Способ управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя с высокой степенью двухконтурности Российский патент 2025 года по МПК F02C9/00 F04D27/02 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам управления перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) летательного аппарата.

В современной дозвуковой авиации наиболее широко применяют турбореактивные двухвальные двигатели с высокой степенью двухконтурности, в которых рабочее колесо вентилятора, создающее основную часть тяги, размещено на одном валу с компрессором низкого давления. В конструкции таких двигателей с целью исключения помпажа предусматривают перепуск воздуха из компрессора низкого давления в наружный контур, который открывают на пониженных режимах работы, и с целью повышения степени сжатия воздуха закрывают на основных эксплуатационных режимах двигателя [1, 2].

Примерами турбореактивных двухвальных двигателей с высокой степенью двухконтурности, именуемых иногда турбовентиляторными двигателями (turbofan engine), являются авиационные двигатели четвертого и пятого поколений типа ПС-90А, CFM56, PW2000, V2500, CFM Leap-1А, ПД-14 и др., имеющие степень двухконтурности m от 4 до 8 и более.

Управление перепуском воздуха из компрессора низкого давления (КНД) осуществляют дискретно, с помощью множества заслонок/клапанов, открываемых и закрываемых системой управления двигателя по различным программам регулирования.

Для минимизации негативного воздействия вихреобразного подсоса воздуха с поверхности взлетно-посадочной полосы в двигателях с большой степенью двухконтурности во время разбега предусматривают закрытие части заслонок перепуска из КНД в зависимости от скорости движения самолета или высоты полета.

Действительно, вихреобразный подсос воздуха (присоединенный наземный вихрь) - это вращающаяся структура, внутри которой образуется зона пониженного давления со значительной вертикальной скоростью течения у поверхности аэродрома. Именно через эту зону, подобно микросмерчу, во время статики или при рулении самолета в проточную часть работающего двигателя может попасть песок, галька, другие твердые частицы, вызывающие повреждения и поломки узлов двигателя, начиная с вентилятора и первых ступеней КНД.

Кроме того, присоединенный наземный вихрь приводит к существенной неравномерности полей давлений и скоростей воздуха в воздухозаборнике, и, как следствие, к снижению КПД и/или изменению запасов газодинамической устойчивости компрессора низкого давления, что может привести к помпажу двигателя.

Поэтому своевременный перепуск воздуха из КНД является важным условием надежной и эффективной работы двухконтурного двигателя во время разбега самолета по взлетно-посадочной полосе.

Известно устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета, включающее датчики параметров двигателя, датчик измерения частоты вращения колеса шасси самолета, вычислительные модули и исполнительный блок, первый выход которого соединен с первой группой клапанов перепуска воздуха из компрессора, а второй выход блока соединен со второй группой клапанов перепуска воздуха из компрессора. Из описания патента следует, что данный аналог реализует способ управления перепуском воздуха из КНД, выполненного на одном валу с вентилятором, при этом закрытие первой группы клапанов перепуска осуществляют по приведенной частоте вращения компрессора высокого давления, а закрытие второй группы клапанов осуществляют после закрытия первой группы клапанов и одновременно наличия дискретного сигнала достижения скорости движения самолета V_c, когда исчезает вихреобразный подсос воздуха с поверхности взлетно-посадочной полосы (на взлете и посадке). Из описания патента следует, что вихреобразный подсос воздуха, который приводит к существенной неравномерности полей давлений и скоростей воздуха в воздухозаборнике двигателя, происходит в тех случаях, когда скорость самолета ниже ~60 км/час [3].

Недостатком данного аналога является его пониженная эффективность при включении режима максимальной обратной тяги и пониженная надежность (отказоустойчивость).

Так, после включения реверсивного устройства двигателя для энергичного торможения самолета на посадке или прерванном взлете возможно закрытие клапанов перепуска первой и второй группы из-за того, что одновременно приведенная частота вращения ротора компрессора высокого давления (КВД) на максимальной обратной тяге может превысить приведенную частоту закрытия клапанов перепуска первой группы, а скорость движения самолета V_c может превысить величину, когда вихреобразный подсос исчезает (~60 км/час и более). Закрытое положение клапанов перепуска первой и второй группы при торможении крайне нежелательно, т.к. загрязняющие твердые частицы и посторонние предметы, попадающие в КНД со взлетно-посадочной полосы, в таком случае поступают в КВД с высоким риском его повреждения.

Кроме того, в случае отказа датчика измерения частоты вращения колеса шасси самолета или отказа вычислительного модуля, в котором по частоте вращения колеса определяют скорость самолета V_c, закрытия второй группы клапанов перепуска не произойдет, что приведёт к снижению степени сжатия воздуха в КНД и, как следствие, недобору тяги двигателя и ухудшению его топливной эффективности.

Принято во внимание устройство для управления перепуском воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета [4]. Данное устройство обеспечивает заданный уровень тяги двигателя на взлетном режиме путем своевременного закрытия клапанов перепуска в последовательности, обеспечивающей требуемые запасы газодинамической устойчивости. Однако, обеспечивая более эффективную работу двигателя на взлете, данное устройство не устраняет недостатки первого аналога.

Принят во внимание эксплуатационный способ защиты маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов [5]. В данном способе взлет осуществляют «с додачей» тяги ручным управлением режима после достижения самолетом скорости, при которой отсутствует влияние вихревого жгута, а также с учетом множества факторов, таких как параметры двигателя, величины ветра, ограничения по времени и длине пути разбега и т.д. К недостаткам способа относится его сложность, низкий уровень автоматизации и повышенная нагрузка на экипаж, высокие трудовые и финансовые затраты на создание и сертификацию способа.

Наиболее близким техническим решением, принятым за прототип, является способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его реализации [6], в котором первый недостаток аналога исключен.

Указанный способ обеспечивает перепуск воздуха из КНД с помощью блока управления первой и второй группы клапанов перепуска в зависимости от режима работы двигателя, включая режим максимальной обратной тяги, и скорости движения самолета. В частности, прототип предусматривает измерение температуры воздуха на входе в двигатель Т*_вх, частоты вращения ротора компрессора высокого давления n_квд, положение рычага управления двигателем L_руд, также предусматривается определение скорости самолета V_c и формирование информационного дискретного сигнала «V_c≥60 км/час», кроме того, формирование блоком управления первой управляющей команды на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха из КНД осуществляют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора высокого давления n_квдпр, а формирование блоком управления второй управляющей команды на закрытие второй группы клапанов перепуска воздуха осуществляют после формирования первой управляющей команды и после формирования информационного дискретного сигнала «V_c≥60 км/час», при этом после перевода рычага управления двигателем в положение включения реверсивного устройства на этапах посадки или прерванного взлета самолета закрытие первой и второй группы клапанов перепуска воздуха блокируют (не включают) независимо от параметра n_квдпр и скорости самолёта V_c.

Недостатком прототипа является то, что в случае отказа канала определения V_c и/или отказа модуля формирования информационного сигнала «V_c≥60 км/час» вторая группа клапанов перепуска останется постоянно открытой, а это снижает тягу и топливную эффективность двигателя на основных эксплуатационных режимах (взлет, набор высоты, крейсерский режим).

Кроме того, в прототипе не конкретизирован способ определения скорости движения самолета V_c. Проблема заключается в том, что с целью предотвращения помпажа турбовентиляторного двигателя при воздействии попутного ветра для закрытия заслонок второй группы целесообразно использовать не величину путевой скорости самолёта, основываясь на измерении угловой скорости вращения колес шасси, а следует учитывать именно воздушную, индикаторную («Indicated airspeed»), скорость самолета, т.е. скорость набегающего потока воздуха, измеренную аэрометрическим способом с помощью приемников воздушного давления - трубок Пито (Pitot tubes).

Техническая задача, на решение которой направлен заявляемый способ, заключается в повышении надежности (отказоустойчивости) и точности способа управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета за счет:

- введения дополнительного (дублирующего) сигнала, характеризующего движение самолета по взлетно-посадочной полосе;

- повышения достоверности определения скорости самолета V_c, когда исчезает вихреобразный подсос воздуха в воздухозаборник двигателя с поверхности взлетно-посадочной полосы и отсутствует влияние попутного или бокового ветра на работу двигателя.

Кроме того, конкретизированы технические средства, которые соответствуют современному уровню развития авиастроения и обеспечивают интегрированное выполнение отдельных вычислительных операций прототипа.

Технический результат достигается тем, что в способе управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета, заключающемся в том, что измеряют скорость движения самолета V_c и при превышении скоростью V_c величины 60…70 км/час формируют первый информационный I₁ дискретный сигнал «V_c≥60 км/час»; с помощью блока управления регистрируют первый информационный дискретный сигнал «V_c≥60 км/час», также измеряют положение Lруд рычага управления двигателем, температуру Т*_вх воздуха на входе в двигатель, частоту n_квд вращения ротора компрессора высокого давления, по известной зависимости определяют приведенную частоту вращения n_квдпр, кроме того, с помощью блока управления осуществляют формирование первой управляющей команды на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха из КНД в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора высокого давления n_квдпр и положения L_руд, согласно изобретению, дополнительно формируют, а затем c помощью блока управления регистрируют второй информационный I₂ дискретный сигнал, характеризующий достижение самолетом скорости принятия решения «V_c≥V1», при этом формирование второй управляющей команды с помощью блока управления на закрытие второй группы клапанов перепуска воздуха осуществляют после формирования первой управляющей команды и после регистрации первого информационного I₁ дискретного сигнала «V_c≥60 км/час» или после регистрации второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1»; кроме того, в качестве параметра скорости движения самолета V_c для формирования первого информационного сигнала «V_c≥60 км/час» используют воздушную скорость самолета, измеренную аэрометрическим способом с помощью приёмников воздушного давления.

Кроме того, согласно изобретению, измерение скорости движения самолета V_c, формирование, передачу первого информационного I₁ дискретного сигнала «V_c≥60 км/час» и второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1» осуществляют в системе воздушных сигналов самолета; в качестве блока управления, измеряющего параметры L_руд, Т*_вх, n_квд, определяющего параметр n_квдпр, регистрирующего первый I₁ и второй I₂ информационные дискретные сигналы «V_c≥60 км/час», «V_c≥V1», также формирующего первую и вторую управляющие команды на закрытие первой и второй группы клапанов перепуска используют электронный регулятор двигателя.

Кроме того, согласно изобретению, передачу первого I₁ и второго I₂ информационных дискретных сигналов «V_c≥60 км/час», «V_c≥V1» из системы воздушных сигналов самолета в электронный регулятор двигателя осуществляют в виде электронного биполярного кодового сигнала или в виде замыкаемых/размыкаемых контактов электромеханического реле.

Передача первого I₁ и второго I₂ информационных дискретных сигналов «V_c≥60 км/час», «V_c≥V1» из системы воздушных сигналов самолета в электронный регулятор двигателя осуществляется в виде электронного биполярного кодового сигнала согласно ГОСТ 18977 и РТМ 1495 с изменением 3 или в виде замыкаемых/размыкаемых контактов электромеханического реле.

На чертеже представлена схема устройства, реализующего заявляемый способ управления перепуском воздуха из КНД турбореактивного двухвального двигателя с высокой степенью двухконтурности.

Блок 1 - модуль самолетной системы воздушных сигналов. Предназначен для измерения воздушной скорости движения самолета V_c, формирования первого информационного I₁ дискретного сигнала «V_c≥60 км/час» и второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1», передачи сигналов I₁, I₂ в блок 3.

В модуле самолетной системы воздушных сигналов измерение скорости V_c осуществляют известным аэрометрическим способом с помощью приёмника воздушного давления (трубки Пито). В качестве скорости V_c используют воздушную скорость, например, индикаторную («Indicated airspeed») или истинную воздушную скорость, что позволяет обеспечить надежную и бессрывную (беспомпажную) работу двигателя при попутном ветре в отличие от способа измерения скорости V_c с помощью частоты вращения колеса шасси.

Скорость принятия решения при взлете V1 (Critical-Engine-Fail/Decision Speed) - скорость самолета, при которой допускается отказ двигателя и при этом взлет может быть безопасно продолжен или самолет может быть приведен до полной остановки в пределах взлетно-посадочной полосы. Применение второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1» позволяет максимально оперативно продублировать первый дискретный сигнал «V_c≥60 км/час», т.к. параметр V1 является первой основной взлетной скоростью.

Наилучшим образцом применения самолетной системы воздушных сигналов для заявляемого способа является надежная и высоко интегрированная цифровая система воздушных сигналов СВС-85 для самолетов типа Ту-204/Ту-214 и Ил-96-300.

Блок 2 - блок датчиков параметров ГТД, включающий по меньшей мере датчик положения Lруд рычага управления двигателем, датчик температуры воздуха на входе в двигатель Т*_вх, датчик частоты вращения ротора компрессора высокого давления n_квд.

В качестве датчика L_руд могут быть использованы известные датчики углового перемещения, например, синусно-косинусный вращающийся трансформатор типа ДБСКТ, фотоэлектронный энкодер и др. В качестве датчика температуры Т*_вх двигателя можно использовать типовой терморезистивный датчик, например, типа П-98АМ. В качестве датчика частоты вращения КВД - магнитоэлектрический датчик типа ДЧВ-2500А, широко используемый в авиационном двигателестроении.

Блок 3 - блок управления. Представляет собой цифровую микропроцессорную вычислительную машину, оснащенную модулями ввода для получения входной информации, включая дискретные сигналы I_1, I₂, а также выдачи управляющих команд согласно заданным программам регулирования, что позволяет формировать требуемый режим работы ГТД, включая его реактивную тягу, расход топлива G_т в камеру сгорания, а также положение заслонок перепуска воздуха из КНД обеих групп.

Формирование блоком 3 первой управляющей команды на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха из проточной части КНД в наружный контур двигателя осуществляется аналогично прототипу - по достижении приведенной частотой вращения компрессора высокого давления nквдпр заданного значения. Данная операция хорошо известна специалистам.

Формирование блоком 3 второй управляющей команды на закрытие второй группы клапанов перепуска воздуха осуществляется после формирования первой управляющей команды и после регистрации первого информационного I₁ сигнала «V_c≥60 км/час» или после регистрации второго информационного I₂ сигнала «V_c≥V1». Таким образом, в случае отказа блока 1 в части формирования и передачи сигнала «V_c≥60 км/час» закрытие второй группы произойдет по сигналу «V_c≥V1», т.е. по логической схеме «или».

Как отмечалось ранее, полезность применения дискретного сигнала «V_c≥V1» заключается в максимально быстром парировании возможного локального отказа блока 1 или неисправности самолетной /двигательной электропроводки, соединяющей блок 1 и блок 3. В конечном итоге применение дискретного сигнала «V_c≥V1» позволяет оперативно обеспечить расчетный уровень взлетной тяги двигателя при разбеге самолета при отсутствии сигнала «V_c≥60 км/час».

Согласно изобретению, функции блока 3 выполняет электронный регулятор двигателя. Специалистам в области авиационного двигателестроения понятно, что электронный регулятор современного двухконтурного двигателя является основным устройством цифровой системы автоматического управления двигателя и взаимодействует со значительно большим количеством электрических датчиков, чем это показано на чертеже.

Блок 4 - исполнительный блок управляющих команд блока 3, предназначен для дозирования расхода топлива Gт в камеру сгорания двигателя, а также он формирует силовое воздействие для перекладки заслонок, например, с помощью рычагов, гидро- или пневмоцилиндров (не показаны).

5 - Двухвальный газотурбинный двигатель с большой степенью двухконтурности.

Содержит вентилятор, разделительный корпус, канал наружного контура, канал внутреннего контура, в котором размещены компрессор низкого давления, компрессор высокого давления, камера сгорания, турбина высокого давления, турбина низкого давления. Вентилятор и компрессор низкого давления размещены на одном валу, который приводится во вращение турбиной низкого давления. Компрессор высокого давления приводится во вращение турбиной высокого давления. В разделительном корпусе предусмотрен перепуск воздуха из КНД в канал наружного контура. Перепуск воздуха обеспечивают дискретно регулируемые заслонки первой и второй группы, обозначенные на чертеже как ПС1 и ПС2.

Устройство, реализующее заявляемый способ, работает следующим образом.

Находясь на исполнительном старте и для последующего взлета экипаж с помощью рычагов управления переводит режим работы каждого двигателя с малого газа на максимальный режим. Далее рассмотрим работу на примере одного двигателя, поскольку работа турбомашин, например, в двухдвигательном варианте силовой установки самолета, одинакова.

Итак, после перемещения рычага управления двигателя на взлетный режим происходит увеличение частот вращения обоих роторов двигателя. При превышении текущего значения приведенной частоты вращения n_квдпр над некоторой, заранее установленной величиной, на выходе блока 3 вырабатывается первая управляющая команда на закрытие первой группы заслонок перепуска воздуха ПС1. После достижения необходимого режима работы и тяги двигателей экипаж обычно отключает стояночный тормоз и начинается разбег самолета по взлетно-посадочной полосе.

В ситуации, когда двигатели находятся на максимальном режиме, а сам самолет находится на исполнительном старте (в статике) или его скорость движения ниже 60 км/ч, для двигателей с большой степенью двухконтурности характерен вихреобразный подсос воздуха в воздухозаборник со всех сторон, который приводит к существенной неравномерности полей давлений и скоростей воздуха в воздухозаборнике и уменьшению запасов газодинамической устойчивости КНД. Кроме того, возможны порывы попутного ветра, также приводящего к снижению газодинамической устойчивости. Однако, помпажа не происходит т.к. вторая группа клапанов ПС2 остается в открытом состоянии, что обеспечивает бессрывную работу двигателя.

В процессе разбега по взлетной полосе скорость движения самолета постоянно увеличивается, в блоке 1 осуществляется определение воздушной скорости движения V_c. При превышении скорости V_c более 60 км/час "присоединенный вихрь" исчезает, запасы газодинамической устойчивости увеличиваются, появляется возможность закрыть вторую группу ПС1. После формирования блоком 1 и регистрации блоком 3 первого информационного I₁ сигнала «V_c≥60 км/час» в блоке 3 формируют вторую управляющую команду на закрытие второй группы заслонок перепуска воздуха ПС2. По этому воздействию заслонки ПС2 закрываются, напорность КНД увеличивается, повышается работа цикла двигателя, как следствие обеспечивается увеличение тяги и повышение топливной эффективности.

Однако, при разбеге самолета возможен сбой в работе канала определения V_c или отказ модуля формирования первого информационного I₁ сигнала «V_c≥60 км/час» - в подобных ситуациях закрытия ПС2 не произойдет. Но, необходимости в прекращении взлета нет. Далее, при достижении самолетом скорости принятия решения V1 на выходе блока 1 формируется второй информационный I₂ дискретный сигнал, который также подается на вход блока 3. При этом, на выходе блока 3, согласно логике его работы, по схеме «или» формируется вторая управляющая команда на закрытие ПС2. Заслонки второй группы закрывают перепуск воздуха в наружный контур двигателя, напорность КНД и тяга двигателя увеличиваются до штатных значений.

Необходимо подчеркнуть, что для обеспечения устойчивой работы двигателя и исключения преждевременного закрытия ПС2 при попутном ветре, определение V_c, согласно заявляемому способу, осуществляют аэрометрическим методом, т.е. в зависимости от скоростного (динамического) напора, функционально связанного со скоростью самолета относительно воздушной среды. Специалистам известно, что при разбеге по взлетной полосе приборная и истинная скорости у земли практически совпадают, что, с одной стороны создает условия для высоконадежного определения V_c, используя приборную или воздушную скорость, а с другой - исключаются недостатки в управлении перепусками при попутном ветре в случае применения параметра путевой скорости.

В ситуации перевода рычага управления двигателем в положение включения реверсивного устройства на этапах посадки или прерванного взлета самолета закрытие первой и второй группы клапанов перепуска воздуха блокируют (не включают) независимо от параметра n_квдпр и скорости самолёта V_c.

Заявляемый способ реализован в составе турбореактивного двухконтурного двухвального двигателя ПС-90А, используемого в качестве унифицированной силовой установки для самолетов Ту-204/Ту-214 и Ил-96-300. В качестве электронного регулятора, в котором реализованы функции блока 3, использовали электронный регулятор двигателя РЭД-90 двухканальной структуры. Для перепуска воздуха из КНД в кольцевой канал наружного контура двигателя в составе первой группы используют 9 заслонок, для перепуска воздуха по скорости V_c - 2 заслонки; всего 11 заслонок, равномерно расположенных по окружности двигателя.

В качестве самолетной системы воздушных сигналов применяется высоко интегрированная цифровая система воздушных сигналов СВС-85 для самолетов типа Ту-204/Ту-214 и Ил-96-300.

Таким образом, выполнение предлагаемого способа с вышеуказанными отличительными признаками и в совокупности с известными признаками позволяет обеспечить требуемый уровень тяги, топливной эффективности и газодинамической устойчивости турбореактивного двухвального двигателя с высокой степенью двухконтурности за счет обеспечения отказоустойчивости (надежности) и точности регулирования перепуска воздуха из-за компрессора низкого давления.

Библиографические данные:

1. Основы технологии создания газотурбинных двигателей для магистральных самолетов / Под ред. А.Г. Братухина, Ю.Е. Решетникова, А.А. Иноземцева. М.: Авиатехинформ, 1999. С. 13-44.

2. Иноземцев А.А. Основы конструирования авиационных двигателей и энергетических установок: В 5 т. / А.А. Иноземцев, М.А. Нихамкин, В.Л. Сандрацкий. М.: Машиностроение, 2008. Т. 1. С. 14-18.

3. Патент RU 2109174. «Устройство для регулирования перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета», публ. 20.04.1998.

4. Патент RU 2215908. «Устройство для управления перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя самолета», публ. 10.11.2003 бюл. №31.

5. Патент RU 2475421. «Способ защиты маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов», публ. 20.02.2013 бюл. №5.

6. Патент RU 2347093. «Способ управления двухконтурным двухвальным газотурбинным двигателем самолета и устройство для его реализации», публ. 20.02.2009 бюл. №5.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения, а именно к способам управления перепуска воздуха из компрессора газотурбинного двигателя (ГТД) летательного аппарата. Изобретение решает задачу повышения надежности (отказоустойчивости) и точности способа управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета за счет введения дополнительного (дублирующего) сигнала, характеризующего движение самолета по взлетно-посадочной полосе; повышения достоверности определения скорости самолета V_c, когда исчезает вихреобразный подсос воздуха в воздухозаборник двигателя с поверхности взлетно-посадочной полосы и отсутствует влияние попутного или бокового ветра на работу двигателя. 2 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета, заключающийся в том, что измеряют скорость движения самолета V_c и при превышении скоростью V_c величины 60…70 км/час формируют первый информационный I₁ дискретный сигнал «V_c≥60 км/час», с помощью блока управления регистрируют первый информационный дискретный сигнал «V_c≥60 км/час», также измеряют положение L_руд рычага управления двигателем, температуру Т*_вх воздуха на входе в двигатель, частоту n_квд вращения ротора компрессора высокого давления, по известной зависимости определяют приведенную частоту вращения n_квдпр, кроме того, с помощью блока управления осуществляют формирование первой управляющей команды на закрытие первой группы клапанов перепуска воздуха из компрессора низкого давления в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора высокого давления n_квдпр и положения L_руд, отличающийся тем, что дополнительно формируют, а затем c помощью блока управления регистрируют второй информационный I₂ дискретный сигнал, характеризующий достижение самолетом скорости принятия решения «V_c≥V1», при этом формирование второй управляющей команды с помощью блока управления на закрытие второй группы клапанов перепуска воздуха осуществляют после формирования первой управляющей команды и после регистрации первого информационного I₁ дискретного сигнала «V_c≥60 км/час» или после регистрации второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1», кроме того, в качестве параметра скорости движения самолета V_c для формирования первого информационного сигнала «V_c≥60 км/час» используют воздушную скорость самолета, измеренную аэрометрическим способом с помощью приёмников воздушного давления.

2. Способ управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета по п.1, отличающийся тем, что измерение скорости движения самолета V_c, формирование, передачу первого информационного I₁ дискретного сигнала «V_c≥60 км/час» и второго информационного I₂ дискретного сигнала «V_c≥V1» осуществляют в системе воздушных сигналов самолета, а в качестве блока управления, измеряющего параметры L_руд, Т*_вх, n_квд, определяющего параметр n_квдпр, регистрирующего первый I₁ и второй I₂ информационные дискретные сигналы «V_c≥60 км/час», «V_c≥V1», также формирующего первую и вторую управляющие команды на закрытие первой и второй группы клапанов перепуска, используют электронный регулятор двигателя.

3. Способ управления перепуском воздуха из компрессора низкого давления турбореактивного двухвального двигателя самолета по п.2, отличающийся тем, что передачу первого I₁ и второго I₂ информационных дискретных сигналов «V_c≥60 км/час», «V_c≥V1» из системы воздушных сигналов самолета в электронный регулятор двигателя осуществляют в виде электронного кодового сигнала или в виде замыкаемых/размыкаемых контактов электромеханического реле.