СПОСОБ И УСТРОЙСТВО АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ПОДАЧЕЙ ТОПЛИВА Российский патент 2009 года по МПК B64C13/08 

Изобретение относится к области авиационной техники, а более точно касается автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя самолета.

Известен способ замкнутого автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания силовой установки летательного аппарата, в том числе газотурбинного двигателя самолета, при котором управление подачей топлива в основные камеры сгорания (ОКС) осуществляют по сигналу рассогласования фактического и заданного значений регулируемого параметра, характеризующего работу двигателя, например, датчика частоты вращения ротора компрессора до обнуления сигнала рассогласования. (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976, стр.76-77).

Такая система замкнутого регулирования имеет невысокое качество регулирования переходных процессов маневренного самолета, возникающих при резком изменении давления на входе в двигатель, а, значит, и расхода воздуха, сопровождающихся заметными «провалами» и «забросами» параметров ГТД. Такая система требует задания более высоких запасов газодинамической устойчивости и не использует весь потенциал двигателя.

Наиболее близким техническим решением является способ автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором выходные сигналы датчиков частоты вращения ротора и давления воздуха за компрессором поступают в систему управления, включающую замкнутую систему управления и быстродействующий программный регулятор. Замкнутая система управления обнуляет рассогласование между задаваемым значением n_kзад частоты ротора вращения и фактическим и обеспечивает устойчивый режим. (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976 г., стр.233).

Быстродействующий программный регулятор действует в соответствии со встроенной программой управления на переходных режимах приемистости ГТД. Он может обеспечивать закон G_T=KP_кf(n_к,T_BX), где G_T - расход топлива, Р_к - давление воздуха за компрессором, n_к - текущая частота вращения ротора компрессора, Т_вх - температура воздуха на входе в двигатель, K - настроечный коэффициент (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976 г., стр.235-236). Такое управление осуществлено практически на всех современных авиационных ГТД.

В такой системе подачей топлива управляют два параллельно воздействующих на топливный кран регулятора, один из которых работает по замкнутой схеме, обеспечивая установившейся режим, а другой быстродействующий программный регулятор обеспечивает закон управления на переходных режимах приемистости газотурбинного двигателя (ГТД). При этом программный регулятор настраивается на значение G_T, превышающее на 20-40% потребное значение G_T на установившемся режиме, для обеспечения приемистости, и работает как ограничитель G_T.

При резком изменении давления воздуха на входе в двигатель Р_вх могут возникать «забросы» и «провалы» параметров компрессора ГТД.

При известном построении системы управления забросы параметров ГТД при резком падении давления воздуха на входе парируются в основном быстродействующим программным регулятором (т.к. изменение Р_вх вызывает пропорциональное изменение Р_к, а значит, и G_T).

Так как программный регулятор настроен на значение G_T, превышающее потребное значение на установившемся режиме, то избежать «забросов» параметров не удается, хотя эти «забросы» меньше, чем в схеме без программного регулятора.

Что касается «провалов» параметров при увеличении Р_вх, то качество процесса в системах аналога и прототипа идентично, так как эти провалы парируются только замкнутым регулятором за счет увеличения G_T с недостаточным для данного возмущения быстродействием (программный регулятор ограничивает только забросы топлива).

Одним из проблемных моментов управления подачей топлива в основные камеры сгорания ГТД маневренных самолетов является качество переходных процессов при резких изменениях давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх), а значит и расхода воздуха, сопровождающихся заметными провалами и забросами параметров ГТД.

К числу таких возмущений на входе в ГТД с градиентом изменения давления воздуха до 50%/с относят резкие изменения угла атаки самолета, стрельбы, перестройка воздухозаборника, явление «пелены» в воздухозаборнике (для самолетов нового поколения указанный градиент составляет 150%/с).

Эффективно устранить «забросы» («провалы») параметров ГТД при таких возмущениях замкнутыми регуляторами не удается из-за недостаточного их быстродействия (повышение быстродействия ограничено запасами устойчивости замкнутой системы управления).

В основу изобретения положена задача создания способа и устройства подачи топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, позволяющих повысить надежность ГТД, за счет повышения качества управления при резких изменениях Р_вх с сохранением потребной для ГТД приемистости.

Технический результат - повышение качества управления путем создания системы регулирования, практически инвариантной к возмущениям по Р_вх.

Поставленная задача решается тем, что в способе автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором определяют разность между фактическим и заданным значениями параметра, определяющего работу двигателя, формируют пропорциональный разности управляющий сигнал, который поступает в систему управления, включающую программный регулятор, действующий в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, пропорциональный разности управляющий сигнал подают в программный регулятор и автоматически изменяют им настроечную величину до обнуления сигнала рассогласования, а управление подачей топлива осуществляют воздействием на привод дозирующего механизма по выходному сигналу программного регулятора.

В качестве фактического значения параметра, определяющего работу двигателя, может быть использован сигнал датчика частоты вращения ротора или температуры газа за турбиной.

Программный регулятор может действовать в соответствии с алгоритмом: G_T=KP_к, где G_T - расход топлива, Р_к - давление воздуха за компрессором, К - настроечный параметр.

Поставленная задача решается также тем, что в устройстве автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, содержащем элемент сравнения, один вход которого связан с датчиком параметра, определяющего работу двигателя, а другой служит для ввода заданного значения того же параметра, блок формирования управляющего сигнала, вход которого соединен с выходом элемента сравнения, программный регулятор для подачи топлива по давлению воздуха, один вход которого связан с датчиком давления воздуха, программный регулятор дополнительно снабжен узлом автоматической настройки для изменения программы соответственно рассогласованию, вход которого соединен с блоком формирования управляющего сигнала и является дополнительным входом в программный регулятор, при этом выход программного регулятора связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания.

Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, может служить датчик частоты вращения ротора либо датчик температуры компрессора.

В дальнейшем описание поясняется чертежом, на котором представлена принципиальная структурная схема устройства автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета для осуществления способа согласно изобретению.

Устройство автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) маневренного самолета содержит элемент сравнения 1, блок 2 формирования управляющего сигнала, программный регулятор 3 для подачи топлива по давлению воздуха.

Элемент сравнения 1 одним входом 5 связан с датчиком параметра, определяющего работу двигателя, другой вход 6 служит для ввода заданного значения того же параметра, а выход 7 соединен с входом блока 2 формирования управляющего сигнала.

Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, служит датчик 8 частоты вращения ротора компрессора. Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, может быть также другой датчик, например датчик температуры газа за турбиной.

Блок 2 формирования управляющего сигнала содержит последовательно соединенные счетно-решающее дифференцирующее устройство и интегратор.

Программный регулятор 3, согласно изобретению, дополнительно снабжен узлом 4 автоматической настройки для изменения программы по сигналу рассогласования, вход которого соединен с выходом блока 2. Программный регулятор 3 связан с датчиком 9 давления воздуха в двигателе и имеет программу для действия в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха и содержащим настроечную величину.

Программный регулятор 3 может иметь программу для действия в соответствии с алгоритмом G_T=KP_к, где G_T - расход топлива, Р_к - фактическое давление воздуха за компрессором, К - настроечный параметр, меняющийся по сигналу (n_к-n_кзад), где n_к и n_кзад - соответственно фактическая и заданная частота вращения ротора компрессора.

Выход программного регулятора 3 связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания.

В электронном исполнении узел 4 автоматической настройки для изменения программы соответственно рассогласованию может быть выполнен на известных микросхемах, в гидромеханическом исполнении - в виде управляемого по сигналу рассогласования сервопоршня, воздействующего на настроечный элемент программного регулятора.

В качестве привода используют сервопоршень 10 управления краном, дозирующий кран 11 снабжен датчиком 12 положения крана. Датчик 12 связан выходом с программным регулятором 3.

Устройство работает следующим образом.

На установившемся режиме работы двигателя, фактическое значение параметра, характеризующего работу двигателя, - частоты вращения ротора или температуры газа за турбиной, равно заданному значению и сигнал на выходе программного регулятора 3 отсутствует.

При изменении давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх) изменяется параметр, характеризующий работу двигателя, например, частота вращения ротора компрессора, что приводит к возникновению разности Δn_к между фактическим n_к и заданным n_кзад значением. На выходе 7 элемента сравнения 1 появляется сигнал, который поступает в блок 2 формирования управляющего сигнала.

Сформированный в блоке 2 сигнал, пропорциональный разности Δn_к=n_к-n_кзад, поступает в узел 4 автоматической настройки программного регулятора 3 и изменяет настроечный параметр К в программе до тех пор, пока не установится расход топлива, соответствующий n_к=n_кзад.

Для обеспечения закона управления в программном регуляторе сравниваются сигналы датчиков 9 и 12 (давления в компрессоре и положения дозирующего топливного крана, соответственно). По результатам сравнения на выходе программного регулятора 3 появляется выходной сигнал, который поступает на вход узла 10 управления краном и изменяет положение дозирующего крана 12. Изменение положения крана 12 приводит к изменению подачи топлива в основные камеры сгорания ГТД. Указанный процесс изменения подачи топлива происходит до тех пор, пока не снимется управляющий сигнал, пропорциональный Δn_к на входе узла 4 автоматической настройки программного регулятора 3, т.е. пока не обнулится сигнал рассогласования и не установится расход топлива G_T, соответствующий значению n_к=n_кзад.

Из условия гидродинамического подобия режимов ГТД при возмущениях по Р_вх потребный расход топлива меняется пропорционально Р_вх, в предлагаемом устройстве аналогично меняется и потребный расход топлива быстродействующим программным регулятором без изменения n_к, а значит и сигнала n_к-n_кзад, т.к. настройка программного регулятора по параметру К соответствовала установившемуся режиму до возмущения по Р_вх, т.е. при n_к=n_кзад.

Поэтому быстродействующим программным регулятором практически без перерегулирования установится режим, соответствующий новому значению Р_вх.

Таким образом, предлагаемая система управления становится практически инвариантной к возмущениям по Р_вх, т.е. при возмущениях по Р_вх n_к не меняется и соответствует n_кзад.

Функциональная зависимость G_T от n_к позволяет эффективно проводить приемистость и сброс режима путем обеспечения изменения программы от максимально обогащенной (при K_mах) - для обеспечения приемистости, до максимально бедной (при K_min) - для обеспечения сброса режима. Потребный диапазон изменения К обеспечивается узлом 4. При этом, если n_кзад>n_к, то устанавливается К_mах, а при n_кзад<n_к - K_min.

Предлагаемое техническое решение может служить для защиты турбины двигателя от перегрева при помпаже, а в ряде случаев и выводить из помпажного срыва, т.к. при помпаже резко падает Р_к, а следовательно, уменьшается расход G_T программным регулятором.

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет парировать быстродействующим программным регулятором изменения давления воздуха Р_вх на входе в двигатель, повысить качество управления и надежность работы ГТД в целом.

Изобретение целесообразно использовать в системах автоматического управления подачей топлива в камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета с большим градиентом изменения давления воздуха на входе в двигатель.

Изобретение относится к автоматическому управлению подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя самолета. Определяют разность между фактическим и заданным значениями параметра, определяющего работу двигателя. Пропорциональный разности управляющий сигнал подают в программный регулятор, действующий в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя, и автоматически изменяют им настроечную величину программного регулятора до обнуления сигнала рассогласования. Управление подачей топлива осуществляют воздействием на привод дозирующего механизма по выходному сигналу программного регулятора. Устройство автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета содержит элемент сравнения, блок формирования управляющего сигнала, программный регулятор для подачи топлива по давлению воздуха, который дополнительно снабжен узлом автоматической настройки для изменения программы соответственно рассогласованию, вход которого соединен с блоком формирования управляющего сигнала и является дополнительным входом в программный регулятор, при этом выход программного регулятора связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания. Достигается повышение качества управления путем создания системы регулирования, практически инвариантной к возмущениям по давлению воздуха на входе в двигатель. 2 н.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором определяют разность между фактическим и заданным значениями параметра, определяющего работу двигателя, формируют программным регулятором системы подачи топлива, действующим в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, управляющий сигнал, воздействующий на привод дозирующего механизма, отличающийся тем, что определяют разность между фактическим и заданным значениями частоты вращения ротора компрессора либо разность между фактическим и заданным значениями температуры газа за турбиной, формируют пропорциональный этой разности дополнительный управляющий сигнал, который вводят в программный регулятор и автоматически изменяют им настроечную величину программного регулятора до обнуления сигнала рассогласования и снятия дополнительного управляющего сигнала.

2. Устройство автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, содержащее систему подачи топлива, включающую программный регулятор для подачи топлива по давлению воздуха, действующий в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, один вход которого связан с датчиком давления воздуха в компрессоре, другой - с датчиком положения крана дозирующего механизма подачи топлива в двигатель, а выход связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания, отличающееся тем, что содержит элемент сравнения, один вход которого связан с датчиком частоты вращения ротора либо с датчиком температуры газа за турбиной, а другой служит для ввода заданного значения того же параметра, блок формирования управляющего сигнала, вход которого соединен с выходом элемента сравнения, программный регулятор дополнительно снабжен узлом автоматической настройки для изменения программы подачи топлива соответственно рассогласованию, возникающему на элементе сравнения, вход которого соединен с блоком формирования управляющего сигнала и является дополнительным входом в программный регулятор.