RU2817573C1 - Method for diagnosing and countering failures of sensors of controlled parameters of two-channel electronic automatic control system of gas turbine engine - Google Patents
Method for diagnosing and countering failures of sensors of controlled parameters of two-channel electronic automatic control system of gas turbine engine Download PDFInfo
- Publication number
- RU2817573C1 RU2817573C1 RU2023127442A RU2023127442A RU2817573C1 RU 2817573 C1 RU2817573 C1 RU 2817573C1 RU 2023127442 A RU2023127442 A RU 2023127442A RU 2023127442 A RU2023127442 A RU 2023127442A RU 2817573 C1 RU2817573 C1 RU 2817573C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- engine
- sensors
- control
- gas turbine
- readings
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 20
- 230000033228 biological regulation Effects 0.000 claims abstract 2
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims description 7
- 230000008859 change Effects 0.000 claims description 6
- 230000007704 transition Effects 0.000 claims description 6
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 claims description 3
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 4
- 230000002265 prevention Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 5
- 238000012935 Averaging Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 4
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 2
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000011161 development Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 230000003993 interaction Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 238000011017 operating method Methods 0.000 description 1
- 238000004321 preservation Methods 0.000 description 1
- 230000009993 protective function Effects 0.000 description 1
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Abstract
Description
Изобретение относится к системам автоматического управления газотурбинных двигателей, а именно к способам диагностики и парирования отказов датчиков регулируемых параметров двухканальных электронных систем автоматического управления газотурбинных двигателей с большой степенью двухконтурности.The invention relates to automatic control systems for gas turbine engines, namely to methods for diagnosing and fending off failures of sensors for adjustable parameters of two-channel electronic automatic control systems for gas turbine engines with a high bypass ratio.
Известен способ диагностики двухканальной системы автоматического управления газотурбинного двигателя, обеспечивающий управление конструкцией газотурбинного двигателя, в отключении основного электронного канала при его отказе или отказе его исполнительных элементов с последующим переключением на резервный гидромеханический канал с помощью селектора переключения каналов, при этом в основном канале управления измеряют, по меньшей мере, частоту вращения компрессора высокого давления nвд, расход топлива Gт в камеру сгорания, а диагностику системы автоматического управления осуществляют на режиме малого газа перед завершением полета путем задания тестового воздействия в систему (Патент RU 2313677).There is a known method for diagnosing a two-channel automatic control system of a gas turbine engine, which provides control of the design of a gas turbine engine, by turning off the main electronic channel in the event of its failure or failure of its actuators, followed by switching to the reserve hydromechanical channel using a channel switch selector, while in the main control channel it is measured, at least the rotation speed of the high-pressure compressor n vd , the fuel consumption G t into the combustion chamber, and the diagnostics of the automatic control system is carried out in idle mode before completing the flight by setting a test impact on the system (Patent RU 2313677).
Основным недостатком данного аналога является отсутствие контроля датчиков электронного канала управления таких регулируемых параметров, как частота вращения вентилятора nв, наиболее достоверно характеризующая тягу современного газотурбинного двигателя с большой степенью двухконтурности, температура газов за турбиной Тт, характеризующая тепловое состояние турбомашины, давление воздуха за компрессором высокого давления и др.The main disadvantage of this analogue is the lack of control by sensors of the electronic control channel of such adjustable parameters as fan rotation speed n in , which most reliably characterizes the thrust of a modern gas turbine engine with a high bypass ratio, the gas temperature behind the turbine Tt, which characterizes the thermal state of the turbomachine, the air pressure behind the high-pressure compressor pressure, etc.
Известен способ диагностирования и автоматической компенсации отказов в системах управления двухдвигательной авиационной силовой установки, заключающийся в сравнении выбранных для контроля параметров с допустимыми величинами и переходе на резервное управление при достижении параметрами предельных значений. Дополнительно в системе сравниваются однотипные параметры от двух двигателей, и по характеру изменения уровня рассогласования этих параметров осуществляется выявление конкретного отказавшего элемента и его замещение элементом аппаратуры соседнего двигателя, обеспечивающим в этом случае нормальную работу контуров управления сразу двух двигателей (Патент RU 2106514).There is a known method for diagnosing and automatically compensating for failures in control systems of a twin-engine aircraft power plant, which consists of comparing the parameters selected for monitoring with permissible values and switching to backup control when the parameters reach their limit values. Additionally, the system compares similar parameters from two engines, and based on the nature of the change in the level of mismatch of these parameters, a specific failed element is identified and replaced by an element of the equipment of the adjacent engine, which in this case ensures the normal operation of the control circuits of two engines at once (Patent RU 2106514).
Данный способ устраняет основной недостаток предыдущего аналога, однако имеет ограничения по своему применению, состоящие в том, что для достоверного определения отказов датчиков необходимо, чтобы положение рычагов управления обоих двигателей было одинаковым. Кроме того, заявляемый способ непригоден для однодвигательных силовых установок летательного аппарата.This method eliminates the main disadvantage of the previous analogue, however, it has limitations in its application, consisting in the fact that in order to reliably determine sensor failures, it is necessary that the position of the control levers of both engines be the same. In addition, the inventive method is unsuitable for single-engine power plants of an aircraft.
Известна система автоматического управления газотурбинным двигателем, содержащая основной и дублирующий цифровые электронные регуляторы со встроенными блоками контроля, блок обнаружения неисправностей датчиков двигателя, блок математической модели двигателя, аварийный гидромеханический регулятор, другие элементы системы.A known automatic control system for a gas turbine engine contains a main and backup digital electronic regulators with built-in control units, a fault detection unit for engine sensors, a mathematical engine model unit, an emergency hydromechanical regulator, and other system elements.
Из описания патента следует, что проверка исправного состояния датчиков первичной информации производится по мажоритарному принципу. Так, при одиночном отказе датчика обнаруживается рассогласование между показаниями отказавшего датчика и соответствующими ему модельными оценками, при этом отказ датчика парируется путем замещения отказавшего датчика его модельной оценкой из блока математической модели газотурбинного двигателя (Патент RU 1642812).From the description of the patent it follows that checking the serviceability of primary information sensors is carried out on a majority basis. Thus, in the event of a single sensor failure, a discrepancy is detected between the readings of the failed sensor and the corresponding model estimates, and the sensor failure is countered by replacing the failed sensor with its model estimate from the block of the mathematical model of the gas turbine engine (Patent RU 1642812).
Основным недостатком данного аналога является его пониженная эффективность, обусловленная применением двух идентичных цифровых электронных регуляторов. Кроме того, для оперативного выявления отказа датчика первичной информации с медленно меняющимся уходом точностных характеристик необходимо применение высокоточной математической модели двигателя, достоверно работающей в реальном масштабе времени во всех ожидаемых условиях эксплуатации летательного аппарата, включая динамические режимы, например, уход на второй круг или прерванный взлет, что представляет собой сложную задачу.The main disadvantage of this analogue is its reduced efficiency, due to the use of two identical digital electronic regulators. In addition, to promptly detect a failure of the primary information sensor with a slowly changing deviation in the accuracy characteristics, it is necessary to use a high-precision mathematical model of the engine that works reliably in real time in all expected operating conditions of the aircraft, including dynamic modes, for example, a missed approach or an aborted takeoff , which is a difficult task.
Принята во внимание цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем, включающая встроенную полную термогазодинамическую математическую модель газотурбинного двигателя в составе программного обеспечения «виртуальный двигатель», позволяющего выявлять и компенсировать отказы датчиков внешних и рабочих параметров двигателя, в т.ч. температуры и давления воздуха на входе в двигатель Т*вх, Р*вх, частоты вращений роторов низкого давления nнд (вентилятора nв) и высокого давления nвд (газогенератора), давления воздуха за компрессором, температуры газов за турбиной Тт (Патент RU 2554544).A digital electronic control system for an aircraft gas turbine engine has been taken into account, including a built-in complete thermogas-dynamic mathematical model of a gas turbine engine as part of the “virtual engine” software, which makes it possible to identify and compensate for failures of sensors of external and operating parameters of the engine, incl. temperature and air pressure at the engine inlet T* in , P* in , rotational speed of low pressure rotors n nd (fan n in ) and high pressure n high (gas generator), air pressure behind the compressor, gas temperature behind the turbine Tt (Patent RU 2554544).
Основным недостатком данного аналога является сложность промышленной реализации и проблема обеспечения требуемой точности численного определения всего множества параметров двигателя.The main disadvantage of this analogue is the complexity of industrial implementation and the problem of ensuring the required accuracy of the numerical determination of the entire set of engine parameters.
В качестве прототипа выбран способ управления газотурбинным двигателем, заключающийся в том, что контролируют показания одноименных датчиков в рамках допустимого диапазона, в том случае, если они находятся внутри этого диапазона, сравнивают показания одноименных датчиков между собой, и если их различие составляет величину большую, чем определяемая экспериментально для каждого типа датчиков и двигателя наперед заданная величина, то формируют сигнал «Отказ измерения параметра», отключают электронный регулятор и переводят управление двигателя на резервный гидромеханический регулятор, формируют контрольное значение параметра по отказавшему каналу измерения: для параметров, характеризующих работу двигателя, формируют расчетное значение параметра по известным зависимостям с использованием показаний исправных каналов измерения, для параметров воздушного потока на входе в двигатель используют замеры, поступившие из самолетной системы измерения, сравнивают контрольное и измеренное значения параметра, для того датчика, у которого разница между контрольным и измеренным значениями больше, формируют сигнал «Отказ первого датчика», снимают сигнал «Отказ измерения параметра», переводят управление двигателем на электронный регулятор и продолжают управление двигателем с использованием показаний второго датчика (Патент RU 2387855).As a prototype, a method of controlling a gas turbine engine was chosen, which consists in monitoring the readings of the same sensors within the permissible range, if they are within this range, comparing the readings of the same sensors with each other, and if their difference is greater than a predetermined value determined experimentally for each type of sensor and engine, then a “Parameter measurement failure” signal is generated, the electronic controller is turned off and the engine control is transferred to a backup hydromechanical controller, a control value of the parameter is generated using the failed measurement channel: for parameters characterizing engine operation, a the calculated value of the parameter based on known dependencies using readings from serviceable measurement channels; for air flow parameters at the engine inlet, measurements received from the aircraft measurement system are used; the control and measured values of the parameter are compared, for the sensor for which the difference between the control and measured values is greater , generate the “First sensor failure” signal, remove the “Parameter measurement failure” signal, transfer engine control to the electronic controller and continue engine control using the readings of the second sensor (Patent RU 2387855).
Из описания прототипа следует, что устройство, реализующее заявляемый способ, содержит последовательно соединенные блок дублированных датчиков параметров воздушного потока на входе (Т*вх, Р*вх) и положения рычага управления двигателем Lруд, датчиков параметров работы двигателя, двухканальный электронный регулятор двигателя, селектор «электроника - гидромеханика», блок исполнительных элементов, гидромеханический регулятор, блок встроенного контроля, выход которого подключен к управляемому входу селектора. Блок встроенного контроля имеет двухстороннюю связь с двухканальным электронным регулятором и конструктивно в него интегрирован.From the description of the prototype it follows that the device implementing the claimed method contains a series-connected block of duplicated sensors for air flow parameters at the input (T* in , P* in ) and the position of the engine control lever L ore , sensors for engine operating parameters, a two-channel electronic engine controller, selector "electronics - hydromechanics", a block of actuators, a hydromechanical regulator, a built-in control unit, the output of which is connected to the controlled input of the selector. The built-in control unit has two-way communication with a two-channel electronic controller and is structurally integrated into it.
Основными недостатками прототипа являются:The main disadvantages of the prototype are:
- необходимость переключения на резервный гидромеханический регулятор делает данный способ непригодным применительно к современным цифровым системам автоматического управления ГТД типа FADEC (Full Authority Digital Engine Control), не имеющим резервного гидромеханического регулятора. В случае, если таковой имеется, то отключение электронного регулятора приводит к ухудшению характеристик системы регулирования и потери ряда защитных функций двигателя, что негативно влияет на безопасность полета;- the need to switch to a backup hydromechanical regulator makes this method unsuitable for modern digital automatic control systems of gas turbine engines such as FADEC (Full Authority Digital Engine Control), which do not have a backup hydromechanical regulator. If there is one, then disabling the electronic regulator leads to a deterioration in the characteristics of the control system and the loss of a number of engine protective functions, which negatively affects flight safety;
- формирование контрольного значения параметра фактически предполагает создание и применение встроенной математической модели двигателя, достоверно работающей в реальном масштабе времени во всех ожидаемых условиях эксплуатации летательного аппарата, что представляет собой сложную задачу при промышленной реализации;- the formation of a control value of a parameter actually involves the creation and use of a built-in mathematical model of the engine that works reliably in real time in all expected operating conditions of the aircraft, which is a difficult task for industrial implementation;
- отсутствие осреднения показаний дублированных датчиков электронного регулятора приводит к не идентичному функционированию его каналов. Это происходит из-за различий в измерениях параметра разными измерительными каналами. В конечном итоге отсутствие осреднения может привести к недопустимым изменениям тяги двигателя и\или регулируемых параметров.- the lack of averaging of readings from duplicate sensors of the electronic regulator leads to non-identical functioning of its channels. This occurs due to differences in parameter measurements by different measuring channels. Ultimately, the lack of averaging can lead to unacceptable changes in engine thrust and/or controlled parameters.
- низкая отказоустойчивость прототипа. Так, в случае, если отказали оба датчика параметра, по которому осуществляется регулирование тяги двигателя, то неизбежен переход на резервный гидромеханический регулятор с ухудшением качества управления, а применительно к FADEC - выключение двигателя в полете;- low fault tolerance of the prototype. So, if both sensors of the parameter by which the engine thrust is regulated fail, then a transition to a backup hydromechanical regulator is inevitable with a deterioration in the quality of control, and in relation to FADEC - engine shutdown in flight;
- не конкретизирован регулируемый параметр, по которому осуществляется управление тягой двухвального двигателя. Это может быть критично для турбореактивных двигателей с большой степенью двухконтурности, применяемых в современной коммерческой авиации.- the adjustable parameter by which the thrust of a two-shaft engine is controlled is not specified. This can be critical for the high bypass ratio turbojet engines used in modern commercial aviation.
Техническая задача предлагаемого изобретения заключается в исключении недопустимых изменений тяги и/или других регулируемых параметров двигателя, в повышении надежности и отказоустойчивости работы двигателя при различных отказах дублированных датчиков регулируемых параметров; в повышении эффективности работы способа эксплуатации в целом.The technical objective of the proposed invention is to eliminate unacceptable changes in thrust and/or other adjustable engine parameters, to increase the reliability and fault tolerance of engine operation in the event of various failures of duplicate sensors of adjustable parameters; in increasing the efficiency of the operating method as a whole.
Техническая проблема решается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, включающим вентилятор с компрессором низкого давления, газогенератор, турбину низкого давления, и содержащим последовательно соединенные блок дублированных датчиков параметров воздушного потока на входе (Т*вх, Р*вх) и положения рычага управления двигателем Lруд, датчиков параметров двигателя; двухканальный электронный регулятор двигателя с блоком встроенного контроля, гидромеханический исполнительный модуль, заключающемся в том, что с помощью блока встроенного контроля электронного регулятора оценивают принадлежность показаний датчиков заранее определенной области значений, заданной границами допускового контроля, в случае, если показания датчиков находятся внутри границ допустимого диапазона далее сравнивают показания одноименных дублированных датчиков между собой, если показания одноименных дублированных датчиков отличаются между собой больше, чем на наперед заданную величину Δi, выявляемую для каждого типа датчиков и двигателя, то формируют сигнал отказа данного параметра (канала) измерения и в дальнейшем его в работе не используют, согласно изобретению в случае, если показания одноименных дублированных датчиков отличаются между собой меньше, чем на наперед заданную величину Δi, то в процессе работы газотурбинного двигателя с помощью электронного регулятора двигателя определяют среднее значение параметра двигателя, измеренного одноименными дублированными датчиками, далее среднее значение параметра двигателя используют при управлении двигателем независимо от выбранного канала регулирования электронного регулятора.The technical problem is solved by the fact that in the method of controlling a gas turbine engine, including a fan with a low-pressure compressor, a gas generator, a low-pressure turbine, and containing a series-connected block of duplicated sensors for air flow parameters at the input (T* in , P* in ) and the position of the control lever engine L ore , engine parameter sensors; two-channel electronic engine regulator with a built-in control unit, a hydromechanical executive module, which consists in the fact that, using the built-in control unit of the electronic regulator, the belonging of the sensor readings to a predetermined range of values, specified by the tolerance control limits, is assessed if the sensor readings are within the acceptable range then the readings of duplicated sensors of the same name are compared with each other; if the readings of the duplicated sensors of the same name differ from each other by more than a predetermined value Δi, identified for each type of sensors and engine, then a failure signal for this measurement parameter (channel) is generated and subsequently in operation are not used, according to the invention, if the readings of the duplicated sensors of the same name differ from each other by less than a predetermined value Δi, then during the operation of the gas turbine engine, using the electronic engine controller, the average value of the engine parameter measured by the duplicated sensors of the same name is determined, then the average value The engine parameter is used when controlling the engine regardless of the selected control channel of the electronic governor.
Кроме того, согласно изобретению, определение среднего значения параметра двигателя осуществляют по любому известному способу вычисления, такому, например, как среднее арифметическое или среднее квадратическое.In addition, according to the invention, the determination of the average value of the engine parameter is carried out using any known calculation method, such as, for example, the arithmetic mean or the root mean square.
Кроме того, согласно изобретению, управление тягой двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения вентилятора nв по программе регулирования nв=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб), где Сотб - весовой коэффициент при отборе воздуха из компрессора; при этом в случае отказа дублированных датчиков частоты вращения вентилятора nв, а именно, если показания дублированных датчиков частоты вращения вентилятора nв выходят за допустимый диапазон и/или отличаются между собой больше, чем на наперед заданную величину Δnв, то управление тягой двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения nвд газогенератора по заранее созданной программе регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх; Сотб), которую устанавливают таким образом, чтобы переход на нее не приводил к изменению тяги двигателя, более чем на 3…5% для условий взлетного режима.In addition, according to the invention, engine thrust control is carried out depending on the fan rotation speed n in according to the control program n in =f(L ore , T * in , P * in , C out ), where C out is the weight coefficient for air bleed from the compressor; Moreover, in the event of a failure of the duplicated fan speed sensors n in , namely, if the readings of the duplicated fan speed sensors n in are outside the permissible range and/or differ from each other by more than a predetermined value Δn in , then the engine thrust is controlled depending on the rotational speed n high of the gas generator according to a pre-created control program n high = f (L ore , T * in , P * in ; C off ), which is set so that switching to it does not lead to a change in engine thrust, more than 3...5% for takeoff conditions.
Кроме того, согласно изобретению, наперед заданную величину перекрестного контроля Δnв для датчиков частоты вращения вентилятора выбирают в диапазоне 3…8%.In addition, according to the invention, the predetermined cross-control value Δn in for the fan speed sensors is selected in the range of 3...8%.
Кроме того, согласно изобретению, измерение частоты вращения вентилятора nв и частоты вращения nвд газогенератора двигателя осуществляют с помощью бесприводных магнитоиндукционных датчиков.In addition, according to the invention, the measurement of the fan rotation speed n in and the engine gas generator rotation speed n in is carried out using non-drive magnetic induction sensors.
Кроме того, согласно изобретению, в качестве бесприводных магнитоиндукционных датчиков используют датчики типа ДЧВ-16М.In addition, according to the invention, sensors of the DChV-16M type are used as non-drive magnetic induction sensors.
Как и в прототипе, способ предусматривает взаимодействие между собой блока дублированных датчиков параметров двигателя и двухканального электронного регулятора двигателя с блоком встроенного контроля, электрическую связь между электронным регулятором и гидромеханическим модулем. Кроме того, исправное состояние дублированных датчиков двигателя в блоке встроенного контроля сначала оценивают с помощью допускового контроля. Область которого, аналогично прототипу, выбирается, исходя из диапазона изменения параметра, возможного при изменении параметра во всех условиях эксплуатации. Выход параметра за область допускового контроля указывает на отказ датчика и делает невозможным его использование.As in the prototype, the method provides for the interaction between a block of duplicated engine parameter sensors and a two-channel electronic engine regulator with a built-in control unit, electrical communication between the electronic regulator and the hydromechanical module. In addition, the serviceability of the duplicated engine sensors in the built-in control unit is first assessed using tolerance control. The area of which, similar to the prototype, is selected based on the range of parameter changes possible when changing the parameter under all operating conditions. If a parameter goes beyond the tolerance control area, it indicates a failure of the sensor and makes it impossible to use.
Как и в прототипе, если показания одноименных датчиков находятся внутри границ допустимого диапазона, далее сравнивают показания одноименных датчиков с помощью перекрестного контроля, и если показания одноименных датчиков при перекрестном контроле отличаются между собой более, чем на наперед заданную величину Δi, выявляемую численно для каждого типа датчиков и двигателя, то формируют сигнал отказа данного параметра (канала) измерения.As in the prototype, if the readings of the same sensors are within the acceptable range, then the readings of the same sensors are compared using cross-checking, and if the readings of the same sensors during cross-checking differ from each other by more than a predetermined value Δi, identified numerically for each type sensors and motor, then a failure signal for this measurement parameter (channel) is generated.
В отличие от прототипа, в заявляемом способе управление двигателем осуществляют по средним значениям измеренных параметров одноименных дублированных датчиков из различных каналов электронного регулятора, но только в случае, если показания одноименных датчиков при перекрестном контроле отличаются между собой менее, чем на наперед заданную величину Δi. Это дает возможность использования одинакового значения двигательного параметра в обоих каналах регулятора, что важно для идентичного выполнения функций регулирования обоими каналами электронного регулятора.Unlike the prototype, in the claimed method, the engine is controlled using the average values of the measured parameters of duplicated sensors of the same name from various channels of the electronic controller, but only if the readings of the same sensors during cross-checking differ from each other by less than a predetermined value Δi. This makes it possible to use the same value of the motor parameter in both channels of the controller, which is important for identical performance of control functions by both channels of the electronic controller.
Кроме того, осреднение показаний двух каналов позволяет уменьшить погрешность измерения, что дает возможность установить большую границу перекрестного контроля, что позволяет избежать дополнительного перехода режима управления двигателя с основного закона на резервный.In addition, averaging the readings of two channels makes it possible to reduce the measurement error, which makes it possible to set a larger cross-control limit, which avoids an additional transition of the engine control mode from the main law to the reserve one.
Дополнительно конкретизировано, что управление тягой двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения вентилятора nв по программе регулирования nв=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб).It is additionally specified that the engine thrust is controlled depending on the fan rotation speed n in according to the control program n in =f(L ore , T * in , P * in , C out ).
Также, в отличие от прототипа, в случае выявления отказа датчика измерения частоты вращения вентилятора nв управление тягой двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения nвд по заранее установленной программе регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб), при этом программу регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб) формируют таким образом, чтобы переход на нее не приводил к изменению тяги двигателя более чем на 3…5% для условий взлетного режима.Also, in contrast to the prototype, if a failure is detected in the sensor for measuring the fan rotation speed n, the engine thrust control is carried out depending on the rotation speed n in accordance with a pre-established control program n in =f(L ore , T * in , P * in , With otb ), while the control program n ind =f(L ore , T * in , P * in , With out ) is formed in such a way that the transition to it does not lead to a change in engine thrust by more than 3...5% for the conditions takeoff mode.
На фиг. 1 представлена блок-схема, реализующая заявляемый способ. Блок 1 - блок дублированных датчиков положения рычага управления двигателем Lруд и воздушного потока на входе (Т* вх,Р* вх), дублированных датчиков параметров двигателя, например, частоты вращения ротора вентилятора nв и ротора газогенератора (высокого давления) nвд, температуры газов за турбиной Т*т двигателя и др.In fig. 1 shows a block diagram that implements the proposed method. Block 1 - a block of duplicated sensors for the position of the engine control lever L ore and the air flow at the input (T * in , P * in ), duplicated sensors for engine parameters, for example, fan rotor speed n in and gas generator rotor (high pressure) n in , gas temperatures behind the turbine T*t of the engine, etc.
В качестве датчиков частоты вращения блока 1 могут быть использованы любые известные датчики частоты вращения роторов с приемлемой точностью, весом и габаритами, но предпочтительно применять бесприводные датчики частоты вращения магнитоиндукционного типа.Any known rotor speed sensors with acceptable accuracy, weight and dimensions can be used as rotation speed sensors for block 1, but it is preferable to use non-drive speed sensors of the magnetic induction type.
Электронный регулятор 2 содержит основной канал 2.1, дублирующий канал 2.2 и блок встроенного контроля 2.3. Обычно основной канал 2.1 - работающий, т.е. включен в контур управления, дублирующий канал 2.2 находится в «горячем резерве», т.е. анализирует всю поступающую информацию, передает ее в основной канал по межканальному обмену, но его выходные управляющие команды заблокированы блоком 2.3 встроенного контроля.Electronic regulator 2 contains a main channel 2.1, a backup channel 2.2 and a built-in control unit 2.3. Usually the main channel is 2.1 - working, i.e. included in the control loop, duplicate channel 2.2 is in “hot standby”, i.e. analyzes all incoming information, transmits it to the main channel via inter-channel exchange, but its output control commands are blocked by built-in control block 2.3.
Каждый канал электронного регулятора получает информацию о параметрах двигателя от независимого комплекта датчиков и/или от соответствующего датчика измерения параметра, имеющего дублирование измерительных цепей, из состава блока 1. При отсутствии каких-либо отказов датчиков в электронном регуляторе 2 осуществляют осреднение измеренных параметров одноименных датчиков и дальнейшее управление по средним значениям. Такой подход позволяет исключить колебания тяги (режима) при переключениях каналов электронного регулятора.Each channel of the electronic regulator receives information about the engine parameters from an independent set of sensors and/or from the corresponding parameter measurement sensor, which has duplication of measuring circuits, from block 1. In the absence of any sensor failures in the electronic regulator 2, the measured parameters of the same sensors are averaged and further control based on average values. This approach makes it possible to eliminate thrust (mode) fluctuations when switching channels of the electronic regulator.
Электронный регулятор 2 представляет собой специализированную цифровую вычислительную машину, оснащенную устройствами ввода/вывода для получения входной информации, в т.ч. о параметрах двигателя и самолета, формирования управляющих воздействий и информационных сигналов (не показаны) согласно заданным программам управления для обеспечения необходимого уровня тяги и минимального расхода топлива, надежной работы ГТД.Electronic controller 2 is a specialized digital computer equipped with input/output devices for receiving input information, incl. on engine and aircraft parameters, generation of control actions and information signals (not shown) in accordance with specified control programs to ensure the required level of thrust and minimum fuel consumption, reliable operation of the gas turbine engine.
Управление тягой осуществляют в зависимости от частоты вращения вентилятора nв по программе регулирования nв=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб), а при выявлении отказа датчика nв управление тягой двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения nвд по заранее установленной резервной программе регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб).The thrust control is carried out depending on the rotation speed of the fan n in according to the control program n in =f(L ore , T * in , P * in , C out ), and if a failure of the sensor n in is detected, the engine thrust is controlled depending on the rotation speed n water according to a pre-established reserve control program n water =f(L ore , T * in , P * in , C out ).
Электронный регулятор 2 содержит блок встроенного контроля 2.3, предназначенный для своевременного выявления и парирования возникающих неисправностей электронного регулятора, электрических датчиков и электрических исполнительных механизмов. При выявлении недопустимого отказа основного канала блок встроенного контроля автоматически отключает его и подключает дублирующий канал для управления ГТД, если затем произойдет отказ дублирующего канала, то блок встроенного контроля отключит дублирующий канал и управление ГТД перейдет на резервный модуль 3.Electronic regulator 2 contains a built-in control unit 2.3, designed for timely detection and correction of emerging malfunctions of the electronic regulator, electrical sensors and electrical actuators. If an unacceptable failure of the main channel is detected, the built-in control unit automatically turns it off and connects a backup channel to control the gas turbine engine; if then a failure of the backup channel occurs, the built-in control unit will turn off the backup channel and control of the gas turbine engine will switch to backup module 3.
Блок встроенного контроля 2.3 также осуществляет допусковый и перекрестный контроль показаний дублированных датчиков блока 1. В частности, с помощью блока встроенного контроля оценивают принадлежность (непринадлежность) показаний датчиков заранее определенной области значений, заданной границами допускового контроля. В случае, если показания датчиков находятся внутри границ допустимого диапазона, то далее сравнивают показания одноименных датчиков между собой; но если показания датчика находится за границами допустимого диапазона, то такой датчик отключают от управления.The built-in control block 2.3 also carries out tolerance and cross-checks of the readings of duplicated sensors of block 1. In particular, using the built-in control block, the membership (non-membership) of the sensor readings of a predetermined range of values specified by the tolerance control boundaries is assessed. If the sensor readings are within the permissible range, then the readings of the same sensors are then compared with each other; but if the sensor readings are outside the permissible range, then such a sensor is disconnected from control.
При перекрестном контроле в блоке 2.3 осуществляют сравнение показаний одноименных датчиков различных каналов электронного регулятора между собой. Если показания одноименных датчиков при перекрестном контроле отличаются между собой более, чем на наперед заданную величину Δi, выявляемую численно для каждого типа датчиков и двигателя, то формируют сигнал отказа данного канала измерения. Если показания одноименных датчиков при перекрестном контроле отличаются между собой менее, чем на наперед заданную величину Δi, то, как отмечалось выше, осуществляют осреднение измеренных параметров одноименных датчиков и дальнейшее управление по средним значениям.During cross-checking in block 2.3, the readings of the same sensors of different channels of the electronic regulator are compared with each other. If the readings of the same sensors during cross-checking differ from each other by more than a predetermined value Δi, determined numerically for each type of sensor and engine, then a failure signal for this measurement channel is generated. If the readings of the same sensors during cross-checking differ from each other by less than a predetermined value Δi, then, as noted above, the measured parameters of the same sensors are averaged and further controlled using the average values.
Наперед заданную величину перекрестного контроля Δnв для датчиков частоты вращения вентилятора выбирают в диапазоне 3…8%. Такой подход позволяет оптимально минимизировать изменения тяги R в случае ошибки измерения параметра nв одним из каналов электронного регулятора с сохранением функционирования электронного регулятора.The predetermined cross-control value Δn in for fan speed sensors is selected in the range of 3…8%. This approach makes it possible to optimally minimize changes in thrust R in the event of an error in measuring the parameter n in one of the channels of the electronic regulator while maintaining the functioning of the electronic regulator.
Гидромеханический модуль 3 представляет собой отдельный агрегат (единый конструктивный модуль), который в общем случае обеспечивает подачу топлива Gт в камеру сгорания ГТД 4, управление механизацией компрессора ГТД 4 (лопаток входного направляющего аппарата ВНА, клапанов перепуска воздуха КПВ - не показаны), управление другими устройствами ГТД по заданным командам из электронного регулятора 2.Hydromechanical module 3 is a separate unit (single structural module), which in general provides fuel supply Gt to the combustion chamber of the gas turbine engine 4, control of the mechanization of the gas turbine engine 4 compressor (blades of the inlet guide vane VNA, air bypass valves KPV - not shown), control other gas turbine engines according to given commands from the electronic controller 2.
Функционал и конструкция модуля 3 не является задачей настоящего изобретения. Специалистам в области ГТД ясно, что конструктивное исполнение модуля 3 может быть самым разнообразным, не только гидромеханическим, но и пневматическим.The functionality and design of module 3 is not the object of the present invention. It is clear to specialists in the field of gas turbine engines that the design of module 3 can be very diverse, not only hydromechanical, but also pneumatic.
ГТД 4 - газотурбинный двигатель с большой степенью двухконтурности, предпочтительно двухвальный (двухроторный). Газогенератор ГТД 4 включает компрессор высокого давления, камеру сгорания и турбину высокого давления, которая приводит во вращение компрессор высокого давления. Турбина низкого давления приводит во вращение вентилятор с компрессором низкого давления. Тяга двигателя 4 фактически прямо пропорционально определяется частотой вращения вентилятора nв. Поэтому очень важно для двигателя с большой степенью двухконтурности поддерживать требуемое значение nв, а при отказе датчика nв, согласно изобретению, обеспечивать частоту вращения ротора высокого давления nвд таким образом, чтобы переход на программу регулирования nвд не приводил к изменению тяги двигателя, более чем на 3…5% для условий взлетного режима.GTE 4 is a gas turbine engine with a high bypass ratio, preferably two-shaft (two-rotor). The gas generator GTE 4 includes a high-pressure compressor, a combustion chamber and a high-pressure turbine, which drives the high-pressure compressor. The low pressure turbine drives a fan with a low pressure compressor. The thrust of engine 4 is actually directly proportional to the fan rotation speed n in . Therefore, it is very important for an engine with a high bypass ratio to maintain the required value of n in , and in case of failure of the n in sensor, according to the invention, to ensure the rotation speed of the high-pressure rotor n in such a way that the transition to the n in control program does not lead to a change in engine thrust, by more than 3...5% for takeoff conditions.
Устройство работает следующим образом.The device works as follows.
Электронный регулятор 2 по сигналам датчиков параметров из блока 1 и по заданным программам управления формирует управляющие воздействия в гидромеханический модуль 3, чтобы обеспечить требуемый уровень тяги R и минимальный расход топлива Gт в ГТД 4. При штатной работе ГТД и отсутствии отказов управление тягой R осуществляют в зависимости от частоты вращения вентилятора nв по программе регулирования nв=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб). Важным является то, что в управлении тягой R используются осредненные значения параметров nв, Lруд,Т* вх,Р* вх, измеренных различными каналами электронного регулятора 2. Аналогичный подход применяется и для других программ регулирования, например, известной программы управления положением ВНА в зависимости от приведенной частоты вращения ротора высокого давления.Electronic controller 2, based on signals from parameter sensors from block 1 and according to specified control programs, generates control actions in hydromechanical module 3 to ensure the required level of thrust R and minimum fuel consumption G t in gas turbine engine 4. During normal operation of the gas turbine engine and the absence of failures, thrust R is controlled depending on the fan rotation speed n in according to the control program n in = f (L ore , T * in , P * in , C out ). It is important that in traction control R the averaged values of the parameters n in , L rud , T * in , P * in , measured by various channels of the electronic controller 2 are used. A similar approach is used for other control programs, for example, the well-known VNA position control program depending on the reduced rotation speed of the high-pressure rotor.
Согласно изобретению, определение средней величины измеренных значений одноименных дублированных датчиков из различных каналов электронного регулятора двигателя осуществляют по любому известному способу вычисления, такому, например, как среднее арифметическое или среднее квадратическое.According to the invention, the determination of the average value of the measured values of duplicated sensors of the same name from various channels of the electronic engine controller is carried out using any known calculation method, such as, for example, the arithmetic mean or the root mean square.
В течение всего полета с помощью блока 2.3 электронного регулятора осуществляют допусковый и перекрестный контроль датчиков блока 1.During the entire flight, with the help of block 2.3 of the electronic regulator, tolerance and cross-check of sensors of block 1 are carried out.
В случае отказа дублированных датчиков частоты вращения вентилятора nв, а именно, если показания дублированных датчиков частоты вращения вентилятора nв выходят за допустимый диапазон и/или отличаются между собой больше, чем на наперед заданную величину Δnв, например равную Δnв=3…8%, то управление тягой R двигателя осуществляют в зависимости от частоты вращения nвд газогенератора по заранее установленной программе регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб).In the event of a failure of the duplicated fan speed sensors n in , namely, if the readings of the duplicated fan speed sensors n in are outside the permissible range and/or differ from each other by more than a predetermined value Δn in , for example equal to Δn in =3... 8%, then the engine thrust R is controlled depending on the rotational speed n of the gas generator according to a preset control program n air =f(L ore , T * in , P * in , C out ).
Важной особенностью заранее установленной программы регулирования nвд=f(Lруд,Т* вх,Р* вх,Сотб) является то, что еще на этапе опытно-конструкторских работ по созданию ГТД она проектируется (моделируется) таким образом, чтобы переход на программу регулирования nвд не приводил к изменению тяги двигателя, более чем на 3…5% для условий взлетного режима. Такой подход обеспечивает как отказоустойчивость электронного регулятора двигателя, так и сохранение безопасности полетов.An important feature of the pre-established control program n ind =f(L ore , T * in , P * in , C out ) is that even at the stage of development work on the creation of a gas turbine engine, it is designed (modeled) in such a way that the transition to the nsp control program did not lead to a change in engine thrust by more than 3...5% for takeoff conditions. This approach ensures both the fault tolerance of the electronic engine governor and the preservation of flight safety.
В полете возможно возникновение постепенного отказа одного из каналов измерения регулируемого параметра, когда показания одного из дублированных датчиков будут оставаться в пределах допускового и перекрестного контроля. В данном случае, за счет заявляемого осреднения ошибка измерения регулируемого параметра уменьшается в два раза, следовательно, нежелательные изменения тяги также будут снижены.During flight, a gradual failure of one of the channels for measuring a controlled parameter may occur, when the readings of one of the duplicated sensors remain within the tolerance and cross-control limits. In this case, due to the claimed averaging, the measurement error of the controlled parameter is reduced by half, therefore, unwanted changes in thrust will also be reduced.
Заявляемый способ диагностики и парирования отказов датчиков регулируемых параметров двухканальной электронной системы автоматического управления газотурбинного двигателя успешно прошел испытания в составе опытных двигателей и в настоящее время внедряется в систему автоматического управления перспективного авиационного двигателя типа ПД-14. Управление тягой двигателя типа ПД-14 разработки АО «ОДК-Авиадвигатель» осуществляют в зависимости от частоты вращения вентилятора nв т.к. данный параметр наиболее полно и однозначно определяет тягу, обеспечивается его измерение точными и надежными способами. Так, в частности, на двигателе ПД-14 измерение параметров частоты вращения роторов вентилятора и высокого давления успешно осуществляют с помощью известных бесприводных магнитоиндукционных датчиков типа ДЧВ-16М (аналог магнитоиндукционных датчиков ДЧВ-2500А, ДТА-10Е), разработка АО «КПКБ», г. Казань, РФ. Точность измерения частоты вращения роторов составляет 0,01%.The inventive method for diagnosing and fending off failures of sensors of adjustable parameters of a two-channel electronic automatic control system of a gas turbine engine has been successfully tested as part of pilot engines and is currently being implemented in the automatic control system of a promising aircraft engine of the PD-14 type. The thrust control of the PD-14 type engine developed by JSC UEC-Aviadvigatel is carried out depending on the fan rotation speed n because this parameter most completely and unambiguously determines thrust; its measurement is ensured in accurate and reliable ways. So, in particular, on the PD-14 engine, measurement of the fan rotor speed and high pressure parameters is successfully carried out using well-known non-drive magnetic induction sensors of the DChV-16M type (analogous to the magnetic induction sensors DChV-2500A, DTA-10E), developed by JSC KPKB, Kazan, Russian Federation. The rotor speed measurement accuracy is 0.01%.
Таким образом, выполнение предлагаемого изобретения с вышеуказанными отличительными признаками в совокупности с известными признаками позволяет создать эффективный, высоконадежный и отказоустойчивый способ диагностики и парирования отказов датчиков параметров электронной системы автоматического управления ГТД за счет применения конструктивных мероприятий, в т.ч. направленных на поддержание заданного уровня тяги двигателя в ожидаемых условиях эксплуатации.Thus, the implementation of the proposed invention with the above distinctive features in combination with known features makes it possible to create an effective, highly reliable and fault-tolerant method for diagnosing and fending off failures of parameter sensors of the electronic automatic control system of a gas turbine engine through the use of design measures, incl. aimed at maintaining a given level of engine thrust under expected operating conditions.
Claims (6)
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2817573C1 true RU2817573C1 (en) | 2024-04-16 |
Family
ID=
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6195247B1 (en) * | 1998-06-02 | 2001-02-27 | Pratt & Whitney Canada | Exciter controlled by FADEC system |
| RU2387855C2 (en) * | 2008-05-26 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method control aircraft gas turbine engine operation |
| EP2592253A1 (en) * | 2011-11-08 | 2013-05-15 | Thales | FADEC for aeroengine |
| RU2554544C2 (en) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Digital electronic control system with built-in complete thermo- and gas-dynamic mathematical model of gas turbine engine, and aircraft gas turbine engine |
| RU2757949C1 (en) * | 2020-06-08 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Electromechanical system for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine |
| CN115576308A (en) * | 2022-10-25 | 2023-01-06 | 南京航空航天大学 | Turbofan engine key output and servo control loop feedback signal analysis redundancy method |
| RU2795359C1 (en) * | 2022-10-19 | 2023-05-03 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor |
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6195247B1 (en) * | 1998-06-02 | 2001-02-27 | Pratt & Whitney Canada | Exciter controlled by FADEC system |
| RU2387855C2 (en) * | 2008-05-26 | 2010-04-27 | Открытое акционерное общество "СТАР" | Method control aircraft gas turbine engine operation |
| EP2592253A1 (en) * | 2011-11-08 | 2013-05-15 | Thales | FADEC for aeroengine |
| RU2554544C2 (en) * | 2013-09-26 | 2015-06-27 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Digital electronic control system with built-in complete thermo- and gas-dynamic mathematical model of gas turbine engine, and aircraft gas turbine engine |
| RU2757949C1 (en) * | 2020-06-08 | 2021-10-25 | Акционерное общество "Объединенная двигателестроительная корпорация" (АО "ОДК") | Electromechanical system for controlling the reverser apparatus of a gas turbine engine |
| RU2795359C1 (en) * | 2022-10-19 | 2023-05-03 | Акционерное общество "ОДК-Авиадвигатель" | Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor |
| CN115576308A (en) * | 2022-10-25 | 2023-01-06 | 南京航空航天大学 | Turbofan engine key output and servo control loop feedback signal analysis redundancy method |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1531243B1 (en) | Method and system for incorporating an emission sensor into a gas turbine controller | |
| CN107893703B (en) | System and method for dynamically controlling operation of an aircraft | |
| EP2837799B1 (en) | Engine fuel control system | |
| CA2881700C (en) | Model based engine inlet condition estimation | |
| US5233512A (en) | Method and apparatus for actuator fault detection | |
| EP2149832A2 (en) | Method and systems for monitoring gas turbine engine temperature | |
| US5775090A (en) | Torque signal synthesis method and system for a gas turbine engine | |
| EP3640454A1 (en) | Fuel metering system | |
| RU2631974C2 (en) | Gas-turbine engine with augmented combustion chamber operation mode and its actualization system | |
| US4894782A (en) | Diagnostic system for determining engine start bleed strap failure | |
| RU2817573C1 (en) | Method for diagnosing and countering failures of sensors of controlled parameters of two-channel electronic automatic control system of gas turbine engine | |
| CN113167179B (en) | System and method for controlling aircraft turbine engine speed with fault management | |
| RU2319025C1 (en) | Gas-turbine engine control method | |
| US11866151B2 (en) | System and method for detecting propeller malfunction | |
| Kobayashi et al. | Aircraft engine on-line diagnostics through dual-channel sensor measurements: Development of a baseline system | |
| RU2795359C1 (en) | Method for controlling inlet guide vane of a gas turbine engine compressor | |
| RU2810867C1 (en) | Method for protecting gas turbine engine from compressor surge by electronic two-channel automatic control system | |
| RU2387855C2 (en) | Method control aircraft gas turbine engine operation | |
| RU2416036C2 (en) | Gas turbine engine control method | |
| RU2810866C1 (en) | Method for emergency protection of turbojet double-circuit twin-shaft engine from spinning of its rotors | |
| Gurevich et al. | Automatic Control to Reduce the Effect of Deterioration of Gas Turbine Engine Components on Its Performance Characteristics | |
| US20240150010A1 (en) | Systems and methods for controlling propeller control unit fluid pressure | |
| RU2345234C2 (en) | Method of gas turbine engine control | |
| US20240094067A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine temperatures | |
| CN114893300B (en) | Parameter control pressure parameter judging method and redundancy control method for small turbofan engine |