способ управления газотурбинным двигателем

Формула изобретения

1. Способ управления газотурбинным двигателем, при котором измеряют параметры воздуха, температуру и давление на входе в двигатель, давление в двигателе и частоту вращения ротора двигателя соответствующими датчиками температуры, давления и частоты вращения и осуществляют управление двигателем в соответствии с алгоритмом, использующим сигналы датчиков параметров воздуха на входе для формирования заданных значений регулируемых параметров системы автоматического управления, отличающийся тем, что при отказе какого-либо одного из датчиков параметров воздуха на входе в двигатель проводят "виртуальное" измерение сигнала отказавшего датчика, для чего предварительно формируют функциональную зависимость между давлением в двигателе и частотой вращения в приведенных координатах, при этом для приведения используют соотношения: для приведения давления соотношение P_пр =1,033 Р/Р₁, где Р_пр - приведенное значение давление двигателя, Р - давление в двигателе, P₁ - давление воздуха, и для приведения частоты вращения соотношение где n_пр - приведенное значение частоты вращения, n - частота вращения, T₁ - температура воздуха на входе, и при "виртуальном" измерении сигнала отказавшего датчика сначала определяют приведенное значение одного из этих параметров по сигналу работающего датчика параметра воздуха на входе в двигатель, определяют соответствующее ему значение другого приведенного параметра по функциональной зависимости и вводят его значение в другое соотношение для приведения, а затем вычисляют по нему значение сигнала отказавшего датчика и вычисленное значение вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что для газотурбинных двигателей с переменной геометрией проточной части за счет изменения положения регулирующего органа, например направляющих аппаратов компрессора, функциональную зависимость в приведенных координатах формируют при различных положениях регулирующих органов в виде семейства кривых или аналитической зависимости, а при "виртуальном" измерении сигнала отказавшего датчика дополнительно замеряют текущее положение регулирующего органа и определяют "виртуальное" измерение сигнала отказавшего датчика при замеренном положении регулирующего органа.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что при отказе датчика температуры воздуха на входе в двигатель сначала по соотношению для приведения Р_пр =1,033 Р/Р₁, которое содержит измеряемый параметр давления воздуха на входе в двигатель, вычисляют приведенное значение давления, определяют соответствующее приведенному значению Р_пр приведенное значение частоты вращения n_пр по функциональной зависимости и вводят его в соотношение для приведения а затем из того же соотношения вычисляют значение сигнала отказавшего датчика температуры на входе в двигатель по формуле T₁=288(n/n_пр) ² и вычисленное значение T₁ вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что при отказе датчика давления воздуха на входе в двигатель сначала по соотношению для приведения которое содержит измеряемый параметр температуры воздуха на входе в двигатель, вычисляют значение приведенной частоты вращения, определяют соответствующее приведенному значению n _пр приведенное значение давления Р_пр по функциональной зависимости и вводят его в соотношение для приведения P_пр=1,033 Р/Р ₁, а затем из него вычисляют значение сигнала отказавшего датчика давления на входе в двигатель по формуле P ₁=1,033 Р/Р_пр и вычисленное значение Р₁ вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к области автоматического управления газотурбинным двигателем.

Изобретение преимущественно может быть использовано в системах автоматического управления газотурбинными двигателями летательных аппаратов, например самолетов.

Изобретение может быть использовано также в системах автоматического управления газотурбинными двигателями любого иного назначения.

Общеизвестно, что для управления газотурбинным двигателем (ГТД) используют информацию, полученную с датчиков термогазодинамических параметров и частоты вращения ротора.

Известны системы управления, в которых заданные значения регулируемых параметров корректируются по сигналам температуры (T₁ ) и давления (P₁) воздуха на входе в ГТД (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов, под ред. А.А.Шевякова. М.: Машиностроение, 1976, стр.30-37).

Так на двигателях 4-ого поколения РД-33, АЛ-31 для самолетов МИГ-29 и СУ-27 осуществлена программа управления по законам n _к=f(T₁), T_T =f(T₁), n_в=f(T ₁), где n_к - частота вращения компрессора, n_B - частота вращения вентилятора, Т _T - температура газа за турбиной. Коррекция частоты вращения ротора ГТД (n) по Т₁ рассмотрена в книге "Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов" под редакцией Шевякова А.А. М.: Машиностроение. 1976, стр.30-37.

В этих случаях отказы датчиков T ₁ и P₁ могут привести к аварийным ситуациям: либо недопустимо повысятся частота вращения и температура газа Т_T, либо произойдет их провал и падение тяги двигателя. Для парирования этих отказов предлагается "виртуальное" измерение сигналов T₁ и P ₁ для использования этих измерений в САУ ГТД.

Известны методы "виртуального" измерения параметров ГТД при отказах датчиков термогазодинамических параметров ГТД с заменой их датчиками других параметров, косвенно связанных с отказавшими (см., например, "Идентификация систем управления авиационных ГТД" под редакцией В.Т.Дедеша. М.: Машиностроение, 1984, стр.127).

Известны системы управления с бортовой имитационной моделью ГТД, которая позволяет формировать сигналы параметров ГТД, замер которых затруднен или невозможен, например тяга двигателя, запасы газодинамической устойчивости.

Однако эти подходы не позволяют идентифицировать отказы датчиков T ₁ и P₁ т.к. эти параметры не зависят от термогазодинамических параметров ГТД, по которым можно восстановить информацию об отказавших датчиках, как в известных системах управления.

Известны способы управления полетом летательного аппарата (самолета) с газотурбинным двигателем, при котором управление осуществляют в соответствии с встроенным в систему управления алгоритмом управления, включающим значения основных регулируемых параметров, содержащих частоту вращения турбины компрессора (патент РФ №2249540, МКИ В64С 13/08, опуб. 2005.06.27). 3аданные значения основных регулируемых параметров формируются по сигналам датчиков температуры или давления воздуха на входе в ГТД перед турбиной.

В известных технических решениях отсутствует восстановление информации отказавших датчиков температуры или давления воздуха на входе в двигатель, что снижает надежность работы ГТД.

Задачей предлагаемого изобретения является повышение надежности работы ГТД при отказах датчиков температуры или давления воздуха на входе в двигатель.

Технический результат - восстановление информации отказавших датчиков температуры или давления на входе в двигатель.

Поставленная задача решается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, при котором измеряют параметры воздуха: температуру и давление, на входе в двигатель, давление в двигателе и частоту вращения ротора двигателя соответствующими датчиками температуры, давления и частоты вращения, и осуществляют управление двигателем в соответствии с алгоритмом, использующим сигналы датчиков параметров воздуха на входе для формирования заданных значений регулируемых параметров системы автоматического управления, при отказе какого-либо одного из датчиков параметров воздуха на входе в двигатель, проводят "виртуальное" измерение сигнала отказавшего датчика, для чего предварительно формируют, функциональную зависимость между давлением в двигателе и частотой вращения в приведенных координатах, при этом для приведения используют соотношения: для приведения давления - соотношение Р_пр=1,033 Р/P₁, где Р_пр - приведенное значение давление двигателя, Р - давление в двигателе, P₁ - давление воздуха, и для приведения частоты вращения - соотношение , где n_пр - приведенное значение частоты вращения, n - частота вращения, T₁ - температура воздуха на входе, и, при "виртуальном" измерении сигнала отказавшего датчика, сначала определяют приведенное значение одного из этих параметров по сигналу работающего датчика параметра воздуха на входе в двигатель, определяют соответствующее ему значение другого приведенного параметра по функциональной зависимости и вводят его значение в другое соотношение для приведения, а затем вычисляют по нему значение сигнала отказавшего датчика и вычисленное значение вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров.

Целесообразно, чтобы для газотурбинных двигателей с переменной геометрией проточной части за счет изменения положения регулирующего органа, например направляющих аппаратов компрессора, функциональную зависимость в приведенных координатах формировали бы при различных положениях регулирующего органа, в виде семейства кривых или аналитической зависимости, а при "виртуальном" измерения сигнала отказавшего датчика дополнительно замеряли текущее положение регулирующего органа и определяли "виртуальное" измерение сигнала отказавшего датчика при замеренном положении регулирующего органа.

При отказе датчика температуры воздуха на входе в двигатель сначала по соотношению для приведения Р _пр=1,033 Р/P₁, которое содержит измеряемый параметр давления воздуха на входе в двигатель, вычисляют приведенное значение давления, определяют соответствующее приведенному значению Р_пр приведенное значение частоты вращения n_пр по функциональной зависимости и вводят его в соотношение для приведения , а затем из того же соотношения вычисляют значение сигнала отказавшего датчика температуры на входе в двигатель по формуле T₁=288(n/n_пр) ², и вычисленное значение T₁ вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров

При отказе датчик давления воздуха на входе в двигатель сначала по соотношению для приведения , которое содержит измеряемый параметр температуры воздуха на входе в двигатель, вычисляют значение приведенной частоты вращения, определяют соответствующее приведенному значению n _пр приведенное значение давления Р_пр по функциональной зависимости и вводят его в соотношение для приведения Р_пр=1,033 Р/P ₁, а затем из него вычисляют значение сигнала отказавшего датчика давления на входе в двигатель по формуле P ₁=1,033 Р/Р_пр, и вычисленное значение P₁ вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров.

В дальнейшем предлагаемое изобретение поясняется чертежом, на котором приведена принципиальная схема устройства для иллюстрации осуществления способа согласно изобретению.

Общеизвестно, что параметры воздуха: температура и давление на входе в ГТД меняются в широких пределах и зависят только от условий полета - Н (высоты) и М - (число Маха).

Восстановление информации отказавших датчиков параметров воздуха на входе в двигатель - температуры T₁ или давления P ₁, предлагается осуществлять, используя законы газодинамического подобия термогазодинамических параметров ГТД.

Приведение выполняется по температуре и давлению воздуха на входе в двигатель. При этом ряд параметров приводятся только по P ₁ например Р_в, P_к , P_т и др., а некоторые только по T ₁, например n, Т_т, Т _г,

где n - частота вращения ротора ГТД,

Т _г и Т_т - температура газа соответственно перед и за турбиной,

Р_в - давление воздуха за вентилятором,

P_к - давление воздуха за компрессором,

P_т - давление газа за турбиной.

Так и т.п., где "пр" - индекс приведения.

Известно, что при постоянной геометрии проточной части из условия газодинамического подобия между термогазодинамическими параметрами ГТД существует однозначная зависимость (см., например, Нечаев, Федоров. Теория авиационных ГТД. Том II, М.: Машиностроение, 1978, стр.191 и др).

Например, Р_кпр =f₁(n_пр), Т _тпр=f₂(n_пр) и т.п.

При измерении геометрии проточной части ГТД эти функциональные зависимости изменяются в зависимости от положения органа, меняющего геометрию, например, от положения ( _нак) направляющего аппарата компрессора.

Тогда Р_кпр=f₃(n _пр, _нак), Т_тпр=f ₄(n_пр, _нак) и т.п.

Эти функциональные зависимости можно построить графически в виде сеток характеристик Р_кпр=f(n_пр) при различных _нак.

В предлагаемом изобретении используются зависимости Р_кпр=f ₃(n_пр, _нак).

Такой подход представляется продуктивным, т.к. в приведенных термодинамических параметрах присутствуют данные о T₁ и P ₁.

Поэтому располагая зависимостью между двумя приведенными значениями термогазодинамических параметров, например Р _кпр и n_пр, а также информацией о замеренных значениях этих параметров и значением одного из параметров воздуха на входе в ГТД (T₁ или P ₁), можно определить другой параметр (T ₁ или P₁).

Для этого определяют приведенное значение термогазодинамического параметра, приведение которого осуществляется по сигналу работоспособного датчика, например P₁, (отказ датчика Т ₁), для чего используется замеренное значение Р _к и получают

Используя зависимость n_кпр =f(Р_кпр) определяется n _пр, а из условия приведения и располагая замеренным значением n, определяются

Полученную информацию о T₁ (при отказе датчика T₁) передают в САУ ГТД.

Одна из возможных реализаций предложенного способа управления ГТД по программе n=f(T₁) путем изменения подачи топлива в основные камеры сгорания, приведена на чертеже.

Газотурбинный двигатель 3 имеет систему 1 автоматического управления (САУ) и исполнительные органы 2.

На входе в газотурбинный двигатель 3 установлены датчики параметров воздуха - датчик 4 температуры, датчик 5 давления.

Кроме того, установлены датчик 6 давления в компрессоре двигателя, датчик 8 частоты вращения ротора двигателя, датчик 7 положения направляющих аппаратов компрессора _нак, блок 9 приведения давления в компрессоре Р_к, блок 10 формирования приведенной частоты вращения n_пр, блок 11 для вычисления значения сигнала отказавшего датчика, сигнализатор (12), селектор 13, канал 14, блок 15 формирования заданного значения n _зад, элемент сравнения (16).

Реализация способа согласно изобретению осуществляется следующим образом.

При штатной работе САУ ГТД на элемент сравнения (16) поступают сигналы с датчика частоты вращения ГТД (8) и с блока формирования заданного значения n_зад (15). Разность сигналов (n _зад-n) поступает на вход в САУ ГТД (1), где формируется сигнал управления исполнительным органом (2) (расходом топлива).

Заданное значение n_зад формируется в блоке (15), на вход которого через селектор (13) подается сигнал с датчика Т₁(4) для формирования n _зад=f(Т₁).

При отказе датчика T₁ по сигналу сигнализатора (12) селектор (13) соединяет канал (14) с выходом блока (11) и прерывает связь канала (14) с датчиком T₁ (4).

В этом случае заданное значение n_зад формируется по "виртуальному" измерению T₁ , осуществляемому в блоке (11).

Для реализации "виртуального" измерения с ГТД (3) сигналы с датчиков P₁ (5) и P_к (6) поступают на вход блока приведения Р_к (9), где Р формируется сигнал

Сигналы с блока (9) и с датчика положения направляющих аппаратов компрессора _нак (7) поступают в блок формирования n_пр (10), где по ранее полученной зависимости Р_кпр=f₃(n _пр, _нак) определяют n _пр и в виде сигнала подают на вход блока (11), также на вход блока (11) поступает сигнал с датчика n (8).

В блоке (11) из формулы приведения определяется расчетное значение T₁ , которое через селектор (13) и канал (14) поступает на вход блока (15) для формирования заданного значения частоты вращения.

Таким образом в случае отказа датчика T₁ система управления остается работоспособной.

Все вышеизложенное справедливо и для "виртуального" измерения P ₁ в случае отказа датчика P₁. Отличия заключаются в следующем:

- на вход блока (9) для формирования сигнала поступают сигналы датчиков n и T₁ ;

- на вход блока (10) поступает сигнал n _пр для определения Р_кпр;

- на вход блока (11) поступают сигналы Р_кпр и с датчика Р_к, и рассчитывается значение P₁ из формулы приведения Р _кпр.

Известно, что условие газодинамического подобия режимов незначительно нарушается из-за влияния так называемых "вторичных факторов" (неавтомодельность течения воздуха по тракту ГТД, тепловая нестандартность и т.п.) (Нечаев, Федоров. Теория авиационных ГТД. Том II. М.: Машиностроение, 1978 стр.191).

Это приводит к необходимости несколько корректировать функциональную зависимость Р_кпр=f(n_пр , _нак). Предлагаемая схема позволяет ввести соответствующую коррекцию в блоке (11), используя на штатном режиме сравнение фактического значения T₁ замеренного датчиком (4) с расчетным (самообучающаяся система), что повышает точность "виртуального" измерения Т ₁ на 8%.

Для ГТД гражданской авиации с большой степенью двухконтурности (более 4) представляется целесообразным использовать сигналы давления воздуха за вентилятором (Р_в ), т.к. геометрия проточной части вентилятора неизменна (например, двигатель ПС-90А для самолета ИЛ-96), а изменение проточной части компрессора слабо скажется на характеристиках вентилятора, например, Р_впр=f(n_впр). В этом случае не потребуется замерять положение _нак, что повысит точность "виртуального" измерения T₁.