Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей



Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей
Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей

 


Владельцы патента RU 2406849:

Открытое акционерное общество "АВИАДВИГАТЕЛЬ" (RU)

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей (ГТД) заключается в изменении частот вращения nвд двигателей по программе nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх), где: Lруд - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в ГТД, Рвх - давление воздуха на входе в ГТД. Предварительно в электронном регуляторе каждого ГТД устанавливают предельные программные значения частот вращения nвдпрог.пр. для различных этапов полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим). В вычислительной системе управления тягой (ВСУТ) обеспечивают формирование данных об этапе полета и передачу их в электронный регулятор каждого двигателя. Обеспечивают формирование численных предельных программных значении частот вращения nвдпрог пр. в зависимости от этапа полета. На каждом этапе полета ограничивают величину управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рnвдкop из условия nвдпрог f(Lруд, Твх, Рвх)+ рnвдкop≤nвд.прог.пр.. Указанное ограничение исключает возможный перегрев горячей части двигателя, что повышает его надежность. 2 ил.

 

Изобретение относится к способам управления силовыми установками летательных аппаратов, а более конкретно - к способам автоматического управления тягой газотурбинных двигателей для поддержания заданной скорости полета самолета.

Известен способ управления скоростью полета летательного аппарата, который предусматривает измерение текущей скорости летательного аппарата V(t) и задание управляющего воздействия, пропорционального отклонению текущей V(t) от заданной скорости полета V(t)3, путем перемещения рычага управления двигателем (РУД) летательного аппарата (патент RU №2305307).

Недостатком известного способа является косвенный характер управления, так как изменение положения рычага управления двигателя (Lруд) не позволяет в полной мере оценить последующее изменение тяги газотурбинного двигателя во всех ожидаемых условиях его эксплуатации (температур Твх и давлений Рвх воздуха на входе в двигатель).

Известен способ управления полетом самолета, который предусматривает поддержание заданной скорости V(t)3 в соответствии с алгоритмом, синтезирующим взаимосвязанное перемещение рычага управления двигателем и управление углом наклона траектории. При этом директорно задаваемое через электромеханический привод автомата тяги отклонение рLруд функционально зависит от частоты вращения nвд турбокомпрессора, первой и второй производных nвд, а также ряда параметров, характеризующих динамические свойства двигателя и самолета (патент RU №2249540).

Недостатком известного способа является сложность алгоритма управления тягой, в том числе необходимость вычисления первой и второй производных nвд, а также ускоренная выработка ресурса газотурбинного двигателя из-за возможно глубоких и частых знакопеременных перемещений рычага управления двигателем.

Наиболее близким к заявляемому изобретению является способ, который предусматривает минимизацию рассогласования текущей скорости V(t) от заданной скорости V(t)3 на основе управления двигателем от вычислительной системы управления тягой (ВСУТ), взаимодействующей с вычислительной системой управления полетом самолета. Управление тягой газотурбинного двигателя (частотой вращения nвд) осуществляют по программе регулирования nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх) путем одновременного перемещения рычагов перемещения всех двигателей в кабине самолета от электромеханического привода, взаимодействующего с вычислительной системой управления тягой (ВСУТ), и/или - в супервизорном режиме, который предусматривает выдачу из ВСУТ в электронный регулятор каждого двигателя корректирующего сигнала частоты вращения рnвдкор, который может принимать отрицательные или положительные значения в заранее установленном фиксированном диапазоне A1<рnвдкop<A2 для уменьшения или увеличения текущей скорости V(t). По полученному корректирующему сигналу рnвдкop электронный регулятор каждого двигателя формирует программное (заданное или установочное) значение частоты вращения при работе с вычислительной системой управления тягой nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх)+ рnвдкop. Далее, системой автоматического управления двигателем, в состав которой входит электронный регулятор, осуществляется регулирование расхода топлива в камеру сгорания для поддержания заданного значения частоты вращения nвдпрог. («Авиационный двигатель ПС - 90А», под ред. Иноземцева А.А., Москва, Либра - К, 2007 г, стр.195).

Недостатком известного способа, принятого за прототип, является возможный перегрев или повышенная выработка ресурса двигателя при передаче в электронный регулятор значительных положительных значений корректирующего сигнала рnвдкор2>2…5%) на различных этапах полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим и т.д.).

Техническая задача, решаемая изобретением, заключается в минимизации повреждаемости горячей части газотурбинного двигателя при совместной работе системы автоматического управления газотурбинным двигателем с вычислительной системой управления тягой за счет вводимых ограничений, налагаемых на верхний диапазон изменения программного значения частоты вращения nвдпрог при значительных положительных значениях корректирующего сигнала частоты вращения рnвдкор.

Сущность технического решения заключается в том, что в способе автоматического управления тягой газотурбинных двигателей, заключающемся в изменении частот вращения nвд газотурбинных двигателей по программе nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх), где: Lруд - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель, Рвх - давление воздуха на входе в газотурбинный двигатель, путем формирования и передачи из бортовой вычислительной системы управления тягой в электронный регулятор каждого газотурбинного двигателя управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рnвдкор, согласно изобретению, предварительно в электронном регуляторе каждого газотурбинного двигателя устанавливают предельные программные значения nвдпрог. пр. частот вращения для различных этапов полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), затем дополнительно в вычислительной системе управления тягой обеспечивают формирование данных об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и их передачу в электронный регулятор каждого двигателя, а также формирование численных предельных программных значений частот вращения nвдпрог. пр. в зависимости от этапа полета, при этом на каждом этапе полета самолета величину управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рnвдкор ограничивают из условия nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх)+рnвдкор≤nвдпрог.пр..

Ограничение на каждом этапе полета самолета величины управляющего корректирующего сигнала частоты вращения рnвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх)+рnвдкор≤nвдпрог.пр. позволяет исключить возможный перегрев или повышенную выработку ресурса двигателя, что повышает надежность газотурбинных двигателей.

На фиг.1 - представлена структурная схема устройства для реализации заявляемого способа.

На фиг.2 - график формирования nвдпрог.пр. для условий крейсерского режима работы газотурбинного двигателя.

1 - Вычислительная система управления тягой (ВСУТ). Является оборудованием самолета.

2 - Электромеханический привод, обеспечивающий перемещение рычага управления двигателем (РУД) по сигналу из ВСУТ через механическую тросовую связь.

3 - Рычаг управления двигателем.

4 - Датчик положения РУД (типовой синусно-косинусный вращающийся трансформатор или датчики-сигнализаторы).

5 - Датчик температуры воздуха Твх на входе в газотурбинный двигатель (ГТД).

6 - Датчик давления воздуха Рвх на входе в ГТД.

7 - Электронный регулятор двигателя.

Электронный регулятор двигателя представляет собой специализированную электронную цифровую вычислительную машину, предназначенную для управления ГТД и оснащенную устройствами сопряжения с датчиками, сигнализаторами, исполнительными элементами, а также системами самолета, включая вычислительные системы управления тягой и полетом самолета.

7.1 - Блок формирования программного значения частоты вращения ГТД nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх). В указанном блоке на основе измеренных значений параметров Lруд (4), Твх (5), Рвх (6) и по заранее установленной зависимости формируется nвдпрог, которое обычно используется при отключенной ВСУТ (при управлении тягой непосредственно экипажем).

7.2 - Сумматор сигналов программного значения частоты вращения nвдпрог и управляющего сигнала частоты вращения рnвдкор.

7.3 - Блок формирования предельных (предельно-допустимых) значений nвдпрог.пр.. В указанном блоке на основе принятой информации об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и по заранее установленной зависимости формируется предельное значение частоты вращения nвдпрог.пр., выше которого, согласно изобретения, эксплуатация двигателя при работе со ВСУТ не предусматривается.

Формирование nвдпрог.пр. осуществляют следующим образом. Как правило, каждому этапу полета самолета соответствует свой режим работы ГТД. В частности, для взлета самолета требуется максимальный режим работы ГТД, для набора высоты - номинальный режим работы ГТД, для крейсерского (горизонтального) этапа полета - крейсерский режим работы ГТД. Кроме того, для каждого режима работы ГТД предусмотрен соответствующий диапазон перемещения рычага управления двигателем. Поэтому в качестве параметра nвдпрог.пр. для каждого этапа полета используют расчетное значение nвдпрог=f(Lмруд, Твх, Рвх), где: Lмруд - максимальное значение Lруд для режима работы ГТД, обеспечивающего данный этап полета. На фиг.2 представлено формирование nвдпрог.пр. для условий крейсерского режима полета. L1-Lм - диапазон изменения Lруд для крейсерского режима работы ГТД.

7.4 - Блок формирования управляющего воздействия. Блок имеет два входа, на которые поступают параметр nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх)+ рnвдкор и параметр nвдпрог.пр.. На выходе блока формируется управляющее воздействие программного значения частоты вращения nвдпрог, которое принимает значение J= f(Lруд, Твх, Рвх)+рnвдкор≤nвдпрог.пр.. Ограничение величиной nвдпрог.пр. также проиллюстрировано на фиг.2.

Способ осуществляется следующим образом. По измеренным значениям параметров Lруд, Твх, Рвх в электронном регуляторе (в блоке 7.1) формируется программное значение частоты вращения nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх). При отклонении текущей скорости самолета от заданной, например при воздействии попутного или встречного ветра, турбулентности атмосферы, на выходе ВСУТ формируется управляющий корректирующий сигнал частоты вращения рnвдкор, который поступает в электронный регулятор двигателя 7 и в блоке 7.2 суммируется со значением nвдпрог из блока 7.1. Суммарный сигнал из блока 7.2 поступает на первый вход блока 7.4 электронного регулятора 7. Одновременно в электронный регулятор двигателя из ВСУТ 1 поступает информация об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), на основании которой в блоке 7.3 формируется предельное программное значение частоты вращения nвдпрог.пр., которое, в свою очередь, поступает на второй вход блока 7.4. Передачу информации о корректирующем сигнале рnвдкор и этапах полета самолета из ВСУТ в электронный регулятор 7 осуществляют в цифровом коде по стандартному мультиплексному каналу связи (например, по ГОСТ 18977 «Комплексы бортового оборудования самолетов и вертолетов»).

В блоке 7.4 происходит сопоставление параметра nвдпрог=f(Lруд, Твх, Рвх)+рnвдкор и параметра nвдпрог.пр.. Если сигнал nвдпрог не превышает параметр nвдпрог.пр., то в этом случае управляющее вoздeйcтвиe J в топливорегулирующую аппаратуру на увеличение или уменьшение частоты вращения nвд формируется без каких-либо ограничений. На фиг.2 такой точкой является точка X. В случае, если параметр nвдпрог превышает параметр nвдпрог.пр., то происходит ограничение параметра nвдпрог (величины А2). Ограничение частичное - точка Y или полное - точка Z.

Способ автоматического управления тягой газотурбинных двигателей, заключающийся в изменении частот вращения nвд газотурбинных двигателей по программе где Lруд - угол поворота рычага управления двигателем, Твх - температура воздуха на входе в газотурбинный двигатель (ГТД), Рвх - давление воздуха на входе в ГТД, путем формирования и передачи из бортовой вычислительной системы управления тягой в электронный регулятор каждого двигателя управляющего корректирующего сигнала частоты вращения отличающийся тем, что предварительно в электронном регуляторе каждого двигателя устанавливают предельные программные значения частот вращения для различных этапов полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим), затем дополнительно в вычислительной системе управления тягой обеспечивают формирование данных об этапе полета самолета (взлет, набор высоты, крейсерский режим) и их передачу в электронный регулятор каждого двигателя, а также формирование численных значений в зависимости от этапа полета, при этом на каждом этапе полета самолета величину управляющего корректирующего сигнала частоты вращения ограничивают из условия



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к газотурбинным двигателям, а точнее - к автоматическому управлению газотурбинным двигателем на переменных режимах. .

Изобретение относится к области автоматического регулирования воздушно-реактивных двигателей, в частности к системам автоматического регулирования прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ПВРД) с вытеснительной системой подачи топлива.

Изобретение относится к поточному каналу для компрессора, который расположен концентрично вокруг проходящей в осевом направлении оси машины и для направления в осевом направлении основного потока ограничен круглой в поперечном сечении ограничительной стенкой, при этом ограничительная стенка имеет множество распределенных по окружности проходов обратного потока, через которые ответвляемый из основного потока в месте отбора частичный поток направляется обратно в основной поток в лежащем по потоку выше места отбора месте ввода, и который содержит расположенные лучевидно в поточном канале перья лопаток лопаточного венца, при этом вершины перьев лопаток лежат противоположно ограничительной стенке с образованием зазора, при этом перья рабочих лопаток установлены с возможностью движения в заданном направлении вращения вдоль окружности ограничительной стенки, или ограничительная стенка установлена с возможностью движения в заданном направлении вращения относительно перьев направляющих лопаток лопаточного венца.

Изобретение относится к области систем управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, и может быть использовано в системах управления авиационных газотурбинных двигателей (ГТД), а также турбин электростанций.

Изобретение относится к области топливопитания воздушно-реактивных двигателей (ВРД) с вытеснительной системой подачи топлива и может быть использовано, например, для подачи топлива в камеру сгорания сверхзвукового прямоточного воздушно-реактивного двигателя (СПВРД).

Изобретение относится к области управления запуском газотурбинных двигателей, используемых в качестве силовых агрегатов в газовой и энергетической отраслях. .

Изобретение относится к способам регулирования подачи топлива в камеру сгорания. .

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС)

Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД)

Изобретение относится к области энергетики и предназначена для использования в системах регулирования энергетических установок

Изобретение относится к авиаприборостроению, а именно к системам автоматического регулирования (САР) газотурбинных двигателей (ГТД)

Изобретение относится к способу повышения эксплуатационной гибкости генерирующей ток установки с турбоагрегатом, содержащим турбину и соединенный с турбиной электрический генератор, при этом задают заданное значение мощности (P1) и задают будущий целевой момент времени (t1), в который турбоагрегат должен иметь заданное значение мощности (P1), так что с помощью заданного значения мощности (P1) и целевого момента времени (t1) определяют кривую мощности, при этом управляют турбоагрегатом исходя из действительной мощности (Р0) в действительное время (t0) вдоль кривой мощности так, что заданное значение мощности (P1 ) достигается в заданный целевой момент времени (t1 )

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах (САУ) автоматического управления ГТД

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) газотурбинными двигателями (ГТД) со свободной турбиной, применяемыми в составе газотурбинных установок (ГТУ) для привода электрогенераторов (ЭГ) газотурбинных электростанций (ГТЭС)
Наверх