KR20170066268A - 적응형 엔진 모델 토크 배분 최적화 - Google Patents

적응형 엔진 모델 토크 배분 최적화 Download PDF

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KR20170066268A
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자크 폴
타릭 야르디비
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제네럴 일렉트릭 컴퍼니
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Abstract

적응형 엔진 모델을 사용하는 멀티-엔진 시스템에서 엔진들 사이에 토크 배분(toqure split)을 결정하기 위한 시스템 및 방법이 제공된다. 일 실시예에 있어서, 토크 배분을 결정하는 방법은, 제1 엔진(110)에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진(110)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하는 단계; 및 제2 엔진(120)에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 제2 엔진(120)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 상기 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)에 대한 연료 흐름을 감소시키는, 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 토크 배분을 결정하는 단계; 및 상기 토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)의 토크 출력을 제어하는 단계를 추가로 포함할 수 있다.

Description

적응형 엔진 모델 토크 배분 최적화{ADAPTIVE ENGINE MODEL TORQUE SPLITTING OPTIMIZATION}
본 발명은 일반적으로 항공, 해양, 및 다른 용례를 위해 사용되는 멀티플-엔진(multiple-engine) 시스템을 위한 토크 배분(torque split)을 결정하는 것에 관한 것이다.
멀티-엔진 터보 샤프트 용례와 같은 일부 용례에 있어서, 토크를 기어박스를 통해 공통 샤프트로 제공하기 위해 복수의 엔진이 사용될 수 있다. 각각의 엔진과 관련된 토크는 공통 샤프트에서 전체 토크를 제공하도록 합산될 수 있다. 일부 경우에, 멀티-엔진 용례에서 각각의 엔진은 상이한 토크를 제공할 수 있는 반면에, 상기 샤프트 상에서 멀티 엔진의 합산된 토크는 원하는 전체 토크 출력으로 유지된다.
엔진 모델은, 엔진을 위한 토크 출력과 같은, 엔진의 다양한 작동점을 모델링하고 그리고 이를 결정하는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 상기 엔진 모델은 토크 대 연료 흐름 특성을 모델링하는 데 사용될 수 있다. 일부 경우에, 상기 엔진 모델은 엔진의 가변 지오메트리(variable geometry)(예를 들어, 가변 고정자 베인, 입구 가이드 베인, 등)의 위치와 같은, 다른 파라메터 또는 변수를 모델링할 수도 있다. 엔진 모델은, 전형적으로 엔진 타입과 관련된 공칭 특성에 기초하여 오프라인으로 형성된다.
본 발명의 실시예의 양태 및 이점이 이하의 기재에 부분적으로 설명되거나, 또는 기재된 바로부터 습득될 수 있거나, 또는 실시예의 실시를 통해 습득될 수 있다.
본 개시의 예시적인 일 양태는, 적어도 하나의 샤프트에 결합된 제1 엔진 및 제2 엔진을 갖는 멀티-엔진 시스템을 위해 토크 배분을 결정하는 방법에 관한 것이다. 상기 방법은 하나 이상의 제어 장치에 의해, 제1 엔진에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여 상기 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델을 생성하는 단계, 및 상기 하나 이상의 제어 장치에 의해, 제2 엔진에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여 상기 제2 엔진을 위해 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델을 생성하는 단계를 포함한다. 상기 방법은 상기 하나 이상의 제어 장치에 의해, 상기 제1 모델 및 제2 모델에 적어도 부분적으로 기초하여 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 토크 배분을 결정하는 단계를 더 포함한다. 상기 방법은 상기 하나 이상의 제어 장치에 의해, 상기 토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여 상기 제1 엔진 및 제2 엔진의 토크 출력을 제어하는 단계를 더 포함한다.
본 개시의 또 다른 예시적인 양태는, 토크를 샤프트에 제공하는 복수의 엔진을 갖는 항공기용 제어 시스템에 관한 것이다. 상기 제어 시스템은 하나 이상의 프로세서, 및 하나 이상의 메모리 디바이스를 포함한다. 상기 제어 시스템은 제1 엔진과 관련된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값을 획득하도록 구성된, 하나 이상의 제1 센서를 더 포함한다. 상기 제어 시스템은 제2 엔진과 관련된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값을 획득하도록 구성된, 하나 이상의 제2 센서를 더 포함한다. 상기 하나 이상의 메모리 디바이스는, 상기 하나 이상의 프로세서에 의해 실행되었을 때에 상기 하나 이상의 프로세서가 작동을 수행하게 하는 컴퓨터-판독 가능한 명령을 저장할 수 있다. 상기 작동은 상기 하나 이상의 제1 센서에 의해 획득된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델을 생성하는 단계; 상기 하나 이상의 제2 센서에 의해 획득된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델을 생성하는 단계; 상기 제1 모델 및 제2 모델에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 토크 배분을 결정하는 단계; 및 상기 토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진 및 제2 엔진의 토크 출력을 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
본 개시의 또 다른 예시적인 양태는 항공기에 관한 것이다. 항공기는 적어도 하나의 샤프트에 제1 토크를 제공하도록 구성된 제1 엔진; 상기 적어도 하나의 샤프트에 제2 토크를 제공하도록 구성된 제2 엔진을 포함한다. 상기 항공기는 작동을 수행하도록 프로그램된 제어 시스템을 추가로 포함한다. 상기 작동은 제1 엔진에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델을 생성하는 단계; 제2 엔진에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델을 생성하는 단계; 상기 제1 모델 및 제2 모델에 적어도 부분적으로 기초하여, 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 제1 엔진용 제1 토크 및 제2 엔진용 제2 토크를 결정하는 단계; 및 상기 제1 토크 및 제2 토크에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진 및 제2 엔진의 토크 출력을 제어하는 단계를 포함할 수 있다.
다양한 실시예의 이들 및 다른 특징, 양태, 및 이점은 이하의 상세한 설명 및 첨부된 청구범위를 참조하여 더욱 잘 이해될 것이다. 본 명세서에 통합되며 그리고 본 명세서의 일부를 구성하는 첨부한 도면은, 본 발명의 실시예를 도시하고 있으며, 또한 상세한 설명과 함께 관련된 원리를 설명하도록 작용한다.
본 기술분야의 숙련자에게 주어지는 실시예의 상세한 설명이 명세서에 기술되어 있으며, 이는 첨부된 도면을 참조한다.
도 1은 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 예시적인 멀티-엔진 시스템을 도시한 도면.
도 2는 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 예시적인 제어기를 도시한 도면.
도 3은 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 예시적인 방법의 흐름도.
도 4는 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 토크 대 연료 흐름을 특정하는 예시적인 모델의 그래프.
도 5는 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 예시적인 제어 실행을 도시한 도면.
이제 본 발명의 실시예가 상세히 참조될 것이며, 하나 이상의 그 예가 도면에 도시되어 있다. 각각의 예는 발명의 제한이 아니라, 발명의 설명으로서 제공된다. 실제로, 발명의 범주 또는 정신으로부터의 일탈 없이 본 발명에 다양한 수정 및 변경이 이루어질 수 있음이 본 기술분야의 숙련자에게 명백할 것이다. 예를 들어, 일 실시예의 부분으로서 도시된 또는 기재된 특징은 또 다른 실시예를 형성하기 위해 다른 실시예에 사용될 수 있다. 따라서 본 발명은 첨부된 청구범위 및 그 등가물의 범주 내에 속하는 이런 수정 및 변경을 포함하는 것으로 의도된다.
본 발명의 예시적인 양태는 멀티-엔진 시스템의 작동을 개선시키기 위해 멀티-엔진 용례에서 엔진들 사이의 향상된 또는 최적의 토크 배분을 결정하는 것에 관한 것이다. 예를 들어, 멀티-엔진 시스템을 위해 전체 연료 흐름을 감소시키는 토크 배분이, 복수의 엔진들 사이에서 결정될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 엔진 파라메터는 각각의 개별 엔진의 실시간 성능에 기초하여, 토크 대 연료 흐름을 특정하는 모델을 적응시키도록 모니터링된다. 그 사용에 대해 축적된 작동 조건의 차이뿐만 아니라 제조 상 차이로 인해, 각각의 엔진의 성능이 상이할 수 있다. 적응된 모델은, 멀티-엔진 시스템을 위해 전체 토크 출력을 보존하면서, 감소된 전체 연료 흐름을 제공하는 토크 배분을 결정하는 데 사용될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 멀티-엔진 시스템을 위한 연료 흐름을 감소시키기 위해, 엔진을 위한 2차 제어 파라메터[예를 들어, 가변 지오메트리 위치 및 블리드 밸브(bleed valve) 위치]가 결정될 수 있다.
보다 구체적으로, 멀티-엔진 시스템은 예를 들어 기어박스를 통해 적어도 하나의 샤프트에 결합된 다수의 엔진을 포함할 수 있다. 각각의 엔진에 대해 관련된 작동 파라메터(예를 들어, 토크 출력, 연료 흐름, 온도, 압력, 속도 등)의 측정값은 센서 측정값을 통해 획득될 수 있으며, 또한 각각의 엔진에 대해 고유한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 경험적 모델(예를 들어, 토크 대 연료 흐름 재현)에 기초하여, 개별적으로 조절된 물리적 특성을 생성하는 데 사용될 수 있다. 일단 토크 대 연료 흐름을 특정하는 개별적인 모델이 생성되었다면, 엔진의 전체 토크 출력을 일정하게 유지하면서, 개별적인 모델을 사용하여 다수의 엔진들 사이의 토크 배분을 결정하여, 연료 흐름을 감소시키거나 및/또는 최소화하기 위해, 토크 배분 알고리즘이 사용될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 토크 배분은 각각의 엔진에 의해 제공될 상이한 양의 토크를 특정할 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 물리적 특성 기반 엔진 모델[예를 들어, 멀티-파라메터, 비선형 엔진 재현(representation)]은 개별적인 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름 재현을 생성하는 데 사용될 수 있다. 상기 엔진 모델은 예를 들어 추적 필터를 사용하여 측정된 작동 파라메터에 기초하여, 조절될 수 있다. 추적 필터는 비례-미분-적분(proportional-integral-derivative) 제어기 또는 확장형 칼만 필터(Kalman filter)로서 실행될 수 있다. 또한, 최적화(예를 들어, 성능 탐색 제어 프로세스)는, 연료 소비 패턴을 강화하기 위해, 각각의 개별 엔진이 각각의 엔진을 위한 2차 제어 파라메터(예를 들어, 가변 지오메트리 위치, 가변 블리드 밸브 위치)를 결정하도록 수행될 수 있다. 결정된 2차 제어 파라메터에 기초하여, 상기 엔진 모듈은 각각의 개별 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 생성하는 데 사용될 수 있다. 상기 토크 대 연료 흐름 특성은 다수의 엔진들 사이에 토크 배분을 결정하도록 토크 배분 알고리즘에 제공될 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 다수의 엔진을 위한 엔진 모델에 기초하여 전체적인 최적화가 수행될 수 있다. 이런 실시예에 있어서, 멀티-엔진 시스템에서 각각의 엔진을 위한 엔진 모델은, 추적 필터를 사용하여 각각의 엔진에 대해 측정된 작동 파라메터에 기초하여 조절될 수 있다. 전체 성능 탐색 제어 프로세스는 다수의 변수 각각에 대한 최적의 또는 개선된 상태를 결정하도록 수행될 수 있다. 이런 방법은 비선형의 강제적이고 반복적인 다양한 최적화 방법을 사용할 수 있다. 토크 배분은 다수의 변수 중 하나일 수 있으며, 또한 일정한 전체 토크를 유지하면서 연료 흐름을 감소시키도록 최적화될 수 있다. 상기 전체적인 최적화는, 다수의 엔진의 각각을 위해, 가변 지오메트리 위치 및 가변 블리드 밸브 위치와 같은 다양한 2차 파라메터를 결정할 수도 있다.
이런 방식으로, 본 발명의 예시적인 양태는, 요구된 토크 출력 요구에 여전히 부합하면서, 전체적인 연료 소비를 감소시키는 토크 배분에 따라 멀티-엔진 시스템을 작동시키는 기술적 효과를 가질 수 있다. 또한, 본 발명의 예시적인 양태에 따른 시스템 및 방법은, 멀티-엔진 시스템을 위한 현존의 제어 아키텍처를 사용하여 실행될 수 있다.
도 1은 예를 들어 항공기의 일부를 형성할 수 있는 예시적인 멀티-엔진 시스템(100)을 도시하고 있다. 상기 멀티-엔진 시스템(100)은 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 포함할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)은 각각 가스 터빈 엔진일 수 있다. 상기 가스 터빈 엔진은 서로 흐름 연통되어 배치되는 팬과 코어를 포함할 수 있다. 가스 터빈 엔진의 코어는 직렬의 공기 흐름 순서대로 압축기 섹션, 연소 섹션, 터빈 섹션, 및 배기 섹션을 갖는 공기 흐름 경로를 포함할 수 있다. 상기 압축기 섹션은 공기를 압축하는데 사용되는 하나 이상의 압축기를 포함할 수 있다. 압축된 공기는 연료와 혼합되고 그리고 연소되어 연소 가스를 제공하는 상기 연소 섹션에 제공될 수 있다. 상기 연소 가스는 하나 이상의 터빈을 통해 상기 가스 터빈 엔진의 압축기 섹션 및 터빈 섹션의 작동을 지지하는 데 사용될 수 있다.
본 개시의 예시적인 양태는 도시 및 논의 목적 상 가스 터빈 엔진을 참조하여 논의될 것이다. 본 기술분야의 숙련자는, 여기에 제공된 개시를 사용하여, 본 개시의 범주로부터의 일탈 없이 다른 타입의 엔진이 사용될 수 있음을 이해할 것이다. 또한, 도 1은 2개의 엔진[예를 들어, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)]을 갖는 멀티-엔진 시스템(100)을 도시하고 있다. 상기 멀티-엔진 시스템(100)은 본 발명의 범주로부터의 일탈 없이 3개 이상의 엔진을 가질 수 있다.
상기 제1 엔진(110)은 제1 토크를 제1 샤프트(112)에 제공하도록 구성될 수 있다. 제2 엔진(120)은 제2 토크를 제2 샤프트(122)에 제공하도록 구성될 수 있다. 상기 제1 축(112) 및 제2 축(122)은 기어박스(115)를 통해 공통 샤프트(130)에 결합될 수 있다. 이런 방식으로, 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)은, 제1 엔진(110)에 의해 제1 샤프트(112)에 제공된 제1 토크와 제2 엔진(120)에 의해 제2 샤프트(122)에 제공된 제2 토크의 총합인 전체 토크를 샤프트(130)에 제공할 수 있다. 기어박스로부터의 손실은 중요성에 기초하여 고려될 수 있다.
본 개시의 예시적인 양태에 따라, 상기 시스템(100)은 제어 시스템(200)을 추가로 포함할 수 있다. 상기 제어 시스템(200)은 하나 이상의 제어 장치를 포함할 수 있다. 제어 장치는 연산 장치, 마이크로제어기, 마이크로프로세서, 제어기, 제어 모듈, 또는 다른 적절한 제어 장치와 같은 임의의 다른 장치 또는 시스템을 포함할 수 있다. 상기 제어 시스템(200)은 본 발명의 예시적인 실시예에 따라 시스템(100)의 성능을 개선하기 위해(예를 들어, 연료 흐름을 감소시키기 위해) 상기 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 토크 배분을 결정하도록 구성될 수 있다.
도 1의 예에 있어서, 상기 제어 시스템(200)은 제1 엔진(110)과 관련된 엔진 제어기(210) 및 제2 엔진(120)과 관련된 엔진 제어기(220)와 통신하는 시스템 제어기(205)를 포함할 수 있다. 상기 시스템 제어기(205)는 예를 들어 항공기와 관련된 연산 시스템일 수 있다. 예를 들어, 시스템 제어기(205)는 비행 제어 연산 시스템, 항공기 임무 연산 시스템, 항공 전자 시스템, 또는 다른 적절한 시스템일 수 있다. 제1 엔진 제어기(210)는 제1 엔진(110)과 관련된 디지털 엔진 전권 제어(full authority digital engine control)(FADEC) 시스템일 수 있다. 제2 엔진 제어기(220)는 제2 엔진과 관련된 FADEC 제어 시스템일 수 있다.
상기 제어 시스템(200)은 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)과 관련된 작동 파라메터를 측정하도록 구성된 다양한 센서를 포함할 수 있다. 상기 센서는 다른 제어 동작을 위해 이미 제위치에 센서를 포함할 수 있거나, 또는 이를 위해 설치된 추가적인 센서를 포함할 수 있다. 예를 들어, 제어 시스템(200)은 온도, 압력, 연료 흐름, 속도, 등과 같은, 제1 엔진(110)과 관련된 작동 파라메터를 측정하도록 구성된 센서(212)를 포함할 수 있다. 상기 제어 시스템(200)은 제1 엔진(110)의 토크 출력을 측정하도록 구성된 토크 센서(214)를 추가로 포함할 수 있다. 상기 제어 시스템(200)은 온도, 압력, 연료 흐름, 속도, 등과 같은, 제2 엔진(120)과 관련된 작동 파라메터를 측정하도록 구성된 센서(222)를 포함할 수 있다. 상기 제어 시스템(200)은 제2 엔진(120)의 토크 출력을 측정하도록 구성된 토크 센서(224)를 추가로 포함할 수 있다.
도 2는 본 발명의 예시적인 실시예에 따른 예시적인 제어 장치(230)에 관한 세부사항을 도시하고 있다. 상기 제어 장치(230)는, 예를 들어 시스템 제어기(205), 엔진 제어기(210 또는 220) 중 어느 하나, 또는 다른 적절한 제어 장치(200)일 수 있다.
상기 제어 장치(230)는 하나 이상의 프로세서(232), 및 하나 이상의 메모리 디바이스(234)를 포함할 수 있다. 상기 하나 이상의 프로세서(232)는 마이크로프로세서, 마이크로제어기, 집적 회로, 로직 디바이스와 같은 임의의 적절한 프로세싱 장치, 또는 다른 적절한 프로세싱 장치를 포함할 수 있다. 상기 하나 이상의 메모리 디바이스(234)는 비일시적 컴퓨터-판독 가능한 매체, RAM, ROM, 하드 드라이브, 플래시 드라이브, 또는 다른 메모리 디바이스를 포함하는, 그러나 이에 제한되지 않는, 하나 이상의 컴퓨터-판독 가능한 매체를 포함할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 하나 이상의 프로세서(232) 및 상기 하나 이상의 메모리 디바이스(234)는, 다중 시스템, 디바이스, 또는 현장에 걸쳐 위치될 수 있다.
상기 하나 이상의 메모리 디바이스(234)는 하나 이상의 프로세서(232)에 의해 실행될 수 있는 컴퓨터-판독 가능한 명령(236)을 포함하여, 상기 하나 이상의 프로세서(232)에 의해 액세스 가능한 정보를 저장할 수 있다. 상기 명령(236)은 하나 이상의 프로세서(232)에 의해 실행되었을 때 상기 하나 이상의 프로세서(232)로 하여금 작동을 수행하게 하는, 임의의 명령 세트일 수 있다. 상기 명령(236)은 임의의 적절한 프로그래밍 언어로 기록된 소프트웨어일 수 있으며, 또는 하드웨어로 실행될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 명령(236)은 하나 이상의 프로세서(232)에 의해 실행되어, 상기 하나 이상의 프로세서가 도 1에 도시된 멀티-엔진 시스템과 같은 멀티-엔진 시스템을 위한 토크 배분을 결정하기 위한 작동을 수행하게 할 수 있다.
상기 메모리 디바이스(234)는 프로세서(232)에 의해 액세스될 수 있는 데이터(238)를 추가로 저장할 수 있다. 상기 데이터(238)는 예를 들어 모델, 토크 대 연료 흐름 연관성, 엔진 모델, 측정된 작동 파라메터, 및 본 개시의 예시적인 실시예에 따라 사용될 수 있는 다른 데이터를 포함할 수 있다.
상기 제어 장치(230)는 하나 이상의 다른 제어 장치와, 또는 하나 이상의 엔진과 관련된 작동 파라메터를 측정하도록 구성된 센서와 통신하기 위해 통신 인터페이스(235)를 포함할 수 있다. 상기 통신 인터페이스(235)는 원격 장치와 통신하기 위한 임의의 적절한 인터페이스를 포함할 수 있으며, 또한 임의의 개수의 유선 또는 무선 및/또는 네트워크를 포함할 수 있다. 통신은 임의의 적절한 프로토콜을 사용하여 통신 인터페이스(235)를 통해 수행될 수 있다.
여기에 기재된 기술은 컴퓨터-기반 시스템, 및 상기 컴퓨터-기반 시스템으로부터 그리고 컴퓨터-기반 시스템으로 전송된 정보에 의해 취해진 동작을 형성한다. 본 기술분야의 숙련자라면 컴퓨터-기반 시스템의 고유의 융통성이 부품들 사이에서 그리고 부품들 간에 매우 다양한 가능한 구성, 조합, 및 작업과 기능성의 분할을 허용한다는 것을 인식할 것이다. 예를 들어, 여기에 논의된 프로세스는 단일의 연산 장치 또는 조합하여 동작하는 복수의 연산 장치를 사용하여 실행될 수 있다. 데이터베이스, 메모리, 명령, 및 어플리케이션은 단일의 시스템으로 실행될 수 있거나, 또는 다중 시스템에 걸쳐 분배될 수 있다. 분배된 부품은 순차적으로 또는 동시에 작동할 수 있다.
도 3은 본 개시의 예시적인 실시예에 따른 멀티-엔진 시스템을 위해 토크 배분을 결정하기 위한 예시적인 방법(300)을 도시하고 있다. 상기 방법(300)은 도 1의 제어 시스템(200)의 하나 이상의 제어 장치와 같은, 하나 이상의 제어 장치에 의해 실행될 수 있다. 또한, 도 3은 도시 및 논의를 위해 특별한 순서로 수행되는 단계들을 도시하고 있다. 본 기술분야의 숙련자라면, 여기에 제공된 개시를 사용하여, 여기에 기재된 임의의 방법의 다양한 단계가 본 개시의 범주로부터의 일탈 없이 다양한 방법으로 적응될 수 있고, 수정될 수 있고, 재배치될 수 있고, 생략될 수 있고, 및/또는 확장될 수 있음을 인식할 것이다.
302 에서, 상기 방법은 제1 엔진 및 제2 엔진에 대해 측정된 작동점을 획득하는 단계를 포함한다. 상기 측정된 작동점은 측정된 연료 흐름, 측정된 온도, 측정된 토크, 측정된 속도, 등과 같이, 각각의 엔진에 대해 측정된 작동 파라메터에 기초할 수 있다. 상기 측정된 작동 파라메터는 제1 엔진 및 제2 엔진과 관련된 다양한 센서에 의해 획득될 수 있다. 상기 측정된 작동점은 다양한 토크 작동점에 대해 측정된 연료 흐름과 같은, 다양한 측정된 작동 파라메터의 조합물일 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 상기 측정된 작동점은 센서가 작동 파라메터의 측정을 수행할 때, 실시간으로 또는 실시간에 가깝게 획득될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 측정된 작동점은 예를 들어 하나 이상의 디바이스에 저장되어 있는 미리 획득된 작동점일 수 있다.
304 에서, 상기 방법은 제1 엔진을 위해 측정된 작동점에 기초하여, 상기 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델을 생성하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 제1 엔진의 엔진 타입과 관련된 베이스라인 모델은, 제1 엔진에 대해 측정된 작동점에 기초하여 수정되거나 또는 조정될 수 있다. 이런 방식으로, 상기 모델은 제1 엔진을 위한 실제 토크 대 연료 흐름 특성을 나타내도록 조절될 수 있다.
예를 들어, 도 4는 본 개시의 예시적인 실시예에 따라 발생된 토크 대 연료 흐름을 특정하는 예시적인 모델의 그래프를 도시하고 있다. 연료 흐름은 수평 축선을 따라 도시되어 있다. 토크는 수직 축선을 따라 도시되어 있다. 곡선(405)은 토크 대 연료 흐름을 특정하는 베이스라인 모델을 나타내고 있다. 곡선(410)은 본 개시의 예시적인 실시예에 따라 상기 제1 엔진의 측정된 작동점에 기초하여 생성된 조절된 모델을 나타내고 있다. 도시된 바와 같이, 곡선(410)은 상기 베이스라인 모델에 대해 제1 엔진을 위한 상이한 토크 대 연료 흐름 연관성을 특정하고 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제1 모델은 예를 들어 회귀 타입 알고리즘 및/또는 비선형 모델 매칭 기술을 사용하여 측정된 작동점에 기초하여 생성될 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 엔진에 대해 측정된 다양한 토크/연료 흐름 작동점은, 제1 엔진을 위한 제1 모델을 생성하기 위해 회귀 알고리즘을 사용하여 분석될 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름 특성을 특정하는 제1 모델은, 도 5를 참조하여 이하에 더욱 상세히 논의되는 바와 같이, 상기 제1 엔진과 관련된 멀티-파라메터, 비선형 물리적 특성 기반 엔진 모델로부터 생성될 수 있다.
도 3의 306 에서, 상기 방법은 제2 엔진에 대해 측정된 작동점에 기초하여, 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름 특성을 특정하는 제2 모델을 생성하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 제2 엔진의 엔진 타입과 관련된 베이스라인 모델은, 제2 엔진에 대해 측정된 작동점에 기초하여 수정되거나 또는 조정될 수 있다. 이런 방식으로, 상기 모델은 제2 엔진을 위한 실제 토크 대 연료 흐름 특성을 나타내도록 조절될 수 있다.
도 4를 참조하면, 곡선(420)은 본 개시의 예시적인 실시예에 따라 상기 제2 엔진의 측정된 작동점에 기초하여 생성된 예시적인 조절된 모델을 도시하고 있다. 도시된 바와 같이, 상기 곡선(420)은 상기 베이스라인 모델에 대해, 또한 상기 제1 엔진에 대해, 상기 제2 엔진을 위한 상이한 토크 대 연료 흐름 연관성을 특정하고 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 제2 모델은 예를 들어 회귀 타입 알고리즘 및/또는 비선형 모델 매칭 기술을 사용하여 측정된 작동점에 기초하여 생성될 수 있다. 예를 들어, 제2 엔진을 위해 측정된 다양한 토크/연료 흐름 작동점은, 제2 엔진을 위한 제2 모델을 생성하기 위해 회귀 알고리즘을 사용하여 분석될 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름 특성을 특정하는 제2 모델은, 도 5를 참조하여 이하에 더욱 상세히 논의되는 바와 같이, 제2 엔진과 관련된 멀티-파라메터, 비선형 물리적 특성 기반 엔진 모델로부터 생성될 수 있다.
도 3을 참조하면, 308 에서, 상기 방법은 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델 및 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델을 사용하여, 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위해 토크 배분을 결정하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 토크 배분은 제1 엔진에 의해 제공될 토크의 양 및 제2 엔진에 의해 제공될 토크의 양을 나타내는 데이터를 포함할 수 있다. 상기 토크 배분은 비율, 백분율, 등과 같은 임의의 적절한 형태로 특정될 수 있다.
일 실시예에 있어서, 상기 토크 배분은, 제1 엔진과 연료 흐름 사이에서 최소한의 연료 흐름을 제공하는 최적의 토크 배분을 확인할 수 있는 최적화를 사용하여 결정될 수 있다. 여기에 사용되는 바와 같이, "최적(optimum)" 또는 "최적의(optimal)"라는 용어의 사용은, 최적 또는 최적의 솔루션을 포함하여 이 솔루션의 20% 내를 지칭한다. "최소(minimum)"라는 용어의 사용은, 최소 솔루션을 포함하여 이 솔루션의 20% 내를 지칭한다. "최대(maximum)"라는 용어의 사용은, 최대 솔루션을 포함하여 이 솔루션의 20% 내를 지칭한다. 일부 실시예에 있어서, 상기 토크 배분은 시스템에 대해 최소의 전체 연료 흐름으로 나타나는, 원하는 전체 토크 출력을 제공하는 토크 배분을 식별함으로써 결정된다.
예를 들어, 일 실시예에 있어서, 상기 제1 엔진에 의해 제공될 제1 토크(T1) 및 상기 제2 엔진에 의해 제공될 제2 토크(T2)를 특정하는 토크 배분은, T1 + T2 = TTOT 라는 제약을 받는 F1 + F2 를 최소화하도록 결정될 수 있다. 상기 TTOT 는 시스템에 대해 원하는 전체 출력 토크이다. F1 은 상기 제1 토크(T1)를 제공할 때 제1 엔진의 연료 흐름이다. F2 는 상기 제2 토크(T2)를 제공할 때 제2 엔진의 연료 흐름이다.
도 4를 참조하면, 본 개시의 예시적인 양태에 따라 결정된 하나의 예시적인 최적의 토크 배분은, 제1 엔진을 위해서는 Ton- 1 을, 그리고 제2 엔진을 위해서는 Ton-2 를 포함할 수 있다. 제1 모델에 대응하는 곡선(410) 상의 점(412)은, 연료 흐름(Fon-1)이 토크(Ton-1)에 대응하는 것을 나타내고 있다. 제2 모델에 대응하는 곡선(420) 상의 점(422)은, 연료 흐름(Fon - 2)이 토크(Ton-2)에 대응하여, Fon -1 + Fon - 2 의 전체 연료 흐름으로 나타난다는 것을 나타내고 있다.
제1 엔진 및 제2 엔진을 동일한 토크(Toff)로 작동시키면, 곡선(410) 상의 점(414)으로부터 제1 엔진을 위한 연료 흐름(Foff -1) 및 곡선(420) 상의 점(424)으로부터 제2 엔진을 위한 연료 흐름(Foff - 2)으로 나타난다. 도시된 바와 같이, Fon -1 + Fon-2 는 Foff -1 + Foff - 2 보다 작다. 따라서 제1 엔진을 위한 토크 배분 (Ton-1) 및 제2 엔진을 위한 토크 배분(Ton-2)에 따라 작동시키면, 멀티-엔진 시스템을 위한 감소된 연료 흐름으로 나타난다.
310 에서, 상기 방법은 상기 토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여 제1 엔진 및 제2 엔진을 제어하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 명령 신호는, 엔진의 작동을 제어하여 상기 결정된 토크 배분에 의해 특정된 토크 출력을 제공하기 위해, 각각의 엔진과 관련된 엔진 제어기에 의해 전송되거나 또는 생성될 수 있다.
도 5는 본 발명의 예시적인 실시예에 따라, 제1 엔진 및 제2 엔진을 위해 복합 멀티-파라메터 비선형 엔진 모델을 사용하여 토크 배분을 결정하는 단계와 관련된 제어 계획을 도시하고 있다. 제1 엔진 모델(510)은, 제1 엔진을 위한 파라메터를 추정하는 데 사용될 수 있다. 제2 엔진 모델(520)은, 제2 엔진을 위한 파라메터를 추정하는 데 사용될 수 있다.
제1 엔진 모델(510)과 제2 엔진 모델(520)의 각각은 트러스트, 공기 흐름, 스톨 마진(stall margin), 및 터빈 입구 온도와 같은 연산된 파라메터뿐만 아니라, 샤프트 토크, 회전자 속도, 온도, 및 압력과 같은 엔진과 관련된 감지된 파라메터를 추정하는 데 사용되는 복합 멀티-파라메터 모델일 수 있다. 상기 연산된 파라메터는 예를 들어 엔진 모델에 입력되는 환경 조건, 전력 설정 파라메터, 및 제2 제어 파라메터(예를 들어, 가변 지오메트리 위치, 가변 블리드 밸브 위치, 등)에 기초하지만, 이에 제한되지 않는다. 일부 실시예에 있어서, 상기 엔진 모델(510, 520)은 물리적 특성 기반 공기 열역학적 모델일 수 있다.
도 5에 도시된 바와 같이, 상기 제1 엔진 모델(510)은 데이터를 제1 추적 필터(512)와 교환할 수 있다. 상기 제1 추적 필터(512)는 제1 엔진과 관련된 하나 이상의 측정된 작동 파라메터를 나타내는 신호(514)를 수신할 수 있으며, 또한 상기 측정된 작동 파라메터와 상기 제1 엔진 모델(510)에 의해 추정된 작동 파라메터 사이의 차이를 비교하도록 구성될 수 있다. 상기 제1 추적 필터(512)는 제1 엔진 모델(510)의 파라메터를 조정하거나 또는 조절하여, 상기 측정된 작동 파라메터를 제1 엔진 모델(510)에 의해 결정된 작동 파라메터 값으로 매칭시키도록 구성될 수 있다. 이런 방식으로, 상기 추적 필터(512)는 부품 마모, 부품 효율, 및/또는 부품 고장의 변화와는 관계 없이, 상기 제1 엔진 모델(510)이 제1 엔진을 연속적으로 정확하게 나타내는 것을 보장할 수 있다.
마찬가지로, 상기 제2 엔진 모델(520)은 제2 추적 필터(522)와 데이터를 교환할 수 있다. 상기 제2 추적 필터(522)는 제2 엔진과 관련된 하나 이상의 측정된 작동 파라메터를 나타내는 신호(524)를 수신할 수 있으며, 또한 상기 측정된 작동 파라메터와 상기 제2 엔진 모델(520)에 의해 측정된 작동 파라메터 사이의 차이를 비교하도록 구성될 수 있다. 상기 제2 추적 필터(522)는 제2 엔진 모델(520)의 파라메터를 조정하거나 또는 조절하여, 상기 측정된 작동 파라메터를 제2 엔진 모델(520)에 의해 결정된 작동 파라메터 값으로 매칭시키도록 구성될 수 있다. 이런 방식으로, 상기 추적 필터(522)는 부품 마모, 부품 효율, 및/또는 부품 고장의 변화와는 관계 없이, 상기 제2 엔진 모델(520)이 제2 엔진을 연속적으로 정확하게 나타내는 것을 보장할 수 있다.
상기 제1 엔진 모델(510)은 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 엔진 모델(510)은 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하기 위해, 상기 제1 엔진의 다양한 트림(trim) 조건 및 다른 작동점에 기초하여 평가될 수 있다. 마찬가지로, 상기 제2 엔진 모델(520)은 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하는 데 사용될 수 있다. 예를 들어, 상기 제2 엔진 모델(510)은 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하기 위해, 상기 제2 엔진의 다양한 트림 조건 및 다른 작동점에 기초하여 평가될 수 있다.
도 5에 도시된 바와 같이, 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)은 토크 배분 알고리즘(530)에 제공될 수 있다. 상기 토크 배분 알고리즘(530)은 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 적어도 부분적으로 기초하여 연료 흐름을 감소시키는, 상기 제1 엔진 및 제2 엔진을 위한 토크 배분을 결정할 수 있다. 예를 들어, 상기 토크 배분 알고리즘(530)은 도 4를 참조하여 논의된 방식으로, 상기 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 기초하여 상기 제1 엔진과 제2 엔진 사이에서 토크 배분을 결정할 수 있다.
본 개시의 예시적인 실시예에 따라, 하나 이상의 성능 탐색 제어 프로세스는 각각의 개별 엔진의 작동을 위한 다양한 2차 제어 파라메터를 결정하기 위해, 상기 제1 엔진과 제2 엔진의 각각과는 독립적으로 수행될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 성능 탐색 제어 프로세스는 연료 흐름 또는 엔진의 작동을 위한 다른 비용 파라메터를 감소시키는 제1 엔진을 위한 작동점을 결정하기 위해, 가변 지오메트리 위치(예를 들어, 입구 가이드 베인 위치, 가변 고정자 베인 위치, 등) 및 가변 블리드 밸브 위치와 같은 하나 이상의 2차 제어 파라메터의 작동점을 반복적으로 변경시킬 수 있다. 예를 들어, 상기 성능 탐색 제어 프로세스는, 조정된 작동점이 개선된 연료 흐름을 제공하는지의 여부를 결정하기 위해, 엔진의 작동점을 조정할 수 있다. 만일 그렇다면, 성능 탐색 제어는 상기 조정된 작동점에 기초하여 엔진의 작동을 특정할 수 있다. 이런 프로세스는, 엔진에 대해 최적의 또는 최적에 가까운 작동점이 결정될 때까지, 반복적인 형태로 수행될 수 있다.
도 5에 도시된 바와 같이, 제1 성능 탐색 제어 프로세스(542)는 제1 엔진을 위해 최적의 2차 제어 파라메터를 결정하도록 수행될 수 있다. 상기 최적의 2차 제어 파라메터는 예를 들어 입구 가이드 베인 위치, 가변 고정자 베인 위치, 가변 블리드 밸브 위치, 등을 포함할 수 있다. 상기 성능 탐색 제어 프로세스(542)에 의해 결정된 2차 제어 파라메터는, 제1 엔진 모델(510)에 제공될 수 있다. 그 후, 제1 엔진 모델(510)은 상기 2차 제어 파라메터에 기초하여 제1 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성할 수 있다.
마찬가지로, 제2 엔진을 위한 최적의 2차 제어 파라메터를 결정하도록, 제2 성능 탐색 제어 프로세스(544)가 수행될 수 있다. 상기 최적의 2차 제어 파라메터는 예를 들어 입구 가이드 베인 위치, 가변 고정자 베인 위치, 가변 블리드 밸브 위치, 등을 포함할 수 있다. 상기 제2 성능 탐색 제어 프로세스(544)에 의해 결정된 2차 제어 파라메터는, 제2 엔진 모델(520)에 제공될 수 있다. 그 후, 제2 엔진 모델(520)은 상기 2차 제어 파라메터에 기초하여 제2 엔진을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 발생시킬 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 멀티-엔진 시스템이 제1 엔진과 제2 엔진 사이에서 토크 배분을 결정하도록, 전체 성능 탐색 제어 프로세스가 수행될 수 있다. 상기 토크 배분은, 전체 성능 탐색 제어 프로세스에 의해 실행되는 최적화 변수 중 하나일 수 있다. 예를 들어, 상기 전체 성능 탐색 제어 프로세스는, 동시에 연료 흐름을 감소시키면서, 시스템에 요구된 전체 토크를 제공하는 토크 배분을 결정하기 위해, 상기 제1 엔진을 위한 하나 이상의 2차 제어 파라메터 및 상기 제2 엔진을 위한 하나 이상의 2차 제어 파라메터와 같은 다른 변수뿐만 아니라, 토크 배분을 조정할 수 있다.
다양한 실시예의 특정한 특징부가 일부 도면에는 도시되고 그리고 다른 도면에는 도시되지 않았더라도, 이는 단지 편의 상일 뿐이다. 본 발명의 원리에 따라, 도면의 임의의 특징부는 다른 도면의 임의의 특징부와 조합하여 지칭될 수 있거나 및/또는 청구될 수 있다.
여기에 기재된 내용은 최상의 모드를 포함하여 발명을 기재하기 위해, 또한 임의의 디바이스 또는 시스템을 제조 및 사용하는 단계와 그리고 임의의 통합된 방법을 수행하는 단계를 포함하여, 본 기술분야의 숙련자가 발명을 실시할 수 있도록 예들을 사용하였다. 본 발명의 특허 허여 가능한 범위는 청구범위에 의해 한정되며, 또한 본 기술분야의 숙련자에게 발생하는 다른 예들을 포함할 수 있다. 이런 다른 예들은, 이들이 사실상 청구범위와 상이하지 않은 구조적 요소를 포함한다면, 또는 이들이 사실상 청구범위와 실질적이지 않은 차이를 구비한 등가의 구조적 요소를 포함한다면, 청구범위 범주 내에 있는 것으로 의도된다.
100: 멀티-엔진 시스템 110: 제1 엔진
112: 제1 샤프트 120: 제2 엔진
122: 제2 샤프트 130: 공통 샤프트
200: 제어 시스템 205: 시스템 제어기
210, 220: 엔진 제어기 212, 222: 센서
224: 토크 센서 230: 제어 장치
232: 프로세서 234: 메모리 디바이스
235: 통신 인터페이스 236: 컴퓨터-판독 가능한 명령
238: 데이터 405, 410, 420: 곡선
510: 제1 엔진 모델 515: 제1 모델
520: 제2 엔진 모델 525: 제2 모델
530: 토크 배분 알고리즘 542: 제1 성능 탐색 제어 프로세스
544: 제2 성능 탐색 제어 프로세스

Claims (15)

  1. 적어도 하나의 샤프트(130)에 결합된 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 갖는 멀티-엔진 시스템(100)을 위한 토크 배분(torque split)을 결정하는 토크 배분 방법으로서:
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제1 엔진(110)에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여 제1 엔진(110)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하는 단계;
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제2 엔진(120)에 대해 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여 제2 엔진(120)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하는 단계;
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 적어도 부분적으로 기초하여 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 토크 배분을 결정하는 단계; 및
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)의 토크 출력을 제어하는 단계
    를 포함하는 토크 배분 결정 방법.
  2. 청구항 1에 있어서,
    토크 배분은, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 총 토크 출력을 제공하도록 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)을 사용하여 결정되는 것인 토크 배분 결정 방법.
  3. 청구항 1에 있어서,
    제1 모델(515)은 제1 엔진 모델(510)에 적어도 부분적으로 기초하여 생성되고, 제2 모델(525)은 제2 엔진 모델(520)에 적어도 부분적으로 기초하여 생성되며, 제1 엔진 모델(510) 및 제2 엔진 모델(520)은 멀티-파라메터 물리적 특성 기반 엔진 모델을 각각 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  4. 청구항 3에 있어서,
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제1 모델(515)을 생성하는 단계는,
    조절된 제1 엔진 모델을 생성하기 위해, 하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제1 엔진(110)에 대한 하나 이상의 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 추적 필터를 사용하여 제1 엔진 모델(510)을 조절하는 단계; 및
    하나 이상의 연산 장치에 의해, 조절된 제1 엔진 모델에 적어도 부분적으로 기초하여 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하는 단계
    를 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  5. 청구항 4에 있어서,
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제2 모델(525)을 생성하는 단계는,
    조절된 제2 엔진 모델을 생성하기 위해, 하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제2 엔진(120)에 대한 하나 이상의 측정된 작동점에 적어도 부분적으로 기초하여, 제2 추적 필터를 사용하여 제2 엔진 모델(520)을 조절하는 단계; 및
    하나 이상의 연산 장치에 의해, 조절된 제2 엔진 모델에 적어도 부분적으로 기초하여 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하는 단계
    를 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  6. 청구항 5에 있어서,
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제1 모델(515)을 생성하는 단계는, 하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제1 엔진(110)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터를 결정하는 단계를 더 포함하며, 제1 모델(515)은 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진 모델(510)로부터 결정되는 것인 토크 배분 결정 방법.
  7. 청구항 6에 있어서,
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제2 모델(525)을 생성하는 단계는, 하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 제2 엔진(120)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터를 결정하는 단계를 더 포함하며, 제2 모델(525)은 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터에 적어도 부분적으로 기초하여, 제2 엔진 모델(520)로부터 결정되는 것인 토크 배분 결정 방법.
  8. 청구항 6에 있어서,
    제1 엔진(110)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터는, 제1 엔진(110)을 위한 가변 지오메트리(variable geometry) 위치 또는 제1 엔진(110)을 위한 가변 블리드 밸브(variable bleed valve) 위치 중 하나 이상을 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  9. 청구항 7에 있어서,
    제2 엔진(120)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터는, 제2 엔진(120)을 위한 가변 지오메트리 위치 또는 제2 엔진(120)을 위한 가변 블리드 밸브 위치 중 하나 이상을 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  10. 청구항 7에 있어서,
    제1 엔진(110)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터는, 제1 성능 탐색 제어 프로세스를 사용하여 결정되는 것인 토크 배분 결정 방법.
  11. 청구항 10에 있어서,
    제2 엔진(120)을 위한 하나 이상의 2차 제어 작동 파라메터는, 제2 성능 탐색 제어 프로세스를 사용하여 결정되는 것인 토크 배분 결정 방법.
  12. 청구항 1에 있어서,
    하나 이상의 제어 장치(230)에 의해, 제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 적어도 부분적으로 기초하여 제1 엔진 및 제2 엔진(120)을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 토크 배분을 결정하는 단계는, 하나 이상의 제어 장치(230)에 의해 최적화 파라메터로서 토크 배분을 갖는 전체 성능 탐색 제어 프로세스를 사용하여 토크 배분을 결정하는 단계를 포함하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  13. 청구항 12에 있어서,
    전체 성능 탐색 제어 프로세스는, 제1 엔진(110)을 위한 하나 이상의 2차 제어 파라메터 및 제2 엔진(120)을 위한 하나 이상의 2차 제어 파라메터에 적어도 부분적으로 기초하는 것인 토크 배분 결정 방법.
  14. 샤프트(130)에 토크를 제공하는 복수의 엔진을 갖는 항공기용 제어 시스템으로서:
    하나 이상의 프로세서(232);
    하나 이상의 메모리 디바이스(234);
    제1 엔진(110)과 관련된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값을 획득하도록 구성된 하나 이상의 제1 센서; 및
    제2 엔진(120)과 관련된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값을 획득하도록 구성된 하나 이상의 제2 센서
    를 포함하며,
    하나 이상의 메모리 디바이스(234)는, 하나 이상의 프로세서(232)에 의해 실행될 때에 하나 이상의 프로세서(232)가,
    하나 이상의 제1 센서에 의해 획득된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값에 적어도 부분으로 기초하여, 제1 엔진(110)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제1 모델(515)을 생성하는 것;
    하나 이상의 제2 센서에 의해 획득된 하나 이상의 작동 파라메터의 측정값에 적어도 부분으로 기초하여, 제2 엔진(120)을 위한 토크 대 연료 흐름을 특정하는 제2 모델(525)을 생성하는 것;
    제1 모델(515) 및 제2 모델(525)에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 총 연료 흐름을 감소시키는, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)을 위한 토크 배분을 결정하는 것; 및
    토크 배분에 적어도 부분적으로 기초하여, 제1 엔진(110) 및 제2 엔진(120)의 토크 출력을 제어하는 것
    을 포함하는 작동을 수행하게 하는 컴퓨터-판독 가능한 명령을 저장하는 것인 제어 시스템.
  15. 청구항 14에 있어서,
    제1 모델(515)은 제1 엔진 모델(510)에 적어도 부분적으로 기초하여 생성되고, 제2 모델(525)은 제2 엔진 모델(520)에 적어도 부분적으로 기초하여 생성되며, 제1 엔진 모델(510) 및 제2 엔진 모델(520)은 멀티-파라메터 비선형 엔진 재현(representation)을 각각 포함하는 것인 제어 시스템.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190129243A (ko) * 2018-05-10 2019-11-20 두산중공업 주식회사 가상 엔진 모델을 통한 터빈 효율 최적화 장치 및 방법

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7098664B2 (ja) 2018-02-05 2022-07-11 富士フイルム株式会社 被記録媒体の製造方法、及び、画像記録方法
US10864994B2 (en) * 2018-06-29 2020-12-15 The Boeing Company Low throttle rate command compensation via full authority engine trim
US20200217253A1 (en) * 2019-01-03 2020-07-09 General Electric Company Systems and Methods of Controlling Load Share and Speed of Engines in Multiple-Engine Propulsion Systems
US20200277078A1 (en) * 2019-03-01 2020-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Electrical power system for aircraft having hybrid-electric propulsion system
WO2020185274A2 (en) 2019-03-01 2020-09-17 United Technologies Advanced Projects, Inc. Normal mode operation of hybrid electric propulsion systems
US20200277073A1 (en) * 2019-03-01 2020-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Torque balancing for hybrid electric propulsion systems and aircraft utilizing hybrid electric propulsion systems
US11143133B2 (en) * 2019-06-11 2021-10-12 Transportation Ip Holdings, Llc Fuel control system
CN110608103B (zh) * 2019-09-26 2021-12-21 潍柴重机股份有限公司 一种匹配双机单桨的发动机控制系统及控制方法
FR3104138B1 (fr) * 2019-12-09 2024-03-08 Safran Helicopter Engines Système et procédé d’équilibrage d’au moins un paramètre à équilibrer d’un moteur électrique d’un système propulsif
US11427353B2 (en) 2019-12-13 2022-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for testing engine performance in-flight
US11554874B2 (en) 2020-10-02 2023-01-17 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for governing an engine at low power
US11524767B2 (en) * 2021-03-31 2022-12-13 Beta Air, Llc Methods and systems for flight control configured for use in an electric aircraft

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3174284A (en) * 1963-02-19 1965-03-23 United Aircraft Corp Power management fuel control for plural gas turbine engines
US3989012A (en) * 1975-03-03 1976-11-02 William J. Casey Three-rotor engine
US4137721A (en) * 1977-07-22 1979-02-06 Sundstrand Corporation Control system for plural engines
US4787053A (en) * 1981-12-30 1988-11-22 Semco Instruments, Inc. Comprehensive engine monitor and recorder
US4763285A (en) * 1985-10-04 1988-08-09 Semco Instruments, Inc. Helicopter low-g monitor, recorder and warning system
US4817046A (en) * 1986-04-10 1989-03-28 United Technologies Corporation Detection of engine failure in a multi-engine aircraft
US5363317A (en) * 1992-10-29 1994-11-08 United Technologies Corporation Engine failure monitor for a multi-engine aircraft having partial engine failure and driveshaft failure detection
US6539299B2 (en) * 2000-02-18 2003-03-25 Optimum Power Technology Apparatus and method for calibrating an engine management system
US6823675B2 (en) * 2002-11-13 2004-11-30 General Electric Company Adaptive model-based control systems and methods for controlling a gas turbine
US6823253B2 (en) * 2002-11-27 2004-11-23 General Electric Company Methods and apparatus for model predictive control of aircraft gas turbine engines
US7801695B2 (en) * 2008-12-23 2010-09-21 Honeywell International Inc. Operations support systems and methods with model-based torque estimates
CN102254477A (zh) * 2010-12-24 2011-11-23 陆晓东 汽车电控系统实验台
US9181878B2 (en) * 2011-12-19 2015-11-10 Honeywell International Inc. Operations support systems and methods for calculating and evaluating engine emissions
US8924124B2 (en) * 2012-01-17 2014-12-30 Ford Global Technologies, Llc Method and system for engine torque control
US8459038B1 (en) * 2012-02-09 2013-06-11 Williams International Co., L.L.C. Two-spool turboshaft engine control system and method
EP2814733B1 (en) * 2012-02-15 2022-02-02 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine performance seeking control
US9317249B2 (en) * 2012-12-06 2016-04-19 Honeywell International Inc. Operations support systems and methods for calculating and evaluating turbine temperatures and health
US9458771B2 (en) * 2013-03-25 2016-10-04 Honeywell International Inc. Multi-engine performance margin synchronization adaptive control system and method
GB2515141B (en) * 2013-03-25 2015-10-21 Honeywell Int Inc Multi-engine performance margin synchronization adaptive control system and method
US9067587B1 (en) * 2014-01-17 2015-06-30 Ford Global Technologies, Llc Torque based energy management in hybrid vehicle
US9150219B2 (en) * 2014-02-21 2015-10-06 Ford Global Technologies, Llc Hybrid electric vehicle and method of starting engine
US10316760B2 (en) * 2014-02-24 2019-06-11 United Technologies Corporation Turboshaft engine control
US9732625B2 (en) * 2015-01-19 2017-08-15 United Technologies Corporation System and method for controlling a gas turbine engine
US9494085B2 (en) * 2015-01-19 2016-11-15 United Technologies Corporation System and method for load power management in a turboshaft gas turbine engine
US10024187B2 (en) * 2015-03-20 2018-07-17 General Electric Company Gas turbine engine health determination

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20190129243A (ko) * 2018-05-10 2019-11-20 두산중공업 주식회사 가상 엔진 모델을 통한 터빈 효율 최적화 장치 및 방법

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