RU2501964C1 - System of gas turbine engine control - Google Patents
System of gas turbine engine control Download PDFInfo
- Publication number
- RU2501964C1 RU2501964C1 RU2012116865/06A RU2012116865A RU2501964C1 RU 2501964 C1 RU2501964 C1 RU 2501964C1 RU 2012116865/06 A RU2012116865/06 A RU 2012116865/06A RU 2012116865 A RU2012116865 A RU 2012116865A RU 2501964 C1 RU2501964 C1 RU 2501964C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- unit
- input
- control
- sensors
- model
- Prior art date
Links
Landscapes
- Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области управления сложными объектами техники, работающими в широком диапазоне режимов и нагрузок, контроль которых в процессе работы осуществляется по нескольким параметрам, и может быть использовано для управления авиационными газотурбинными двигателями (ГТД).The invention relates to the field of control of complex objects of technology operating in a wide range of modes and loads, the control of which in the process is carried out according to several parameters, and can be used to control aircraft gas turbine engines (GTE).
При эксплуатации ГТД последних модификаций большое значение имеют контроль и регулирование таких параметров, как тяга, запасы газодинамической устойчивости, температура газов в основной и форсажной камерах сгорания. Традиционно такие параметры определяются по ряду косвенных параметров, определяемых по установленным экспериментально или полученным расчетным путем зависимостям, осуществляют перерасчет этих параметров для определения неизмеряемых значений. В полетных условиях данные параметры рассчитываются и регулируются с помощью математической модели ГТД, заложенной в программный блок системы управления ГТД.In the operation of gas turbine engines of the latest modifications, the control and regulation of such parameters as traction, gas-dynamic stability reserves, gas temperature in the main and afterburner combustion chambers are of great importance. Traditionally, such parameters are determined by a number of indirect parameters, determined by the dependencies established experimentally or obtained by calculation, recalculate these parameters to determine unmeasured values. In flight conditions, these parameters are calculated and adjusted using the mathematical model of the gas turbine engine embedded in the program block of the gas turbine engine control system.
Из уровня техники известны системы управления, включающие бортовую имитационную моделью ГТД, которая позволяет формировать сигналы параметров ГТД, замер которых затруднен или невозможен.The prior art control systems, including an onboard simulation model of a gas turbine engine, which allows you to generate signals of the parameters of the gas turbine engine, the measurement of which is difficult or impossible.
Так, например, известна реализующая способ система управления ГТД, содержащая исполнительные органы, обеспечивающие управление агрегатами ГТД, датчики: температуры и давления воздуха; давления в компрессоре ГТД; частоты вращения ротора ГТД; положения направляющих аппаратов компрессора. Система оснащена последовательно соединенными блоком приведения давления в компрессоре, блоком формирования приведенной частоты вращения и блоком вычисления значения сигнала отказавшего датчика, а также сигнализатором, связанным через селектор с блоком формирования заданного значения частоты вращения ротора, связанным с одним входом элемента сравнения, с другим входом которого связан блок вычисления значения сигнала отказавшего датчика, а выход элемента сравнения связан с исполнительными органами.So, for example, a gas turbine engine control system that implements the method is known, which contains executive bodies that control the gas turbine engine units, sensors: temperature and air pressure; pressure in the gas turbine compressor; rotor speed of a gas turbine engine; the position of the compressor guide vanes. The system is equipped with a compressor pressure conditioning unit, a reduced rotation speed generating unit and a failed sensor signal value calculating unit, and a signaling device connected via a selector to a rotor speed setpoint generating unit connected to one input of the comparison element, with another input of which the unit for calculating the signal value of the failed sensor is connected, and the output of the comparison element is connected with the executive bodies.
При штатной работе системы управления ГТД на элемент сравнения поступают сигналы с датчика частоты вращения ротора ПД и с блока формирования заданного значения частоты вращения ротора. Разность сигналов поступает на исполнительные органы, которые обеспечивают заданный расход топлива.During normal operation of the control system of the gas turbine engine, the comparison element receives signals from the PD rotor speed sensor and from the unit for generating the set value of the rotor speed. The difference of the signals goes to the executive bodies, which provide a given fuel consumption.
При отказе одного из датчиков по сигналу сигнализатора селектор прерывает связь с данным датчиком и соединяет с селектором минимума выход блока вычисления значения сигнала отказавшего датчика. В данном случае заданное значение параметра формируется по его "виртуальному" измерению, осуществляемому в блоке вычисления значения сигнала отказавшего датчика и система управления остается работоспособной (см. патент РФ №2319025, кл. F02C 9/00, 2008).If one of the sensors fails due to the signaling device, the selector interrupts communication with this sensor and connects the output of the unit for calculating the signal value of the failed sensor to the minimum selector. In this case, the set value of the parameter is formed by its "virtual" measurement, carried out in the unit for calculating the signal value of the failed sensor and the control system remains operational (see RF patent No. 2319025, CL F02C 9/00, 2008).
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что недостатком ее является то, что в ней отсутствует информация о том, насколько точно в данный момент времени модели или предварительно сформированные функциональные зависимости отражают текущее состояние двигателя. В то же время реальное текущее состояние двигателя, и, прежде всего, его температурное состояние могут в значительной степени влиять на точность вычисления «виртуальных» параметров по соотношениям и моделям, полученным при их формировании.As a result of the analysis of the known system, it should be noted that its disadvantage is that it does not contain information about how accurately at a given moment in time the models or pre-formed functional dependencies reflect the current state of the engine. At the same time, the actual current state of the engine, and, above all, its temperature state, can significantly affect the accuracy of calculating “virtual” parameters from the relationships and models obtained during their formation.
Известна система управления ГТД, содержащая дозатор подачи топлива в камеру сгорания. Параметры работы ГТД отслеживаются следующими датчиками: температуры и давления за вентилятором; температуры и давления за компрессором; температуры и давления за турбинами; частоты вращения роторов компрессора и вентилятора; расхода топлива в камере сгорания. Выход каждого датчика связан со своим логарифмическим преобразователем. Выходы логарифмических преобразователей связаны с входами усилителей, выходы которых связаны с сумматором.A control system for a gas turbine engine comprising a metering device for supplying fuel to a combustion chamber is known. GTE operation parameters are monitored by the following sensors: temperature and pressure behind the fan; temperature and pressure behind the compressor; temperature and pressure behind the turbines; compressor and fan rotor speeds; fuel consumption in the combustion chamber. The output of each sensor is connected to its own logarithmic converter. The outputs of the logarithmic converters are connected to the inputs of the amplifiers, the outputs of which are connected to the adder.
Система управления оснащена элементом сравнения, первый вход которого связан с задатчиком режимов работы ГТД бортовой системы. Второй вход элемента сравнения через преобразователь антилогарифма связан с выходом сумматора.The control system is equipped with a comparison element, the first input of which is connected to the master of the operation modes of the gas turbine engine of the on-board system. The second input of the comparison element through the anti-logarithm converter is connected to the output of the adder.
Выход элемента сравнения связан с первым входом изодромного регулятора, второй вход которого связан с адаптером внешних условий, в соответствии с которыми корректируются условия работы ГТД. Выход изодромного регулятора связан с дозатором подачи топлива в камеру сгорания ГТД.The output of the comparison element is connected to the first input of the isodromic regulator, the second input of which is connected to the adapter of external conditions, in accordance with which the working conditions of the gas turbine engine are adjusted. The output of the isodromic regulator is connected to the metering device for supplying fuel to the gas turbine combustion chamber.
При работе ГТД управляющий сигнал заданного расхода топлива в камеру сгорания от бортовой системы управления поступает на задатчик. С задатчика он поступает на первый вход элемента сравнения. На второй вход элемента сравнения подается приведенный сигнал фактического значения температуры газа в камере сгорания, формирование которого основано на приведенной в описании регрессионной зависимости. С каждого датчика сигналы, характеризующие работу ГТД, поступают в преобразователи, где преобразуются в логарифмические величины. Логарифмирование осуществляется по известной зависимости ln(Xi), где Xi - показание датчика. Полученные сигналы логарифмов каждого параметра Xi усиливаются в усилителях пропорционально соответствующему показателю степени этого параметра Ci в регрессивной зависимости и суммируются. Далее полученное текущее (фактическое) значение сигнала логарифма lnT*Г потенцируется по зависимости I*Г=exp(lnT*Г), и значение Т*Г передается на второй вход элемента сравнения, где определяется рассогласование между фактическими и заданным значениями температуры газов. Сформированные таким образом управляющие (командные) сигналы подаются на первый вход изодромного регулятора, на второй вход которого подаются сигналы с адаптера. Полученные управляющие сигналы подаются на исполнительный механизм дозатора, регулируя подачу топлива в камеру сгорания ГТД, которая осуществляется с учетом реальной температуры газа в ней (см. патент РФ №2409751, кл. F02C 9/28, 2011).During the operation of the gas turbine engine, the control signal of the given fuel consumption into the combustion chamber from the onboard control system is supplied to the master. From the master, it enters the first input of the comparison element. A reduced signal of the actual gas temperature in the combustion chamber, the formation of which is based on the regression dependence given in the description, is fed to the second input of the comparison element. From each sensor, the signals characterizing the operation of the gas turbine engine go to the converters, where they are converted into logarithmic quantities. Logarithm is carried out according to the known dependence ln (X i ), where X i is the sensor reading. The received signals of the logarithms of each parameter X i are amplified in amplifiers in proportion to the corresponding exponent of this parameter C i in a regressive dependence and are summed. Then, the obtained current (actual) value of the logarithm signal lnT * Г is potentiated according to the dependence I * Г = exp (lnT * Г ), and the value Т * Г is transferred to the second input of the comparison element, where the mismatch between the actual and the given values of the gas temperature is determined. The control (command) signals thus formed are fed to the first input of the isodromic regulator, to the second input of which signals from the adapter are supplied. The received control signals are fed to the metering actuator, regulating the fuel supply to the gas turbine combustion chamber, which is carried out taking into account the real gas temperature in it (see RF patent No. 2409751, class F02C 9/28, 2011).
В результате анализа известной системы управления необходимо отметить, что в ней, как и в приведенной выше, недостатком является невозможность контроля модели двигателя с учетом его реального состояния.As a result of the analysis of the known control system, it should be noted that in it, as in the above, the disadvantage is the inability to control the engine model taking into account its real state.
Известна система управления ГТД, содержащая набор датчиков, контролирующих параметры работы ГТД, приводы агрегатов ГТД и регуляторы, осуществляющие управление приводами, блок формирования программ управления ГТД, программный блок, в который заложена термогазодинамическая модель двигателя, первый элемент сравнения, предназначенный для сравнения заданных параметров с их фактическими измерениями, второй элемент сравнения, предназначенный для сравнения заданных параметров с виртуальными измерениями программного блока. Первые входы элементов сравнения связаны с выходами блока формирования программ управления ГТД, второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками, а второго - с выходом программного блока, один из входов которого связан с датчиками. Выходы элементов сравнения связаны с регуляторами, управляющими приводами, а также с другим входом программного блока.A well-known gas turbine engine control system containing a set of sensors that control gas turbine engine operation parameters, gas turbine engine drive units and controllers that control the drives, a gas turbine engine control program generation unit, a program block that incorporates a thermogasdynamic engine model, a first comparison element designed to compare specified parameters with their actual measurements, the second comparison element, designed to compare the specified parameters with the virtual measurements of the software unit. The first inputs of the comparison elements are connected to the outputs of the block for the formation of GTE control programs, the second input of the first comparison element is connected to the sensors, and the second to the output of the program block, one of the inputs of which is connected to the sensors. The outputs of the comparison elements are connected with the controllers controlling the drives, as well as with another input of the program unit.
При работе системы блок формирования программ управления формирует заданные значения параметров по фактическим и программным параметрам, которые сравниваются на блоках сравнения соответственно с фактическими и программными значениями, которые формируются соответственно датчиками и программным блоком. Результаты сравнения - ошибки регулирования подвергаются динамической коррекции в регуляторах и полученные сигналы управления подаются на управляющие приводы ГТД и программный блок (см. A. Kreiner, K. Lietzau. The use of onboard real-time models for jet engine Control. MTU Aero Engines, Germany, 2000) наиболее близкий аналог.When the system is operating, the control program generation unit generates setpoint values for the parameters according to the actual and programmed parameters, which are compared on the comparison blocks, respectively, with the actual and programmed values, which are formed respectively by the sensors and the program unit. Comparison results - control errors are subjected to dynamic correction in the controllers and the received control signals are fed to the gas turbine engine control drives and software unit (see A. Kreiner, K. Lietzau. The use of onboard real-time models for jet engine Control. MTU Aero Engines, Germany, 2000) the closest analogue.
В результате анализа известной системы необходимо отметить, что для нее характерны невозможность контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также контроля точности и достоверности фактических измерений, поступающих с датчиков. В то же время точность «виртуальных» измерений зависит от текущего, прежде всего, температурного состояния двигателя, которое не учитывается в программном блоке, а точность и достоверность (фактических измерений зависит от возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов самого ГТД.As a result of the analysis of the known system, it is necessary to note that it is not possible to control the accuracy of the formation of “virtual” measurements by the model, as well as to control the accuracy and reliability of the actual measurements coming from the sensors. At the same time, the accuracy of “virtual” measurements depends on the current, first of all, temperature state of the engine, which is not taken into account in the software unit, but accuracy and reliability (actual measurements depend on possible failures and failures of sensors, drives, and elements of the gas turbine engine itself.
Техническим результатом настоящего изобретения является повышение точности управления ГТД за счет обеспечения контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также за счет обеспечения контроля точности и достоверности фактических измерений в условиях возможных сбоев и отказов датчиков, приводов и элементов агрегатов самого ГТД.The technical result of the present invention is to increase the accuracy of gas turbine engine control by providing accuracy control for the formation of “virtual” measurements by the model, as well as by ensuring the accuracy and reliability of actual measurements under conditions of possible failures and failures of the sensors, drives and components of the gas turbine engine itself.
Указанный технический результат обеспечивается тем, что в системе управления газотурбинным двигателем, включающей датчики контроля параметров работы двигателя, приводы перемещения исполнительных механизмов агрегатов двигателя, связанные с выходами регуляторов, первый и второй элементы сравнения, первый вход каждою из которых связан с выходом блока формирования программ управления, второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками, а второго - с первым выходом программного блока, в который заложена термогазодинамическая модель двигателя, второй вход которого связан с датчиками, выходы элементов сравнения связаны с регуляторами, выход каждого из которых дополнительно связан с первым входом программного блока, новым является, то. что система оснащена третьим элементом сравнения, блоком памяти контрольных точек диагностики, блоком коррекции статических характеристик модели и блоком диагностики, выход блока коррекции статических характеристик модели связан с третьим входом программного блока и первым входом блока диагностики, второй вход которого связан с датчиками, а третий -с блоком памяти контрольных точек диагностики, первый вход третьего элемента сравнения связан с датчиками, второй - со вторым выходом программного блока, а выход - с входом блока коррекции статических характеристик модели и с четвертым входом блока диагностики, выход которого связан с входом блока формирования программ управления.The specified technical result is ensured by the fact that in the control system of the gas turbine engine, which includes sensors for monitoring engine operation parameters, actuator displacement actuators for the engine assemblies associated with the outputs of the regulators, the first and second comparison elements, each of which is connected to the output of the control program generating unit , the second input of the first comparison element is connected to the sensors, and the second - with the first output of the program block, which contains the thermogasdynamic mode For an engine, the second input of which is connected with sensors, the outputs of the comparison elements are connected with regulators, the output of each of which is additionally connected with the first input of the program unit, then this is new. that the system is equipped with a third comparison element, a diagnostic control points memory block, a model static characteristics correction unit and a diagnostic unit, the output of the model static characteristics correction unit is connected to the third input of the program unit and the first input of the diagnostic unit, the second input of which is connected to the sensors, and the third with a memory block for diagnostic checkpoints, the first input of the third comparison element is connected to the sensors, the second to the second output of the program unit, and the output to the input of the correction unit with aticheskih characteristics of the model and to fourth input diagnostics unit, whose output is connected to the input unit generating a control program.
Сущность заявленного изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема системы управления ГТД.The essence of the claimed invention is illustrated by graphic materials on which a diagram of a gas turbine engine control system is presented.
Система управления ГТД 1 состоит из датчиков 2 контроля параметров работы ГТД (частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов и др.). Агрегаты управления расходом топлива в основную и форсажную камеры и управления механизацией ГТД оснащены электро- и гидромеханическими приводами (например, типа ПЭМ преобразователи электромеханические с сервозолотниками) 3. Управление приводами 3 осуществляется от регуляторов 4 (на схеме датчики 2, приводы 3, регуляторы 4 показаны в виде единого блока. Естественно, что на реальном ГТД они установлены на штатных местах).The control system of a gas turbine engine 1 consists of sensors 2 for monitoring the parameters of the gas turbine engine operation (compressor and fan speeds, air and gas temperatures behind the turbine, air pressures at the engine inlet and behind the compressor, position of the guide vanes, etc.). Units for controlling the fuel consumption in the main and afterburners and for controlling the mechanization of gas turbine engines are equipped with electro- and hydromechanical drives (for example, TEM type electromechanical converters with servo-drivers) 3. Drives 3 are controlled from regulators 4 (sensors 2, drives 3, regulators 4 are shown in the diagram in the form of a single unit. Naturally, on a real gas turbine engine they are installed in regular places).
Система оснащена блоком 5 формирования программ управления в соответствии с задаваемым режимом, первым элементом 6 сравнения заданных параметров с фактическими измеренными, программным блоком 7, в который заложена термогазодинамическая модель ГТД и вторым элементом 8 сравнения заданных значений неизмеряемых параметров работы ГТД (таких, как температура в камере сгорания, запасы газодинамической устойчивости, тяга) с их «виртуальными» модельными значениями. Система также оснащена третьим элементом 9 сравнения фактических измерений с их модельными оценками, блоком 10 коррекции статических характеристик термогазодинамической модели с целью компенсации «ухода» ее параметров от параметров двигателя, блоком 11 диагностики системы управления и двигателя и блоком 12 памяти эталонных точек диагностики, содержащих наборы значений входных и выходных параметров двигателя на типовых эксплуатационных и контрольных режимах работы.The system is equipped with a unit 5 for generating control programs in accordance with a preset mode, the first element 6 for comparing the set parameters with the actual measured ones, a program unit 7 in which the thermogasdynamic model of the gas turbine engine and the second element for comparing the set values of the unmeasured gas turbine engine parameters (such as combustion chamber, gas-dynamic stability reserves, thrust) with their “virtual” model values. The system is also equipped with a third element 9 for comparing actual measurements with their model estimates, a block 10 for correcting the static characteristics of the thermogasdynamic model in order to compensate for the “departure” of its parameters from the engine parameters, a control unit and engine diagnostic unit 11, and a diagnostic unit 12 of the reference diagnostic points containing sets values of input and output engine parameters at typical operational and control modes of operation.
Блок 5 имеет два входа и два выхода. Первый вход связан с задатчиком (не показан) программы (режима) работы ГТД (например, РУД), а второй - с выходом блока 11 диагностики. Первый выход блока 5 связан с первым входом первого элемента 6 сравнения, а второй - с первым входом второго элемента 8 сравнения. Второй вход первого элемента сравнения связан с датчиками 2. а второй вход второго элемента сравнения - с первым выходом блока 7. Выходы элементов сравнения 6 и 8 связаны с входами регуляторов 4. Выходы регуляторов связаны с соответствующими приводами 3 перемещения исполнительных механизмов ГТД, а также с первым входом блока 7, со вторым входом которого связаны датчики 2, а с третьим - выход блока 10. Выход блока 10 также связан с первым входом блока 11, со вторым входом которого связаны датчики 2, с третьим - выход блока 12. Первый вход третьего элемента 9 сравнения связан с датчиками, второй вход которого связан со вторым выходом блока 7, а выход элемента сравнения 9 связан с входом блока 10 и с четвертым входом блока 11.Block 5 has two inputs and two outputs. The first input is connected to the setpoint (not shown) of the gas turbine engine operation program (mode) (for example, ore), and the second to the output of the diagnostic unit 11. The first output of block 5 is connected to the first input of the first comparison element 6, and the second to the first input of the second comparison element 8. The second input of the first comparison element is connected to the sensors 2. and the second input of the second comparison element is connected to the first output of the block 7. The outputs of the comparison elements 6 and 8 are connected to the inputs of the regulators 4. The outputs of the regulators are connected to the corresponding drives 3 for moving the GTE actuators, as well as the first input of block 7, with the second input of which sensors 2 are connected, and with the third - the output of block 10. The output of block 10 is also connected with the first input of block 11, with the second input of which sensors 2 are connected, with the third - the output of block 12. The first input of the third element and 9 comparison is connected with sensors, the second input of which is connected with the second output of block 7, and the output of the comparison element 9 is connected with the input of block 10 and with the fourth input of block 11.
Система скомпонована из известных блоков и элементов.The system is composed of well-known blocks and elements.
Приводы блока 4 являются стандартными и подбираются известным образом при проектировании конкретной модификации ГТД.The drives of block 4 are standard and are selected in a known manner when designing a specific modification of a gas turbine engine.
В качестве регуляторов блока 4 могут быть использованы типовые электронные или электрогидравлические регуляторы.As regulators of block 4, typical electronic or electro-hydraulic regulators can be used.
В качестве блока 5 формирования программ управления, элементов сравнения 6, 8, 9, программного блока 7, блока 10 коррекции статических характеристик модели, блока 11 диагностики, могут быть использованы микроконтроллеры, например 1986ВЕ91 фирмы Миландр (г.Зеленоград).As block 5 for generating control programs, comparison elements 6, 8, 9, program block 7, block 10 for correcting the static characteristics of the model, block 11 for diagnostics, microcontrollers can be used, for example, 1986 BE91 from Milander (Zelenograd).
Блок 10 коррекции статических характерно гик обеспечивает подстройку зависимостей параметров регулирования двигателя частот вращения, температур и давлений - от расхода топлива на установившихся режимах.Block 10 correction of static characteristic boom provides the adjustment of the dependences of the parameters of the engine regulation of rotational speeds, temperatures and pressures - on fuel consumption in steady-state conditions.
В качестве блока 12 памяти эталонных точек диагностики могут быть использованы микросхемы памяти, например, 1645РУ2Т, в которых содержатся наборы значений входных и выходных параметров двигателя для типовых эксплуатационных и контрольных режимов работы.As a memory unit 12 of the reference diagnostic points, memory chips, for example, 1645RU2T, which contain sets of values of the input and output parameters of the engine for typical operational and control modes of operation, can be used.
В системе используются стандартные датчики частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов и др.The system uses standard sensors for compressor and fan rotation speeds, air and gas temperatures behind the turbine, air pressures at the engine inlet and behind the compressor, the positions of the guide vanes, etc.
Система управления ГТД работает следующим образом.The control system of the gas turbine engine operates as follows.
Работу системы управления рассмотрим на примере управления ГТД по следующим параметрам: частота вращения компрессора, температура в камере сгорания. Для этого в блок 2 датчиков входят следующие датчики: частот вращения компрессора и вентилятора, температур воздуха и газов за турбиной, давлений воздуха на входе двигателя и за компрессором, положения направляющих аппаратов. При работе системы осуществляется управление агрегатом дозирования основного топлива ГТД. Следовательно, в блок регуляторов входят следующие регуляторы: регулятор частоты вращения, регулятор температуры в камере сгорания, а блок приводов состоит из дозатора топлива в основную камеру сгорания. Это вовсе не означает, что для управления ГТД не могут быть использованы иные параметры, например давления и температуры газов, положения направляющих аппаратов, запас газодинамической устойчивости, тяга.We consider the operation of the control system using the example of a gas turbine engine control according to the following parameters: compressor speed, temperature in the combustion chamber. To do this, the following sensors are included in block 2 of sensors: rotational speeds of the compressor and fan, air and gas temperatures behind the turbine, air pressures at the engine inlet and behind the compressor, and the positions of the guide vanes. During the operation of the system, the unit for dosing the main fuel of the gas turbine engine is controlled. Therefore, the following regulators are included in the control unit: speed controller, temperature controller in the combustion chamber, and the drive unit consists of a fuel dispenser in the main combustion chamber. This does not mean at all that other parameters cannot be used to control a gas turbine engine, for example, gas pressure and temperature, position of guide vanes, gas-dynamic stability margin, or thrust.
В процессе работы ГТД блок 5 формирования программ управления ГТД формирует заданные значения по фактически измеряемым параметрам - частотам вращения компрессора и вентилятора и по давлению за компрессором - и по «виртуальному» параметру температуре в камере сгорания, которые сравниваются на элементах сравнения 6 и 8 соответственно с фактическими и «виртуальными» параметрами работы ГТД, формируемыми соответственно датчиками 2 и термогазодинамической моделью двигателя, заложенной в программный блок 7. Результаты сравнения - ошибки регулирования подвергаются динамической коррекции в регуляторах 4, и полученные сигналы управления подаются на управляющие приводы 3 ГТД 1 и на программный блок 7. Формируемые в блоке 7 оценки фактических измерений подаются на второй вход элемента сравнения 9, где сравниваются с поступающими на первый вход с датчиков 2 фактическими измерениями параметров работы ГТД. Сформированные значения разностей между оценками и фактическими измерениями подаются на вход блока коррекции 10 статических характеристик модели и на четвертый вход блока диагностики 11. Сформированные в блоке коррекции 10 ошибки статических характеристик модели поступают в блок 7 для коррекции ее статических характеристик, т.е. зависимостей параметров регулирования двигателя частот вращения, температур и давлений - от расхода топлива на установившихся режимах с целью минимизации ошибок оценок фактических измерений. Параллельно блок диагностики 11 сравнивает фактически измеренные параметры, поступающие с датчиков на второй вход данного блока, последовательно со всеми эталонными точками, заранее сформированными на этапе заводских испытаний и занесенными в блок памяти 12. При совпадении набора фактических измерений с одной из эталонных точек диагностики в блоке 11 производится сравнение ошибок оценок измерений и ошибок статических характеристик модели с заранее установленными пороговыми значениями. При превышении пороговых значений формируются сигналы отказов компонентов системы (датчиков, приводов и элементов ГТД), которые поступают в блок 5 для соответствующей коррекции заданных режимов управления.During the operation of the gas turbine engine, the block 5 for generating the gas turbine engine control programs generates setpoints according to the actually measured parameters — the compressor and fan speeds and the pressure behind the compressor — and the “virtual” parameter of the temperature in the combustion chamber, which are compared on comparison elements 6 and 8, respectively actual and “virtual” parameters of the gas turbine engine operation, generated by sensors 2 and the thermodynamic-gas model of the engine embedded in program block 7, respectively. Comparison results - regulatory errors The measurements are subjected to dynamic correction in the controllers 4, and the received control signals are fed to the control drives 3 of the turbine engine 1 and to the program unit 7. The estimates of the actual measurements generated in the block 7 are fed to the second input of the comparison element 9, where they are compared with those received at the first input from the sensors 2 actual measurements of gas turbine engine operation parameters. The generated values of the differences between the estimates and the actual measurements are fed to the input of the correction block 10 of the static characteristics of the model and to the fourth input of the diagnostic unit 11. The errors of the static characteristics of the model generated in the correction block 10 are sent to block 7 to correct its static characteristics, i.e. dependencies of engine control parameters of rotation frequencies, temperatures and pressures - on fuel consumption in steady-state modes in order to minimize errors in the estimates of actual measurements. In parallel, the diagnostic unit 11 compares the actually measured parameters coming from the sensors to the second input of this unit, sequentially with all the reference points pre-formed at the factory test stage and stored in the memory unit 12. If the set of actual measurements coincides with one of the diagnostic reference points in the block 11, a comparison of measurement estimation errors and static model characteristics errors with predetermined threshold values is made. When threshold values are exceeded, failure signals of system components (sensors, drives and gas turbine engine components) are generated, which enter block 5 for the corresponding correction of the specified control modes.
По сравнению с наиболее близким аналогом данная система обладает весьма существенными преимуществами. В наиболее близком аналоге отсутствует возможность контроля точности формирования моделью «виртуальных» измерений, а также контроля точности и достоверности фактических измерений, поступающих с датчиков. В предлагаемой системе этот недостаток устраняется благодаря тому, что термогазодинамическая модель двигателя, заложенная в программный блок 7, наряду с «виртуальными» параметрами формирует и оценки фактически измеряемых параметров. Данные оценки сравниваются в блоке 9 с фактическими измерениями и результаты сравнения (ошибки) служат для проверки в блоке диагностики 11 корректности работы модели. Если ошибки малы, то модель считается корректно работающей, и эти малые ошибки используются в блоке 10 для подстройки статических характеристик модели. Одновременно блок диагностики 11 анализирует величину корректирующих поправок к статическим характеристикам модели. Если ошибки оценок фактически измеряемых параметров или величины поправок к статическим характеристикам модели велики, т.е. превышают заранее установленный предел, то блок диагностики 11 выдает сигналы отказа на блок 5 формирования программ управления. Таким образом, предотвращается возможность работы системы как в случае потери точности формирования моделью «виртуальных» измерений, так и в случае возникновения отказов в измерениях фактических параметров.Compared with the closest analogue, this system has very significant advantages. In the closest analogue, it is not possible to control the accuracy of the formation of “virtual” measurements by the model, as well as to control the accuracy and reliability of actual measurements coming from sensors. In the proposed system, this drawback is eliminated due to the fact that the thermogasdynamic model of the engine embedded in the program unit 7, along with the "virtual" parameters forms the estimates of the actually measured parameters. These estimates are compared in block 9 with the actual measurements and the comparison results (errors) are used to check in the diagnostic block 11 the correct operation of the model. If the errors are small, then the model is considered to work correctly, and these small errors are used in block 10 to adjust the static characteristics of the model. At the same time, the diagnostic unit 11 analyzes the value of the correction corrections to the static characteristics of the model. If the errors in the estimates of actually measured parameters or the magnitude of the corrections to the static characteristics of the model are large, i.e. exceed a predetermined limit, the diagnostic unit 11 gives a failure signal to the block 5 of the formation of control programs. Thus, the system is prevented from working both in the event of a loss of accuracy in the formation of “virtual” measurements by the model, and in the event of failures in the measurements of the actual parameters.
Claims (1)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012116865/06A RU2501964C1 (en) | 2012-04-27 | 2012-04-27 | System of gas turbine engine control |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012116865/06A RU2501964C1 (en) | 2012-04-27 | 2012-04-27 | System of gas turbine engine control |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012116865A RU2012116865A (en) | 2013-11-10 |
| RU2501964C1 true RU2501964C1 (en) | 2013-12-20 |
Family
ID=49516467
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012116865/06A RU2501964C1 (en) | 2012-04-27 | 2012-04-27 | System of gas turbine engine control |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2501964C1 (en) |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5168447A (en) * | 1983-12-27 | 1992-12-01 | The Boeing Company | Engine trim control unit |
| RU2126903C1 (en) * | 1998-06-09 | 1999-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное предприятие "Электронно-гидравлическая автоматика" | Pickup failure detection and object condition checking method |
| US6568166B2 (en) * | 2000-12-22 | 2003-05-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Back-up control apparatus for turbo machine |
| RU2319025C1 (en) * | 2006-04-27 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas-turbine engine control method |
| RU2409751C2 (en) * | 2009-02-05 | 2011-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Method of controlling gas turbine engine |
| RU2412366C1 (en) * | 2009-07-13 | 2011-02-20 | Учреждение Российской академии наук Институт механики Уфимского научного центра РАН | System of automatic control of gas-turbine engine |
-
2012
- 2012-04-27 RU RU2012116865/06A patent/RU2501964C1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5168447A (en) * | 1983-12-27 | 1992-12-01 | The Boeing Company | Engine trim control unit |
| RU2126903C1 (en) * | 1998-06-09 | 1999-02-27 | Открытое акционерное общество Научно-производственное предприятие "Электронно-гидравлическая автоматика" | Pickup failure detection and object condition checking method |
| US6568166B2 (en) * | 2000-12-22 | 2003-05-27 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Back-up control apparatus for turbo machine |
| RU2319025C1 (en) * | 2006-04-27 | 2008-03-10 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения имени П.И. Баранова" | Gas-turbine engine control method |
| RU2409751C2 (en) * | 2009-02-05 | 2011-01-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") | Method of controlling gas turbine engine |
| RU2412366C1 (en) * | 2009-07-13 | 2011-02-20 | Учреждение Российской академии наук Институт механики Уфимского научного центра РАН | System of automatic control of gas-turbine engine |
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| A. KREINER, K. EIETZAU The use of onboard real-time models for jet engine control, MTU Aero Engines, Germany, 2000 c.2-26. * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012116865A (en) | 2013-11-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP2954297B1 (en) | Auto testing system for a gas turbine | |
| EP3284930B1 (en) | Gas turbine engine comprising a leak detection system and method | |
| US7020595B1 (en) | Methods and apparatus for model based diagnostics | |
| CN102996424B (en) | For simulating the system and method for gas-turbine compressor | |
| CN101482062A (en) | Methods and systems for providing real-time comparision with an alternate control strategy for a turbine | |
| CN103061891A (en) | System and method for simulating gas turbine operation | |
| US9091616B2 (en) | Engine operations support systems and methods for reducing fuel flow | |
| CN108062428B (en) | Turbofan engine online component fault diagnosis method and system | |
| RU2466287C1 (en) | Control method of gas-turbine engine with afterburner, and system used for its implementation | |
| US20170328567A1 (en) | Multivariable fuel control and estimator (mfce) for preventing combustor blowout | |
| JP6889008B2 (en) | Controlling the machine with a calibrated performance model | |
| EP3081787B1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for fuel flow-emissions parameters, related control systems and computer porgram | |
| RU2631974C2 (en) | Gas-turbine engine with augmented combustion chamber operation mode and its actualization system | |
| US9611791B2 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for fuel flow-power output parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US9599032B2 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for emissions-fuel flow parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US11519340B2 (en) | System and method for controlling a speed of rotation of an aircraft turbine engine with fault management | |
| RU2501964C1 (en) | System of gas turbine engine control | |
| US9797315B2 (en) | Probabilistic control in gas turbine tuning for power output-emissions parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| RU2409751C2 (en) | Method of controlling gas turbine engine | |
| US9599033B2 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for fuel flow-exhaust energy parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US20160305333A1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for power output-exhaust energy parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US20160305334A1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for exhaust energy-power output parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US20160138480A1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning, related control systems, computer program products and methods | |
| US20160305340A1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for exhaust energy-fuel flow parameters, related control systems, computer program products and methods | |
| US20160305335A1 (en) | Application of probabilistic control in gas turbine tuning for emissions-exhaust energy parameters, related control systems, computer program products and methods |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20160428 |