RU2452667C2 - Method of controlling helicopter power plant - Google Patents

Method of controlling helicopter power plant Download PDF

Info

Publication number
RU2452667C2
RU2452667C2 RU2010120962/11A RU2010120962A RU2452667C2 RU 2452667 C2 RU2452667 C2 RU 2452667C2 RU 2010120962/11 A RU2010120962/11 A RU 2010120962/11A RU 2010120962 A RU2010120962 A RU 2010120962A RU 2452667 C2 RU2452667 C2 RU 2452667C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
engine
mismatch
speed
power plant
engines
Prior art date
Application number
RU2010120962/11A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2010120962A (en
Inventor
Юрий Петрович Дудкин (RU)
Юрий Петрович Дудкин
Виктор Александрович Гладких (RU)
Виктор Александрович Гладких
Геннадий Викторович Фомин (RU)
Геннадий Викторович Фомин
Original Assignee
Открытое акционерное общество "СТАР"
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 Открытое акционерное общество "СТАР" filed Critical Открытое акционерное общество "СТАР"
Priority to RU2010120962/11A priority Critical patent/RU2452667C2/en
Publication of RU2010120962A publication Critical patent/RU2010120962A/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2452667C2 publication Critical patent/RU2452667C2/en

Links

Abstract

FIELD: engines and pumps.
SUBSTANCE: invention may be used in helicopter turbo-prop engine automatic control systems. In compliance with proposed method, dependencies of reduced gas temperature upstream of turbine on reduced fuel consumption are defined for every engine and compared with similar magnitudes measured at starting operation of power plant so that the rate of use of every engine is defined and compared. Then, obtained difference is used to correct measured engine torques.
EFFECT: simultaneous aging of engines.
1 dwg

Description

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения и может быть использовано в электронных системах (САУ) автоматического управления многодвигательных силовых установок вертолетов.The invention relates to the field of aircraft engine manufacturing and can be used in electronic systems (ACS) for automatic control of multi-engine power plants of helicopters.
Известен способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, заключающийся в определении для каждого двигателя величины рассогласования частоты вращения свободной турбины относительно заданной и преобразовании ее в управляющее воздействие, патент США №3820323, кл. 60-39.28R, 1977 г.A known method of controlling the power plant of a helicopter, consisting of two engines operating on one rotor, which consists in determining for each engine the magnitude of the mismatch of the frequency of rotation of a free turbine relative to a given one and converting it into a control action, US patent No. 3820323, cl. 60-39.28R, 1977
Недостатком известного способа является его низкая эффективность.The disadvantage of this method is its low efficiency.
Наиболее близким к данному изобретению по технической сущности является способ управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, путем определения для каждого двигателя рассогласования между фактической и заданной частотами вращения свободной турбины, измерения крутящих моментов на валу свободной турбины каждого двигателя, выбора двигателя с меньшим крутящим моментом, корректирования рассогласования частот вращения свободной турбины, выбора двигателя по величине рассогласования крутящего момента, преобразования скорректированного рассогласования в управляющую величину изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирования ее с заданной, в зависимости от шага несущего винта, величиной частоты вращения турбокомпрессора, сравнения полученной суммы с фактической величиной частоты вращения турбокомпрессора и воздействия сигналом рассогласования на расход топлива, Курран Дж.Дж. "Система управления подачей топлива вертолетного двигателя Т-700". Э.И., "Авиастроение", 1975, №17, стр.48-70.Closest to this invention in technical essence is a method of controlling a helicopter power plant, consisting of two engines operating on one main rotor, by determining for each engine a mismatch between the actual and predetermined rotational speeds of a free turbine, measuring the torques on the shaft of a free turbine of each engine , choosing an engine with lower torque, adjusting the mismatch of the rotational speeds of a free turbine, choosing an engine mismatched in size I of torque, converting the corrected mismatch to the control value of the change in the speed of the turbocharger, summing it with a given value, depending on the pitch of the rotor, of the speed of the turbocharger, comparing the amount obtained with the actual value of the speed of the turbocompressor and the effect of the mismatch signal on fuel consumption, Kurran JJ "T-700 Helicopter Engine Fuel Management System". EI, "Aircraft", 1975, No. 17, p. 48-70.
Недостатком известного способа управления силовой установкой вертолета является то, что двигатели имеют разные скорости выработки ресурса и один из двигателей эксплуатируется на повышенных температурах газа перед турбиной. Это снижает надежность его работы и приводит к ускоренной выработке ресурса.The disadvantage of this method of controlling the power plant of a helicopter is that the engines have different speeds of production of a resource and one of the engines is operated at elevated gas temperatures in front of the turbine. This reduces the reliability of its work and leads to accelerated development of the resource.
Целью изобретения является повышение надежности работы силовой установки.The aim of the invention is to increase the reliability of the power plant.
Поставленная цель достигается тем, что в способе управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, путем определения для каждого двигателя рассогласования между фактической и заданной частотами вращения свободной турбины, измерения крутящих моментов на валу свободной турбины каждого двигателя, выбора двигателя с меньшим крутящим моментом, корректирования рассогласования частот вращения свободной турбины, выбора двигателя по величине рассогласования крутящего момента, преобразования скорректированного рассогласования в управляющую величину изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирования ее с заданной, в зависимости от шага несущего винта, величиной частоты вращения турбокомпрессора, сравнения полученной суммы с фактической величиной частоты вращения турбокомпрессора и воздействия сигналом рассогласования на расход топлива, дополнительно на каждом двигателе снимают зависимости приведенной температуры газов перед турбиной от приведенного расхода топлива в своем двигателе, сравнивают их с аналогичными зависимостями, снятыми в начале эксплуатации установки, определяют скорость выработки ресурса каждым двигателем, сравнивают их и по полученной разности корректирует измеренные значения крутящих моментов двигателей.This goal is achieved by the fact that in the method of controlling the power plant of a helicopter, consisting of two engines operating on one main rotor, by determining for each engine a mismatch between the actual and predetermined speeds of the free turbine, measuring the torques on the shaft of the free turbine of each engine, engine with lower torque, adjusting the mismatch of the rotation frequencies of a free turbine, selecting the engine according to the magnitude of the mismatch of torque, transforms of the corrected mismatch to the control value of the change in the speed of the turbocompressor, summing it with a predetermined, depending on the pitch of the rotor, value of the speed of the turbocompressor, comparing the amount obtained with the actual value of the speed of the turbocompressor and the effect of the error signal on the fuel consumption, additionally take off on each engine the dependence of the reduced temperature of the gases in front of the turbine on the reduced fuel consumption in its engine, compare them with the analog Using the physical dependences taken at the beginning of the operation of the installation, they determine the rate of production of the life of each engine, compare them and, based on the obtained difference, correct the measured values of engine torques.
На фигуре представлена схема устройства, реализующая заявляемый способ.The figure shows a diagram of a device that implements the inventive method.
Устройство, реализующее способ, содержит последовательно соединенные блок 1 датчиков (БД) левого двигателя, электронный регулятор 2 (ЭР) левого двигателя, блок 3 электрогидропреобразователей (ЭГП) левого двигателя, блок 4 исполнительных механизмов (ИМ) левого двигателя, последовательно соединенные БД 5 правого двигателя, ЭР 6 правого двигателя, блок 7 ЭГП правого двигателя, блок 8 ИМ правого двигателя, причем БД 1 подключен на вход ЭР 6, а БД 5 - на вход ЭР 2, ЭР 2 и ЭР 6 соединены между собой цифровым каналом связи (например, ARINC 429 или RS 232).A device that implements the method contains a series-connected block 1 of sensors (DB) of the left engine, an electronic controller 2 (ER) of the left engine, block 3 of electrohydroconverters (EGP) of the left engine, block 4 of actuators (IM) of the left engine, sequentially connected to the DB 5 of the right engine, ER 6 of the right engine, EGP block 7 of the right engine, block 8 of the right engine IM, wherein DB 1 is connected to the input of ER 6, and DB 5 is connected to the input of ER 2, ER 2 and ER 6 are interconnected by a digital communication channel (for example , ARINC 429 or RS 232).
ЭР 2 и 6 представляют собой специализированные БЦВМ, состоящие из устройства ввода/вывода (УВВ) и вычислителя (процессор; постоянное запоминающее устройство - ПЗУ, с записанным в него специализированным программным обеспечением - СПО, оперативное ЗУ - ОЗУ и долговременное репрограммируемое ЗУ - РПЗУ). Подробное описание ЭР, а также БД, ЭГП и ИМ приведено, например, в книге «Руководство по эксплуатации двигателя ТВ7-117С», ЛНПО им. В.Я.Климова, Ленинград, 1988 г.ER 2 and 6 are specialized digital computers, consisting of an input / output device (I / O) and a calculator (processor; read-only memory - ROM, with specialized software written to it - STR, operational memory - RAM and long-term programmable memory - RPM) . A detailed description of the ER, as well as the database, EGP and IM, is given, for example, in the book "Operation manual for the TV7-117C engine", LNPO im. V.Ya. Klimova, Leningrad, 1988
Устройство работает следующим образом.The device operates as follows.
Измеренные в БД 1 и БД 5 частоты вращения свободной турбины левого nстфакл и правого nстфакп двигателей поступают на вход ЭР левого (1) и правого (2) двигателей. Там их сравнивают с заданной частотой nстзад вращения свободной турбиныMeasured in DB 1 and DB 5 free turbine speed v n factor left L and right factor n n v motors are input to the left ER (1) and right (2) engines. There they are compared with a given frequency n st back rotation of a free turbine
Управление силовой установкой вертолета осуществляют следующим образом. Измеренные в БД 1 и БД 5 частоты вращения свободной турбины левого nстфакл и правого nстфакп двигателей поступают на вход ЭР левого (1) и правого (2) двигателей. Там их сравнивают с заданной частотой nстзад вращения свободной турбины, рассчитанной в каждом ЭР по известным зависимостям (см., например, книгу Кеба И.В. «Летная эксплуатация вертолетных ГТД». М.: «Транспорт», 1976 г., с.221-259 для большинства вертолетов на большинстве режимов nстзад=100%), и определяют сигналы рассогласования Δnстл и Δnстп. Одновременно с помощью БД 1 и 5 измеряют величины крутящих моментов Mкрл и Mкрп на валах свободных турбин обоих двигателей, подают на вход в ЭР 2 и 6, где вычисляют их разницу ΔMкр, по знаку вычисленной величины определяют двигатель, развивающий меньший крутящий момент. В ЭР этого двигателя сигнал рассогласования Δnст корректируют по величине ΔMкр, этот сигнал преобразуют в сигнал коррекции Δnтк и подают на вход в регулятор nтк, где суммируют с заданной частотой вращения турбокомпрессора по положению рычага управления двигателем (αруд), шагу несущего винта, температуре (Tн) и давлению (Pн) окружающей среды, и сравнивают с фактическим значением nткфак. Сигнал рассогласования с помощью блоков 3 и 7 преобразуют в управляющее воздействие на блоки 4 и 8, с помощью которых управляют расходом топлива (Gт).Management of the power plant of the helicopter is as follows. Measured in DB 1 and DB 5 free turbine speed v n factor left L and right factor n n v motors are input to the left ER (1) and right (2) engines. There they are compared with a given frequency n st the back of rotation of a free turbine, calculated in each ER according to known dependencies (see, for example, the book by I. Keba “Flight operation of helicopter gas turbine engines.” M: “Transport”, 1976, p.221-259 for most helicopters in most modes n st back = 100%), and the mismatch signals Δn st l and Δn st p . Simultaneously, via the DB 1 and 5 is measured torque value M cr L and M cr n on shafts available turbines of both engines is fed to the input of the ER 2 and 6, wherein calculating their difference ΔM Cr, the sign of the calculated value is determined engine developing smaller torque. In the electric motor of this engine, the mismatch signal Δn st is corrected by ΔM cr , this signal is converted into a correction signal Δn tk and fed to the controller n tk , where they are summed with a given speed of the turbocompressor by the position of the engine control lever (α ore ), the carrier pitch screw, temperature (T n ) and pressure (P n ) of the environment, and compare with the actual value of n TC fact . The mismatch signal using blocks 3 and 7 is converted into a control action on blocks 4 and 8, with which fuel consumption is controlled (G t ).
Температура газа перед турбиной является параметром, позволяющим определить скорость выработки двигателем ресурса, так как если при постоянном приведенном расходе топлива в двигатель увеличилась приведенная температура газа перед турбиной - это значит, что увеличилась доля подведенной в цикле энергии, расходуемой на потери. Относя приращение приведенной температуры газов к промежутку времени, за который произошло это приращение, можно определить условную скорость выработки ресурса двигателем.The gas temperature in front of the turbine is a parameter that allows you to determine the engine’s production rate of the resource, since if the reduced temperature of the gas in front of the turbine increases at a constant reduced fuel consumption in the engine, this means that the proportion of the energy inputted to the cycle in the cycle has increased. Relating the increment of the reduced temperature of the gases to the period of time during which this increment has occurred, it is possible to determine the conditional rate of resource production by the engine.
В данном способе управления силовой установкой вертолета в начале эксплуатации двигателей (например, в ходе приемо-сдаточных испытаний на стенде моторного завода) по специальной циклограмме, заложенной в ПЗУ ЭР снимают зависимость приведенной температуры газа перед турбиной от приведенного расхода топлива. Через некоторый промежуток времени, уже в эксплуатации (например, при проведении регламентных работ по двигателю) снимают аналогичную зависимость, сравнивают их и определяют разницу приращений температуры газа правого и левого двигателей. Величину разницы преобразуют в корректирующий сигнал по крутящему моменту, который прибавляют к измеренному значению Mкрб двигателя, имеющего большую скорость выработки ресурса и вычитают из измеренного значения Mкрм двигателя, имеющего меньшую скорость выработки ресурса. Аналогичные процедуры повторяют через установленные промежутки времени в течение всего срока эксплуатации двигателей, причем величина коррекции измеренных значений крутящих моментов в промежутках между снятиями характеристик остается неизменной для каждого двигателя.In this method of controlling a helicopter’s propulsion system at the beginning of engine operation (for example, during acceptance tests at the motor plant stand), the dependence of the reduced gas temperature in front of the turbine on the reduced fuel consumption is removed using a special cyclogram in the ER ROM. After a certain period of time, already in operation (for example, during routine maintenance of the engine), a similar dependence is removed, they are compared and the difference in the gas temperature increments of the right and left engines is determined. The magnitude of the difference signal is converted into a correction torque which is added to the measured value M cr b engine having greater speed and resource production is subtracted from the measured value M m kr motor having a lower speed generating resource. Similar procedures are repeated at set intervals throughout the life of the engines, and the amount of correction of the measured values of the torques in the intervals between taking characteristics remains unchanged for each engine.
Таким образом, осуществляют перераспределение нагрузки двигателей в составе двухмоторной силовой установки, чем обеспечивают синхронную выработку ресурса двигателями при некотором снижении точности синхронизации их крутящих моментов.Thus, they carry out the redistribution of the load of the engines as part of a twin-engine power plant, which ensures the synchronous production of a resource by the engines with some decrease in the accuracy of synchronization of their torques.
Применение способа управления силовой установкой вертолета, состоящей из двух двигателей, работающих на один несущий винт, позволяет обеспечить синхронную выработку двигателями ресурса, что повышает степень готовности вертолета к вылету, а также снижает эксплуатационные расходы, связанные с неодновременной заменой выработавших ресурс двигателей, что повышает надежность работы силовой установки.The application of the control method for a helicopter power plant, consisting of two engines operating on one rotor, allows the engines to synchronously produce a resource, which increases the helicopter's readiness for take-off, and also reduces operating costs associated with the simultaneous replacement of exhausted engines, which increases reliability power plant operation.

Claims (1)

  1. Способ управления силовой установкой вертолета, содержащей два двигателя, работающих на один несущий винт, путем определения для каждого двигателя рассогласования между фактической и заданной частотами вращения свободной турбины, измерения крутящих моментов на валу свободной турбины каждого двигателя, выбора двигателя с меньшим крутящим моментом, корректирования рассогласования частот вращения свободной турбины, выбора двигателя по величине рассогласования крутящего момента, преобразования скорректированного рассогласования в управляющую величину изменения частоты вращения турбокомпрессора, суммирования ее с заданной, в зависимости от шага несущего винта, величиной частоты вращения турбокомпрессора, сравнения полученной суммы с фактической величиной частоты вращения турбокомпрессора и воздействия сигналом рассогласования на расход топлива, отличающийся тем, что дополнительно на каждом двигателе снимают зависимости приведенной температуры газов перед турбиной от приведенного расхода топлива в своем двигателе, сравнивают их с аналогичными зависимостями, снятыми в начале эксплуатации установки, определяют скорость выработки ресурса каждым двигателем, сравнивают их и по полученной разности корректируют измеренные значения крутящих моментов двигателей. The method of controlling the power plant of a helicopter containing two engines operating on one main rotor by determining for each engine a mismatch between the actual and a given rotational speed of a free turbine, measuring the torques on the shaft of a free turbine of each engine, selecting an engine with a lower torque, correcting the mismatch rotational speeds of a free turbine, choosing an engine according to the magnitude of the mismatch of torque, converting the corrected mismatch to which relates the magnitude of the change in the speed of the turbocompressor, summing it up with a predetermined, depending on the pitch of the rotor, value of the speed of the turbocompressor, comparing the amount obtained with the actual value of the speed of the turbocompressor and the effect of the error signal on the fuel consumption, characterized in that it is additionally removed on each engine the dependence of the reduced temperature of the gases in front of the turbine on the reduced fuel consumption in its engine, compare them with similar dependencies, nyatymi in early operation of the plant, determine the rate of generation of the resource by each motor, comparing them and the resulting difference is corrected measured values of the engine torque.
RU2010120962/11A 2010-05-24 2010-05-24 Method of controlling helicopter power plant RU2452667C2 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010120962/11A RU2452667C2 (en) 2010-05-24 2010-05-24 Method of controlling helicopter power plant

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2010120962/11A RU2452667C2 (en) 2010-05-24 2010-05-24 Method of controlling helicopter power plant

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2010120962A RU2010120962A (en) 2011-11-27
RU2452667C2 true RU2452667C2 (en) 2012-06-10

Family

ID=45317788

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2010120962/11A RU2452667C2 (en) 2010-05-24 2010-05-24 Method of controlling helicopter power plant

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2452667C2 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2702377C2 (en) * 2014-03-27 2019-10-08 Сафран Хеликоптер Энджинз Helicopter multimotor power system and corresponding helicopter

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3235334A1 (en) * 1982-09-24 1984-03-29 Messerschmitt Boelkow Blohm Device for automatically matching the torques of two driving machines, in particular two gas-turbine power plants for a helicopter
RU94040349A (en) * 1993-08-19 1996-09-20 Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова (UA) Control system for plying vehicle gas-turbine engines
RU2106514C1 (en) * 1995-02-09 1998-03-10 Войсковая часть 75360 Method of control, diagnosing and failure compensation in control systems of aircraft two engine power plant
RU2267020C2 (en) * 1999-12-23 2005-12-27 Турбомека Device and method of control of power of helicopter rotor power plant
RU2308014C2 (en) * 2005-08-16 2007-10-10 Открытое акционерное общество Конструкторское-производственное предприятие "Авиамотор" Method of operating the engine
RU2365774C2 (en) * 2007-11-09 2009-08-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Control mode of twin-engine propulsion system

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3235334A1 (en) * 1982-09-24 1984-03-29 Messerschmitt Boelkow Blohm Device for automatically matching the torques of two driving machines, in particular two gas-turbine power plants for a helicopter
RU94040349A (en) * 1993-08-19 1996-09-20 Авиационный научно-технический комплекс им.О.К.Антонова (UA) Control system for plying vehicle gas-turbine engines
RU2106514C1 (en) * 1995-02-09 1998-03-10 Войсковая часть 75360 Method of control, diagnosing and failure compensation in control systems of aircraft two engine power plant
RU2267020C2 (en) * 1999-12-23 2005-12-27 Турбомека Device and method of control of power of helicopter rotor power plant
RU2308014C2 (en) * 2005-08-16 2007-10-10 Открытое акционерное общество Конструкторское-производственное предприятие "Авиамотор" Method of operating the engine
RU2365774C2 (en) * 2007-11-09 2009-08-27 Открытое акционерное общество "СТАР" Control mode of twin-engine propulsion system

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2702377C2 (en) * 2014-03-27 2019-10-08 Сафран Хеликоптер Энджинз Helicopter multimotor power system and corresponding helicopter

Also Published As

Publication number Publication date
RU2010120962A (en) 2011-11-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8014929B2 (en) Method of monitoring a gas turbine engine
EP3045982B1 (en) System and method for controlling a gas turbine engine
US10316760B2 (en) Turboshaft engine control
US8490404B1 (en) Sensor-based performance-seeking gas turbine engine control
EP2221699B1 (en) Continuous performance analysis system and method
CN101881186B (en) gas turbine shutdown
JP2012518116A (en) Method and system for controlling a gas turbine, and a gas turbine including such a system
CN104948304B (en) A kind of aero gas turbine engine accelerates fuel supply method
US10822996B2 (en) Gas turbine engine health determination
CA3009204C (en) Method for operating a wind turbine
US8849542B2 (en) Real time linearization of a component-level gas turbine engine model for model-based control
US10961922B2 (en) Systems and methods for power turbine governing
US20170138781A1 (en) Method and system for improving parameter measurement
US9423781B2 (en) Model based control with engine perturbation feedback
RU2334889C2 (en) Turboprop power plant fuel flow rate control method
RU2432561C2 (en) Control method of gas-turbine unit technical condition
RU2452667C2 (en) Method of controlling helicopter power plant
RU2392498C2 (en) Control device of mechanisation of gas turbine engine compressor
RU2395704C1 (en) Gas turbine engine control system
EP3012439B1 (en) Method to determine inertia in a shaft system
RU2431051C1 (en) Gas turbine plant control method
RU2374473C1 (en) Method to control gas turbine engine with free turbine
RU2412366C1 (en) System of automatic control of gas-turbine engine
RU2365774C2 (en) Control mode of twin-engine propulsion system
RU2464437C1 (en) Control method of jet turbine double-flow engine with afterburner

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20200525