RU2617221C1 - Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя - Google Patents

Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2617221C1
RU2617221C1 RU2016100710A RU2016100710A RU2617221C1 RU 2617221 C1 RU2617221 C1 RU 2617221C1 RU 2016100710 A RU2016100710 A RU 2016100710A RU 2016100710 A RU2016100710 A RU 2016100710A RU 2617221 C1 RU2617221 C1 RU 2617221C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
output
input
gas temperature
model
adder
Prior art date
Application number
RU2016100710A
Other languages
English (en)
Inventor
Аркадий Исаакович Фрид
Ирек Абдрашитович Каримов
Радмир Раилевич Сибагатуллин
Валерий Иванович Петунин
Original Assignee
Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет"
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 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет" filed Critical Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Уфимский государственный авиационный технический университет"
Priority to RU2016100710A priority Critical patent/RU2617221C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2617221C1 publication Critical patent/RU2617221C1/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

Landscapes

  • Measuring Temperature Or Quantity Of Heat (AREA)

Abstract

Использование - в системах измерения температуры газа газотурбинных двигателей (ГТД). Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах. Сущность изобретения: измеритель температуры газа газотурбинного двигателя дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно. 8 ил.

Description

Изобретение относится к области систем измерения температуры газа газотурбинного двигателя (ГТД).
Известно самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся параметров [Кудрявцев А.В., Петунин В.И., Шаймарданов Ф.А. О повышении динамической точности определения температуры газов за турбиной газотурбинного двигателя. - Тезисы докл. Всесоюзной научн. конференции «Методы и средства машинной диагностики газотурбинных двигателей и их элементов», т. 2, Харьков, 1980, с. 50]. Устройство содержит последовательно соединенные термопреобразователь, второй сумматор, первый дифференциатор, первый блок умножения, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, выходом которого является значение
Figure 00000001
(
Figure 00000001
- значение температуры на выходе корректирующего звена), последовательно соединенные блок косвенного определения температуры, блок сравнения, вторым входом которого является выходное значение с первого сумматора, второй дифференциатор, второй блок умножения, второй вход которого является выходом первого дифференциатора, интегрирующий усилитель, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные фильтр, входом которого является выход второго дифференциатора, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора.
Устройство формирует значение Tk по закону:
Figure 00000002
где Tk - значение постоянной времени корректирующего звена;
λ - постоянная величина;
Figure 00000003
- производная по времени сигнала
Figure 00000004
на выходе термопреобразователя;
Figure 00000005
- производная величины
Figure 00000006
, где
Figure 00000007
- значение сигнала, вырабатываемого блоком косвенного определения температуры,
Figure 00000008
- выходное значение температуры газа на выходе измерителя температуры газа.
Блок сравнения по сигналам с выхода блока косвенного определения температуры
Figure 00000009
и выхода сумматора, который является одновременно и выходом устройства, формирует сигнал рассогласовании
Figure 00000010
. После дифференцирования во втором дифференциаторе сигнал
Figure 00000011
умножается в блоке на сигнал
Figure 00000012
, поступающий с выхода дифференциатора, и далее поступает на вход интегрирующего усилителя с коэффициентом усиления λ. С выхода усилителя сигнал Tk, пропорциональный величине (определяемой выражением 1), подается на вход блока умножения, при этом постоянная времени корректирующего звена устанавливается равной постоянной времени термопреобразователя.
Выходной сигнал
Figure 00000013
формируется сумматором по сигналам с выхода первого блока умножения и с выхода второго сумматора.
Точность подстройки постоянной времени корректирующего звена зависит от точности формирования сигнала
Figure 00000014
, т.е. от точности формирования модели температуры газа.
Известно также другое самонастраивающееся устройство для измерения быстроизменяющихся температур, содержащее последовательно соединенные термопреобразователь, второй сумматор, первый дифференциатор, первый блок умножения, первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом второго сумматора, выходом которого является значение температуры газа на выходе измерителя, последовательно соединенные блок косвенного определения температуры, блок сравнения, вторым входом которого является выходное значение с первого сумматора, второй дифференциатор, второй блок умножения, второй вход которого является выходом первого дифференциатора, интегрирующий усилитель, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные фильтр, входом которого является выход второго дифференциатора, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора. В этом устройстве самонастройка осуществляется по сигналу с выхода устройства и сигналу от блока косвенного определения температуры (модели температуры газа) [Кудрявцев А.В., Петунин В.И., Шаймарданов Ф.А. О повышении динамической точности определения температуры газов за турбиной газотурбинного двигателя. - Тезисы докл. Всесоюзной научн. конференции «Методы и средства машинной диагностики газотурбинных двигателей и их элементов», т. 2, Харьков, 1980, с. 50].
Известные устройства обладают невысоким качеством переходных процессов подстройки постоянной времени корректирующего звена при различных начальных условиях. Кроме того, точность устройства зависит от погрешности модели температуры газа.
Наиболее близким по достигаемому техническому результату, выбранным за ближайший аналог, является помехоустойчивое самонастраивающееся устройство для измерения температуры, содержащее последовательно соединенные датчик температуры газа, дифференциатор, первый блок умножения и первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления, блок нелинейных преобразований и второй сумматор, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления, модель температуры газа, элемент сравнения, второй блок умножения и интегратор, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу модели температуры газа, выход датчика температуры окружающей среды подключен к третьему входу модели температуры газа, выход датчика давления окружающей среды подключен к четвертому входу модели температуры газа, выход первого сумматора подключен ко второму входу элемента сравнения, первое пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом дифференциатора, а выход подключен ко второму входу второго блока умножения, последовательно соединенные второе пропорциональное звено, вход которого соединен с выходом второго блока умножения и третий сумматор, второй вход которого соединен с выходом интегратора, а выход подключен ко второму входу второго сумматора [Петунин В.И., Сибагатуллин Р.Р., Фрид А.И. Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя., Вестник УГАТУ, 2015 г., Т. 61 с. 147-152]. Алгоритм цепи самонастройки:
Figure 00000015
где ε - рассогласование, равное
Figure 00000016
;
k1 - коэффициент усиления первого пропорционального звена;
k2 - коэффициент усиления интегратора;
k3 - коэффициент усиления второго пропорционального звена;
Figure 00000017
- значение температуры газа на выходе термопары;
Tk1 - значение постоянной времени корректирующего звена, полученное схемой разомкнутой коррекции;
Figure 00000018
- значение сигнала, вырабатываемого блоком косвенного определения температуры (модельное значение);
Figure 00000019
- выходное значение температуры газа на выходе измерителя температуры газа.
Модель температуры газа представляется в виде функции:
Figure 00000020
где n1 - частота вращения ротора низкого давления;
n2 - частота вращения ротора высокого давления;
Figure 00000021
- давление на выходе датчика давления окружающей среды;
Figure 00000022
- температура на выходе датчика температуры окружающей среды;
Figure 00000023
- функция от четырех параметров;
Figure 00000024
- модельное значение температуры газа.
Недостатком этого устройства является влияние погрешности вычисления температуры газа в модели температуры газа на точность подстройки постоянной времени корректирующего звена. Эта погрешность негативно сказывается на качестве переходных процессов в измерителе температуры газа.
Таким образом, общим недостатком рассматриваемых измерителей температуры газа ГТД является влияние погрешности модели температуры газа ГТД на качество измерителя газа термопарой.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является повышение точности измерения температуры газа путем компенсации аддитивной погрешности модели температуры газа.
Техническим результатом является повышение точности измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах.
Решение поставленной задачи и технический результат достигаются тем, что измеритель температуры газа газотурбинного двигателя, содержащий, последовательно соединенные датчик температуры газа, дифференциатор, первый блок умножения и первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления, блок нелинейных преобразований и второй сумматор, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления и модель температуры газа, последовательно соединенные элемент сравнения, второй блок умножения, первый интегратор и третий сумматор, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора, последовательно соединенные блок «зона нечувствительности» и первое пропорциональное звено, выход которого подключен ко второму входу второго блока умножения, выход дифференциатора подключен ко входу блока «зона нечувствительности», выход первого сумматора подключен ко второму входу элемента сравнения, выход второго блока умножения подключен ко входу второго пропорционального звена, выход второго пропорционального звена подключен ко второму входу третьего сумматора, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу модели температуры газа, выход датчика температуры окружающей среды подключен к третьему входу модели температуры газа, выход датчика давления окружающей среды подключен к четвертому входу модели температуры газа, отличающийся тем, что согласно изобретению дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому его входу соответственно.
Существо изобретения поясняется чертежами.
На фиг. 1 представлена блок-схема измерителя температуры газа газотурбинного двигателя.
На фиг. 2, 3, 4, 5 - результаты моделирования переходных процессов прототипа и предлагаемого измерителя (фиг. 1) при различных постоянных времени термопары на фиг. 2, 3 - переходные процессы измерителей температуры газа при погрешности модели температуры газа ±2%, фиг. 4, 5 - переходные процессы измерителей температуры газа при скорректированной погрешности модели температуры газа ±2%.
На фиг. 6 представлены переходные процессы самонастраивающегося измерителя с погрешностью модели температуры газа +2% при изменении температуры газа по синусоидальному закону.
На фиг. 7 показан сигнал на выходе дифференциатора при единичных скачках температуры газа и выделение зоны режима стабилизации применительно к процессу, показанному на фиг. 4.
На фиг. 8 представлен график аппроксимации реальных значений ошибок модели.
Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя (фиг. 1) содержит последовательно соединенные датчик температуры газа 1, дифференциатор 2, первый блок умножения 3 и первый сумматор 4, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа 1, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления 5, блок нелинейных преобразований 6 и второй сумматор 7, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения 3, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления 8 и модель температуры газа 9, последовательно соединенные элемент сравнения 10, второй блок умножения 11, первый интегратор 12 и третий сумматор 13, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора 7, последовательно соединенные блок «зона нечувствительности» 14 и первое пропорциональное звено 15, выход которого подключен ко второму входу второго блока умножения 11, выход дифференциатора 2 подключен ко входу блока «зона нечувствительности» 14, выход первого сумматора 4 подключен ко второму входу элемента сравнения 10, выход второго блока умножения 11 подключен ко входу второго пропорционального звена 16, выход второго пропорционального звена 16 подключен ко второму входу третьего сумматора 13, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления 5 подключен ко второму входу модели температуры газа 9, выход датчика температуры окружающей среды 17 подключен к третьему входу модели температуры газа 9, выход датчика давления окружающей среды 18 подключен к четвертому входу модели температуры газа 9, дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса 19, элемент схемы «И» 20, первый переключатель 21, второй интегратор 22, второй переключатель 23, блок памяти ошибок модели 24, четвертый сумматор 25, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения 10, общая шина 26 подключена ко второму входу первого 21 и второго переключателей 23, кнопка пользователя 27 подключена ко второму входу элемента схемы «И» 20 и управляющему входу второго переключателя 23, выход модели температуры газа 9 подключен к четвертому сумматору 25, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления 5 подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели 24, выход дифференциатора 2 подключен ко входу блока гистерезиса 19, выход элемента сравнения 10 подключен к третьему входу первого переключателя 21, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому входам блока памяти ошибок модели соответственно.
Измеритель температуры газа ГТД (фиг. 1) работает в два этапа:
- обучение, осуществляемое в процессе испытаний и доводки двигателя;
- функционирование на режимах эксплуатации, основанное на результатах этапа обучения.
С помощью термопары измеряется температура газа; постоянная времени термопары компенсируется в соответствии с выражением алгоритма цепи самонастройки (2).
Для того чтобы погрешность модели температуры газа не влияла на процесс настройки постоянной времени корректирующего звена, производится компенсация погрешности модели температуры газа. Вычисление ошибки модели осуществляется лишь на установившихся режимах работы измерителя, т.к. в качестве эталона для подстройки используется сигнал с термопары. Ошибка модели вычисляется в блоке сравнения 10 (
Figure 00000025
). Так как вычисление ошибки модели осуществляется только на установившихся режимах работы, используется переключатель 21, управление которым происходит через блок «зона нечувствительности» 14 по сигналу с выхода дифференциатора 2. Для исключения «дребезга» переключателя включен блок гистерезиса 19.
Дополнительно используется блок памяти ошибок модели (БПОМ) 24, в который записываются значения ошибок модели температуры газа на различных режимах работы, полученные во время испытаний двигателя, начиная от минимального и заканчивая максимальным.
На установившемся режиме работы системы производится вычисление ошибки модели температуры газа, используя разность сигнала с термопары и сигнала с выхода модели. Когда возникает новый динамический режим, полученная разность суммируется с выходом модели, а признаком установившегося режима работы можно считать значение
Figure 00000026
, где ε0 - устанавливаемый порог.
В исходном состоянии на выходе интегратора 22 нулевое значение. Во время первого переходного процесса сигнал на выходе дифференциатора 2 достаточно велик, поэтому вход интегратора 22 соединен через переключатель 21 с общей шиной и интегратор 22 не изменяет своего состояния. Когда сигнал с дифференциатора становится меньше величины ε0, вход интегратора подключается к выходу элемента сравнения 10. Если сигнал с модели на установившемся режиме отличается от сигнала с выхода термопары, то это говорит о наличии ошибки модели. Интегратор 22 отрабатывает эту ошибку до ее полной компенсации. На выходе интегратора 22 запоминается значение аддитивной ошибки модели. При наступлении следующего переходного процесса сигнал с выхода интегратора 22 суммируется с сигналом модели, компенсируя ее ошибку.
С помощью БПОМ 24 осуществляется компенсация ошибок модели температуры газа. На этапе обучения схема работает следующим образом. Выбирается режим «испытание двигателя» с помощью кнопки пользователя 27. На данном режиме происходит запись ошибок модели температуры газа в БПОМ 24. Данные поступают в блок памяти ошибок модели через второй переключатель 23 с выхода второго интегратора 22, где находится накопленная ошибка модели температуры газа. Инвертор предназначен для одновременного срабатывания двух переключателей (включения второго переключателя 23) в тот момент, когда отключается первый переключатель 21. После того как испытания двигателя завершились, кнопка пользователя отжимается и данные в БПОМ больше не записываются, а лишь используются в дальнейшем на режиме эксплуатации.
Во время летных испытаний двигателей получаем зависимость εм=ƒ(T',Н',М',n'), где
εм - ошибка модели температуры газа,
T' - температура окружающего воздуха в текущий момент времени,
Н' - высота полета ЛА в текущий момент времени,
М' - мах ЛА в текущий момент времени,
n' - частота вращения двигателя в текущий момент времени.
В БПОМ закладывается эта функция.
Для получения этой функции используется следующая методика (программа) испытаний на летательном аппарате.
1. Выйти на заданные значения Н', М' и зафиксировать Т'.
2. С помощью кнопки пользователя вычислить разницу εм на установившемся режиме n'.
3. Построить таблицы зависимости εм от n' для конкретных значений Н', М', Т'.
4. После заполнения базы данных схема вычисления ошибок модели отключается и на режиме эксплуатации используется значение из блока БПОМ.
Выбор ошибки модели осуществляется в зависимости от режима работы двигателя и тот момент, когда двигатель работает на произвольном режиме, например между номинальным и максимальным. Используются сигналы с датчиком для получения значений Н', М', Т'. Имея эти значения в базе данных, ищется таблица, соответствующая этим параметрам из БД (базы данных). Найденная таблица содержит зависимость ошибки модели температуры газа ГТД от частоты вращения двигателя.
Выбор значения ошибки модели (λ) определяется с помощью датчика частоты вращения ротора высокого давления 5. В зависимости от частоты вращения (n2) по графику зависимости ошибки модели от частоты вычисляется ошибка модели температуры газа на текущем режиме работы (фиг. 8). Ломаная на фиг. 8 является аппроксимацией реальных значений ошибок модели.
Пример определения погрешности модели температуры газа ГТД при определенном значение частоты вращения ротора высокого давления представлен ниже:
6600 об/мин - минимальный режим (значение ошибки модели +3%);
8500 об/мин - номинальный режим (значение ошибки модели +5%).
Чтобы вычислить значение ошибки между номинальным и максимальным режимом работы, например,, при частоте вращения ротора высокого давления 7700 об/мин, используется формула (4):
Figure 00000027
На фиг. 2, 3, 4, 5 показаны переходные процессы самонастраивающегося измерителя температуры газа при погрешности модели температуры газа ±2% (фиг. 2, 3) и при коррекции погрешности модели температуры газа ±2% (фиг. 4, 5), из которых видно, что погрешность модели температуры газа негативно сказывается на качестве переходных процессов (кривые 1 и 2 отличаются на фиг. 2 и 3). Это отличие обусловлено тем, что для коррекции постоянной времени термопары используется модель температуры газа (
Figure 00000028
), которая может иметь погрешность. Как только температура газа принимает свое постоянное значение на установившемся режиме работы (на фиг. 2 время выхода составляет приблизительно 4.5 с), подстройка постоянной времени термопары отключается до следующего переходного процесса. Погрешность модели перестает влиять на установившемся режиме работы, так как используются показания термопары без коррекции (на фиг. 2 видно, что кривая 1 постепенно переходит в кривую 2 за время 1-2 с). 1 - переходный процесс на выходе измерителя, соответствующий схеме прототипа [Сибагатуллин Р.Р., Фрид А.И., Петунин В.И. Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя. Вестник УГАТУ, Т. 61 с. 147-152]. Кривая 2 - переходный процесс на выходе измерителя, соответствующий предложенной схеме (фиг. 1). Кривая 3 - сигнал с выхода термопары. Из фиг. 4 и 5 видно, что ошибка модели температуры газа корректируется и при подаче возмущения (следующий переходный процесс с 8 секунды) используется уже скорректированное значение модели температуры газа. Видно, что качество переходных процессов не зависит от погрешности модели температуры газа.
Таким образом, можно сделать вывод, что аддитивная погрешность влияет на переходный процесс лишь на динамическом режиме работы измерителя. Одним из способов устранения этого влияния является коррекция погрешности модели температуры газа.
Из фиг. 6 видно, что вначале погрешность модели температуры газа 2% отразилась на качестве переходных процессов (кривые 1 и 2 имеют расслоение). Затем погрешность модели температуры газа скорректировалась на 3.5 секундах и впоследствии используется уже значение сигнала с модели температуры газа без ошибки (кривые 1 и 2 наложены друг на друга).
На качество коррекции погрешности модели влияют следующие настройки:
1) настройка ширины петли гистерезиса (блок 19), для исключения «дребезга» переключателя (блок 21);
2) настройка коэффициента усиления интегратора (блок 22).
Экспериментальным способом были установлены следующие параметры настройки:
1) значение ширины петли гистерезиса составляет 1% (0.01) от максимального значения сигнала с выхода блока дифференциатора (см. фиг. 7);
2) коэффициент интегратора принят равным 10, при его увеличении качество переходных процессов не меняется.
На фиг. 7 показан сигнал на выходе дифференциатора (блок 2) и зона коррекции погрешности модели температуры газа.
Применение предложенного самонастраивающегося измерителя с коррекцией ошибки модели температуры газа позволяет повысить показатели качества работы канала температуры.
Технический результат изобретения достигается за счет того, что вычисление ошибки модели температуры газа осуществляется при установившихся значениях температуры газа, при переходных процессах вычисление ошибки модели интегратором коррекции не осуществляется. Вычисленная ошибка суммируется с выходом модели и компенсируется во время переходных процессов. Режимы работы схемы коррекции ошибки определяются сигналом с выхода дифференциатора сигнала с термопары. Блок памяти ошибок модели собирает данные во время испытаний по ошибкам модели температуры газа на различных режимах работы. Затем полученные данные используются при коррекции модели температуры газа в режиме эксплуатации.
Итак, заявленное изобретение позволяет повысить точность измерителя температуры газа ГТД на переходных режимах.

Claims (1)

  1. Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя, содержащий последовательно соединенные датчик температуры газа, дифференциатор, первый блок умножения и первый сумматор, второй вход которого соединен с выходом датчика температуры газа, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора высокого давления, блок нелинейных преобразований и второй сумматор, выход которого подключен ко второму входу первого блока умножения, последовательно соединенные датчик частоты вращения ротора низкого давления и модель температуры газа, последовательно соединенные элемент сравнения, второй блок умножения, первый интегратор и третий сумматор, выход которого подключен ко второму входу второго сумматора, последовательно соединенные блок «зона нечувствительности» и первое пропорциональное звено, выход которого подключен ко второму входу второго блока умножения, выход дифференциатора подключен ко входу блока «зона нечувствительности», выход первого сумматора подключен ко второму входу элемента сравнения, выход второго блока умножения подключен ко входу второго пропорционального звена, выход второго пропорционального звена подключен ко второму входу третьего сумматора, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу модели температуры газа, выход датчика температуры окружающей среды подключен к третьему входу модели температуры газа, выход датчика давления окружающей среды подключен к четвертому входу модели температуры газа, отличающийся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные блок гистерезиса, элемент схемы «И», первый переключатель, второй интегратор, второй переключатель, блок памяти ошибок модели, четвертый сумматор, выход которого подключен ко второму входу элемента сравнения, общая шина подключена ко второму входу первого и второго переключателей, кнопка пользователя подключена ко второму входу элемента схемы «И» и управляющему входу второго переключателя, выход модели температуры газа подключен к четвертому сумматору, выход датчика частоты вращения ротора высокого давления подключен ко второму входу блока памяти ошибок модели, выход дифференциатора подключен ко входу блока гистерезиса, выход элемента сравнения подключен к третьему входу первого переключателя, выходы с датчиков температуры окружающей среды, давления окружающей среды и датчика определения высоты полета подключены к третьему, четвертому и пятому входам блока памяти ошибок модели соответственно.
RU2016100710A 2016-01-11 2016-01-11 Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя RU2617221C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016100710A RU2617221C1 (ru) 2016-01-11 2016-01-11 Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2016100710A RU2617221C1 (ru) 2016-01-11 2016-01-11 Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2617221C1 true RU2617221C1 (ru) 2017-04-24

Family

ID=58643084

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2016100710A RU2617221C1 (ru) 2016-01-11 2016-01-11 Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2617221C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2818500C1 (ru) * 2023-12-18 2024-05-02 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" Способ оценки и коррекции динамической погрешности измерительного преобразователя температуры

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2228977A (en) * 1985-08-02 1990-09-12 Lucas Ind Plc Running control for a gas turbine engine
RU2172857C1 (ru) * 2000-01-31 2001-08-27 Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
US7162875B2 (en) * 2003-10-04 2007-01-16 Rolls-Royce Plc Method and system for controlling fuel supply in a combustion turbine engine
RU2332581C1 (ru) * 2007-01-09 2008-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
RU2332580C1 (ru) * 2006-12-18 2008-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
RU2525057C1 (ru) * 2013-06-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан Способ испытаний газотурбинного двигателя

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2228977A (en) * 1985-08-02 1990-09-12 Lucas Ind Plc Running control for a gas turbine engine
RU2172857C1 (ru) * 2000-01-31 2001-08-27 Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
US7162875B2 (en) * 2003-10-04 2007-01-16 Rolls-Royce Plc Method and system for controlling fuel supply in a combustion turbine engine
RU2332580C1 (ru) * 2006-12-18 2008-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
RU2332581C1 (ru) * 2007-01-09 2008-08-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Уфимский государственный авиационный технический университет Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
RU2525057C1 (ru) * 2013-06-06 2014-08-10 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" ОАО "УМПО" Российская федерация Республика Башкортостан Способ испытаний газотурбинного двигателя

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2818500C1 (ru) * 2023-12-18 2024-05-02 федеральное государственное автономное образовательное учреждение высшего образования "Южно-Уральский государственный университет (национальный исследовательский университет)" Способ оценки и коррекции динамической погрешности измерительного преобразователя температуры

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10788399B2 (en) Apparatus for evaluating turbine engine system stability
US5080496A (en) Method and apparatus for compensated temperature prediction
US20110307104A1 (en) Adaptive On-Tool Mass Flow Controller Tuning
US8573037B2 (en) Method for determining emission values of a gas turbine, and apparatus for carrying out said method
CN103955134A (zh) 基于功率响应特性的汽轮机模型参数辨识方法
JPS646481B2 (ru)
JPS5854253B2 (ja) クウネンピセイギヨソウチ
Evans et al. Identification of aircraft gas turbine dynamics using frequency-domain techniques
US8418539B2 (en) Method and circuit for processing a signal supplied by a piezoelectric sensor, and pressure-measuring device for piston engine
US5014550A (en) Method of processing mass air sensor signals
RU2617221C1 (ru) Измеритель температуры газа газотурбинного двигателя
US6167690B1 (en) Control system for controlling at least one variable of a process as well as a use of such a control system
RU2555429C2 (ru) Способ и устройство для формирования сигнала установочной точки
RU2656791C2 (ru) Способ и система коррекции цифровой модели
JP5898118B2 (ja) センサ制御装置、センサ制御システムおよびセンサ制御方法
JP2019128308A (ja) 空気流量測定装置
RU2432501C1 (ru) Способ управления положением направляющих аппаратов компрессора газотурбинного двигателя
JP2004360693A (ja) タービンのロータ入口温度の合成システムとその合成方法
US8682627B2 (en) Estimating a stream temperature in a turbojet
RU2332581C1 (ru) Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя
Goodman et al. Continuous measurement of characteristics of systems with random inputs: A step toward self-optimizing control
RU2601712C2 (ru) Помехоустойчивый самонастраивающийся измеритель температуры газа газотурбинного двигателя
CN110848045A (zh) 一种小型涡喷发动机加力与自由喷管的耦合控制方法
US8965537B2 (en) Method for ascertaining process values for a process control
US6686578B2 (en) Apparatus for sweep synchronization measurement of optical wavelength sensitivity characteristics and method of correcting optical wavelength sensitivity thereof

Legal Events

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

Effective date: 20190112