BR112015012287B1 - Dispositivo de controle de motor, computador de controle de motor digital de autoridade total, turboélice, e, motor de ventoinha sem duto - Google Patents

Abstract

DISPOSITIVO DE CONTROLE DE MOTOR, COMPUTADOR DE CONTROLE DE MOTOR DIGITAL DE AUTORIDADE TOTAL, TURBOÉLICE, E, MOTOR DE VENTOINHA SEM DUTO. A invenção consiste de um dispositivo de controle de motor, tendo meios de cálculo (150) para calcular um ponto de ajuste de passo (160) para pelo menos uma hélice do motor, os meios de cálculo (150) considerando pelo menos uma velocidade de voo (115).

Description

CAMPO TÉCNICO E TÉCNICA ANTERIOR

[001] A invenção reside no campo de dispositivos de controle para motores a turbina de aviação, que pode ter uma única hélice ou hélices contra- rotativas.

[002] A operação da(s) hélice(s) é convencionalmente controlada com base em dois modos principais de regulação.

[003] Primeiro, há regulação em constante velocidade de rotação, em que o passo da hélice, isto é, o ângulo de ajuste das pás de hélice, é ajustado com a ajuda de um servo-circuito de controle, a fim de atender a uma velocidade de ponto de ajuste de rotação, com a velocidade real sendo medida por um sensor dedicado. Este modo de regulação é usado para todos os estágios de voo, durante os quais velocidade para frente é bastante rápida para obter-se operação aerodinâmica da hélice.

[004] Outro modo conhecido de regulação é em passo constante, também conhecido como modo beta. O passo é servo-controlado para a posição de estrangulamento fornecida pelo piloto e para a velocidade de rotação da hélice. Este modo é usado durante todos os estágios em que a velocidade para a frente do avião é demasiado lenta para a característica aerodinâmica da hélice apresentar uma suficiente resposta de tração na face de variação na velocidade de rotação.

[005] Durante uma transição de um modo de regulação para outro, é desejável minimizar as variações de empuxo, que são para ser observadas em um dado valor da força transmitida pelo eixo, uma vez que tais variações são prejudiciais à percepção do piloto de que o motor está se comportando apropriadamente. É também desejável limitar as variações da velocidade da(s) hélice(s), por causa do impacto que tais variações têm sobre a dinâmica global do motor e por causa da vibração e ruído que são emitidos. É também desejável conservar a continuidade para a operação global do motor em todas as situações conduzindo a uma transição entre modos operacionais, tais como aceleração, desaceleração, variações inesperadas da atitude do avião, ou falhas.

[006] Infelizmente, a arquitetura do presente sistema de regulação baseia-se unicamente em medir passos e velocidades de rotação da hélice e não provê qualquer ação preventiva. A satisfação de todas as exigências para continuidade, que são esperadas no controle do motor, pode ser conseguida somente ao preço de degradação do desempenho, em particular selecionando- se passos que não correspondem à aerodinâmica da hélice, porém que são certos assegurarem que aquela operação seja estável.

[007] As transições entre os dois modos de operação, assim, conduz a dificuldades em termos de regulação do motor e estas dificuldades, que já são problemáticas nos turboélices convencionais com somente uma hélice, são tornadas piores em motores tendo duas hélices do tipo de ventoinha sem duto *qw “tqVqt cdgrtq”+ *qw. ugo fúxkfc. go swckuswgt oqVqtgu Vgpfq múltiplas hélices), uma vez que em tais motores o comportamento do rotor a jusante depende muito fortemente das condições de saída do rotor a montante.

[008] É, portanto, desejável melhorar as transições de um modo de regulação para o outro, enquanto satisfazendo as restrições acima mencionadas, em termos de variação de empuxo, velocidade e continuidade de operação.

[009] O trabalho de pesquisa realizado pela General Electric em dgpgfíekq fc PCUC *“GzVgnfgf rctcogVtke tgrtgugpVcVkqp qf eqortguuqt fanu cpf Vwtdkngu”. 3;:6 *TgrtgugnVa>«q rataofiVtkea guVgnfkfa fg ventoinhas e turbinas de compressor, 1984) ou publicado no Document SAE AIR 4065, procurou identificar as condições para minimizar perdas ou para expressar, de maneira simples, as relações entre as invariantes de uma hélice. Esse trabalho não propôs um método para melhorar as transições entre os dois modos de operação.

DEFINIÇÃO DA INVENÇÃO E VANTAGENS ASSOCIADAS

[0010] A fim de resolver as dificuldades acima mencionadas, a invenção provê um dispositivo de controle de motor tendo meios de cálculo para calcular um ponto de ajuste de passo para pelo menos uma hélice do motor, o meio de cálculo considerando pelo menos a velocidade do voo.

[0011] Por meio de tal dispositivo, é possível realizar ação preditiva e melhorar a função de servo-controlar o ponto de ajuste do passo, a fim de possibilitar que satisfaça as especificações definidas para a função de servo- controle durante transições de um modo de regulação para o outro, enquanto também satisfazendo as restrições acima mencionadas. Regulação antecipatória das exigências de passo é assim conseguida e as desvantagens acima mencionadas são limitadas e, em particular, a operação de descontinuidades e excursões das faixas de empuxo e das faixas de velocidade. A precisão, o tempo de reação e a estabilidade do circuito local para controlar o passo da(s) hélice(s) são também melhorados. O tempo requerido para convergência do servo-controle do passo é reduzido.

[0012] Além disso, para avião voando em velocidades mais elevadas (p. ex., em um número de Mach de voo maior do que 0,5), a invenção também torna possível melhorar a regulação da arfagem considerando a compressibilidade do ar em contato com as pás.

[0013] De acordo com uma características vantajosa, uma magnitude representativa de um comportamento da(s) hélice(s) é determinada usando-se pelo menos um polinômio, p. ex., de segunda ordem. Isto possibilita que o método seja realizado em um computador de força de computação modesta. O uso de um polinomial é uma operação matemática que é de incorporação simples e fácil em um computador de limitada força de computação.

[0014] De acordo com outra característica vantajosa, uma magnitude representativa de um comportamento da hélice é determinada em função de um número de Mach relativo para uma pá da hélice e um passo assumido para a hélice.

[0015] Cálculo é assim realizado dos efeitos da compressão associados com a velocidade na faixa transônica para hélices rápidas, tais como turboélices ou hélices de ventoinha não providas de duto.

[0016] Em certas formas de realização, os valores de perda numérica calculados com base nos modelos de perda estendida, associados com a operação da(s) hélice(s), são determinados. Esta característica torna possível estender a predição do comportamento da(s) hélice(s) ao envelope de voo, incluindo condições singulares.

[0017] Em certas formas de realização, um coeficiente de força absorvida é determinado. Além disso, em certas formas de realização, o meio de cálculo utiliza uma velocidade de rotação da(s) hélice(s). Além disso, provisão é também feita para o meio de cálculo utilizar uma suposição de passo e para ele utilizar um circuito de iteração, tendo um critério de parada que é convergência em um valor calculado para a força do eixo.

[0018] O dispositivo de controle pode ser constituído por um módulo para um computador de controle de motor digital de autoridade total ou pode ser incorporado nele.

[0019] A invenção também provê um computador de controle de motor digital de autoridade total, que inclui um dispositivo como mencionado acima e, além disso, também provê um turboélice incluindo um dispositivo de controle como mencionado acima ou um motor de ventoinha sem duto, incluindo um dispositivo de controle como mencionado acima.

BREVE DESCRIÇÃO DAS FIGURAS

[0020] A Figura 1 mostra um circuito para servo-controlar o passo de uma hélice de motor de turbina, de que a invenção foi desenvolvida.

[0021] A Figura 2 é um gráfico pelo qual é possível calcular os coeficientes de desempenho de uma hélice.

[0022] A Figura 3 mostra uma forma de realização da invenção.

[0023] A Figura 4 mostra um protocolo implementado em uma forma de realização da invenção.

[0024] As Figuras 5 e 6 mostram aspectos particulares do protocolo da Figura 4.

DESCRIÇÃO DETALHADA DE UMA FORMA DE REALIZAÇÃO

[0025] A Figura 1 mostra um circuito para controlar o passo de uma ou mais hélices, a fim de regular em uma constante velocidade de rotação.

[0026] Um ponto de ajuste 10 para a velocidade da hélice 20 é dado pelo piloto ou por um sistema de pilotagem automático ou servo-controlado. Um sensor 30 para ler a velocidade de rotação da hélice torna possível calcular a diferença 40 entre o ponto de ajuste e a velocidade instantânea.

[0027] Esta diferença 40 é transmitida para o controle de motor digital de autoridade total (FADEC) 50, que utiliza um ponto de ajuste relativo à posição da válvula reguladora de motor 12 e representativo da força distribuída para o eixo, a fim de determinar o ponto de ajuste 60 para o passo Esta determinação é realizada por um processo iterativo com base em uma lista de predeterminados valores de passo selecionados em função da posição do estrangulador (válvula reguladora) e sem considerar a velocidade do voo. O processo iterativo faz uso de um modelo que pega o passo e fornece a força dispensada para o eixo. As iterações são paradas quando a força calculada corresponde à força requerida.

[0028] Um sensor angular 70 para ler o passo torna possível calcular a diferença entre o valor instantâneo e o passo e o ponto de ajuste, e isto é transmitido pra o acionador 90, que atua sobre o passo da hélice 20.

[0029] O desempenho da(s) hélice(s) é representado utilizando-se invariantes não-dimensionais convencionais, como descrito abaixo,

Ct = coeficiente de tração Cp = coeficiente de força absorvida J = razão de avanço T = tração dispensada pela hélice PW = força disponível pelo eixo de hélice N = velocidade de rotação da hélice D = diâmetro da hélice v = velocidade para frente (ou voo) do avião d = afastamento das pás de hélice

[0030] Para hélices rápidas, tais como hélices de ventoinha sem duto ou turbopropulsor avançado, uma correção é adicionada que depende do número de Mach do voo, a fim de representar tão bem quanto possível o comportamento da hélice através do envelope de voo.

[0031] A combinação das invariantes Ct, Cp e J também torna possível definir a concepção de eficiência de hélice:

[0032] Estes coeficientes são usados na forma de uma variação de rnqVcigo fg “ecorq fg jfinkeg” go gfíekêpekc. go hwp>«q fc razão de avanço J e do coeficiente de força absorvida Cp, como mostrado na Figura 2.

[0033] A Figura 2 mostra a razão de avanço J ao longo do eixo geométrico das abscissas e os coeficientes de força absorvida Cp eixo geométrico das ordenadas acima. Estes são determinados conhecendo-se a eficiência j, para a qual as curvas de eficiência constantes 100 são plotadas, e conhecendo-se o ângulo de ajuste para o qual as curvas de passo constantes 110 são também plotadas.

[0034] Este gráfico apresenta desvantagens.

[0035] Primeiramente, é útil preparar uma pluralidade de gráficos deste tipo para diferentes números de Mach vistos pelas pás da hélice e interpolar os valores obtidos para J e Cp entre os gráficos. Além disso, em razão de as curvas agruparem-se na parte esquerda do fundo do gráfico, a precisão é fraca nesta zona. Além disso, é difícil gerar estes gráficos para condições extremas, tais como na proximidade do avião estolando, ou em um ângulo de incidência fortemente negativo. Finalmente, em velocidade zero, a eficiência é indeterminada.

[0036] A Figura 3 mostra os princípios gerais de uma forma de realização da invenção. Os elementos recebem referências numéricas que podem ser derivadas daquelas usadas na Figura 1 adicionando-se 100. Assim, FADEC 150 (ou um subsistema de FADEC encarregado de regular o passo da(s) hélice(s)) utiliza a diferença 140 entre o ponto de ajuste da velocidade e a velocidade de rotação instantânea da(s) hélice(s), para calcular o ponto de ajuste 160 para o passo. A fim de realizar este cálculo, FADEC 150 também considera o ponto de ajuste relativo à posição 112 do acelerador manual, que representa a força dispensada ao eixo, como na Figura 1. Entretanto, é também considerada a velocidade do voo do avião 115.

[0037] No FADEC 150, a fim de realizar o cálculo acima mencionado, é feito uso de um modelo do desempenho da(s) hélice(s), com base na predição das perdas associadas com a operação da(s) hélice(s) (referidas abaixo como Perda), e do coeficiente de força absorvida Cp, ambos sendo avaliados em função das condições operacionais, isto é, em função da velocidade de voo do avião v 115 e da(s) velocidade(s) de rotação N da(s) hélice(s), conforme medidas pelo sensor 130, em função de uma suposição do passo d. Como na Figura 1, este modelo de desempenho é implementado iterativamente dentro do FADEC 150 com base em sucessivos refinamentos da suposição de passo, até a convergência ser obtida em torno do ponto de ajuste para a força do eixo.

[0038] A perda é definida como sendo a diferença entre o trabalho obtido pela força de tração e a potência mecânica supridas ao eixo, empregando-se a expressão:perda = PW- T.v = Cp - J.Ct

[0039] Em comparação com a eficiência, a perda tem a vantagem de ser definida sempre e de ser positiva, independente do modo de operação da(s) hélice(s).

[0040] O diagrama da Figura 4 resume a arquitetura do modelo. A predição destas duas magnitudes (perda e Cp) é realizada por cálculo polinominal simples, com coeficientes que são calculados em função do passo d e do número de Mach relativo 300 das pás, que é por si uma função da velocidade de voo do avião v 115 e da(s) velocidade(s) de rotação N da(s) hélice(s).

[0041] Os valores de entrada v (referência 115, conforme medido), N (referência 130, conforme medido) e d (referência 175, suposição a ser refinada por iteração) são usados na implementação presentemente descrita, para determinar oito valores numéricos, cada um dos quais é lido de uma tabela predefinida correspondente. É possível imaginar outras implementações no contexto da invenção, com outros números de tabelas. As oito tabelas são mostradas na figura sob referências 401 a 408. Em cada uma destas tabelas, o eixo geométrico das abscissas representa o número de Mach relativo das pás e o eixo geométrico das ordenadas representa o valor numérico a ser lido. Uma pluralidade de curvas, correspondendo a vários valores de passo d, está presente em cada uma das tabelas, e em cada tabela, selecionando-se a curva e o valor da abscissa fornece-se um único valor numérico a ser lido. É naturalmente possível interpolar entre valores lidos de duas curvas que correspondem a dois valores de β.

[0042] Os oito valores numéricos lidos das tabelas tornam possível determinar os valores numéricos para as duas magnitudes procuradas, a perda 410 e o coeficiente de força absorvida (Cp) 415, enquanto utilizando-se polinomiais de segunda ordem. Determinar estes valores torna possível deduzir a força do eixo 420 e a tração dispensada, no contexto de um modelo para predizer o comportamento aerodinâmico da hélice. O processo iterativo é continuado com um valor de passo refinado 175, até a força de eixo calculada 420 corresponder ao ponto de ajuste 112.

[0043] O método assim baseia-se na identificação de um ponto operacional em perda mínima e nas correlações que tornam possível definir a diferença entre este ponto e a operação ótima.

[0044] As correlações de perda podem ser modeladas na forma de dois elementos parabólicos, como mostrado na Figura 5, uma delas eqttgurqpfgpfq c âniwnqu fg kpekfêpekc rqukvkxqu *‘lcfq fg guVqn”+ g c qwVtc eqttgurqpfgpfq c âniwnqu fg knekfênekc ngicVkxqu *‘lcfq acelerador manual”+0 Rtghgtg-se mostrar esta perda no plano da razão de avanço J (na esquerda da Figura 5).

[0045] Um parâmetro de posição GH é introduzido que é definido como segue: GH = Jml – J onde Jml representa a razão fg cxcn>q rctc rgtfc oinkoc *“rgtfc oinkoc J”). GH, assim, representa a diferença entre a razão de avanço e a operação em perda mínima.

[0046] O modelo de perda é assim estabelecido empregando-se a seguinte equação:

[0047] Este modelo faz uso de somente quatro coeficientes, para passo d de pá dado e número de Match dado, relativos à operação. Estes coeficientes são como segue: Perdaml: perda mínima; Jml: razão de avanço correspondendo a perdas mínimas; A2perdaacelerador manual: curva parabólica de perda para ângulos negativos de incidência; e A2perdaestol: curva parabólica de perda para ângulos positivos de incidência.

[0048] O coeficiente de força absorvida representa o desempenho aerodinâmico das pás e é diretamente associado com o ângulo de incidência local das pás.

[0049] O coeficiente de força varia de uma maneira que pode ser modelada simples e especificamente na forma da combinação de uma tendência linear e de dois elementos parabólicos, um correspondendo a âpiwnqu fg kpekfêpekc rqukvkxqu *“lcfq gutol”) g q qwVtq c âpiwnqu pgicVkxqu fg kpekfêpekc ("lado acelerador manual”)o

[0050] O modelo para o coeficiente de força absorvida Cp é, assim, estabelecido da seguinte forma:

[0051] Este modelo mais uma vez faz uso de somente quatro coeficientes para o dado passo de pá d e dado número de Mach relativo à operação. Estes coeficientes são como segue: Cpml: coeficiente de força absorvida na linha de perda mínima; A1: coeficiente de primeira ordem do modelo para o coeficiente de força absorvida; A2Cpacelerador manual: curva parabólica do coeficiente de força absorvida para ângulos de incidência negativos; e A2pestol: curva parabólica do coeficiente de força absorvida para ângulos de incidência positivos.

[0052] Esta abordagem analítica para a perda e para o coeficiente de força absorvida torna possível não somente identificar o desempenho da hélice que pode ser calculado pelo meio preditivo usual (códigos aéreos de linha de levantamento 2D, 3D Navier-Stokes) ou por meios experimentais, porém também estender a predição fora desta faixa.

[0053] A operação de uma ou mais hélices apresenta pelo menos cinco pontos característicos, como mostrado na Figura 6. Estes pontos são como segue: • ponto estático caracterizado por velocidade para frente zero (J = 0); • ponto de eficiência máximo; • ponto de perda mínimo; • ponto de transparência: o início da operação no modo inverso (mudança de sinal para o coeficiente de tração); e • ponto de rotação livre: o início de operação no modo de rotação livre (arraste sendo suprido sem força sendo absorvida, Cp = 0).

[0054] O modelo polinomial descrito acima possibilita que as coordenadas (em termos de perdas e coeficiente de força) de cada uma destes cinco pontos característicos sejam calculadas analiticamente. Em particular, a possibilidade de predizer o desempenho da(s) hélice(s) nos pontos singulares, isto é, os pontos estático, de transparência e rotação livre, constitui progresso na capacidade de representar o comportamento da(s) hélice(s) sobre a inteira faixa operacional, de afogamento total a marcha lenta e para todas as condições de voo externas.

[0055] A solução técnica proposta aqui apresenta as vantagens: de ser de fácil implementação digitalmente, ser adequada para incorporar em um computador de força computacional modesta (algumas interpolações lineares a serem realizadas em formações numéricas de todas as dimensões, alguns cálculos analíticos de polinomiais); da predição ser robusta por causa da exclusividade das soluções obtidas; da precisão matemática ser idêntica, independente da zona operacional sob consideração (incluindo à esquerda do fundo do gráfico [J, Cp]; de simplificar e tornar confiável a maneira pela qual o cálculo é realizado dos efeitos da compressibilidade, expressando-se os coeficientes fundamentais do método em função do número de Mach relativo das pás; e de estender a capacidade para predizer o comportamento da(s) hélice(s) ao inteiro envelope de voo, incluindo as condições singulares (condição estática, ponto de transparência, ângulo de pá, ... ), uma vez que o conceito de perda em que a solução se baseia é sempre definido e positivo.

[0056] A invenção não é limitada às formas de realização descritas, porém estende-se para qualquer variante vindo para dentro do âmbito do escopo das reivindicações.

Claims (10)

1. Dispositivo de controle de motor, caracterizado pelo fato de que tem meios de cálculo (150) para calcular um ponto de ajuste de passo (160) para pelo menos uma hélice do motor, os meios de cálculo (150) empregando um modelo de desempenho de hélice, que considera pelo menos uma velocidade de voo (115), a fim de adaptar o ponto de ajuste de passo (160), enquanto considerando um ponto de ajuste de força de eixo, o modelo de desempenho da hélice sendo baseado nas perdas previstas associadas com a operação da hélice e um coeficiente de força absorvida.

2. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que a magnitude representativa de um comportamento da hélice é determinada usando-se pelo menos um polinomial de segunda ou mais elevada ordem.

3. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que uma magnitude representativa de um comportamento da hélice é determinada como função de um número de Mach relativo para uma pá da hélice e um passo assumido para a hélice.

4. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os meios de cálculo (150) utilizam uma velocidade de rotação da hélice .

5. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que o meio de cálculo utiliza uma suposição para o passo.

6. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que os meios de cálculo (150) utilizam um circuito de iteração tendo um critério de parada que é um valor calculado para a força de eixo convergir em um ponto de ajuste de força de eixo.

7. Dispositivo de controle de acordo com a reivindicação 1, caracterizado pelo fato de que é constituído por um módulo para um computador de controle de motor digital de autoridade total.

8. Computador de controle de motor digital de autoridade total (150), caracterizado pelo fato de que inclui um dispositivo de controle como definido na reivindicação 1.

9. Turboélice, caracterizada pelo fato de que inclui um dispositivo de controle como definido na reivindicação 1.

10. Motor de ventoinha sem duto, caracterizado pelo fato de que inclui um dispositivo de controle como definido na reivindicação 1.

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