DE3018672A1

DE3018672A1 - Drehzahlregelsystem, schaetzfunktionseinrichtung und drehzahlregelverfahren fuer ein gasturbinentriebwerk

Info

Publication number: DE3018672A1
Application number: DE19803018672
Authority: DE
Inventors: Alan David Chelsea Mass. Pisano
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 1979-09-19
Filing date: 1980-05-16
Publication date: 1981-04-02
Also published as: GB2059117A; GB8311487D0; FR2465881B1; JPS6240532B2; FR2465881A1; GB2059117B; US4276744A; IT1131511B; JPS5647628A; GB2131979A; IT8022083A0; GB2131979B

Description

Beschreibung

Drehzahlregelsystem, Schätz funktionseinrichtung und Drehzahlregelverfahren für ein Gasturbinentriebwerk

Die Erfindung bezieht sich auf Gasturbinentriebwerke und betrifft insbesondere ein Regelsystem für solche Triebwerke.

Wichtig ist bei der Regelung eines Gasturbinentriebwerks, das als Hubschraubertriebwerk benutzt wird, die Notwendigkeit, die Drehzahl der Arbeitsturbine zu regeln. Im allgemeinen soll die Drehzahl der Arbeitsturbine unter im wesentlichen sämtlichen Bedingungen konstant bleiben. Eine solche Konstantdrehzahlregelung muß selbst bei den schwierigsten Flugmanövern aufrechterhalten Werden. Die Abweichung von der konstanten Drehzahl oder der isochrone Betrieb wird manchmal auch als "Rotornacheilung (rotor droop)* bezeichnet. Es ist bekannt, daß diese "Nacheilung" verringert werden kann, indem die Bandbreite der Drehzahlregelung durch eine Vergrößerung der Regelverstärkung des Drehzahlregelsystems vergrößert und dadurch das

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IT * 7 *"-.

Regelsystem für Abweichungen von der gewiinscäiten konstanten Drelizahl empfindlicher gemacht wird. Es ist jedoch auch bekannt, daß diese Regelverstärkung nicht vergrößert werden kann, ohne daß das Regelsystem bei Frequenzen, die die mechanischen Resonanzen des Hauptrotorsystems und des Heckrotorsystems angeben, instabil wird. Diese Resonanzen werden beide infolge der Kupplung von großen trägen Massen (Rotoren) mit der Arbeitsturbine über Wellen und Federn, die für sehr wenig Dämpfung sorgen, sehr gering gedämpft. Infolgedessen ist es übliche Praxis, die Regelverstärkung der Drehzahlregelung auf einen Wert zu begrenzen, der die mechanischen Resonanzen ausreichend unterdrückt hält, und einen entsprechenden Kompromiß in der GrOsse der "Rotornachellung", die toleriert wird, in Kauf zu nehmen. Es ist außerdem allgemein bekannt, daß die Amplitude und die Frequenz der Haupt- und der Heckrotorresonanzen bei verschiedenen Flugzeugzellen verschieden sind und daß sich die Amplitude der Resonanzen mit der Fluggeschwindigkeit ändern kann.

In einer Ausgestaltung schafft die Erfindung in Kombination mit einem Gasturbinentriebwerk,das eine erste und eine zweite Abtriebswellenanordnung hat,von denen die zweite wenigstens ein Flügelprofilteil in Drehbewegung versetzt, ein Regelsystem zum Regeln der Umdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Abtriebswellenanordnung. Bei dem Regelsystem handelt es sich um ein System mit einer Einrichtung zum Bilden eines ersten Signals, das eine Sollumdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Abtriebswellenanordnung darstellt, und eines zweiten Signals, das die Istumdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Abtriebswellenanordnung darstellt; mit einer Einrichtung zum Bilden eines Fehlersignals (d.h. einer Regelabweichung) , die die Differenz zwischen dem ersten und dem zweiten Signal darstellt; mit einer Integratoreinrichtung zum Integrieren des Fehlersignals; mit einer ersten Verstärkungseinrichtung, die dem integrierten Fehlersignal, das ein Steuersignal bildet, eine gewünschte Verstärkung gibt; und mit einer Brennstoffsteuerventileinrichtung, die auf das Steuer-

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signal anspricht, um den Durchgang von Brennstoff zu dem Triebwerk zu steuern. Das Regelsystem enthält weiter eine Einrichtung zum Bilden eines dritten Signals, das die Umdrehungsgeschwindigkeit der ersten Abtriebswelleneinrichtung darstellt; eine Einrichtung zum Bilden eines vierten Signals, das das durch die zweite Abtriebswelleneinrichtung gelieferte Drehmoment darstellt; eine Signalverarbeitungseinrichtung, die das Pehlersignal sowie das dritte und das vierte Signal empfängt, um daraus mehrere Zwischensignale zu bilden; und eine Summiereinrichtung, die die Zwischensignale und das Ausgangssignal der ersten Verstärkungseinrichtung empfängt und ein Ausgangssignal bildet, welches das Steuersignal für die Brennstoffsteuerventileinrichtung zum Steuern des Durchgangs von Brennstoff zu dem Triebwerk bildet.

In weiterer Ausgestaltung schafft die Erfindung eine Schätzfunktionseinrichtung zur Verwendung in Kombination mit einem durch ein Gasturbinentriebwerk angetriebenen Hubschrauber, der einen Hauptrotor und einen Heckrotor hat, die mit einer Turbinenabtriebswellenanordnung gekuppelt sind. Die Schätzfunktionseinrichtung enthält eine erste Signalverarbeitungseinrichtung, welche eine vereinfachte Darstellung des Hauptrotors und des Heckrotors des Hubschraubers bildet. Eine zweite Signalverarbeitungseinrichtung ist vorgesehen, die ein erstes Eingangssignal empfängt/ welches die Differenz zwischen einer Sollumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung und der Istumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung darstellt, sowie ein zweites Eingangssignal, welches das Drehmoment an der Abtriebswellenanordnung darstellt. Die zweite Signalverarbeitungseinrichtung enthält gesonderte Verstärkungseinrichtungen, die dem ersten bzw. dem zweiten Eingangssignal vorbes-timmte Verstärkungen geben. Eine dritte Signalverarbeitungseinrlchtung ist vorgesehen, die die zweite Signalverarbeitungseinrichtung mit der ersten Signalverarbeitungseinrichtung verbindet, wobei die erste Signalverarbeitungseinrichtung veranlaßt wird, eine Istdarstellung des Hauptrotors und des Heckrotors des Hubschraubers zu bilden, und wobei das Ausgangs-

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signal der ersten Signalverarbeitungseinrichtung den Hauptrotordrehzahlfehler darstellt.

In noch weiterer Ausgestaltung schafft die Erfindung ein Verfahren zum Bilden eines Drehzahlregelsystems zur Regelung der Abtriebswellenanordnung eines Gasturbinentriebwerks, das zum Antrieb der Flügelprofilteile eines Hubschraubers benutzt wird. Das Verfahren enthält die Schritte zum Bilden von fünf Signalen, die folgendes darstellen: die Differenz zwischen einer Sollumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung und der Istumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung; die integrierte Differenz; das Drehmoment an der Abtriebswellenanordnung; die Drehzahl der Verdichterantriebswelle in dem Triebwerk; und den Hauptrotordrehzahlfehler. Das Verfahren beinhaltet den Schritt des Bildens der fünf Signale mit vorbestimmten Verstärkungen, deren Werte so gewählt werden, daß die Auswirkungen von durch den Haupt- und den Heckrotor geschaffenen Resonanzen verringert werden.

Mehrere Ausführungsbeispiele der Erfindung werden im folgenden unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen näher beschrieben. Es zeigt

Fig. 1 eine teilweise weggebrochene schematische

Darstellung eines Gasturbinentriebwerkssystems ,

Fig. 2 ein vereinfachtes Blockschaltbild eines

bekannten Regelsystems,

Fig. 3 ein Funktionsblockschaltbild eines Teils

einer Ausführungsform des Regelsystems nach der Erfindung,

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Fig» 4 ein Funktionsblockschaltbild einer Aus

führungsform des Regelsystems nach der Erfindung und

Fig. 5 ein Funktionsblockschaltbild einer Aus-

führungsform der Schätzfunktionseinrichtung nach der Erfindung.

In Fig. 1 ist ein Gasturbinentriebwerkssystem, auf das sich das Regelsystem nach der Erfindung bezieht, insgesamt mit 10 bezeichnet. Das System 10 enthält ein Gasturbinentriebwerk 12 eines als Turbowellentriebwerk bekannten Typs, mit einer Abtriebswelle 14, die auch als Arbeitsturbinenwelle bezeichnet wird und drehbar ist. Die Abtriebswelle 14 ist mit einem Getriebe 16 gekuppelt. Das Getriebe 16 kuppelt die Abtriebswelle 14 mit wenigstens einem Flügelprofilteil 18 · In Fig. 1 ist das Getriebe 16 mit zwei Flügelprofilteilen 18a bzw. 18b gekuppelt gezeigt. In Fig. 1 soll das Flügelprofilteil 18a das Hauptflügelprofilteil oder den Hauptrotor und das Flügelprofilteil 18b einen Zusatz- oder Heckrotor darstellen, die für Hubschraubersysteme exemplarisch sind. Der Betrieb der Abtriebswelle 14 des Triebwerks 12 wird unter Verwendung einer Brennstoff Steuerventileinrichtung 20 geregelt. Die Brennstoffsteuerventileinrichtung 20 wird ihrerseits durch ein Regelsystem geregelt.

Eine exemplarische Konstruktion einer Ausführungsform des Turbowellentriebwerks 12 ist in vereinfachter Form in Fig. 1 gezeigt. Insbesondere weist das Turbowellentriebwerk 12, das in Fig. 1 gezeigt ist, eine Abtriebswellenanordnung 14 (Arbeitsturbinenwelle) auf, die durch ein freilaufendes Turbinenelement 24 angetrieben wird. Das Turbowellentriebwerk 12 hat weiter eine Verdichtereinrichtung 26, die mit einem gesonderten Turbinenelement 28 über eine Verdichterantriebswellenanordnung 30 gekuppelt ist.

In Fig. 2 sind weitere Einzelheiten eines exemplarischen be-

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kannten Regelsystems 22 gezeigt. Insbesondere enthält das exemplarische Regelsystem 22 eine Differenzeinrichtung 32, die ein Eingangssignal empfängt, das den Drehzahlsollwert oder die Drehzahlführungsgröße der Abtriebswelle 14, d.h. der Arbeitsturbine darstellt. Die Differenzeinrichtung 32 empfängt außerdem ein Eingangssignal, das die gemessene Drehzahl der Abtriebswelle 14 darstellt. Die Differenzeinrichtung 32 erzeugt dann ein Ausgangssignal ΔΝ , das die Differenz zwischen diesen Eingangssignalen darstellt und oft auch als Drehzahlfehlersignal oder Drehzahlregelabweichung bezeichnet wird. Das Drehzahlfehlersignal ΔΝ wird an einen Integrator 34 angelegt, um den Fehler über einer Zeitspanne auf null zu bringen. Das Ausgangssignal des Integrators 34 wird an eine Verstärkungseinrichtung 36 abgegeben. Der Zweck der Verstärkungseinrichtung 36 ist es, eine geeignete negative Regelverstärkung zu schaffen, so daß das Regelsystem für Abweichungen von der gewünschten konstanten Drehzahl empfindlich ist. Das Ausgangssignal der Verstärkungseinrichtung 36 stellt das Steuersignal für das Brennstoffsteuerventil 20 dar. Der Zweckmäßigkeit halber wird dieses bekannte Steuersignal manchmal auch als Steuersignal X bezeichnet. Gemäß Fig. 1 legt das Brennstoffsteuerventil 20 die Brennstoffzufuhr oder den Brennstoffdurchfluß W_f fest.

In Fig. 3 ist ein Teil einer Ausführungsform des Regelsystems nach der Erfindung insgesamt mit 40 bezeichnet. Das Regelsystem 40 enthält eine BrennstoffSteuerventileinrichtung 20, wie sie in den Fig. 1 und 2 gezeigt ist. Der Übersichtlichkeit halber wird das Steuersignal nach der Erfindung manchmal auch als Steuersignal Y bezeichnet, um es von dem Steuersignal X von Fig. 1 und 2 zu unterscheiden. Das Steuersignal Y des Regelsystems 4 0 wird durch eine Modifizierung des Steuersignals X und durch die Summierung von vier zusätzlichen Eingangssignalen geschaffen. Insbesondere ist eine Summiereinrichtung 42 vorgesehen, die folgende fünf Eingangssignale empfängt:

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Eingangssignal Nr. 1, welches das Steuersignal X von Fig. 1 mit einer vorbestimmten Verstärkung darstellt; Eingangssignal Nr. 2, welches das Fehlersignal ΔΝ mit einer vorbestimmten Verstärkung darstellt; Eingangssignal Nr. 3, welches den Drehzahlfehler ΔΝ des Hauptrotors 18a mit einer vorbestimmten Verstärkung darstellt;

Eingangssignal Nr. 4, welches das Drehmoment Γ an der Abtriebswelle 14 (Arbeitsturbine) mit einer vorbestimmten Verstärkung darstellt; und Eingangssignal Nr. 5, welches die Drehzahl N_ der Verdichterwelle 30 mit einer vorbestimmten Verstärkung darstellt.

In Fig. 4 ist gezeigt, wie die fünf Eingangssignale des Regelsystems 40 von Fig. 3 gewonnen werden. Gemäß Fig. 2 werden ein Referenzdrehzahlsignal, d.h. eine Drehzahlführungsgröße, und ein Signal der gemessenen Drehzahl der Abtriebswelle 14 zu einer Differenzeinrichtung 32 geleitet. Die Differenzeinrichtung 32 bildet ein Fehlersignal ΔΝ . Das Fehlersignal ΔΝ wird zu einem Integrator 34 geleitet, dessen Ausgang mit einer Verstärkungseinrichtung 36 verbunden ist. Somit ist das Ausgangssignal (Signal X') der Verstärkungseinrichtung 36 von Fig. 4 im wesentlichen gleich dem Steuersignal X von Fig. 2. Gemäß der Erfindung wird jedoch, wie weiter unten noch näher erläutert, das Signal X' von der Verstärkungseinrichtung 36 mit einer vorbestimmten Verstärkung geliefert. Das Ausgangssignal der Verstärkungseinrichtung 36 wird an die Summiereinrichtung 42 angelegt. Das Fehlersignal ΔΝ wird außerdem gesondert an

P
die Summiereinrichtung 42 über eine Verstärkungseinrichtung 44 angelegt. Das Fehlersignal ΔΝ wird außerdem gesondert an eine Schätzfunktionseinrichtung 46 angelegt. Die Schätzfunktionseinrichtung 46 empfängt ein zweites Eingangssignal, welches das gemessene Drehmoment T der Abtriebswelle 14 darstellt. Die Schätzfunktionseinrichtung 46 verarbeitet, wie im folgenden noch ausführlicher dargelegt, diese beiden Eingangssignale und bildet ein Ausgangssignal ΔΝ, welches die Istumdrehungsge-

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schwindigkeit des Hauptrotors 18a in bezug auf die Arbeitsturbinendrehzahlführungsgröße darstellt. Somit stellt das Ausgangssignal AN den Drehzahlfehler des Hauptrotors 18a dar. Mit dem Begriff "Istumdrehungsgeschwindigkeit? des Rotors 18a ist die mittlere Drehzahl der Rotorblattspitzen in Umdrehungen pro Minute gemeint. Es sei angemerkt, daß es üblicherweise nicht möglich ist, diese Drehzahl direkt zu messen. Das Hauptrotordrehzahlfehlersignal ΔN wird über eine Verstärkungseinrichtung 48 an die Summiereinrichtung 42 angelegt. Das Signal, welches das gemessene Drehmoment an der Abtriebswelle 14 darstellt, wird außerdem gesondert Über eine Verstärkungseinrichtung 50 an die Summiereinrichtung 42 angelegt. Ein weiteres Signal, welches die Drehzahl KL· der Verdichterwelle 30 darstellt, wird über eine Verstärkungseinrichtung 52 an die Summiereinrichtung 42 angelegt.

Es ist zu erkennen, daß für das Regelsystem 40 nach der Erfindung Eingangssignale benutzt werden, die leicht verfügbar und/oder meßbar sind, d.h die Drehzahlführungsgröße (Referenzdrehzahl), die Antriebswellendrehzahl, das gemessene Drehmoment und die Verdichterwellendrehzahl. Außerdem sind die in Fig. 4 gezeigten Punktionsblöcke bekannt und im Handel erhältlich.

In einer Ausgestaltung des Regelsystems 40 nach der Erfindung werden allgemein die vorbestimmten Verstärkungen, die durch die Verstärkungseinrichtungen 36, 44, 48, 50 und 52 gesondert geliefert werden, in ihrem Wert so gewählt, daß die unerwünschten Auswirkungen der mechanischen Resonanzen des Haupt- und des Heckrotorsystems verringert werden, während diese Werte auch gestatten, die Regelverstärkung des Regelsystems auf einen Wert zu erhöhen, der sonst das Regelsystem infolge dieser Resonanzen instabil gemacht haben würde. Eine exemplarische Technik zum Bestimmen dieser vorbestimmten Verstärkungen ist weiter unten noch ausführlicher erläutert.

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Die Arbeitsweise des Regelsystems 40 von Fig. 4 wird nun in Verbindung mit einem durch die Bedienungsperson, d.h. durch den Piloten befohlenen Leistungsanstieg insgesamt beschrieben. Als Ergebnis einer solchen befohlenen Änderung nimmt das Signal/ das das gemessene Drehmoment darstellt/ zu. An diesem Punkt steigt das Drehzahlfehlersignal ΔΝ in negativer Richtung an, aufgrund der hohen Trägheit in dem Rotorsystem wird aber dieser Anstieg gegenüber dem Anstieg in dem Signal des gemessenen Drehmoments verzögert. Die Verstärkungseinrichtung 50 wird auf einen positiven Wert eingestellt, so daß ein Anstieg in dem gemessenen Drehmoment zu einem Anstieg im Brennstoff durchfluß führt. Das Drehzahlfehlersignal ΔΝ und der Hauptrotordrehzahlfehler ΔΝ steigen mit zunehmendem Leistungsbedarf beide negativ an. Die Verstärkungseinrichtungen 44 und 48 werden auf negative Verstärkungen eingestellt, so daß sie ebenfalls einen Anstieg im Brennstoffdurchfluß verlangen. Der Anstieg in dem Signal, das die Drehzahl der Verdichterwelle darstellt, erfolgt, wenn das Signal durch die negativ eingestellte Verstärkungseinrichtung 52 verarbeitet wird, in der Richtung, in der der Brennstoffdurchfluß verringert, durch die Signale, die den Brennstoffdurchfluß vergrößern wollen, aber überschritten wird. Gemäß Fig. 2 verhindert die Integratoreinrichtung 34, daß sich der Brennstoffdurchfluß auf einen konstanten Wert einstellt, bis das Drehzahlfehlersignal ΔΝ genau null ist.

Für einen exemplarischen Hubschrauberanwendungsfall haben sich folgende exemplarische vorbestimmte Verstärkungen in Fig. 4 als zu bevorzugen erwiesen:

Verstärkungseinrichtung 36 = - 0,059 6

Verstärkungseinrichtung 44 = - 0,005

Verstärkungseinrichtung 48 = - 0,0201

Verstärkungseinrichtung 50 =+ 0,00083

Verstärkungseinrichtung 52 = - 0,25

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Die Einstellung der Verstärkungseinrichtung 50 (positive Verstärkung) derart, daß ein Anstieg in dem gemessenen Drehmoment einen Anstieg in dem Brennstoffdurchfluß erzeugt, ist in Verbindung mit dem bekannten Hubschraubermanöver, das als "aus der Autorotation herauskommen" bekannt ist, äußerst erwünscht. Während dieser Autorotation ist der Rotor von der Arbeitsturbine abgekuppelt, wenn deren Drehzahl über dem Wert der Drehzahlführungsgröße liegt. Wenn der Rotor dann auf die Arbeitsturbinendrehzahlführungsgröße verlangsamt, erfaßt er die Abtriebswelle mit einem beträchtlichen Drehmomentanstieg. Dieser Drehmomentanstieg verlangt einen sofortigen Anstieg des Brennstoffdurchflusses, der die Größe der Rotornacheilung stark verringert, die sonst auftreten würde, wenn dieses Drehmomentsignal nicht vorhanden wäre.

Es ist weiter zu erkennen, daß das Signal des gemessenen Drehmoments und das Signal der gemessenen Abtriebswellendrehzahl jeweils eine Information über die Haupt- und Heckrotorresonanzen enthalten. Da sich die Information in der Amplitude und in der Phase in jedem derartigen Signal unterscheidet, können diese Signale durch das Regelsystem nach der Erfindung dynamisch verknüpft werden, um diese Resonanzen effektiv zu unterdrücken oder aufzuheben. Es sei angemerkt, daß, wenn sich die Resonanzen verschieben sollten, entweder aufgrund der Pluggeschwindigkeit oder weil das Steuersystem in eine andere oder unterschiedliche Flugzeugzelle eingebaut wird, sich der Signa1-inhalt sowohl in dem Drehmomentsignal als auch in dem Abtriebswellendrehzahlsignal entsprechend verschieben wird. Deshalb erzeugt das Regelsystem nach der Erfindung ein Ausgangssignal, das für Änderungen in den Resonanzen ziemlich unempfindlich und deshalb zur Verwendung bei unterschiedlichen Flugzeugzellen geeignet ist.

In Fig. 5 ist ein ausführlicheres Schaltbild einer Ausführüngsform einer Schätzfunktionseinrichtung 46 nach der Erfindung gezeigt. Die Schätzfunktioneinrichtung 46 empfängt zwei Eingangssignale, nämlich das Fehlersignal Δ N und ein Signal T , wel-

P ^s

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ches das gemessene Wellendrehmoment darstellt. Aus diesen beiden Eingangssignalen bildet die Schätzfunktionseinrichtung ein Ausgangsfehlersignal ΔΝ , welches die Isthauptrotordrehzahl, d.h. die mittlere Drehzahl der Blattspitzert darstellt.

Blöcke 117, 118 und 119 sind lineare dynamische Elemente erster Ordnung mit einer Zeitkonstante t. Diese linearen dynamischen Elemente erster Ordnung 117, 118, 119 bilden in Kombination mit Verstärkungseinrichtungen 120-125 eine vereinfachte Darstellung des Haupt- und des Heckrotors des besonderen Hubschraubers. Drei Summierglieder 126, 127, 128 empfangen das gemessene Fehlersignal ΔΝ und das Wellendrehmoment Eingangssignal ?„ über Verstärkungseinrichtungen 129, 130, 131 bzw. über Verstärkungseinrichtungen 132, 133, 134. Die Addition dieses Wellendrehmomentsignals und dieses Fehlersignals durch die Summiereinrichtungen 126, 127, 128 bewirkt, daß die vereinfachte Rotordarstellung, die durch die Elemente 117, 118, und die Verstärkungseinrichtungen 120-125 geschaffen wird, eine tatsächliche Darstellung der verwendeten Flugzeugzelle, d.h. der Hubschrauberzelle ist. Insbesondere stellt das Ausgangssignal des linearen dynamischen Elements erster Ordnung 119 eine Schätzung des tatsächlichen Hauptrotordrehzahlfehlers dar. Die Schätzung ΔΝ ist sowohl in der Amplitude als auch in der wahren Phasenbeziehung zu dem tatsächlichen Rotordrehzahlfehler korrekt.

Die Verstärkungseinrichtungen 36, 44, 48, 50, 52 von Fig. 4 können unter Verwendung der "linearen quadratischen Reglertheorie (Linear Quadratic Regulator Theory)" bestimmt werden. Diese Theorie ist dem mit der modernen Regelungstheorie vertrauten' Fachmann geläufig und in "Linear Optimal Control Systems" von H. Kwakernaak und R. Sivan, Wiley-Interscience, New York, 1972, beschrieben. Diese Theorie erfordert im allgemeinen einen Satz Gleichungen mit Matrizen, welche das dynamische Verhalten des Flugzeugtriebwerk- und Rotorsystems sowie die darin auftretenden Resonanzen beschreiben. Eine Grup-

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pe von Bewertungsmatrizen wird geschaffen, um die gewünschte Genauigkeit zu kennzeichnen, die durch den Entwurf erzielt werden soll. Durch Einstellen der Elemente in den Wertungsmatri zen ist es möglich, die Auswirkungen der Resonanzen in dem Triebwerks- und Rotorsystem zu unterdrücken, was somit eine stark vergrößerte Bandbreite gestattet und gleichzeitig eine größere Stabilität ergibt. Insbesondere kann eine Gruppe von Verstärkungen aus bekannten Gleichungen berechnet werden, wie sie sich in der oben erwähnten Literatursteile und in Computerprogrammen finden, beispielsweise in dem Manual of FORTRAN Computer Subroutines for Linear, Quadratic, Gaussian Designs, N. Sandell und M..Athans, Center for Advanced Engineering Study, MIT, 1974. Diese Verstärkungen können dann benutzt werden, um die Resonanzen zu unterdrücken.

Die Schätzfunktionseinrichtung 46 kann gemäß der bekannten Linear Observer Theory aufgebaut werden. Diese Theorie liefert eine Technik zum Abschätzen von Signalen durch Kenntnis der Information, die in anderen meßbaren Signalen enthalten ist. Die allgemeinen Gleichungen, die für den Aufbau einer solchen Schätzfunktionseinrichtung 46 von Nutzen sind, finden sich in der oben erwähnten Literaturstelle "Linear Optimal Control Systems". Zum Entwickeln der vereinfachten Rotordarstellung der Schätzfunktionseinrichtung 46, wie sie durch die Elemente 117 bis 128 von Fig. 5 dargestellt ist, ist die folgende Information notwendig und im allgemeinen verfügbar: die Trägheit der Torsionsmassen in den Flügelprofilteilen, die Federkonstanten der Wellen und die Dämpfungskonstanten. Unter Verwendung dieser Information kann man eine Gruppe von Gleichungen entwickeln, die die dynamischen Eigenschaften beschreiben, welche zum Entwerfen einer solchen Schätzfunktion erforderlich sind, und dann eine solche Schätzfunktion dementsprechend entwerfen.

Techniken zur Verwendung in Verbindung mit dem Regelsystem nach der Erfindung werden anhand des folgenden Beispiels besser

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verständlich, wobei jedoch klar ist, daß sich die Erfindung nicht auf die darin angegebenen Einzelheiten beschränkt.

BEISPIEL

Für die Zwecke dieses Beispiels werden sämtliche zu messenden Drehzahlen in rad/s, sämtliche zu messenden Drehmomente in foot-pounds und der zu messende Brennstoffdurchfluß in
pounda/h betrachtet (zur Umrechnung in Nm bzw. in kg mit
1,36 bzw. 0,45 zu multiplizieren). Demgemäß basieren sämtliche Verstärkungen, die im folgenden in diesem Beispiel entwickelt werden, auf diesen Einheiten.

Schritt 1 Aufbauen eines normierten, linearen, Zustandsvariablenmodells des spezifischen Turbowellentriebwerks- und Rotorsystems, das diejenigen dynamischen Kenngrößen enthält, welche für die Regelung wichtig sind. (Alle Variablen sind Störungen oder Abweichungen vom Nominalwert.)

χ = Ax + BU

wobei Vektor χ

Vektor u =

N_

N.

mr

Arbeitsturbinendrehzahl Wellendrehmoment Hauptrotordrehzahl Verdichterturbinendrehzahl Brennstoffdurchfluß

zeitliche Änderung des Brennstoff durchflusses

Für ein spezifisches System sind die A- und B-Matrizen ge
geben durch

— 1	,54	-i,	49	O	,2	236,0	1110	,0	B =	0
46	,2	-o,	231	-46	342	6,23	29	,3		0
0		1,	25	-o,		0	0			0
0		O		0		-0,815	23	/9	0
0		O		O	0	0		1/0

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Schritt 2 Form:

Bilden eines quadratischen Leistungsmaßes der

J » lim

t- -

r r

(χ Qx + U Ru) dt

wobei χ und u'" die Matrixtransposition von χ bzw. u darstellen.

Für das spezifische System sind die Q-und R-Matrizen gegeben durch

0,002

Q =

2	0	0	0	0
0	0	0	0	0
0	0	0	0	0
0	0	0	0	O
O	O	O	O	31,8

R = [o,569]

Schritt 3

Benutzen der Information der Schritte 1 und 2,

Aufstellen und Lösen der Riccati-Gleichung unter Verwendung von StandardcomputerProgrammen, um die Zustandsrückkopplungsverstärkungen zu erzeugen.

ü * + G χ

Für das spezifische System, das hier betrachtet wird, gilt;

G βΓ-0,0137, + 0,01204, -0,0314, -0,970, -11,51 |

Schritt 4

Transformieren der Rückkopplungsverstärkungen des

Schrittes 3 auf ein neues System, wobei die Zustandsvariablen nun gegeben sind durch

N	P
	S
r
N	mr
	^NG
H

U*=[w_f]

wobei

I =» Integral von N P P

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Die Rückkopplungsverstärkungen in dem transformierten System sind nun

u*= +Hx*

Es ist bekannt, daß gilt:

H = G

wobei A, B, E und O gesonderte Matrizen sind und E = Γΐ, 0, 0, θ]

Für das spezifische System gilt:

= [-0,005, +0,00083, -0,0201, -0,25, -0,0596j

Es ist zu erkennen, daß diese Verstärkungen die exemplarischen Verstärkungen darstellen, wie sie oben in Verbindung mit Fig. erläutert worden sind: Verstärkung 36 von -0,0596; Verstärkung 44 von -0,005; Verstärkung 48 von -0,0201; Verstärkung 50 von +0,00083; Verstärkung 52 von -0,25.

Schritt 5

Aufbauen eines neuen normierten, linearen Zu-

standsvariablenmodells, das die dynamischen Kenngrößen enthält, die für den Entwurf einer Schätzfunktion für N_m erforderlich sind.

X'= Α'χ' + B'u'

wobei

x' =

^Nmr

_TR

mr

N,

= Drehzahl des Heckrotors

■ V =* Drehmomentdifferenz zwischen Haupt- und Heckrotor

u'

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Für das spezifische System sind typische A'- und B'-Matrizen gegeben durch

	-1,	64	0	0	-8,0	0	252,0	B' =	1185,0
	O		-0,342	0	0,626	0,626	0		0
A' =	O		0	-0,906	15,6	-15,6	0		0
	154	,0	-46,2	-108,0	-1,07	0,540	15,6		73,5
	-61	,8	-46,2	108,0	0,613	0,573	-2,32	nur	-10,9
	__0		0	0	0	0	-0,815	23,9
Schritt	6		In dem	Ansatz	des Schrittes	5 sind	drei

Größen (N, N_r, X) meßbar. Eine Schätzfunktion wird unter Verwendung der Daten des Schrittes 5 und bekannter Computerprogramme entworfen. Es ist außerdem erforderlich, die Eigenwerte ("Zeitkonstanten") der Schätzfunktion zu spezifizieren.

Wenn die beste Schätzfunktion von N_mr als N_mr,bezeichnet wird, sind die Gleichungen für die Schätzfunktion gegeben durch

q = M q + N u"

wobei u" =

mr

Π, Ο, θ] q + Tu" .

Für das spezifische System ergibt sich unter Verwendung der A'- und B'-Matrizen des Schrittes 5, wenn die drei Eigenwerte jeweils gleich -4,0 gewählt werden und wenn weiter so transformiert wird, daß die diagonalen Elemente von M alle gleich sind:

M =

4,0 -11,7 15,5 0,878 -4,0 3,73 2,87 9,18 -4,0

N =

-0,572 -0,044

-0,141 -0,312

3,92 0,631

1,08, -O,273j

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Die Ergebnisse des Schrittes 6 werden in Verbindung mit der Bestimmung sämtlicher oben mit Bezug auf Fig. 5 erläuterter Verstärkungen benutzt.

Schritt 7 Die abgeschlossene Regelung besteht aus den in dem Schritt 4 berechneten Verstärkungen und der in dem
Schritt 6 entworfenen Schätzfunktion.

Schritt 8 Die Verstärkungen, die auf "normierten" Parametern basieren, können so skaliert werden, daß sie mit den tatsächlichen Einheiten der gemessenen Signale kompatibel sind.

Nach dieser "Entnormierung" und Implementierung der Schätzfunktion des Schrittes 6 mit linearen dynamischen Elementen erster Ordnung ergibt sich die Konfiguration von Fig. 5.

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, -.23-

L e e r s e

ite

Claims

Patentansprüche ;

Regelsystem für ein Gasturbinentriebwerk mit einer ersten Antriebswellenanordnung, die mit der Triebwerksverdichtereinrichtung gekuppelt ist, und mit einer zweiten Antriebswellenanordnung, die wenigstens ein Flügelprofilteil in Drehung versetzt, zum Regeln der Umdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Antriebswellenanordnung, dadurch gekennzeichnet, daß es von einem Typ ist, der eine Einrichtung zum Bilden eines ersten Signals, das die Sollumdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Antriebswellenanordnung darstellt, und ein zweites Signal bildet, das die Istumdrehungsgeschwindigkeit der zweiten Antriebswellenanordnung darstellt, eine Einrichtung (32) zum Bilden eines Fehlersignals, das die Differenz zwischen dem ersten und dem zweiten Signal darstellt, eine Integratoreinrichtung (34) zum Integrieren des Fehlersignals, eine erste Verstärkungseinrichtung (36), die dem integrierten Fehlersignal eine gewünschte Verstärkung gibt, wobei das integrierte Fehlersignal ein Steuersignal (X¹) bildet, und eine BrennstoffSteuerventileinrichtung (20) aufweist, die auf das Steuersignal anspricht und den Durch-

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fluß von Brennstoff zu dem Triebwerk steuert, und daß es weiter enthält:

a) eine Einrichtung zum Bilden eines dritten Signals, welches die Umdrehungsgeschwindigkeit der ersten Antriebswellenanordnung darstellt;

b) eine Einrichtung zum Bilden eines vierten Signals, welches das durch die zweite Antriebswellenanordnung gelieferte Drehmoment darstellt;

c) eine Signalverarbeitungseinrichtung (44, 46, 48, 50), die das Fehlersignal sowie das dritte und das vierte Signal empfängt und daraus mehrere Zwischensignale bildet; und

d) eine Summiereinrichtung (42) , die die Zwischensignale sowie das Ausgangssignal der ersten Verstärkungseinrichtung (36) empfängt und ein Ausgangssignal bildet, welches das Steuersignal (Y) für die BrennstoffSteuerventileinrichtung (20) zum Steuern des Durchflusses von Brennstoff zu dem Triebwerk bildet.
2. Regelsystem nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß das Flügelprofilteil (18a, 18b) mehrere gering gedämpfte Resonanzen aufweist.
3. Regelsystem nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß das Gasturbinentriebwerk ein Triebwerk für einen Hubschrauber ist und daß die zweite Antriebswellenanordnung einen Hauptrotor (18a) und einen Heckrotor (18b) in Drehung versetzt.
4. Regelsystem nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß die erste Verstärkungseinrichtung (36) eine vorbestimmte Verstärkung erzeugt und daß die Signalverarbeitungseinrichtung (44, 46, 48, 50) eine Verstärkungseinrichtung enthält, die dem Fehlersignal sowie dem dritten und dem vierten Signal vorbestimmte Verstärkungen zum Verringern der Auswirkungen von dem Häuptrotor (18a) und dem

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Heckrotor (18b) zugeordneten mechanischen Resonanzen gibt.
5. Regelsystem nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtung (44, 46, 48, 50) eine Schätzfunktionseinrichtung (46) enthält, die das Fehlersignal und das vierte Signal empfängt und daraus ein erstes Zwischensignal bildet, welches den Hauptrotordrehzahlfehler darstellt.
6. Regelsystem nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, daß die Signalverarbeitungseinrichtung enthält:

a) eine zweite Verstärkungseinrichtung (44), die das Fehlersignal empfängt und ein zweites Zwischensignal bildet;

b) eine dritte Verstärkungseinrichtung (48) , die das erste Zwischensignal empfängt und ein drittes Zwischensignal bildet;

c) eine vierte Verstärkungseinrichtung (50), die das vierte Signal empfängt und ein viertes Zwischensignal bildet;

d) eine fünfte Verstärkungseinrichtung (52), die das dritte Signal empfängt und ein fünftes Zwischensignal bildet;

e) wobei die Summiereinrichtung (42) das Ausgangssignal der ersten Verstärkungseinrichtung, das zweite Zwischensignal, das dritte Zwischensignal, das vierte Zwischensignal und das fünfte Zwischensignal empfängt und das Steuersignal (Y) bildet.
7. Schätzfunktionseinrichtung für einen durch ein Gasturbinentriebwerk angetriebenen Hubschrauber, der einen Hauptrotor und einen Heckrotor hat, welche mit der Turbinenabtriebswellenanordnung gekuppelt sind, gekennzeichnet durch:

a) eine erste Signalverarbeitungseinrichtung (117, 118, 119, 120-125), die eine vereinfachte Darstellung des Hauptrotors und des Heckrotors des Hubschraubers bildet;

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b) eine zweite Signalverarbeitungseinrichtung (129, 130/ 131), die ein erstes Eingangssignal empfängt, das die Differenz zwischen einer Sollumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung und der Istumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung darstellt, und ein zweites Eingangssignal, das das Drehmoment an der Abtriebswellenanordnung darstellt, wobei die zweite Signalverarbeitungseinrichtung gesonderte Verstärkungseinrichtungen (132, 133, 134) enthält, die dem ersten bzw. dem zweiten Eingangssignal vorbestimmte Verstärkungen geben; und

C) eine dritte Signalverarbeitungseinrichtung (126, 127, 128) zum Verbinden der zweiten Signalverarbeitungseinrichtung mit der ersten Signalverarbeitungseinrichtung, wobei die erste Signalverarbeitungseinrichtung veranlaßt wird, eine tatsächliche Darstellung des Hauptrotors und des Heckrotors des Hubschraubers zu sein, und wobei das Ausgangssignal der ersten Signalverarbeitungseinrichtung den Hauptrotordrehzahlfehler darstellt.
8. Verfahren zum Bilden eines Drehzahlregelsystems zum Regeln der Drehzahl der Abtriebswellenanordnung eines Gasturbinentriebwerks, das zum Antrieb der Flügelprofilteile eines Hubschraubers benutzt wird, gekennzeichnet durch folgende Schritte:

a)! Bilden eines ersten Signals, welches die Differenz zwischen einer Sollumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung und der Istumdrehungsgeschwindigkeit der Abtriebswellenanordnung darstellt;

b) Bilden eines zweiten Signals, welches das Drehmoment an der Abtriebswellenanordnung darstellt;

c) Bilden eines dritten Signals, welches die Drehzahl der Verdichterantriebswelle in dem Triebwerk darstellt;

d) Verarbeiten des ersten und des. zweiten Signals, um ein viertes Signal zu bilden, welches den Hauptro-

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tordrehzahlfehler darstellt;

e) Anlegen des ersten Signals an eine 3ntegratoreinrichtung und dann an eine erste Verstärkungseinrichtung;

f) Anlegen des ersten Signals direkt an eine zweite Verstärkungseinrichtung;

g) Anlegen des vierten Signals an eine dritte Verstärkungseinrichtung;

h) Anlegen des zweiten Signals an eine vierte Verstärkungseinrichtung ;

i) Anlegen des dritten Signals an eine fünfte Verstärkungseinrichtung; und

j) Anlegen der Ausgangssignale der ersten/ der zweiten, der dritten, der vierten und der fünften Verstär~ kungseinrichtung an eine Summiereinrichtung; und wobei der Schritt vorgesehen ist, die Verstärkungswerte der ersten, der zweiten, der dritten, der vierten und der fünften Verstärkungseinrichtung so auszuwählen, daß die Auswirkungen von durch den Hauptrotor und den Heckrotor geschaffenen Resonanzen verringert werden.
9. Verfahren nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Schritt des Auswählens der Verstärkungswerte der Verstärkungseinrichtungen beinhaltet:

a) Beschreiben des dynamischen Verhaltens des Triebwerks- und Rotorsystems;

b) Benutzen einer Gruppe von Bewertungsmatrizen, um die gewünschte Genauigkeit zu kennzeichnen, die durch das Drehzahlregelsystem erzielt- werden soll; und

c) Einstellen der Elemente in den Bewertungsmatrizen, um die Auswirkungen von Resonanzen zu verringern.

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