RU2653262C2 - Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation - Google Patents
Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation Download PDFInfo
- Publication number
- RU2653262C2 RU2653262C2 RU2016102211A RU2016102211A RU2653262C2 RU 2653262 C2 RU2653262 C2 RU 2653262C2 RU 2016102211 A RU2016102211 A RU 2016102211A RU 2016102211 A RU2016102211 A RU 2016102211A RU 2653262 C2 RU2653262 C2 RU 2653262C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- input
- output
- turbocompressor
- rotor
- compressor
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 14
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 52
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 76
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 13
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 claims description 10
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 abstract description 6
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract description 3
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 abstract description 2
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 abstract description 2
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 6
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 6
- 230000003321 amplification Effects 0.000 description 3
- 238000003199 nucleic acid amplification method Methods 0.000 description 3
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 3
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 2
- SEPPVOUBHWNCAW-FNORWQNLSA-N (E)-4-oxonon-2-enal Chemical compound CCCCCC(=O)\C=C\C=O SEPPVOUBHWNCAW-FNORWQNLSA-N 0.000 description 1
- LLBZPESJRQGYMB-UHFFFAOYSA-N 4-one Natural products O1C(C(=O)CC)CC(C)C11C2(C)CCC(C3(C)C(C(C)(CO)C(OC4C(C(O)C(O)C(COC5C(C(O)C(O)CO5)OC5C(C(OC6C(C(O)C(O)C(CO)O6)O)C(O)C(CO)O5)OC5C(C(O)C(O)C(C)O5)O)O4)O)CC3)CC3)=C3C2(C)CC1 LLBZPESJRQGYMB-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
Description
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.The group of inventions relates to the field of gas turbine engine (GTE) operation control, mainly aircraft, and can be used to control the fuel supply to the GTE and compressor guide vanes.
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.There is a known method of controlling a gas turbine engine, which consists in the fact that according to the measured position of the engine control lever (ORE), the measured rotational speed of the gas turbine rotor, the measured gas temperature behind the gas turbine turbine, and the measured air pressure behind the engine compressor, a control effect on the fuel consumption into the combustion chamber (KS) is formed ), according to the measured rotational speed of the rotor of the gas turbine engine and the air temperature at the inlet to the engine, form the value of the reduced frequency of rotation of the rotor of the engine, form the specified position of the blades of the compressor G D, compare it with the measured position of the HA blades, according to the size of the mismatch between the set and measured values, form a control action on the drive of the HA blades, and additionally control the size of the mismatch between the set and measured values of the position of the HA blades, if the mismatch exceeds the predetermined value determined by the results tests of the engine for a reserve of gas-dynamic stability of the compressor limit the rate of change in fuel consumption.
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.The system that implements the above method contains a series-connected sensor block, a GTE operating mode adjuster, a first adder, a first electrohydraulic converter (EHP), a fuel dispenser, and a second input of the first adder is connected to the sensor block. The device also contains serially connected HA positioner, a second adder, a second EGP and a HA control spool, a HA positioner and a second input of the second adder are connected to the sensor unit, the output of the second adder is connected to the GTE operating mode controller.
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.During operation of the system according to the position of the throttle, the speed of the gas turbine engine rotor, the temperature of the gases behind the engine turbine, the air pressure behind the compressor, the engine operation mode generator generates a predetermined dispenser position, which is compared by the first adder with the actual position measured using the corresponding sensor. By the magnitude of the mismatch entering the first EGP, a control action is formed on the dispenser, by means of which the fuel consumption in the compressor station changes.
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.Based on the temperature of the air at the engine inlet and the rotor speed measured with the help of the sensor unit, the ON positioner generates the value of the reduced rotor speed and forms the desired ON position for this gas turbine engine operating mode.
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.The set value of the ON position is fed to the second adder, where it is compared with the position of the ON measured by the sensor unit. According to the magnitude of the mismatch between the set and measured values of ON the second EGP controls the ON through the spool.
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.With serviceable elements of the ON control loop, the actual position of the ON differs from the set practically only in dynamic modes. In this case, an imbalance arises between the air flow through the gas turbine compressor and the fuel consumption in the compressor station. To avoid this, the value of the mismatch between the set and the actual position of the ON from the output of the second adder is supplied to the GTE operating mode dial, which, when the set value is determined in advance during the acceptance tests of the engine, begins to limit the rate of change in fuel consumption, which ensures an optimal balance between air flow through the gas turbine compressor and fuel consumption in the compressor station.
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.As a result of the analysis of the known control method and system, it is necessary to note that during the operation they implement a common program for steady-state and transient modes of controlling the position of the compressor compressor depending on the reduced rotor speed, which does not take into account the effect of excess fuel on the gas-dynamic stability (GDU) reserves. The NA position program, depending on the reduced rotor speed for static gas turbine engine operating modes, is selected from the condition of ensuring minimum thrust in the idle mode and linear thrust change when changing the throttle position. However, if the actual position of the AT lags behind the program, the rate of change in fuel consumption decreases, and the throttle response time increases. Thus, the application of this solution can only increase the response time.
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.The closest to the claimed group of inventions in terms of technical nature and the technical result achieved is a gas turbine engine control method, which consists in the fact that, based on the measured value of the rotor speed of the turbocompressor and the temperature of the gases behind the turbine, a set value of fuel consumption in the main combustion chamber (ACS) is formed, according to indications sensors of the rotor speed of the turbocompressor and the temperature at the inlet of the engine form the reduced value of the rotor speed of the turbocompressor, form the specified the position of the guide vanes, according to the readings of the sensors, determine the fuel consumption and the position of the guide vanes, compare them with the set values and, by the size of the mismatch between the set and measured values, form the control actions on the fuel flow and the position of the guide vanes, and the fuel consumption in the combustion chamber of a gas turbine engine is limited to the maximum flow rate, in the throttle response mode, they additionally change the position of the guide vanes to open them, and then adjust the rear This value of the maximum fuel consumption in the main combustion chamber depending on the actual position of the guide vanes.
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.The gas turbine engine control system contains engine operating mode adjusters, the outputs of which are connected to the first inputs of the first and second summing amplifiers, the second inputs of each of which are connected to sensors for monitoring the operating mode set by the master, as well as actuators for controlling the fuel dispenser in the engine and the position of the guides compressor apparatuses, moreover, the system is equipped with adjusters for limiting the temperature of the gases behind the turbine, the set rotational speed of the turbocompressor rotor and the formation of a predetermined position of the blades of the guide vanes, the input of which is connected to the unit for generating the reduced rotor speed of the turbocompressor, inputs connected to the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and the air temperature at the engine inlet, and the system is additionally equipped with the first and second comparison elements, the first and second minimum level selectors, third summing amplifier, non-linear element, variable gain amplifier, directional sensor measuring apparatuses of the compressor, as well as the regulator of the engine operating modes, the first and second inputs of which are connected respectively with the outputs of the first and second summing amplifiers, the outputs of which are also connected with the first and second inputs of the first minimum selector, and the controller output is connected with the first input of the second minimum selector level, the output of the master of the formation of a predetermined position of the vanes of the guide vanes is connected with the first input of the first element of comparison, with the second input of which is connected through a non-linear the output element of the first minimum level selector, the output of the first comparison element is connected to the first input of the third summing amplifier, the position sensor of the guiding devices is connected to the second input of it, the output of the third summing amplifier is connected to the actuating mechanism for controlling the position of the guiding devices, while the first input of the second comparison element is connected with the output of the master of the formation of a given position of the vanes of the guide vanes, the second input of which is connected with the position sensor devices, the output of the second comparison element is connected to the second input of the amplifier with a variable gain, the first input of which is connected to the air pressure sensor behind the compressor, and the output of the amplifier with a variable gain is connected to the second input of the second minimum level selector, the output of which is connected to the actuator dosing fuel to the engine.
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.As a result of the analysis of the known method and control system, it should be noted that during their operation the stability of the response time is not ensured. The spread of the pick-up time from sample to sample of the engine reaches 20% of the nominal value due to the fuel metering error, which leads to the need for individual tuning of the pick-up during acceptance tests. Changing the completeness of fuel combustion in high-altitude conditions additionally increases the dispersion of the injectivity time, even with individual settings in bench conditions. The dispersion of the pick-up time complicates the technique of piloting the object, which during maneuvering can lead to a dangerous or catastrophic situation.
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.The objective of this group of inventions is to improve the quality of controllability of the aircraft and the safety of its operation while stabilizing the time of throttle response of the engine and providing reserves of the gas generator in all flight conditions.
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.The technical result of the group of inventions is the stabilization of the throttle response time and the provision of gas generator gas generator reserves in all flight conditions due to the use of a rate limiter for changing the set rotational speed (acceleration) of the turbocompressor rotor (TC). The acceleration control fights off the response times, the errors of the fuel metering into the combustion chamber and the change in the completeness of fuel combustion, and thus ensures the repeatability of the results in all flight conditions.
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.The specified technical result is ensured by the fact that in the method for controlling a gas turbine engine, namely, according to the measured value of the rotor speed of the turbocompressor and the temperature of the gases behind the turbine, a predetermined value of fuel consumption in the main combustion chamber is formed, according to the readings of the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and air temperature at the entrance to the engine form the reduced value of the rotor speed of the turbocompressor, form the desired position of the guide vanes comp essora, according to the readings of the sensors, they determine the fuel consumption and the position of the compressor guide vanes, compare them with the set values and, by the size of the mismatch between the set and measured values, form control actions on the fuel consumption and the position of the compressor guide vanes, and the fuel consumption in the combustion chamber of a gas turbine engine is limited to the maximum flow rate, in the throttle response mode, they additionally change the position of the compressor guide vanes to open them, after which They determine the set value of the maximum fuel consumption in the main combustion chamber depending on the actual position of the compressor guide vanes, it is new that they additionally form the set value of the rate of change of the rotor speed of the turbocompressor depending on the pressure behind the compressor and the reduced frequency of rotation of the turbocompressor and limit the rate of change of frequency the rotation of the rotor of the turbocompressor, and the set speed value is adjusted depending on the actual position of the head vyyashchikh devices of the compressor.
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.In a gas turbine engine control system comprising a gas temperature limiting controller behind the turbine and a generator for generating a predetermined rotor speed of the turbocompressor, the input of which is connected to the position sensor of the engine control lever, the outputs of the sensors are connected respectively to the first inputs of the first and second summing amplifiers, the second input of the first of which connected to the gas temperature sensor behind the turbine, and the second input of the second - to the turbocompressor rotor speed sensor, the formation adjuster the given position of the compressor guide vanes, the input of which is connected to the unit for generating the reduced rotor speed of the turbocompressor, inputs connected to the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and the air temperature at the engine inlet, and the system is additionally equipped with fourth, fifth and sixth summing amplifiers, first and second selectors minimum level, non-linear element, signal amplifier of the air pressure sensor behind the compressor with variable gain, sensor the position of the compressor guide vanes, as well as the engine operating mode regulator, the output of which is connected to the first input of the second minimum selector, the output connected to the fuel metering device, and the second input of the second minimum selector is connected to the output of the signal amplifier of the air pressure sensor behind the variable gain compressor, the first whose input is connected to the air pressure sensor behind the compressor, the outputs of the first and second summing amplifiers are connected to the first and second inputs of the first minimum selector, you the course of the first summing amplifier is also connected with the first input of the controller, the output of the master for generating a predetermined position of the compressor guide vanes is connected with the first inputs of the fourth and fifth summing amplifiers, the second input of the fourth summing amplifier through a nonlinear element is connected to the output of the first minimum selector, the output of the fourth summing amplifier is connected with the input of the sixth summing amplifier, the output of which is connected via an electrohydraulic converter to the position control drive of their compressor apparatuses equipped with their position sensor connected to the second inputs of the fifth and sixth summing amplifiers, the output of the fifth summing amplifier is connected to the second input of the signal amplifier of the air pressure sensor behind the variable gain compressor, the new one is that the system is equipped with a rate of change limiting unit the set rotor speed of the turbocompressor rotor and the master of the rate of change of the set rotational speed of the rotor of the turbocompressor, the signal amplifier of the tempo master with gain coefficient and a third summing amplifier, the first input of which is connected to the output of the unit for limiting the rate of change of the set rotor speed of the turbocompressor, the second input is connected to the sensor of the rotational speed of the rotor of the turbocompressor, and the output is with the second input of the engine operating mode controller, the first input of the rate limiting unit a predetermined rotor speed of the turbocompressor rotor is connected to the output of the formation generator of a predetermined rotational speed of the turbocompressor rotor, and the second input is connected to the output of the force Burning the signal of the tempo master with a variable gain, the second input of which is connected to the output of the fifth summing amplifier, and the first to the output of the master of the change in the set rotational speed of the turbocharger rotor, the first input of which is connected to the air pressure sensor behind the compressor, and the second to the output of the unit the formation of the reduced rotor speed of the turbocompressor.
Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами, на которых представлены:The essence of the claimed group of inventions is illustrated by graphic materials on which are presented:
фиг. 1 - схема системы управления ГТД, посредством которой может быть осуществлен заявленный способ,FIG. 1 is a diagram of a gas turbine engine control system by which the claimed method can be implemented,
фиг. 2 - характеристика коэффициентов усиления 16 и 18,FIG. 2 -
фиг. 3 - характеристика нелинейного элемента 24,FIG. 3 - characteristic of the
фиг. 4 - одно из выполнений блока 13 ограничения темпа изменения заданной частоты вращения ротора ТК.FIG. 4 - one of the implementations of
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.The control system of a
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.The system comprises a first gas
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.The system comprises a
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.The system is equipped with a
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.The sensor 4 n TK is connected to the first input of the
Датчик 5 Твх подключен ко второму входу блока 15.The 5 TBX sensor is connected to the second input of
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.The 2 Pk sensor is also connected to the first input of the
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.The system also comprises a
Выход пятого суммирующего усилителя 23 связан со вторыми входами усилителей 16 и 18 и управляет их коэффициентами усиления.The output of the
РУД обозначен позицией 29.ORE is indicated at 29.
Заявленная система скомпонована из известных блоков и элементов.The claimed system is composed of known blocks and elements.
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.As sensors (2, 3, 4, 5, 6, 28) can be used standard sensors for monitoring the parameters of the gas turbine engine, for example, inductive speed sensors, thermoelectric and thermoresistive temperature sensors, resistive or capacitive pressure sensors, standard linear differential transformers for measuring linear or angular movements.
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.Summing amplifiers (8, 12, 17, 22, 23, 25), variable gain amplifiers (16, 18), minimum level selectors (10, 19), non-linear element (24) are standard.
В качестве задатчика (7) может быть использован источник напряжения.As a setpoint (7), a voltage source can be used.
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:As adjusters (11, 14, 21), matrix devices for implementing arbitrary functional dependencies can be used. The same device can be used as a block for the formation of the reduced rotor speed of the TC rotor (15). This block should implement the following function:
где nТК - частота вращения ротора ТК;where n TC - rotor speed of the TC;
ТВХ - температура воздуха на входе в ГТД.Т ВХ - air temperature at the inlet of a gas turbine engine.
В качестве регулятора 9 режимов работы ГТД может быть использовано устройство, содержащее два стандартных ПИ-регулятора, подключенных к селектору минимального уровня.A device containing two standard PI controllers connected to a minimum selector can be used as a regulator for 9 GTE operation modes.
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.The gain of the
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.The dependences of the amplification factors of the
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.The
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.The displacement of the air conditioner is selected from the conditions for ensuring the maximum air flow through the gas turbine engine at the throttle response mode and the storage of gas turbine reserves. The maximum permissible displacement ON is limited for reasons of strength of the compressor blades.
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.In FIG. 3, the parameter δ on the abscissa axis represents the relative value of the mismatch of the fuel consumption regulators. The zero mismatch value δ = 0 is maintained in steady-state conditions when the actual value of the adjustable parameter is equal to the specified value. A single value of δ = 1 is achieved with a maximum mismatch during pick-up. The ordinate shows the offset value of the position of the compressor guide vanes. The maximum displacement Δ by max is 8 ... 10 aerodynamic degrees. The value of the relative mismatch δ = 1 corresponds to a mismatch in rotation frequency of 5%, in temperature behind the turbine - 100 deg, according to the settings of the amplification factors of summing
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.The method, through the system described above, is implemented as follows.
Режимы работы ГТД 1 задают посредством изменения положения РУД 29.The operation modes of the
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.During the operation of the gas turbine engine, the
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.The
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).In parallel, the
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.The
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.The
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.According to the readings of
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.The fuel consumption Gt generated by the
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.The
Сигналы относительных ошибок, сформированные первым 8 и вторым 12 суммирующими усилителями, поступают на первый и второй входы первого селектора 10 минимального уровня.Relative error signals generated by the first 8 and second 12 summing amplifiers are fed to the first and second inputs of the first
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.The output signal of the
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.Thus, at the output of the fourth summing
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.A signal is generated at the fifth summing
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.In the steady-state operation mode of the gas turbine engine, the current value of the gas temperature behind the turbine is significantly lower than the limit value generated by the
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.At the first
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.The fourth summing
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.The actual value of the position of the ON measured by the
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.At the second
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.When moving the ORE 29 (switching to the throttle response mode), a significant (more than 5%) change in the set value of n TK occurs. At the second summing
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.A signal of relative error in the temperature of the gases behind the turbine is less than 1 is generated on the
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.According to the testimony of the
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.On the summing
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.Relative error signals from summing
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.The fourth summing
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.At the first moment of time, after the ore is moved upward, the engine will be in the steady state position, therefore, the fifth summing
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.Also, the rate of change of the set rotor speed of the TC rotor (chain of
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.The HA tracking system (
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.As the gas turbine engine operating mode increases, the rotor speed of the TC rotor approaches a predetermined value, the relative mismatch decreases, the displacement of the HA decreases in proportion to the decrease in the mismatch, and the preset position of the HA approaches the steady state program, and at the same time, the rate of change in the rotor speed of the TC rotor decreases and the maximum flow rate is limited fuel in the gas turbine engine. Thus, when approaching the steady-state value, the "rotor" of the TC rotor is provided to "counter" the overrun of the rotational speed above the set value.
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.The claimed method and control system makes it possible to stabilize the time of gas turbine engine throttle response when the characteristics of fuel dispensers are varied and flight conditions change, because The specified rotor acceleration is supported. The restriction of fuel consumption depending on the pressure behind the compressor is selected higher than that required to achieve a given acceleration, and provides a quick decrease in flow when pressure drops in case of surging engine.
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.The formation of a program to limit the rate of change of the rotor speed depending on the pressure behind the compressor takes into account the change in air flow through the compressor when the position of the compressor guide vanes changes. For a multi-shaft engine, the change in the slip of the rotors with changing flight conditions is taken into account. Thus, the throttle response time is optimized and the stability of the compressor GDU reserves is ensured.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016102211A RU2653262C2 (en) | 2016-01-25 | 2016-01-25 | Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016102211A RU2653262C2 (en) | 2016-01-25 | 2016-01-25 | Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016102211A RU2016102211A (en) | 2017-07-28 |
| RU2653262C2 true RU2653262C2 (en) | 2018-05-07 |
Family
ID=59632076
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016102211A RU2653262C2 (en) | 2016-01-25 | 2016-01-25 | Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2653262C2 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696516C1 (en) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of two-shaft gas turbine engine with adjustable guide vanes of compressor and fan |
| RU2774564C1 (en) * | 2022-01-12 | 2022-06-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine control method |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2121986A (en) * | 1982-05-21 | 1984-01-04 | Lucas Ind Plc | Gas turbine engine fuel control systems |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2337250C2 (en) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling gas turbine engine in acceleration and throttling dynamic conditions |
| RU2379534C2 (en) * | 2008-01-28 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method to control gas turbine engine |
| RU2435970C1 (en) * | 2010-03-31 | 2011-12-10 | Закрытое акционерное общество научно-производственная фирма ЗАО НПФ "ГАЗ-система-сервис" | Gas turbine plant control method |
| RU2490492C1 (en) * | 2012-02-07 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation |
-
2016
- 2016-01-25 RU RU2016102211A patent/RU2653262C2/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2121986A (en) * | 1982-05-21 | 1984-01-04 | Lucas Ind Plc | Gas turbine engine fuel control systems |
| US5212943A (en) * | 1991-10-08 | 1993-05-25 | Sundstrand Corporation | Reduced thermal stress turbine starting strategy |
| RU2337250C2 (en) * | 2006-12-08 | 2008-10-27 | Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" | Method of controlling gas turbine engine in acceleration and throttling dynamic conditions |
| RU2379534C2 (en) * | 2008-01-28 | 2010-01-20 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method to control gas turbine engine |
| RU2435970C1 (en) * | 2010-03-31 | 2011-12-10 | Закрытое акционерное общество научно-производственная фирма ЗАО НПФ "ГАЗ-система-сервис" | Gas turbine plant control method |
| RU2490492C1 (en) * | 2012-02-07 | 2013-08-20 | Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") | Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2696516C1 (en) * | 2018-10-10 | 2019-08-02 | Публичное акционерное общество "ОДК-Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Control method of two-shaft gas turbine engine with adjustable guide vanes of compressor and fan |
| RU2774564C1 (en) * | 2022-01-12 | 2022-06-21 | Публичное акционерное общество "ОДК - Уфимское моторостроительное производственное объединение" (ПАО "ОДК-УМПО") | Gas turbine engine control method |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2016102211A (en) | 2017-07-28 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10961921B2 (en) | Model-based control system and method for a turboprop engine | |
| US20150068191A1 (en) | Method for the correction of the reduced mass flow rate of a compressor in an internal combustion engine turbocharged by means of a turbocharger | |
| JP6431825B2 (en) | Internal combustion engine with adjusting device | |
| EP2778376A2 (en) | System and method for engine transient power response | |
| RU2466287C1 (en) | Control method of gas-turbine engine with afterburner, and system used for its implementation | |
| RU2490492C1 (en) | Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation | |
| RU2631974C2 (en) | Gas-turbine engine with augmented combustion chamber operation mode and its actualization system | |
| RU2653262C2 (en) | Method of management of a gas turbine engine and system for its implementation | |
| US10371058B2 (en) | Operation of a gas turbine comprising an interpolated operating curve deviation | |
| RU2395704C1 (en) | Gas turbine engine control system | |
| CN113803179B (en) | Engine control method and device and electronic equipment | |
| RU2634997C2 (en) | Gas-turbine engine with afterburner operation mode and its actualization system | |
| CN113167179B (en) | System and method for controlling aircraft turbine engine speed with fault management | |
| RU2623849C1 (en) | Aeronautic bypass turbofan engine control method | |
| JP7124626B2 (en) | Redundant controller | |
| US20200088109A1 (en) | Method and system for adjusting a variable geometry mechanism | |
| CN113803121B (en) | Automatic control method and system for low-pressure steam turbine and power generation system | |
| RU2476703C1 (en) | Method controlling fuel feed in gas turbine engine combustion chamber in acceleration mode | |
| EP2067932A2 (en) | Regulating device for a hydraulic actuator for a regulating member of a turbine | |
| RU112725U1 (en) | GAS-TURBINE ENGINE COMPRESSOR POSITION CONTROL SYSTEM | |
| EP3269963B1 (en) | Model based bump-less transfer between passive and active mode operation of a three-way check valve for liquid fuel delivery in gas turbine system | |
| RU2774564C1 (en) | Gas turbine engine control method | |
| RU2549920C1 (en) | Method of control over gas turbine engine | |
| CN106103951B (en) | Method and apparatus for controlling air-fuel ratio in an internal combustion engine | |
| RU2308605C2 (en) | Gas-turbine engine control method |