Способ автоматического управления силовой установкой самолета при снижении тяги одного из двигателей на взлетном режиме Российский патент 2024 года по МПК F02C9/42 F04D27/02 

Изобретение относится к способам автоматического управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей (ГТД), при отказе или частичной потере тяги одного из двигателей.

В авиастроении для определенных типов двухдвигательных самолетов применяют функцию защиты от падения реактивной тяги (мощности) одного из ГТД. Данная технология предусматривает оперативное увеличение режима работы исправного двигателя самолета, когда на другом двигателе во время взлета выявляют самопроизвольное падение тяги. Причины потери тяги могут быть самые разнообразные, например, отказ топливорегулирующей аппаратуры или поломка лопаток компрессора после попадания птицы на вход в ГТД. В качестве параметра, характеризующего снижение тяги современного ГТД с большой степенью двухконтурности, обычно используют частоту вращения ротора вентилятора; но также возможно применение других двигательных параметров, таких, например, как частота вращения ротора высокого давления, отношение давлений за турбиной низкого давления к полному давлению воздуха на входе в двигатель и др.

Увеличение тяги исправного ГТД достигается автоматическим повышением расхода топлива в камеру сгорания с одновременным увеличением предельных значений регулируемых параметров двигателя. Обычно увеличение тяги ГТД осуществляют кратковременно (до 3…5 мин.), т.к. режим повышенной тяги характеризуется максимальным уровнем механических и тепловых нагрузок, что приводит к ускоренной выработке ресурса ГТД. Зачастую, после однократного включения такого режима, двигатель подлежит демонтажу и отправке в ремонт. Поэтому исключение ложных срабатываний режима повышенной тяги также является важной задачей функции защиты от падения тяги (мощности) ГТД, как и отказоустойчивость алгоритма при различных видах отказов элементов системы.

Известен способ мониторинга газотурбинного двигателя летательного аппарата (Патент RU 2 619 661), содержащий функцию защиты от падения тяги, известную специалистам в данной области под английской аббревиатурой ATTCS от «Automatic Take-off Thrust Control System» («Автоматическая система управления взлетной тягой»). Функция ATTCS предусматривает автоматическое увеличение тяги исправного двигателя воздушного судна, когда во время критических фаз полета, например, на взлете, на другом двигателе воздушного судна обнаруживают падение тяги. Данный аналог предусматривает автоматическое включение функции ATTCS на основании измерений частот вращения вентилятора n_в по меньшей мере одним независимым каналом системы мониторинга и дополнительно данных отдельной электронной системой защиты от заброса частоты вращения n_в; сравнении измеренных значений n_в с соответствующими эталонными (заданными) уровнями.

В качестве системы мониторинга используют систему FADEC (Full Authority Digital Engine Control), расположенную на каждом двигателе и представляющую собой цифровую систему управления ГТД с полной ответственностью, имеющей основной и дублирующий каналы управления.

В качестве отдельной электронной системой защиты от заброса частоты вращения n_в используют двухканальную электронную систему, препятствующей вылету поломок с высокой энергией за пределы упомянутого газотурбинного двигателя.

Недостатками данного аналога является его низкая эффективность, сложность, необходимость применения отдельной электронной системы защиты двигателя от заброса частоты вращения вентилятора n_в, что приводит к увеличению веса и стоимости ГТД, росту эксплуатационных затрат, что экономически нецелесообразно.

В качестве прототипа выбран способ управления двухдвигательной силовой установкой самолета согласно которому в случае отказа одного двигателя в условиях взлета, осуществляется автоматическое определение потери тяги неисправного двигателя и увеличение режима исправного двигателя (Патент RU 2 306 446).

Прототип предусматривает измерение параметров тяги R двух двигателей силовой установки, сравнение их значений с заранее заданной величиной R^зад, необходимой для включения режима повышенной тяги исправного двигателя, измерение положений рычагов управления обоих двигателей, сравнение их с заданными значениями, соответствующими взлетному режиму самолета, измерение скорости самолета V_c, сравнение V_c с заданной величиной V_c ^зад, формирование сигнала I_п «предкрылки не убраны» (взлетная конфигурация механизации крыла самолета) и I_т «стояночный тормоз выключен», и в случае отказа или частичной потере тяги одного из двигателей, определяемых по снижению параметра тяги R, осуществляют включение режима повышенной тяги исправного (другого) двигателя при V_с>V_c ^зад и наличии сигналов I_п и I_т.

Данный способ реализован в составе силовой установки самолета ТУ-214, включающей два двигателя ПС-90А. В качестве заданной скорости самолета V_c ^зад используют скорость принятия решения о взлете V_взл, а в качестве параметра тяги двигателя используют суммарный сигнал частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C·dn_в/dt, где С - весовой коэффициент, зависящий от динамических свойств ротора вентилятора двигателя. Изложенный выше алгоритм включения повышенной тяги непосредственно реализован в конструкции электронного регулятора двигателя ПС-90А типа РЭД-90, который, как известно из общедоступных источников, является двухканальным, т.е. имеющий в своем составе основной и дублирующие каналы («Авиационный двигатель ПС-90А» под редакцией А.А. Иноземцева, Москва, Либра –К, 2007 г., стр. 197-199).

Основным недостатком прототипа является то, что не конкретизирована работа способа при возможных отказах элементов системы автоматического управления двигателей или при невыявлении потери тяги одним каналом электронного регулятора.

Кроме того, в прототипе возможно ложное формирование режима повышенной тяги, например, при заходе самолета на посадку или при уходе самолета на второй круг, когда режимы работы двигателей в силу различных причин могут отличаться, а посадочная конфигурация крыла самолета аналогична взлетной (предкрылки выпущены). В результате увеличения режима работы двигателя, не требующееся по условиям полета, произойдет ускоренная выработка ресурса горячей части двигателя, а также нежелательный разворачивающий момент сил.

Технической проблемой, решение которой обеспечивается при осуществлении предлагаемого изобретения, и невозможно обеспечить при использовании прототипа, является недостаточная отказоустойчивость способа управления силовой установкой самолета в случаях возможных отказов электронного регулятора двигателя двухканальной структуры, возможное наличие ложных срабатываний.

Технической задачей изобретения является повышение функциональной надежности и отказоустойчивости способа управления силовой установкой при отказе одного из каналов электронного регулятора двигателя; блокировка ложных срабатываний режима повышенной тяги.

Техническая проблема решается тем, что в способе автоматического управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей, каждый из которых включает электронный регулятор двигателя, имеющий основной и дублирующий каналы управления, при этом на взлетном режиме самолета основной и дублирующий каналы управления электронного регулятора каждого двигателя осуществляют измерение параметра тяги R каждого двигателя силовой установки, сравнение измеренного параметра тяги R каждого двигателя с заранее заданной величиной R^зад, и в случае отказа другого двигателя и самопроизвольного снижения параметра его тяги R ниже заранее заданной величины R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора исправного двигателя осуществляют включение режима повышенной тяги исправного двигателя, согласно изобретению, дополнительно на взлетном режиме самолета в основном и дублирующем канале электронного регулятора каждого двигателя осуществляют измерение параметра тяги R этого двигателя и сравнение параметра его тяги R с заранее заданной величиной R^зад, в случае самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя ниже R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, формируют признак отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, по одновременному наличию признака отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя из электронного регулятора неисправного двигателя в электронный регулятор исправного двигателя передают информационный дискретный сигнал I «Отказ двигателя. Включи РПТ», и в случае отказа одного из каналов электронного регулятора исправного двигателя или невыявления одним каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R ˂ R^зад неисправного двигателя, включение электронного регулятора исправного двигателя режима повышенной тяги исправного двигателя осуществляют только при выявлении самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя работающим каналом электронного регулятора исправного двигателя и поступлении на вход электронного регулятора исправного двигателя информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» из электронного регулятора неисправного двигателя; а в случае невыявления любым каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R ˂ R^зад и отсутствии информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» от второго двигателя включения режима повышенной тяги исправного двигателя не производят.

Кроме того, согласно изобретению, после снятия условий взлетного режима автоматическое включение режима повышенной тяги блокируют (запрещают), а снятие блокировки осуществляют при завершении полета после остановки двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве параметра тяги R двигателя используют сигнал частоты вращения вентилятора n_в или суммарный сигнал частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C·dn_в/dt, где С - весовой коэффициент.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве условий взлетного режима самолета используют одновременное наличие сигналов сигнал I_п «предкрылки самолёта не убраны», I_т «стояночный тормоз самолета выключен», а скорость движения самолета превышает скорость принятия решения о взлете V₁.

Кроме того, согласно изобретению, в качестве информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» используют сигнал номинальным напряжением + 28 В постоянного тока или кодовый цифровой сигнал по ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3.

Кроме того, согласно изобретению, автоматическое включение режима повышенной тяги блокируют после последовательного прохождения в электронный регулятор сигнала «V> V₁» и снятия сигнала I_п «предкрылки самолёта не убраны» и одновременного их наличия в течении 10 секунд.

Дискретный сигнал I_п «предкрылки не убраны» поступает от сигнализатора самолета и свидетельствует о нахождении механизации крыла во взлетной конфигурации, т.е. предкрылки выпущены. По окончании взлета самолета происходит переход механизации крыла из взлетной конфигурации в полетную (предкрылки убираются), при этом сигнал I_п «предкрылки не убраны» снимается, что в дальнейшем исключает включение режима повышенной тяги в полете при его отсутствии.

Дискретный сигнал I_т «стояночный тормоз выключен» также поступает от сигнализатора самолета после того, как экипаж выключит стояночный тормоз перед началом разбега самолета по взлетно-посадочной полосе и не снимается практически до конца полета.

Дискретный сигнал «скорость принятия решения V₁» характеризует скорость разбега самолета, на которой возможно безопасное прекращение и безопасное продолжение взлета [Безопасность полетов. Под редакцией д.т.н., профессора Р.В. Сакача, Москва, "Транспорт", 1989, с.94]. При скорости самолета V_с больше заданной скорости принятия решения о взлете V₁ формируется соответствующий дискретный сигнал.

Признаком взлетного режима самолета является одновременное наличие на входе каждого электронного регулятора входного дискретного сигнала «предкрылки не убраны», входного дискретного сигнала «Стояночный тормоз самолета выключен»; информация, что рычаг управления двигателем на взлетном режиме и параметры двигателя соответствуют заданному положению рычага управления L_руд, входной дискретный сигнал свидетельствующий, что воздушная скорость самолета больше заданной скорости принятия решения о взлете (V_с > V₁ ). Специалистам в данной области ясно, что признаком взлетного режима самолета может быть иная совокупность сигналов и параметров.

На фиг. 1 представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ. Устройство содержит первый газотурбинный двигатель 1 и второй газотурбинный двигатель 2, которые образуют силовую установку самолета.

В составе двигателя 1 имеется два датчика частоты вращения вентилятора n_в соответственно 1.1 и 1.2, каждый из которых имеет две независимые (гальванически развязанные) обмотки. Аналогично, в составе двигателя 2 имеется также два датчика частоты вращения вентилятора n_в соответственно 2.1 и 2.2, каждый из которых также имеет две независимые обмотки.

В состав устройства также входит электронный регулятор 3 двигателя 1 и электронный регулятор 4 двигателя 2. Электронный регулятор 3 содержит основной канал 3.1 и дублирующий канал 3.2. Электронный регулятор 4 содержит основной канал 4.1 и дублирующий канал 4.2. Конструкции электронных регуляторов 3 и 4 идентичны, обычно основной канал – работающий, т.е. включен в контур управления, дублирующий канал находится в «горячем резерве», т.е. анализирует всю поступающую информацию, передает её в основной канал по межканальному обмену, но его выходные управляющие команды заблокированы системой выстроенного контроля.

Каждый электронный регулятор 3 и 4 является основным устройством системы автоматического управления двигателя и представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, в т.ч. о параметрах двигателя и самолета, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги R и надежной работы ГТД.

Специалистам в данной области понятно, что электронный регулятор взаимодействует с множеством электрических датчиков и сигнализаторов, которые обеспечивают измерение параметров ГТД, в т.ч. положение рычага управления двигателем L_руд, и внешних параметров условий полета (температура и давление воздуха на входе в ГТД Твх^*, Рвх^*), измерение параметров рабочего процесса (частота вращения ротора высокого давления n_вд и ротора вентилятора n_в, давление воздуха за компрессором Рк^*, температура газов за турбиной Тг двигателя и др.), положение иных элементов ГТД и самолета, в т.ч. положение механизации крыла, положение стояночного тормоза, достижение скорости принятия решения V₁.

Каждый электронный регулятор 3 и 4 содержит систему встроенного контроля (не показана), предназначенную для своевременного выявления и парирования возникающих неисправностей электронного регулятора, электрических датчиков и электрических исполнительных механизмов. При выявлении недопустимого отказа основного канала система встроенного контроля автоматически отключает его и подключает дублирующий канал для управления ГТД, если затем произойдет отказ дублирующего канала, то система встроенного контроля отключит дублирующий канал и управление ГТД перейдет на резервный гидромеханический регулятор (не показан).

Логика соединений датчиков частоты n_в и электронных регуляторов такова, что в каждый канал обоих регуляторов независимо поступает информация о параметре n_в со своего и другого (соседнего) двигателя от гальванически развязанных обмоток датчиков n_в. Обрыв или короткое замыкание в одной обмотке или её линий связи любого датчика не влияет на работоспособность трех других каналов измерения n_в.

Сигнал частоты вращения вентилятора n_в используют в качестве параметра тяги R двигателя на основе заранее установленной зависимости, которая не является предметом настоящего изобретения. Её вид для каждого типа ГТД легко устанавливается специалистами в данной области.

Собственно, для исключения лишних промежуточных расчетов в качестве расчетного значения R^зад целесообразно использовать расчетное значение n_в^зад.

Для повышения быстродействия в выявлении критического снижения тяги неисправного двигателя возможно использование суммарного сигнала частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C·dn_в/dt, где С - весовой коэффициент, его сравнение с n_в^зад.

После последовательного прохождения в электронный регулятор сигнала «V> V₁» и снятия сигнала I_п «предкрылки самолёта не убраны» и одновременного их наличия в течении 10 секунд, автоматическое включение режима повышенной тяги блокируется (запрещается).

Снятие блокировки осуществляют при завершении полета после остановки двигателя.

Устройство работает следующим образом.

В штатных условиях взлетного режима самолета, когда на вход каждого электронного регулятора 3 и 4 поступают входной дискретный сигнал «предкрылки не убраны», свидетельствующий о необходимой для взлета конфигурации крыла; входной дискретный сигнал «Стояночный тормоз самолета выключен»; информация, что рычаги управления обоих двигателей на взлетном режиме и параметры двигателей 1, 2 соответствуют заданному положению рычага управления L_руд; входной дискретный сигнал свидетельствующий, что воздушная скорость самолета больше заданной скорости принятия решения о взлете, то происходит нормальный разбег самолета, его отрыв от взлетно-посадочной полосы и набор высоты.

В случае, если в вышеуказанных условиях взлетного режима самолета произойдет отказ двигателя, например, 2, и самопроизвольное снижение параметра его тяги R ниже заранее заданной величины R^зад, выявленное в каждом канале электронного регулятора 3 на основе независимых измерений параметра n_в датчиками 2.1 и 2.2, осуществляется надежное включение режима повышенной тяги исправного двигателя 1. За счет двухканальности, т.е. подтверждении того, что в каждом канале регулятора 3 произошло снижение n_в двигателя 2, исключается ложное срабатывание режима повышенной тяги.

Увеличение тяги исправного двигателя 1 достигается автоматическим повышением расхода топлива в его камеру сгорания (не показана) по управляющей команде электронного регулятора 3 с одновременным увеличением предельных значений регулируемых параметров двигателя 1, например, частоты вращения вентилятора n_в, частоты вращения ротора высокого давления n_вд, температуры газов за турбиной Тг, давление воздуха за компрессором высокого давления Рк^*и др. Обычно увеличение режима ГТД осуществляют в темпе приемистости.

В условиях взлетного режима самолета возможен отказ одного из каналов электронного регулятора 3 исправного двигателя 1. Для повышения функциональной надежности и отказоустойчивости способа управления согласно настоящего изобретения в электронном регуляторе 4 двигателя 2 осуществляют измерение параметра тяги R этого двигателя и сравнение параметра его тяги R с заранее заданной величиной R^зад. В случае самопроизвольного снижения параметра тяги R двигателя 2 ниже R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя формируют признак отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, по одновременному наличию признака отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя из электронного регулятора 4 неисправного двигателя в электронный регулятор исправного двигателя передают информационный дискретный сигнал I₂₁ «Отказ двигателя. Включи РПТ».

Подстрочный индекс 21 сигнала I₂₁ означает, что входной дискретный сигнал передается из неисправного двигателя 2 в исправный двигатель 1.

При наличии отказа одного канала электронного регулятора 3 исправного двигателя 1, выявлении работающим каналом электронного регулятора 3 снижения тяги R (частоты вращения n_в) соседнего двигателя 2 ниже заданного уровня R^уст и наличии на входе электронного регулятора 3 входного дискретного сигнала I₂₁ «Отказ двигателя. Включи РПТ» осуществляется включение режима повышенной тяги исправного двигателя 1.

В условиях взлетного режима самолета возможна ситуация, когда оба канала электронного регулятора 3 исправны (не имеют отказов, выявленных системой встроенного контроля), но при этом один канал регулятора сформировал сигнал на включение режима повышенной тяги, а другой канал нет. Согласно настоящего изобретения включение режима повышенной тяги двигателя 1 в подобной ситуации произойдет только при наличии информационного дискретного сигнала I₂₁ «Отказ двигателя. Включи РПТ», сформированного в электронном регуляторе неисправного двигателя и принятого электронным регулятором 3 исправного двигателя 1. При отсутствии сигнала I₂₁ «Отказ двигателя. Включи РПТ» в этой ситуации включение режима повышенной тяги двигателя 1 не произойдет.

В качестве параметра тяги R неисправного двигателя используют сигнал частоты вращения вентилятора n_в или суммарный сигнал частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C·dn_в/dt, где С - весовой коэффициент. Специалистам в данной области ясно, что в качестве параметра тяги также может быть использовано отношение давлений за турбиной низкого давления к полному давлению воздуха на входе в двигатель, значение тяги R, рассчитанное по встроенной термогазодинамической модели двигателя и др.

Снятие режима повышенной тяги осуществляется только пилотом путем перевода рычага управления двигателем на пониженный режим.

После снятия условий взлетного режима автоматическое включение режима повышенной тяги блокируют (запрещают), а снятие блокировки осуществляют при завершении полета (после остановки двигателя).

Устройство, реализующее заявленный способ, было проверено стендовыми и летными испытаниями на самолете ТУ-214 с двигателями ПС-90А, укомплектованного двухканальным электронным регулятором РЭД-90.

Двигатель ПС-90А представляет собой турбореактивный, двухконтурный, двухвальный двигатель со смешением потоков.

В качестве датчика частоты вращения вентилятора n_в использован датчик магнитоэлектрического типа ДЧВ-2500А, содержащий две независимые обмотки с постоянным магнитом, которые взаимодействуют с шестерней – индуктором, размещенной на валу вентилятора. Таким образом, частота импульсов напряжения от датчика зависит от частоты вращения индуктора (ротора вентилятора).

В качестве расчетного значения R^уст использовали его расчетный аналог n_в^уст= 3400 об/мин, что соответствует снижению тяги неисправного двигателя на 25…30 % и более.

В качестве информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» использовали релейный сигнал номинальным напряжением + 28 В постоянного тока. Специалистам в данной области понятно, что в общем случае может быть использован электронный кодовый сигнал согласно ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 или его западный аналог ARINC-429.

По результатам проверки было установлено, что устройство надежно и с заданным быстродействием обеспечило формирование режима повышенной тяги двигателя, в том числе при имитации отказа канала электронного регулятора РЭД-90.

Изобретение относится к способам автоматического управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей (ГТД), при отказе или частичной потере тяги одного из двигателей. Технической задачей изобретения является повышение функциональной надежности и отказоустойчивости способа управления силовой установкой при отказе одного из каналов электронного регулятора двигателя; блокировка ложных срабатываний режима повышенной тяги. Техническая проблема решается тем, что дополнительно на взлетном режиме самолета в основном и дублирующем канале электронного регулятора каждого двигателя осуществляют измерение параметра тяги R этого двигателя и сравнение параметра его тяги R с заранее заданной величиной R^зад, в случае самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя ниже R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, формируют признак отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, по одновременному наличию признака отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя из электронного регулятора неисправного двигателя в электронный регулятор исправного двигателя передают информационный дискретный сигнал I «Отказ двигателя. Включи РПТ», и в случае отказа одного из каналов электронного регулятора исправного двигателя или невыявления одним каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R < R^зад неисправного двигателя, включение электронного регулятора исправного двигателя режима повышенной тяги исправного двигателя осуществляют только при выявлении самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя работающим каналом электронного регулятора исправного двигателя и поступлении на вход электронного регулятора исправного двигателя информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» из электронного регулятора неисправного двигателя; а в случае невыявления любым каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R < R^зад и отсутствии информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» от второго двигателя включение режима повышенной тяги исправного двигателя не производят. 5 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ автоматического управления силовой установкой самолета, состоящей из двух газотурбинных двигателей, каждый из которых включает электронный регулятор двигателя, имеющий основной и дублирующий каналы управления, на взлетном режиме самолета основной и дублирующий каналы управления электронного регулятора каждого двигателя осуществляют измерение параметра тяги R каждого двигателя силовой установки, сравнение измеренного параметра тяги R каждого двигателя с заранее заданной величиной R^зад, и в случае отказа другого двигателя и самопроизвольного снижения параметра его тяги R ниже заранее заданной величины R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора исправного двигателя, осуществляют включение режима повышенной тяги исправного двигателя, отличающийся тем, что дополнительно на взлетном режиме самолета в основном и дублирующем канале электронного регулятора каждого двигателя осуществляют измерение параметра тяги R этого двигателя и сравнение параметра его тяги R с заранее заданной расчетной величиной R^зад, в случае самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя ниже R^зад, выявленного в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, формируют признак отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя, по одновременному наличию признака отказа I_отк в каждом канале электронного регулятора неисправного двигателя из электронного регулятора неисправного двигателя в электронный регулятор исправного двигателя передают информационный дискретный сигнал I «Отказ двигателя. Включи РПТ», и в случае отказа одного из каналов электронного регулятора исправного двигателя или невыявления одним каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R ˂ R^зад , включение электронного регулятора исправного двигателя режима повышенной тяги исправного двигателя осуществляют только при выявлении самопроизвольного снижения параметра тяги R неисправного двигателя работающим каналом электронного регулятора исправного двигателя и поступлении на вход электронного регулятора исправного двигателя информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» из электронного регулятора неисправного двигателя; а в случае невыявления любым каналом электронного регулятора исправного двигателя снижения параметра тяги R < R^зад и отсутствии информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» включение режима повышенной тяги не производят.

2. Способ автоматического управления силовой установкой самолета по п.1, отличающийся тем, что после снятия условий взлетного режима автоматическое включение режима повышенной тяги блокируют, а снятие блокировки автоматического включения режима повышенной тяги осуществляют при завершении полета после остановки двигателя.

3. Способ автоматического управления силовой установкой самолета по п.1, отличающийся тем, что в качестве параметра тяги R двигателя используют сигнал частоты вращения вентилятора n_в или суммарный сигнал частоты вращения вентилятора n_в и ее первой производной dn_в/dt в виде n_в+C⋅dn_в/dt, где С - весовой коэффициент.

4. Способ автоматического управления силовой установкой самолета по п.1, отличающийся тем, что в качестве условий взлетного режима самолета используют одновременное наличие сигналов сигнал I_п «предкрылки самолёта не убраны», I_т «стояночный тормоз самолета выключен», скорость движения самолета превышает скорость принятия решения о взлете V₁, рычаг управления двигателем находится на взлетном режиме.

5. Способ автоматического управления силовой установкой самолета по п.1, отличающийся тем, что в качестве информационного дискретного сигнала I «Отказ двигателя. Включи РПТ» используют сигнал номинальным напряжением + 28 В постоянного тока.

6. Способ автоматического управления силовой установкой самолета по п.2, отличающийся тем, что автоматическое включение режима повышенной тяги блокируют после последовательного прохождения в электронный регулятор сигнала «V > V₁» и снятия сигнала I_п «предкрылки самолёта не убраны» и одновременного их наличия в течении 10 секунд.