RU2017119852A - Устройство и способ регулирования вспомогательного двигателя, выполненного с возможностью подачи тяговой мощности на несущий винт вертолета - Google Patents

Устройство и способ регулирования вспомогательного двигателя, выполненного с возможностью подачи тяговой мощности на несущий винт вертолета Download PDF

Info

Publication number
RU2017119852A
RU2017119852A RU2017119852A RU2017119852A RU2017119852A RU 2017119852 A RU2017119852 A RU 2017119852A RU 2017119852 A RU2017119852 A RU 2017119852A RU 2017119852 A RU2017119852 A RU 2017119852A RU 2017119852 A RU2017119852 A RU 2017119852A
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
signal
auxiliary engine
integral
speed
proportional
Prior art date
Application number
RU2017119852A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2695001C2 (ru
RU2017119852A3 (ru
Inventor
Жан Филипп Жак МАРЭН
Маттье ГАЛЛО
Филипп ЭТШЕПАР
Original Assignee
Сафран Хеликоптер Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Хеликоптер Энджинз filed Critical Сафран Хеликоптер Энджинз
Publication of RU2017119852A publication Critical patent/RU2017119852A/ru
Publication of RU2017119852A3 publication Critical patent/RU2017119852A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2695001C2 publication Critical patent/RU2695001C2/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/06—Helicopters with single rotor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/08—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the transmission being driven by a plurality of power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/02—Plural gas-turbine plants having a common power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/705—Type of control algorithm proportional-integral

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Feedback Control In General (AREA)
  • Control Of Eletrric Generators (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Control Of Velocity Or Acceleration (AREA)

Claims (15)

1. Устройство регулирования вспомогательного двигателя (8), содержащего газогенератор и свободную турбину, выполненную с возможностью механического соединения с несущим винтом (12) вертолета для подачи на него тяговой мощности в дополнение к тяговой мощности, производимой главными двигателями (10), отличающееся тем, что содержит пропорционально-интегральный регулятор (30), имеющий пропорциональный коэффициент усиления (Кр) и интегральный коэффициент усиления (Ki), которые являются функциями скорости вращения газогенератора вспомогательного двигателя (8) вертолета, при этом регулятор (30) выполнен с возможностью приема сигнала, характеризующего погрешность скорости свободной турбины вспомогательного двигателя (8) и называемого сигналом погрешности (Se), и с возможностью генерирования сигнала коррекции (Sc) скорости приведения во вращение газогенератора вспомогательного двигателя, при этом упомянутый сигнал коррекции (Sc) получают путем сложения сигнала, пропорционального сигналу погрешности с учетом пропорционального коэффициента усиления (Kp), и сигнала, называемого интегральным сигналом (Si), получаемого в результате сложения сигнала, пропорционального сигналу погрешности с учетом интегрального коэффициента усиления (Ki), и сигнала, называемого сигналом памяти (Sm), выдаваемого контуром (31) обратной связи интегрального сигнала (Si), при этом сигнал памяти (Sm) зависит от величины, характеризующей скорость вращения свободной турбины вспомогательного двигателя (8).
2. Устройство регулирования по п. 1, отличающееся тем, что упомянутый контур (31) обратной связи содержит:
- первую цепь (41), выполненную с возможностью выдавать сигнал памяти, отображающий интегральный сигнал (Si),
- вторую цепь (42), выполненную с возможностью выдавать сигнал памяти (Sm), пропорциональный интегральному сигналу (Si) с учетом коэффициента усиления, называемого коэффициентом аннулирования (Ка), меньшего 1,
- селектор (33), выполненный с возможностью выбирать первую цепь (41) или вторую цепь (42) в зависимости от результатов проверки на величину, характеризующую скорость вращения свободной турбины упомянутого вспомогательного двигателя.
3. Устройство регулирования по п. 2, отличающееся тем, что проверка, осуществляемая при помощи селектора (33), состоит в сравнении сигнала (Se) погрешности с заранее определенным порогом (So) статичности таким образом, чтобы обеспечить возможность активации первой цепи (41), если погрешность скорости по абсолютной величине превышает заранее определенный порог (So) статичности, и активировать вторую цепь (42), если погрешность скорости по абсолютной величине меньше упомянутого порога (So), чтобы интегральный сигнал постепенно пришел к нулю.
4. Устройство регулирования по одному из пп. 2 или 3, отличающееся тем, что коэффициент (Ка) аннулирования второго контура (42) является функцией погрешности скорости свободной турбины вспомогательного двигателя.
5. Устройство регулирования по п. 1, отличающееся тем, что дополнительно содержит сумматор (50), выполненный с возможностью сложения сигнала (Sс) коррекции, генерируемого пропорционально-интегральным регулятором (30), и сигнала (Sа), соответствующего целевой рабочей точке вспомогательного двигателя, зависящей от упомянутых условий полета вертолета, для подачи командного сигнала (Scons) в газогенератор вспомогательного двигателя.
6. Конструкция многомоторного вертолета, включающая в себя силовую установку, содержащую главные двигатели (10), выполненные с возможностью соединения с коробкой (11) передачи мощности, приводящей в действие несущий винт (12) вертолета, и вспомогательный двигатель (8), содержащий газогенератор и свободную турбину, при этом вспомогательный двигатель выполнен с возможностью соединения, с одной стороны, с бортовой сетью (9) вертолета для питания на земле бортовой сети электрической энергией, и, с другой стороны, с силовой установкой для подачи дополнительной тяговой мощности во время полета вертолета, отличающаяся тем, что дополнительно содержит устройство (7) регулирования вспомогательного двигателя (8) по одному из пп. 1-5, чтобы во время полета вертолета адаптировать тяговую мощность, подаваемую вспомогательным двигателем (8) на силовую установку, независимо от какого-либо уравновешивания между главными двигателями и двигателем.
7. Вертолет, имеющий конструкцию по п. 6.
8. Способ регулирования вспомогательного двигателя (8), содержащего газогенератор и свободную турбину, выполненную с возможностью подавать тяговую мощность на несущий винт вертолета, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:
- принимают (61) сигнал, характеризующий погрешность скорости свободной турбины вспомогательного двигателя, называемый сигналом погрешности,
- генерируют (62) сигнал коррекции скорости приведения во вращение газогенератора вспомогательного двигателя, получаемый в результате сложения сигнала, пропорционального упомянутому сигналу погрешности с учетом пропорционального коэффициента усиления (Кр), и сигнала, называемого интегральным сигналом (Si), получаемого в результате сложения сигнала, пропорционального упомянутому сигналу погрешности с учетом интегрального коэффициента усиления (Ki), и сигнала, называемого сигналом (Sm) памяти, зависящего от величины, характеризующей скорость вращения свободной турбины вспомогательного двигателя.
9. Способ по п. 8, отличающийся тем, что сигнал (Sm) памяти является сигналом, полученным посредством выбора между сигналом, отображающим интегральный сигнал (Si), и сигналом, пропорциональным интегральному сигналу (Si) с учетом коэффициента усиления, называемого коэффициентом (Ка) аннулирования, меньшего 1, при этом выбор зависит от результатов проверки на величину, характеризующей скорость вращения свободной турбины вспомогательного двигателя.
10. Способ по п. 9, отличающийся тем, что проверка выбора состоит в сравнении сигнала (Se) погрешности с заранее определенным порогом (So) статичности и в выборе сигнала, отображающего интегральный сигнал (Si), если погрешность скорости по абсолютной величине превышает заранее определенный порог (So) статичности, и в выборе сигнала, пропорционального интегральному сигналу (Si) с учетом коэффициента (Ка) аннулирования, если погрешность скорости по абсолютной величине меньше упомянутого порога (So).
RU2017119852A 2015-01-12 2016-01-11 Устройство и способ регулирования вспомогательного двигателя, выполненного с возможностью подачи тяговой мощности на несущий винт вертолета RU2695001C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1550209A FR3031500B1 (fr) 2015-01-12 2015-01-12 Dispositif et procede de regulation d'un moteur auxiliaire adapte pour fournir une puissance propulsive au rotor d'un helicoptere
FR1550209 2015-01-12
PCT/FR2016/050038 WO2016113489A1 (fr) 2015-01-12 2016-01-11 Dispositif et procédé de régulation d'un moteur auxiliaire adapté pour fournir une puissance propulsive au rotor d'un hélicoptère

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017119852A true RU2017119852A (ru) 2019-02-14
RU2017119852A3 RU2017119852A3 (ru) 2019-06-14
RU2695001C2 RU2695001C2 (ru) 2019-07-18

Family

ID=52988271

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017119852A RU2695001C2 (ru) 2015-01-12 2016-01-11 Устройство и способ регулирования вспомогательного двигателя, выполненного с возможностью подачи тяговой мощности на несущий винт вертолета

Country Status (9)

Country Link
US (1) US9919806B2 (ru)
EP (1) EP3245130B1 (ru)
JP (1) JP6728172B2 (ru)
KR (1) KR20170103759A (ru)
CN (1) CN107108021B (ru)
CA (1) CA2969810C (ru)
FR (1) FR3031500B1 (ru)
RU (1) RU2695001C2 (ru)
WO (1) WO2016113489A1 (ru)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10760484B2 (en) * 2016-09-16 2020-09-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Multi-engine aircraft power plant with heat recuperation
CN109709792A (zh) * 2017-10-26 2019-05-03 中国航发商用航空发动机有限责任公司 航空发动机稳态回路比例积分控制器及其设计方法和装置
FR3094405B1 (fr) * 2019-04-01 2021-02-26 Safran Helicopter Engines Procédé et système de régulation d’une turbomachine de génération électrique non propulsive
CN112173134B (zh) * 2020-09-25 2023-03-03 中国直升机设计研究所 一种三发直升机全发应急模式控制方法
US11920521B2 (en) * 2022-02-07 2024-03-05 General Electric Company Turboshaft load control using feedforward and feedback control

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3174551A (en) * 1963-02-19 1965-03-23 United Aircraft Corp Power management control for helicopters
US4423593A (en) * 1982-04-16 1984-01-03 Chandler Evans Inc. Fuel control for controlling helicopter rotor/turbine acceleration
US4993221A (en) * 1988-12-21 1991-02-19 General Electric Company Gas turbine engine control system
US6112719A (en) * 1998-12-15 2000-09-05 Caterpillar Inc. Acceleration based control system for speed governing
FR2827636B1 (fr) * 2001-07-19 2003-11-28 Eurocopter France Systeme de regulation du regime d'un moteur d'un helicoptere
DE10236326A1 (de) * 2001-08-17 2003-03-06 Alstom Switzerland Ltd Gasspeicherkraftanlage
US8275500B2 (en) * 2008-03-11 2012-09-25 Honeywell International Inc. Gas turbine engine fixed collective takeoff compensation control system and method
US8555653B2 (en) * 2009-12-23 2013-10-15 General Electric Company Method for starting a turbomachine
FR2992024B1 (fr) 2012-06-15 2017-07-21 Turbomeca Procede et architecture de transfert d'energie optimise entre un moteur auxiliaire de puissance et les moteurs principaux d'un helicoptere
FR2998543B1 (fr) * 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de deux turbomoteurs principaux et d'un turbomoteur secondaire moins puissant
FR2998542B1 (fr) * 2012-11-26 2015-07-17 Eurocopter France Procede et aeronef a voilure tournante muni de trois moteurs

Also Published As

Publication number Publication date
RU2695001C2 (ru) 2019-07-18
KR20170103759A (ko) 2017-09-13
FR3031500A1 (fr) 2016-07-15
US9919806B2 (en) 2018-03-20
JP2018508680A (ja) 2018-03-29
CN107108021B (zh) 2020-07-10
EP3245130B1 (fr) 2018-11-07
WO2016113489A1 (fr) 2016-07-21
US20170334569A1 (en) 2017-11-23
FR3031500B1 (fr) 2017-01-13
CA2969810C (fr) 2022-09-27
RU2017119852A3 (ru) 2019-06-14
CN107108021A (zh) 2017-08-29
JP6728172B2 (ja) 2020-07-22
CA2969810A1 (fr) 2016-07-21
EP3245130A1 (fr) 2017-11-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2017119852A (ru) Устройство и способ регулирования вспомогательного двигателя, выполненного с возможностью подачи тяговой мощности на несущий винт вертолета
CN102216608B (zh) 风力发电装置及其翼倾斜角控制方法
US10113487B2 (en) Cascaded multi-variable control system for a turboshaft engine
US10316760B2 (en) Turboshaft engine control
CN105332855B (zh) 用于风力涡轮机的控制方法和控制系统
US20160218650A1 (en) Method and system for damping torsional oscillations
JP2009174329A (ja) 自然エネルギー発電設備を用いた電力系統周波数制御装置
CA2516884A1 (en) Engine power extraction control system
KR101766260B1 (ko) 선박 에너지 효율 최적화 방법
JP6174245B2 (ja) 浮体式風力タービンの傾斜減衰
JP6554368B2 (ja) 風力発電システムまたは風力発電システムの制御方法
US9166510B1 (en) Systems utilizing a controllable voltage AC generator system
JP6756489B2 (ja) 風力発電装置の制御方法
JP6909292B2 (ja) 風力発電設備の運転方法、風力発電設備の開ループおよび／または閉ループ制御のための装置、およびロータと電力生成のためにロータによって駆動される発電機とを有する風力発電設備
ES2867877T3 (es) Control de una turbina eólica durante recuperación después de un fallo de red
US10320314B2 (en) Systems and methods for reducing effects of torsional oscillation for electrical power generation
Tang et al. Experimental parameter tuning of power system stabilizer
EP2506095B1 (en) System and method for large transient identification for advanced control with multiple contraints
JP6300742B2 (ja) 風力発電装置の制御方法および制御装置、並びに風力発電装置
Vaezi et al. Experimental control of a hydraulic wind power transfer system under wind and load disturbances
US9450527B2 (en) Controlled frequency generator with optimized power factor
JP2017034914A (ja) 発電用風車制御システム
Elbeji et al. Modeling and control of a variable speed wind turbine
JP2016151249A5 (ru)
CN103670537A (zh) 涡轮机控制装置、涡轮机控制方法以及涡轮机控制程序