For gas turbine engine mounted in an aircraft, a closed loop control system, and method therefor, for the inlet duct is provided. Under this control system the flow area of the inlet duct is varied by opening and closing a duct door. The control assures that the position of the door is such that the delta P across the engine will not inhibit the starting of the engine in flight.

Per il motore di turbina a gas ha montato in un velivolo, in un sistema di controllo chiuso del ciclo e nel metodo per questo, dato che il condotto dell'ingresso è fornito. Sotto questo sistema di controllo la zona di flusso del condotto dell'ingresso è variata aprendo e chiudendo un portello del condotto. Il controllo assicura che la posizione del portello è tale che il delta P attraverso il motore non inibirà cominciare del motore durante il volo.