Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива



Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива
Способ и устройство для регулирования порогового значения расхода топлива

 


Владельцы патента RU 2635861:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к области турбинных двигателей, и предпочтительно применимо к области авиации. Способ регулирования порогового значения расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, включает этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя; этап получения второй оценки расхода топлива, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для, по меньшей мере, одного диапазона значений расхода топлива, и этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой. При этом пороговое значение предназначено для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя. Также представлены применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования, устройство для регулирования порогового значения расхода топлива и турбинный двигатель. Изобретение позволяет увеличить производительность турбинного двигателя. 5 н. и 7 з.п. ф-лы, 7 ил.

 

ОБЛАСТЬ И УРОВЕНЬ ТЕХНИКИ

Настоящее изобретение относится, в общем, к области турбинных двигателей и предпочтительно применимо к области авиации.

Более конкретно, настоящее изобретение относится к регулированию расхода топлива авиационного турбинного двигателя, такого как турбореактивный двигатель, например, во время переходной стадии работы летательного аппарата, такой как стадия ускорения или замедления.

Расход топлива для турбореактивного двигателя регулируется известным образом с целью обеспечения того, чтобы массовый расход топлива впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя на стадии ускорения или замедления не превышал некоторого предельного значения, выше которого возможно нарушение функционирования турбореактивного двигателя. Например, такое нарушение функционирования может вызвать помпаж компрессора турбореактивного двигателя на стадии ускорения или привести к прекращению работы турбореактивного двигателя на стадии замедления.

В настоящее время эта регулирование опирается на оценку массового расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, которая вырабатывается из положения золотника дозатора топлива турбореактивного двигателя.

Более конкретно, дозатор топлива имеет золотник, который также называется клапаном дозирования топлива (FMV), чье положение пропорционально объемному расходу топлива, которое впрыскивается в камеру сгорания, при условии, что разность давлений поддерживается постоянной по обе стороны золотника.

Золотник при перемещении перекрывает в большей или меньшей степени поперечное сечение S потока топлива в дозаторе топлива. Поперечное сечение S, которое также упоминается как проходное сечение дозатора топлива, можно легко определить в зависимости от положения золотника. Оно пропорционально объемному расходу топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания.

Управление поперечным сечением S осуществляется через контур сервоуправления посредством электронного блока управления двигателем (ECU), образующего часть полностью автономной цифровой системы управления двигателем (FADEC) летательного аппарат. ECU устанавливает команду массового расхода топлива в форме сигнала уставки, который передается в дозатор топлива через контур сервоуправления, причем эта команда массового расхода топлива преобразуется в дальнейшем в объемный расход.

Таким образом, массовый расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, можно оценить на основании измерения положения золотника дозатора топлива и связанного с ним соотношения, которое известно специалистам в данной области техники. Это соотношение зависит от плотности (то есть массы на единицу объема) топлива, используемого летательным аппаратом.

Обычно предполагается, что плотность топлива будет постоянной во время полета летательного аппарата. Она определяется заранее в зависимости от исходных условий, то есть для исходного топлива и при исходной температуре.

Тем не менее, это предположение не учитывает возможного изменения свойств используемого топлива по сравнению с исходным топливом и не учитывает возможного изменения температуры топлива по сравнению с исходной температурой при работе турбореактивного двигателя

Не учитывается также тот факт, что для данного топлива может иметь место разброс значений плотности вокруг исходного значения, используемого в этом соотношении.

Кроме того, это предположение страдает от различных неопределенностей, связанных, в частности, с взаимозаменяемостью частей электронного оборудования, используемого для обработки измерений положения дозатора, и связанных также с точностью этих частей оборудования.

Таким образом, использование такого соотношения приводит к погрешностям в оценке массового расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, которые возникают при регулировании турбореактивного двигателя.

К сожалению, если массовый расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, недооценивается дозатором топлива, это означает, что запас по ускорению, имеющийся в турбореактивном двигателе во время переходной стадии ускорения, напротив, будет переоцениваться (то есть турбореактивный двигатель будет предположительно иметь запас по ускорению больше, чем тот, который предполагался бы в случае, если бы массовый расход топлива был оценен правильно). Таким образом, существует опасность нежелательного ускорения турбореактивного двигателя и, вероятно, помпаж компрессора во время ускорения.

С другой стороны, запас по замедлению турбореактивного двигателя на стадии замедления будет недооценен (то есть турбореактивный двигатель будет предположительно иметь запас замедления, который меньше, чем тот, который предполагался бы в случае, если бы массовый расход топлива был оценен правильно). Таким образом, существует опасность отсутствия возможности правильного замедления.

Напротив, если массовый расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, переоценен дозатором топлива, это означает, что запас по замедлению, имеющийся в турбореактивном двигателе во время переходной стадии замедления будет переоценен (то есть турбореактивный двигатель будет предположительно иметь запас по замедлению, который больше, чем тот, который предполагался бы в случае, если бы массовый расход топлива был оценен правильно). Таким образом, существует опасность того, что турбореактивный двигатель будет страдать от пониженной скорости или прекратит свою работу.

С другой стороны, запас по ускорению турбореактивного двигателя на стадии ускорения будет недооценен (то есть турбореактивный двигатель будет предположительно иметь запас по ускорению, который меньше, чем тот, который предполагался бы в случае, если бы массовый расход топлива был оценен правильно). Таким образом, существует опасность отсутствия возможности правильного ускорения.

Таким образом, отсутствие точности оценки, обеспечиваемой дозатором, имеет необратимое воздействие на регулирование турбореактивного двигателя и на достижение его производительности.

Поэтому существует потребность в регулировании турбореактивного двигателя таким образом, чтобы отсутствовали такие недостатки.

СУЩНОСТЬ ИЗОБРЕТЕНИЯ

Настоящее изобретение удовлетворяет эту потребность, в частности, путем выполнения способа регулирования порогового значения расхода топлива, который используется в разомкнутом контуре, для регулирования турбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат:

этап получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя, которая вырабатывается дозатором топлива турбинного двигателя;

этап получения второй оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива, и вырабатывается устройством оценки, который имеет расходомер; и

этап регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой.

Соответственно, изобретение также предусматривает устройство для регулирования порогового значения расхода топлива, которое используется в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, причем устройство содержит:

средство получения, предназначенное для получения первой оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя, которая вырабатывается дозатором топлива турбинного двигателя;

средство получения, предназначенное для получения второй оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива, и вырабатывается устройством оценки, который имеет расходомер; и

средство регулирования, предназначенное для регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой.

В контексте настоящего изобретения, пороговое значение расхода топлива определяет максимальный или минимальный расход топлива для впрыскивания в заданный момент времени в камеру сгорания турбинного двигателя.

Это пороговое значение является особенно важным при регулировании двигателя, в частности, на стадии ускорения или замедления, так как оно сравнивается в разомкнутом контуре с оценкой фактической скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбинного двигателя для того, чтобы регулировать подачу топлива, чтобы оценить запас по ускорению или замедлению, который имеется для турбинного двигателя. Это пороговое значение также известно как остановка ускорения или замедления.

Таким образом, такие остановки ускорения и замедления вводят ограничения на производительность турбинного двигателя. Традиционно они устанавливаются в секторе, который отвечает за работоспособность турбинного двигателя, во избежание нарушения функционирования турбинного двигателя, такого как помпаж при ускорении (который приводит к уменьшению мощности ускорения), или прекращения работы турбинного двигателя при замедлении. Остановки ускорения и замедления определяются, в частности, известным способом на основании границы помпажа компрессора турбинного двигателя, с учетом износа деталей турбинного двигателя, погрешностей оборудования дозировки, разброса исходных значений, который может встречаться среди различных турбинных двигателей и т.д.

Изобретение преимущественно предлагает регулирование таких пороговых значений или остановок с учетом точности (или точнее отсутствия точности) в оценке расхода топлива, которая вырабатывается дозатором при определенных расходах. Предпочтительно гарантируется, что пороговое значение регулируется с использованием разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, только тогда, когда скорость, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, имеет значение, находящееся в пределах диапазона значений, для которого вторая оценка является более точной, чем первая оценка.

В контексте изобретения термин "оценка", имеющий отношение к расходу топлива, которая вырабатывается дозатором топлива турбинного двигателя, означает оценку, вырабатываемую непосредственно дозатором топлива или же путем продолжения оценки, которая получается из состояния дозатора, то есть устройства, включающего в себя клапан дозирования топлива, как описано выше, при этом оценка получается из положения золотника клапана при применении соответствующего соотношения, известного специалистам в данной области техники.

Более конкретно, изобретение предполагает включение в пороговое значение, используемое для регулирования турбинного двигателя (то есть в остановку ускорения и/или замедления), разности между оценкой расхода топлива, которая вырабатывается дозатором, и более точной оценкой, вырабатываемой устройством оценки, которую использует расходомер. Посредством примера, такое устройство оценки описано в документе FR 2958976 и в документе ЕР 1510795. В известной мере, оно является более точным, чем дозатор, по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода, при котором топливо впрыскивается в камеру сгорания турбинного двигателя.

Включение этой разницы в остановки ускорения и/или замедления служит для того, чтобы избежать сверхограничения или напротив недоограничения турбинного двигателя на стадии ускорения или замедления. Это ведет к улучшению в имеющемся запасе по ускорению и замедлению. В зависимости от способа, которым выполняется регулирование, это приводит:

к экономии времени, которое необходимо для ускорения и замедления; таким образом, увеличивается производительность турбинного двигателя; и/или

к защите от помпажа турбинного двигателя или от недостатков, связанных с пониженной скоростью или прекращением работы.

Кроме того, сама оценка, выработанная устройством оценки, хотя и является более точной, чем оценка расхода топлива, выработанная дозатором по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива, также часто подвержена недостаткам. Факт использования такой оценки только в разомкнутом контуре, как предложено в изобретении, а не использование ее непрерывно в качестве замены для оценки, выработанной дозатором, позволяет ограничить воздействие такого недостатка на работу турбинного двигателя. В частности, изобретение не вносит дополнительного риска выхода из строя в других контурах регулирования турбинного двигателя.

В конкретном варианте осуществления этап регулирования содержит добавление к пороговому значению расхода топлива разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, как взвешенной с помощью заданного весового коэффициента, причем весовой коэффициент имеет положительное значение, которое выбирается меньше или равным 1.

Весовой коэффициент преимущественно служит для управления коррекцией, которая применяется к пороговому значению расхода топлива, например, в зависимости от надежности используемых оценок. Например, его можно определить путем тестирования для того, чтобы оптимизировать производительность турбинного двигателя.

В конкретном варианте осуществления изобретения способ регулирования содержит этап сравнения разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, как взвешенной с помощью заданного весового коэффициента по отношению к разности ожидаемой точности между первой оценкой и второй оценкой.

Термин "разность ожидаемой точности" между первой оценкой и второй оценкой используется здесь в значении разности между точностью дозатора и точностью устройства оценки, которые обычно указывают производители таких устройств.

Регулирование порогового значения может зависеть от результата этого этапа сравнения. Таким образом, посредством примера можно принять на вооружение следующий механизм регулирования:

пороговое значение регулируется с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой в том случае, если разность, вычисленная между первой и второй оценками, как взвешенными с помощью заданного весового коэффициента, меньше, чем разность ожидаемой точности между первой и второй оценками; и

в остальных случаях пороговое значение регулируется с помощью разности ожидаемой точности между первой оценкой и второй оценкой.

Это гарантирует, что пороговое значение не регулируется ошибочным образом, в частности, тогда, когда устройство оценки, имеющее расходомер, имеет недостаток или вырабатывает оценку, которая является менее надежной по сравнению с оценкой, вырабатываемой дозатором топлива.

В другом варианте осуществления изобретения способ регулирования содержит этап сравнения оцениваемой разности между первой оценкой и второй оценкой с порогом, который определяется на основании ожидаемой точности для первой оценки.

Такой этап сравнения позволяет, в частности, гарантировать, что относительная разность между первой оценкой и второй оценкой меньше, чем максимальная погрешность дозатора, чтобы регулировать пороговое значение только в случае необходимости. Это позволяет избежать регулирования порогового значения с резко отклоняющимся значением, что не приводит к повышению точности оценки, вырабатываемой дозатором.

Другими словами, вышеупомянутый этап сравнения служит для гарантии того, что регулирование порогового значения с использованием разности между первой оценкой и второй оценкой выполняется только в диапазоне значений расхода топлива, для которых вторая оценка, которая вырабатывается устройством оценки, является гораздо более точной, чем первая оценка, которая вырабатывается дозатором.

Как упомянуто выше, изобретение преимущественно позволяет регулировать, иными словами, корректировать пороговое значение расхода топлива для использования на стадии ускорения летательного аппарата (то есть остановка ускорения) и/или пороговое значение расхода топлива, которое используется на стадии замедления летательного аппарата (то есть остановка замедления), с учетом точности оценки расхода топлива, которая вырабатывается дозатором.

Различные стратегии регулирования можно использовать в зависимости от цели, которую желательно достичь при регулировании турбинного двигателя.

Таким образом, в одном варианте осуществления, когда рассматриваемое пороговое значение расхода топлива предназначено для использования на стадии ускорения летательного аппарата, это пороговое значение регулируется на этапе регулирования с помощью разности, которая оценивается между первой оценкой и второй оценкой, при условии, что эта разность является положительной, причем пороговое значение в остальных случаях остается неизменным.

Аналогичным образом, когда рассматриваемое пороговое значение расхода топлива предназначено для использования на стадии замедления летательного аппарата, это пороговое значение регулируется на этапе регулирования с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, при условии, что эта разность является отрицательной, при этом пороговое значение в остальных случаях остается неизменным.

Таким образом, в этом варианте осуществления на каждом этапе регулирования регулируется только одна или другая из остановок ускорения или замедления в зависимости от знака разности между первой и второй оценками. Этот вариант осуществления служит для повышения производительности турбинного двигателя в контексте запаса по ускорению или замедлению во избежание сверхограничения подачи топлива во время стадий ускорения или замедления.

Кроме того и преимущественным образом, в этом варианте осуществления границы точности, установленные сектором, который отвечает за работоспособность турбинного двигателя, сохраняются для оценки расхода топлива, используемого при регулировании турбинного двигателя.

В другом варианте осуществления:

когда рассматриваемое пороговое значение расхода топлива предназначено для использования на стадии ускорения летательного аппарата, это пороговое значение регулируется во время этапа регулирования с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, при условии, что эта разность является отрицательной, при этом пороговое значение в остальных случаях остается неизменным; и

когда рассматриваемое пороговое значение расхода топлива предназначено для использования на стадии замедления летательного аппарата, это пороговое значение регулируется на этапе регулирования с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, при условии, что разность является положительной, при этом пороговое значение в остальных случаях остается неизменным.

Этот вариант осуществления служит для защиты турбинного двигателя от опасности возникновения помпажа, прекращения работы двигателя или пониженной скорости.

В еще одном варианте осуществления остановки ускорения и замедления регулируются с помощью разности между первой и второй оценками независимо от того, является ли эта разность положительной или отрицательной.

Это позволяет не только повысить производительность турбинного двигателя, но также гарантировать, что принятые запасы по ускорению и замедлению не переоценены с точки зрения опасности помпажа компрессора турбинного двигателя или опасности прекращения работы двигателя.

В другом аспекте изобретение также обеспечивает использование порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя летательного аппарата во время переходной стадии работы летательного аппарата, причем это пороговое значение регулируется с помощью регулирования согласно изобретению.

В еще одном аспекте изобретение также предусматривает турбинный двигатель для привода в движение летательного аппарата и содержит:

дозатор топлива, подходящий для выработки оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя;

устройство оценки, имеющее расходомер для оценки расхода впрыскиваемого топлива, причем устройство оценки подходит для выработки оценки, которая является более точной, чем у дозатора для скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбинного двигателя по меньшей мере в одном диапазоне значений расход топлива; и

устройство для регулирования порогового значения расхода топлива изобретения и подходящее для использования оценок, выработанных дозатором и устройством оценки.

Способ использования и турбинный двигатель изобретения имеют такие же преимущества, как и вышеуказанные способ и устройство для регулирования.

В конкретном варианте осуществления различные этапы способа регулирования определяются с помощью инструкций компьютерной программы.

Таким образом, изобретение также предусматривает компьютерную программу на носителе информации, причем программа подходит для выполнения в устройстве для регулирования, в турбинном двигателе или, в общем, в компьютере, при этом программа включает в себя инструкции, адаптированные для выполнения этапов способа регулирования, как описано выше.

Программа может использовать любой язык программирования и в форме исходного кода, объектного кода или кода, промежуточного между исходным кодом и объектным кодом, например, в частично компилированном виде или в любом другом желательном виде.

Изобретение также предусматривает машиночитаемый носитель информации, включающий в себя инструкции компьютерной программы, как указано выше.

Носитель информации может представлять собой любой объект или устройство, способное хранить программу. Например, носитель может содержать средство памяти, такое как постоянное запоминающее устройство (ПЗУ), например, компакт-диск (кд) ПЗУ, или ПЗУ на основе микроэлектронной схемы или фактически средство магнитной записи, например, гибкий диск или жесткий диск.

Кроме того, носитель информации может представлять собой передающую среду, такую как электрический или оптический сигнал, подходящий для передачи через электрический или оптический кабель с помощью радиоволн или другого средства. Программу изобретения можно загрузить, в частности, из сети типа Интернет.

Альтернативно, носитель информации может представлять собой интегральную схему, в память которой помещена программа, причем схема адаптирована для исполнения или может использоваться при исполнении рассматриваемого способа.

В других вариантах осуществления или реализациях можно также предусмотреть, чтобы способ регулирования, использование способа, устройство для регулирования и турбинный двигатель изобретения можно было представить в виде комбинации всех или некоторых из вышеуказанных характеристик.

КРАТКОЕ ОПИСАНИЕ ЧЕРТЕЖЕЙ

Другие характеристики и преимущества настоящего изобретения станут ясными для понимания из последующего описания, приведенного со ссылкой на прилагаемые чертежи, которые показывают вариант осуществления, не имеющий характера ограничения. На чертежах:

Фиг. 1 - блок-схема турбинного двигателя согласно изобретению, в частности, варианту осуществления;

Фиг. 2 - устройство уровня техники для оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя и подходящего для выполнения оценки, которая является более точной, чем оценка, выполняемая дозатором топлива по меньшей во всем диапазоне значений расхода топлива;

Фиг. 3 - основные этапы способа регулирования согласно изобретению, в частности, варианту его осуществления;

Фиг. 4 и 5 - иллюстрация того, как соответственно, регулируются остановка ускорения и остановка замедления согласно предпочтительному варианту осуществления изобретения, показанному на фиг. 3; и

Фиг. 6 и 7 - графики, показывающие примеры пороговых значений, которые регулируются согласно изобретению вместе с полученным улучшением запаса по ускорению или замедлению.

ПОДРОБНОЕ ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ

На фиг. 1 изображена блок-схема турбинного двигателя 1 согласно изобретению, в частности, варианту его осуществления.

В этом варианте осуществления турбинный двигатель 1 представляет собой турбореактивный двигатель для приведения в движение летательного аппарата. Тем не менее, изобретение применимо к другим турбинным двигателям, таким как, например, турбовинтовой двигатель и также к другим типам летательного аппарата.

Согласно изобретению турбореактивный двигатель 1 имеет дозатор 2 топлива, подходящий для регулирования количества топлива, выходящего из топливной цепи 3 воздушного судна и подаваемого с помощью системы 4 впрыска топлива в камеру сгорания турбореактивного двигателя.

Как упомянуто выше, дозатор 2 топлива имеет золотник 2А (или клапан дозирования топлива (FMV)) положения, которое изменяется в зависимости от скорости, с которой топливо должно впрыскиваться в камеру сгорания.

Золотник при перемещении перекрывает поперечное сечение потока топлива, обозначенное поз. S, которое также упоминается как проходное сечение дозатора. Следует отметить, соотношение между площадью S и положением золотника непосредственно известно и больше не описывается подробно здесь.

Площадь S пропорциональна объемному расходу Qv топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, то есть:

,

где K – постоянная, и ΔР – разность давлений топлива, протекающего через дозатор 2, которое существует на концах золотника 2А. Эта разность давления поддерживается постоянной с помощью регуляторного клапана 2В известного типа.

Объемный расход Qv можно получить путем деления массового расхода Qm на плотность ρ топлива, протекающего через дозатор. В данном случае предполагается, что плотность ρ является постоянной. Это предварительно определяется для исходного топлива и для исходной температуры.

Массовый расход Qm передается в дозатор 2 с помощью электронного блока управления (ECU) воздушного судна FADEC в форме сигнала уставки, который подается через контур сервоуправления (не показан).

В примере, описанном ниже, дозатор 2 топлива также имеет датчик 2С положения, подходящий для измерения положения золотника 2А в различные моменты времени t=nTe, где n – положительное целое число, и Те - период дискретизации электронного оборудования турбореактивного двигателя 1. Посредством примера, датчик 2С положения представляет собой линейно-регулируемый дифференциальный трансформатор (LVDT), известный специалистам в данной области техники.

Измерение, выполненное датчиком 2С положения в момент времени t, преобразуется преобразователем 2D, также известного типа, в оценку Е1(t) для массового расхода, с которым топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1. Оценка Е1 представляет собой оценку, вырабатываемую дозатором, согласно изобретению.

Согласно изобретению турбореактивный двигатель также имеет второе устройство 5 для оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания и подходящего для выработки оценки расхода впрыскиваемого топлива, которая является более точной, чем оценка Е1, вырабатываемая дозатором 2 по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива.

В варианте осуществления, описанном ниже, это второе устройство 5 входит в состав массового расходомера 5А (WFM), такого как измеритель крутящего момента или объемный расходомер, который вместе с устройством 5В упоминается как устройство 5В "гибридизации".

Устройство 5В гибридизации подходит для выработки второй оценки Е2(t) для расхода топлива, впрыскиваемого в момент времени t в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1 на основании оценки Е1(t) и измерения расхода, выполненного с помощью WFM 5A. Комбинация оценки Е1(t) и измерения, выполненного WFM, служит преимущественно для повышения точности, с которой топливо измеряется, и для того, чтобы знать более точно скорость, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1 по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива (например, значений, которые выше порогового значения, которое определяется, в частности, в зависимости от точности WFM).

В варианте осуществления, рассмотренном ниже, устройство 5В гибридизации представляет собой устройство для подготовки сигнала уставки, идентичного тому, который описан в документе FR 2958976: вторая оценка Е2(t), используемая согласно изобретению, соответствует сигналу уставки, подготовленного с использованием механизма, описанного в документе FR 2958976, на основании сигнала, полученного с помощью WFM 5A, и сигнала, полученного из измеренного положения золотника 2А дозатора 2, сигнал которого соответствует в этом примере оценке Е1(t), полученной с помощью дозатора 2. Этот сигнал уставки преимущественно обеспечивает лучшую оценку расхода, при котором топливо фактически впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1, для большого диапазона значений расхода топлива. Это позволяет получить преимущество как по точности оценки расхода топлива в абсолютном значении, которое обеспечивает WFM 5A, и по точности оценки в относительном значении (то есть динамическом значении), которое обеспечивает дозатор 2.

На фиг. 2 представлены вкратце результаты работы устройства 5В гибридизации в упрощенном варианте осуществления.

Как упомянуто выше, чтобы получить оценку Е2(t) расхода топлива, устройство 5В гибридизации использует, во-первых, сигнал S1(t) измерения, который относится к скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, и который получается с помощью WFM 5A, и во-вторых, оценку Е1(t), которая вырабатывается преобразователем 2D дозатора 2 на основании положения золотника 2А, которое измерено датчиком 2С положения.

Сигнал S1(t), выработанный с помощью WFM 5A, представляет собой обычно прямоугольный сигнал. Чтобы обеспечить его дальнейшее использование, он фильтруется с помощью цифрового фильтра f нижних частот, адаптированного для устранения прямоугольных сигналов (другими словами, чтобы сгладить сигнал S1). Для этой цели постоянная τ времени фильтра f выбирается достаточно высокой. Она определяется экспериментальным путем: необходимо выбрать наименьшую постоянную времени, которая позволяет получить сглаженный сигнал после фильтрации (предпочтительно постоянная времени должна быть меньше 1000 секунд (сек)).

Сигнал, полученный на выходе фильтра f, обозначен S1’(t).

Параллельно обработке, применяемой к сигналу S1(t), сигнал Е1(t) подается на вход модуля MN цифрового модулирования. Модуль MN адаптирован для моделирования расхода топлива, который теоретически измеряется с помощью WFM 5A, когда расход топлива, характеризуемый сигналом Е1, проходит через него. Сигнал, смоделированный модулем MN и представляющий собой расход топлива, измеренный с помощью WFM 5A, обозначен S2.

Модуль MN базируется на цифровой модели механической компоненты WFM 5A и, в частности, учитывает свою постоянную τWFM времени. В этом примере предполагается, что постоянная τWFM времени является постоянной и равна постоянной времени, точно определенной с помощью производителя WFM. Следует отметить, что такая цифровая модель является известной и не описывается здесь более подробно.

Поскольку модуль MN моделирует WFM 5A, то из этого следует, что смоделированный сигнал S2 представляет собой также прямоугольный сигнал, аналогичный сигналу S1.

Таким образом, для сглаживания он подается в цифровой фильтр f’ нижних частот, аналогичный цифровому фильтру f (и, в частности, имеющий одинаковую постоянную τ времени). В примере, описанном ниже, фильтры f и f’ являются идентичными.

Сглаженный сигнал S2’(t), полученный на выходе фильтра f’, затем подается в элемент 7 вычитания для вычитания сигнала S2’(t) из сигнала Е1(t).

Сигнал S3(t), полученный в результате этого вычитания, затем складывается с помощью элемента 8 сложения с сигналом S1’(t), поступающим из фильтра f, чтобы получить оценку Е2(t) расхода топлива.

Следует отметить, что другие варианты осуществления, которые детально разработаны и описаны в документе FR 2958976, можно рассматривать для получения оценки Е2 на основании сигнала, поступающего из WFM 5A, и оценки Е1(t).

Таким образом, оценка Е2(t), полученная с помощью устройства 5В гибридизации является более точной, чем оценка Е1(t), выработанная дозатором 2, в широком диапазоне значений расхода топлива. Точность оценки, вырабатываемой дозатором 2, записана как δ1, и точность оценки, вырабатываемой устройством 5В, записывается как δ2.

Точности δ1 и δ2 можно оценить с помощью информации, полученной от соответствующих производителей дозатора 2 и устройства 5В, например, в виде номограмм. Известно, что эти погрешности могут зависеть, в частности, от скорости N2 двигателя турбореактивного двигателя 1 для точности δ1 и от рассматриваемого расхода топлива для точности δ2.

В варианте осуществления можно использовать другие устройства для оценки скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, которые подходят для выработки оценки Е2(t), которая является более точной, чем оценка, выработанная дозатором 2 по меньшей мере в одном диапазоне значений расхода топлива, таких как, например, устройство для определения измерения массового расхода, которое описано в документе ЕР 1510795.

Согласно изобретению турбореактивный двигатель 1 также включает в себя устройство 6 согласно изобретению для регулирования пороговых значений С0 расхода топлива, подходящего для использования оценки Е1(t) и Е2(t), как получено соответствующим образом с помощью дозатора 2 и с помощью устройства 5 оценки для подготовки регулируемого порогового значения С.

В варианте осуществления, описанном ниже, устройство 6 для регулирования представляет собой цифровой модуль, входящий в состав модуля регулятора ECU воздушного судна FADEC. Более конкретно, устройство 6 для регулирования содержит компьютерную программу согласно изобретению, имеющую инструкции, адаптированные для выполнения этапов способа регулирования согласно изобретению, причем инструкции хранятся в ПЗУ ECU FADEC.

Оценки Е1(t) и Е2(t) передаются устройству 6 для регулирования через средство для обеспечения связи между оборудованием турбореактивного двигателя 1 и FADEC, которые по существу известны.

Далее со ссылкой на фигуру 3 следует описание основных этапов способа регулирования согласно изобретению, который выполняется с помощью устройства 6 для регулирования, чтобы регулировать пороговое значение С0 расхода топлива в конкретном варианте осуществления изобретения.

Пороговое значение, регулируемое согласно изобретению, в этом примере представляет собой остановку ускорения, обозначенную С0(асс), которая используется при регулировании турбореактивного двигателя на стадии ускорения воздушного судна, или же остановку замедления, обозначенную С0(dec), которая используется при регулировании турбореактивного двигателя на стадии замедления воздушного судна.

В примере, описанном ниже, остановки С0(асс) и С0(dec) ускорения и замедления определяются на основании пределов, которые относятся к отношению С0/Р скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, разделенному на статическое давление Р, измеренное на выходе камеры сгорания. Известно, что эти ограничения устанавливаются с помощью сектора, ответственного за работоспособность турбореактивного двигателя во избежание помпажа во время ускорения или экстинкции турбореактивного двигателя 1 во время замедления и с учетом износа оборудования в турбореактивном двигателе 1, погрешностей оборудования дозировки, разброса параметров между различными турбореактивными двигателями и т.д. В частности, эти ограничения зависят от скорости компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1 и от общего давления на впускном отверстии вентилятора турбореактивного двигателя 1.

В варианте осуществления, описанном ниже, регулирование выполняется в различные моменты времени t=nTe (этап Е10), где n – положительное целое число, и Те – период выборки устройства 6 для регулирования (который в данном описании предполагается как идентичный периоду выборки дозатора 2 и устройства 5), чтобы оптимизировать погрешность остановок ускорения и замедления.

В варианте осуществления это регулирование можно выполнить в заданные моменты времени, например, в начале стадии ускорения, и/или в начале стадии замедления или периодически в моменты времени, которые кратны периоду выборки, для того, чтобы ограничить количество выполняемых операций регулирования. Выбранная частота регулирования является результатом компромисса между сложностью и производительностью при регулировании турбореактивного двигателя.

В соответствии с изобретением устройство 6 для регулирования получает первую оценку Е1(t) для расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1 в момент времени t (этап Е20). Эта первая оценка вырабатывается преобразователем 2D дозатора 2 на основании измеренного положения золотника 2А дозатора 2, которое измеряется с помощью датчика 2С положения, как описано выше.

Это первая оценка Е1(t) подается в устройство 5В гибридизации. Устройство 5В гибридизации объединяет оценку Е1(t) с измерением расхода топлива, которая вырабатывается с помощью WFM 5А в момент времени t, как описано выше со ссылкой на фигуру 2, и из этого объединения получается вторая оценка Е2(t) для скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1 (этап Е30).

Устройство 6 для регулирования затем оценивает разность ΔЕ(t) между оценками Е1(t) и Е2(t), которая получается таким образом (этап Е40). Более конкретно, в этом примере:

ΔЕ(t)=Е1(t)-Е2(t)

В варианте осуществления, описанном ниже, перед регулированием остановок ускорения или замедления с помощью разности ΔЕ(t), устройство 6 для регулирования проверяет надежность этой разности ΔЕ(t) по сравнению с погрешностью Δ1 дозатора 2 (этап Е50).

С этой целью это устройство сравнивает разность ΔЕ(t) с порогом, который определяется на основании погрешности δ1 дозатора 2 или, более конкретно в этом примере и эквивалентным образом, на основании уровня р1 погрешности дозатора 1.

Таким образом, во время этого сравнения устройство 6 для регулирования проверяет:

,

где р1 выражено в процентах и обозначает уровень погрешности оценки Е1(t), выработанной дозатором 2 (следует отметить, что если δ1 выражена также в процентах, то р1 и δ1 связаны друг с другом уравнением р1=100-δ1). Уровень р1 можно предварительно определить способом, известным специалистам в данной области техники, в зависимости от скорости двигателя турбореактивного двигателя 1 и спецификаций, поставляемых производителем дозатора 2.

Таким образом, устройство 6 для регулирования гарантирует, что коррекция, выполненная в отношении порогового значения, не превышает максимальной погрешности р1 дозатора 2. Другими словами, это сравнение позволяет устройству 6 для регулирования проверить, что точность оценки Е2(t) фактически лучше, чем точность оценки Е1(t) для рассматриваемого расхода.

Если устройство 6 для регулирования определяется, что разность ΔЕ(t) является ненадежной (другими словами, что она не удовлетворяет приведенному выше неравенству), то оно не регулирует остановки ускорения и замедления.

Следует отметить, что можно выполнить другие испытания, чтобы обнаружить, целесообразно ли регулировать остановку ускорения на основании разности ΔЕ(t). Таким образом, посредством примера можно сравнить оценку Е1(t) или Е2(t) с диапазоном значений, в котором оценка Е2(t) известна как более точная, чем оценка Е1(t), и деактивировать регулирование остановок ускорения и замедления, если расход топлива, оцененный с помощью Е1(t) или Е2(t) не находится в этом диапазоне.

Если устройство 6 для регулирования определяет, что разность ΔЕ(t) является надежной, то оно определяет знак разности ΔЕ(t) (этап Е60).

В варианте осуществления, описанном ниже, если определено, что разность ΔЕ(t) является положительной или равна нулю (ответ "да" на тестирование, проводимом на этапе Е60), то устройство 6 для регулирования регулирует остановку С0(асс) ускорения на основании этой разности (этап Е70), как описано ниже со ссылкой на фиг. 4.

Напротив, если определено, что разность ΔЕ(t) является отрицательной (ответ "нет" на тестирование, проводимое на этапе Е60), то устройство 6 для регулирования регулирует остановку С0(dec) замедления на основании разности ΔЕ(t), как описано ниже со ссылкой на фигуру 5 (этап Е80).

Значения, которое регулируется в момент времени t, обозначенное С(асс) или С(dec) преимущественно учитывает отсутствие точности дозатора 2 в момент времени t.

Этапы Е10–Е80 повторяются снова для следующего момента (n+1)-Те (этап Е90) и т.д.

Пороговые значения С(асс) и С (dec), которые регулируются таким образом, можно преимущественно использовать в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя 1, которое выполняется на стадии, когда воздушное судно работает в переходном режиме (например, с ускорением или замедлением), и на которой оценка Е1(t) расхода топлива, вырабатываемая дозатором 2, сравнивается со значениями С(асс) и С(dec), чтобы определить запас по ускорению или замедлению, который имеется для турбореактивного двигателя. Таким образом, это позволяет повысить производительность турбореактивного двигателя 1.

Далее, со ссылкой на фиг. 4, следует более подробное описание способа, в котором остановка С0(асс) ускорения регулируется в предпочтительном варианте осуществления.

Как описано выше, устройство 6 для регулирования оценивает в каждый момент времени разность ΔЕ(t) между оценками Е1(t) и Е2(t), используя модуль 6А.

В данном случае предполагается, что разность ΔЕ(t) рассматривается маленькой в конце вышеописанного этапа Е50 сравнения (в остальных случаях это значение принудительно устанавливается на ноль во избежание ошибочного регулирования остановки С0(асс) ускорения).

В варианте осуществления, описанном ниже, разность ΔЕ(t) взвешивается с помощью мультипликативного коэффициента, обозначенного γ, который применяется модулем 6В взвешивания. Весовой коэффициент γ представляет собой положительное число, которое меньше или равно 1. Этот коэффициент служит для определения регулирования, которая применяется к пороговому значению С0(асс).

Взвешенная разность γ×ΔЕ(t) затем сравнивается в модуле 6С со значением V1. Модуль 6С выбирает минимальное значение, обозначенное V2, между взвешенной разностью γ×ΔЕ(t) и значением V1.

Значение V1 соответствует разности между значениями ожидаемой точности для оценок Е1(t) и Е2(t). Модуль 6D выполняет вычисление в виде произведения остановки С0(асс) ускорения, которая не регулируется в момент времени t, на разность, обозначенную Δр, между точностями оценок, выработанных дозатором 2 и устройством 5В гибридизации.

Разность Δр точностей оценивается с помощью модуля 6Е. В этом примере, она выбрана равной р1-р2, где:

как упомянуто выше, р1 обозначает уровень погрешности, выраженный в процентах от оценки, оценки Е1(t), выработанной дозатором 2 (р1=100-δ1, где δ1 обозначает точность оценки Е1(t)):р1 вычисляется способом, известным специалистам в данной области техники, в зависимости от скорости двигателя турбореактивного двигателя 1 и спецификаций, поставляемых производителем дозатора 2;

аналогичным образом, р2 обозначает уровень погрешности, выраженный в процентах, оценки Е2(t), выработанной устройством 5В гибридизации (р2=100-δ2, где δ2 обозначает точность оценки Е2(t), выраженной в процентах). Этот уровень р2 погрешности зависит, в этом примере, от порогового значения С0(асс) расхода топлива и от спецификаций, поставляемых производителем устройства 5В.

Другими словами, данное определение, принятое во внимание в данном случае для р1 и р2, для диапазонов значений расхода топлива, в пределах которых оценка Е1(t) является более точной, чем оценка Е2(t), разность Δр=р1-р2 является отрицательной.

Напротив, для диапазонов значений расхода, в которых оценка Е2(t), выработанная устройством 5В гибридизации, является более точной, чем оценка Е1(t), выработанная дозатором 2, разность Δр=р1-р2 является положительной.

Выбирая минимальное значение между V1 и γ×ΔЕ(t), при регулировании порогового значения С0(асс) гарантируется, что разность, существующая между точностями дозатора 2 и устройства 5В гибридизации, никогда не превышена: это служит гарантией надежности значения, используемого для регулирования порогового значения С0(асс).

Естественно, что аналогичные рассуждения можно применить и к разности точностей Δр=δ2-δ1.

Значение V2, полученное с помощью модуля 6С, затем сравнивается с помощью компаратора 6F с нулем. Модуль 6F выбирает максимальное значение между V2 и нулем.

После этого модуль 6G регулирует значение С0(асс), используя значение, выбранное с помощью модуля 6F. Другими словами, если значение V2 больше или равно нулю, оно используется для регулирования порогового значения С0(асс).

Более конкретно, в этом примере модуль 6G регулирует пороговое значение С0(асс) таким образом, что оно становится пороговым значением С0(асс) при применении следующего уравнения:

С(асс)=С0(асс)+V2

В варианте осуществления, описанном ниже, если V2 меньше 0, то регулируется остановка С0(dec) замедления, как показано на фиг. 5.

Модули 6А’, 6В’, 6С’, 6D’, 6Е’ и 6G’, показанные на фиг. 5, идентичны или аналогичны модулям 6А, 6В, 6С, 6D, 6Е и 6G, которые показаны на фигуре 4, за исключением того факта, что они срабатывают по остановке С0(dec) замедления, вместо срабатывания по остановке С0(асс) по ускорению.

Кроме того, компаратор 6F’ сравнивает значение V2 с 0, но в отличие от компаратора 6F, показанного на фиг. 4, он выбирает минимальное значение между V2 и 0.

Модуль 6G’ затем регулирует пороговое значение С0(dec), используя значение, выбранное с помощью модуля 6F’. Другими словами, если значение V2 меньше 0, оно используется для регулирования порогового значения С0(dec) в пороговом значении С(dec) в соответствии со следующим уравнением:

С(dec)=С0(dec)+V2

Таким образом, в варианте осуществления, описанном ниже, если разность ΔЕ(t) является положительной, то она представляет собой остановку ускорения, которая регулируется, и если разность ΔЕ(t) является отрицательной, то она представляет собой остановку замедления, которая регулируется.

На фиг. 6 и 7 показаны соответствующие примеры регулировок по отношению к пороговым значениям С0(асс) и С0(dec), которые выполняют в соответствии с изобретением.

На фиг. 6 показаны изменения отношения (С/Р) скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя, разделенного на давление на выходе камеры сгорания, в зависимости от скорости XNr при пониженной нагрузке турбореактивного двигателя 1.

На этом чертеже:

кривая (1) представляет собой границу помпажа турбореактивного двигателя, и Z1 – зона, в которой существует опасность помпажа;

кривая (2) представляет собой линию прекращения работы турбореактивного двигателя, и Z2 – зона, в которой существует опасность прекращения работы турбореактивного двигателя; и

кривые (3) и (4) показывают, соответственно, отношение нерегулированных остановок С0(асс) и С0(dec) ускорения и замедления, разделенное на давление Р на выходе камеры сгорания, то есть остановки, которые оцениваются с помощью сектора работоспособности турбореактивного двигателя 1 в зависимости от его характеристик.

Кривая (5) представляет собой отношение (С/Р), которое оценивается из оценки Е1(t) расхода топлива, выработанной дозатором 2 турбореактивного двигателя 1.

Таким образом наличие "виртуального" запаса по ускорению для турбореактивного двигателя на стадии ускорения воздушного судна и с учетом оценки (5) представленной с помощью m1: он соответствует разности, которая существует между кривой (3), представляющей собой отношение остановки С0(асс) ускорения, разделенное на давление Р, и кривой (5).

Теперь предполагается, что оценка Е1(t) для расхода топлива, которая вырабатывается дозатором (2), является переоцененной, и что более точная оценка скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, например, оценка Е2(t), которая вырабатывается устройством 5В гибридизации, приведет к получению кривой (6). Другими словами, "реальный" запас по ускорению, имеющийся в турбореактивном двигателе на стадии ускорения воздушного судна, равен сумме m1+Δm, где разность Δm является положительной (это реальный запас по ускорению, соответствующий разности между кривой (6) и кривой (3)).

В соответствии с изобретением остановка С0(асс) ускорения регулируется с учетом разности точностей между оценками Е1(t) и Е2(t). Кривая (7) представляет собой отношение остановки С(асс) ускорения, регулируемой согласно изобретению, разделенное на давление Р на выходе камеры сгорания.

Излишний запас по ускорению, имеющийся для турбореактивного двигателя 1 с учетом остановки С(асс) ускорения, которая регулируется согласно изобретению, теперь имеет вид m2=m1+Δm. Таким образом, этот запас увеличился и компенсирует переоценку расхода топлива, произведенную дозатором 2.

Аналогичным образом на фиг. 7 показаны изменения отношения (С/Р) скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя, разделенного на давление Р на выходе камеры сгорания, в зависимости от скорости XNr при сниженном номинальном значении нагрузки турбореактивного двигателя.

На этом чертеже:

кривая (1) представляет собой границу помпажа турбореактивного двигателя, и Z1 представляет собой зону, в которой существует опасность помпажа;

кривая (2) представляет собой линию прекращения работы турбореактивного двигателя, и Z2 представляет собой зону, в которой существует опасность прекращения работы турбореактивного двигателя; и

кривые (3) и (4) представляют собой, соответственно, отношение нерегулированных остановок С0(асс) и С0(dec) ускорения и замедления, разделенное на давление Р на выходе камеры сгорания, то есть остановок, которые оцениваются с помощью сектора работоспособности турбореактивного двигателя 1 в зависимости от его характеристик.

Кривая (5) представляет собой отношение (С/Р), которое оценивается исходя из оценки Е1(t) расхода топлива, выработанной дозатором 2 турбореактивного двигателя 1.

"Виртуальный" запас по замедлению, имеющийся в турбореактивном двигателе на стадии, на которой воздушное судно замедляется и когда учитывается оценка (Т), обозначенная как m3: он соответствует разности между кривой (4), представляющей собой отношение остановки С0(dec) ускорения, разделенное на давление Р, и между кривой (5).

Теперь предполагается, что оценка Е1(t) расхода топлива, которая вырабатывается дозатором (2), является недооцененной, и что более точная оценка скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания, например, оценка Е2(t), которая вырабатывается устройством 5В гибридизации, будет приводить к получению кривой (6). Другими словами, "реальный" запас по замедлению, имеющийся в турбореактивном двигателе на стадии, на которой воздушное судно замедляется, равен сумме m3+Δm', где разность Δm' является положительной (это реальный запас по замедлению, соответствующий разности между кривой (6) и кривой (4)).

Согласно изобретению остановка С0(dec) замедления регулируется с учетом разности точностей между оценками Е1(t) и Е2(t). Кривая (8) представляет собой отношение остановки С(dec) замедления, которая регулируется согласно изобретению, разделенное на давление на выходе из камеры сгорания. Новый запас по замедлению, который имеется в турбореактивном двигателе с учетом остановки замедления, которая регулируется согласно изобретению, теперь имеет вид m4=m3+Δm’. Таким образом, он увеличился и компенсирует недооценку расхода топлива, которая вырабатывается дозатором 2.

Таким образом, изобретение приводит к повышению запаса по ускорению и замедлению.

Следует отметить, что в варианте осуществления, описанном ниже, если расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, переоценивается с помощью дозатора 2, то он имеет запас по ускорению, который регулируется, хотя если расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, был переоценен дозатором 2, то он представляет собой запас по замедлению, который регулируется. Эта стратегия регулирования позволяет повысить производительность турбореактивного двигателя 1.

Тем не менее можно рассмотреть и другие стратегии регулирования в зависимости от решаемых задач.

Таким образом, в другом варианте осуществления запас по ускорению регулируется в том случае, если расход, при котором топливо впрыскивается в камеру сгорания, был переоценен дозатором 2 (ΔЕ(t) отрицательная), и запас по замедлению регулируется в том случае, если расход, при котором топливо впрыскивается в камеру сгорания, был переоценен дозатором 2 (ΔЕ(t) положительная).

В еще одном варианте осуществления обе остановки С0(асс) и С0(dec) регулируются с помощью разности ΔЕ(t) независимо от ее знака, например, в каждый момент времени nTe выборки.

1. Способ регулирования порогового значения (С0(acc), С0(dec)) расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбореактивного двигателя (1), приводящего в движение летательный аппарат, при этом способ включает:

этап (Е20) получения первой оценки (Е1) расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя (1), которая вырабатывается дозатором (2) топлива турбореактивного двигателя;

этап (Е30) получения второй оценки (Е2) расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка, для по меньшей мере одного диапазона значений расхода топлива, и вырабатывается устройством (5) оценки, имеющим расходомер (5А); и

этап (Е70, Е80) регулирования порогового значения (С0(acc), С0(dec)) расхода топлива с помощью разности (ΔЕ), вычисленной между первой оценкой (Е1) и второй оценкой (Е2).

2. Способ регулирования по п. 1, при котором этап (Е70, Е80) регулирования включает сложение порогового значения (С0(acc), С0(dec)) расхода топлива и разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, которая взвешивается с помощью заданного весового коэффициента (γ).

3. Способ регулирования по п. 2, дополнительно включающий этап (Е50) сравнения разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой, как взвешенной с помощью упомянутого заданного весового коэффициента (γ) с разностью ожидаемой точности между первой оценкой и второй оценкой.

4. Способ регулирования по п. 1, дополнительно включающий этап (Е50) сравнения разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой с порогом, определенным на основании ожидаемой точности для первой оценки, выработанной дозатором.

5. Способ регулирования по п. 1, при котором пороговое значение (С0(acc)) расхода топлива представляет собой значение, которое используют на стадии ускорения летательного аппарата.

6. Способ регулирования по п. 5, при котором на этапе регулирования пороговое значение расхода топлива регулируют в том случае, если разность, вычисленная между первой оценкой и второй оценкой, является положительной, причем пороговое значение в остальных случаях остается неизменным.

7. Способ регулирования по п. 1, при котором пороговое значение (С0(dec)) расхода топлива представляет собой значение, которое используют на стадии, на которой летательный аппарат замедляется.

8. Способ регулирования по п. 7, при котором на этапе регулирования пороговое значение расхода топлива регулируют в том случае, если разность, вычисленная между первой оценкой и второй оценкой, является отрицательной, при этом в остальных случаях пороговое значение остается неизменным.

9. Применение порогового значения расхода топлива в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя, приводящего в движение летательный аппарат, во время переходной стадии работы летательного аппарата, причем пороговое значение регулируют с помощью способа регулирования по п. 1.

10. Блок управления, содержащий компьютерную программу, включающую в себя инструкции для выполнения этапов способа регулирования по п. 1, когда программа исполняется блоком управления.

11. Устройство (6) для регулирования порогового значения (С0(acc), С0(dec)) расхода топлива для использования в разомкнутом контуре для регулирования турбинного двигателя (1), приводящего в движение летательный аппарат, содержащее:

средство получения первой оценки E1(t) расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя (1), которая вырабатывается дозатором (2) топлива турбинного двигателя;

средство получения второй оценки Е2(t) расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, причем вторая оценка является более точной, чем первая оценка для по меньшей мере одного диапазона значений расхода топлива, и вырабатывается устройством (5) оценки, имеющим расходомер; и

средство (6G) регулирования порогового значения расхода топлива с помощью разности, вычисленной между первой оценкой и второй оценкой.

12. Турбинный двигатель (1) для приведения в движение летательного аппарата, содержащий:

дозатор (2) топлива, выполненный с возможностью получения оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбинного двигателя;

устройство (5) оценки, имеющее расходомер для оценки расхода впрыскиваемого топлива, причем устройство оценки выполнено с возможностью выработки оценки, которая является более точной, чем у дозатора для скорости, с которой топливо впрыскивается в камеру сгорания турбореактивного двигателя, для по меньшей мере одного диапазона значений расхода топлива; и

устройство (6) для регулирования порогового значения расхода топлива по п. 11, выполненное с возможностью использования оценок, вырабатываемых дозатором и устройством оценки.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области газотурбинного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах автоматического управления (САУ) и регулирования подачей топлива на запусках газотурбинных двигателей.

Система топливопитания газотурбинного двигателя относится к области двигателестроения, в частности к системам топливопитания газотурбинных двигателей летательного аппарата.

Изобретение относится к авиационным газотурбинным двигателям, а именно к способам управления тягой газотурбинного двигателя при пожаре в мотогондоле двигателя на взлете самолета.

Изобретения относятся к способу и устройству для подачи топлива в газовую турбину. Описан способ управления подачей топлива в камеру сгорания газовой турбины, содержащей компрессор выше по потоку относительно камеры сгорания, причем способ содержит: подачу топлива в камеру сгорания; получение входного давления воздуха на входе компрессора; получение входной температуры воздуха на входе компрессора; получение выходного давления воздуха на выходе компрессора; получение сигнала отбора воздуха, указывающего количество воздуха, не поступающего в камеру сгорания; оценивание тепловыделение топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основе входного давления воздуха, входной температуры воздуха, выходного давления воздуха и сигнала отбора воздуха; сравнение оцененного тепловыделения с требуемым тепловыделением, чтобы получить сигнал ошибки; и управление топливным клапаном, регулирующим подачу топлива в камеру сгорания, на основе сигнала ошибки.

Изобретение относится к области эксплуатации газовых турбин. В устройстве (60) для регулирования подачи топлива в процессе работы стационарной газовой турбины (40), а также электростанции (42), предусмотрено, чтобы в резервуаре (30) приготавливался объем (BV) топлива с давлением, существенно повышенным по сравнению с давлением в топливной сети (13), и, в случае необходимости, кратковременно подавался в забранное из топливной сети (13) топливо (B) с целью повышения его давления.

Способ для мониторинга системы для приведения в действие изменяемых геометрий турбореактивного двигателя, при этом способ мониторинга содержит этап для определения стабилизированного режима, этап для определения среднего значения управляющего тока в ходе определения стабилизированного режима и этап для сравнения упомянутого среднего значения с предварительно определенным пороговым значением.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления работой установки внутреннего сгорания с повышением давления, включающий: нахождение скважности импульсов топливной форсунки и частоты циклов сгорания, которые соответствуют заданной рабочей точке нагрузки и заданному коэффициенту заполнения камеры сгорания установки; определение уставки давления подачи топлива, уставки момента впрыска для топливной форсунки и уставки момента зажигания, которые обеспечивают найденную скважность импульсов топливной форсунки и найденную частоту циклов сгорания; и передачу управляющего сигнала давления подачи топлива, содержащего уставку давления подачи топлива, в устройство обеспечения давления топлива, управляющего сигнала топливной форсунки, содержащего уставку момента впрыска топлива, в топливную форсунку и управляющего сигнала момента зажигания, содержащего уставку момента зажигания, в узел зажигания установки.

Изобретение относится к энергетике. Передатчик хода включает канал для обеспечения прохода текучей среды, исполнительный модуль для увеличения давления в гидравлической жидкости, клапанный модуль, функционирующий в зависимости от давления гидравлической жидкости, при этом клапанный модуль расположен внутри канала для регулирования потока текучей среды, и трубку, соединяющую исполнительный модуль и клапанный модуль для передачи давления гидравлической жидкости между исполнительным модулем и клапанным модулем, при этом исполнительный модуль расположен снаружи канала, а клапанный модуль расположен внутри канала.

Изобретение относится к энергетике. Способ управления положением золотника топливодозирующего устройства для турбинного двигателя как функция заданного значения весового расхода содержит ответ на критерий действительности для выбора весового расхода.

Изобретение относится к способам регулирования авиационных турбореактивных двигателей (ТРД) с изменяемой геометрией выходного устройства. Способ регулирования авиационного ТРД с изменяемой геометрией выходного устройства включает поддержание заданного перепада давления на турбинах в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель и от режима работы двигателя.
Наверх