Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС). Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявленного способа управления, заключается в повышении надежности работы двигателя. Технический результат заключается в обеспечении возможности изменения заданного значения перепада давлений в двух выбранных сечениях двигателя в зависимости от условий области полета летательного аппарата. Указанный технический результат достигается в способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающемся в том, что заранее определяют область высот и скоростей полета, в процессе работы двигателя на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, формируют заданное значение отношения давлений в этих сечениях, измеряют скорость и высоту полета, углы атаки и скольжения летательного аппарата, определяют зависимость первого корректирующего коэффициента от угла атаки и зависимость второго корректирующего коэффициента от угла скольжения, при полете в заранее определенной области формируют текущие значения первого и второго корректирующих коэффициентов в зависимости от текущих значений угла атаки и скольжения соответственно, выбирают максимальное из значений двух корректирующих коэффициентов и умножают на него заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, сравнивают текущее отношение давлений в заданных сечениях со скорректированным значением отношения давлений, а для режима полета вне заранее определенной области - с заранее сформированным заданным значением отношения давлений и по величине ошибки, полученной в результате указанного сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя. 4 ил.

 

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронно-гидромеханических системах автоматического управления многорежимными газотурбинными двигателями (ГТД) с форсажной камерой сгорания (ФКС).

Наиболее близким к заявленному изобретению по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающийся в том, что в процессе работы двигателя посредством датчиков измеряют приведенную частоту вращения ротора турбокомпрессора, параметры работы двигателя, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования управляют положением распределительного золотника, управляющего гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя, на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, которое сравнивают с заданным значением, и по величине ошибки, полученной в результате сравнения, формируют заданное значение положения распределительного золотника, отличающийся тем, что для формирования заданного значения положения распределительного золотника используют регулятор с пропорционально-интегральным законом регулирования и с переменным в зависимости от приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора коэффициентом усиления, а на режимах запуска форсажной камеры сгорания увеличивают коэффициент усиления регулятора и обнуляют накопленное интегратором значение.

Система управления, реализующая известный способ, содержит первый задатчик формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя, первый, второй и третий суммирующие усилители, электрогидроусилитель, связанный входом с выходом третьего суммирующего усилителя, а выходом - с распределительным золотником, управляющим положением гидроцилиндров реактивного сопла двигателя, датчик положения золотника, связанный со вторым входом третьего суммирующего усилителя, делитель, блок формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, датчики давления за компрессором и за турбиной, связанные с входами делителя, датчики частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, подключенные к входам блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, причем датчик температуры дополнительно подключен к входу первого задатчика, а также датчик положения рычага управления двигателем, отличающаяся тем, что система оснащена вторым задатчиком - расхода топлива в форсажную камеру сгорания, первым и вторым усилителями с переменным коэффициентом усиления, интегратором, выход первого задатчика подключен к первому входу первого суммирующего усилителя, выход которого связан с первым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, выход которого связан с первым входом второго усилителя с переменным коэффициентом усиления, а его выход связан с первыми входами второго суммирующего усилителя и интегратора, выход интегратора связан со вторым входом второго суммирующего усилителя, а выход последнего - с первым входом третьего суммирующего усилителя, выход делителя связан со вторым входом первого суммирующего усилителя, выход блока формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора связан со вторым входом первого усилителя с переменным коэффициентом усиления, причем система оснащена последовательно соединенными первым пороговым устройством, счетчиком и вторым пороговым устройством, выход которого подключен ко вторым входам второго усилителя с переменным коэффициентом усиления и интегратора, а вход первого порогового устройства связан с выходом задатчика расхода топлива в форсажную камеру сгорания, входы которого связаны с датчиками положения рычага управления двигателем, температуры воздуха на входе в двигатель и давления за компрессором (патент РФ №2634997, кл. F02C 9/28, 25.01.2016) - наиболее близкий аналог для способа и системы.

В результате анализа данных известных способа и системы необходимо отметить, что управление критическим сечением реактивного сопла на максимальных и форсированных режимах осуществляется с целью поддержания заданного перепада в двух выбранных сечениях двигателя. При этом формирование заданного значения перепада давлений (а именно степени понижения давления газа в турбине) осуществляется в зависимости от температуры на входе в двигатель. Выбранный параметр не может в полной мере отражать снижение запасов газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессоров двигателя в зависимости от условий полета.

Запасы ГДУ компрессоров двигателя, в первую очередь компрессора низкого давления, снижаются в полете по отношению к земным условиям из-за двух факторов:

• ухудшения характеристик узлов двигателя при низком давлении воздуха на входе в двигатель в высотных условиях,

• повышенной неравномерности потока воздуха при маневрах летательного аппарата с большими углами атаки и скольжения.

Совместное воздействие этих факторов может приводить к недопустимому снижению запаса ГДУ компрессоров и помпажу двигателя при выполнении летательным аппаратом маневров в высотных условиях.

Техническая проблема, решение которой обеспечивается при осуществлении заявленного способа управления, заключается в повышении надежности работы двигателя.

Технический результат заключается в обеспечении возможности изменения заданного значения перепада давлений в двух выбранных сечениях двигателя в зависимости от условий области полета летательного аппарата.

Указанный технический результат достигается в способе управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающимся в том, что заключающийся в том, что заранее определяют область высот и скоростей полета, в процессе работы двигателя на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, формируют заданное значение отношения давлений в этих сечениях, измеряют скорость и высоту полета, углы атаки и скольжения летательного аппарата, определяют зависимость первого корректирующего коэффициента от угла атаки и зависимость второго корректирующего коэффициента от угла скольжения, при полете в заранее определенной области формируют текущие значения первого и второго корректирующих коэффициентов в зависимости от текущих значений угла атаки и скольжения соответственно, выбирают максимальное из значений двух корректирующих коэффициентов и умножают на него заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, сравнивают текущее отношение давлений в заданных сечениях со скорректированным значением отношения давлений, а для режима полета вне заранее определенной области - с заранее сформированным заданным значением отношения давлений и по величине ошибки, полученной в результате указанного сравнения регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя.

Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлены:

Фиг. 1 - схема системы управления ГТД с ФКС, реализующей заявленный способ.

Фиг. 2 - зависимость коэффициента коррекции заданного перепада в выбранных сечениях ГТД от угла атаки летательного аппарата.

Фиг. 3 - зависимость коэффициента коррекции заданного перепада в выбранных сечениях ГТД от угла скольжения летательного аппарата.

Фиг. 4 - схематичное представление области эксплуатации летательного аппарата в координатах высота, число Μ полета.

Система управления ГТД содержит блок датчиков 1 системы высот и скоростей летательного аппарата, а именно скорости (например, числа Μ или приборной скорости), высоты полета (например, абсолютной высоты), угла атаки и скольжения летательного аппарата,

- первый выход блока 1 датчиков, формирующий значение текущей скорости полета, связан с входом первого компаратора 2,

- второй выход блока 1 датчиков, формирующий значение текущей высоты полета, связан с входом второго компаратора 3,

- третий выход блока 1 датчиков, формирующий текущий угол атаки, связан с входом первого функционального преобразователя 4,

- четвертый выход блока 1 датчиков, формирующий текущий угол скольжения, связан с входом второго функционального преобразователя 5.

Система содержит логический элемент «И» 6, к первому и второму входам которого подключены выходы первого и второго компараторов 2 и 3 соответственно.

Система содержит селектор 7 максимального уровня, к первому и второму входам которого подключены выходы первого и второго функциональных преобразователей 4 и 5 соответственно.

Система содержит управляемый переключатель 8, к управляемому входу которого подключен выход логического элемента 6 «И», а к первому и второму функциональным входам подключены выход селектора 7 максимального уровня и задатчика 9 постоянного значения соответственно.

Система содержит мультипликатор 10, к первому входу которого подключен выход задатчика 11 формирования заданного значения отношения давлений (перепада) в заданных сечениях двигателя, а к второму входу - выход управляемого переключателя 8.

Выход мультипликатора 10 связан с входом системы 12 регулирования критического сечения реактивного сопла.

Заданные сечения двигателя выбираются для обеспечения заданного режима работы компрессоров двигателя при изменении расхода топлива в форсажную камеру сгорания.

Задача может решаться путем регулирования степени понижения давления газа в турбине (π_тΣ), а именно: отношения давлений в сечениях за турбиной низкого давления и за компрессором высокого давления путем регулирования или, например, путем поддержания степени повышения

давления в компрессоре низкого давления (π_КНД), а именно: отношения давлений в сечении за компрессором низкого давления и на входе в двигатель

В данном изобретении рассмотрено устройство, решающую задачу путем регулирования степени понижения давления газа в турбине (π_тΣ).

Система может быть скомпонована из известных блоков.

В качестве компараторов 2 и 3 могут быть использованы стандартные компараторы с выбранными заранее порогами срабатывания.

Пороги срабатывания компараторов 2 и 3 определяют область эксплуатации летательного аппарата по скорости (Vгp) и высоте полета (Hгр), при которой запасы газодинамической устойчивости (ГДУ) компрессоров недостаточны, и требуется корректировать заданное значение перепада давлений на турбине. Эта область может быть определена при расчетах запасов ГДУ компрессоров в полетах самолета при совершении им маневров.

Например, порог срабатывания компаратора 2 (Vгp) может быть выбран равным 400 км/ч, а компаратора 3 (Нгр) равным 10000 м.

Например, порог срабатывания компаратора 2 (Vгр) может быть выбран равным 400 км/ч, а компаратора 3 (Нгр) равным 10000 м.

Компаратор 2 формирует на своем выходе сигнал логической единицы при снижении текущей скорости полета летательного аппарата ниже граничной величины.

Компаратор 3 формирует на своем выходе сигнал логической единицы при превышении текущей высоты полета летательного аппарата граничной величины.

Таким образом, область эксплуатации летательного аппарата (см. фиг. 4) может быть поделена на две части: (1) - область, в которой необходимо повышать запасы ГДУ компрессоров и (2) - область, в которой достаточно поддерживать запасы ГДУ компрессоров на номинальном уровне.

Функциональный преобразователь 4 формирует коэффициент увеличения заданного значения степени понижения давления газа в турбине в зависимости от угла атаки летательного аппарата и может реализовывать зависимость, представленную на фиг. 2. Данная зависимость определяется исходя из величины снижения запасов ГДУ компрессоров в зависимости от угла атаки летательного аппарата.

Функциональный преобразователь 5 формирует коэффициент увеличения заданного значения степени понижения давления газа в турбине в зависимости от угла скольжения летательного аппарата и может реализовывать зависимость, представленную на фиг. 3. Данная зависимость определяется исходя из величины снижения запасов ГДУ компрессоров в зависимости от угла скольжения летательного аппарата.

Для выбора коэффициентов коррекции по информации от датчиков давления воздуха на входе в двигатель (в выбранной области эксплуатации) определяются зависимости уровня пульсаций давления воздуха на входе в двигатель от углов атаки и скольжения. По этим зависимостям назначаются корректирующие коэффициенты для заданного значения степени понижения давления газа в турбинах из условия обеспечения устойчивой работы ГТД.

Управляемый переключатель 8 подключает к своему выходу первый функциональный вход при наличии на его управляющем входе сигнала логической единицы, а при отсутствии - к выходу подключается второй функциональный вход.

Задатчик 9 постоянного значения формирует на своем выходе сигнал равный единице.

Мультипликатор 10 является стандартным, и реализует функцию умножения:

Υ=Χ1*Х2,

где Υ - выходной сигнал, а X1 и Х2 - сигналы на первом и втором входах соответственно.

Задатчик 11 формирования заданного значения отношения давлений в заданных сечениях двигателя формирует заданную степень понижения давления газа на турбине, например:

π_тΣ - const, либо π_тΣ=f(Tвх)

Под системой регулирования критического сечения реактивного сопла (12) понимается совокупность устройств, обеспечивающих регулирование положения створок реактивного сопла (PC), так, например, в системе-прототипе это ПИ-регулятор с воздействием на распределительный золотник, управляющий гидроцилиндрами, регулирующими положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя. Таким образом, представленный пример осуществления изобретения предполагает применение системы регулирования критического сечения реактивного сопла (12), аналогичную системе, используемой в прототипе.

Система работает следующим образом.

При полете летательного аппарата (ЛА) вне области (1) (см. фиг. 4), значения скорости или высоты полета (или они обе), сформированные блоком датчиков 1, таковы, что, срабатывания одного из компараторов 2 или 3 (или их обоих) не происходит, и на выходе логического элемента 6 «И» формируется сигнал логического нуля. В соответствие с этим сигналом управляемый переключатель 8 подключает к своему выходу свой второй функциональный вход, таким образом, ко второму входу мультипликатора 10 оказывается подключен сигнал задатчика 9 постоянного значения равного единице. Задатчик 11 формирует заданное значение, характеризующее степень понижения давления газа на турбине=const. Таким образом, на выходе мультипликатора 10 оказывается нескорректированное значение π_тΣ, сформированное задатчиком 11. Система 12 регулирования положения створок PC осуществляет управление для поддержания заданного значения на номинальном уровне. Состояние элементов 4, 5, 7 не является значимым для этого случая и их рассмотрение можно опустить.

При полете внутри области (1) (см. фиг. 4) текущая скорость полета, сформированная блоком датчиков 1, оказывается ниже порога срабатывания первого компаратора 2 и на его выходе формируется сигнал логической единицы, текущая высота полета, сформированная блоком датчиков 1, оказывается выше порога срабатывания второго компаратора 3 и на его выходе формируется сигнал логической единицы. Сигналы с выходов компараторов 2 и 3 поступают на входы логического элемента 6 «И», и на его выходе формируется сигнал логической единицы, который приводит к переключению управляемого переключателя 8, и к выходу переключателя 8 оказывается подключен его первый функциональный вход. Таким образом, к первому входу мультипликатора 10 оказывается подключен выход селектора 7 максимального уровня.

Сигнал текущего угла атаки, сформированного блоком датчиков 1, поступает на вход первого функционального преобразователя 4, который формирует сигнал в соответствии с зависимостью, представленной на фиг. 2. На выходе функционального преобразователя 4 оказывается сигнал в диапазоне, например [1;1,1] в зависимости от текущего угла атаки.

Сигнал текущего угла скольжения, сформированного блоком датчиков 1, поступает на вход второго функционального преобразователя 5, который формирует сигнал в соответствии с зависимостью, представленной на фиг. 3.

На выходе функционального преобразователя 5 оказывается сигнал в диапазоне, например [1;1,1] в зависимости от текущего угла скольжения.

Сигналы с функциональных преобразователей 4 и 5 поступают на входы селектора 7 максимального уровня. Селектор 7 выбирает максимальный из двух сигналов.

Таким образом, на выходе селектора 7 оказывается коэффициент повышения перепада на турбинах (в диапазоне [1; 1,1]), необходимый для повышения запасов ГДУ, при его снижении при эволюциях летательного аппарата.

Мультипликатор 10 умножает значение сигнала задатчика 11 (π_тΣ) на значение сигнала на выходе селектора 7, получая скорректированное значение π_тΣ.

Если летательный аппарат не совершает маневра, то коррекции заданного значения π_тΣ не происходит. При выполнении разворота, выполнении фигур высшего пилотажа и прочее, заданное значение будет увеличено на 0…10% в соответствии с падением запасов ГДУ.

При выходе из зоны полета (1), или скорость полета летательного аппарата, сформированная блоком датчиков 1 окажется выше порога срабатывания компаратора 2, или высота полета летательного аппарата, сформированная блоком датчиков 1 окажется ниже порога срабатывания компаратора 3 (или оба этих условия наступят одновременно), что приведет к обратному срабатыванию одного из компараторов 2 или 3 (или их обоих) и на его выходе будет сформирован сигнал логического нуля. На выходе логического элемента 6 «И» также будет сформирован сигнал логичесокго нуля, что приведет к подключению к выходу переключателя 8 его второго функционального входа и ко второму входу мультипликатора 10 снова окажется подключен выход задатчика 9 постоянного значения равного единице. На выходе мультипликатора 10 окажется нескорректированное значение π_тΣ, сформированное задатчиком 11. Система 12 регулирования положения створок PC будет осуществлять управление для поддержания заданного значения π_тΣ на номинальном уровне.

Предлагаемый способ управления позволяет, в основном диапазоне высот и скоростей полета обеспечить заданные высотно-скоростные характеристики двигателя путем поддержания номинальной степени расширения газов на турбинах, а в сравнительно ограниченной области эксплуатации обеспечить защиту двигателя от помпажа путем кратковременного повышения степени расширения газов на турбинах.

Способ управления газотурбинным двигателем с форсажной камерой сгорания, заключающийся в том, что заранее определяют область высот и скоростей полета, в процессе работы двигателя на максимальных бесфорсажных и форсажных режимах по измеренным значениям давления в двух заданных сечениях двигателя формируют текущее значение отношения давлений в этих сечениях, формируют заданное значение отношения давлений в этих сечениях, измеряют скорость и высоту полета, углы атаки и скольжения летательного аппарата, определяют зависимость первого корректирующего коэффициента от угла атаки и зависимость второго корректирующего коэффициента от угла скольжения, при полете в заранее определенной области высот и скоростей полета формируют текущие значения первого и второго корректирующих коэффициентов в зависимости от текущих значений угла атаки и скольжения соответственно, выбирают максимальное из значений двух корректирующих коэффициентов и умножают на него заданное значение отношения давлений в заданных сечениях двигателя, сравнивают текущее отношение давлений в заданных сечениях со скорректированным значением отношения давлений, а для режима полета вне заранее определенной области высот и скоростей полета - с заранее сформированным заданным значением отношения давлений и по величине ошибки, полученной в результате указанного сравнения, регулируют положение створок критического сечения реактивного сопла двигателя.