Способ управления газотурбинным двигателем и система для его осуществления

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора. В способе управления газотурбинным двигателем дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора. Заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора. Описана также система управления газотурбинным двигателем. Технический результат - стабилизация времени приемистости и обеспечение запасов газодинамической устойчивости газогенератора во всех условиях полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

 

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использована для управления подачей топлива в ГТД и направляющими аппаратами (НА) компрессора.

Известен способ управления ГТД, заключающийся в том, что по измеренному положению рычага управления двигателем (РУД), измеренной частоте вращения ротора ГТД, измеренной температуре газов за турбиной ГТД, измеренному давлению воздуха за компрессором двигателя формируют управляющее воздействие на расход топлива в камеру сгорания (КС), по измеренной частоте вращения ротора ГТД и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение приведенной частоты вращения ротора двигателя, формируют заданное положение лопаток НА компрессора ГТД, сравнивают его с измеренным положением лопаток НА, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод лопаток НА, причем дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями положения лопаток НА, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую по результатам испытаний двигателя на запас газодинамической устойчивости компрессора, ограничивают скорость изменения расхода топлива.

Система, реализующая приведенный выше способ, содержит последовательно соединенные блок датчиков, задатчик режимов работы ГТД, первый сумматор, первый электрогидропреобразователь (ЭГП), дозатор топлива, второй вход первого сумматора подключен к блоку датчиков. Устройство также содержит последовательно соединенные задатчик положения НА, второй сумматор, второй ЭГП и золотник управления НА, задатчик положения НА и второй вход второго сумматора подключены к блоку датчиков, выход второго сумматора подключен к задатчику режимов работы ГТД.

В процессе работы системы по измеренным с помощью блока датчиков положению РУД, частоте вращения ротора ГТД, температуре газов за турбиной двигателя, давлению воздуха за компрессором, задатчик режимов работы двигателя формирует заданное положение дозатора, которое первым сумматором сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью соответствующего датчика. По величине рассогласования, поступающей в первый ЭГП, формируется управляющее воздействие на дозатор, посредством которого изменяется расход топлива в КС.

По измеренным с помощью блока датчиков температуре воздуха на входе в двигатель и частоте вращения ротора задатчик положения НА формирует значение приведенной частоты вращения ротора и по ней формирует заданное положение НА для данного режима работы ГТД.

Заданное значение положения НА поступает на второй сумматор, где сравнивается с измеренным блоком датчиков положением НА. По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями НА второй ЭГП осуществляет управление НА посредством золотника.

При исправных элементах контура управления НА фактическое положение НА отличается от заданного практически только на динамических режимах. При этом возникает дисбаланс между расходом воздуха через компрессор ГТД и расходом топлива в КС. Чтобы избежать этого, значение рассогласования между заданным и фактическим положением НА с выхода второго сумматора подается в задатчик режимов работы ГТД, который при превышении наперед заданной величины, определяемой при сдаточных испытаниях двигателя, начинает ограничивать темп изменения расхода топлива, что обеспечивает оптимальный баланс между расходом воздуха через компрессор ГТД и расходом топлива в КС.

В результате анализа известных способа и системы управления необходимо отметить, что они в процессе работы реализуют общую для установившихся и переходных режимов программу управления положением НА компрессора в зависимости от приведенной частоты вращения ротора, не учитывающую влияния избытков топлива на запасы газодинамической устойчивости (ГДУ). Программа положения НА в зависимости от приведенной частоты вращения ротора для статических режимов работы ГТД выбирается из условия обеспечения минимальной тяги на режиме малого газа и линейного изменения тяги при изменении положения РУД. Однако, если фактическое положение НА отстает от программы, темп изменения расхода топлива снижается, и время приемистости увеличивается. Таким образом, применение данного решения может только увеличить время приемистости.

Наиболее близким к заявленной группе изобретений по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления ГТД, заключающийся в том, что по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газов за турбиной формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания (ОКС), по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, формируют заданное положение направляющих аппаратов, по показаниям датчиков определяют расход топлива и положение направляющих аппаратов, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования между заданными и измеренными значениями формируют управляющие воздействия на расход топлива и положение направляющих аппаратов, причем расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя ограничивают максимально заданным расходом, на режиме приемистости дополнительно изменяют положение направляющих аппаратов на их раскрытие, после чего регулируют заданное значение максимального расхода топлива в основную камеру сгорания в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов.

Система управления газотурбинным двигателем содержит задатчики режимов работы двигателя, выходы которых связаны с первыми входами первого и второго суммирующих усилителей, вторые входы каждого из которых связаны с датчиками контроля режима работы, устанавливаемого задатчиком, а также исполнительные механизмы управления дозатором подачи топлива в двигатель и положением направляющих аппаратов компрессора, причем система снабжена задатчиками ограничения температуры газов за турбиной, заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов, вход которого связан с блоком формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, входами связанным с датчиками частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, причем система дополнительно оснащена первым и вторым элементами сравнения, первым и вторым селекторами минимального уровня, третьим суммирующим усилителем, нелинейным элементом, усилителем с переменным коэффициентом усиления, датчиком положения направляющих аппаратов компрессора, а также регулятором режимов работы двигателя, первый и второй входы которого связаны соответственно с выходами первого и второго суммирующих усилителей, выходы которых также связаны с первым и вторым входами первого селектора минимального уровня, а выход регулятора связан с первым входом второго селектора минимального уровня, выход задатчика формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов связан с первым входом первого элемента сравнения, со вторым входом которого связан через нелинейный элемент выход первого селектора минимального уровня, выход первого элемента сравнения связан с первым входом третьего суммирующего усилителя, со вторым входом которого связан датчик положения направляющих аппаратов, выход третьего суммирующего усилителя связан с исполнительным механизмом управления положением направляющих аппаратов, при этом первый вход второго элемента сравнения связан с выходом задатчика формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов, второй вход которого связан с датчиком положения направляющих аппаратов, выход второго элемента сравнения связан со вторым входом усилителя с переменным коэффициентом усиления, первый вход которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, а выход усилителя с переменным коэффициентом усиления связан со вторым входом второго селектора минимального уровня, выход которого связан с исполнительным механизмом дозирования топлива в двигатель.

В результате анализа известных способа и системы управления необходимо отметить, что при их функционировании не обеспечивается стабильность времени приемистости. Разброс времени приемистости от образца к образцу двигателя достигает 20% от номинального значения из-за погрешности дозирования топлива, что приводит к необходимости индивидуальной настройки приемистости при приемо-сдаточных испытаниях. Изменение полноты сгорания топлива в высотных условиях дополнительно увеличивает разброс времени приемистости даже при индивидуальной настройке в стендовых условиях. Разброс времени приемистости усложняет технику пилотирования объекта, что при маневрировании может привести к опасной или катастрофической ситуации.

Задачей данной группы изобретений является повышение качества управляемости летательного аппарата и безопасности его эксплуатирования при стабилизации времени приемистости двигателя и обеспечении запасов ГДУ газогенератора во всех условиях полета.

Техническим результатом группы изобретений является стабилизация времени приемистости и обеспечение запасов ГДУ газогенератора во всех условиях полета за счет применения ограничителя темпа изменения заданной частоты вращения (ускорения) ротора турбокомпрессора (ТК). Регулирование ускорения парирует влияющие на время приемистости, погрешности дозирования топлива в камеру сгорания и изменение полноты сгорания топлива и обеспечивает таким образом повторяемость результатов во всех условиях полета.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, заключающемся в том, что по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газов за турбиной формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, формируют заданное положение направляющих аппаратов компрессора, по показаниям датчиков определяют расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования между заданными и измеренными значениями формируют управляющие воздействия на расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, причем расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя ограничивают максимально заданным расходом, на режиме приемистости дополнительно изменяют положение направляющих аппаратов компрессора на их раскрытие, после чего регулируют заданное значение максимального расхода топлива в основную камеру сгорания в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора, новым является то, что дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора.

В системе управления газотурбинным двигателем, содержащей задатчик ограничения температуры газов за турбиной и задатчик формирования заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, вход которого связан с датчиком положения рычага управления двигателем, выходы задатчиков связаны соответственно с первыми входами первого и второго суммирующих усилителей, второй вход первого из которых связан с датчиком температуры газов за турбиной, а второй вход второго - с датчиком частоты вращения ротора турбокомпрессора, задатчик формирования заданного положения направляющих аппаратов компрессора, вход которого связан с блоком формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, входами связанного с датчиками частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, причем система дополнительно оснащена четвертым, пятым и шестым суммирующими усилителями, первым и вторым селекторами минимального уровня, нелинейным элементом, усилителем сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, датчиком положения направляющих аппаратов компрессора, а также регулятором режимов работы двигателя, выход которого связан с первым входом второго селектора минимума, выходом связанного с дозатором топлива, а второй вход второго селектора минимума связан с выходом усилителя сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, первый вход которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, выходы первого и второго суммирующих усилителей связаны с первым и вторым входами первого селектора минимума, выход первого суммирующего усилителя также связан с первым входом регулятора, выход задатчика формирования заданного положения направляющих аппаратов компрессора связан с первыми входами четвертого и пятого суммирующих усилителей, второй вход четвертого суммирующего усилителя через нелинейный элемент связан с выходом первого селектора минимума, выход четвертого суммирующего усилителя связан с входом шестого суммирующего усилителя, выход которого через электрогидропреобразователь связан с приводом управления положением направляющих аппаратов компрессора, оснащенных датчиком их положения, связанным со вторыми входами пятого и шестого суммирующих усилителей, выход пятого суммирующего усилителя связан со вторым входом усилителя сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, новым является то, что система оснащена блоком ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и задатчиком темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, усилителем сигнала задатчика темпа с переменным коэффициентом усиления и третьим суммирующим усилителем, первый вход которого связан с выходом блока ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, второй вход - с датчиком частоты вращения ротора турбокомпрессора, а выход со вторым входом регулятора режимов работы двигателя, первый вход блока ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора связан с выходом задатчика формирования заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, а второй вход связан с выходом усилителя сигнала задатчика темпа с переменным коэффициентом усиления, второй вход которого связан с выходом пятого суммирующего усилителя, а первый - с выходом задатчика темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, первый вход которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, а второй - с выходом блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора.

Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами, на которых представлены:

фиг. 1 - схема системы управления ГТД, посредством которой может быть осуществлен заявленный способ,

фиг. 2 - характеристика коэффициентов усиления 16 и 18,

фиг. 3 - характеристика нелинейного элемента 24,

фиг. 4 - одно из выполнений блока 13 ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК.

Система управления ГТД 1, реализующая заявленный способ, включает датчики измерения параметров работы двигателя, а именно: датчик 2 давления воздуха за компрессором ГТД (Рк); датчик 3 температуры газов за турбиной ГТД (TT); датчик 4 частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК) (nТК); датчик 5 температуры воздуха на входе в ГТД (ТВХ); датчик 6 положения РУД.

Система содержит первый задатчик 7 ограничения температуры газов за турбиной, выход которого связан с первым входом первого суммирующего усилителя 8, ко второму входу которого подключен выход датчика 3 TТ. Выход первого суммирующего усилителя 8 подключен к первому входу регулятора 9 режимов работы ГТД и к первому входу первого селектора 10 минимального уровня.

Система содержит второй задатчик 11 формирования заданной частоты вращения ротора ТК (nТКзад), к входу которого подключен выход датчика 6 положения РУД. Выход второго задатчика 11 подключен к первому входу второго суммирующего усилителя 12 и первому входу блока 13 ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК. Ко второму входу второго суммирующего элемента 12 подключен датчик 4 частоты вращения ротора ТК, а выход второго суммирующего усилителя 12 подключен ко второму входу первого селектора 10 минимального уровня.

Система оснащена третьим задатчиком 14 темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК, к первому входу которого подключен выход датчика 2 Рк, а ко второму входу выход блока 15 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК. Выход третьего задатчика 14 через усилитель 16 выходного сигнала задатчика с переменным коэффициентом усиления подключен ко второму входу блока 13.

Датчик 4 nТК подключен к первому входу блока 15 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК, ко второму входу второго суммирующего усилителя 12 и второму входу третьего суммирующего усилителя 17, к первому входу которого подключен выход блока 13. Выход третьего суммирующего усилителя 17 связан со вторым входом регулятора 9.

Датчик 5 Твх подключен ко второму входу блока 15.

Датчик 2 Рк также подключен к первому входу усилителя 18 сигнала данного датчика с переменным коэффициентом усиления, выход которого подключен ко второму входу второго селектора 19 минимального уровня, к первому входу которого подключен выход регулятора 9. Второй селектор 19 управляет работой дозатора 20 топлива в ОКС ГТД 1.

Система также содержит четвертый задатчик 21 положения направляющих аппаратов компрессора, к входу которого подключен выход блока 15 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК. Выход четвертого задатчика 21 подключен к первым входам четвертого 22 и пятого 23 суммирующих усилителей. Ко второму входу четвертого суммирующего усилителя 22 через нелинейный элемент 24 подключен выход первого селектора 10 минимального уровня. Выход четвертого суммирующего усилителя 22 подключен к первому входу шестого суммирующего усилителя 25, который посредством ЭГП 26 управляет положением штока гидроцилиндра (ГЦ) 27 НА и кинематически связанными с ним лопатками (на схеме не показаны). Положение лопаток НА (штока ГЦ 27) отслеживается датчиком 28 положения. Выход датчика 28 положения подключен ко вторым входам пятого 23 и шестого 25 суммирующих усилителей.

Выход пятого суммирующего усилителя 23 связан со вторыми входами усилителей 16 и 18 и управляет их коэффициентами усиления.

РУД обозначен позицией 29.

Заявленная система скомпонована из известных блоков и элементов.

В качестве датчиков (2, 3, 4, 5, 6, 28) могут быть использованы стандартные датчики контроля параметров работы ГТД, например индуктивные датчики частоты вращения, термоэлектрические и терморезистивные датчики температуры, резистивные или емкостные датчики давлений, стандартные линейные дифференциальные трансформаторы для измерения линейных или угловых перемещений.

Суммирующие усилители (8, 12, 17, 22, 23, 25), усилители с переменным коэффициентом усиления (16, 18), селекторы минимального уровня (10, 19), нелинейный элемент (24) являются стандартными.

В качестве задатчика (7) может быть использован источник напряжения.

В качестве задатчиков (11, 14, 21) могут быть использованы матричные устройства реализации произвольных функциональных зависимостей. Такое же устройство может быть использовано в качестве блока формирования приведенной частоты вращения ротора ТК (15). Данный блок должен реализовывать следующую функцию:

где nТК - частота вращения ротора ТК;

ТВХ - температура воздуха на входе в ГТД.

В качестве регулятора 9 режимов работы ГТД может быть использовано устройство, содержащее два стандартных ПИ-регулятора, подключенных к селектору минимального уровня.

Коэффициент усиления суммирующего усилителя 12 выбирается таким образом, чтобы смещение НА, соответствующее режиму приемистости, достигалось при рассогласовании по частоте вращения, равном 5%. Коэффициент усиления суммирующего усилителя 8 выбирается из условия достижения максимального смещения НА при рассогласовании по температуре газов 100 К.

Зависимости коэффициентов усиления усилителей 16 и 18 от положения НА показана на фиг. 2. На оси абсцисс отложено отклонение положения НА от номинальной программы Δαна. Δαна=0 соответствует положение НА на номинальной программе для установившихся режимов, максимальное значение Δαна=10 град. достигается при приемистости. Абсолютные величины коэффициентов являются индивидуальными для каждого типа двигателя. Относительное значение К=1 определяет уровень ограничения при нахождении НА на программе установившихся режимов, значение К=1,5 достигается при максимальном смещении НА от программы установившихся режимов.

Нелинейный элемент 24 определяет величину максимального смещения в сторону раскрытия НА (ΔНАмах) во время приемистости ГТД. Зависимость величины смещения НА ΔНА от относительного рассогласования, например, по частоте вращения δттк и температуре за турбиной δТT, реализуемая нелинейным элементом 24, представлена на фиг. 3.

Смещение НА выбирается из условий обеспечения максимального расхода воздуха через ГТД на режиме приемистости и сохранения запасов ГДУ. Максимальное допустимое смещение НА ограничено из соображений прочности лопаток компрессора.

На фиг. 3 параметр δ на оси абсцисс представляет собой относительное значение рассогласования регуляторов расхода топлива. Нулевое значение рассогласования δ=0 поддерживается на установившихся режимах, когда фактическое значение регулируемого параметра равно заданному. Единичное значение δ=1 достигается при максимальном рассогласовании при приемистости. По оси ординат отложена величина смещения положения направляющих аппаратов компрессора. Максимальное смещение Δнамакс составляет 8…10 аэродинамических градусов. Значению относительного рассогласования δ=1 соответствует рассогласование по частоте вращения равное 5%, по температуре за турбиной - 100 град, согласно настройкам коэффициентов усиления суммирующих усилителей 8, 12.

Блок 13 ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК может быть выполнен на основе интегратора с ограничением входного сигнала. Пример одной из возможных реализаций блока 13 представлен на фиг. 4. Блок состоит из последовательно соединенных сумматора, ограничителя с переменной величиной ограничения и интегратора. Выход интегратора дополнительно связан со вторым входом сумматора, образуя обратную связь. Входом блока являются 2 величины: рабочий сигнал (изменение темпа которого необходимо ограничить) и сигнал, устанавливающий величину ограничения темпа.

Способ, посредством описанной выше системы, реализуют следующим образом.

Режимы работы ГТД 1 задают посредством изменения положения РУД 29.

В процессе работы ГТД первый задатчик 7 формирует заданное значение ограничения температуры газов за турбиной (например TT=const), на первом суммирующем усилителе 8 заданное значение температуры газов за турбиной сравнивается с фактическим, измеренным с помощью датчика 3, и умножается на масштабирующий коэффициент, в результате чего формируется относительный сигнал ошибки по температуре газов за турбиной, который поступает на первый вход регулятора 9 режимов работы ГТД и первый вход первого селектора 10 минимального уровня.

Второй задатчик 11 согласно показаниям датчика 6 РУД 29 формирует заданное значение частоты вращения ротора ТК (например, nTKзад=f(αРУД)), которое поступает на первый вход блока 13 и на первый вход второго суммирующего усилителя 12, где сравнивается с поступавшем на второй вход суммирующего усилителя 12 фактическим, измеренным с помощью датчика 4 значением,\ и умножается на масштабирующий коэффициент, в результате чего формируется относительный сигнал ошибки по частоте вращения ротора ТК, который поступает на второй вход первого селектора 10 минимального уровня.

Параллельно блок 15 по показаниям датчика 4 частоты вращения ротора ТК и датчика 5 температуры на входе в ГТД формирует значение приведенной частоты вращения ротора ТК (nTKпр).

Третий задатчик 14 темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК согласно показаниям датчика 2 давления за компрессором (Рк) и значению приведенной частоты вращения ротора ТК, сформированной блоком 15, формирует заданный темп изменения заданного значения частоты вращения ротора ТК (например dn/dt=Pк*f(nТКпр)). Заданный темп изменения заданной частоты вращения ротора ТК масштабируется усилителем 16 с переменным коэффициентом усиления и поступает на второй вход блока 13 ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК. Коэффициент усиления усилителя 16 изменяет свое значение в зависимости от выходного значения пятого суммирующего усилителя 23. Максимальное и минимальное значения коэффициента усиления усилителя 16 выбираются известным образом из условий сохранения необходимых запасов газодинамической устойчивости ГТД при приемистости.

Блок 13 ограничивает темп изменения заданного значения частоты вращения ротора ТК согласно заданному темпу. Третий суммирующий усилитель 17 формирует ошибку рассогласования между заданной частотой вращения ротора ТК с учетом ограничения темпа, сформированного цепью задатчик 11 - блок 13, и фактической частотой вращения ротора ТК, сформированной датчиком 4 частоты вращения ротора ТК. Ошибка рассогласования поступает на второй вход регулятора 9 режима работы ГТД.

Регулятор 9 режимов работы ГТД по относительным ошибкам параметров работы газогенератора: частоте вращения ротора ТК и температуре газов за турбиной формирует расход топлива Gt для поддержания заданной частоты вращения ротора ТК и ограничения температуры газов за турбиной.

По показаниям датчика 2 усилитель 18 с переменным коэффициентом усиления формирует максимальное значение расхода топлива в ГТД пропорционально давлению за компрессором как GtMax=K*Pк. Коэффициент усиления усилителя 18 изменяет свое значение в зависимости от выходного значения пятого суммирующего усилителя 23. Максимальное и минимальное значения коэффициента усиления усилителя 18 выбираются известным образом из условий сохранения необходимых запасов газодинамической устойчивости ГТД при приемистости.

Расход топлива Gt, сформированный регулятором 9, ограничивается максимальным значением расхода GtMax на втором селекторе 19 минимального уровня и управляющий сигнал подается на дозирующий элемент дозатора 20 для дозирования топлива в КС ГТД.

Четвертый задатчик 21 по сигналам блока 15 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК формирует заданное положение лопаток НА (α=f(nTKпр)), заданное положение лопаток НА передается на первые входы четвертого и пятого суммирующих усилителей 22 и 23.

Сигналы относительных ошибок, сформированные первым 8 и вторым 12 суммирующими усилителями, поступают на первый и второй входы первого селектора 10 минимального уровня.

Выходной сигнал селектора 10 масштабируется и ограничивается нелинейным элементом 24. Выходом нелинейного элемента 24 является смещение программы НА. Сигнал с выхода нелинейного элемента 24 поступает на второй вход четвертого суммирующего усилителя 22, который формирует заданное положение НА с учетом смещения.

Таким образом, на выходе четвертого суммирующего усилителя 22 формируется сигнал заданного положения лопаток НА с учетом отклонения параметров работы газогенератора. Это значение поступает на вход шестого суммирующего усилителя 25, на второй вход которого также поступает сигнал с датчика 28, характеризующий фактическое положения лопаток НА. Шестой суммирующий усилитель 25 формирует сигнал ошибки, усиливает его и передает на ЭГП 26. Сигнал ЭГП задает скорость перемещения ГЦ НА 27, который позиционирует лопатки НА в заданном положении. Положение лопаток измеряется датчиком 28.

На пятом суммирующем усилителе 23 формируется сигнал, пропорциональный отклонению НА от положения, сформированного блоком 20 (без учета смещения). Сигнал суммирующего усилителя 23 управляет коэффициентами усилений усилителей 16 и 18.

На установившемся режиме работы ГТД текущее значение температуры газов за турбиной существенно ниже значения ограничения, формируемого задатчиком 7. На первом суммирующем усилителе 8 будет сформирован сигнал относительной ошибки больше 1. РУД 29 не изменяет своего положения, изменения заданной частоты вращения ротора ТК не происходит, ограничитель темпа 13 не вступает в работу и значение частоты вращения ротора ТК, формируемое датчиком 4, равно заданному значению частоты вращения ротора ТК, формируемого задатчиком 11 для данного положения РУД 29. На втором 12 и третьем 17 суммирующих усилителях будет сформирован нулевой сигнал относительной ошибки. Регулятор 9 режима работы ГТД не будет изменять свой выходной сигнал, так как изменения режима не требуется, фактическая частота совпадает с заданной, а температура за турбиной ниже заданного ее ограничения.

На первом селекторе минимального уровня 10 сигналы относительных ошибок по рассогласованию параметров работы ГГ: частоте ротора ТК и температуре газов за турбиной селектируются по минимальному уровню. Выходом селектора 10 будет являться нулевой сигнал, а значит и нулевое смещение НА.

Четвертый суммирующий усилитель 22 суммирует заданное значение программы НА, сформированное задатчиком 21 по текущему значению приведенной частоты вращения ротора ТК с нулевым смещением программы НА, сформированное селектором 10 и нелинейным элементом 24. Таким образом, на установившемся режиме работы ГТД дополнительного смещения НА не происходит.

Фактическое значение положения НА, измеряемого датчиком 28, равно заданному блоком 21, поэтому выход пятого суммирующего усилителя 23 равен нулю, коэффициент усиления усилителей 16 и 18 минимальный. Тем самым ограничивается темп изменения заданного значения частоты вращения ротора ТК темпом, допустимым для несмещенного положения НА, а максимальный расход в двигатель значением, соответствующим максимально допустимому расходу в ГТД для несмещенного положения НА.

На втором селекторе 19 минимального уровня выбирается значение расхода Gt, сформированное регулятором 9 режимов работы ГТД, так как оно меньше ограничения GtMax, сформированного цепью элементов датчик 2 - усилитель 18. Изменения в дозировании топлива не происходит и режим работы ГТД остается неизменным.

При перемещении РУД 29 (переходе на режим приемистости) происходит значительное (более чем на 5%) изменение заданного значения nTK. На втором суммирующем усилителе 12 формируется сигнал относительной ошибки по частоте вращения ротора ТК больше 1.

На первом элементе сравнения 8 формируется сигнал относительной ошибки по температуре газов за турбиной меньше 1, т.к. в начальный момент приемистости температура газов за турбиной равна значению на установившемся режиме и существенно ниже ограничения.

Согласно показаниям блока 15 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК и датчика давления за компрессором задатчик 14 темпа формирует ограничение заданного темпа изменения частоты вращения ТК, которое поступает в блок 13 ограничения темпа.

На суммирующем усилителе 17 формируется сигнал рассогласования между заданной частотой вращения ротора ТК с учетом ограничения темпа, который вместе с сигналом рассогласования по температуре газов за турбиной поступает в регулятор 9 режимов работы ГТД и он формирует расход топлива на парирование этих ошибок и увеличение режима работы ГТД.

Сигналы относительных ошибок с суммирующих усилителей 8 и 12 поступают на входы селектора 10 минимального уровня, который выбирает из них наименьший. На выходе селектора 10 будет сигнал больше 1 (согласно выбранному сигналу ошибки по частоте вращения ротора ТК) и на выходе нелинейного элемента 24 будет сформировано максимальное смещение НА.

Четвертый суммирующий усилитель 22 задает значение смещения НА, сформированное задатчиком 21 по текущему значению приведенной частоты вращения, на величину максимального смещения. Шестой суммирующий усилитель 25 формирует управляющий сигнал на ЭГП 26 для перемещения ГЦ НА 27.

В первый момент времени после перемещения РУД в сторону повышения режима двигателя НА будут находиться в положении установившегося режима, следовательно, пятый суммирующий усилитель 23 сформирует нулевой сигнал ошибки и коэффициенты усиления усилителей 16 и 18 будут иметь минимальные выбранные значения. Ограничение максимального расхода топлива будет соответствовать статическому режиму работы. При этом потребное значение расхода топлива, сформированное регулятором 9 режима работы ГТД, будет больше ограничения максимального расхода, следовательно, второй селектор 19 минимального уровня ограничит расход топлива в КС максимальным расходом для статического режима.

Также минимальным значением будет ограничен и темп изменения заданной частоты вращения ротора ТК (цепью блоков 2, 14, 16), что дополнительно не позволит регулятору 9 сформировать расход топлива, опасный для двигателя.

Следящая система НА (элементы 25, 26, 27, 28) парирует ошибку по положению НА, одновременно возрастает рассогласование между программой НА, сформированной задатчиком 21 и фактическим положением НА, пропорционально этой ошибке коэффициент усиления усилителей 16 и 18 увеличивается до максимального выбранного значения, соответствующего режиму приемистости. Когда НА выходят на заданное с учетом смещения значение, ошибка, сформированная пятым суммирующим усилителем 23, достигает максимального значения и коэффициент усиления усилителей 16 и 18 перестает увеличиваться. При этом расход воздуха через ГТД достигает своего максимального значения, возрастают запасы ГДУ двигателя, а, следовательно, ограничение максимального расхода топлива и темп изменения частоты вращения ротора можно увеличивать до заданного значения.

По мере увеличения режима работы ГТД частота вращения ротора ТК приближается к заданному значению, относительное рассогласование уменьшается, пропорционально уменьшению рассогласования уменьшается смещение НА и заданное положение НА приближается к программе установившихся режимов, одновременно с этим уменьшается ограничение темпа изменения частоты вращения ротора ТК и ограничение максимального расхода топлива в ГТД. Таким образом, при приближении к установившемуся значению обеспечивается «торможение» ротора ТК для «парирования» забросов частоты вращения над заданным значением.

Заявленные способ и система управления позволяют стабилизировать время приемистости ГТД при разбросах характеристик дозаторов топлива и изменении условий полета, т.к. поддерживается заданное ускорение ротора. Ограничение расхода топлива в зависимости от давления за компрессором выбирается выше, чем требуется для достижения заданного ускорения, и обеспечивает быстрое снижение расхода при провале давления в случае помпажа двигателя.

Формирование программы ограничения темпа изменения частоты вращения ротора в зависимости от давления за компрессором учитывает изменение расхода воздуха через компрессор при изменении положения направляющих аппаратов компрессора. Для многовального двигателя учитывается изменение скольжения роторов при изменении условий полета. Таким образом, оптимизируется время приемистости и обеспечивается стабильность запасов ГДУ компрессора.

1. Способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газов за турбиной формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, формируют заданное положение направляющих аппаратов компрессора, по показаниям датчиков определяют расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования между заданными и измеренными значениями формируют управляющие воздействия на расход топлива и положение направляющих аппаратов компрессора, причем расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя ограничивают максимально заданным расходом, на режиме приемистости дополнительно изменяют положение направляющих аппаратов компрессора на их раскрытие, после чего регулируют заданное значение максимального расхода топлива в основную камеру сгорания в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора, отличающийся тем, что дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора.

2. Система управления газотурбинным двигателем, содержащая задатчик ограничения температуры газов за турбиной и задатчик формирования заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, вход которого связан с датчиком положения рычага управления двигателем, выходы задатчиков связаны соответственно с первыми входами первого и второго суммирующих усилителей, второй вход первого из которых связан с датчиком температуры газов за турбиной, а второй вход второго - с датчиком частоты вращения ротора турбокомпрессора, задатчик формирования заданного положения направляющих аппаратов компрессора, вход которого связан с блоком формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, входами связанного с датчиками частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, причем система оснащена четвертым, пятым и шестым суммирующими усилителями, первым и вторым селекторами минимального уровня, нелинейным элементом, усилителем сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, датчиком положения направляющих аппаратов компрессора, а также регулятором режимов работы двигателя, выход которого связан с первым входом второго селектора минимума, выходом связанного с дозатором топлива, а второй вход второго селектора минимума связан с выходом усилителя сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, первый вход которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, выходы первого и второго суммирующих усилителей связаны с первым и вторым входами первого селектора минимума, выход первого суммирующего усилителя также связан с первым входом регулятора режимов работы двигателя, выход задатчика формирования заданного положения направляющих аппаратов компрессора связан с первыми входами четвертого и пятого суммирующих усилителей, второй вход четвертого суммирующего усилителя через нелинейный элемент связан с выходом первого селектора минимума, выход четвертого суммирующего усилителя связан с входом шестого суммирующего усилителя, выход которого через электрогидропреобразователь связан с приводом управления положением направляющих аппаратов компрессора, оснащенных датчиком их положения, связанным со вторыми входами пятого и шестого суммирующих усилителей, выход пятого суммирующего усилителя связан со вторым входом усилителя сигнала датчика давления воздуха за компрессором с переменным коэффициентом усиления, отличающаяся тем, что система оснащена блоком ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и задатчиком темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, усилителем сигнала задатчика темпа с переменным коэффициентом усиления и третьим суммирующим усилителем, первый вход которого связан с выходом блока ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, второй вход - с датчиком частоты вращения ротора турбокомпрессора, а выход со вторым входом регулятора режимов работы двигателя, первый вход блока ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора связан с выходом задатчика формирования заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, а второй вход связан с выходом усилителя сигнала задатчика темпа с переменным коэффициентом усиления, второй вход которого связан с выходом пятого суммирующего усилителя, а первый - с выходом задатчика темпа изменения заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора, первый вход которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, а второй - с выходом блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора.



 

Похожие патенты:

Группа изобретений относится к области авиационного двигателестроения. В способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания на переходных режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от приведенной частоты вращения ротора компрессора низкого давления и корректируют в зависимости от ускорения ротора компрессора высокого давления, а на установившихся режимах работы газотурбинного двигателя заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя формируют в зависимости от температуры воздуха на входе в двигатель.

Турбоэжекторный двигатель, состоящий из входного устройства, компрессора, основной камеры сгорания, одноступенчатой турбины, газового эжектора, канал высокого давления которого с одной стороны соединен с компрессором через основную камеру сгорания, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, канал низкого давления с одной стороны соединен с атмосферой через входное устройство, а с другой стороны - с турбиной через камеру смешения, смесительного теплообменника, расположенного перед компрессором, форсажной камеры сгорания, выходного устройства.

Способ эксплуатации газовой турбины ниже порога ее номинальной выходной мощности, при котором определяют нижнее значение порога мощности газовой турбины в качестве мощностного параметра, ниже которого дальнейшее понижение отдаваемой газовой турбиной выходной мощности приводит к выходу газовой турбин за пределы диапазона частичных нагрузок в соответствии с нормой выброса окиси углерода.

Изобретение относится к способу эксплуатации газотурбинного двигателя. Способ включает этапы регулирования подачи жидкого топлива к горелке с высокой выходной мощностью для обеспечения высокой выходной мощности при наличии предельной температуры на входе в турбину и регулирования подачи жидкого топлива к горелке с низкой выходной мощностью для обеспечения низкой выходной мощности при наличии предельного давления в жидкотопливном коллекторе.

Изобретение относится к энергетике. Система для постепенного окисления топлива включает в себя окислительный реактор, который имеет реакционную камеру с входным отверстием и выходным отверстием.

Группа изобретений относится к способу эксплуатации газотурбинной установки, газотурбинной установке и носителю данных. В способе предусмотрены этап определения, по меньшей мере, одного эксплуатационного параметра газотурбинной установки и этап определения предельной величины мощности в зависимости от, по меньшей мере, одного определенного эксплуатационного параметра, причем, по меньшей мере, один эксплуатационный параметр газотурбинной установки включает в себя давление окружающей среды и увеличение предельной величины мощности происходит при повышении давления окружающей среды.

Изобретение относится к системам регулирования, оптимизирующим параметры турбореактивного двигателя (ТРД) в зависимости от целей полета самолета. При осуществлении способа предварительно для данного типа двигателей со штатной программой регулирования проводят его испытания на максимальном и полном форсированном режиме с замером тяги, затем для каждого из режимов перенастраивают регулятор на понижение частот вращения роторов и температуры газа за турбиной до достижения заданного снижения тяги и фиксируют значения регулятора, затем по текущим значениям формируют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной и вносят ее в регулятор двигателя, а при эксплуатации самолета в учебных целях по сигналу с борта самолета в соответствии с выбранным режимом задействуют дополнительную программу регулирования частот вращения роторов и температуры газов за турбиной.

Настоящее изобретение относится к области контроля тяги газотурбинного двигателя, в частности турбореактивного двигателя для приведения в движение летательного аппарата.

Изобретение относится к электронным системам контроля и диагностики авиационного газотурбинного двигателя, осуществляющим регистрацию информации о его параметрах и проводящим анализ его технического состояния.

Изобретение относится к вычислителю турбомашины летательного аппарата, содержащему металлический корпус в форме параллелепипеда с размещенной в нем электронной схемой, в которую встроены канал регулирования и канал контроля.

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей и может быть использована для управления подачей топлива в газотурбинный двигатель и направляющими аппаратами компрессора. В способе управления газотурбинным двигателем дополнительно формируют заданное значение темпа изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора в зависимости от давления за компрессором и приведенной частоты вращения турбокомпрессора и ограничивают темп изменения частоты вращения ротора турбокомпрессора. Заданное значение темпа корректируют в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов компрессора. Описана также система управления газотурбинным двигателем. Технический результат - стабилизация времени приемистости и обеспечение запасов газодинамической устойчивости газогенератора во всех условиях полета. 2 н.п. ф-лы, 4 ил.

Наверх