Способ и устройство для выявления условий, способствующих возникновению помпажа, для защиты компрессора газотурбинного двигателя самолета

Настоящее изобретение относится к способу выявления условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления газотурбинного двигателя самолета, причем упомянутый газотурбинный двигатель дополнительно включает в себя компрессор высокого давления, причем упомянутый способ характеризуется тем, что он включает в себя: первый этап измерения (E10) изменения скорости (dV) упомянутого самолета; второй этап измерения (E20) изменения режима (dN2) упомянутого компрессора высокого давления; предварительный этап измерения (E30) высоты (A) самолета; причем условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются, когда одновременно выполняются следующие условия a), b) и c): a) упомянутое изменение скорости (dV), измеряемое на заданном промежутке времени, соответствует ускорению, превышающему первую (S1) положительную границу, и b) упомянутое измеряемое изменение режима (dN2) соответствует замедлению, меньшему, чем вторая (S2) отрицательная граница; c) упомянутая высота превышает третью (S3) заданную границу. Настоящее изобретение дополнительно относится к устройству для приведения в действие способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа. 3 н. и 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

 

Предпосылки создания изобретения

Настоящее изобретение относится к общей области авиационных газотурбинных двигателей. В частности, настоящее изобретение касается выявления условий помпажа, которые могут повлиять на компрессор газотурбинного двигателя самолета, в частности, компрессор низкого давления двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя. В настоящей патентной заявке условия помпажа понимаются как условия, возникновению помпажа.

Помпаж по определению – это аэродинамическая нестабильность потока струи через компрессор газотурбинного двигателя, который может сопровождаться инверсией потока. Например, если компрессор пытается сжать больше газа, чем может обеспечить турбина, находящаяся ниже по потоку, могут возникнуть импульсные возвраты горячего газа к началу, т.е. к истоку течения газов, со срывом потока на лопастях компрессора.

Таким образом, помпаж может привести к повреждению составных частей газотурбинного двигателя. Эти повреждения включают в себя поломку лопастей компрессора, разрушение подшипников, или еще прекращение работы газотурбинного двигателя. Следовательно, для предотвращения этого важно надежно и точно определить условия, способствующие возникновению помпажа, в компрессоре газотурбинного двигателя. Возникновение помпажа может привести к эксплуатационным последствиям, которые могут повлечь за собой серьезные финансовые расходы.

Известны средства для сохранения целостности и рабочих характеристик компрессора при определенных условиях, способствующих помпажу. В частности, известны способы и устройства для выявления риска помпажа в компрессоре, когда производительность рабочей линии упомянутого компрессора становится ниже пороговой величины, т.е. границы помпажа. В частности, из патентной публикации US4756152A известен способ регулирования управления перепускными клапанами компрессора, в частности, во время замедления работы турбореактивного двигателя, для восстановления предела помпажа.

Из патентной публикации FR 2 332 428 A1 также известен детектор закупорки и способ выявления закупорки в газотурбинном двигателе.

Определенные компрессоры низкого давления для авиационных газотурбинных двигателей, также называемые «бустерами», демонстрируют относительно низкий запас помпажа на большой высоте. Иными словами, рабочая линия компрессора, стабилизированного на большой высоте, близка к границе помпажа. Таким образом, компрессор низкого давления двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя может обладать достаточной чувствительностью к помпажу, выше определенной высоты. Для этого необходимо хорошо освоить управление защитой от помпажа компрессора в отношении переходных фаз, который может претерпевать газотурбинный двигатель.

Кроме того, известные способы и устройства обнаружения в определенных ситуациях полета не позволяют выявлять условия, способствующие возникновению помпажа. Примером проблемной ситуация полета является ситуация, когда самолет летит в режиме, называемом «автопилот». Когда самолет испытывает резкое повышение встречного ветра, скорость, претерпеваемая самолетом, которую измеряют относительно набегающего потока, впоследствии повышается. В дальнейшем, речь будет идти о скорости самолета как скорость, испытываемой самолетом, измеряемой например, трубчатым анемометром Пито. В режиме автопилота и при большинстве крейсерских скоростях самолета, мощность газотурбинного двигателя регулируют так, чтобы скорость самолета оставалась постоянной. Таким образом, в ходе повышения встречного ветра, режим автопилота реагирует так, чтобы уменьшить абсолютную скорость самолета, чтобы скорость самолета оставалась постоянной. Для этого, для определенных категорий двигателей и в зависимости от логики управления, принятой конструктором двигателя, режим автопилота управляет ослаблением режима работы компрессора низкого давления (называемого также режимом N1) газотурбинного двигателя, для ослабления режима кабинного нагнетателя газотурбинного двигателя, а следовательно, и его тягой. Это может быть проблематичным для выявления условий помпажа, поскольку изменения режимов газотурбинного двигателя ограничены режимом автопилота, что препятствует функционированию обычных средств обнаружения условий.

Таким образом, существуют определенные условия, способствующие возникновению помпажа, в частности, условия, которые могут возникать в ходе крейсерского полета на высоте, которые нельзя выявить известными способами обнаружения согласно уровню техники.

Задача и сущность изобретение

Задача изобретения состоит в разработке способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа, для защиты компрессора низкого давления двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя, в частности, в ходе крейсерского полета на высоте.

Соответственно, другая задача изобретения состоит в разработке устройства для управления открытием и закрытием клапанами разгрузки двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя в случае выявления условий, способствующих возникновению помпажа компрессора низкого давления упомянутого турбореактивного двигателя.

Соответственно, другая задача изобретения состоит в разработке двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя, компрессор низкого давления которого защищен в случае выявления условий, способствующих возникновению помпажа.

В настоящем описании и прилагаемой формуле изобретения, выражение «превышающее» используют для обозначения количества, величина которого больше или равна другой, тогда как выражение «менее» используют для обозначения количества, величина которого меньше или равна другой. Кроме того, расчет разности между первым количеством, например, количеством, измеряемым в первый момент, и вторым количеством, например, количество, измеряемым во второй момент, означает вычитание этого второго количества из этого первого количества.

Также следует понимать, что скорость можно выразить в метрах в секунду или в числе Маха. Число Маха самолета получают путем деления скорости этого самолета на скорость его скорость звука, равную 340 м/с в воздухе при температуре 15°C.

Таким образом, первый аспект изобретения относится к способу выявления условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления газотурбинного двигателя самолета, причем упомянутый газотурбинный двигатель дополнительно включает в себя компрессор высокого давления, причем упомянутый способ характеризуется тем, что он включает в себя:

– первый этап измерения изменения скорости упомянутого самолета;

– второй этап измерения изменения режима упомянутого компрессора высокого давления;

– предварительный этап измерения высоты самолета;

причем условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются, когда одновременно выполняются следующие условия a), b) и c):

a) упомянутое измеряемое изменение скорости на заданном промежутке времени соответствует ускорению, превышающему первую положительную границу, причем упомянутая первая граница равна, например, 0,001 Маха в секунду, а упомянутый промежуток времени равен, например, 10 секундам,

b) упомянутое измеряемое изменение режима соответствует замедлению, меньшему, чем вторая отрицательная граница, причем упомянутая вторая граница равна, например, 8 оборотов в минуту в секунду, и

c) упомянутая измеряемая высота превышает третью заданную границу, причем упомянутая третья равна, например, 25000 футам (7620 метрам).

Этот способ преимущественно позволяет выявлять условия, способствующие возникновению помпажа, не оказывая воздействия на параметры функционирования газотурбинного двигателя.

Этот способ преимущественно позволяет избегать ошибочного выявления условий, способствующих возникновению помпажа, происходящего вследствие явлений, производящих эффекты, подобные, например, изменениям режима функционирования компрессора газотурбинного двигателя, например, ослабления этого режима, вызванного неисправностью, попаданием льда или инородных тел, или возникновением других нестабильных явлений, таких как случающийся срыв потока.

Этот способ преимущественно позволяет надежно выявлять появление помпажа, когда самолет летит на большой высоте.

В конкретном варианте воплощения изобретения, способ выявления дополнительно включает в себя:

– четвертый этап измерения первого управляемого режима компрессора низкого давления;

– пятый этап измерения второго текущего режима компрессора низкого давления;

причем условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются, независимо от выполнения условий a), b) и c), когда выполняется следующее условие d):

d) разность между упомянутым измеренным первым управляемым режимом и упомянутым измеренным вторым текущим режимом ниже, чем четвертая граница, причем упомянутая четвертая граница равна, например, –100 оборотам в минуту.

Этот способ преимущественно позволяет выявлять условия, способствующие возникновению помпажа, когда самолет летит в режиме автопилота.

В конкретном варианте воплощения изобретения, если измеряемая высота ниже третьей границы, первый и второй этапы измерения игнорируются, а условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются при выполнении условия d).

В конкретном варианте воплощения изобретения, выявление условий, способствующих возникновению помпажа, позволяет приводить в действие команду на открытие клапанов разгрузки, расположенных между компрессором низкого давления и компрессором высокого давления.

В конкретном варианте воплощения изобретения, упомянутое изменение режима измеряют путем расчета производной режима, с последующей фильтрацией, с постоянной времени, адаптированной для усреднения измерения на промежутке времени 1–3 секунды.

Другой аспект изобретения дополнительно относится к устройству обнаружения условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления газотурбинного двигателя самолета, причем упомянутый газотурбинный двигатель дополнительно включает в себя компрессор высокого давления, причем упомянутое устройство характеризуется тем, что оно включает в себя:

– первые средства измерения изменения скорости упомянутого самолета;

– вторые средства измерения изменения режима упомянутого компрессора высокого давления;

– третьи средства измерения высоты самолета;

– устройство, дополнительно содержащее средства выявления ускорения самолета, причем упомянутые средства выявления содержат:

– средства активации первого индикатора, ответственного за изменения скорости;

– средства активации второго индикатора, ответственного за изменения режима компрессора высокого давления;

– средства активации третьего индикатора;

– средства активации индикатора риска помпажа, ответственного за выявления условий, способствующих возникновению помпажа;

причем упомянутый индикатор риска помпажа активируется при одновременной активации первого индикатора, второго индикатора и третьего индикатора;

причем первый индикатор активируется, когда измеряемое изменение скорости на заданном промежутке времени соответствует ускорению, превышающему первую границу, причем упомянутая первая граница равна, например, 0,001 Маха в секунду;

второй индикатор активируется, когда измеряемое изменение режима соответствует замедлению, меньшему, чем вторая граница, причем упомянутая вторая граница равна, например, 8 оборотов в минуту в секунду; и

третий индикатор активируется, когда измеряемая высота превышает заданную третью границу, причем упомянутая третья граница равна, например, 25000 футам (7620 метрам).

Это устройство успешно позволяет выявлять условия, способствующие возникновению помпажа, с использованием средств, обычно используемых при контроле стадий полета самолета, что делает его простым в применении.

В конкретном варианте воплощения изобретения, устройство обнаружения дополнительно включает в себя:

– четвертые средства измерения первого управляемого режима компрессора низкого давления;

– пятые средства измерения второго текущего режима компрессора низкого давления;

причем средства выявления ускорения самолета дополнительно содержат средства активации четвертого индикатора, при этом индикатор активируется, когда первый индикатор, второй индикатор и третий индикатор не активируются одновременно, и когда упомянутый четвертый индикатор активируется, причем упомянутый четвертый индикатор активируется, когда разность между упомянутым измеренным первым управляемым режимом и упомянутым измеренным вторым текущим режимом ниже, чем четвертая граница, причем упомянутая четвертая граница равна, например, –100 оборотам в минуту.

Другой аспект изобретения относится к газотурбинному двигателю, содержащему устройство обнаружения согласно изобретению.

В настоящем описании и прилагаемой формуле изобретения считается, что любая величина заданного параметра находится в диапазоне, содержащем эту величину, причем пределы этого диапазона могут отклоняться на несколько порядков от величины этого параметра.

Таким образом, первая граница составляет 10^–4–10^–2 Махов в секунду, причем эта первая граница равна, например, 0,001 Маха в секунду.

Промежуток времени составляет 3–20 секунд, и этот промежуток времени равен, например, 10 секундам.

Вторая граница составляет –2 оборота в минуту в секунду и –20 оборота в минуту в секунду, причем эта вторая граница равна, например, –8 оборотов в минуту в секунду.

Третья граница составляет от 20000 футов (6096 метров) до 30000 футов (9144 метров), и эта третья граница равна, например, 25000 футам (7620 метрам).

Краткое описание чертежей

В дальнейшем изобретение поясняется описанием вариантов его осуществления со ссылками на фигуры чертежей, на которых:

– Фигура 1 представляет разрез газотурбинного двигателя, на котором показано применение изобретения;

– Фигура 2 представляет, в форме блок–схемы, основные этапы способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа согласно изобретению, в варианте воплощения изобретения;

– Фигура 3 представляет, в форме блок–схемы, основные этапы способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа согласно изобретению, в другом варианте воплощения изобретения;

– Фигура 4 представляет, в форме блок–схемы, основные этапы способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа согласно изобретению, в другом варианте воплощения изобретения;

– Фигура 5 представляет, в форме блок–схемы, пример средств устройства обнаружения условий, способствующих возникновению помпажа, в варианте воплощения изобретения;

– Фигура 6 представляет, в форме графика, пример, иллюстрирующий изменение нескольких параметров, ответственных за условия, способствующие возникновению помпажа, который может воздействовать на газотурбинный двигатель, при котором изобретение применимо.

Естественно, для удовлетворения конкретных потребностей, специалист в данной области техники может применять модификации в следующем описании. Настоящее изобретение, хотя оно относится к различным вариантам воплощения, не ограничено этими конкретными вариантами воплощения, и любые модификации, попадающие в объем настоящего изобретения, можно рассматривать как очевидные для соответствующего специалиста в данной области техники.

Подробное описание варианта воплощения

Таким образом, в изобретении предложено выявление определенных условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления газотурбинного двигателя самолета, для контроля, с одной стороны, ускорений этого самолета путем выявления изменений его скорость, а с другой стороны, для выявления ослаблений режима компрессора высокого давления того же газотурбинного двигателя. Как было упомянуто ранее, ускорение самолета представляет собой повышение скорости, развиваемой самолетом, и, таким образом, оно может быть вызвано усилением встречного ветра.

Более того, в изобретении предложено усовершенствование этого выявления в определенных ситуациях полета, при контроле высоты самолета, для выявления, в частности, условий помпажа, характерных для полета выше определенной границы высоты. Кроме того, с помощью изобретения также можно осуществлять контроль режима функционирования компрессора низкого давления по отношению к управляемому режиму, который можно приводить в действие, в частности, для выявления условий помпажа ниже упомянутой границы высоты.

Иными словами, в изобретении предложено усовершенствование и комбинирование нескольких индикаторов, соответствующих свойствам газотурбинного двигателя и самолета, переносящего этот газотурбинный двигатель, для надежной и селективной идентификации условий, способствующих возникновению помпажа.

В контексте настоящего изобретения следует понимать, что самолет летит в соответствии с данной стадией полета. Стадия полета самолета представляет собой, например, стадию отрыва от земли, стадию подъема, стадию спуска, стадию приземления, а также стадию крейсерского полета.

В частности, следует понимать, что настоящее изобретение применимо для самолета, летящего в соответствии со стадией крейсерского полета на большой высоте, в ходе которого пилотирование самолета осуществляется в режиме автопилота.

Фигура 1 представляет разрез газотурбинного двигателя, на котором применимо изобретение. Газотурбинный двигатель здесь двухтактный и двухконтурный турбореактивный двигатель T, установленный на самолете.

В общем виде, и если не указано иное, здесь будет определено, что передняя и задняя часть турбореактивного двигателя T, а также вход и выход упомянутого турбореактивного двигателя T, определены относительно направления потока струй внутри него. Следовательно, передняя и задняя части турбореактивного двигателя расположены соответственно выше и ниже по течению потока струй.

Турбореактивный двигатель T включает в себя гондолу N. Гондола N окружает комплект компонентов турбореактивного двигателя T, и включает в себя, например, обтекатель для защиты этих компонентов внешнего вида. Гондола N обладает внешней структурой, которая образует с внутренней структурой одну или несколько жил V. Эта или эти жилы V позволяют течь потоку, например, потоку воздуха, вовнутрь гондолы N турбореактивного двигателя T.

Турбореактивный двигатель T включает в себя нагнетатель S, установленный перед гондолой N. Нагнетатель S представляет собой, например, ротор, образованный из лопаток и/или лопастей, которые приводятся в движение турбиной турбореактивного двигателя T.

Функция нагнетателя S состоит в том, чтобы принимать всю струю, которая попадает перед турбореактивным двигателем T, и перенаправлять эту струю в комплект жил V гондолы N. Струя, принимаемая нагнетателем S, делится, соответственно, на первичный поток F1 и вторичный поток F2.

Первичный поток F1 проходит через входной компрессор, называемый компрессором низкого давления, CBP, образованный внутри турбореактивного двигателя T и жестко соединенный с нагнетателем S. Роль компрессора низкого давления CBP состоит в повышении давления проходящей струи.

Турбодвигатель T согласно варианту воплощения изобретения дополнительно включает в себя компрессор высокого давления CBP, камеру сгорания CC, турбину высокого давления THP и турбину низкого давления TBP. Как проиллюстрировано, следует понимать, что компрессор высокого давления CHP расположен позади компрессора низкого давления CBP. Турбина высокого давления THP расположена позади компрессора высокого давления CHP и камеры сгорания CC, а турбина низкого давления TBP расположена позади турбины высокого давления THP.

Компрессор низкого давления CBP механически связан с турбиной низкого давления TBP первым валом A1, тогда как компрессор высокого давления CHP механически связан с турбиной высокого давления THP вторым валом A2, проходящим коаксиально с первым валом A1.

Функция компрессора высокого давления CHP состоит в приеме и сжатии газов, исходящих из компрессора низкого давления CBP.

Компрессор низкого давления CBP и турбина низкого давления TBP вращаются при одинаковой скорости вращения, тогда как компрессор высокого давления CHP и турбина высокого давления THP вращаются при другой одинаковой скорости вращения.

Как проиллюстрировано, двухтактный и двухконтурный турбореактивный двигатель T включает в себя с одной стороны, корпус низкого давления, включающий в себя компрессор низкого давления CBP, турбину низкого давления TBP и первый вал A1, а с другой стороны, корпус высокого давления, включающий в себя компрессор высокого давления CHP, турбину высокого давления THP и второй вал A2. Этот корпус низкого давления и этот корпус высокого давления образуют два комплекта, вращающиеся механически независимо друг от друга.

При функционировании турбореактивного двигателя T, первичный поток F1 сначала проходит через компрессор низкого давления CBP, жестко соединенный с нагнетателем S, затем через компрессор высокого давления CHP. Компрессор высокого давления CHP канализирует сжатую струю к камере сгорания CC, в которой струя первичного потока F1 перемешивается с горючим под давлением. Смесь струя/горючее затем поджигают, и поток, выходящий из камеры сгорания CC, попадает в турбину высокого давления THP. В зависимости от того, впрыскивается ли больше или меньше горючего в камеру сгорания CC, турбина высокого давления THP претерпевает изменения скорости вращения.

Следует понимать, что камера сгорания CC расположена в направлении течения струй, между компрессором высокого давления CHP и турбиной высокого давления THP.

Первичный поток F1 наконец выбрасывается на большой скорости из гондолы N к задней части турбореактивного двигателя T, протекая вдоль конуса распыла (cône d’éjection, CE). Выбрасывание первичного потока F1 на большой скорости позволяет генерировать часть тяги, необходимой для приведения в движение самолета.

Согласно варианту воплощения изобретения не представленному на Фигурах, турбореактивный двигатель T также может содержать средства управления для управления скоростью вращения турбины низкого давления TBP при достаточно постоянной скорости.

При функционировании турбореактивного двигателя T, нагнетатель S приводится во вращение за счет прохождения вторичного потока F2, и он подает его, направляя к задней части турбореактивного двигателя T. Лопасти и/или лопатки нагнетателя S будут взаимодействовать с захваченной струей и повышать ее скорость. Вторичный поток F2 течет по жиле или по жилам V, образованным внутри гондолы N. Выброс струи, соответствующей вторичному потоку F2 к задней части турбореактивного двигателя T, вызывает основную часть тяги, необходимой для приведения в движение самолета.

Согласно концепции газотурбинный двигатель предусмотрен для функционирования в заданных пределах. Компрессоры газотурбинного двигателя задуманы для функционирования с достаточным запасом, называемым запасом помпажа, так что газотурбинный двигатель в своей области применения может функционировать без помпажа. Следует понимать, что способность газотурбинного двигателя к ускорению или к замедлению ограничена этим запасом помпажа.

Однако известно, что помпаж может возникать, когда режим функционирования компрессора низкого давления CBP и режим компрессора высокого давления CHP ослабляются.

Запас помпажа компрессора низкого давления CBP турбореактивного двухтактного и двухконтурного двигателя T зависит, среди прочего, от расхода воздуха, который через него проходит, и от высоты самолета, приводимого в движение этим турбореактивным двигателем. В частности, этот помпажа более низок для самолета, летящего выше определенной высоты, например, 25000 футов (7620 метров).

Помпаж компрессора низкого давления CBP может внезапно возникнуть на стадии крейсерского полета самолета, на большой высоте. В частности, помпаж может возникнуть, когда турбореактивный двигатель T претерпевает замедление, управляемое пилотом самолета, или режимом автопилота, при условии турбулентной атмосферы, и в частности, в случае более сильного встречного ветра. Это замедление приводит к ослаблению соответствующих режимов функционирования компрессора низкого давления CBP и компрессора высокого давления CHP. Или, компрессор низкого давления CBP связан с валом A1 корпуса низкого давления, который обладает большей инерцией, чем вал A2 корпуса высокого давления, с которым связан компрессор высокого давления. Таким образом, режим компрессора низкого давления CBP ослабляется не так быстро, как режим компрессора высокого давления CHP. Это приводит к повышению давления рабочей линии компрессора низкого давления CBP, тем более, что компрессор высокого давления CHP имеет лопатки статора с переменным шагом, которые закрываются при замедлении и, таким образом, уменьшают его проходное сечение.

Если, в ходе этого замедления, отношение между давлением, измеряемым в точке, расположенной выше по потоку относительно компрессора низкого давления CBP, и давлением, измеряемым в точке, расположенной ниже по потоку относительно компрессора низкого давления CBP, превышает определенную границу, в компрессоре низкого давления CBP может возникнуть ситуация помпажа. В этой ситуации, функционирование турбореактивного двигателя T может стать нестабильным, что может привести к повреждению компрессора или других компонентов турбореактивного двигателя T.

Для защиты турбореактивного двигателя T и его различных элементов, известны защитные устройства, снабженные клапанами разгрузки VBV. Как проиллюстрировано на Фигуре 1 Согласно варианту воплощения изобретения турбореактивный двигатель T включает в себя клапаны разгрузки VBV, например, клапанов или заслонки, расположенные между компрессором низкого давления CBP и компрессором высокого давления CHP.

Клапаны разгрузки VBV задуманы для отведения части первичного потока F1 к вторичному потоку F2, когда они открыты. В частности, открытие клапанов разгрузки VBV позволяет отводить часть первичного потока F1, проходящего между компрессором низкого давления CBP и компрессором высокого давления CHP, к жиле V, где циркулирует вторичный поток F2. Отведение части первичного потока F1 в жилу V, где циркулирует вторичный поток F2, позволяет защитить турбореактивный двигатель T помпажа компрессора низкого давления CBP, когда через него проходит расход струи, превышающий расход, который может принять компрессор высокого давления CHP.

Закрытие клапанов разгрузки VBV поддерживает целостность первичного потока F1 при его течении между компрессором низкого давления CBP и компрессором высокого давления CHP.

Клапаны разгрузки VBV можно плавно закрывать или открывать, с различными возможными углами открытия. Закрытие или открытие клапанов разгрузки VBV управляется контроллером двигателя в зависимости от предварительно заданного алгоритма управления, или в ответ на конкретное событие. Например, такой алгоритм управления учитывает управляемый режим компрессора низкого давления CBP, называемый режимом N1, уменьшенный на температуру, измеряемую в месте, предназначенном для компрессора.

Согласно варианту воплощения изобретения алгоритм управления также учитывает данные, установленные с помощью способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа.

Согласно варианту воплощения изобретения не представленному на Фигурах, управление клапанов разгрузки VBV приводят в действие для предотвращения возникновения явления помпажа в турбореактивном двигателе T, при выявлении условий, способствующих возникновению помпажа.

Применительно к Фигуре 2, здесь описаны этапы способа выявления условий, способствующих возникновению помпажа согласно варианту воплощения изобретения, когда упомянутый способ приводится в действие газотурбинным двигателем.

Здесь рассматривается случай помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления CBP турбореактивного двухтактного и двухконтурного двигателя T. Следует понимать, что эта гипотеза не является ограничивающей, и что изобретение также можно применять для компрессора высокого давления CHP турбореактивного двигателя T, а также для других типов газотурбинных двигателей самолетов.

Способ выявления включает в себя этап E1, называемый этапом контроля, в ходе которого выявляют, по меньшей мере, один параметр: параметр самолета, параметр турбореактивного двигателя T, параметр компрессора высокого давления CHP, а также параметр компрессора низкого давления CBP.

Кроме того, этап E2 выявления ускорения самолета приводят в действие, когда этап E1 контроля активен. Этап E2 оценивает индикаторы выявления условий, способствующих возникновению помпажа, причем упомянутые индикаторы, например, двоичные, установлены на 1, когда они активны, и на 0, если нет. Эти индикаторы выбирают, по меньшей мере, из:

– индикатора iV, ответственного за изменения скорости dV;

– индикатора iN2, ответственного за изменения режима dN2.

Согласно варианту воплощения изобретения этапы E1 и E2 выполняются одновременно.

Исходя из статистических и экспериментальных исследований газотурбинных двигателей самолетов, летящих в турбулентной атмосфере, авторы изобретения смоглли определить, что условия, способствующие возникновению помпажа, соответствуют двум относительно сопутствующим явлениям:

– относительно резкому повышению скорости самолета, а следовательно, и повышению числа Маха;

– ослаблению режима функционирования компрессора высокого давления CHP газотурбинного двигателя.

Изменение скорости dV измеряют на заданном промежутке времени, и этот промежуток времени равен, например, 10 секунд, а изменение скорости dV соответствует ускорению.

Согласно варианту воплощения изобретения упомянутое изменение скорости dV самолета представляет собой повышение скорости упомянутого самолета. Упомянутое изменение режима dN2 компрессора высокого давления CHP представляет собой ослабление режима упомянутого компрессора.

Этап E2 выявления ускорения самолета включает в себя этап измерения E10 изменения скорости dV. Этап E2 дополнительно включает в себя этап измерения E20 изменения режима dN2.

Упомянутое изменение скорости dV представляет собой повышение скорости самолета, выраженное в числе Махов в секунду, а упомянутое изменение режима dN2 представляет собой ослабление режима функционирования компрессора высокого давления CHP, выраженное в оборотах в минуту в секунду.

Согласно варианту воплощения изобретения измерение изменения скорости dV осуществляется в соответствии с уровнем техники. Это измерение может быть осуществлено с помощью зондов и/или датчиков, расположенных, например, на фюзеляже самолета, на носу или на крыльях. Эти зонды и/или эти датчики сконфигурированы для измерения потока воздуха, пересекаемого самолетом, и содержащие, например, трубку Пито, сконфигурированную для измерения динамического давления воздуха. Измеряемое динамическое давление сопоставляют со статическим давлением, и это позволяет определять скорость V самолета.

Этап E10 измерения скорости V самолета в два последовательных момента, где эти два последовательные моменты разделены, например, интервалом в 10 секунд. Иными словами, первую скорость V1 измеряют в первый момент t1, а вторую скорость V2 измеряют во второй момент t2, причем вторая момент t2 длится 10 секунд после первого момента t1. На этапе E10 затем определяют изменение скорости dV путем расчета разности V2–V1.

На этапе E10 сопоставляют изменение скорости dV с предварительно заданной границей, называемой первой границей S1. Если упомянутое изменение скорости dV превышает упомянутую первую границу S1, индикатор iV активируется. Значение индикатора iV установлено при 1, если выявлено изменение скорости dV, превышающее S1, и при 0, если нет. В последнем случае, этап E10 продолжает измерять скорость V самолета, чтобы возможно выявить изменение скорости dV, превышающее S1.

Этап E20 измерения в каждый момент режима N2 компрессора высокого давления CHP двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя T. Упомянутый режим N2 можно измерять, исходя из скорости вращения второго вала A2 турбореактивного двигателя T, который механически связывает компрессор высокого давления CHP с турбиной высокого давления THP. Этап E20 затем рассчитывает изменение режима dN2, равное производной от времени N2 в соответствующий момент измерения.

Этап E20 затем сопоставляет изменение режима dN2 с отрицательной предварительно заданной границей, называемой второй границей S2. Если упомянутое изменение режима dN2 по алгебраическому значению ниже второй отрицательной границы S2, иначе называемой, если абсолютное значение изменения режима dN2 превышает предварительно заданную положительную границу, которая представляет собой абсолютное значение второй границы S2, индикатор iN2 активируется. Значение индикатора iN2 установлено при 1, если выявлено изменение режима dN2 ниже S2, и при 0, если нет. В последнем случае, этап E20 продолжает измерять режим N2 компрессора высокого давления CHP для возможного выявления изменения режима dN2 ниже S2.

Согласно варианту воплощения изобретения этап E10 может приводить в действие этап E20, когда определяют значение индикатора iV.

Значение первой границы S1 и значение второй границы S2 выбирают так, чтобы это позволило выявить условия, способствующие возникновению помпажа, с минимальным риском ложного обнаружения. Упомянутые значения зависят от характеристик функционирования газотурбинного двигателя, для которого изобретение применимо.

Рассматривается случай самолета, летящего на стадии крейсерского полета на большой высоте. В ходе такого полета самолета наблюдается, что:

– 3% времени от среднего полета этого самолета, он развивается в турбулентной атмосфере, где изменения скорости самолета превышают 0,01 Маха в течение 10 секунд;

– 7% времени от среднего полета самолета развивается в умеренно–турбулентной атмосфере, где изменения скорости самолета составляют менее 0,01 Маха на промежутке времени 10 секунд и превышает 0,005 Маха для этого же промежутка времени;

– 90% времени от среднего полета самолета развивается в спокойной атмосфере, где изменения скорости самолета составляют менее 0,005 Маха на промежутке времени, равном 10 секунд.

Помпаж более вероятно внезапно возникает в турбулентной атмосфере, и, таким образом, значение первой границы S1 выбирают предпочтительно равным или близким к 0,01 Маха в течение 10 секунд, т.е. 0,001 Маха в секунду. Число Маха для самолета, летящего на стадии крейсерского полета, на большой высоте, может соответствовать скорости V, составляющей 0,74–0,80 Маха, т.е. скорость составляет 74–80% от скорости звука.

Кроме того, для самолета на стадии крейсерского полета на большой высоте, появление условий, способствующих возникновению помпажа, должно сопровождаться ослаблением режима функционирования компрессора высокого давления CHP турбореактивного двигателя, что соответствует замедлению, иными словами, отрицательному ускорению. Это ослабление ниже, чем –48 оборотов в минуту, т.е. по абсолютному значению превышает 48 оборотов в минуту, на промежутке времени, равном 10 секунд. Значение второй границы S2, таким образом, предпочтительно выбирают равным –8 оборотов в минуту в секунду. Это значение позволяет выгодно сдерживать последствия ошибочного выявления условий, способствующих возникновению помпажа для двухтактного и двухконтурного турбореактивного двигателя T, позволяющих выполнять изобретение.

В частности, подтверждено, что выбор этих значений для границ S1 и S2 гарантирует, что при вышеупомянутых условиях турбулентной атмосферы, снижение режима компрессора высокого давления CHP по абсолютному значению превышает предварительно заданную положительную границу на предварительно заданном промежутке времени, что очень вероятно приводит к помпажу компрессора низкого давления CBP. Было подтверждено, что способ выявления сдерживает ошибочное выявление условий, способствующих возникновению помпажа в ходе режима замедления компрессора высокого давления CHP. Исходя из статистических исследований периодов времени полета самолета, снабженного двухтактными и двухконтурными турбореактивными двигателями, способными выдерживать вышеупомянутые условия помпажа, авторы изобретения констатировали, что ошибочное выявление условий помпажа в спокойной атмосфере и в умеренно–турбулентной атмосфере возникают лишь примерно в течение 2,5% времени от общего полета самолета.

Вслед за этапами E1 и E2, способ выявления включает в себя этап E5, называемый этапом выявления условий, способствующих возникновению помпажа, в ходе которого исследуют одновременную активацию индикаторов iV и iN2. Если значение индикатора iV и значение индикатора iN2 одновременно установлены при 1, выявляются условия, способствующие возникновению помпажа, и активируется индикатор iP риска помпажа. В случае выявления условий, способствующих возникновению помпажа, значение индикатора iP установлено при 1. Если нет, то способ переходит к этапу E1 контроля и продолжает контролировать изменения скорости dV самолета и изменения режима dN2 компрессора высокого давления CHP.

При выявлении условий, способствующих возникновению помпажа, т.е. при активации индикатора iP риска помпажа, способ обнаружения может приобрести функцию управления открытием клапанов разгрузки VBV, для защиты газотурбинного двигателя T от помпажа.

Как проиллюстрировано на Фигурах 3, 4 и 5, для усиления надежности выявления условий, способствующих возникновению помпажа, могут быть использованы индикаторы, отличные от индикаторов iV и iN2.

Согласно варианту воплощения изобретения как проиллюстрировано на Фигуре 3, способ выявления включает в себя этап E3, называемый этапом выявления большой высоты. Этот этап E3 выявления большой высоты может быть заметно приведен в действие одновременно или вслед за этапом E2, при активации этапа E1 контроля.

Согласно варианту воплощения изобретения этап E3 включает в себя предварительный этап E30 измерения, в ходе которого измеряют высоту A самолета. Это измерение высоты можно осуществлять с помощью высотометра, расположенного на фюзеляже самолета.

Предварительный этап E30 сопоставляет в каждый момент высоту A самолета с предварительно заданной границей, называемой третьей границей S3. Если упомянутая высота A самолета превышает упомянутую третью границу S3, активируется индикатор iA. Значение индикатора iA установлено при 1, если выявлена высота A превышающая S3, и при 0, если нет. В последнем случае, предварительный этап E30 продолжает измерять высоту A самолета для возможного выявления высоты, превышающей S3.

Вслед за этапами E1, E2 и E3, этап E5 выявления исследует одновременную активацию индикаторов iA, iV и iN2. Если значения этих индикаторов установлены одновременно при 1, выявляются условия, способствующие возникновению помпажа, и активируется индикатор iP риска помпажа. В частности, индикатор iP установлен при 1. Если нет, то способ снова переходит к этапу E1 контроля и продолжает исследовать изменения скорости самолета, изменения режима компрессора высокого давления и высоту самолета.

Согласно варианту воплощения изобретения, как проиллюстрировано на Фигуре 4, способ выявления также может включать в себя этап E4, называемый этапом выявления замедления двигателя. Этот этап E4 выявления замедления двигателя может быть в значительной мере приведен в действие одновременно или вслед за этапами E2 и E3, при активации этапа E1 контроля.

Этап E4 выявления замедления двигателя включает в себя этап измерения E40 первого режима N1, называемого управляемым режимом компрессора низкого давления CBP. Кроме того, этап E4 включает в себя этап измерения E50 второго режима N1’, называемого текущим режимом компрессора низкого давления CBP.

Для самолета на стадии крейсерского полета, важно отличить управляемый режим от текущего режима газотурбинного двигателя T. Управляемый режим N1 соответствует режиму функционирования компрессора низкого давления CBP, необходимого для пилотов самолета, когда они контролируют каждый газотурбинный двигатель T с помощью рычага для управления газом. Текущий режим N1’ соответствует реальному режиму функционирования компрессора низкого давления CBP.

Поскольку всегда имеется время для отклика между управляемым режимом, исполняемым рычагом для управления газом, и текущим режимом компрессора низкого давления CBP, режимы N1 и N1’ не всегда равны.

Исходя из измерений управляемого режима N1 и измерений текущего режима N1’, этап E4 затем в каждый момент измеряет разность между этими двумя значениями. Разность между N1 и N1’, равную N1 – N1’, затем сопоставляют с предварительно заданной границей, называемой четвертой границей S4. Если разность N1 – N1’ ниже упомянутой четвертой границы S4, активируется индикатор iN1. Значение индикатора iN1 установлено при 1, если выявлено отклонение режима менее S4, и при 0, если нет. В последнем случае, этапы E40 и E50 продолжают контролировать управляемый режим N1 и текущий режим N1’ для возможного выявления отклонения режима менее S4.

В режиме автопилота, и поскольку в случае резкого повышения числа Маха управляемое замедление на большой высоте происходит плавно, отклонение между текущим режимом N1’ и управляемым режимом N1 может быть ниже границы обнаружения S4 на всей протяженности замедления, что приводит к отсутствию обнаружения, и отсюда возникает необходимость в создании второго алгоритма.

Вслед за этапами E1, E2, E3 и E4, этап E5 выявления исследует активацию индикаторов iA, iV и iN2. Если значения этих индикаторов одновременно установлены при 1, выявляются условия, способствующие возникновению помпажа, и индикатор iP риска помпажа активируется. В частности, индикатор iP установлен при 1. Если нет, способ исследует активацию индикатора iN1. Если индикатор iN1 установлен при 1, выявляются условия, способствующие возникновению помпажа. Если нет, способ снова переходит к приведению в действие этапа E1 контроля и продолжает контролировать изменения скорости самолета, изменения режима компрессора высокого давления CHP, высоту самолета и изменения режима компрессора низкого давления CBP.

Значение четвертой границы S4 выбирают так, чтобы можно было допустить выявление условий, способствующих возникновению помпажа, когда самолет летит в режиме автопилота.

Управляемый режим N1’ остающийся постоянным в режиме автопилота, условия, способствующие возникновению помпажа, можно выявлять, когда разность между N1 и N1’ становится ниже –1000 оборотов в минуту на промежутке времени 10 секунд. Значение четвертой границы S4, таким образом, предпочтительно выбирают равной –100 оборотов в минуту в секунду.

Согласно этому варианту воплощения можно выявлять помпаж, исходя из выявления ослабления скорости V самолета, изменения dN2 режима функционирования компрессора высокого давления CHP, выявления большой высоты A самолета и выявления разности между управляемым режимом N1 и текущим режимом N1’ компрессора низкого давления CBP. При приведении в действие этапов E1, E2, E3 и E4, надежное и точное выявление условий, способствующих возникновению помпажа, которое может воздействовать на двухтактный и двухконтурный турбореактивный двигатель T, осуществляется на большой высоте и на низкой высоте.

Согласно другому варианту воплощения изобретения, не представленному на Фигурах, эти этапы могут быть реализованы для нескольких газотурбинных двигателей. Кроме того, эти этапы могут быть реализованы для различных газотурбинных двигателей.

Применительно к Фигуре 5, изобретение также нацелено на создание устройства DD выявления условий, способствующих возникновению помпажа, причем этот помпаж, который может воздействовать на компрессор низкого давления CBP газотурбинного двигателя, а этот газотурбинный двигатель дополнительно содержит компрессор высокого давления CHP.

Устройство DD выявления условий, способствующих возникновению помпажа, активируется на этапе E1 контроля со стороны устройства контроля DS. Кроме того, устройство DD выявления условий, способствующих возникновению помпажа, управляет устройством DO открытия клапанов разгрузки VBV.

Согласно варианту воплощения изобретения устройство DD включает в себя:

– первые средства измерения M10, включающие в себя, например, датчик скорости, сконфигурированные для измерения скорости V и для расчета изменения скорости dV упомянутого самолета в ходе этапа E10;

– вторые средства измерения M20, включающие в себя, например, датчик изменения режима, и сконфигурированные для измерения изменения режима dN2 компрессора высокого давления CHP в ходе этапа E20.

Устройство DD включает в себя также средства для осуществления этапа E2, а следовательно, активации индикаторов iV и iN2, исходя из сопоставления изменения скорости dV и изменения режима dN2 компрессора высокого давления CHP, соответственно, с первой границей S1 и со второй границей S2.

Устройство DD дополнительно включает в себя:

– третьи средства измерения M30, включающие в себя, например, датчик высоты, такой как высотометр, сконфигурированные для измерения высоты A самолета в ходе предварительного этапа E30;

– четвертые средства измерения M40, включающие в себя, например, систему управления самолета, сконфигурированную для измерения управляемого режима N1 компрессора низкого давления CBP в ходе этапа E40;

– пятые средства измерения M50, включающие в себя, например, датчик скорости, способный измерять скорость вращения вала A1, сконфигурированный для измерения текущего режима N1’ компрессора низкого давления CBP в ходе этапа E50.

Устройство DD дополнительно включает в себя средства для выполнения этапа E3 и активации индикатора iA, исходя из сопоставления высоты A с третьей границей S3.

При выявлении условий, способствующих возникновению помпажа, т.е. при активации индикатора iP риска помпажа, устройство DO открытия клапанов разгрузки VBV приводят в действие для открытия упомянутых клапанов разгрузки. Способ и устройство обнаружения согласно одному или другому варианту воплощения изобретения позволяет осуществлять открытие клапанов разгрузки VBV в ходе выявления условий, способствующих возникновению помпажа.

Фигура 6 представляет график, иллюстрирующий пример изменения нескольких параметров при возникновении помпажа в газотурбинном двигателе. Этими параметрами здесь является скорость V самолета, а точнее, его число Маха, режим функционирования N2 компрессора высокого давления CHP и индикатор iP, ответственный за выявления условий, способствующих возникновению помпажа, когда выполняется способ согласно варианту воплощения изобретения.

Изменения трех параметров V, N2 и iP представлены на промежутке времени 250–300 секунд. Скорость V самолета и режим функционирования N2 компрессора высокого давления CHP измеряют в одном и том же интервале времени.

Скорость V самолета повышается от 0,755 Маха до 0,77 Маха в течение 250–275 секунд, затем снижается от 0,77 Маха до 0,76 Маха в течение 275–300 секунд. Режим функционирования N2 снижается от 1620 оборотов в минуту до 1580 оборотов в минуту в течение 250–275 секунд, затем повышается от 1580 оборотов в минуту до 1590 оборотов в минуту в течение 275–300 секунд.

Как проиллюстрировано, изобретение позволяет выявлять условия, способствующие возникновению помпажа от момента t1, составляющего 258 секунд, до момента t2, составляющего 268 секунд. На самом деле, скорость V, равную 0,76 Маха, измеряют в момент t1. В момент t2, измеряют скорость V, равную 0,77 Маха. Разность скоростей dV, подтвержденных на интервале 10 секунд между моментом t1 и моментом t2, таким образом, равна 0,01 Маха. в этом случае активируется индикатор iV, сигнализирующий о повышении скорости dV, превышающем первую границу S1, и в данном примере фиксируется эта первая граница при 0,009 Маха на интервале 10 секунд, т.е., граница ускорения, составляющая 0,0009 Маха в секунду. Кроме того, режим N2, равный 16150 оборотов в минуту, измеряется в момент t1, а режим N2, равный 16000 оборотов в минуту, измеряется в момент t2. Разность режимов dN2 на интервале 10 секунд между моментом t1 и моментом t2 равен –150 оборотов в минуту, т.е. равен –15 оборотов в минуту в секунду, и таким образом, он ниже –8 оборотов в минуту в секунду. В этом случае активируется индикатор iN2, сигнализирующий об ослаблении режима функционирования компрессора высокого давления CHP ниже границы S2.

Индикатор iV и индикатор iN2 устанавливают в положение 1 между моментом t1 и моментом t2, индикатор iP, ответственный за выявления условий, способствующих возникновению помпажа, также активируют на этом интервале.

Следует понимать, что здесь описан способ выявления условий, способствующих возникновению помпажа согласно одному из вариантов воплощения изобретения, а также устройство обнаружения помпажа согласно этому варианту воплощения, которое работает в газотурбинном двигателе. В частности, газотурбинный двигатель может представлять собой двухтактный и двухконтурный турбореактивный двигатель T, содержащий устройство DD выявления условий, способствующих возникновению помпажа.

Согласно варианту воплощения изобретения устройство DD выявления условий, способствующих возникновению помпажа, приводится в действие с помощью программного обеспечения, установленного в электронном блоке управления газотурбинного двигателя, загруженном на газотурбинный двигатель, называемом ECU (Engine Control Unit, блок управления двигателем), или также FADEC (Full Authority Digital Engine Control, электронно–цифровая система управления двигателем). В частности, это программное обеспечение включает в себя команды, адаптированные для приведения в действие любого ранее описанного этапа способа.

1. Способ выявления условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления (compresseur basse pression, CBP) газотурбинного двигателя самолета, причем упомянутый газотурбинный двигатель дополнительно включает в себя компрессор высокого давления (compresseur haute pression, CHP), причем упомянутый способ отличается тем, что он включает в себя:

– первый этап измерения (E10) изменения скорости (dV) упомянутого самолета;

– второй этап измерения (E20) изменения режима (dN2) упомянутого компрессора высокого давления (CHP);

– предварительный этап измерения (E30) высоты (A) полета самолета;

причем условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются, когда одновременно выполняются следующие условия a), b) и c):

a) упомянутое изменение скорости (dV), измеряемое на заданном промежутке времени, соответствует ускорению, превышающему первую (S1) положительную границу; и

b) упомянутое измеряемое изменение режима (dN2) соответствует замедлению, меньшему, чем вторая (S2) отрицательная граница;

c) упомянутая измеряемая высота превышает третью (S3) заданную границу.

2. Способ выявления по п. 1, отличающийся тем, что упомянутая первая (S1) граница составляет 10^–4–10^–2 Махов в секунду, причем первая граница равна, например, 0,001 Маха в секунду.

3. Способ выявления по любому из пп. 1 или 2, отличающийся тем, что упомянутый промежуток времени составляет 3–20 секунд, например, промежуток времени равен 10 секундам.

4. Способ выявления по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что упомянутая вторая (S2) граница составляет от –2 оборотов в минуту в секунду до –20 оборотов в минуту в секунду, например, вторая граница равна –8 оборотов в минуту в секунду.

5. Способ выявления по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что упомянутая третья (S3) граница составляет от 20000 футов (6096 метров) до 30000 футов (9144 метров), например, третья граница равна 25000 футов (7620 метров).

6. Способ выявления по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что упомянутый способ дополнительно включает в себя:

– четвертый этап измерения (E40) первого управляемого режима (N1) компрессора низкого давления (CBP);

– пятый этап измерения (E50) второго текущего режима (N1’) компрессора низкого давления (CBP);

причем условия, способствующие возникновению помпажа, также выявляются, независимо от выполнения условий a), b) и c), когда выполняется следующее условие d):

d) разность между измеренным упомянутым первым управляемым режимом (N1) и измеренным упомянутым вторым текущим режимом (N1’) ниже, чем четвертая (S4) граница, причем упомянутая четвертая граница равна, например, –100 оборотов в минуту.

7. Способ выявления по п. 6, отличающийся тем, что, если измеряемая высота ниже третьей (S3) границы, первый и второй этапы измерения (E10, E20) игнорируются, а условия, способствующие возникновению помпажа, выявляются при выполнении условия d).

8. Способ выявления по любому из предыдущих пунктов, отличающийся тем, что выявление условий, способствующих возникновению помпажа, позволяет приводить в действие команду на открытие дренажных клапанов (VBV), расположенных между компрессором низкого давления (CBP) и компрессором высокого давления (CHP).

9. Способ выявления по любому из предыдущих пуектов, отличающийся тем, что упомянутое изменение режима (dN2) измеряют путем расчета производной (dN2/dt) от режима, с последующей фильтрацией, с постоянной времени, адаптированной для усреднения измерения на промежутке времени 1–3 секунды.

10. Устройство обнаружения условий, способствующих возникновению помпажа, который может воздействовать на компрессор низкого давления (compresseur basse pression, CBP) газотурбинного двигателя самолета, причем упомянутый газотурбинный двигатель дополнительно включает в себя компрессор высокого давления (compresseur haute pression, CHP), причем упомянутое устройство отличается тем, что оно включает в себя:

– первые средства измерения (M10) изменения скорости (dV) упомянутого самолета;

– вторые средства измерения (M20) изменения режима (dN2) упомянутого компрессора высокого давления (CHP);

– третьи средства измерения (M30) высоты (A) полета самолета;

упомянутое устройство дополнительно содержит средства выявления ускорения самолета, причем упомянутые средства выявления содержат:

– средства активации первого индикатора (iV), отвечающего за изменения скорости;

– средства активации второго индикатора (iN2), отвечающего за изменения режима компрессора высокого давления (CHP);

– средства активации третьего индикатора (iA);

– средства активации индикатора риска помпажа (iP), отвечающего за выявления условий, способствующих возникновению помпажа;

причем упомянутый индикатор риска помпажа (iP) активируют при одновременной активации первого индикатора (iV), второго индикатора (iN2) и третьего индикатора (iA);

– первый индикатор (iV) активируют, когда изменение скорости (dV), измеряемое на заданном промежутке времени, соответствует ускорению, превышающему первую (S1) границу;

– второй индикатор (iN2) активируют, когда измеряемое изменение режима (dN2) соответствует замедлению, меньшему, чем вторая (S2) граница; и

– третий индикатор (iA) активируют, когда измеряемая высота превышает третью (S3) заданную границу.

11. Устройство обнаружения по п. 10, отличающееся тем, что упомянутая первая (S1) граница составляет 10^–4–10^–2 Махов в секунду, причем первая граница равна, например, 0,001 Маха в секунду.

12. Устройство обнаружения по любому из пп. 10 и 11, отличающееся тем, что упомянутый промежуток времени составляет 3–20 секунд, например, промежуток времени равен 10 секундам.

13. Устройство обнаружения по любому из пп. 10–12, отличающееся тем, что упомянутая вторая (S2) граница составляет –2 оборотов в минуту в секунду и –20 оборотов в минуту в секунду, например, вторая граница равна –8 оборотов в минуту в секунду.

14. Устройство обнаружения по любому из пп. 10–13, отличающееся тем, что упомянутая третья (S3) граница составляет от 20000 футов (6096 метров) до 30000 футов (9144 метров), например, третья граница равна 25000 футов (7620 метров).

15. Устройство обнаружения по любому из пп. 10–14, отличающееся тем, что упомянутое устройство дополнительно включает в себя:

– четвертые средства измерения (E40) первого управляемого режима (N1) компрессора низкого давления (compresseur basse pression, CBP);

— пятые средства измерения (E50) второго текущего режима (N1’) компрессора низкого давления (CBP);

причем средства выявления ускорения самолета дополнительно содержат средства активации четвертого индикатора (iN1), причем индикатор риска помпажа (iP) активируют, когда первый индикатор (iV), второй индикатор (iN2) и третий индикатор (iA) не активируются одновременно, и когда активируется упомянутый четвертый индикатор (iN1), причем упомянутый четвертый индикатор (iN1) активируется, когда разность между измеренным упомянутым первым управляемым режимом (N1) и измеренным упомянутым вторым текущим режимом (N1’) ниже, чем четвертая (S4) граница, причем упомянутая четвертая граница равна, например, –100 оборотов в минуту.

16. Газотурбинный двигатель самолета, содержащий устройство обнаружения по любому из пп. 10–15.