RU2490492C1

RU2490492C1 - Control method of gas-turbine engine, and system for its implementation

Info

Publication number: RU2490492C1
Application number: RU2012104200/06A
Authority: RU
Inventors: Леонид Яковлевич Бондарев; Юрий Маркович Зеликин; Александр Анатольевич Кондратов; Виктор Владимирович Королёв; Евгений Ювенальевич Марчуков; Владимир Иванович Федюкин; Алексей Александрович Инюкин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн")
Priority date: 2012-02-07
Filing date: 2012-02-07
Publication date: 2013-08-20

Abstract

FIELD: engines and pumps.

SUBSTANCE: control method of a gas-turbine engine consists in the fact that fuel consumption to a combustion chamber of a gas-turbine engine is restricted by maximum specified consumption; in addition, in acceleration mode there changed is position of guide vanes for their opening; after that, the specified value of maximum fuel consumption to the main combustion chamber is controlled depending on actual position of guide vanes. Besides, a system for implementation of the above mentioned control method of a gas-turbine engine is proposed.

EFFECT: improving control of a gas-turbine engine in its transient operating modes owing to shortening the acceleration time at maintaining necessary margins of gas-dynamic stability of a compressor.

2 cl, 5 dwg

Description

Группа изобретений относится к области управления работой газотурбинных двигателей (ГТД), преимущественно авиационных, и может быть использована для управления подачей топлива в ГТД и направляющими аппаратами компрессора (НАК).The group of inventions relates to the field of gas turbine engine (GTE) operation control, mainly aviation, and can be used to control the fuel supply to the GTE and compressor guide vanes (NAC).

Известен способ управления ГТД, согласно которому регулирование подачи топлива осуществляют по сигналу разности заданной и измеренной частот вращения ротора, а управление НАК осуществляют по измеренной частоте вращения ротора ГТД, причем в процессе работы ГТД определяют передаточные функции по каналам воздействия направляющих аппаратов (НА) и расхода топлива на частоту вращения, находят их отношение и дополнительно осуществляют воздействие на подачу топлива в зависимости от угла установки НА с передаточной функцией, равной определенному отношению передаточной функции ГТД по каналу воздействия НА на частоту вращения к передаточной функции ГТД по каналу воздействия расхода топлива на частоту вращения.There is a known method of controlling a gas turbine engine, according to which the fuel supply is controlled by the signal of the difference between the set and measured rotor speeds, and the NAC is controlled by the measured rotor speed of the gas turbine engine, moreover, during the operation of the gas turbine engine, the transfer functions are determined by the channels of action of the guiding devices (HA) and flow fuel speed, find their ratio and additionally affect the fuel supply, depending on the angle of installation of the AT with a transfer function equal to defined the relative ratio of the transfer function of the gas turbine engine along the channel of the impact of the AT on the rotation frequency to the transfer function of the gas turbine engine along the channel of the effect of the fuel consumption on the rotational speed.

Система для реализации способа управления ГТД содержит блок регулирования подачи топлива в камеру сгорания (КС), замкнутый по частоте вращения ротора через датчик частоты вращения. Блок регулирования подачи топлива выполнен в виде электронного регулятора, вход которого соединен с датчиком частоты вращения, а выход - с одним из входов выходного устройства, которое соединено с исполнительным механизмом насоса - регулятора.The system for implementing the method of controlling a gas turbine engine comprises a unit for controlling the supply of fuel to the combustion chamber (CC), which is closed by the rotor speed through a speed sensor. The fuel supply control unit is made in the form of an electronic controller, the input of which is connected to a speed sensor, and the output is connected to one of the inputs of the output device, which is connected to the actuator of the pump-controller.

Система также содержит также контур регулирования геометрии проточной части ГТД, включающий в себя регулятор НАК с элементом управления (например, гидроцилиндром) положением НА. Регулятор замкнут через датчик частоты вращения. Элемент управления положением НАК дополнительно соединен с датчиком положения НА, выход которого соединен с блоком коррекции расхода топлива в КС, выход блока соединен со вторым входом выходного устройства системы регулирования топливопитания КС.The system also contains a control loop for the geometry of the gas flow through the gas turbine engine, which includes a NAC controller with a control element (for example, a hydraulic cylinder) for the position of the engine. The controller is closed via a speed sensor. The NAC position control element is additionally connected to the ON position sensor, the output of which is connected to the fuel consumption correction unit in the compressor unit, the output of the unit is connected to the second input of the output device of the fuel control system of the compressor unit.

В процессе работы системы, рычагом управления двигателя (РУД), через контур топливопитания КС, выводят ГТД на рабочий режим, при котором совместно работают контуры регулирования топливопитания и управления положением НАК.During the operation of the system, the engine control lever (ORE), through the fuel supply circuit of the compressor unit, bring the turbine engine to the operating mode, in which the fuel supply control and NAC position control circuits work together.

Сигнал, пропорциональный частоте вращения ротора ГТД, через датчик частоты вращения одновременно поступает на электронный регулятор контура управления топливопитанием и на контур управления НАК. В электронном регуляторе данный сигнал сравнивается с заданным значением частоты вращения ротора. В зависимости от результатов сравнения, электронный регулятор через выходное устройство выдает команду на исполнительный механизм насоса-регулятора, который соответствующим образом воздействует на дозирующий элемент насоса-регулятора.A signal proportional to the rotor speed of the gas turbine rotor is simultaneously transmitted through the speed sensor to the electronic regulator of the fuel supply control loop and to the NAC control loop. In the electronic controller, this signal is compared with the set value of the rotor speed. Depending on the comparison results, the electronic controller through the output device issues a command to the actuator of the pump controller, which accordingly acts on the metering element of the pump controller.

Одновременно регулятор НА также получает на вход сигнал, пропорциональный частоте вращения ротора ГТД, по которому в соответствии с заданной программой через элемент управления устанавливают новое положение НАК, которое соответствует заданному режиму работы ГТД.At the same time, the ON controller also receives a signal proportional to the rotational speed of the gas turbine rotor, according to which, in accordance with a predetermined program, a new NAC position is set via the control element, which corresponds to the specified operation mode of the gas turbine engine.

В процессе работы ГТД, в результате внешних возмущений возможно отклонение НАК от заданного положения, которое определяется датчиком положения. Соответствующий сигнал с датчика положения подается на блок коррекции расхода топлива, который выдает сигнал коррекции в контур топливопитания, изменяя тем самым режим подачи топлива в КС, компенсируя возмущающее воздействие отклонения положения НА на частоту вращения ротора ГТД.During the operation of the gas turbine engine, as a result of external disturbances, the NAC may deviate from the set position, which is determined by the position sensor. The corresponding signal from the position sensor is fed to the fuel consumption correction unit, which generates a correction signal to the fuel supply circuit, thereby changing the fuel supply mode to the compressor station, compensating for the disturbing effect of the deviation of the ON position on the rotor speed of the gas turbine rotor.

(см. патент РФ №2007599, кл. F02C 7/26, 1994 г.).(see RF patent No.2007599, CL F02C 7/26, 1994).

В результате анализа известных способа и системы управления ГТД необходимо отметить, что они неэффективны при работе на переходных режимах, так как в процессе работы динамическая ошибка регулирования положения НА на переходных режимах приводит к увеличению времени приемистости и сброса. Например, при отставании положения НА от заданной программы при приемистости, сигнал с блока коррекции расхода топлива снижает темп увеличения расхода топлива. В результате, чем больше динамическая ошибка по положению направляющих аппаратов, тем больше время приемистости.As a result of the analysis of the known gas turbine engine control method and system, it should be noted that they are ineffective when operating in transient conditions, since in the process of operation, a dynamic error in regulating the position of the transient modes leads to an increase in pick-up and reset time. For example, when the ON position lags behind a given program with a pick-up, the signal from the fuel consumption correction unit reduces the rate of increase in fuel consumption. As a result, the greater the dynamic error in the position of the guide vanes, the longer the response time.

Известен способ управления ГТД, заключающийся в том, что по измеренной частоте вращения ротора ГТД и температуре воздуха на входе в ГТД формируют значение приведенной частоты вращения ротора ГТД, по приведенной частоте формируют заданное положение лопаток НА компрессора ГТД, сравнивают его с измеренным положением лопаток НА, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод лопаток НА, причем дополнительно на работающем ГТД формируют величину расчетного положения лопаток НА как выходной сигнал звена «чистого» запаздывания, на вход которого подается заданное положение лопаток НА, сравнивают расчетное положение лопаток НА с измеренным положением лопаток НА, и, если разница между ними больше наперед заданной величины, определенной в ходе стендовых испытаний, формируют сигнал «Отказ канала управления НА» и переводят управление НА на резервный регулятор.There is a known method of controlling a gas turbine engine, which consists in the fact that the measured rotational speed of the gas turbine engine rotor and the air temperature at the inlet of the gas turbine engine form the value of the reduced rotor speed of the gas turbine engine, the given frequency forms the preset position of the rotor blades of the gas turbine compressor, compare it with the measured position of the rotor blades of the gas turbine, by the magnitude of the mismatch between the set and measured values, a control action is formed on the drive of the HA blades, and additionally, on the working gas turbine engine, the value of the calculated position of the blades N And as the output signal of the “pure” delay link, to the input of which the predetermined position of the HA blades is supplied, the calculated position of the HA blades is compared with the measured position of the HA blades, and if the difference between them is greater than the predetermined value determined during the bench tests, the signal “ Failure of the control channel ON ”and transfer control ON to the backup regulator.

Система для реализации способа содержит задатчик режимов работы ГТД, последовательно соединенные задатчик положения сервомотора, первый сумматор, электрогидропреобразователь (ЭГП) и сервомотор, а также последовательно соединенные блок временной задержки и второй сумматор, блок нелинейности (БН), ключ, первый фильтр, причем ключ подключен через второй фильтр к задатчику, а к сервомотору, соединенному с НА, подключен датчик положения НА, выход которого соединен с сумматорами. Задатчик выполнен в виде последовательно соединенных блока приведения, блока умножения (БУ), блока вычисления заданного положения НА. Блок приведения подключен к датчику температуры воздуха на входе в двигатель, а БУ - к датчику частоты вращения ротора двигателя.The system for implementing the method comprises a controller of GTE operating modes, a servo motor positioner, a first adder, an electrohydraulic converter (EHP) and a servo motor, as well as a time delay unit and a second adder, a nonlinearity block (BN), a key, a first filter, and a key connected through a second filter to the master, and to the servomotor connected to the HA, the position sensor of the HA is connected, the output of which is connected to the adders. The master is made in the form of series-connected reduction unit, multiplication unit (CU), unit for calculating the set position of ON. The casting unit is connected to the air temperature sensor at the engine inlet, and the control unit is connected to the engine rotor speed sensor.

По приведенной частоте вращения ротора ГТД, формируемой по сигналам датчика температуры воздуха на входе в двигатель и датчика частоты вращения ротора двигателя, с помощью блока вычисления формируется заданное положение НА для данного режима работы ГТД.Given the frequency of rotation of the rotor of the gas turbine engine, generated by the signals of the air temperature sensor at the inlet of the engine and the sensor of the rotational speed of the engine rotor, using the calculation unit, the desired position of the generator for this operation mode of the gas turbine engine is formed.

Сигнал заданного положения НА поступает в сумматор, где сравнивается с измеренным положением НА и по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями ЭГП осуществляет управление НА с посредством сервомотора.The signal of the set position of the ON arrives at the adder, where it is compared with the measured position of the ON and, by the magnitude of the mismatch between the set and measured values of the EHP, controls the ON using a servomotor.

(см. патент РФ №2351787, кл. F02C 9/18, 2009 г.).(see RF patent No. 2351787, CL F02C 9/18, 2009).

В результате анализа известного способа и системы для его реализации необходимо отметить, что он обеспечивает регулирование положения НА вне зависимости от значения расхода топлива, причем при осуществлении способа максимальная скорость перемещения НА зависит от величины действующих на направляющие аппараты газодинамических сил. Поэтому данный способ может приводить к ложной выработке сигналов отказа НА или задержке формирования сигнала, что весьма нежелательно, так как может привести к помпажу ГТД.As a result of the analysis of the known method and system for its implementation, it should be noted that it provides regulation of the position of the atomic irrespective of the value of fuel consumption, moreover, when implementing the method, the maximum speed of the atomic displacement depends on the magnitude of the gas-dynamic forces acting on the guiding devices. Therefore, this method can lead to false generation of failure signals ON or delay the formation of a signal, which is highly undesirable, as it can lead to surge GTE.

Наиболее близким к заявленной группе изобретений по технической сущности и достигаемому техническому результату является способ управления ГТД, заключающийся в том, что по измеренному положению РУД, измеренной частоте вращения ротора ГТД, измеренной температуре газов за турбиной ГТД, измеренному давлению воздуха за компрессором двигателя формируют управляющее воздействие на расход топлива в КС, по измеренной частоте вращения ротора ГТД и температуре воздуха на входе в двигатель формируют значение приведенной частоты вращения ротора двигателя, формируют заданное положение лопаток НА компрессора ГТД, сравнивают его с измеренным положением лопаток НА, по величине рассогласования между заданным и измеренным значениями формируют управляющее воздействие на привод лопаток НА, причем дополнительно контролируют величину рассогласования между заданным и измеренным значениями положения лопаток НА, если рассогласование превышает наперед заданную величину, определяемую по результатам испытаний двигателя на запас газодинамической устойчивости компрессора, ограничивают скорость изменения расхода топлива.The closest to the claimed group of inventions in terms of technical nature and technical result achieved is a gas turbine engine control method, which consists in the fact that the control pressure is determined by the measured throttle position, the gas turbine rotor speed, the gas temperature behind the gas turbine, and the air pressure behind the engine compressor. the fuel consumption in the compressor station, according to the measured rotational speed of the GTE rotor and the air temperature at the engine inlet, form the value of the reduced rotor speed of the engine, the set position of the blades of the HA blades of the compressor of the gas turbine engine is formed, compare it with the measured position of the blades of the blades of HA, the control action on the drive of the blades of the blades is formed by the size of the mismatch between the set and measured values, and the size of the mismatch between the set and measured values of the position of the blades of the blades of the HA is additionally controlled, if the mismatch exceeds the predetermined value determined in advance by the results of engine tests for the stock of gas-dynamic stability of the compressor, limit rate of change in fuel consumption.

Система, реализующая приведенный выше способ, содержит последовательно соединенные блок датчиков, задатчик режимов работы ГТД, первый сумматор, первый ЭГП, дозатор топлива, второй вход первого сумматора подключен к блоку датчиков. Устройство также содержит последовательно соединенные задатчик положения НА, второй сумматор, второй ЭГП и золотник управления НА, задатчик положения НА и второй вход второго сумматора подключены к блоку датчиков, выход второго сумматора подключен к задатчику режимов работы ГТД.A system that implements the above method contains a series-connected sensor block, a GTE operating mode adjuster, a first adder, a first EGP, a fuel dispenser, and a second input of the first adder is connected to the sensor block. The device also contains serially connected HA positioner, a second adder, a second EGP and a HA control spool, a HA positioner and a second input of the second adder are connected to the sensor unit, the output of the second adder is connected to the GTE operating mode controller.

В процессе работы системы по измеренным с помощью блока датчиков положению РУД, частоте вращения ротора ГТД, температуре газов за турбиной двигателя, давлению воздуха за компрессором, задатчик режимов работы двигателя формирует заданное положение дозатора, которое первым сумматором сравнивается с фактическим положением, измеренным с помощью блока датчиков. По величине рассогласования, поступающей в первый ЭГП, формируется управляющее воздействие на дозатор, посредством которого изменяется расход топлива в КС.During operation of the system according to the position of the throttle, the speed of the gas turbine engine rotor, the temperature of the gases behind the engine turbine, the air pressure behind the compressor, the engine operation mode generator generates a predetermined dispenser position, which is compared with the first adder to the actual position measured using the block sensors. By the magnitude of the mismatch entering the first EGP, a control action is formed on the dispenser, by means of which the fuel consumption in the compressor station changes.

По измеренным с помощью блока датчиков температуре воздуха на входе в двигатель и частоте вращения ротора, задатчик положения НА формирует значение приведенной частоты вращения ротора и по ней формирует заданное положение НА для данного режима работы ГТД.According to the temperature of the air at the engine inlet and the rotor speed measured using the sensor block, the ON positioner generates the value of the reduced rotor speed and forms the desired ON position for this GTE operation mode.

Заданное значение положения НА поступает на второй сумматор, где сравнивается с измеренным блоком датчиков положением НА. По величине рассогласования между заданным и измеренным значениями НА второй ЭГП осуществляет управление НА посредством золотника.The set value of the ON position is fed to the second adder, where it is compared with the position of the ON measured by the sensor unit. According to the magnitude of the mismatch between the set and measured values of ON the second EGP controls the ON through the spool.

При исправных элементах контура управления НА фактическое положение НА отличается от заданного практически только на динамических режимах. При этом возникает дисбаланс между расходом воздуха через компрессор ГТД и расходом топлива в КС. Чтобы избежать этого, значение рассогласования между заданным и фактическим положением НА с выхода второго сумматора подается в задатчик режимов работы ГТД, который при превышении наперед заданной величины, определяемой при сдаточных испытаниях двигателя, начинает ограничивать темп изменения расхода топлива. Таким образом, соблюдается баланс между расходом воздуха через компрессор ГТД и расходом топлива в КС.With serviceable elements of the ON control loop, the actual position of the ON differs from the set practically only in dynamic modes. In this case, an imbalance arises between the air flow through the gas turbine compressor and the fuel consumption in the compressor station. To avoid this, the value of the mismatch between the set and the actual position of the ON from the output of the second adder is fed to the GTE operating mode dial, which, when the set value is determined in advance during the acceptance tests of the engine, begins to limit the rate of change in fuel consumption. Thus, a balance is maintained between the air flow through the gas turbine compressor and the fuel consumption in the compressor station.

(см. патент РФ №2379534, кл. F02C 9/00, 2010 г.) - наиболее близкий аналог для способа и системы.(see RF patent No. 2379534, class F02C 9/00, 2010) is the closest analogue for the method and system.

В результате анализа известных способа и системы управления необходимо отметить, что они в процессе работы реализуют общую для установившихся и переходных режимов программу управления положением НА компрессора в зависимости от приведенной частоты вращения ротора, не учитывающую влияния избытков топлива на запасы газодинамической устойчивости (ГДУ). Программа положения НА в зависимости от приведенной частоты вращения ротора для статических режимов работы ГТД выбирается из условия обеспечения минимальной тяги на режиме малого газа и линейного изменения тяги при изменении положения РУД.As a result of the analysis of the known control method and system, it is necessary to note that during the operation they implement a common program for steady-state and transient modes of controlling the position of the compressor compressor depending on the reduced rotor speed, which does not take into account the effect of excess fuel on the gas-dynamic stability (GDU) reserves. The NA position program, depending on the reduced rotor speed for static gas turbine engine operating modes, is selected from the condition of ensuring minimum thrust in the idle mode and linear thrust change when changing the throttle position.

Обеспечение минимальной тяги на режиме малого газа достигается путем снижения расхода воздуха через газогенератор (ГГ), для чего на режиме малого газа направляющие аппараты устанавливаются в закрытое положение. Низкий расход воздуха через ГГ на близких к малому газу дроссельных режимах работы ГТД ограничивает избытки топлива на переходных режимах работы, так как избытки топлива вызывают резкое повышение температуры газов перед турбинами и снижение запасов ГДУ компрессора. Как следствие, выбранная для статических режимов программа положения НА является неоптимальной на переходных режимах, за счет чего увеличивается время приемистости ГТД.Minimum traction in the idle mode is achieved by reducing the air flow through the gas generator (GG), for which the idler guides are installed in the closed position. The low air flow through the gas turbine at close to low gas throttle operation modes of the gas turbine engine limits the excess fuel during transient operation, since the excess fuel causes a sharp increase in the temperature of the gases in front of the turbines and a decrease in the reserves of the gas turbine compressor. As a result, the HA position program selected for static modes is not optimal in transient modes, due to which the time of gas turbine engine acceleration increases.

Техническим результатом группы изобретений является повышение эффективности управления ГТД на переходных режимах (режимах приемистости) его работы за счет сокращения времени приемистости при сохранении необходимых запасов ГДУ компрессора.The technical result of the group of inventions is to increase the efficiency of control of a gas turbine engine in transient modes (throttle response modes) of its operation by reducing the throttle response while preserving the necessary reserves of a gas turbine compressor.

Указанный технический результат обеспечивается тем, что в способе управления газотурбинным двигателем, заключающемся в том, что по измеренному значению частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры газов за турбиной формируют заданное значение расхода топлива в основную камеру сгорания, по показаниям датчиков частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры на входе в двигатель формируют приведенное значение частоты вращения ротора турбокомпрессора, формируют заданное положение направляющих аппаратов, по показаниям датчиков определяют расход топлива и положение направляющих аппаратов, сравнивают их с заданными и по величине рассогласования между заданными и измеренными значениями формируют управляющие воздействия на расход топлива и положение направляющих аппаратов, новым является то, что расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя ограничивают максимально заданным расходом, на режиме приемистости дополнительно изменяют положение направляющих аппаратов на их раскрытие, после чего регулируют заданное значение максимального расхода топлива в основную камеру сгорания в зависимости от фактического положения направляющих аппаратов.The specified technical result is ensured by the fact that in the method of controlling a gas turbine engine, namely, according to the measured value of the rotor speed of the turbocompressor and the temperature of the gases behind the turbine, a predetermined value of fuel consumption in the main combustion chamber is formed, according to the readings of the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and temperature at the entrance to the engine form the reduced value of the rotor speed of the turbocompressor, form the set position of the guide vanes, according to indications m sensors determine the fuel consumption and the position of the guide vanes, compare them with the given ones and form the control effect on the fuel consumption and the position of the guide vanes according to the size of the mismatch between the given and measured values, new is that the fuel consumption in the combustion chamber of a gas turbine engine is limited by the maximum specified flow , at the pick-up mode, the position of the guide vanes is additionally changed to open them, after which the preset value of the maximum p descent of the fuel in the main combustion chamber as a function of the actual position of the guide vanes.

В системе управления газотурбинным двигателем, содержащей задатчики режимов работы двигателя, выходы которых связаны с первыми входами первого и второго суммирующих усилителей, вторые входы каждого из которых связаны с датчиками контроля режима работы, устанавливаемого задатчиком, а также исполнительные механизмы управления дозатором подачи топлива в двигатель и положением направляющих аппаратов компрессора, новым является то, что она снабжена задатчиками ограничения температуры газов за турбиной, заданной частоты вращения ротора турбокомпрессора и формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов, вход которого связан с блоком формирования приведенной частоты вращения ротора турбокомпрессора, входами связанным с датчиками частоты вращения ротора турбокомпрессора и температуры воздуха на входе в двигатель, причем система дополнительно оснащена первым и вторым элементами сравнения, первым и вторым селекторами минимального уровня, третьим суммирующим усилителем, нелинейным элементом, усилителем с переменным коэффициентом усиления, датчиком положения направляющих аппаратов компрессора, а также регулятором режимов работы двигателя, первый и второй входы которого связаны соответственно с выходами первого и второго суммирующих усилителей, выходы которых также связаны с первым и вторым входами первого селектора минимального уровня, а выход регулятора связан с первым входом второго селектора минимального уровня, выход задатчика формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов связан с первым входом первого элемента сравнения, со вторым входом которого связан через нелинейный элемент выход первого селектора минимального уровня, выход первого элемента сравнения связан с первым входом третьего суммирующего усилителя, со вторым входом которого связан датчик положения направляющих аппаратов, выход третьего суммирующего усилителя связан с исполнительным механизмом управления положением направляющих аппаратов, при этом, первый вход второго элемента сравнения связан с выходом задатчика формирования заданного положения лопаток направляющих аппаратов, второй вход которого связан с датчиком положения направляющих аппаратов, выход второго элемента сравнения связан со вторым входом усилителя с переменным коэффициентом усиления, с первым входом которого связан с датчиком давления воздуха за компрессором, а выход усилителя с переменным коэффициентом усиления связан со вторым входом второго селектора минимального уровня, выход которого связан с исполнительным механизмом дозирования топлива в двигатель.In a gas turbine engine control system containing engine operating mode adjusters, the outputs of which are connected to the first inputs of the first and second summing amplifiers, the second inputs of each of which are connected to sensors for monitoring the operating mode set by the master, as well as actuators for controlling the fuel metering device for the engine and the position of the compressor guide vanes, new is that it is equipped with adjusters for limiting the temperature of the gases behind the turbine, for a given rotor speed urbocompressor and forming a predetermined position of the blades of the guide vanes, the input of which is connected to the unit for generating the reduced rotor speed of the turbocompressor, inputs connected to the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and air temperature at the engine inlet, and the system is additionally equipped with the first and second comparison elements, the first and second minimum level selectors, third summing amplifier, non-linear element, variable gain amplifier, sensor the compressor guide vanes, as well as the regulator of the engine operating modes, the first and second inputs of which are connected respectively with the outputs of the first and second summing amplifiers, the outputs of which are also connected with the first and second inputs of the first minimum selector, and the controller output is connected with the first input of the second selector the minimum level, the output of the master of the formation of a given position of the vanes of the guide vanes is connected with the first input of the first element of comparison, with the second input of which is connected a non-linear element, the output of the first minimum level selector, the output of the first comparison element is connected to the first input of the third summing amplifier, the position sensor of the guiding devices is connected to the second input of it, the output of the third summing amplifier is connected to the actuator of controlling the position of the guiding devices, while the first input of the second the comparison element is connected with the output of the master of the formation of a given position of the vanes of the guide vanes, the second input of which is connected to the polo sensor of the guiding apparatus, the output of the second comparison element is connected to the second input of the amplifier with a variable gain, the first input of which is connected to the air pressure sensor behind the compressor, and the output of the amplifier with a variable gain is connected to the second input of the second minimum level selector, the output of which is connected with an actuator for dispensing fuel into the engine.

Сущность заявленной группы изобретений поясняется графическими материалами, на которых:The essence of the claimed group of inventions is illustrated by graphic materials on which:

на фиг.1 представлена схема системы управления ГТД, посредством которой может быть осуществлен заявленный способ;figure 1 presents a diagram of a control system of a gas turbine engine through which the claimed method can be implemented;

на фиг.2 представлена зависимость расхода топлива от приведенной частоты вращения ротора двигателя при приемистости;figure 2 presents the dependence of fuel consumption on the reduced frequency of rotation of the rotor of the engine with throttle response;

на фиг.3 представлена зависимость положения НА от приведенной частоты вращения ротора двигателя для установившихся режимов и при приемистости,figure 3 presents the dependence of the position on the reduced rotational speed of the motor rotor for steady-state conditions and with throttle response,

на фиг.4 представлена функциональная зависимость значения переменного коэффициента усиления усилителя;figure 4 presents the functional dependence of the value of the variable gain of the amplifier;

на фиг.5 представлена одна из возможных характеристик используемого нелинейного элемента.figure 5 presents one of the possible characteristics of the used non-linear element.

Система управления ГТД 1, реализующая заявленный способ, оснащена датчиками измерения параметров его работы, а именно: датчиком 2 давления воздуха за компрессором ГТД (Рк); датчиком 3 температуры газов за турбиной ГТД (Т_Т); датчиком 4 частоты вращения ротора турбокомпрессора (ТК) (n_ТК); датчиком 5 температуры воздуха на входе в ГТД (Т_ВХ) и датчиком 6 положения РУД 25.The gas turbine engine control system 1, which implements the claimed method, is equipped with sensors for measuring its operation parameters, namely: air pressure sensor 2 behind the gas turbine compressor (Pk); a gas temperature sensor 3 behind the turbine engine (T _T ); a sensor 4 of a rotor speed of a turbocompressor (TC) (n _TC ); a sensor 5 of the air temperature at the inlet to the gas turbine engine (T _BX ) and a sensor 6 of the position of the ore 25.

Система содержит задатчик 7 ограничения температуры газов за турбиной, выход которого связан с первым входом первого суммирующего усилителя 8, к второму входу которого подключен выход датчика 3. Выход первого суммирующего усилителя 8 подключен к первому входу регулятора 9 режимов работы ГТД и к первому входу первого селектора 10 минимального уровня.The system comprises a gas temperature limitation controller 7 behind the turbine, the output of which is connected to the first input of the first summing amplifier 8, the output of the sensor 3 is connected to the second input of it. The output of the first summing amplifier 8 is connected to the first input of the gas turbine operation mode controller 9 and to the first input of the first selector 10 minimum level.

Выход датчика 6 положения РУД подключен к входу задатчика 11 заданной частоты вращения ротора ТК, выход которого подключен к первому входу второго суммирующего усилителя 12, к второму входу которого подключен датчик 4 частоты вращения ротора ТК. Выход второго суммирующего усилителя 12 подключен к второму входу регулятора режимов 9 работы ГТД и к второму входу первого селектора 10 минимального уровня.The output of the throttle position sensor 6 is connected to the input of the setpoint switch 11 of the set rotor speed of the TC rotor, the output of which is connected to the first input of the second summing amplifier 12, to the second input of which the rotor speed sensor 4 of the TC rotor is connected. The output of the second summing amplifier 12 is connected to the second input of the mode controller 9 of the gas turbine engine and to the second input of the first minimum level selector 10.

Выход регулятора 9 подключен к первому входу второго селектора 13 минимального уровня.The output of the controller 9 is connected to the first input of the second selector 13 of the minimum level.

Датчик 5 температуры на входе в ГТД и датчик 4 частоты вращения ротора ТК подключены к блоку 14 формирования приведенной частоты вращения ротора ТК, выход которого подключен к входу задатчика 15 формирования заданного положения лопаток НА, выход которого подключен к первому входу первого элемента сравнения 16, к второму входу которого через нелинейный элемент 17 подключен выход первого селектора 10 минимального уровня.The temperature sensor 5 at the entrance to the gas turbine engine and the sensor 4 of the rotor speed of the TC rotor are connected to the block 14 for generating the reduced rotational speed of the rotor of the TC, the output of which is connected to the input of the setpoint generator 15 for the formation of the set position of the blades ON, the output of which is connected to the first input of the first comparison element 16, to the second input of which through the nonlinear element 17 is connected to the output of the first selector 10 of the minimum level.

Выход первого элемента сравнения 16 подключен к первому входу третьего суммирующего усилителя 18, к второму входу которого подключен датчик 21 положения НА, отслеживающий перемещение лопаток НА. Выход третьего суммирующего усилителя 18 подключен к входу исполнительного механизма - ЭГП 19, управляющего перемещением штока гидроцилиндра (ГЦ) 20 НА и кинематически связанными с ним лопатками (на схеме не показаны) НА.The output of the first comparison element 16 is connected to the first input of the third summing amplifier 18, the second input of which is connected to the sensor 21 of the position of the ON, tracking the movement of the blades ON. The output of the third summing amplifier 18 is connected to the input of the actuator - EGP 19, which controls the movement of the rod of the hydraulic cylinder (HZ) 20 HA and kinematically connected blades (not shown) of the HA.

Выход задатчика 15 формирования заданного положения лопаток НА также подключен к первому входу второго элемента сравнения 22, к второму входу которого подключен датчик 21 положения НА. Выход второго элемента сравнения 22 подключен к второму входу усилителя 23 с переменным коэффициентом усиления, к первому входу которого подключен датчик 2 давления воздуха за компрессором. Выход усилителя 23 подключен к второму входу второго селектора 13 минимального уровня. Выход второго селектора 13 минимального уровня связан с исполнительным механизмом (дозирующим элементом дозатора) 24 дозирования топлива в КС ГТД 1.The output of the setpoint generator 15 for forming the preset position of the blades of the HA is also connected to the first input of the second comparison element 22, to the second input of which the sensor of the 21 position of the HA is connected. The output of the second comparison element 22 is connected to the second input of the amplifier 23 with a variable gain, to the first input of which an air pressure sensor 2 is connected behind the compressor. The output of the amplifier 23 is connected to the second input of the second selector 13 of the minimum level. The output of the second selector 13 of the minimum level is connected with the actuator (dosing element of the dispenser) 24 of the dosing of fuel in the gas turbine engine 1.

Система укомплектована стандартными датчиками, которые используются по прямому назначению.The system is equipped with standard sensors that are used for their intended purpose.

В системе используются стандартные элементы аналоговой вычислительной техники на операционных усилителях. В качестве элементов сравнения (16, 22) могут быть использованы операционные усилители с единичным коэффициентом усиления. В качестве суммирующих усилителей (8, 12, 18) могут быть использованы операционные усилители с заданным коэффициентом усиления. В качестве задатчика (7) может быть использован источник напряжения. В качестве задатчиков (11, 15) могут быть использованы матричные устройства реализации произвольных функциональных зависимостей. Такое же устройство может быть использовано в качестве блока формирования приведенной частоты вращения ротора ТК (14). Данный блок должен реализовывать следующую функцию: $n_{Т К n р} = \frac{n_{Т К}}{\sqrt{\frac{T_{в х}}{288,15}}}$

The system uses standard elements of analog computing on operational amplifiers. Operational amplifiers with a unity gain can be used as elements of comparison (16, 22). As summing amplifiers (8, 12, 18), operational amplifiers with a given gain can be used. As a setpoint (7), a voltage source can be used. As adjusters (11, 15), matrix devices for implementing arbitrary functional dependencies can be used. The same device can be used as a block for the formation of the reduced rotor speed of the TC rotor (14). This block should implement the following function:

n_{T TO n R} = \frac{n_{T TO}}{\sqrt{\frac{T_{at x}}{288.15}}}

гдеWhere

n_тк - частота вращения ротора ТК;n _TC - the rotor speed of the TC;

Т_вх - температура воздуха на входе в ГТД.T _I - the air temperature at the entrance to the gas turbine engine.

В качестве регулятора 9 режимов работы ГТД может быть использовано устройство, содержащее два стандартных ПИ-регулятора, подключенных к селектору минимального сигнала.A device containing two standard PI controllers connected to a minimum signal selector can be used as a regulator for 9 GTE operation modes.

Коэффициент усиления суммирующего усилителя 12 выбираются таким образом, чтобы смещение НА, соответствующее режиму приемистости, достигалось при рассогласовании по частоте вращения, равном 5%. Коэффициент усиления суммирующего усилителя 8 выбирается из условия достижения максимального смещения НА при рассогласовании по температуре газов 100°К.The gain of the summing amplifier 12 is selected so that the ON bias corresponding to the pickup mode is achieved with a mismatch in rotation frequency of 5%. The gain of the summing amplifier 8 is selected from the condition of achieving maximum bias ON when the temperature mismatch of gases is 100 ° K.

Элемент 23 является усилителем с переменным коэффициентом. Зависимость коэффициента усиления усилителя 23 от положения НА показана на фиг.4. На оси абсцисс отложено отклонение положения НА от номинальной программы Δαна. Δαна=0 соответствует положение НА на номинальной программе для установившихся режимов, максимальное значение Δαна=10 град, достигается при приемистости. Коэффициент K по оси ординат определяет зависимость максимального расхода топлива от давления за компрессором. Его абсолютная величина является индивидуальной для каждого типа двигателя. Относительное значение K=1,5 определяет уровень ограничения при нахождении НА на программе статических режимов, значение K=1,5 достигается при максимальном смещении НА от программы статических режимов.Element 23 is a variable coefficient amplifier. The dependence of the gain of the amplifier 23 on the position of the HA is shown in Fig.4. On the abscissa axis, the deviation of the HA position from the nominal program Δα is postponed. Δα at = 0 corresponds to the position of ON in the nominal program for steady-state modes, the maximum value of Δα at = 10 deg, is achieved with throttle response. The K coefficient along the ordinate axis determines the dependence of the maximum fuel consumption on the pressure behind the compressor. Its absolute value is individual for each type of engine. The relative value of K = 1.5 determines the level of restriction when the AT is in the program of static modes, the value of K = 1.5 is achieved at the maximum offset of the program from the program of static modes.

Нелинейный элемент 17 определяет величину максимального смещения в сторону раскрытия НА (Δ_НАмах) во время приемистости ГТД. Зависимость величины смещения НА Δ_НА от относительного рассогласования, например, по частоте вращения δn_тк и температуре за турбиной δТ_Т, реализуемая нелинейным элементом 17, представлена на фиг.5.Nonlinear element 17 determines the magnitude of the maximum displacement in the direction of the opening of ON (Δ _NAmah ) during the acceleration of the gas turbine engine. The dependence of the amount of displacement ON Δ _ON on the relative mismatch, for example, in terms of rotational speed δn _tk and temperature behind the turbine δT _T , realized by non-linear element 17, is shown in Fig. 5.

Смещение НА выбирается из условий обеспечения максимального расхода воздуха через ГТД на режиме приемистости и сохранения запасов ГДУ. Максимальное допустимое смещение НА ограничено из соображений прочности лопаток компрессора.The displacement of the air conditioner is selected from the conditions for ensuring the maximum air flow through the gas turbine engine at the throttle response mode and the storage of gas turbine engine reserves. The maximum permissible displacement ON is limited for reasons of strength of the compressor blades.

На фиг.5 параметр δ на оси абсцисс представляет собой относительное значение рассогласования регуляторов расхода топлива. Нулевое значение рассогласования δ=0 поддерживается на установившихся режимах, когда фактическое значение регулируемого параметра равно заданному. Единичное значение δ=1 достигается при максимальном рассогласовании при приемистости. По оси ординат отложена величина смещения положения направляющих аппаратов. Максимальное смещение Δна_макс составляет 8…10 аэродинамических градусов. Значению относительного рассогласования δ=1 соответствует рассогласование по частоте вращения равное 5%, по температуре за турбиной - 100 град.5, the parameter δ on the abscissa axis represents the relative value of the mismatch of the fuel consumption controllers. The zero mismatch value δ = 0 is maintained in steady-state conditions when the actual value of the adjustable parameter is equal to the specified value. A single value of δ = 1 is achieved with a maximum mismatch during pick-up. The ordinate shows the offset value of the position of the guide vanes. The maximum displacement Δ by _max is 8 ... 10 aerodynamic degrees. The value of the relative mismatch δ = 1 corresponds to a mismatch in rotation speed of 5%, in temperature behind the turbine - 100 deg.

Способ, посредством описанной выше системы, реализуют следующим образом.The method, through the system described above, is implemented as follows.

Режимы работы ГТД 1 задают посредством изменения положения РУД 25.The operation modes of the turbine engine 1 are set by changing the position of the ore 25.

Задатчик 7 формирует заданное значение ограничения температуры газов за турбиной (например Т_Т=const), на первом суммирующем усилителе 8 заданное значение температуры газов за турбиной сравнивается с фактическим, измеренным с помощью датчика 3, и умножается на масштабирующий коэффициент, в результате чего формируется относительный сигнал ошибки по температуре газов за турбиной, который поступает на первый вход регулятора 9 режимов работы ГТД.The setter 7 generates a set value for limiting the temperature of the gases behind the turbine (for example Т _Т = const), on the first summing amplifier 8, the set value of the temperature of the gases behind the turbine is compared with the actual value measured using the sensor 3 and multiplied by a scaling factor, as a result of which a relative error signal for the temperature of the gases behind the turbine, which is fed to the first input of the controller 9 modes of operation of the gas turbine engine.

Задатчик 11 согласно показаниям датчика 6 РУД 26 формирует заданное значение частоты вращения ротора ТК (например, n_ТКзад=f(α_РУД)), на втором суммирующем усилителе 12 заданное значение сравнивается с фактическим, измеренным с помощью датчика 4, и умножается на масштабирующий коэффициент, в результате чего формируется относительный сигнал ошибки по частоте вращения ротора ТК, который поступает на второй вход регулятора 9 режимов работы ГТД.The controller 11 according to the readings of the sensor 6 ORE 26 generates a preset value of the rotational speed of the rotor TK (for example, n _TKzad = f (α _ORE )), on the second summing amplifier 12, the preset value is compared with the actual value measured using sensor 4, and is multiplied by a scaling factor as a result of which a relative error signal is generated according to the rotor speed of the TC rotor, which is fed to the second input of the controller 9 of the GTE operation modes.

Регулятор 9 режимов работы ГТД по относительным ошибкам параметров работы ГГ: частоте вращения ротора ТК и температуре газов за турбиной формирует расход топлива Gt для поддержания заданной частоты вращения ротора ТК и ограничения температуры газов за турбиной.The controller 9 of the GTE operation modes according to the relative errors of the GG operation parameters: the rotor speed of the TC rotor and the gas temperature behind the turbine generates the fuel consumption Gt to maintain the specified rotor speed of the TC rotor and limit the gas temperature behind the turbine.

По показаниям датчика 2 усилитель 23 формирует максимальное значение расхода топлива в ГТД пропорционально давлению за компрессором, как Gt_Max=K*Рк. Коэффициент усиления изменяет свое значение в зависимости от выходного значения второго элемента сравнения 22. Максимальное и минимальное значения коэффициент усиления усилителя 23 выбираются известным образом из условий сохранения необходимых запасов ГДУ ГТД при приемистости.According to the readings of sensor 2, the amplifier 23 generates the maximum value of fuel consumption in the turbine engine in proportion to the pressure behind the compressor, as Gt _Max = K * Pk. The gain coefficient changes its value depending on the output value of the second element of comparison 22. The maximum and minimum values of the gain of the amplifier 23 are selected in a known manner from the conditions of preservation of the necessary reserves of the gas turbine engine during injection.

Расход топлива Gt, сформированный регулятором 9 ограничивается максимальным значением расхода Gt_Max на втором селекторе 13 минимального уровня и управляющий сигнал подается на дозирующий элемент дозатора 24 для дозирования топлива в КС ГТД.The fuel consumption Gt generated by the regulator 9 is limited by the maximum value of the Gt _Max flow rate at the second minimum selector 13 and the control signal is supplied to the metering element of the metering unit 24 for dispensing fuel in the gas turbine engine.

Блок 14 по показаниям датчика 4 частоты вращения ротора ТК и датчика 5 температуры на входе в ГТД формирует значение приведенной частоты вращения ротора ТК (n_ТКпр), согласно которому задатчик 15 формирует заданное положение лопаток НА (α=f(n_ТКпр)), значение с которого передается на первый вход первого элемента сравнения 16.Block 14 according to the testimony of the sensor 4 of the rotational speed of the rotor TK and the temperature sensor 5 at the inlet of the gas turbine engine generates the value of the reduced rotational speed of the rotor TK (n _TKpr ), according to which the setter 15 forms the preset position of the blades ON (α = f (n _TKpr )) from which is transmitted to the first input of the first element of comparison 16.

Сигналы относительных ошибок, сформированные суммирующими усилителями 8 и 12, поступают на первый и второй входы первого селектора 10 минимального уровня.Relative error signals generated by the summing amplifiers 8 and 12 are fed to the first and second inputs of the first minimum level selector 10.

Выходной сигнал селектора 10 масштабируется и ограничивается нелинейным элементом 17. Выходом нелинейного элемента 17 является смещение программы НА. Сигнал с выхода нелинейного элемента 17 поступает на второй вход первого элемента сравнения 16, в котором формируется заданное положение НА с учетом смещения.The output signal of the selector 10 is scaled and limited by the nonlinear element 17. The output of the nonlinear element 17 is the offset of the HA program. The signal from the output of the nonlinear element 17 is fed to the second input of the first comparison element 16, in which the predetermined position ON is formed taking into account the offset.

Таким образом, на выходе первого элемента сравнения 16 формируется сигнал заданного положения лопаток НА с учетом отклонения параметров работы ГГ. Это значение поступает на вход третьего суммирующего усилителя 18, на второй вход которого так же поступает с датчика 21 сигнал, характеризующий фактическое значение положения лопаток НА. Суммирующий усилитель 18 формирует ошибку, усиливает ее и передает на ЭГП 19. Сигнал ЭГП задает скорость перемещения ГЦ НА 20, который позиционирует лопатки НА в заданном положении. Положение лопаток измеряется датчиком 21Thus, at the output of the first comparison element 16, a signal of a predetermined position of the blades of the HA is formed taking into account the deviation of the parameters of the GG. This value is fed to the input of the third summing amplifier 18, the second input of which also receives a signal from the sensor 21, characterizing the actual value of the position of the blades ON. The summing amplifier 18 generates an error, amplifies it, and transmits it to the EGP 19. The EGP signal sets the moving speed of the HZ HA 20, which positions the blades of HA in a given position. The position of the blades is measured by the sensor 21

На установившемся режиме работы ГТД текущее значение температуры газов за турбиной существенно ниже значения ограничения, формируемого задатчиком 7. На первом суммирующем усилителе 8 будет сформирован сигнал относительной ошибки больше 1. Значение частоты ротора ТК, формируемое датчиком 4, равно заданному значению частоты вращения ротора ТК, формируемого задатчиком 11 для данного положения РУД 25. На втором суммирующем усилителе 12 будет сформирован нулевой сигнал относительной ошибки. Регулятор 9 режима работы ГТД не будет изменять свой выходной сигнал, так как изменения режима не требуется, фактическая частота совпадает с заданной, а температура за турбиной ниже ограничения.In the steady-state operation mode of the gas turbine engine, the current value of the gas temperature behind the turbine is significantly lower than the limit value generated by the setter 7. A relative error greater than 1 will be generated on the first summing amplifier 8. The value of the rotor frequency of the rotor generated by the sensor 4 is equal to the set value of the rotor rotational speed of the rotor, generated by the adjuster 11 for a given position of the ore 25. On the second summing amplifier 12, a zero relative error signal will be generated. The controller GTE operation mode 9 will not change its output signal, since no mode change is required, the actual frequency coincides with the set frequency, and the temperature behind the turbine is below the limit.

На первом селекторе минимального уровня 10 сигналы относительных ошибок по рассогласованию параметров работы ГГ: частоте ротора ТК и температуре газов за турбиной селектируются по минимальному уровню. Выходом селектора 10 будет являться нулевой сигнал, а значит и нулевое смещение НА.At the first minimum level selector 10, signals of relative errors for the mismatch of the GG operation parameters: TC rotor frequency and gas temperature behind the turbine are selected at the minimum level. The output of the selector 10 will be a zero signal, and hence the zero offset ON.

Первый элемент сравнения 16 суммирует заданное значение программы НА, сформированное задатчиком 15 по текущему значению приведенной частоты вращения ротора ТК с нулевым смещением программы НА, сформированное селектором 10 и нелинейным элементом 17. Таким образом, на установившемся режиме работы ГТД дополнительного смещения НА не происходит.The first comparison element 16 summarizes the set value of the HA program generated by the setter 15 according to the current value of the reduced rotational speed of the TC rotor with zero offset of the HA program, formed by the selector 10 and non-linear element 17. Thus, in the steady-state operation mode of the gas turbine engine, there is no additional shift of the HA.

Фактическое значение положения НА равно заданному, поэтому выход второго элемента сравнения 22 равен нулю, коэффициент усиления усилителя 23 минимальный. Тем самым ограничивая максимальный расход в двигатель значением, соответствующим максимально допустимого расходу в ГТД для несмещенного положения НА.The actual value of the ON position is equal to the specified one, therefore, the output of the second comparison element 22 is zero, the gain of the amplifier 23 is minimal. Thus, limiting the maximum flow rate to the engine to a value corresponding to the maximum allowable flow rate in the turbine engine for an unbiased position of the engine.

На втором селекторе 13 минимального уровня выбирается значение расхода Gt, сформированное регулятором 9 режимов работы ГТД, так как оно меньше ограничения Gt_Max, сформированного цепью элементов датчик 2 - усилитель 24. Изменения в дозировании топлива не происходит и режим работы ГТД остается неизменным.At the second selector 13 of the minimum level, the flow rate Gt is selected, which is generated by the regulator 9 of the gas turbine engine operation modes, since it is less than the Gt _Max limit formed by the chain of elements of the sensor 2 - amplifier 24. There is no change in the fuel dosage and the gas turbine engine operation mode remains unchanged.

При резком перемещении РУД 25 (переходе на режим приемистости) происходит значительное (более чем на 5%) изменение заданного значения n_ТК. На втором суммирующем усилителе 12 формируется сигнал относительной ошибки по частоте вращения ротора ТК больше 1.With a sharp movement of the ore 25 (switching to the throttle response mode), a significant (more than 5%) change in the set value of n _TC occurs. At the second summing amplifier 12, a relative error signal is generated for the rotor speed of the TC rotor greater than 1.

На первом элементе сравнения 8 формируется сигнал относительной ошибки по температуре газов за турбиной больше 1.On the first element of comparison 8, a signal of relative error is formed by the temperature of the gases behind the turbine greater than 1.

Сигналы относительных ошибок поступают в регулятор 9 режимов работы ГТД и он формирует расход топлива на парирование этих ошибок и увеличение режима работы ГТД.Relative error signals are fed to the regulator 9 of the GTE operation modes and it generates fuel consumption for countering these errors and an increase in the GTE operation mode.

Сигналы относительных ошибок поступают на входы селектора 10 минимального уровня, который выбирает из них наименьший. Так как сигналы относительных ошибок больше 1, то на выходе селектора 10 будет сигнал больше 1 и на выходе нелинейного элемента 17 будет сформировано максимальное смещение НА.Relative error signals are fed to the inputs of the selector 10 of the minimum level, which selects the smallest of them. Since the signals of relative errors are greater than 1, then at the output of the selector 10 there will be a signal greater than 1 and at the output of the nonlinear element 17, the maximum bias of the ON will be formed.

Первый элемент сравнения 16 задает смещение НА на величину, сформированную задатчиком 15 по текущему значению приведенной частоты вращения, на величину максимального смещения. Третий суммирующий усилитель 18 формирует управляющий сигнал на ЭГП 19 для перемещения ГЦ НА 20.The first comparison element 16 sets the offset ON by the amount generated by the setter 15 according to the current value of the reduced speed, by the maximum offset. The third summing amplifier 18 generates a control signal on the EGP 19 to move the HZ ON 20.

В первый момент времени после перемещения РУД в сторону повышения режима двигателя НА будут находиться в положении установившегося режима, следовательно, второй элемент сравнения 22 сформирует нулевой сигнал ошибки и коэффициент усилителя 23 будет иметь минимальное выбранное значение. Ограничение максимального расхода топлива будет соответствовать статическому режиму работы. При этом, потребное значение расхода топлива, сформированное регулятором 9 режима работы ГТД, будет больше ограничения максимального расхода, следовательно, второй селектор 13 минимального уровня ограничит расход топлива в КС максимальным расходом для статического режима.At the first moment of time after the throttle is moved upward, the engine will be in the steady state position, therefore, the second comparison element 22 will generate a zero error signal and the coefficient of the amplifier 23 will have the minimum selected value. Limiting the maximum fuel consumption will correspond to the static mode of operation. At the same time, the required fuel consumption value generated by the regulator 9 of the gas turbine engine operation mode will be more than the maximum consumption limit, therefore, the second minimum level selector 13 will limit the fuel consumption in the compressor to the maximum consumption for the static mode.

Следящая система НА (элементы 18, 19, 20, 21) парирует ошибку по положению НА, одновременно возрастает рассогласование между программой НА, сформированной задатчиком 15 и фактическим положением НА, пропорционально этой ошибке коэффициент усиления усилителя 23 увеличивается до максимального выбранного значения, соответствующего режиму приемистости. Когда НА выходят на заданное с учетом смещения значение, ошибка, сформированная вторым элементом сравнения 22, достигает максимального значения и коэффициент усилителя 23 перестает увеличиваться. При этом расход воздуха через ГТД достигает своего максимального значения, возрастают запасы ГДУ двигателя, а, следовательно, ограничение максимального расхода топлива можно увеличивать до заданного значения.The HA tracking system (elements 18, 19, 20, 21) parries the error in the HA position; at the same time, the mismatch between the HA program generated by the master 15 and the actual HA position increases, proportionally to this error, the gain of the amplifier 23 increases to the maximum selected value corresponding to the pickup mode . When the AT go to the value given taking into account the bias, the error generated by the second comparison element 22 reaches its maximum value and the coefficient of the amplifier 23 ceases to increase. At the same time, the air flow through the gas turbine engine reaches its maximum value, the reserves of the engine GDU increase, and, therefore, the limitation of the maximum fuel consumption can be increased to a predetermined value.

Подробно процесс изменения расхода топлива и изменения положения НА при приемистости иллюстрирован на фиг.2 и 3. Так, на фиг.2 нижняя кривая (1) характеризует изменения расхода топлива на установившихся режимах работы ГТД. Зависимости, представленные кривыми 2 и 3 характеризуют два значения максимального расхода топлива, которые заранее экспериментально и/или расчетным путем определены для каждого режима работы ГТД из условия обеспечения газодинамической устойчивости компрессора, причем зависимость, представленная на кривой 2 определена из условия, что НА занимают положение для установившихся режимов работы ГТД и их положение соответствует линии 1 на фиг.3. Зависимость, представленная на кривой 3 фиг.2 определена из условия, что при том же значении частоты вращения ротора НА смещены в сторону раскрытия и их положение соответствует линии 2 на фиг.3. Значение максимального расхода топлива для дополнительно смещенного положения НА примерно в 1,5 раза выше, чем для случая, когда положение НА соответствует основной программе.In detail, the process of changing the fuel consumption and changing the position of the AT with the throttle response is illustrated in Figs. 2 and 3. So, in Fig. 2, the lower curve (1) characterizes the changes in the fuel consumption at steady-state modes of operation of the gas turbine engine. The dependences represented by curves 2 and 3 characterize two values of the maximum fuel consumption, which were previously experimentally and / or calculated for each gas turbine operation mode from the condition of ensuring the gas-dynamic stability of the compressor, and the dependence shown on curve 2 is determined from the condition that the units occupy the position for steady-state modes of operation of the gas turbine engine and their position corresponds to line 1 in figure 3. The dependence presented on curve 3 of FIG. 2 is determined from the condition that, at the same value of the rotor speed, the HAs are shifted towards the opening and their position corresponds to line 2 in FIG. 3. The value of the maximum fuel consumption for the additionally displaced position of the HA is approximately 1.5 times higher than for the case when the position of the HA corresponds to the main program.

При резком перемещении РУД 26 заданное значение частоты вращения ТК (n_тк) изменяется от начального значения на режиме малого газа (n_{тк мг}) до заданного значения (n_{тк зад}). Одновременно формируется управляющее воздействие на расход топлива и раскрытие НА. Расход топлива увеличивается и НА смещаются в сторону раскрытия. На начальном этапе приемистости расход топлива определяется линией 2 для номинальной программы НА. Пока НА занимают положение для установившихся режимов, дозатор топлива устанавливается в положение, обеспечивающее первое значение максимального расхода, то есть, значение максимального расхода для установившихся режимов. Одновременно подается сигнал управления на дополнительное смещение НА в сторону раскрытия относительно положения, которое они занимают на установившихся режимах, в результате чего НА за время (0,1-0,2) секунды смещаются в новое положение.With a sharp movement of the ORE 26, the set value of the TC rotation frequency (n _tk ) changes from the initial value in the idle mode (n _{tk mg} ) to the set value (n _{tk ass} ). At the same time, a control effect is formed on fuel consumption and the disclosure of HA. Fuel consumption increases and ON are shifted towards disclosure. At the initial stage of throttle response, fuel consumption is determined by line 2 for the rated ON program. While NDs occupy a position for steady-state modes, the fuel dispenser is set to a position that provides the first maximum flow rate, that is, the maximum flow rate for steady-state modes. At the same time, a control signal is applied to an additional ON bias towards the opening relative to the position that they occupy in steady-state modes, as a result of which the ON shift for a time (0.1-0.2) seconds to a new position.

По мере смещения НА из положения для статических режимов (линия 1 на фиг.3) в положение для приемистости (линия 2 на фиг.3), пропорционально повышают значение максимального расхода топлива. Когда НА смещены в положение приемистости, значение максимального расхода топлива равно значению расхода на приемистости. За счет дополнительного увеличения расхода топлива повышается ускорение ротора ГТД.As the HA moves from the position for static modes (line 1 in Fig. 3) to the position for throttle response (line 2 in Fig. 3), the value of the maximum fuel consumption is proportionally increased. When ONs are shifted to the throttle response position, the maximum fuel consumption value is equal to the throttle response rate. Due to the additional increase in fuel consumption, the acceleration of the GTE rotor increases.

Когда фактическое значение частоты вращения ротора приближается к заданному значению, НА перемещаются в заданное для установившихся режимов положение. Одновременно снижается расход топлива. Когда фактическая частота вращения ТК равна заданному значению, расход топлива равен его расходу на установившихся режимах, процесс приемистости закончен.When the actual value of the rotor speed approaches the set value, the ONs move to the position set for the steady state. At the same time, fuel consumption is reduced. When the actual speed of the TC is equal to the set value, the fuel consumption is equal to its consumption in steady-state modes, the pick-up process is completed.

Таким образом, при смещении НА в сторону раскрытия существенно возрастает расход воздуха через ГТ и снижается температура газов перед турбинами, что позволяет повысить расход топлива без снижения запасов ГДУ компрессора. Возрастают мощность турбин и ускорение роторов ГТД, разгон ГТД протекает более интенсивно. Для двухвального двигателя достигается опережающий разгон ротора компрессора низкого давления, что обеспечивает более быстрый набор тяги.Thus, when the HA is shifted towards the opening, the air flow through the turbine increases significantly and the temperature of the gases in front of the turbines decreases, which makes it possible to increase fuel consumption without reducing the reserves of the compressor GDU. The turbine power and acceleration of the GTE rotors increase, the acceleration of the GTE proceeds more intensively. For a twin-shaft engine, the accelerating acceleration of the rotor of the low-pressure compressor is achieved, which provides a faster set of traction.

Заявленные способ и система управления позволяют ограничить расход топлива в ГДУ и сохранить ГДУ, например, при ограниченной скорости перемещения НА. Одновременно с этим способ и система позволяют увеличить расход воздуха через двигатель, когда это необходимо (при резком изменении режима работы двигателя) и сократить время приемистости примерно на (25-30)% по сравнению с решением из наиболее близкого аналога.The claimed method and control system allows you to limit fuel consumption in the GDU and save the GDU, for example, with a limited speed of movement of the AT. At the same time, the method and system make it possible to increase the air flow through the engine when necessary (with a sharp change in the engine operating mode) and reduce the response time by about (25-30)% compared to the solution from the closest analogue.

Claims

1. The method of controlling a gas turbine engine, which consists in the fact that the set value of the fuel consumption in the main combustion chamber is formed from the measured value of the rotor speed of the turbocompressor rotor and the temperature of the gases behind the turbine, according to the readings of the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and the temperature at the engine inlet form the rotor speed of the turbocompressor, form a predetermined position of the guide vanes, according to the readings of the sensors determine the fuel consumption and the position of the guide control apparatuses, compare them with the set ones and, by the magnitude of the mismatch between the set and measured values, form control actions on the fuel consumption and the position of the guide vanes, characterized in that the fuel consumption in the combustion chamber of the gas turbine engine is limited to the maximum specified flow rate, additionally change the position of the guides devices for their disclosure, and then regulate the set value of the maximum fuel consumption in the main combustion chamber, depending on the actual position of the guide vanes.

2. A control system for a gas turbine engine, comprising engine operating mode switches, the outputs of which are connected to the first inputs of the first and second summing amplifiers, the second inputs of each of which are connected to sensors for monitoring the operating mode set by the master, as well as actuators for controlling the fuel metering device for the engine and the position of the compressor guide vanes, characterized in that it is equipped with adjusters for limiting the temperature of the gases behind the turbine, for a given rotor speed t urbocompressor and forming a predetermined position of the blades of the guide vanes, the input of which is connected to the unit for generating the reduced rotor speed of the turbocompressor, inputs connected to the sensors of the rotor speed of the turbocompressor and air temperature at the engine inlet, and the system is additionally equipped with the first and second comparison elements, the first and second minimum level selectors, third summing amplifier, non-linear element, variable gain amplifier, gender sensor the compressor guide vanes, as well as the regulator of the engine operating modes, the first and second inputs of which are connected respectively with the outputs of the first and second summing amplifiers, the outputs of which are also connected with the first and second inputs of the first minimum selector, and the controller output is connected with the first input of the second selector the minimum level, the output of the master of the formation of a given position of the blades of the guide vanes is connected with the first input of the first element of comparison, with the second input of which is connected a non-linear element, the output of the first minimum selector, the output of the first comparison element is connected to the first input of the third summing amplifier, the position sensor of the guide devices is connected to the second input of the output, the output of the third summing amplifier is connected to the actuator for controlling the position of the guide devices, the first input of the second element comparison is connected with the output of the master of the formation of a given position of the blades of the guide vanes, the second input of which is connected with the sensor of the guiding apparatus, the output of the second comparison element is connected to the second input of the amplifier with a variable gain, the first input of which is connected to the air pressure sensor behind the compressor, and the output of the amplifier with a variable gain is connected to the second input of the second minimum level selector, the output of which is connected with the executive a mechanism for dispensing fuel into the engine.