СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ Российский патент 2015 года по МПК F02C9/26 

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей и может быть использовано для повышения эффективности их регулирования в зависимости от условий полета.

Известен способ регулирования газотурбинного двигателя путем измерения температуры газов за турбиной и частоты вращения ротора, сравнения их соответственно с первым и вторым заданными сигналами для формирования первого и второго сигналов отклонения и изменения подачи топлива в двигатель пропорционально большему сигналу отклонения, причем для исключения забросов температуры газов перед турбиной сигнал измеренной частоты вращения ротора пропускают через инерционное звено с постоянной времени, большей или равной постоянной времени прогрева турбины, из полученного сигнала вычитают сигнал измеренной частоты вращения ротора, усилением сигнала рассогласования формируют корректирующий сигнал, а первый заданный сигнал уменьшают на величину корректирующего сигнала (см. авторское свидетельство СССР №1389354, кл. F02C 9/28, 2006 г.).

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он довольно инерционен, а кроме того, данный способ регулирования не учитывает динамических характеристик летательного аппарата, на котором он установлен, что снижает точность регулирования двигателя и его ресурс.

Известен способ управления газотурбинным двигателем, который осуществляется регулированием расхода топлива в камеру сгорания и включает измерение фактического значения регулируемого параметра двигателя, расчет заданного значения данного параметра по значениям температуры воздуха на входе в двигатель и положению рычага управления двигателем, сравнение значений заданного и фактического значений регулируемого параметра и регулирование полученным в результате сравнения сигналом расхода топлива для стационарного режима работы двигателя, причем дополнительно, по значениям температуры воздуха на входе в двигатель, положению рычага управления двигателем и, как минимум, по одному параметру, характеризующему динамические свойства летательного аппарата (например, текущее значение массы летательного аппарата с учетом фактического остатка топлива и полезной нагрузки, высота и скорость полета), задают значение расхода топлива для переходного режима, которое сравнивают с расходом топлива для стационарного режима, и в случае, если значение расхода топлива для стационарного режима меньше его значения для переходного режима, регулирование подачи топлива осуществляют по данному параметру, а если нет, то управление расходом топлива переключают на заданный для переходного режима.

(см. патент РФ №2476703, кл. F02C 9/26, 2013 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что при его осуществлении в процессе управления учитывается высота и скорость полета, однако эти параметры используются только для характеристики динамических свойств летательного аппарата, что не позволяет рационально использовать ресурс двигателя на стационарных режимах работы двигателя.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления газотурбинным двигателем, позволяющего повысить эффективность летно-технических характеристик двигателя при рациональном расходовании его ресурса за счет изменения настройки контура регулирования на большую величину расхода топлива, только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета или по сигналу летчика и применять более щадящий режим работы двигателя (меньшую настройку контура регулирования) на менее интенсивных (не предельных) режимах работы.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, согласно которому измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель, новым является то, что дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал, а в качестве регулируемого параметра может быть использовано значение температуры газов на выходе из камеры сгорания двигателя.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления газотурбинным двигателем, посредством которой может быть реализован заявленный способ.

Система управления газотурбинным двигателем 1 содержит регулятор 2 расхода топлива (Gt) в камеру сгорания двигателя. Система оснащена датчиком измерения фактического значения регулируемого параметра. В качестве регулируемого параметра могут быть использованы различные контролируемые параметры двигателя, например температура газов на выходе из камеры сгорания, частота вращения ротора компрессора и пр. Таких параметров может быть довольно много. Заявленный способ осуществляется принципиально одинаково вне зависимости от того, какой параметр будет выбран в качестве регулируемого. В дальнейшем заявленный способ будет описан при использовании в качестве регулируемого параметра температуры газов. Для измерения фактического значения температуры газов (T₄) на выходе двигателя установлен датчик 3 измерения температуры газов. Вход регулятора 2 связан с выходом первого элемента сравнения 4, первый вход которого связан с датчиком 3.

Система также содержит датчик 5 температуры воздуха на входе в двигатель, связанный с входами первого 6 и второго 7 задающих устройств - задатчиков программного значения регулируемого параметра - температуры газов.

Система содержит элемент «И» 8, входы которого связаны с выходами второго 9 и третьего 10 элементов сравнения, первые входы которых связаны соответственно с задатчиками фиксированных предельных значений высоты 11 и скорости 12 полета, а вторые - соответственно, с датчиками 13 высоты и скорости 14 полета. Выход элемента «И» связан с управляющим входом переключателя 15, к первому и второму входам которого подключены соответственно выходы первого 6 и второго 7 задающих устройств. Выход переключателя связан со вторым входом первого элемента сравнения 4.

Система может быть оснащена установленным в кабине пилота элементом 16 (рукояткой, тумблером и пр.) ручного управления переключателем 15 и элементом «ИЛИ» 17. Первый вход элемента «ИЛИ» подключают к выходу элемента «И», а его выход - к управляющему входу переключателя 15. Ко второму входу элемента «ИЛИ» подключают элемент 16.

Система управления скомпонована из стандартных блоков и модулей.

Датчики 3, 5, 13, 14 являются стандартными. В качестве элементов «И», «ИЛИ» могут быть использованы стандартные логические схемы. В качестве регулятора 2 используют серийно выпускаемый регулятор. Переключатель 15, элементы сравнения 4, 9, 10 также являются стандартными.

В качестве первого задающего устройства 6 - задатчика программного значения регулируемого параметра - температуры газов могут быть использованы стандартные широко применяемые в системах управления устройства, реализующие одно- или многокоординатные наперед заданные функциональные зависимости. Например, в предлагаемом решении в задающем устройстве реализуется наперед заданная зависимость: T_4-01=f(T_BX). В цифровых системах управления эти зависимости реализуются в виде таблиц или аппроксимирующих полиномов, в гидромеханических системах - в виде пространственных кулачков. Выбор заданной зависимости регулируемого параметра, например температуры газов, определяют, например, как для приведенного выше наиболее близкого аналога способа регулирования или на основе широко известных в литературе методик газодинамического и прочностного расчета двигателей (см., например, «Теория и расчет воздушно-реактивных двигателей» Москва, Машиностроение, 1987 г.).

Задающее устройство 7 - задатчик программного значения температуры газов, может выполняеться аналогично задачику 6, только в нем реализуется другая наперед заданная зависимость: T_4-02=f(T_BX). Выбор второй заданной зависимости определяется аналогично указанной выше, но из условия получения заданных скоростных и высотных характеристик самолета, например, смещением характеристики T_4-01=f(T_BX) на постоянную величину,

В качестве задатчиков 11 и 12 могут быть использованы аналогичные устройства, как и для задатчиков 6 и 7, только в них заданы конкретные фиксированные наперед выбранные значения высоты полета «Но» для задатчика 11 и скорости полета «Мо» для задатчика 12. Указанные значения определяются техническими требованиями на конкретный тип самолета и зависят от условий эксплуатации самолета, например высоты и скорости эшелона полета гражданского самолета.

Способ управления газотурбинным двигателем осуществляют следующим образом.

В процессе работы двигателя 1 на установившихся непредельных режимах расход топлива (Gt) в его камеру сгорания управляется регулированием проходного сечения дозирующего элемента регулятора 2, которое задается управляющим сигналом с выхода первого элемента сравнения 4. Для выработки управляющего сигнала (ΔT₄) на первый вход элемента сравнения 4 подается сигнал, характеризующий фактическое значение регулируемого параметра - температуру газов (T₄) двигателя. Параллельно на первый вход переключателя 15 подается сигнал (T_4-01) с первого задающего устройства 6. Данный сигнал получают в первом задающем устройстве 6 по приведенной выше зависимости, и он характеризует первое программное значение регулируемого параметра температуры газов в двигателе, например за турбиной, в зависимости от значения температуры воздуха на входе в двигатель.

Таким образом, на второй вход элемента сравнения 4 с переключателя 15 поступает сигнал (T₄°), а на первый - сигнал с датчика 3 - сигнал (T₄). В элементе сравнения 4 проводится математическая операция сравнения ΔT₄=Т₄°-T₄ и управляющий сигнал подается на регулятор для управления расходом топлива в камеру сгорания.

Параллельно во втором задающем устройстве 7 формируется второй программный управляющий сигнал регулируемого параметра, который не проходит на элемент сравнения 4.

В процессе полета датчика 13 и 14 измеряют высоту и скорость полета, значения которых во втором 9 и третьем 10 элементах сравнения непрерывно сравниваются с их фиксированными предельными значениями, заложенными в задатчики 11 и 12. До тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных задатчиками, с элементов сравнения 9 и 10 сигналы на элемент «И» не проходят и управление подачей топлива происходит с учетом значения первого программного значения регулируемого параметра - температуры газов. Если измеренные значения высоты и скорости полета превышают заданные задатчиками 11 и 12, то со второго и третьего элементов сравнения 9 и 10 сигналы поступают на элемент «И», который срабатывает и выдает на управляющий вход переключателя 15 сигнал, в соответствии с которым от второго входа первого элемента сравнения 4 отключается первое задающее устройство 6 и подключается второе задающее устройство 7. Дальнейшее управление двигателем осуществляется через второе задающее устройство 7 по зависимости, приведенной выше.

В случае необходимости экстренного регулирования перехода управления с первого задающего устройства 6 на второе 7, оно осуществляется по команде пилота из кабины управления посредством элемента 16, сигнал с которого подается на второй вход элемента «ИЛИ» 17 и подключает ко второму входу первого элемента сравнения 4 задающее устройство 7 (или задающее устройство 6).

Переключение управления подачей топлива с первого задающего устройства на второе в зависимости от условий полета, обеспечивает рациональное расходование ресурса двигателя за счет изменения настройки контура регулирования температуры газа на большую величину расхода топлива только в тех условиях полета, где это требуется в зависимости высоты и скорости полета.

Изобретение относится к области управления работой газотурбинных авиационных двигателей. Согласно способу измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель. Дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал. Технический результат изобретения - повышение эффективности регулирования двигателей в зависимости от условий полета. 1 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Способ управления газотурбинным двигателем, согласно которому измеряют температуру воздуха на входе в двигатель, по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и первому заданному программному значению регулируемого параметра вырабатывают первый программный управляющий сигнал, который сравнивают с фактическим значением сигнала регулируемого параметра и по сигналу разности их значений осуществляют регулирование подачи топлива в двигатель, отличающийся тем, что дополнительно задают второе программное значение регулируемого параметра и предельные значения высоты и скорости полета, в процессе полета по значению сигнала температуры воздуха на входе в двигатель и второму программному значению регулируемого параметра вырабатывают второй программный управляющий сигнал, причем в процессе полета измеряют высоту и скорость полета, сравнивают их с предельными наперед заданными значениями и, до тех пор, пока значения высоты и скорости полета не превышают заданных предельных, с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают первый программный управляющий сигнал, а при превышении предельных значений высоты и скорости полета - с фактическим значением сигнала регулируемого параметра сравнивают второй программный управляющий сигнал.

2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что в качестве регулируемого параметра используют значение температуры газов на выходе из камеры сгорания двигателя.