RU2584393C2 - Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной для летательного аппарата и регулирующий привод для его осуществления - Google Patents

Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной для летательного аппарата и регулирующий привод для его осуществления Download PDF

Info

Publication number
RU2584393C2
RU2584393C2 RU2013110056/06A RU2013110056A RU2584393C2 RU 2584393 C2 RU2584393 C2 RU 2584393C2 RU 2013110056/06 A RU2013110056/06 A RU 2013110056/06A RU 2013110056 A RU2013110056 A RU 2013110056A RU 2584393 C2 RU2584393 C2 RU 2584393C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
speed
cascade
power
equipment
value
Prior art date
Application number
RU2013110056/06A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2013110056A (ru
Inventor
Жан-Мишель ЭЛЛО
Original Assignee
Турбомека
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Турбомека filed Critical Турбомека
Publication of RU2013110056A publication Critical patent/RU2013110056A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2584393C2 publication Critical patent/RU2584393C2/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/32—Arrangement, mounting, or driving, of auxiliaries
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/02—Purpose of the control system to control rotational speed (n)
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/053—Explicitly mentioned power
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/06—Purpose of the control system to match engine to driven device
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/20—Purpose of the control system to optimize the performance of a machine
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

Изобретение предназначено для оптимизации регулирования впрыскивания топлива. С этой целью приводные скорости всего оборудования адаптируются путем регулирования скорости турбины TL в зависимости от мощности. Согласно изобретению способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной TL летательного аппарата, оборудованной каскадом низкого давления ВР, вырабатывающим мощность (Pd1, Pd2,...) оборудованию (E1, E2,...) в контакте с каскадом высокого давления HP, заключается в изменении скорости каскада низкого давления ВР (Vвp) для получения минимальной скорости каскада HP (Vнp) таким образом, чтобы мощность (Pf), подаваемая оборудованием, оставалась постоянной. В частности, поскольку мощности, подаваемые оборудованием (E1, E2,...), зависят от приводной скорости каскада BP, заданная скорость каскада BP турбины TL зависит от максимального значения Max(Vmi) минимальных скоростей (Vm1, Vm2,...) оборудования (E1, E2,...), позволяющего получать оптимизированным образом соответствующие требуемые мощности, и от положительного или нулевого приращения (е), добавленного к заданному значению скорости каскада BP (Свр), чтобы минимизировать скорость каскада HP (Vнp). 3 н. и 12 з.п. ф-лы, 3 ил.

Description

Область техники
Изобретение относится к способу оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной, выполненной с возможностью подачи мощности летательному аппарату, а также регулирующему приводу для осуществления этого способа.
Изобретение относится к силовым установкам со свободной турбиной, оборудующим летательные аппараты, например самолеты и вертолеты, выполненным с возможностью подачи мощности. Эти установки могут подавать, в частности, мощность на оборудование (генераторы переменного тока, насосы, нагрузочные компрессоры, кондиционеры) летательного аппарата, прямо и/или косвенно посредством редукторных коробок передач мощности с многочисленными выходами.
Эти силовые установки содержат вспомогательные силовые установки, сокращенно ВСУ (или APU в английской терминологии -Auxiliary Power Unit), и основные силовые установки, сокращенно GPP. ВСУ предназначены для запуска основных двигателей летательных аппаратов и/или для подачи нетяговой энергии (пневматической, электрической и/или гидравлической) на земле.
Некоторые надежные ВСУ могут также быть задействованы в полете в случае неисправности двигателя, чтобы попытаться произвести его повторный запуск и/или для подачи энергии оборудованию.
Основные силовые установки относятся к классу двигателей, так как они отвечают стандартам безопасности основных двигателей, особенно в случае отказа двигателя. Установка такого типа основана на ВСУ, выполненной надежной по своим материалам и размерам, чтобы получить маркировку класса двигателей.
Силовая установка обычно включает в себя блок компрессоров/камер сгорания/турбин, образующих газогенератор. После смешивания воздуха/топлива и сгорания горячие газы расширяются в ступенях турбины высокого давления (HP), которая частично передает произведенную тепловую мощность в ступени компрессора HP посредством вала высокого давления или каскада HP. Тепловая мощность выхлопных газов также приводит в движение свободную турбину (TL), которая в свою очередь механически передает мощность посредством вала низкого давления BP оборудованию (генераторам переменного тока, насосам, нагрузочному компрессору и т.д.) генератора мощности.
Уровень техники
Обычно система регулирования поставляет и дозирует количество топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания газогенератора, чтобы адаптировать его с требуемым уровнем мощности. Скорость каскада HP адаптируется к этому впрыску после ускорения или замедления, чтобы достичь постоянного уровня скорости и подать тепловую мощность на каскад BP. Передаваемая на каскад BP мощность обеспечивает в таком случае требуемую мощность при постоянной требуемой скорости посредством электронного блока управления (ВЕС).
Регулирование впрыскивания топлива в силовой установке включает в себя, как известно, следующие этапы:
- создают давление топлива для его впрыскивания в камеру сгорания с соответствующим давлением;
- дозируют расход топлива в установленных пределах для того, чтобы адаптировать уровень мощности, подаваемой газогенератором, к требуемому уровню;
- измеряют и контролируют скорость ротора каскада HP, чтобы она оставалась в установленных рабочих пределах;
- измеряют и контролируют скорость ротора каскада BP;
- определяют заданное значение скорости каскада HP в зависимости от разницы между заданным значением скорости каскада BP и его измеренной скоростью, а также заданного значения расхода впрыскиваемого в камеру сгорания топлива в зависимости от разницы между определенным заданным значением скорости каскада HP и ее предварительно измеренным значением.
Скорость вращения каждого оборудования устанавливается путем предварительного выбора его скорости, близкой к его максимально допустимой скорости, при которой его способность подачи мощности является максимальной. При этих условиях вес и стоимость каждого оборудования минимизированы для постоянной работы на этой скорости. Кроме того, некоторое оборудование, такое как нагрузочный компрессор, должно быть способно обеспечивать изменяемый корректируемый расход, незначительный на земле и значительный в полете. Расход выражается в виде скорректированных значений, чтобы обеспечить возможность сравнения расходов независимо от условий окружающей среды для впуска воздуха. Для работы на протяжении всего полета предусмотрена переменная геометрия потока воздуха в нагрузочном компрессоре.
Оптимизация таких схем регулирования впрыскивания топлива осуществляется путем поддержания скоростей оборудования, приведенного в движение на скоростях, близких к максимальным скоростям каскада BP для подачи требуемых мощностей. В частности, изменение приводной скорости нагрузочного компрессора не используется. А только выбор переменной геометрии потока воздуха обуславливает громоздкость и высокую стоимость нагрузочного компрессора.
Предварительный выбор скорости турбины TL направлен, таким образом, только на достижение подачи максимальной мощности без оптимизации производительности в ходе подачи различных уровней мощности.
При этих условиях, в процессе переходных мощностей, система регулирования силовой установки реагирует, только когда обнаруживается недостаточная скорость каскада BP, являющаяся ниже скорости заданного значения для каскада BP. Отклонения скорости каскада BP в процессе переходных мощностей являются в этом случае значительными из-за повышенного времени реагирования контуров регулирования и низкой инерции вала BP относительно газогенератора с присоединенной турбиной. Фиксируются значительные изменения скорости, выходящие за пределы допустимых диапазонов, в частности отклонения выше максимальных скоростей при внезапном сбросе мощности или ниже минимальных скоростей в случае высокого потребления мощности.
Таким образом, при повышенных скоростях оборудование, приводимое в движение вместе, не в состоянии обеспечить требуемую мощность для каждого из них. В случае повышенной скорости средство управления мгновенно останавливает силовую установку в соответствии с ее сертификацией, и, таким образом, общая подача мощности больше не обеспечивается.
Раскрытие изобретения
Изобретение направлено на оптимизацию регулирования впрыскивания топлива для того, чтобы избежать упомянутых выше проблем. С этой целью приводные скорости оборудования адаптированы регулированием скорости турбины TL в зависимости от мощности.
Более конкретно объектом изобретения является способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной, как описано выше, и выполненной с возможностью выдачи мощности оборудованию летательного аппарата. В данном способе скорость каскада BP изменяют для получения минимальной скорости каскада HP таким образом, чтобы мощность, подаваемая оборудованием, оставалась постоянной.
В соответствии с предпочтительным вариантом осуществления, поскольку мощности, подаваемые оборудованием, зависят от их приводной скорости каскада BP, заданное значение скорости каскада BP турбины TL зависит от максимального значения минимальных скоростей оборудования, позволяющего получить оптимизированным образом соответствующие требуемые мощности, и от положительного или нулевого приращения, добавленного к заданному значению скорости каскада BP, чтобы минимизировать скорость каскада HP для изоподачи мощности оборудования.
В частном случае непрерывное измерение мощности, подаваемой каждым оборудованием, позволяет обнаружить устойчивое функционирование потребления подаваемой мощности и в этом случае инициировать приращение.
Согласно предпочтительным вариантам приращение определяется расчетным путем, исходя из кривых производительности оборудования и свободной турбины или путем обнаружения изменения скорости каскада HP, при этом приращение применяют до тех пор, пока скорость каскада HP не станет минимальной.
В частности, для приращения, определенного расчетным путем для каждого оборудования, уровень тепловой мощности каскада HP передается на каскад BP, и для любых условий окружающей среды по температуре и давлению на входе силовой установки существует скорость вращения каскада BP, которая позволит выдавать на его валу максимальную механическую мощность.
Предпочтительно, поскольку мощность, подаваемая каждому оборудованию, поддерживается в пределах установленного производителем диапазона, скорость приведения в движение, прямого или косвенного, этого оборудования турбиной BP определяет объем мощности, который может подаваться в этих пределах. Подача такой мощности в зависимости от этого объема позволяет, таким образом, использовать лишь частичную мощность, которая избавляет от любого непроизводительного расхода и которая определяется между потребностью в требуемой мощности и уровнем подаваемой мощности. Для каждого оборудования подаваемый уровень мощности зависит от его приводной скорости, и подача требуемой мощности оптимизируется в зависимости от его приводной скорости.
Кроме того, определение заданного значения скорости турбины BP позволяет максимально увеличить скорость оборудования в следующих целях:
- эксплуатировать оборудование на полную мощность на протяжении всего полета;
- увеличить общую производительность турбины BP и оборудования с целью снижения потребления топлива;
- снизить уровень шума, создаваемого оборудованием, изменяя его скорость в определенных диапазонах, особенно на земле.
Кроме того, в режиме полета нагрузочный компрессор имеет дополнительную степень свободы за счет изменения скорости вращения. Таким образом, уменьшение его размеров может быть осуществлено при изопроизводительности.
Скорректированный в полете расход воздуха является определяющим размеры для нагрузочного компрессора. Он сможет работать на максимальной скорости. Следовательно, так как на земле требуемый корректируемый расход воздуха значительно меньший, приводная скорость снижается. Кроме того, изменение производительности турбины TL приводит к увеличению ее скорости в полете относительно ее скорости на земле. Сочетание этих двух факторов приводит к выигрышу в потреблении.
Кроме того, производительность и оптимальный уровень шума могут быть получены для каждого оборудования, в зависимости от его приводной скорости, которая следует из подаваемой мощности каждому оборудованию в соответствии с описанным выше способом. В частности, снижение скорости снижает уровень шума, издаваемого нагрузочным компрессором и газогенератором, что обеспечит соответствие шумовым критериям на земле и при заходе на посадку.
Согласно предпочтительным вариантам осуществления, заданное значение скорости вращения каскада BP регулируется, чтобы преимущественно в любой момент времени:
- адаптировать скорость вращения каскада BP к подаче мощности, требуемой каждым оборудованием;
- адаптировать скорость вращения каскада BP к общей максимальной производительности за счет минимизации мощности, подаваемой каскадом HP в соответствии с требуемой мощностью;
- адаптировать скорость вращения каскада BP к конкретным условиям применения, в частности для минимизации уровня шума.
Согласно предпочтительному варианту осуществления способ предусматривает дополнительный этап опережения, на котором заданное значение скорости каскада HP силовой установки регулируют в зависимости от изменения требуемой мощности и/или измеренной мощности. Преимущественно эта функция «опережения» осуществляется до нормальной реакции регулирования режима работы двигателя. Она позволяет упредить изменение скорости вращения каскада HP, применяемое для перехода от предыдущего потребления мощности, связанного с предыдущей скоростью каскада HP, к новому потреблению мощности, связанному со скоростью каскада HP, получаемому в устойчивом режиме. Информация о требуемом изменении мощности, ставшая известной как можно раньше, позволяет в этом случае наилучшим образом упредить реакцию, которую должен выдать каскад HP.
Мгновенные сведения о требуемой мощности, которые позволяют немедленно действовать на заданное значение каскада HP и таким образом непосредственно на скорость HP, допускают менее значительные отклонения скоростей каскада BP. Полученные изменения остаются, таким образом, в пределах, допустимых производителем оборудования и диапазона турбины TL, отклонения составляют, например, от 30 до 10%. Не требуется никакого сброса мощности, и обеспечивается гарантия подачи мощности.
Настоящее изобретение также относится к регулирующему приводу, выполненному с возможностью осуществления описанного выше способа. Этот регулирующий привод соединяет регулятор скорости каскада BP, регулятор скорости каскада HP и регулятор расхода топлива. Регулятор скорости каскада BP включает в себя средство-компаратор для выработки заданного значения скорости каскада BP на основе измерений, переданных средствами измерения подаваемых мощностей, и минимальных скоростей вращения, соответствующих мощностям, требуемым каждым оборудованием, приводимым в действие силовой установкой, и на основе данных об изменении мощности в зависимости от скорости для каждого оборудования.
Вычитатель измеряет разницу между выработанным таким образом заданным значением и скоростью каскада BP. Эта разница передается в первый преобразователь, который ее преобразует в разницу скорости каскада HP для передачи в регулятор скорости каскада HP. Этот регулятор включает в себя средства выработки заданного значения скорости каскада HP на основе первого преобразователя. Заданное значение скорости HP проходит через ограничительный фильтр, который перестраивает заданные значения в допустимых диапазонах.
Сформированное заданное значение затем передается в регулятор расхода в виде заданного значения расхода через второй преобразователь. В регуляторе расхода заданное значение проходит в ограничительный фильтр, который перестраивает заданные значения в допустимых диапазонах перед тем, как передать в виде команды в дозатор топлива.
В соответствии с конкретными вариантами осуществления:
- вычитатель значений скорости каскада HP в двух последовательных моментах времени подает с учетом постоянства мощности, измеренной в средстве корректировки скорости каскада BP, корректирующие приращения в средство выработки заданного значения скорости BP;
- фильтр ограничения шума связан также со средством корректировки скорости каскада BP;
- компаратор опережения выполнен с возможностью корректировки заданного значения скорости каскада HP силовой установки в зависимости от изменения между подаваемой мощностью и измеренной мощностью перед тем, как быть подвергнутым воздействию ограничительного фильтра скоростей;
- средство непрерывного измерения подаваемой мощности каждому оборудованию, измерение может быть прямым, в частности ваттметром или набором торсиометр/тахометр, или косвенным расчетным путем на основе данных, в частности произведения тока и напряжения, полученных из соответствующих измерительных средств;
- изменения требуемых мощностей количественно определены в блоке цифровой обработки на входе регулятора скорости HP, исходя из команд, переданных системой пилотирования и блоком управления систем управления полетом летательного аппарата, а также других ранее полученных параметров, в частности условий окружающей среды по температуре и давлению или состояния входов/выходов генератора мощности.
Настоящее изобретение также относится к летательному аппарату, содержащему силовую установку, регулирующий привод скоростей каскадов BP и HP, а также расхода топлива, при этом регулирующий привод выполнен, как описано выше, для осуществления вышеописанного способа оптимизации.
Краткое описание чертежей
Другие аспекты, особенности и преимущества изобретения поясняются следующим, не ограничивающим изобретение описанием, относящимся к частным случаям осуществления со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых показано соответственно:
фиг. 1 - кривые изменения механической мощности, подаваемой каскадом BP на его валу в зависимости от его скорости вращения для различных условий окружающей среды;
фиг. 2 - кривая производительности оборудования в зависимости от его приводной скорости для определения мощности, требуемой этим оборудованием, и
фиг. 3 - блок-схема регулирующего привода, приведенного в качестве примера, в соответствии с изобретением.
Подробное описание
В соответствии с фиг. 1 представлены кривые с С1 по Cn механической мощности Pf, подаваемой каскадом BP силовой установки с турбиной TL. Мощность Pf представлена в виде зависимости от скорости вращения VBP каскада BP для заданных условий окружающей среды - температуры и давления, на входе каскада BP, и для различных уровней тепловой мощности каскада HP, HP1 до HPn. Каждая кривая С1-Cn имеет форму в виде «полицейской каски». Максимальные мощности М1-Mn соответствуют оптимальным скоростям Vol, …, Von, расположенным на оптимальной кривой Cm. Оптимальная кривая Cm сохраняется в памяти для использования в регулирующем приводе для определения величины приращения расчетным путем.
Кроме того, на фиг. 2 показана кривая производительности Cr для данного уровня мощности, подаваемой данному оборудованию, в данном случае нагрузочному компрессору, в зависимости от приводной скорости Ve этого оборудования. Максимальная производительность Rm получена при оптимальной скорости Vo, близкой к предельно допустимой скорости V1. Скорости Vo всего оборудования также сохраняются в памяти для использования в описанном ниже регулирующем приводе.
В соответствии с фиг. 3 представлен пример регулирующего привода, состоящего из трех регуляторов 11, 12 и 13. Этот регулирующий привод оборудует силовую установку со свободной турбиной TL летательного аппарата в контакте с системой пилотирования и блоком управления летательного аппарата для приема данных и команд регулирования. Регуляторы привода 1 распределены следующим образом:
- регулятор скорости вращения 11 приводного вала каскада BP турбины TL силовой установки;
- регулятор скорости 12 каскада HP турбины TL силовой установки;
- регулятор расхода топлива 13 силовой установки.
Для каждого оборудования E1, Е2, …, кривая Cm1, Cm2, … скорости V1, V2, …, соответствующие требуемым мощностям Pd1, Pd2, … - для любых условий окружающей среды по температуре и давлению, на входе каскада BP - определены производителем. Каждая кривая Cm1, Cm2, … позволяет в любой момент узнать минимальную скорость Vm1, Vm2, …, исходя из которой оборудование способно подавать частичную требуемую мощность.
Для облегчения использования данных, численные значения вращения оборудования преобразуются в значения вращения вала BP с учетом понижающих и/или повышающих коэффициентов зубчатых передач, например, сосредоточенных в коробке передачи мощности.
Для блока Ei оборудования, представленного в примере, максимальное значение Max(Vmi) минимальных скоростей Vmi определяется в условиях окружающей среды. Это значение Max(Vmi) является максимально допустимой скоростью для каждого оборудования блока Ei. При этом значении Vmi все приводимое в движение оборудование способно подавать мощность, которая ему требуется. Полученное значение Max(Vmi) может сравниваться преимущественно с допустимыми пределами, в частности, в диапазоне от 50% до 100%.
Определенное таким образом значение Max(Vmi) передается в сумматор S1 регулятора скорости каскада BP 11. Сумматор S1 также включает при каждой обработке заданного значения скорости каскада BP положительное приращение "е" скорости BP, в данном случае равное 1%, для получения заданного значения CBP скорости каскада BP следующим образом:
CBP=Мах(Vmi)+е.
Приращение скорости BP "е" введено лишь условно до тех пор, пока скорость VHP каскада HP не минимизируется. Изменение скорости каскада HP следует в вычитатель S2, выдавая сведения о разнице "d". Если в момент времени t значение измеренной скорости вращения каскада HP (VHP) t меньше, чем в предыдущий момент t-1, (VHp) t-l, то разница "d" между этими значениями отрицательная. Если при этом измеренная мощность Pm на каскаде BP остается постоянной в этом интервале времени (t-t-1), то средство корректировки 01, в котором используется Pm, передает значение "е", равное 1%, в сумматор S1. В противном случае значение приращения равно 0. Такая корректировка позволяет устранить колебания измерений и вычислить значение приращения "е".
Приращение также может быть получено расчетным путем. При данной выдаваемой мощности для каждого оборудования могут использоваться различные формы, моделирование, составление уравнения с поиском минимальной точки, итерация и т.д. Цель состоит в том, чтобы найти скорость каскада BP, которая минимизирует скорость каскада HP при постоянно вырабатываемой мощности каждым оборудованием. Например, для оборудования i, которое подает мощность Pmi при любой приводной скорости VBP, соответствует приводная мощность оборудования i Pmi. В сумме Pmi дает мощность, подаваемую каскадом BP при скорости VBP. Кривая в форме полицейской каски дает соответствующее значение VHP. Расчет определяет в этом случае минимальное значение VHP.
Информация, относящаяся к шуму В1, преимущественно вводится в средство корректировки 01. Поскольку уровень шума в оборудовании выше предельного значения, например 100 дБ, информация о шуме также инициирует приращение "е", и минимизация шума до уровня ниже этого порога регулируется аналогично регулированию скорости VHP.
Заданное значение CBP скорости каскада BP выдается сумматором S1 и передается в вычитатель S3, который сравнивает измеренное значение VmBP скорости каскада BP со значением СВР. Преобразователь С2 преобразует изменение скорости каскада BP в эквивалентное изменение скорости VHP каскада HP.
Изменение скорости VHP передается в вычитатель S4 опережения регулятора 12 скорости каскада HP. Вычитатель S4 сравнивает это изменение скорости VHP со значением из компаратора С3 обработки "закона" опережения для получения заданного значения скорости CHP каскада HP.
Этот закон опережения состоит в корректировке скорости VHP каскада HP в зависимости от изменения мощности Pd, требуемой оборудованию, а также от изменения измеренной мощности на валу Pm.
Закон опережения позволяет, таким образом, исходя из изменений подаваемой и измеренной мощности, определить изменения потребности мощности и определить изменение скорости VHP, применяемое для обеспечения нового потребления мощности.
Заданное значение скорости СНР каскада HP сравнивается со значениями ограничений в ограничительном фильтре 22, который перестраивает заданные значения в допустимых пределах.
На выходе из фильтра 22 заданное значение скорости CHP сравнивается с измерением скорости VmHP в вычитателе S5. Полученная разница поступает в преобразователь С4, который преобразует разницу скорости в разницу расхода топлива для обеспечения на выходе заданного значения расхода топлива Сс.
Заданное значение расхода топлива Сс передается в регулятор расхода 13 в виде команды дозатору топлива 23 посредством ограничителя расхода 24. Изменение расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания силовой установки, изменяет в этом случае скорость VHP каскада HP и, следовательно, уровень подаваемой энергии. При постоянном потреблении мощности это изменение скорости VHP каскада HP изменяет скорость VBP каскада BP: образуется новый контур регулирования для контроля скоростей.

Claims (15)

1. Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной TL летательного аппарата, оборудованной каскадом низкого давления BP, который выдает мощность на оборудование (E1, Е2, …) в контакте с каскадом высокого давления HP, отличающийся тем, что он состоит в изменении скорости каскада низкого давления BP (VBP) в зависимости от максимального значения (Max(Vmi)) минимальных скоростей (Vm1, Vm2) оборудования и положительного или нулевого приращения (е), чтобы минимизировать скорость каскада HP (VHP) для получения минимальной скорости каскада HP (VHP) таким образом, чтобы мощность (Pf), подаваемая оборудованием, оставалась постоянной.
2. Способ оптимизации по п. 1, в котором мощности (Pf), подаваемые оборудованием, зависят от приводной скорости каскада BP, заданное значение скорости каскада BP (CBP) турбины TL зависит от максимального значения (Max(Vmi)) минимальных скоростей (Vm1, Vm2) оборудования, позволяющего получить оптимизированным образом соответствующие требуемые мощности, и от положительного или нулевого приращения (е), добавленного к заданному значению скорости каскада BP (CBP), чтобы минимизировать скорость каскада HP (VHp) для постоянной подачи мощности оборудования.
3. Способ оптимизации по п. 1, в котором непрерывное измерение мощности (Pf), подаваемой каждым оборудованием, позволяет обнаружить устойчивое функционирование потребления подаваемой мощности и в этом случае инициировать приращение.
4. Способ оптимизации по п. 1, в котором приращение определяют расчетным путем, исходя из кривых производительности (CR) оборудования и свободной турбины.
5. Способ оптимизации по п. 4, в котором для каждого оборудования уровень тепловой мощности каскада HP, передаваемой на каскад BP, и для каждого условия окружающей среды по температуре и давлению на входе силовой установки существует скорость вращения каскада BP, которая позволит выдавать на его валу максимальную механическую мощность.
6. Способ оптимизации по п. 1, в котором приращение определяют путем обнаружения изменения скорости каскада HP, при этом приращение применяют до тех пор, пока скорость каскада HP не станет минимальной.
7. Способ оптимизации по п. 1, в котором заданное значение скорости вращения каскада BP (CBP) регулируют, чтобы, в первую очередь, в любой момент адаптировать скорость вращения каскада BP (VBP) к подаче мощности, требуемой (Pd) каждым оборудованием, и/или адаптировать скорость вращения каскада BP (VBP) к общей максимальной производительности за счет минимизации мощности, подаваемой турбиной BP, в соответствии с требуемой мощностью, и/или адаптировать скорость вращения каскада BP (VBP) к конкретным рабочим условиям, в частности, для того, чтобы минимизировать уровень шума (В1).
8. Способ оптимизации по п. 1, в котором способ предусматривает дополнительный этап опережения, на котором заданное значение скорости (VHP) каскада HP силовой установки регулируют в зависимости от изменения мощности (Pd), требуемой для оборудования, а также от изменения измеренной мощности (Рт) на приводном валу.
9. Регулирующий привод, выполненный с возможностью осуществления способа по п. 1, отличающийся тем, что он соединяет регулятор скорости каскада BP (11), регулятор скорости каскада HP (12) и регулятор расхода топлива (13), при этом регулятор скорости каскада BP включает в себя средство-компаратор (01) для выработки заданного значения скорости каскада BP (CBP), исходя из измерений, передаваемых средствами измерения подаваемых мощностей (Pf), и минимальных скоростей вращения (Vmi), соответствующих мощностям (Pd), требуемым каждым оборудованием, приводимым в движение силовой установкой, и исходя из данных об изменении мощности в зависимости от скорости для каждого оборудования, и тем, что вычитатель измеряет разницу между выработанным таким образом заданным значением (CBP), и скоростью каскада BP (VBP), тем, что эта разница передается в первый преобразователь (С2), который преобразует ее в разницу скорости каскада HP для передачи в регулятор скорости каскада HP (12), тем, что этот регулятор HP содержит средства (S4, С3) выработки заданного значения скорости каскада HP (CHP) на основе первого преобразователя (С2), и тем, что заданное значение скорости HP (CHP) проходит через ограничительный фильтр (22), который перестраивает заданные значения в допустимых диапазонах, перестроенное заданное значение передается в регулятор расхода (13) в виде заданного значения расхода (Сс) через второй преобразователь (С4).
10. Регулирующий привод по п. 9, в котором заданное значение регулятора расхода (Сс) проходит в ограничительный фильтр (24), который перестраивает заданные значения в допустимых диапазонах, перед тем, как передать в дозатор топлива (23).
11. Регулирующий привод по п. 9, в котором вычитатель значений скорости каскада HP в двух последовательных моментах времени подает с учетом постоянства мощности, измеренной в средстве корректировки скорости каскада BP (01), корректирующие приращения (е) в средство выработки заданного значения скорости BP (01).
12. Регулирующий привод по п. 9, в котором фильтр ограничения шума (В1) связан со средством корректировки скорости каскада BP (01).
13. Регулирующий привод по п. 9, в котором компаратор опережения выполнен с возможностью корректировки заданного значения скорости каскада HP (CHP) в зависимости от изменений подаваемой мощности (Pf) и мощности, измеренной на приводном валу (Pm), перед тем, как быть подвергнутым воздействию ограничительного фильтра скоростей.
14. Регулирующий привод по п. 9, в котором изменения требуемых мощностей количественно определены в блоке цифровой обработки на входе регулятора скорости HP, исходя из команд, переданных системой пилотирования и блоком управления систем управления полетом летательного аппарата, а также других ранее полученных параметров.
15. Летательный аппарат, содержащий силовую установку, регулирующий привод скоростей каскадов BP и HP, а также расхода топлива, отличающийся тем, что регулирующий привод выполнен в соответствии с п. 9 для осуществления способа оптимизации по п. 1.
RU2013110056/06A 2010-08-25 2011-08-23 Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной для летательного аппарата и регулирующий привод для его осуществления RU2584393C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1056774A FR2964155B1 (fr) 2010-08-25 2010-08-25 Procede d'optimisation de regulation d'un groupe de puissance a turbine libre pour aeronef et commande de regulation de mise en oeuvre
FR1056774 2010-08-25
PCT/FR2011/051945 WO2012025689A1 (fr) 2010-08-25 2011-08-23 Procédé d'optimisation de régulation d'un groupe de puissance à turbine libre pour aéronef et commande de régulation de mise en oeuvre

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2013110056A RU2013110056A (ru) 2014-09-27
RU2584393C2 true RU2584393C2 (ru) 2016-05-20

Family

ID=43881103

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2013110056/06A RU2584393C2 (ru) 2010-08-25 2011-08-23 Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной для летательного аппарата и регулирующий привод для его осуществления

Country Status (11)

Country Link
US (2) US9303566B2 (ru)
EP (1) EP2609313B1 (ru)
JP (1) JP2013540928A (ru)
KR (1) KR101860582B1 (ru)
CN (1) CN103097696B (ru)
CA (1) CA2807912C (ru)
ES (1) ES2645365T3 (ru)
FR (1) FR2964155B1 (ru)
PL (1) PL2609313T3 (ru)
RU (1) RU2584393C2 (ru)
WO (1) WO2012025689A1 (ru)

Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9625886B1 (en) * 2012-06-22 2017-04-18 The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration Conditionally active min-max limit regulators
US9354621B2 (en) 2014-06-16 2016-05-31 General Electric Company Systems and methods for control of an adaptive-cycle engine with power-thermal management system
US10683099B2 (en) 2017-02-08 2020-06-16 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for controlling operation of aircraft engines
US10823078B2 (en) 2017-06-28 2020-11-03 General Electric Company Systems and methods for starting a turbine engine
US10951095B2 (en) 2018-08-01 2021-03-16 General Electric Company Electric machine arc path protection
US11332256B2 (en) 2018-08-21 2022-05-17 General Electric Company Fault tolerant hybrid electric propulsion system for an aerial vehicle
US11015480B2 (en) 2018-08-21 2021-05-25 General Electric Company Feed forward load sensing for hybrid electric systems
CN109339952B (zh) * 2018-09-29 2020-01-21 北京航空航天大学 一种直升机的发动机启动系统和机载能量管理系统
US11027719B2 (en) 2018-12-03 2021-06-08 General Electric Company Distributed power generation for a vehicle system
CN109681331B (zh) * 2018-12-21 2021-05-07 中国航空工业集团公司西安航空计算技术研究所 一种燃油计量活门fmv期望值增量的计算方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2178151A1 (ru) * 1972-03-27 1973-11-09 United Aircraft Corp
US4185203A (en) * 1977-04-23 1980-01-22 Nissan Motor Company, Limited Closed loop rotational speed control system for twin-shaft type gas turbine electric generator
US4488236A (en) * 1982-04-16 1984-12-11 United Technologies Corporation Helicopter cruise fuel conserving engine control
US4928482A (en) * 1988-09-20 1990-05-29 United Technologies Corporation Control of high compressor vanes and fuel for a gas turbine engine
RU2252329C1 (ru) * 2003-11-20 2005-05-20 Добрынин Андрей Александрович Способ регулирования газотурбинного привода и система для его осуществления
RU2360137C1 (ru) * 2007-11-15 2009-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Система автоматического управления энергетической установкой

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6735951B2 (en) * 2002-01-04 2004-05-18 Hamilton Sundstrand Corporation Turbocharged auxiliary power unit with controlled high speed spool
US20050126171A1 (en) * 2002-11-01 2005-06-16 George Lasker Uncoupled, thermal-compressor, gas-turbine engine
US6823253B2 (en) * 2002-11-27 2004-11-23 General Electric Company Methods and apparatus for model predictive control of aircraft gas turbine engines
FR2902407B1 (fr) * 2006-06-16 2009-04-17 Eurocopter France Procede et dispositif pour determiner le parametre limitant d'un turbomoteur.
FR2914697B1 (fr) * 2007-04-06 2012-11-30 Turbomeca Dispositif d'assistance aux phases transitoires d'acceleration et de deceleration

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2178151A1 (ru) * 1972-03-27 1973-11-09 United Aircraft Corp
US4185203A (en) * 1977-04-23 1980-01-22 Nissan Motor Company, Limited Closed loop rotational speed control system for twin-shaft type gas turbine electric generator
US4488236A (en) * 1982-04-16 1984-12-11 United Technologies Corporation Helicopter cruise fuel conserving engine control
US4928482A (en) * 1988-09-20 1990-05-29 United Technologies Corporation Control of high compressor vanes and fuel for a gas turbine engine
RU2252329C1 (ru) * 2003-11-20 2005-05-20 Добрынин Андрей Александрович Способ регулирования газотурбинного привода и система для его осуществления
RU2360137C1 (ru) * 2007-11-15 2009-06-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Система автоматического управления энергетической установкой

Also Published As

Publication number Publication date
US20160146116A1 (en) 2016-05-26
EP2609313A1 (fr) 2013-07-03
CA2807912A1 (fr) 2012-03-01
CN103097696A (zh) 2013-05-08
FR2964155B1 (fr) 2014-03-28
KR101860582B1 (ko) 2018-05-23
WO2012025689A1 (fr) 2012-03-01
JP2013540928A (ja) 2013-11-07
EP2609313B1 (fr) 2017-10-04
CN103097696B (zh) 2016-06-22
PL2609313T3 (pl) 2018-01-31
FR2964155A1 (fr) 2012-03-02
RU2013110056A (ru) 2014-09-27
US9303566B2 (en) 2016-04-05
US9500137B2 (en) 2016-11-22
CA2807912C (fr) 2018-06-26
KR20130100774A (ko) 2013-09-11
US20130151112A1 (en) 2013-06-13
ES2645365T3 (es) 2017-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2584393C2 (ru) Способ оптимизации регулирования силовой установки со свободной турбиной для летательного аппарата и регулирующий привод для его осуществления
US10584645B2 (en) Compressor control device, compressor control system, and compressor control method
US9322341B2 (en) System and method for engine transient power response
US11125104B2 (en) Hybrid electric aircraft propulsion system
CN109611217B (zh) 一种航空发动机过渡态控制规律优化的设计方法
RU2503840C2 (ru) Способ и система регулирования подачи топлива при запуске газотурбинной установки
CA1240380A (en) Transient derivative scheduling control system
CN102317600A (zh) 用于调节燃气涡轮机的方法和系统以及包括该系统的燃气涡轮机
US20200361620A1 (en) System and method for operating a multi-engine aircraft
JP3677536B2 (ja) ガスタービン発電制御装置
JP5452420B2 (ja) 多軸式ガスタービンエンジンの制御装置
CN114609902A (zh) 一种基于agc指令状态变化判断的燃煤机组变速率负荷控制方法及装置
RU2395704C1 (ru) Система управления газотурбинным двигателем
CN112947609B (zh) 一种滑压运行机组的主蒸汽压力设定控制策略和系统
JPS59693B2 (ja) ガスタ−ビンエンジンノ セイギヨソウチ
US20230312115A1 (en) Aircraft powerplant(s) for an aircraft with electric machine controlled propulsor speed
RU2696516C1 (ru) Способ управления двухвальным газотурбинным двигателем с регулируемыми направляющими аппаратами компрессора и вентилятора
CN113756963B (zh) 一种燃气轮机负荷控制装置及方法
JP3792853B2 (ja) コンバインドサイクル制御装置およびガスタービン制御装置
RU2637152C1 (ru) Способ управления газовой турбиной при частичных нагрузках
CN117795184A (zh) 用于调节涡轮机的方法

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner