CN111183280B - 用于控制从飞行器的加压气流中提取气流的可控阀的单元 - Google Patents

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Abstract

一种用于调节与涡轮发动机(1)的热交换组件(10)相关联的热参数(TM)的系统，其包括：用于测量或估算所述热参数(TM)的至少一个装置(21)，作用于所述组件(10)中流过的流体流量的可控阀(15)，以及调节器(22)，所述调节器(22)包括比较器(32)，该比较器确定与所述热参数(TM)和设定点(TC)之间的差值(ε)有关的误差信号(ε)的符号。调节器(22)还包括：开关(33)，该开关(33)配置为基于所述符号，向阀(15)控制系统(35)传送切换阀(15)到关闭状态的最大控制电流(Max)和切换阀(15)到打开状态的最小控制电流(Min)，以及移相器(24)，该移相器(24)配置为对误差信号(ε)应用相位超前，根据控制系统(35)的时间常数(τ)的估算确定该相位超前。

Description

用于控制从飞行器的加压气流中提取气流的可控阀的单元
背景技术
本发明涉及用于航空燃气涡轮发动机的涡轮发动机的一般领域。更具体地，它涉及对飞行器的排气系统的供应温度的调节。
飞行器，例如飞机，包括其中布置有驾驶舱和客舱的机身，以及至少一个涡轮发动机。这种涡轮发动机包括发动机和风机，在该发动机和风机处可以进行排气。这种排气是通过称为排出系统的系统进行的，该系统包括多个阀和热交换器。这些阀允许从发动机中循环的各种空气流中排气，特别是从发动机的至少一个压气机级的加压空气流中排出的高压高温空气流，以及例如，在冷空气流循环的次流路中，从风机的下游排出的冷风机空气流。高压空气流和风机空气流可以被输送到热交换器，以允许降低热交换器出口处高压空气流的温度，从而调节发送到飞机系统的空气的温度。排出的空气的另一部分可用于为飞机的除冰系统供气。
通过监控一个或几个空气流排气阀的打开来获得这种调节。可以通过选择一个或几个要监控的阀来调节空气流的温度，例如，通过监控用于排出风机空气流的阀的打开或关闭来调节。
还可为LPTACC(低压涡轮机活动间隙控制)系统排出空气流，以调节一方面涡轮机转子的可动叶片的尖端与另一方面围绕叶片的外壳的涡轮机环之间的间隙。涡轮机叶片的尖端与围绕它们的环之间存在的间隙，取决于旋转部件，例如，圆盘和形成涡轮机转子的叶片与固定部件，例如，外壳之间的尺寸变化的差异，该外壳包括其所包括的涡轮机环。一些尺寸变化与叶片、圆盘和壳体的温度变化有关，而其它则与施加在涡轮机转子上的离心力的机械作用有关。然而，为了提高涡轮机的性能，期望尽可能地减小间隙。在速度增加期间，例如，在航空发动机的涡轮发动机中从地面空转速度过渡到起飞速度期间，施加在涡轮机转子上的离心力趋于使涡轮机环的叶片尖端先于涡轮机环在与速度增加相关的温度增加的影响下有时间膨胀，这会产生接触风险。
为了调节间隙，已知的是使用主动控制系统，该主动控制系统利用在涡轮机环的外表面上的例如，在压气机处和/或在涡轮发动机的风机的下游排出的空气流的排放。送到涡轮机环外表面的新鲜空气具有冷却后者的作用，因此限制了其热膨胀，从而有可能使间隙最小化，反之，热空气会促进涡轮机环的热膨胀，从而增加间隙，例如可以避免叶片尖端和环之间的接触。
使用控制单元执行调节，该控制单元作用于位置调节阀，基于间隙设定点和基于实际叶片尖端间隙的估算值，控制导向涡轮机环的空气的流量和/或温度。
还可为涡轮风机发动机的流道内核心室冷却系统排出空气流。该系统包括：阀，该阀从风机的出口处的空气流排出冷却空气；以及冷却歧管，以确保对位于主流路和次流路之间的涡轮发动机的核心壳体中的控制构件和附件进行冷却。
通常，经由带有可变进气截面的截止阀，由风机空气阀的缩写FAV表示，从风机下游的次流中排出供应交换器的冷空气。
控制该阀的闸板的角度位置，例如由一个或两个枢转阀瓣形成的闸板，其允许调节用于交换器的由FAV排出的冷空气流量，从而允许调节在交换器出口处输送到飞机的空气的热，对于称为排气系统的调节系统，温度通常由“温度排气”表述。
在所考虑的示例中，FAV系统由两个阀瓣的系统组成，该两个阀瓣机械地连接至气缸，从而允许打开或关闭这些阀瓣。气缸由扭矩马达供应空气，该扭矩马达对供应室加压，该扭矩马达由称为调节的“肌肉”压力的压力提供。
然而，使用这种FAV阀进行的调节造成由阀本身引起的问题，特别是在这种FAV系统不具有允许知道阀瓣位置的阀瓣位置反馈的情况下。另一方面，与制造有关的离差和与环境条件有关的离差会在定律中产生明显的可变性，该可变性与发送到扭矩马达的控制电流与阀瓣的位置有关。
因此，阀瓣控制电流与截止阀阀瓣位置之间的关系具有明显的可变性，如图1所示，图1给出了基于控制电流表示阀瓣位置的图。
在图1中的曲线图上，对于具有对应于横坐标B以毫安为单位的电流值，阀瓣可以根据定律的变化而关闭或打开，如阀的左特性和曲线图的右特性所示。换句话说，要发送的用于要关闭的截止阀的阀瓣的控制电流的值可以从对应于横坐标B的值变化为或移位到对应于点C的横坐标的值。
实际上，如图1所示，在阀的最左特性中用于关闭阀的电流(B mA)对应于在最右特性中阀瓣打开的值。
因此，监控要发送的控制电流的问题直接来自此特征。实际上，任何具有积分器的校正器都将被迫承受无无效的电流范围。
例如，在控制器经历的具有如图1左图所示特性的阀的情况下，从对应于最大电流的控制电流开始，也就是说该最大电流具有与横坐标C的值对应的电流值，从而使调节器处于控制饱和状态，则根据控制定律将截止阀关闭。如果需要打开截止阀来调节排放系统的空气温度，则控制设备必须达到具有与横坐标B相对应的值的电流，以开始观察阀的运动。校正器的增益无法适应阀的位置，因为该位置是未知的，这会导致非常缓慢地越过截止阀的无效区。这意味着调节的响应时间非常慢。
在现有技术中推荐用于此类监控的调节器通常是PID型，即比例积分导数型校正器。
从文件FR 2978123可以了解到一种用于具有FAV截止阀控制的排气系统的排气管理系统。本文中描述的系统具有由探头提供的温度信息的特殊管理，但没有任何调节。
具有用于控制FAV的线性二次型调节器，包括致动器的控制设备或控制器也是已知的。控制器将位置控制信号发送到致动器，但不考虑基于FAV阀瓣位置的信号控制定律的可变性。
发明内容
本发明旨在克服上述缺点，特别是将要输送的控制电流连接到可控阀的阀瓣位置的控制定律的可变性，控制定律的可变性产生无效控制范围，通过提供用于调节排出流的温度的控制单元，使得可以补偿可控阀的控制定律的控制电流的无效范围。
本发明的一个目的是提出一种用于调节与涡轮发动机的热交换组件相关联的热参数的系统，该系统包括：
–用于测量或估算所述热参数的至少一个装置，
–由至少部分地电动控制系统控制的阀，该阀包括闸板，例如，该闸板由至少一个阀瓣形成，所述闸板被配置为在所述热交换组件中改变流体通过的流量，以便影响所述热参数，以及
–调节器，所述调节器包括比较器，该比较器被配置为确定由所述装置测量或估算的热参数的值与设定点之间的差有关的误差信号的正号或负号。
根据本发明的一般特征，调节器还包括：
–开关，其联接到比较器的输出端，并配置为基于误差信号的正号或负号，向阀控制系统输送最大控制电流或最小控制电流，最大控制电流使得可以在限定阀的完全关闭状态的第一位置切换所述阀的闸板，并且最小控制电流使得可以在限定阀的完全打开状态的第二位置切换所述阀的闸板，以及
–移相器，其被配置为对误差信号应用相位超前，根据阀控制系统的时间常数的估算确定该相位超前。
阀控制系统可以是电动气动系统，如文件FR 2774357中所述。因此，控制系统可以是阀的扭矩马达，该扭矩马达致动气缸，从而可以改变其中闸板由至少两个阀瓣形成的情况中的阀瓣的位置。控制系统和阀可以集成在同一块中。
因此，调节系统的调节器被配置为在全有或全无模式下运行。具有相位超前的全有或全无型调节器的使用为飞行器的排气系统提供了理想的性能，并且调节非常简单。
在控制单元中单独使用的全有或全无型调节器，用于调节飞行器中排气系统输出的空气的温度，其主要缺点是可能会导致潜在地明显超过温度设定点。确实，使用全有或全无型调节器来控制阀，只有在温度等于或超过温度设定点时，控制才可以反转。因此，排气系统，特别是阀的响应时间，可以产生在交换器出口处输送到飞机的空气温度明显超过设定点温度，即，空气温度是待由适当的装置进行测量或估算来调节的温度。
(1+τp)型相位超前，其中τ是系统的时间常数，p是信号，应用于为控制单元的比较器提供的信号，即，应用于在由设定点温度和所测温度之间的差值产生的信号，允许克服该问题。
通过确定温度的导数，即，温度梯度，并将该梯度应用于所测温度和设定点温度之间存在的温度差值来确定相位超前。因此，可以预测实际(测量的或估算的)温度可能超过设定点温度的时刻，并且可以提前对控制电流的切换进行控制，即，在实际温度已经超过设定点温度之前进行控制。
如果可以实时估算阀控制系统的时间常数，则可以将其直接用作相位超前中的时间常数，以便提前基于涡轮发动机的运行参数来调整时间。
根据一个实施方式，用于测量或估算热参数的装置可以是温度传感器，其被配置为测量从热交换组件的热交换器输出的空气的温度。
根据调节系统的第一方面，移相器可以包括分流器，该分流器被配置为提供误差信号的时间导数，在给定时刻应用于误差信号的相位超前通过将时间常数乘以该时刻的时间导数来计算。
根据调节系统的第二方面，移相器可以包括放大器，该放大器被配置为向所述阀控制系统的时间常数应用小于或等于1的正调节增益。
阀的时间常数被应用为以称为调节增益的调节常数为模。调节增益允许基于控制单元期望的校正来调节相位超前。增益为1可提供最大的相位超前，可有规律地切换电流控制。小于1的增益允许限制控制器的切换频率，从而延长阀的使用寿命。
优选地，调节增益包括在0.4至0.6之间。
根据调节系统的第三方面，阀控制系统包括由电动机致动的阀构件，以及由阀构件控制并且能够致动阀的打开和关闭的气动控制装置。
根据调节系统的第四方面，向所述热交换组件供应的流体是在涡轮发动机的风机的下游排出的空气，并且旨在冷却热交换组件。
根据调节系统的第五方面，热交换组件可以包括：
–第一管道，该第一管道排出涡轮发动机的压气级下游的第一加压空气流，
–第二管道，该第二管道排出由所述风机的下游排出的空气形成的第二空气流，第二排出的空气流的温度低于第一排出的空气流的温度，
–热交换器，所述第一和第二管道连接到该热交换器，所述热交换器能够通过与第二空气流的热交换来降低在交换器的出口处的第一空气流的温度，
调节系统包括适于测量所述热参数的温度传感器，该热参数对应于在热交换器的出口处的第一管道中的第一空气流的温度，
所述阀被联接至第二管道，以便改变第二空气流的流量，以便调节在热交换器的出口处的第一管道中的第一空气流的所述温度。
在调节系统的一种变型中，热交换组件可以包括：
–用于排出所述流体的至少一个管道，流体包括在涡轮发动机的风机的下游排出的空气和/或在涡轮发动机的压气级的下游排出的空气，以及
–涡轮机环，其外表面能够被所述排出的空气通风，以改变所述环的温度，
布置所述阀以改变排出的空气的流量，以便通过调节由涡轮机环的膨胀状态组成的热参数来控制涡轮机叶片尖端的间隙。
在另一个目的中，提出了一种用于调节与涡轮发动机的热交换组件相关联的热参数的方法，该方法旨在实施在调节系统中，该调节系统包括用于测量或估算所述热参数的至少一个装置，由至少部分地电控系统控制的阀，该阀包括闸板，该闸板配置为改变在所述热交换组件中的流体通过的流量，以便影响所述热参数。
根据该目的的一般特征，该方法包括：
–比较步骤，其中确定误差信号的正号或负号，该误差信号的正号或负号与由所述装置测量或估算的热参数的值和设定点之间的差值有关，
–控制电流切换步骤，其中基于误差信号的正号或负号，向阀控制系统输送最大控制电流或最小控制电流，最大控制电流可以在限定阀完全关闭状态的第一位置切换所述阀的闸板，而最小控制电流可以在限定阀完全打开状态的第二位置切换所述阀的闸板，以及
–相移步骤，其中将从阀控制系统的时间常数的估算所确定的相位超前应用于误差信号，相移步骤在比较步骤之前。
根据调节方法的第一方面，相移步骤可以包括求导子步骤，在求导子步骤中计算误差信号的时间导数，在给定时刻应用于在误差信号的相位超前通过将时间常数乘以该时刻的所述时间导数来计算。
根据控制方法的第二方面，相移步骤可以包括放大子步骤，在放大子步骤中向所述阀控制系统的时间常数应用小于或等于1的正调节增益。
优选地，调节增益包括在0.4至0.6之间。
在另一个目的中，提出了一种飞行器的涡轮发动机，其包括用于调节热参数的系统。
附图说明
参考附图，出于说明性目的而非限制性，阅读以下内容将更好地理解本发明，其中：
–图1示出了根据现有技术，基于控制电流表示阀瓣位置的图；
–图2示意性地示出了具有根据本发明的一个实施方式的热交换组件的涡轮发动机；
–图3示意性地示出了根据本发明的一个实施方式的控制单元；
–图4示出了根据本发明的一种实施方式的控制方法的流程图。
具体实施方式
图2示意性地示出了具有根据本发明的一个实施方式的热交换组件的飞行器的涡轮发动机1。
涡轮喷气发动机1是涡轮风机和双体类型的，并且具有纵轴线X。涡轮喷气发动机具体包括风机2，该风机2输送空气流，该空气流分成在主流FP的主流路3中流动的主流FP和在与主流路3同轴的次流FS的次流路4中流动的次流FS。主流路3在核心护罩30和流路间的隔室34之间延伸，而次流路4在流路间的隔室34和外部护罩40之间延伸。在主流FP的流动方向上从上游到下游，主流路3包括低压压气机5、高压压气机6、燃烧室7、高压涡轮机8和低压涡轮机9。
涡轮喷气发动机1包括安装在流路间的隔室34中的热交换组件10。热交换组件10包括用于排出热空气流和冷空气流的系统，该系统配置为用冷空气冷却热空气，并在在热交换组件10的出口处提供冷却空气，该冷却空气被调节至飞行器的设备11和/或使用该空气的涡轮发动机的设备11的所需温度和所需压力，该设备11例如是用于调节飞行器机舱空气的设备，为涡轮发动机的空气动力学表面除冰的设备等。
热交换组件10包括热空气排出管道12、冷空气排出管道13和热交换器14。
热空气排出管道12经由热交换器14将主流路3，更具体地在压气级5或6处流体地连接到设备11。因此，热空气排出管道12排出部分主流FP，并经由热交换器14将其输送到设备11。热空气排出管道12在压气级5或6处通向主流路3，并因此将压气级5或6连接到热交换器14的入口。
冷空气排出管道13排出次流路4中的部分次流FS，并且在通过热交换器14之后，相对于次流FS的方向，输送如此从排出位置下游的次流路中排出的部分空气。冷空气排出管道13第一次打开通向次流路4以排出部分次流FS，并且第二次打开通向次流路4以在通过热交换器4期间被加热之后，重新注入从排出位置下游的次流FS中排出的部分流。因此，冷空气排出管道13使接收由风机2输送的次流FS的次流路4与热交换器14连通。
因此，来自风机2的冷空气横向地通过热交换器14，以冷却从压气机级4排出，并在热交换器14中从其入口到其出口循环的热空气。在热空气排出管道12中循环的热空气和在冷空气排出管道13中循环的冷空气保留在热交换器14内的分开的管道中，并且从不混合。
为了排出来自次流路4的冷空气流，热交换组件10包括安装在流路间的隔室34中提供的进气口上的截止阀类型的可控阀15。阀15包括由控制系统35控制的气缸致动的机械阀瓣，该控制系统35包括扭矩马达。
阀15，更具体是阀15的扭矩马达35由控制单元20控制。
控制单元20包括温度传感器21，其安装在部分管道上的热空气排出管道12中，部分管道在热交换器14和设备11之间延伸；以及包括从热交换器14输出的空气流的温度的调节器22。
温度传感器21被配置为测量被输送到设备11的空气流的温度，即，在热交换器14的出口处的热空气排出管道12中循环的热空气流的温度。
如图3中示意性所示，调节器22是全有或全无类型的，并且其包括减法器23，该减法器23接收温度设定点TC和由温度传感器21输送的实际温度TM的测量作为输入。减法器23配置为确定误差ε，即设定点温度TC与测量的温度TM之间的差值。
调节器22还包括相位超前模块或移相器24，移相器24包括旁路块26、放大器28、乘法器29和加法器31。
旁路块26或分流器从减法器23传送的误差信号ε计算误差信号的时间导数dε/dt。分流器26将误差信号的时间导数dε/dt传送给乘法器29。
放大器28接收与控制阀15的扭矩马达35的时间常数τ相对应的时间常数作为输入。放大器28对作为输入而接收的时间常数τ应用小于或等于1的正调节增益G，并输出对应于时间常数τ乘以增益G并乘以误差信号的时间导数dε/dt的信号。
调节增益允许调节相位超前。增益1允许这种类型的调节器22的最大相位超前，这将循环很多控制。小于1的增益允许限制循环频率，从而延长阀15的使用寿命。0.5的增益在调节性能和控制的循环频率之间取得良好的折衷。
加法器31接收由乘法器29传送的信号和由减法器23传送的误差信号ε作为输入，因此输出具有相位超前的误差信号。
调节器22还包括比较器32和开关33。从加法器31得到的信号被发送到比较器32，比较器32确定由移相器24的加法器31传送的结果信号的符号。然后信号从比较器32输出到开关33，该开关33被配置为输出阀15的扭矩马达35的控制电流值，该控制电流值能够在对应于最小电流Min的第一值和对应于最大电流Max的第二值之间切换。
涡轮喷气发动机1的高压涡轮机8包括由盘形成的转子，在该盘上安装有布置在主流路3中的多个可动叶片。转子被涡轮机壳体包围，该涡轮机壳体包括涡轮机环，该涡轮机环通过固定垫片由外部涡轮机壳体承载。
涡轮机环可以由多个相邻的扇区或区段形成。在内侧，其设置有耐磨材料层，并且通过与所述叶片的尖端布置间隙而围绕转子叶片。
涡轮喷气发动机1可以进一步包括次排气系统，类似于热交换组件10，并且未在图2中示出，从而使得可以通过以可控方式，调整外部涡轮机壳体的内径来控制间隙。为此，控制单元，类似于热交换组件10的控制单元20监控排出的空气流量，以便改变被引导朝向外部涡轮机壳体的空气的温度，从而通过调节由涡轮机环膨胀状态组成的热参数，控制涡轮机叶片的间隙。
图4示出了根据本发明的一种实施方式的用于控制可控阀的方法的流程图，该可控阀用于排出飞行器的加压空气流中的空气流。
在第一步骤400中，控制单元20的温度传感器21对在热交换器14的出口处，在热空气管道12中循环的气流的温度TM进行测量。
在下一步骤410中，控制单元20的调节器22计算在设定点温度TC和在先前步骤400中所测量的温度TM之间存在的差值ε。
在下一步骤420中，调节器将相位超前应用于在先前步骤410中计算出的差值ε。
在下一步骤430中，由调节器22的比较器32确定与已经应用了相位超前的误差ε有关的信号的符号。
然后，在先前步骤430中确定的符号被传送到开关33，该开关33输出控制电流，该控制电流的值对应于用于打开阀15的阀瓣的最大值或对应于用于关闭阀15的阀瓣的最小值。
本发明允许提供一种用于调节排出流的温度的控制单元，使得可以补偿可控阀的控制定律的控制电流的无效范围。

Claims (13)

1.一种用于调节与涡轮发动机(1)的热交换组件(10)相关联的热参数(TM)的系统，其包括：
–用于测量或估算所述热参数(TM)的至少一个装置(21)，
–由至少部分地电动的控制系统(35)控制的阀(15)，该阀(15)包括闸板，所述闸板被配置为在所述热交换组件(10)中改变流体通过的流量，以便影响所述热参数(TM)，以及
–调节器(22)，所述调节器(22)包括比较器(32)，该比较器被配置为确定由所述装置(21)测量或估算的热参数(TM)的值和设定点(TC)之间的差值有关的误差信号(ε)的正号或负号，
其特征在于，调节器(22)还包括：
–开关(33)，其联接到比较器(32)的输出端，并配置为基于误差信号(ε)的正号或负号，向控制系统(35)输送最大控制电流(Max)或最小控制电流(Min)，最大控制电流(Max)使得可以在限定阀(15)的完全关闭状态的第一位置切换所述阀(15)的闸板，并且最小控制电流(Min)使得可以在限定阀(15)的完全打开状态的第二位置切换所述阀(15)的闸板，
–移相器(24)，其被配置为对误差信号(ε)应用相位超前，从控制系统(35)的时间常数(τ)的估算确定该相位超前。
2.根据权利要求1所述的调节系统，其中，移相器(24)包括分流器(26)，该分流器(26)被配置为提供误差信号(ε)的时间导数，在给定时刻应用于误差信号(ε)的相位超前通过将时间常数(τ)乘以该时刻的时间导数来计算。
3.根据权利要求1所述的调节系统，其中，移相器(24)包括放大器(28)，所述放大器(28)被配置为向所述控制系统(35)的时间常数(τ)应用小于或等于1的正调节增益(G)。
4.根据权利要求3所述的调节系统，其中，调节增益(G)包括在0.4至0.6之间。
5.根据权利要求1所述的调节系统，其中，控制系统(35)包括由电动机致动的阀构件，以及由阀构件控制并能够致动阀(15)的打开和关闭的气动控制装置。
6.一种飞行器的涡轮发动机(1)，其特征在于，其包括根据权利要求1至5中的任一项所述的用于调节与涡轮发动机(1)的热交换组件(10)相关联的热参数(TM)的系统。
7.根据权利要求6所述的涡轮发动机(1)，其中，供应所述调节系统的所述热交换组件(10)的流体是在涡轮发动机(1)的风机(2)下游排出的空气，并且旨在冷却热交换组件(10)。
8.根据权利要求7所述的涡轮发动机(1)，其中，所述调节系统的热交换组件(10)包括：
–第一管道(12)，该第一管道(12)排出涡轮发动机的压气级(5)下游的第一加压空气流，
–第二管道(13)，该第二管道(13)排出由所述风机(2)下游排出的空气形成的第二空气流，第二排出的空气流的温度低于第一排出的空气流的温度，
–热交换器(14)，所述第一管道(12)和第二管道(13)连接到该热交换器(14)，所述热交换器(14)能够通过与第二空气流的热交换来降低在交换器的出口处的第一空气流的温度，
调节系统还包括适于测量所述热参数的温度传感器，热参数对应于在热交换器(14)的出口处的第一管道(12)中的第一空气流的温度，并且
所述调节系统的所述阀(15)被联接至第二管道(13)，以便改变第二空气流的流量，以便调节在热交换器(14)的出口处的第一管道(12)中的第一空气流的所述温度。
9.根据权利要求6所述的涡轮发动机(1)，其中，热交换组件包括：
–用于排出所述流体的至少一个管道(12)，流体包括在涡轮发动机(1)的风机(2)的下游排出的空气和/或在涡轮发动机的压气级(5)的下游排出的空气，和–涡轮机环，其外表面能够被所述排出的空气通风以改变所述环的温度，
布置所述阀(15)以改变排出的空气流量，以便通过调节由涡轮机环的膨胀状态组成的热参数来控制涡轮机叶片尖端的间隙。
10.一种用于调节与涡轮发动机(1)的热交换组件(10)相关联的热参数(TM)的方法，该方法旨在实施在调节系统中，该调节系统包括用于测量或估算所述热参数(TM)的至少一个装置(21)，由至少部分地电动的控制系统(35)控制的阀(15)，阀(15)包括闸板，该闸板配置为改变在所述热交换组件(10)中的流体通过的流量，以便影响所述热参数(TM)，
其特征在于，该方法包括：
–比较步骤，其中确定误差信号(ε)的正号或负号，该误差信号(ε)的正号或负号与由所述测量或估算装置(21)测量或估算的热参数(TM)的值和设定点(TC)之间的差值有关，
–控制电流切换步骤，其中基于误差信号(ε)的正号或负号，向控制系统(35)传送最大控制电流(Max)或最小控制电流(Min)，最大控制电流(Max)使得可以在限定阀(15)的完全关闭状态的第一位置切换所述阀(15)的闸板，而最小控制电流(Min)使得可以在限定阀(15)的完全打开状态的第二位置切换所述阀(15)的闸板，以及
–相移步骤，其中对误差信号(ε)应用相位超前，从控制系统(35)的时间常数(τ)的估算来确定该相位超前，相移步骤在比较步骤之前。
11.根据权利要求10所述的方法，其中，相移步骤包括求导数的子步骤(26)，在求导数的子步骤(26)中计算误差信号(ε)的时间导数，在给定时刻应用于误差信号(ε)的相位超前通过将时间常数(τ)乘以在该时刻的所述时间导数来计算。
12.根据权利要求10或11中任一项所述的方法，其中，相移步骤包括放大子步骤，在放大子步骤中向所述控制系统(35)的时间常数(τ)应用小于或等于1的正调节增益(G)。
13.根据权利要求12所述的方法，其中，调节增益(G)包括在0.4至0.6之间。
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