ такого электронного регулятора может привести к нештатным выключениям двигателя в полете или к несанкционированным забросам топлива в двигатель с возможными опасными последствиями для двигателя и самолета. Важность контроля температурного состояния подтверждается и тем, что, как правило, электронный регулятор двигателя размещают в пожароопасной зоне, а значит риски его отказа из-за перегрева возрастают.In this regard, an effective way to ensure trouble-free operation of electronic gas turbine units is automated / automatic control of the most significant operational factors. One of these influences, which leads to an increase in the failure rate of digital components and reduces the service life of an electronic product, is ambient temperature. It is obvious that the thermal state of electronic equipment must be monitored in real-time flight mode, preventing the pre-emergency state of the equipment from transitioning to an emergency level. The above control is especially relevant for an electronic regulator that is part of a digital control system with full responsibility of the FADEC type (without hydromechanical redundancy), because An uncontrolled failure of such an electronic regulator may result in abnormal engine shutdowns in flight or unauthorized injection of fuel into the engine, with possible hazardous consequences for the engine and the aircraft. The importance of temperature control is also confirmed by the fact that, as a rule, the electronic engine controller is placed in a fire hazardous area, which means the risks of its failure due to overheating increase.
Известна бортовая система авиационного двигателя ПС-90А, которая предусматривает измерение температуры воздуха tв в техническом отсеке под панелями газогенератора с помощью хромель-алюмелевой термопары типа Т-38. В случае превышения температуры воздуха tв наперед заданной величины (~ 400°С) в бортовой системе БСКД-90 формируется информационный дискретный сигнал «Перегрев», который индицируется в кабине экипажа на цифровом мониторе. При появлении сигнализации о перегреве и в сочетании с информационными сигналами противопожарной системы двигателя возможно ручное включение очереди пожаротушения.The on-board system of the PS-90A aircraft engine is known, which provides for measuring the air temperature t in the technical compartment under the gas generator panels using a T-38 type chromel-alumel thermocouple. If the air temperature t exceeds a predetermined value (~ 400°C), a discrete information signal “Overheating” is generated in the BSKD-90 on-board system, which is displayed in the cockpit on a digital monitor. When an overheating alarm appears and in combination with information signals from the engine fire system, it is possible to manually activate the fire extinguishing queue.
Недостатком известного аналога является то, что данный способ эффективен для устранения пожара в отсеке газогенератора и не отражает температуру воздуха в районе установки электронного регулятора двигателя, размещаемого на наружном корпусе двигателя.The disadvantage of the known analogue is that this method is effective for extinguishing a fire in the gas generator compartment and does not reflect the air temperature in the area where the electronic engine regulator is installed, located on the outer casing of the engine.
Известен ряд аналогов, предусматривающих принудительную вентиляцию и охлаждение электронного оборудования ГТД, в т.ч. электронного регулятора двигателя, размещенного как на внешнем корпусе двигателя, так и в отсеке газогенератора двухконтурного двигателя (WO 2022073890 (А1) - 2022-04-14; US 2018149093 (А1) - 2018-05-31; US 6202403 (Bl) - 2001-03-20; WO 2018013347 (A1) - 2018-01-18; RU (11) 2 672 197(13)C2).There are a number of known analogues that provide forced ventilation and cooling of electronic equipment of gas turbine engines, incl. electronic engine regulator, located both on the outer engine housing and in the gas generator compartment of a dual-circuit engine (WO 2022073890 (A1) - 2022-04-14; US 2018149093 (A1) - 2018-05-31; US 6202403 (Bl) - 2001 -03-20; WO 2018013347 (A1) - 2018-01-18; RU (11) 2 672 197 (13) C2).
Недостатками данных аналогов является усложнение конструкции двигателя, увеличение его массы и стоимости, снижение надежности из-за необходимости применения дополнительного оборудования.The disadvantages of these analogues are the complexity of the engine design, an increase in its weight and cost, and a decrease in reliability due to the need to use additional equipment.
Известен ряд способов обнаружения перегрева на различных технических объектах, в том числе в отсеках силовых установок воздушных судов, предусматривающих измерение температуры и дополнительно скорости ее изменения по сопротивлению одного или нескольких чувствительных элементов терморезистивного датчика; сравнение результатов измерений с заданными пороговыми значениями, и в случае превышения измеренных величин над заданными пороговыми значениями формируют информационный сигнал о пожаре или перегреве в систему пожарной защиты объекта контроля (RU 2711136 C1; RU 2637095 CI; RU 2637094 C1; RU 2632765 C1; RU 2626716 С1).There are a number of known methods for detecting overheating at various technical objects, including in aircraft power plant compartments, which involve measuring temperature and, additionally, the rate of its change by the resistance of one or more sensitive elements of a thermistor sensor; comparison of measurement results with specified threshold values, and if the measured values exceed the specified threshold values, an information signal about fire or overheating is generated to the fire protection system of the monitored object (RU 2711136 C1; RU 2637095 CI; RU 2637094 C1; RU 2632765 C1; RU 2626716 C1).
К недостаткам известных аналогов следует отнести их низкую эффективность и косвенность оценки теплового состояния внутренних электронных плат цифрового регулятора двигателя. Кроме того, использование в алгоритме выявления перегрева параметра скорости изменения температуры может привести к ложным информационным сигналам, например, при переменном отказе электропроводки терморезистивного датчика.The disadvantages of the known analogues include their low efficiency and indirect assessment of the thermal state of the internal electronic boards of the digital engine controller. In addition, the use of the rate of temperature change parameter in the overheating detection algorithm can lead to false information signals, for example, in the event of an intermittent failure of the electrical wiring of a thermistor sensor.
В качестве прототипа (по патенту на изобретение RU 2618 171) выбран способ управления авиационным газотурбинным двигателем, включающий измерение положения рычага управления двигателем αруд, измерение параметров воздуха на входе в двигатель и параметров работы двигателя (частоту вращения вентилятора nв, частоты вращения ротора высокого давления nвд, расход топлива GT в камеру сгорания и др.), контроль наличия входных дискретных сигналов «Пожар в мотогондоле» и «VI. Скорость принятия решения», стабильное поддержание расхода топлива GT на взлете в условиях пожара по заданной логике, дополнительно измеряют температурное состояние мотогондолы двигателя Тм/г, заранее формируют заданное значение Тзадм/г температурного состояния в мотогондоле двигателя, сравнивают параметр Тм/г с Тзадм/г, при наличии сигнала «Пожар в мотогондоле» с одновременным выполнением условия Тм/г≥Тзадм/г формируют управляющее воздействие в камеру сгорания на снижение расхода топлива GT до полетного малого газа, а в случае снятия сигнала «Пожар в мотогондоле» фиксацию режима работы двигателя прекращают.As a prototype (according to invention patent RU 2618 171), a control method for an aircraft gas turbine engine was selected, including measuring the position of the engine control lever αrud, measuring air parameters at the engine inlet and engine operating parameters (fan speed n in , high-pressure rotor speed n vd , fuel consumption GT into the combustion chamber, etc.), monitoring the presence of discrete input signals “Fire in the engine nacelle” and “VI. Decision-making speed", stable maintenance of fuel consumption G T on takeoff in fire conditions according to a given logic, additionally measure the temperature state of the engine nacelle Tm/g, pre-form a given value T set m/g of the temperature state in the engine nacelle, compare the parameter Tm/g with T set m/g, in the presence of the signal “Fire in the engine nacelle” with the simultaneous fulfillment of the condition Tm/g≥T set m/g, a control action is formed in the combustion chamber to reduce fuel consumption G T to flight idle, and in the event of the signal being removed “Fire in the engine nacelle”, the recording of the engine operating mode is stopped.
К недостаткам прототипа относится:The disadvantages of the prototype include:
- автоматическое снижение режима работы и/или выключение двигателя в полете на основе данных о тепловом состоянии в мотогондоле или в электронном регуляторе;- automatic reduction of operating mode and/or engine shutdown in flight based on data on the thermal state in the engine nacelle or in the electronic regulator;
- недостаточная надежность выявления факта перегрева регулятора на основе только одного параметра температуры. Например, в случае недостоверных данных от термосопротивления или хромель-копелевой термопары возможно формирование ложной информации о перегреве в мотогондоле (и выключение двигателя).- insufficient reliability of detecting the fact of overheating of the regulator based on only one temperature parameter. For example, in the case of unreliable data from a thermal resistance or a Chromel-Copel thermocouple, false information about overheating in the engine nacelle (and engine shutdown) may be generated.
- в снижении режима работы двигателя и/или в его выключении просто нет необходимости, если экипаж может вручную парировать перегрев в мотогондоле, вызванный, например, поломкой трубопроводов отбора нагретого воздуха из компрессора;- there is simply no need to reduce the engine operating mode and/or turn it off if the crew can manually counteract overheating in the engine nacelle caused, for example, by a breakdown of the heated air extraction pipelines from the compressor;
- контроль теплового состояния ограничивается только взлетным режимом, что снижает эффективность контроля воздействий в целом за полет;- control of the thermal state is limited only to the take-off mode, which reduces the effectiveness of control of impacts during the flight as a whole;
- не конкретизировано, в каком именно электронном оборудовании осуществляется обработка сигнала датчика температуры воздуха снаружи электронного регулятора.- it is not specified in which electronic equipment the signal from the air temperature sensor outside the electronic controller is processed.
Технической проблемой является то, что в качестве параметра Тм/г, характеризующего температурное состояние в мотогондоле двигателя, используют температуру воздуха внутри электронного регулятора двигателя, размещенного в мотогондоле двигателя или температуру воздуха снаружи электронного регулятора двигателя, автоматическое снижение режима работы и/или выключение двигателя в полете, контроль теплового состояния двигателя в целом, вследствие чего выявление факта перегрева на основе только одного параметра температуры, что является недостаточно надежным.The technical problem is that as a parameter Tm/g, characterizing the temperature state in the engine nacelle, the air temperature inside the electronic engine governor located in the engine nacelle or the air temperature outside the electronic engine governor are used, automatic reduction of the operating mode and/or shutdown of the engine in flight, monitoring the thermal state of the engine as a whole, resulting in detection of overheating based on only one temperature parameter, which is not reliable enough.
Техническая задача, на решение которой направлено заявленное изобретение, заключается в исключении автоматического снижения режима работы двигателя и/или его выключение в полете, повышение надежности, предоставление экипажу возможности вручную парировать перегрев в мотогондоле на основе предупредительного сигнала, а также обеспечение постоянного контроля температурного воздействия на электронный регулятор в течение всего полета.The technical problem to be solved by the claimed invention is to eliminate the automatic reduction of the engine operating mode and/or turn it off in flight, increase reliability, provide the crew with the ability to manually counteract overheating in the engine nacelle based on a warning signal, as well as ensure constant monitoring of the temperature effect on electronic regulator throughout the flight.
Техническая задача решается за счет того, что способ контроля теплового состояния электронного регулятора газотурбинного двигателя, включает измерение положения рычага управления двигателем αруд и параметров работы двигателя (частоту вращения вентилятора nв, частоты вращения ротора высокого давления nвд, расход топлива GT в камеру сгорания и др.), обеспечение требуемого уровня тяги двигателя, измерение температуры ТВВ воздуха внутри электронного регулятора, формирование первого заданного (предельного) значения Т1ВCзад температуры воздуха внутри электронного регулятора, сравнение параметров ТВВ с Т1ВВ зад, согласно изобретению, дополнительно формируют второе заданное значение Т2ВВ зад температуры воздуха внутри электронного регулятора, первое заданное значение Т1Всзад температуры воздуха снаружи электронного регулятора, второе заданное значение Т2ВС зад температуры воздуха снаружи электронного регулятора, также измеряют температуру ТВС воздуха снаружи электронного регулятора; причем и в случае, если то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который передают на монитор летчику для выполнения мер по снижению температуры электронного регулятора; а в случае, если то в электронном регулятореThe technical problem is solved due to the fact that the method for monitoring the thermal state of the electronic regulator of a gas turbine engine includes measuring the position of the engine control lever αrud and engine operating parameters (fan rotation speed n in , high-pressure rotor speed n in , fuel consumption GT in the combustion chamber etc.), ensuring the required level of engine thrust, measuring the air temperature ТВС inside the electronic regulator, forming the first set (limit) value Т1ВС set air temperature inside the electronic regulator, comparing the parameters ТВС with Т1 ВВ back , according to the invention, additionally forming the second set value T2 ВВ set air temperature inside the electronic controller, first set value T1Вс set air temperature outside the electronic controller, second set value T2 ВС set air temperature outside the electronic controller, also measure temperature ТВс air outside the electronic controller; and and in case then a discrete warning signal “Increased temperature of the regulator” is generated in the electronic regulator, which is transmitted to the monitor to the pilot to take measures to reduce the temperature of the electronic regulator; and in case then in the electronic regulator
формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также передают на монитор летчику для принятия решения о необходимости выключения двигателя.an emergency discrete signal “Limit temperature of the regulator” is generated, which is also transmitted to the monitor to the pilot to make a decision about the need to turn off the engine.
Кроме того, согласно изобретению, измерение температуры воздуха внутри электронного регулятора осуществляют с помощью терморезистивного датчика, а одновременное измерение температуры воздуха снаружи электронного регулятора осуществляют с помощью терморезистивного датчика, термопары или оптико-волоконного датчика температуры распределенного типа.In addition, according to the invention, the measurement of the air temperature inside the electronic controller is carried out using a thermistor sensor, and the simultaneous measurement of the air temperature outside the electronic controller is carried out using a thermistor sensor, a thermocouple or a distributed-type fiber-optic temperature sensor.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве терморезистивного датчика для измерения температуры воздуха снаружи электронного регулятора используют терморезистивный датчик типа П-148.In addition, according to the invention, a P-148 type thermistor sensor is used as a thermistor sensor for measuring the air temperature outside the electronic controller.
На фиг. 1 представлена схема устройства, демонстрирующая заявляемый способ.In fig. 1 is a diagram of the device demonstrating the proposed method.
Устройство содержит блок 1 датчиков параметров газотурбинного двигателя, датчик 2 температуры воздуха снаружи электронного регулятора, электронный регулятор 3 газотурбинного двигателя, дозатор топлива 4, газотурбинный двигатель 5, интерфейсный блок 6 из состава общесамолетного оборудования.The device contains a block 1 of gas turbine engine parameter sensors, an air temperature sensor 2 outside the electronic regulator, an electronic regulator 3 of the gas turbine engine, a fuel dispenser 4, a gas turbine engine 5, an interface unit 6 from the general aircraft equipment.
Блок 1 датчиков представляет собой совокупность датчиков и сигнализаторов (не показаны), которые обеспечивают измерение параметров рабочего процесса ГТД 5 (давление воздуха за компрессором Рк*, частоту вращения роторов низкого nнд и высокого nвд давлений, температуру газов за турбиной Тг и др.), измерение положения рычага управления двигателем αруд, а также параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД Твх*, Рвх*), измерение управляющих воздействий (расход топлива GТ в камере сгорания, положение ВНА - Lвна и др.Sensor block 1 is a set of sensors and alarms (not shown) that provide measurement of the operating process parameters of the gas turbine engine 5 (air pressure behind the compressor Pk*, rotor speed of low n low pressure and high n high pressure, gas temperature behind the turbine Tg, etc. ), measurement of the position of the engine control lever αrud, as well as parameters of flight conditions (temperature and air pressure at the inlet to the gas turbine engine Твх*, Рвх*), measurement of control actions (fuel consumption G Т in the combustion chamber, position of the VHA - L VNA , etc.
Датчик 2 температуры воздуха снаружи электронного регулятора представляет собой типовой терморезистор или комплект терморезисторов.Air temperature sensor 2 outside the electronic controller is a standard thermistor or a set of thermistors.
Но предпочтительно применение терморезистивного датчика типа П-148, имеющего прямо пропорциональную зависимость сопротивления от температуры окружающей среды, герметичный корпус, высокую надежность и точность измерения.But it is preferable to use a P-148 type thermistor sensor, which has a directly proportional dependence of the resistance on the ambient temperature, a sealed housing, high reliability and measurement accuracy.
Электронный регулятор 3 газотурбинного двигателя предназначен для выработки управляющих воздействий на исполнительные механизмы дозатора 4. Регулятор представляет собой специализированную многопроцессорную электронную вычислительную машину с неизменяемой в процессе регулирования и контроля программой, работающую в реальном масштабе времени, оснащенную устройствами сопряжения с датчиками и исполнительными механизмами (не показаны).The electronic regulator 3 of the gas turbine engine is designed to generate control actions on the actuators of the dispenser 4. The regulator is a specialized multiprocessor electronic computer with a program that is unchangeable in the process of regulation and control, operating in real time, equipped with devices for interfaces with sensors and actuators (not shown) ).
Электронный регулятор 3 двигателя является основным устройством цифровой системы управления ГТД 5, которая в иностранной литературе именуется как FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Западный аналог регулятора 3 - цифровой блок EEC (Electronic Engine Control) в составе авиационного двигателя CFM56-7B для самолетов Boeing 737.Electronic engine controller 3 is the main device of the digital control system of the gas turbine engine 5, which in foreign literature is referred to as FADEC (Full Authority Digital Engine Control). The Western analogue of regulator 3 is the EEC (Electronic Engine Control) digital unit as part of the CFM56-7B aircraft engine for Boeing 737 aircraft.
В конструкцию электронного регулятора 3 входит встроенный датчик 3.1 температуры воздуха внутри электронного регулятора, представляющий типовой терморезистор. Однако, в общем случае измерение температуры воздуха внутри электронного регулятора, как и снаружи, можно осуществить с помощью миниатюрной термопары или оптоволоконного датчика температуры распределенного типа аналогично RU 2 580 151.The design of the electronic regulator 3 includes a built-in air temperature sensor 3.1 inside the electronic regulator, which is a typical thermistor. However, in general, measuring the air temperature inside the electronic controller, as well as outside, can be done using a miniature thermocouple or a distributed fiber-optic temperature sensor similar to RU 2 580 151.
Дозатор топлива 4 предназначен для дозирования и подачи топлива в двигатель по сигналам электронного регулятора 3.Fuel dispenser 4 is designed to dispense and supply fuel to the engine according to signals from the electronic regulator 3.
Газотурбинный двигатель 5 - любой известный тип газотурбинного двигателя, предпочтительно двухвальный, с большой степенью двухконтурности.Gas turbine engine 5 is any known type of gas turbine engine, preferably twin-shaft, with a high bypass ratio.
Интерфейсный блок 6 предназначен для приема информации от электронного регулятора 3 и выдачи информации о параметрах ГТД 5 в самолетные системы с целью индикации летчику, входит в состав системы управления общесамолетным оборудованием (СУОСО). Применение СУОСО позволяет автоматизировать действия экипажа при работе со всеми общесамолетными системами, в т.ч. топливной, гидравлической, пожарной, электроснабжения, кондиционирования и другими, а также с двигательной силовой установкой.Interface block 6 is designed to receive information from the electronic controller 3 and provide information about the parameters of the gas turbine engine 5 to aircraft systems for the purpose of displaying to the pilot; it is part of the general aircraft equipment control system (CAE). The use of SUOSO allows you to automate the actions of the crew when working with all general aircraft systems, incl. fuel, hydraulic, fire, power supply, air conditioning and others, as well as with the propulsion power plant.
Устройство работает следующим образом: электронный регулятор 3 по сигналам датчиков параметров из блока 1 и по заданным программам управления формирует управляющие воздействия в дозатор топлива 4, что обеспечивает требуемый расход топлива GT в ГТД 5. При отсутствии перегрева электронного регулятора 3 происходит штатная эксплуатация ГТД 5, без каких-либо ограничений.The device operates as follows: electronic regulator 3, based on signals from parameter sensors from block 1 and according to specified control programs, generates control actions in fuel dispenser 4, which ensures the required fuel consumption GT in gas turbine engine 5. In the absence of overheating of electronic regulator 3, normal operation of gas turbine engine 5 occurs, without any restrictions.
В силу различных причин в мотогондоле двигателя возможно увеличение температуры воздуха, которое может оказать негативное тепловое воздействие на электронный регулятор.For various reasons, the air temperature in the engine nacelle may increase, which can have a negative thermal effect on the electronic regulator.
В случае, если температура воздуха ТВВ внутри электронного регулятора 5, измеряемая с помощью датчика 3.1, превысит первое наперед заданное значение Т1BBзад и одновременно температура воздуха Твс снаружи электронного регулятора превысит наперед заданное значение то в электронном регуляторе формируют предупредительный дискретный сигнал «Повышенная температура регулятора», который через интерфейсный блок 6 поступает на монитор летчику. По получении данного сигнала летчик, согласно руководству по летной эксплуатации, выполняет меры по снижению температуры электронного регулятора. Такими действиями могут быть, например, перевод РУД на пониженный режим работы двигателя и/или отключение отборов воздуха из компрессора двигателя. Последнее действие будет очень эффективным, если причиной повышения температуры воздуха в мотогондоле, и, следовательно, температуры электронного регулятора, является поломка (трещина) трубопровода отбора воздуха из компрессора двигателя.In the event that the air temperature T BB inside the electronic regulator 5, measured using sensor 3.1, exceeds the first preset value T1BB back and at the same time the air temperature TV outside the electronic regulator exceeds the preset value then a discrete warning signal “Increased temperature of the regulator” is generated in the electronic regulator, which is sent to the pilot’s monitor through interface unit 6. Upon receipt of this signal, the pilot, in accordance with the flight manual, takes measures to reduce the temperature of the electronic regulator. Such actions may be, for example, switching the throttle control to a lower engine operating mode and/or turning off air bleeds from the engine compressor. The last action will be very effective if the reason for the increase in the air temperature in the engine nacelle, and, consequently, the temperature of the electronic regulator, is a breakdown (crack) of the air bleed pipe from the engine compressor.
В случае, если температура воздуха ТВВ внутри электронного регулятора продолжит нарастать и превысит второе наперед заданное значение Т2ВВ зад и одновременно температура воздуха снаружи электронного регулятора превысит наперед заданное значение Т2ВС зад (т.е. в электронном регуляторе формируют аварийный дискретный сигнал «Предельная температура регулятора», который также через блок 6 поступает на монитор летчику для принятия решения о необходимости выключения двигателя. Необходимость таких действий обусловлена тем, чтобы исключить несанкционированные забросы топлива в двигатель с возможными опасными последствиями для двигателя и самолета.If the air temperature ТВВ inside the electronic regulator continues to increase and exceeds the second preset value T2 ВВ set and at the same time the air temperature outside the electronic regulator exceeds the preset value T2 ВС back (i.e. In the electronic regulator, an emergency discrete signal “Limit temperature of the regulator” is generated, which is also sent through block 6 to the pilot’s monitor to make a decision about the need to turn off the engine. The need for such actions is determined by the need to prevent unauthorized injections of fuel into the engine with possible dangerous consequences for the engine and the aircraft.
Передачу дискретных сигналов из электронного регулятора 3 в самолетный блок 6 осуществляют в последовательном коде согласно ГОСТ 18977 или его западному аналогу ARINC 429. Скорость передачи информации 100 кбит/с, формат кодового слова по ГОСТ 18977-79, РТМ 1495-75 с изменением 3.The transmission of discrete signals from the electronic controller 3 to the aircraft unit 6 is carried out in a serial code in accordance with GOST 18977 or its Western analogue ARINC 429. The information transmission rate is 100 kbit/s, the code word format is in accordance with GOST 18977-79, RTM 1495-75 with change 3.
Предложенный способ контроля теплового состояния электронного регулятора был успешно апробирован в составе перспективного авиационного газотурбинного двигателя разработки АО «ОДК-Авиадвигатель», РФ.The proposed method for monitoring the thermal state of an electronic regulator was successfully tested as part of a promising aviation gas turbine engine developed by UEC-Aviadvigatel JSC, Russian Federation.
Claims (3)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2817575C1 true RU2817575C1 (en) | 2024-04-16 |
Family
ID=
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU199550A1 (en) * | ||||
| US6195247B1 (en) * | 1998-06-02 | 2001-02-27 | Pratt & Whitney Canada | Exciter controlled by FADEC system |
| RU2332581C1 (en) * | 2007-01-09 | 2008-08-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Gas turbine engine automatic control system |
| RU2444863C1 (en) * | 2011-02-02 | 2012-03-10 | Александр Максимович Поплаухин | Explosion-proof electric heater with inbuilt electronic control system |
| EP2592253A1 (en) * | 2011-11-08 | 2013-05-15 | Thales | FADEC for aeroengine |
| RU2618171C1 (en) * | 2015-10-30 | 2017-05-02 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Method of aviation gas turbine engine control at takeoff in case of fire |
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU199550A1 (en) * | ||||
| US6195247B1 (en) * | 1998-06-02 | 2001-02-27 | Pratt & Whitney Canada | Exciter controlled by FADEC system |
| RU2332581C1 (en) * | 2007-01-09 | 2008-08-27 | Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет | Gas turbine engine automatic control system |
| RU2444863C1 (en) * | 2011-02-02 | 2012-03-10 | Александр Максимович Поплаухин | Explosion-proof electric heater with inbuilt electronic control system |
| EP2592253A1 (en) * | 2011-11-08 | 2013-05-15 | Thales | FADEC for aeroengine |
| RU2618171C1 (en) * | 2015-10-30 | 2017-05-02 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Method of aviation gas turbine engine control at takeoff in case of fire |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10962448B2 (en) | Method for monitoring the engines of an aircraft | |
| US10254199B2 (en) | Method for monitoring the engines of an aircraft | |
| RU2608990C1 (en) | Method and device for detecting gas turbine engine air intake icing | |
| US10677170B2 (en) | Apparatus and method for detecting a threshold vibration condition in a gas turbine engine | |
| JP2014211160A (en) | Method for predicting bleed air system fault | |
| US20220135237A1 (en) | Ice Detection and Precautionary System Shut-Down Event Reduction Systems and Related Methods | |
| EP3680457B1 (en) | Method and system for detecting fan blade structural failure | |
| EP3409926B1 (en) | Method and system for detecting a high temperature condition of a gas turbine | |
| US10071820B2 (en) | Inclement weather detection for aircraft engines | |
| US11667392B2 (en) | Method and system for operating a rotorcraft engine | |
| US10829236B2 (en) | Inclement weather detection in aircraft | |
| May et al. | Engine icing modeling and simulation (Part 2): Performance simulation of engine rollback phenomena | |
| RU2817575C1 (en) | Method of controlling thermal state of electronic controller of gas turbine engine | |
| CN111655990B (en) | Method for controlling an anti-icing system for an aircraft gas turbine engine air intake | |
| EP4194983A1 (en) | Methods and systems for operating an aircraft engine | |
| US9828106B2 (en) | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors | |
| CA3011470A1 (en) | Method and system for detecting an abnormal engine start | |
| RU2252328C2 (en) | Aircraft engine airborne monitoring system with limitation of speed, fuel parameters and pressure | |
| RU2250382C2 (en) | Onboard monitoring system for engine at limited temperature, fuel parameters and pressure | |
| RU2618171C1 (en) | Method of aviation gas turbine engine control at takeoff in case of fire | |
| EP4345258A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine temperatures | |
| RU2249715C2 (en) | Onboard monitoring system of aircraft engine at limited temperature, pressure and thrust | |
| CA3209868A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine operating margins | |
| CA3210233A1 (en) | Engine control system and method with artificial intelligence sensor training | |
| CN110886658A (en) | Method and system for detecting high turbine temperature operation |