RU2654552C2 - Способ и устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя - Google Patents

Способ и устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя Download PDF

Info

Publication number
RU2654552C2
RU2654552C2 RU2015150038A RU2015150038A RU2654552C2 RU 2654552 C2 RU2654552 C2 RU 2654552C2 RU 2015150038 A RU2015150038 A RU 2015150038A RU 2015150038 A RU2015150038 A RU 2015150038A RU 2654552 C2 RU2654552 C2 RU 2654552C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
turbine engine
correction
gas turbine
command
fuel consumption
Prior art date
Application number
RU2015150038A
Other languages
English (en)
Other versions
RU2015150038A (ru
RU2015150038A3 (ru
Inventor
Седрик ДЖЕЛАССИ
Original Assignee
Снекма
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 Снекма filed Critical Снекма
Publication of RU2015150038A publication Critical patent/RU2015150038A/ru
Publication of RU2015150038A3 publication Critical patent/RU2015150038A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2654552C2 publication Critical patent/RU2654552C2/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
    • F02C7/26—Starting; Ignition
    • 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
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D41/00—Electrical control of supply of combustible mixture or its constituents
    • F02D41/02—Circuit arrangements for generating control signals
    • F02D41/14—Introducing closed-loop corrections
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D41/00—Electrical control of supply of combustible mixture or its constituents
    • F02D41/02—Circuit arrangements for generating control signals
    • F02D41/14—Introducing closed-loop corrections
    • F02D41/1401—Introducing closed-loop corrections characterised by the control or regulation method
    • F02D2041/1409—Introducing closed-loop corrections characterised by the control or regulation method using at least a proportional, integral or derivative controller
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02D—CONTROLLING COMBUSTION ENGINES
    • F02D41/00—Electrical control of supply of combustible mixture or its constituents
    • F02D41/02—Circuit arrangements for generating control signals
    • F02D41/14—Introducing closed-loop corrections
    • F02D41/1401—Introducing closed-loop corrections characterised by the control or regulation method
    • F02D2041/1413—Controller structures or design
    • F02D2041/1422—Variable gain or coefficients
    • 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
    • F05D2260/85—Starting
    • 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
    • F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)
    • 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
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • 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
    • F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
    • F05D2270/101—Compressor surge or stall
    • 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
    • F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
    • F05D2270/112—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting temperatures
    • 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
    • F05D2270/303—Temperature
    • F05D2270/3032—Temperature excessive temperatures, e.g. caused by overheating
    • 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
    • F05D2270/70—Type of control algorithm
    • F05D2270/705—Type of control algorithm proportional-integral

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)
  • Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)

Abstract

Способ в соответствии с изобретением содержит в фазе (Е0) запуска газотурбинного двигателя: - этап (Е10) генерирования в режиме разомкнутого цикла команды (WF_OL) расхода топлива на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила; и - этап (Е20-Е30) отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого из следующих параметров: - степень (dN2/dt) ускорения компрессора газотурбинного двигателя, и - температура (EGT) на выходе турбины газотурбинного двигателя, причем этот этап отслеживания включает в себя поддержание (Е30) рабочего параметра в определенном диапазоне значений при помощи по меньшей мере одной корректирующей схемы (R1, R2, R3), связанной с этим параметром и выполненной с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла. Технический результат изобретения – повышение эффективности способа генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя, адаптированного к фазе запуска.4 н. и 11 з.п. ф-лы, 5 ил.

Description

Уровень техники
Настоящее изобретение относится к общей области газотурбинных установок и находит свое предпочтительное применение в области авиации.
В частности, оно относится к регулированию расхода топлива газотурбинного двигателя, которым оборудован летательный аппарат, например, турбореактивного двигателя, во время фазы запуска летательного аппарата.
Как известно, регулирование расхода топлива турбореактивного двигателя должно посредством генерирования соответствующих команд расхода топлива гарантировать, что массовый расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, не будет переходить определенное предельное (нижнее или верхнее) значение, за пределами которого может появиться нарушение в работе турбореактивного двигателя, например, такое как самовыключение или помпаж компрессора турбореактивного двигателя.
Классически это регулирование осуществляют в режиме разомкнутого цикла при помощи команд расхода топлива, генерируемых на основании правила или, в частности, системы заранее установленных правил, которые для различных значений низкооборотного режима компрессора турбореактивного двигателя (например, компрессора высокого давления в случае двухконтурного турбореактивного двигателя) позволяют получать значения расхода топлива для впрыска в камеру сгорания.
Как правило, рассматривают две разные группы систем заранее установленных правил:
- первая группа систем правил, предназначенная для обеспечения зажигания камеры сгорания и выдающая команду расхода топлива, обозначаемую WFCmd, в зависимости по меньшей мере от низкооборотного режима компрессора, обозначаемого XNr, то есть:
Figure 00000001
;
- и вторая группа систем правил, известная также под названием ограничений С/Р (соответствует отношению расхода топлива С, впрыскиваемого в камеру сгорания, к статическому давлению Р, измеряемому на выходе камеры сгорания) и устанавливающая расход топлива, позволяющий управлять фазой работы турбореактивного двигателя до режима малого газа. Как известно, это ограничение можно выразить в виде:
Figure 00000002
,
где WF обозначает расход топлива, PS является статическим давлением в камере сгорания, T - общая температура на входе компрессора высокого давления, XNr является низкооборотным режимом вала высокого давления, и РТ - общее давление на входе вентилятора.
Эти различные системы правил разрабатывают таким образом, чтобы учитывать особенности турбореактивного двигателя, а также его чувствительность к различным параметрам, например, таким как наружная температура, область полета и т.д.
Современные турбореактивные двигатели становятся все более совершенными, и их компоненты (компрессор, турбина и т.д.) оптимизируют для работы на высокооборотных режимах в ущерб низкооборотным режимам и, в частности, в ущерб фазе запуска.
Этим объясняется очень высокая чувствительность современных турбореактивных двигателей к внешним условиям (например, к термическому состоянию турбореактивного двигателя, наружной температуре, точности дозировки топлива, типу впрыскиваемого топлива, наружной температуре, старению двигателя и т.д.) и большой разброс поведения между разными турбореактивными двигателями.
Таким образом, ограничения работы турбореактивных двигателей при регулировании в режиме разомкнутого цикла сильно различаются от одного турбореактивного двигателя к другому, что трудно поддается предсказанию.
Кроме того, очень высокая чувствительность этих турбореактивных двигателей к различным параметрам затрудняет и даже делает невозможным применение к ним вышеупомянутых правил управления.
Следует отметить, что в случае турбореактивного двигателя, оборудованного компрессором высокого давления с высокой степенью сжатия относительно числа ступеней компрессора, эта очень высокая чувствительность выражается также наличием относительно узкого перехода между границей помпажа и границей стагнации.
Поэтому существует потребность в эффективном механизме регулирования расхода топлива газотурбинного двигателя, адаптированном к фазе запуска, который учитывает вышеупомянутые ограничения современных газотурбинных двигателей.
Задача и сущность изобретения
Настоящее изобретение предназначено для удовлетворения этой потребности и обеспечивает способ генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя, обеспечивающего движение летательного аппарата, включающий в фазе запуска газотурбинного двигателя:
- этап генерирования в режиме разомкнутого цикла команды расхода топлива на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила;
- этап отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого среди:
• степени ускорения компрессора газотурбинного двигателя, и
• температуры на выходе турбины газотурбинного двигателя,
причем этот этап отслеживания включает в себя поддержание рабочего параметра в определенном диапазоне значений при помощи по меньшей мере одной корректирующей схемы, связанной с этим параметром и выполненной с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, позволяющего поддерживать рабочий параметр в определенном диапазоне значений.
Соответственно объектом изобретения является также устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя, обеспечивающего движение летательного аппарата, причем устройство содержит средства, активируемые во время фазы запуска газотурбинного двигателя и включающие в себя:
- модуль генерирования в разомкнутом режиме команды расхода топлива на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила,
- модуль отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого среди:
• степени ускорения компрессора газотурбинного двигателя, и
• температуры на выходе турбины газотурбинного двигателя,
причем этот модуль отслеживания выполнен с возможностью поддержания рабочего параметра в определенном диапазоне значений и содержит по меньшей мере одну корректирующую схему, связанную с этим параметром и выполненную с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, позволяющего поддерживать рабочий параметр в определенном диапазоне значений, и активируемые при необходимости средства коррекции команды расхода топлива, генерируемой модулем генерирования, при помощи сигнала коррекции, выдаваемого корректирующей схемой.
Таким образом, изобретением предложено вводить регулирование в режиме замкнутого цикла расхода топлива, предназначенного для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя, позволяющее сохранять правильно выбранные рабочие параметры газотурбинного двигателя в определенном диапазоне значений, чтобы поддерживать газотурбинный двигатель в рабочем состоянии.
Обычно такими рабочими параметрами являются степень ускорения компрессора газотурбинного двигателя и температура на выходе турбины газотурбинного двигателя.
Таким образом, изобретение определяет контрольный интервал (или соответственно диапазон допустимых значений) вокруг правила регулирования, классически применяемого в режиме разомкнутого цикла: пока рабочие параметры газотурбинного двигателя сохраняют текущее значение в пределах этого интервала, для регулирования расхода топлива используют команды, генерируемые на основании классических правил управления, предусмотренных для регулирования этого расхода топлива в режиме разомкнутого цикла. С другой стороны, как только текущее значение одного из этих параметров выходит или может выйти за пределы этого интервала, применяют цикл управления в соответствии с изобретением для коррекции (то есть регулирования) расхода топлива, установленного на основании этих классических правил управления в режиме разомкнутого цикла, чтобы, в случае необходимости, вернуть и поддерживать эти значения рабочих параметров в контрольном интервале.
Согласно изобретению, применяемое регулирование в режиме замкнутого цикла не является циклом регулирования с полной ответственностью: оно возможно, только если некоторые рабочие параметры газотурбинного двигателя переходят или могут перейти заранее установленные заданные значения, выведенные на основании ограничений работы газотурбинного двигателя.
В связи с этим, предложенное изобретением регулирование предпочтительно опирается на корректирующие схемы, связанные с отслеживаемым(и) рабочим(и) параметром(ами), и, в частности, на сигналы коррекции, выдаваемые, в случае необходимости, этими корректирующими схемами и предназначенные для сохранения рабочих параметров в предусмотренном контрольном интервале. Эти сигналы коррекции применяют к команде, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, таким образом, чтобы скорректированная команда позволяла сохранять значения рабочих параметром в диапазоне значений, определяющем контрольный интервал.
Следовательно, изобретение является оригинальным в том смысле, что для регулирования расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания газотурбинного двигателя, предлагает отталкиваться от главной команды, генерируемой в режиме разомкнутого цикла и в случае необходимости корректируемую через режим замкнутого цикла, опираясь на корректирующие схемы, гарантирующие, что степень ускорения компрессора и/или температура на выходе турбины будут находиться в диапазоне заранее определенных значений, чтобы обеспечивать возможность работы газотурбинного двигателя.
Иначе говоря, изобретение является относительно легким в применении. Оно не требует знания изменения рабочих параметров в зависимости от расхода впрыскиваемого топлива, а только определения контрольных пределов для этих рабочих параметров, то есть диапазонов значений, в которых должны находиться эти рабочие параметры, что легко осуществимо.
Следовательно, изобретение можно очень легко интегрировать в существующие архитектуры управления, основанные на регулировании расхода топлива в режиме разомкнутого цикла.
Оно позволяет использовать преимущества регулирования расхода топлива в замкнутом цикле (эффективность, более высокая точность) и одновременно обеспечивает простоту и легкость применения.
Рабочими параметрами, рассматриваемыми для регулирования в режиме замкнутого цикла в соответствии с изобретением, являются, в частности, степень ускорения компрессора газотурбинного двигателя (например, компрессора высокого давления в случае двухконтурного газотурбинного двигателя) и температура на выходе турбины газотурбинного двигателя, известная также под названием температуры EGT от Exhaust Gas Temperature.
Как известно, такие рабочие параметры уже измеряют при помощи датчиков летательного аппарата или газотурбинного двигателя или в варианте их оценивают на основании измерений, поступающих от таких датчиков, для мониторинга и управления газотурбинным двигателей при помощи бортовой системы регулирования двигателя с полной ответственностью, известной также под названием FADEC (Full Authority Digital Engine Control). Следовательно, для применения изобретения нет необходимости в установке новых датчиков на борту летательного аппарата или на газотурбинном двигателе.
Предпочтительно отслеживание степени ускорения позволяет обнаруживать стагнацию или помпаж газотурбинного двигателя.
Так, предпочтительно во время этапа отслеживания степень ускорения компрессора газотурбинного двигателя поддерживают между минимальным заданным значением ускорения (чтобы избегать риска стагнации) и максимальным заданным значением ускорения (чтобы избегать риска помпажа) при помощи двух отдельных корректирующих схем.
Отслеживание температуры на выходе турбины позволяет обнаруживать критическое поведение газотурбинного двигателя, которое может потребовать прекращения запуска.
Чтобы избежать такого прекращения, во время этапа отслеживания предпочтительно температуру на выходе турбины газотурбинного двигателя поддерживают ниже максимального заданного значения температуры.
Разумеется, изобретение не ограничивается вышеупомянутыми рабочими параметрами, то есть степенью ускорения и температурой на выходе турбины, и, кроме вышеупомянутых параметров, можно также предусмотреть отслеживание других рабочих параметров, влияющих на поведение газотурбинного двигателя при запуске, например, давления в камере сгорания.
В частном варианте выполнения, в котором одновременно отслеживают степень ускорения компрессора и температуру на выходе турбины, этап отслеживания включает в себя выбор сигнала среди сигналов коррекции, генерируемых корректирующими схемами, связанными со степенью ускорения компрессора и с температурой на выходе турбины, при этом выбранный сигнал используют для коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла.
Соответственно, в частном варианте выполнения, модуль отслеживания содержит множество корректирующих схем и средства выбора сигнала коррекции среди сигналов коррекции, выдаваемых этими корректирующими схемами, при этом выбранный сигнал направляют в средства коррекции, чтобы скорректировать команду расхода топлива, генерируемую в режиме разомкнутого цикла модулем генерирования.
Следует отметить, что в конкретный момент не все корректирующие сети выдают сигнал коррекции (то есть нет необходимости в постоянной активации корректирующих схем). Это зависит, в частности, от текущего значения рабочего параметра, отслеживаемого каждой корректирующей схемой, которое может находиться в диапазоне значений, допустимых (то есть «правильных», «разрешенных») для этого параметра и обеспечивающих возможность использования газотурбинного двигателя таким образом, что, собственно говоря, не требуется никакой коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла.
Выбор, производимый при необходимости во время этапа отслеживания, позволяет установить старшинство сигналов коррекции, выдаваемых различными корректирующими схемами, чтобы ограничить, в частности, возможные расхождения между этими сигналами коррекции.
Этот выбор осуществляют, например, при помощи последовательности компонентов, выполненных с возможностью выбора минимального значения или максимального значения сигналов, присутствующих на их входах, и соответствующим образом расположенных между выходами корректирующих схем.
Например, в некоторых ситуациях может оказаться, что значение температуры на выходе турбины и значение степени ускорения компрессора одновременно выходят за пределы своих соответствующих контрольных интервалов. В частности, степень ускорения компрессора может приблизиться к минимальному заданному значению, что выражается в ненормальной стагнации газотурбинного двигателя, тогда как температура на выходе турбины готова превысить максимальное заданное значение.
В такой ситуации следует выбирать наиболее релевантный сигнал коррекции среди сигналов коррекции, выдаваемых корректирующими схемами.
Для этого предпочтение отдается высоким заданным значениям, то есть, чтобы выбранным сигналом коррекции был сигнал коррекции, генерируемый корректирующей схемой, связанной с температурой на выходе турбины и выдающей сигнал коррекции, позволяющий поддерживать значение температуры на выходе турбины ниже максимального заданного значения.
Это позволяет избегать повреждения газотурбинного двигателя при причине перегрева, которое может оказаться фатальным.
В частном варианте выполнения каждая корректирующая схема является схемой пропорционально-интегрального типа (например, пропорционально-интегральной схемой ПИ класса 1 или пропорционально-интегральной схемой с двойным интегрированием ПИИ) и выполнена с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, оцениваемого на основании разности между текущим значением рабочего параметра, с которым она связана, и определенным заданным значением.
Это вариант выполнения является относительно простым в применении через коррекцию параметров каждой корректирующей схемы (например, коэффициента усиления, активации схемы и т.д.). Так, коэффициент усиления каждой схемы может зависеть, в частности, от статического давления камеры сгорания и от общего давления на входе вентилятора газотурбинного двигателя.
В предпочтительном варианте выполнения средства регулирования содержат по одной корректирующей схеме на каждый отслеживаемый параметр и на каждое заданное значение, установленное для этого параметра.
Так, например, если в качестве рабочих параметров взять степень ускорения компрессора газотурбинного двигателя и температуру EGT и конфигурировать модуль отслеживания устройства таким образом, чтобы поддерживать степень ускорения компрессора между минимальным заданным значением ускорения и максимальным заданным значением ускорения, а температуру EGT ниже максимального заданного значения температуры, устройство генерирования в соответствии с изобретением может содержать три корректирующие схемы.
Если устройство регулирования содержит несколько корректирующих схем, эти корректирующие схемы предпочтительно могут использовать один общий, предпочтительно насыщенный интегратор.
Это насыщение общего интегратора можно осуществлять, например, в зависимости от команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла.
Это позволяет снизить сложность и уменьшить расходы, связанные с внедрением изобретения.
Кроме того, насыщение общего интегратора позволяет ограничить сигналы коррекции, выдаваемые корректирующими схемами.
Этот общий интегратор можно также использовать в рамках разомкнутого цикла, чтобы ограничивать прерывистость, которая может возникнуть между командами расхода топлива.
Соответственно в частном варианте выполнения способ генерирования дополнительно содержит этап насыщения команды, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, или команды, генерируемой в режиме разомкнутого цикла и скорректированной при помощи сигнала коррекции, причем это насыщение зависит от номинального правила.
Например, это насыщение определяют на основании определенного процентного числа номинального правила.
Этот этап насыщения позволяет ограничить команды расхода топлива, используемые для регулирования газотурбинного двигателя при запуске.
В частности, его можно предусмотреть, когда необходимо ограничить расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания газотурбинного двигателя, например, чтобы оставаться в пределах впрыска топлива, предусмотренных устройством дозировки газотурбинного двигателя.
Этот этап насыщения позволяет также гарантировать, что команды, используемые для регулирования расхода топлива газотурбинного двигателя, не являются расходящимися и даже ошибочными, в частности, когда газотурбинный двигатель неисправен.
Этот этап насыщения может заставить команду, генерируемую в режиме разомкнутого цикла и подвергаемую или нет этапу коррекции, принимать одно или другое среди первого предельного значения и второго предельного значения, соответствующих минимальному значению в процентах и максимальному значению в процентах команды, генерированной в режиме разомкнутого цикла и подвергнутой или нет указанному этапу коррекции, если текущее значение команды, генерированной в режиме разомкнутого цикла, соответственно меньше первого предельного значения или больше второго предельного значения.
В частном варианте выполнения различные этапы способа генерирования определены командами компьютерных программ.
Следовательно, объектом изобретения является также компьютерная программа на носителе информации, причем эту программу можно применять в устройстве генерирования или, в целом, в компьютере, причем эта программа содержит команды, предназначенные для осуществления этапов описанного выше способа генерирования.
Эта программа может использовать любой язык программирования и может иметь вид исходного кода, объектного кода или промежуточного кода между исходным кодом и объектным кодом, например, в частично компилированной форме или в любой другой необходимой форме.
Объектом изобретения является также носитель информации, считываемый компьютером и содержащий команды вышеупомянутой компьютерной программы.
Носитель может быть любым элементом или устройством, выполненным с возможностью записи и хранения программы. Например, носитель может содержать средство хранения, такое как ROM, например, CD ROM или ROM микроэлектронной схемы, или магнитное средство записи, например, дискета (floppy disc) или жесткий диск.
С другой стороны, носитель информации может быть передаваемый носителем, таким как электрический или оптический сигнал, который можно передавать через электрический или оптический кабель, по радио или другими средствами. В частности, программу в соответствии с изобретением можно загружать дистанционно через сеть типа Интернет.
В альтернативном варианте носитель информации может представлять собой интегральную схему, в которую включена программа, причем эта схема выполнена с возможностью осуществления или использования при осуществлении вышеупомянутого способа.
Объектом изобретения является также газотурбинный двигатель, содержащий устройство генерирования в соответствии с изобретением.
Предпочтительно это устройство генерирования включено в систему регулирования с полной ответственностью летательного аппарата.
Газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением имеет те же преимущества, что и преимущества, упомянутые ранее для способа и устройства генерирования.
В других вариантах выполнения можно предусмотреть, чтобы способ генерирования, устройство генерирования и газотурбинный двигатель в соответствии с изобретением имели в комбинации все или часть вышеупомянутых отличительных признаков.
Краткое описание чертежей
Другие признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют не ограничительный пример выполнения и на которых:
фиг. 1 - газотурбинный двигатель и устройство генерирования в соответствии с изобретением в частном варианте выполнения;
фиг. 2 - схематичный вид материальной архитектуры устройства генерирования, показанного на фиг. 1;
фиг. 3 - блок-схема основных этапов способа генерирования, осуществляемого устройством генерирования, показанным на фиг. 1;
фиг. 4 - архитектура управления, которая может быть использована устройством генерирования, показанным на фиг. 1, для осуществления этапов, показанных на фиг. 3;
фиг. 5А и 5В - примеры корректирующих схем, которые могут применяться устройством генерирования.
Осуществление изобретения
На фиг. 1 схематично показан газотурбинный двигатель 1 в соответствии с изобретением в своей окружающей среде в частном варианте выполнения.
В этом варианте выполнения газотурбинный двигатель 1 является двухконтурным двухвальным турбореактивным двигателем, обеспечивающим движение самолета. Вместе с тем, изобретение можно применять для других газотурбинных двигателей, например, для одновального турбореактивного двигателя или для турбовинтового двигателя, а также для других типов летательных аппаратов.
Как известно, турбореактивный двигатель 1 оснащен устройством дозировки топлива, называемым также топливным дозатором, выполненным с возможностью регулирования количества топлива, поступающего из топливного контура самолета и используемого системой впрыска топлива камеры сгорания турбореактивного двигателя. Из соображений упрощения топливный дозатор, топливный контур и система впрыска топлива камеры сгорания турбореактивного двигателя 1 на фиг. 1 не показаны.
В данном случае топливный дозатор турбореактивного двигателя 1 оснащен дозировочным золотником или дозировочным вентилем FMV (от Fuel Metering Valve), положение которого изменяется в зависимости от количества топлива, которое должно впрыскиваться в камеру сгорания. Расход топлива для впрыска в камеру сгорания передается на топливный дозатор в виде команды WFCmd через контур автоматического регулирования.
Эту команду расхода топлива WFCmd вырабатывает устройство 2 генерирования в соответствии с изобретением, включенное в описываемом варианте выполнения в систему 3 регулирования с полной ответственностью (FADEC) самолета.
Для выработки этой команды устройство 2 регулирования использует два основных элемента:
- модуль 2А генерирования, выполненный с возможностью генерирования в режиме разомкнутого цикла команды WF_OL расхода топлива на основании заранее установленного правила или системы заранее установленных правил в зависимости от текущего низкооборотного режима турбореактивного двигателя 1; и
- модуль 2В отслеживания, выполненный с возможностью отслеживания в режиме замкнутого цикла рабочих параметров турбореактивного двигателя 1 и поддержания при помощи этого замкнутого цикла этих рабочих параметров в заранее определенном диапазоне значений при помощи различных корректирующих схем, обозначенных R1, R2, R3. Эти корректирующие схемы выполнены с возможностью выдачи, в случае необходимости, сигналов коррекции, позволяющих модулю 2В отслеживания модулировать (то есть регулировать, корректировать) команду WF_OL, генерируемую модулем 2А, таким образом, чтобы текущие значения рабочих параметров турбореактивного двигателя, являющиеся результатом применения команды, скорректированной дозировочным устройством, оставались в вышеупомянутом диапазоне значений.
В описанном примере предусмотрено отслеживание модулем 2В при помощи корректирующих схем R1, R2 и R3 двух рабочих параметров турбореактивного двигателя 1, а именно:
- степени ускорения (обозначаемой dN2/dt) компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1, полученной при изменении относительно времени скорости N2 вращения этого компрессора высокого давления; и
- температуры газов, обозначаемой EGT, на выходе турбины турбореактивного двигателя 1.
Вместе с тем, число рабочих параметров турбореактивного двигателя, отслеживаемых в соответствии с изобретением, ни в коем случае не ограничено, и в других вариантах выполнения можно предусмотреть только контроль степени ускорения компрессора турбореактивного двигателя 1 или, в варианте, контроль других рабочих параметров в дополнение к степени ускорения компрессора турбореактивного двигателя и/или к температуре газов на выходе турбины турбореактивного двигателя.
В представленном варианте выполнения описанные выше функциональные модули 2А и 2В являются программными модулями, используемыми устройством 2 генерирования в рамках логики регулирования турбореактивного двигателя 1, применяемой системой FADEC 3.
Для этого устройство 2 генерирования имеет материальную архитектуру компьютера, схематично показанную на фиг. 2. В частности, оно содержит процессор 4, оперативную память 5, постоянную память 6, энергонезависимую память 7, а также средства связи 8, в случае необходимости, используемые также другими блоками регулирования системы FADEC 3.
Средства 8 связи включают в себя средства связи с различными датчиками 9, которыми оборудован самолет и которые выполнены с возможностью передачи в устройство 2 генерирования измерений текущих значений скорости вращения N2 компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1, температуры EGT газов на выходе турбины турбореактивного двигателя 1, а также статического давления PS32 в камере сгорания и общего давления Pt на входе вентилятора турбореактивного двигателя 1.
Датчиками 9 являются, например, известные датчик скорости, температурный датчик и датчики давления, установленные таким образом, чтобы измерять параметры N2, EGT, PS32 и Pt.
Измерения, выдаваемые этими датчиками, позволяют, в частности, устройству 2 генерирования оценивать известным образом текущее значение степени ускорения (dN2/dt) по отклонению скорости вращения N2 и отслеживать параметры (dN2/dt) и EGT в рамках изобретения.
Постоянная память 6 устройства 2 генерирования представляет собой носитель записи в соответствии с изобретением, считываемый компьютером 4 и содержащий записанную на нем компьютерную программу в соответствии с изобретением, содержащую команды для исполнения этапов способа генерирования в соответствии с изобретением, описание которых следует ниже со ссылками на фиг. 3.
На фиг. 3 в виде блок-схемы представлены основные этапы способа генерирования в соответствии с изобретением в частном варианте выполнения, в котором его осуществляет устройство 2 генерирования, показанное на фиг. 1, для регулирования расхода топлива турбореактивного двигателя 1.
Предпочтительно такой способ применяют в фазе запуска турбореактивного двигателя 1.
Предположим, что турбореактивный двигатель 1 находится в фазе запуска (этап Е0). Эта фаза запуска следует после специальной команды, подаваемой на турбореактивный двигатель 1, и может быть легко обнаружена известным способом.
Следует отметить, что изобретение можно применять к любому типу запуска турбореактивного двигателя 1: речь может идти о запуске на земле турбореактивного двигателя 1 после долговременной остановки, а также о повторном запуске во время полета или повторном зажигании турбореактивного двигателя 1 после кратковременного отключения.
Согласно изобретению, во время этой фазы запуска турбореактивного двигателя 1 устройство 2 генерирования системы FADEC 3 осуществляет так называемое «главное» регулирование в режиме разомкнутого цикла расхода топлива, которое должно впрыскиваться в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1, при помощи модуля 2А (этап Е10).
В частности, во время этого этапа Е10 модуль 2А генерирует команду расхода топлива WF_OL на основании правила или системы заранее установленных правил LN. Эта система правил устанавливает, в зависимости от низкооборотного режима вращения турбореактивного двигателя 1, команду (то есть значение) расхода топлива, подаваемую на топливный дозатор турбореактивного двигателя 1.
Такая система правил сама по себе известна и описана выше. В частности, она включает в себя первое правило, предназначенное для обеспечения зажигания камеры сгорания и выдающее команду расхода топлива в зависимости от низкооборотного режима компрессора, и второе ограничение по С/Р, позволяющее управлять фазой разгона турбореактивного двигателя до режима малого газа. Выработка и учет таких правил управления известны специалисту, и их описание опускается.
В известных решениях команда WF_OL предназначена для передачи напрямую на топливный дозатор турбореактивного двигателя 1.
Согласно изобретению, кроме этого регулирования в режиме разомкнутого цикла, осуществляемого при помощи команды WF_OL, устройство 2 генерирования при помощи своего модуля 2В отслеживает текущие значения степени ускорения (dN2/dt) компрессора высокого давления турбореактивного двигателя и температуры EGT на выходе турбины (этап Е20).
Эти текущие значения являются значениями степени ускорения dN2/dt и температуры EGT, являющимися результатом регулирования расхода топлива, осуществляемого системой FADEC на основании команды WF_OL, генерируемой модулем 2А, но не скорректированной, по крайней мере, в начале способа.
Эту текущие значения поступают в модуль 2В на основании измерений, осуществляемых, например, периодически датчиками 9 скорости и температуры самолета, текущих значений скорости N2 вращения вала высокого давления и температуры EGT на выходе турбины. Затем модуль 2В дифференцирует относительно времени текущее значение скорости N2 с целью оценки текущего значения степени ускорения dN2/dt.
Согласно изобретению, эти текущие значения степени ускорения dN2/dt и температуры EGT отслеживаются модулем 2В, то есть он их анализирует и, в случае необходимости, обрабатывает.
В частности, во время этапа отслеживания Е20 модуль 2 через замкнутый цикл и при помощи соответственно рассчитанных и расположенных относительно друг друга корректирующих схем R1, R2 и R3 поддерживает текущие значения степени ускорения dN2/dt и температуры EGT в диапазоне определенных значений (называемом также в тексте описания контрольным интервалом).
Это поддержание обеспечивается сигналами коррекции, выдаваемыми корректирующими схемами R1, R2 и R3 и используемыми модулем отслеживания 2В для коррекции (то есть регулирования или модулирования) команды WF_OL, генерируемой модулем 2А (этап Е30).
Следует отметить, что коррекция команды WF_OL не является систематической (поэтому на фиг. 3 она показана пунктиром): в конечном счете ее осуществляют по мере необходимости для поддержания степени ускорения dN2/dt и температуры EGT в диапазоне значений, установленном для обеспечения возможности работы турбореактивного двигателя 1.
Иначе говоря, замкнутый цикл, осуществляемый модулем отслеживания 2В, не является замкнутым циклом с полной ответственностью: главная команда регулирования топливного дозатора является командой WF_OL, выдаваемой модулем 2А, которую модулируют дополнительно при помощи модуля отслеживания 2В, чтобы поддерживать значения отслеживаемых рабочих параметров в необходимых диапазонах значений.
В представленном варианте выполнения, рассматриваемые диапазоны значений для степени ускорения (dN2/dt) и температуры EGT определяют следующим образом.
Рассматриваемый диапазон значений для степени ускорения определяется минимальным заданным значением THR1, устанавливаемым (например, службой, отвечающей за работу турбореактивного двигателя 1) таким образом, чтобы избегать стагнации турбореактивного двигателя 1 (то есть заданное значение TRH1 выражает значение степени ускорения, ниже которого турбореактивный двигатель 1 считается находящимся в состоянии ненормальной стагнации), и максимальным заданным значением THR2, представляющим собой значение степени ускорения, сверх которого считается, что турбореактивный двигатель 1 ускоряется слишком быстро, поэтому появляется риск помпажа этого турбореактивного двигателя.
Следует отметить, что границу помпажа турбореактивного двигателя трудно транспонировать на максимальное заданное значение степени ускорения, поэтому в представленном варианте выполнения это максимальное заданное значение THR2 определяют путем обучения. Для этого используют детектор помпажа, который запоминает каждое наступление помпажа турбореактивного двигателя 1, а также условия, в которых произошел такой помпаж, и для каждого обнаруженного таким образом события обновляет пороговое значение THR2 в зависимости от этих условий. Такой механизм выработки порогового значения THR2 более подробно описан в еще не опубликованной французской патентной заявке №1151778.
Диапазон значений, рассматриваемый для температуры EGT, определяют только по верхней границе, то есть по максимальному заданному значению температуры THR3. Это заданное значение устанавливает, например, служба, отвечающая за работу турбореактивного двигателя 1, таким образом, чтобы ограничить риски вынужденной остановки турбореактивного двигателя 1 по причине слишком высокой температуры.
Как было указано выше, в представленном варианте выполнения коррекцию команды WF_OL осуществляет модуль отслеживания 2В на основании сигналов коррекции, выдаваемых корректирующими схемами R1, R2 и R3 типа пропорционально-интегральных схем (ПИ) или пропорционально-интегральных схем с двойным интегрированием (ПИ-И) (обозначаемых в тексте этого описания общим термином пропорционально-интегральных корректирующих схем).
В частности, в данном случае корректирующая схема R1 предназначена для коррекции команды WF_OL расхода топлива таким образом, чтобы поддерживать текущее значение степени ускорения компрессора высокого давления выше минимального заданного значения THR1, ниже которого существует риск стагнации турбореактивного двигателя 1.
Для этого корректирующая схема R1 выполнена с возможностью выдачи сигнала коррекции, обозначаемого SIG1, предназначенного для присоединения к команде WF_OL.
В представленном примере корректирующая схема R1 является пропорционально-интегральной схемой с двойным интегрированием (или интегратором ПИ-И), передаточная функция которой С1(p), где p обозначает переменную Лапласа, выражается следующим образом:
Figure 00000003
,
где K1 и τ1 соответственно обозначают параметры корректирующей схемы R1. Эти параметры K1 и τ1 корректирующей схемы R1 зависят от состояния турбореактивного двигателя 1; в частности, в данном случае коэффициент усиления K1 зависит от статического давления PS32 в камере сгорания турбореактивного двигателя и от общего давления Pt на входе вентилятора турбореактивного двигателя, тогда как параметр τ1 устанавливают в зависимости от инерции турбореактивного двигателя 1 в ответ на расход топлива, впрыскиваемого в его камеру сгорания. Текущие значения давлений PS32 и Pt поступают в корректирующую схему R1 от датчиков 9.
Сигнал коррекции SIG1 получают путем применения передаточной функции С1(p) к сигналу погрешности, обозначаемому δ1, между минимальным текущим значением THR1 и текущим значением dN2/dt, иначе говоря:
δ1=THR1-(dN2/dt).
Разумеется, для установки K1 и τ1 можно учитывать и другие параметры.
Таким образом, корректирующая схема R1 вырабатывает согласованную с сигналом погрешности δ1 между текущим значением ускорения и его минимальным заданным значением THR1 дельту расхода топлива SIG1, предназначенную для устранения этой погрешности δ1, иначе говоря, позволяющую степени ускорения компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1 вернуться к «нормальному» значению (то есть в пределы установленного для нее контрольного интервала).
Аналогично, корректирующая схема R2 предназначена для коррекции команды WF_OL расхода топлива таким образом, чтобы поддерживать текущее значение степени ускорения компрессора высокого давления ниже максимального заданного значения THR2, сверх которого существует риск помпажа турбореактивного двигателя 1.
Для этого корректирующая схема R2 выполнена с возможностью выдачи сигнала коррекции, обозначаемого SIG2, предназначенного для присоединения к команде WF_OL.
В представленном примере корректирующая схема R2 является пропорционально-интегральной схемой с двойным интегрированием (ПИ-И), передаточная функция С2(p) которой выражается следующим образом:
Figure 00000004
,
где K2 и τ2 соответственно обозначают параметры корректирующей схемы R2. Эти параметры K2 и τ2 корректирующей схемы R2 зависят от состояния турбореактивного двигателя 1; в частности, в данном случае коэффициент усиления K2 зависит от статического давления PS32 и от общего давления Pt на входе вентилятора турбореактивного двигателя, тогда как τ2 устанавливают в зависимости от инерции турбореактивного двигателя 1 в ответ на расход топлива, впрыскиваемого в его камеру сгорания.
Сигнал коррекции SIG2 получают путем применения передаточной функции С2(p) к сигналу погрешности, обозначаемому δ2, между максимальным текущим значением THR2 и текущим значением dN2/dt, иначе говоря:
δ2=THR2-(dN2/dt).
Разумеется, для установки K2 и τ2 можно учитывать и другие параметры.
Таким образом, корректирующая схема R2 вырабатывает согласованную с сигналом погрешности δ2 между текущим значением ускорения и его максимальным заданным значением THR2 дельту расхода топлива SIG2, предназначенную для устранения этой погрешности δ2, иначе говоря, позволяющую степени ускорения компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1 вернуться к «нормальному» значению (то есть в пределы установленного для нее контрольного интервала).
Наконец, корректирующая схема R3 предназначена для коррекции команды WF_OL расхода топлива таким образом, чтобы поддерживать текущее значение температуры EGT ниже максимального заданного значения температуры THR3, сверх которого существует значительный риск прекращения запуска турбореактивного двигателя 1.
Для этого корректирующая схема R3 выполнена с возможностью выдачи сигнала коррекции, обозначаемого SIG3, предназначенного для присоединения к команде WF_OL.
В представленном примере корректирующая схема R3 является тоже пропорционально-интегральной схемой (ПИ), передаточная функция С3(p) которой выражается следующим образом:
Figure 00000005
,
где K3 и τ3 соответственно обозначают параметры корректирующей схемы R3. Эти параметры K3 и τ3 корректирующей схемы R3 зависят от состояния турбореактивного двигателя 1; в частности, в данном случае коэффициент усиления K3 зависит от статического давления PS32 и от общего давления Pt на входе вентилятора турбореактивного двигателя, тогда как τ3 устанавливают в зависимости от инерции турбореактивного двигателя 1 в ответ на расход топлива, впрыскиваемого в его камеру сгорания.
Сигнал коррекции SIG3 получают путем применения передаточной функции С3(р) к сигналу погрешности, обозначаемому δ3, между максимальным текущим значением THR3 и текущим значением EGT, иначе говоря:
δ3=THR3-EGT.
Разумеется, для установки K3 и τ3 можно учитывать и другие параметры.
Таким образом, корректирующая схема R3 вырабатывает согласованную с сигналом погрешности δ3 между текущим значением температуры EGT и ее максимальным заданным значением THR3 дельту расхода топлива SIG3, предназначенную для устранения этой погрешности δ3, иначе говоря, позволяющую температуре EGT турбореактивного двигателя 1 вернуться к «нормальному» значению (то есть в пределы установленного для нее контрольного интервала).
В представленном варианте выполнения модуль отслеживания 2В устанавливает старшинство между сигналами коррекции SIG1, SIG2 и SIG3, выдаваемыми корректирующими схемами R1, R2 и R3. Иначе говоря, в конкретный момент он выбирает сигнал коррекции среди сигналов SIG1, SIG2 и SIG3, который будет использован для коррекции команды WF_OL.
В данном случае этот выбор обеспечивает система функций типа min/max (то есть минимизации и максимизации), попарно применяемых на выходе корректирующих схем. Пример таких функций более подробно описан со ссылками на фиг. 4.
Эти функции позволяют отдать предпочтение одному сигналу коррекции относительно другого сигнала, чтобы скорректировать команду WF_OL. Предпочтительно отслеживаемые рабочие параметры прежде всего должны соблюдать верхние заданные значения, то есть THR2 и THR3. Это значит, что, если корректирующая схема R1 выдает сигнал коррекции SIG1 и в это же время корректирующая схема R3 выдает сигнал коррекции SIG3, то для коррекции команды WF_OL предпочтительно выбирают сигнал коррекции SIG3.
Команду расхода топлива, получаемую, в случае необходимости, на этапе Е30 коррекции, обозначают WFCmd (при этом WFCmd=WF_OL, если не требуется никакой коррекции).
В представленном варианте выполнения устройство 2 генерирования осуществляет этап насыщения команды WFCmd, прежде чем передать ее на топливный дозатор. Это насыщение зависит от команды WF_OL, выработанной модулем 2А, и его осуществляют, применяя соответственно коэффициент усиления Gmin и Gmax к команде WF_OL (этап Е40).
Это насыщение должно гарантировать, что команда WFCmd находится между двумя дифференцированными предельными значениями команды WF_OL (эти значения соответствуют, например, процентному выражению команды WF_OL, определяемому коэффициентами усиления Gmin и Gmax).
Для этого команду WFCmd насыщают, в случае необходимости, до Gmin × WF_OL и до Gmax × WF_OL в зависимости от ее текущего значения, то есть если команда WFCmd меньше Gmin × WF_OL, ее значение доводят до Gmin × WF_OL; если же команда WFCmd больше Gmax × WF_OL, то ее значение приводят к этому значению Gmax × WF_OL.
Тем самым убеждаются, что в топливный дозатор не поступила никакая команда с аберрантным значением (что могло бы произойти, например, если бы турбореактивный двигатель 1 был неисправен), или просто ограничивают команду, передаваемую в топливный дозатор, определенной областью значений, соответствующей, например, пределам впрыска топлива, предусмотренным для топливного дозатора.
Насыщенную команду WFCmd передают затем в топливный дозатор (этап Е50).
Далее со ссылками на фиг. 4 следует более подробное описание архитектуры управления, применяемой в представленном примере выполнения модулем отслеживания 2В для поддержания текущих значений степени ускорения (dN2/dt) и температуры EGT в вышеупомянутых диапазонах значений.
Эта архитектура управления обеспечивает осуществление описанных выше этапов Е20, Е30 и Е40 посредством отслеживания рабочих параметров турбореактивного двигателя 1, коррекции команды WF_OL, генерируемой в режиме разомкнутого цикла модулем 2А, и насыщения, в случае необходимости, команды WFCmd, передаваемой в топливный дозатор.
В соответствии с этой архитектурой модуль 2В использует корректирующие схемы R1, R2 и R3 для определения соответствующей поправки, которую применяют, в случае необходимости, к команде WF_OL, при этом схемы используют общий насыщенный интегратор I в зависимости от текущего значения команды WF_OL.
Это становится возможным, учитывая передаточные функции C1, С2 и С3, которые образуют эти схемы и которые можно записать в виде произведения первой передаточной функции С'1, С'2, С'3, применяемой модулем 9, 10, 11 соответственно, и второй функции интегрирования 1/р, применяемой насыщенным интегратором I.
Использование общего насыщенного интегратора позволяет ограничивать прерывистость заданных значений расхода топлива, выдаваемых корректирующими схемами R1, R2 и R3, и позволяет легко осуществлять насыщение команд, получаемых в замкнутых циклах (см. этап Е40).
Модули 9 и 10, применяющие передаточные функции С1 и С2 соответственно, содержат также второй интегратор, как показано на фиг. 5А (интегрирующий элемент 9J), описанный более подробно ниже. Этот второй интегратор может испытывать проблемы типа wind up или дрейфа (или разноса), хорошо известные специалисту.
Для решения этих проблем, в архитектуре, показанной на фиг. 4, предложено активировать этот второй интегратор, только если текущее значение степени ускорения dN2/dt близко к заданному значению, иначе говоря, к значению THR1 для модуля 9 или к значению THR2 для модуля 10. Этой активацией и деактивацией интеграторов модулей 9 и 10 управляют соответственно модули 12 и 13.
В частности:
- Модуль 12 сравнивает расчетную разность δ1 между заданным значением THR1 и текущим значением (dN2/dt) относительно порога S1, выбранного как отрицательный. Если δ1<S1, модуль 12 устанавливает булев показатель f1 на значение 1 (или ВЕРНО), которое может активировать интегратор 9J модуля 9. В противном случае булев показатель f1 устанавливается на значение 0 (или ОШИБОЧНО) и не активирует интегратор 9J модуля 9.
- Аналогично, модуль 13 сравнивает расчетную разность δ2 между заданным значением THR2 и текущим значением (dN2/dt) относительно порога S2, выбранного как положительный. Если δ2<S2, модуль 13 устанавливает булев показатель f2 на значение 1 (или ВЕРНО), которое может активировать интегратор модуля 10. В противном случае булев показатель f2 устанавливается на значение 0 (или ОШИБОЧНО) и оставляет интегратор модуля 10 неактивным.
Пороги S1 и S2 выбирают эмпирическим путем и достаточно малыми, чтобы избегать вышеупомянутых проблем wind up.
Учитывая возможность деактивации интеграторов модулей 9 и 10 в определенных условиях, устройство 2 генерирования не может выбирать значения, выдаваемые на выходе модулями 9 и 10, если произведена такая деактивация. В представленной на фиг. 4 архитектуре это обеспечивается наличием двух модулей выбора (или ключей) 14 и 15, управляемых соответственно выходами модулей 12 и 13.
Так, модуль 14 выбора выбирает выход модуля 9, только если δ1<S1 (иначе говоря, если интегратор 9J модуля 9 активирован). Точно так же, модуль 15 выбора выбирает выход модуля 10, только если δ2<S2 (то есть, если интегратор модуля 10 активирован).
Если δ1≥S1 или если δ2≥S2, модули 14 и 15 выбора выбирают значение, полученное путем дифференцирования по отношению к времени команды WF_OL, оцененной модулем 2А. Это дифференцирование относительно времени осуществляет известный сам по себе дифференцирующий модуль 16.
Следует отметить, что с учетом использования насыщенного интегратора I, общего для трех корректирующих схем R1, R2 и R3, значение, выдаваемое на выходе модулей 9, 10 и 11, соответствует дрейфу во времени сигналов коррекции SIG1, SIG2 и SIG3, обозначаемому соответственно dSIG1, dSIG2 и dSIG3 (это объясняет также дифференцирование команды WF_OL дифференцирующим модулем 16, чтобы сделать эту команду совместимой со значениями, которыми оперируют модули 14 и 15 выбора).
Выбор одного или другого из значений dSIG1, dSIG2, dSIG3 или WF_OL обеспечивают различные модули MIN/MAX 17, 18 и 19. В частности:
- Модуль 17 выполнен таким образом, чтобы выбирать максимальное значение среди значений dSIG1 и WF_OL, которые поступают на его вход (иначе говоря, этот модуль 17 отвечает за активацию или не активацию коррекции команды WF_OL);
- Модуль 18 выполнен таким образом, чтобы выбирать минимальное значение среди значений dSIG2 и выхода модуля 14 выбора, которые поступают на его вход; и
- Модуль 19 выполнен таким образом, чтобы выбирать минимальное значение среди значений dSIG3 и выхода модуля 15 выбора, которые поступают на его вход.
Значение, выдаваемое на выходе модуля 19, обозначено dWF_sel.
Это значение dWF_sel обрабатывается затем интегратором I.
Как известно, интегратор I содержит усилитель 20 (коэффициент усиления которого является обратной величиной периода выборки), суммирующий модуль 21 и интегрирующий модуль 22.
В представленном варианте выполнения он дополнительно содержит два модуля 23 и 24, которые позволяют гарантировать, что заданное значение WFCmd, выдаваемое устройством 2 генерирования топливного дозатора, действительно находится (то есть насыщено) между двумя предельными значениями, соответственно полученными путем применения коэффициента усиления Gmin (через усилитель 25) и коэффициента усиления Gmax (через усилитель 26) к заданному значению WF_OL, выдаваемому модулем 2А.
В соответствии с этой архитектурой заданное значение WFCmd может быть равно либо значению WF_OL, выдаваемому модулем 2А регулирования в режиме разомкнутого цикла, либо значению WF_OL, скорректированному при помощи сигнала коррекции SIG1, SIG2 или SIG3, с учетом насыщения, обеспечиваемого модулями 23 и 24.
На фиг. 5А и 5В представлены примеры цифровой архитектуры, которые можно применить для модулей 9 и 11. Архитектуру, аналогичную показанной на фиг. 5А, можно предусмотреть для модуля 10.
Как показано на фиг. 5А и что само по себе известно, для реализации передаточной функции С1'(p) модуль 9 содержит:
- дискретный дифференцирующий элемент 9А, работающий по периоду выборки Те и принимающий на входе разность δ1;
- элемент 9В, позволяющий выбирать в заранее разработанных таблицах значение параметра т1 в зависимости от текущего значения давления PS32 и от общего давления Pt;
- элемент 9С, позволяющий выбирать в заранее разработанных таблицах значение коэффициента усиления К1 в зависимости от текущего значения давления PS32 и от давления Pt;
- множительный элемент 9D, выполненный с возможностью перемножения выхода дифференцирующего элемента 9А с параметром т1, получаемым от элемента 9В;
- суммирующий элемент 9Е, выполненный с возможностью сложения выхода элемента 9D с разностью δ1;
- множительный элемент 9F, выполненный с возможностью перемножения коэффициента усиления К1, получаемого от элемента 9С, с выходом элемента 9Е;
- множительный элемент 9G, выполненный с возможностью умножения выхода элемента 9F на период выборки Те;
- суммирующий элемент 9Н;
- насыщенный интегратор 9I, содержащий интегрирующий модуль 9J, насыщающий элемент 9К и модуль 9L выбора, управляемый по показателю f1: в частности, если показатель f1 установлен на значение 1, модуль 9L выбора выбирает выход интегрирующего модуля 9J; если же показатель f1 установлен на значение 0, модуль 9L выбора выбирает нулевое значение.
Как показано на фиг. 5В и что само по себе известно, для реализации передаточной функции С3'(р) модуль 11 содержит:
- дискретный дифференцирующий элемент 11A, работающий по периоду выборки Те и принимающий на входе разность δ3;
- элемент 11В, позволяющий выбирать в заранее разработанных таблицах значение параметра т3 в зависимости от текущего значения давления PS32 и от общего давления Pt;
- элемент 11С, позволяющий выбирать в заранее разработанных таблицах значение коэффициента усиления К3 в зависимости от текущего значения давления PS32 и от давления Pt;
- множительный элемент 11D, выполненный с возможностью перемножения выхода дифференцирующего элемента 11А с параметром т3, получаемым от элемента 11В;
- суммирующий элемент 11Е, выполненный с возможностью сложения выхода элемента 11D с разностью δ3; и
- множительный элемент 11F, выполненный с возможностью перемножения коэффициента усиления К3, получаемого от элемента 11С, с выходом элемента 11Е.

Claims (25)

1. Способ генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя (1), обеспечивающего движение летательного аппарата, включающий в фазе (Е0) запуска газотурбинного двигателя:
- этап (Е10) генерирования в режиме разомкнутого цикла команды (WF_OL) расхода топлива на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила;
- этап (Е20-Е30) отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого из следующих параметров:
• степень (dN2/dt) ускорения компрессора газотурбинного двигателя, и
• температура (EGT) на выходе турбины газотурбинного двигателя,
причем указанный этап отслеживания включает в себя поддержание (Е30) рабочего параметра в определенном диапазоне значений при помощи по меньшей мере одной корректирующей схемы (R1, R2, R3), связанной с указанным параметром и выполненной с возможностью выдачи сигнала коррекции указанной команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, с тем чтобы поддерживать рабочий параметр в указанном определенном диапазоне значений.
2. Способ по п. 1, в котором во время этапа отслеживания (Е20-Е30) степень ускорения компрессора газотурбинного двигателя поддерживают между минимальным заданным значением ускорения (THR1) и максимальным заданным значением ускорения (THR2).
3. Способ по п. 1, в котором во время этапа отслеживания (Е20-Е30) температуру (EGT) на выходе турбины газотурбинного двигателя поддерживают ниже максимального заданного значения (THR3) температуры.
4. Способ по п. 1, в котором одновременно отслеживают степень ускорения (dN2/dt) компрессора и температуру (EGT) на выходе турбины, при этом на этапе отслеживания выбирают сигнал из сигналов коррекции, генерируемых корректирующими схемами (R1, R2, R3), связанными со степенью (dN2/dt) ускорения компрессора и с температурой (EGT) на выходе турбины, причем выбранный сигнал используют для коррекции указанной команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла.
5. Способ по п. 4, в котором выбранным сигналом коррекции является сигнал коррекции, генерируемый корректирующей схемой (R3), связанной с температурой (EGT) на выходе турбины.
6. Способ по п. 4, в котором каждая корректирующая схема (R1, R2, R3) является пропорционально-интегральной схемой или пропорционально-интегральной схемой с двойным интегрированием и выполнена с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, оцениваемого на основании разности (δ1, δ2, δ3) между текущим значением рабочего параметра, с которым связана указанная схема, и определенным заданным значением (THR1, THR2, THR3).
7. Способ по п. 6, в котором по меньшей мере одна корректирующая схема (R1, R2, R3) имеет коэффициент усиления (К1, К2. К3), значение которого зависит от статического давления (PS32) в камере сгорания и от общего давления (Pt) на входе вентилятора газотурбинного двигателя.
8. Способ по п. 1, дополнительно содержащий этап насыщения (Е40) команды, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, или команды, генерируемой в режиме разомкнутого цикла и скорректированной при помощи указанного сигнала коррекции.
9. Способ по п. 8, в котором на указанном этапе насыщения команда (WFCmd), генерируемая в режиме разомкнутого цикла и подвергаемая или нет этапу коррекции (Е30), принимает одно или другое значение среди первого предельного значения (Gmin × WF_OL) и второго предельного значения (Gmax × WF_OL), соответствующих минимальному значению (Gmin) в процентах и максимальному значению (Gmax) в процентах команды (WF_OL), генерированной в режиме разомкнутого цикла и не подвергнутой указанному этапу коррекции (Е30), если текущее значение команды (WFCmd), генерированной в режиме разомкнутого цикла, соответственно меньше первого предельного значения или больше второго предельного значения.
10. Устройство (2) генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя (1), обеспечивающего движение летательного аппарата, содержащее средства, активируемые во время фазы (Е0) запуска газотурбинного двигателя, которые включают:
- модуль (2А) генерирования команды (WF_OL) расхода топлива для впрыска в камеру сгорания на основании по меньшей мере одного заранее установленного правила (LN);
- модуль (2В) отслеживания в режиме замкнутого цикла по меньшей мере одного рабочего параметра газотурбинного двигателя, выбираемого из следующих параметров:
• степень ускорения (dN2/dt) компрессора газотурбинного двигателя, и
• температура (EGT) на выходе турбины газотурбинного двигателя, причем модуль отслеживания выполнен с возможностью поддержания рабочего
параметра в определенном диапазоне значений и содержит по меньшей мере одну корректирующую схему (R1, R2, R3), связанную с указанным параметром и выполненную с возможностью выдачи сигнала коррекции команды расхода топлива, генерируемой в режиме разомкнутого цикла, с тем чтобы поддерживать рабочий параметр в указанном определенном диапазоне значений, и средства коррекции, активируемые при необходимости, предназначенные для коррекции команды расхода топлива, генерируемой модулем генерирования, с помощью сигнала коррекции, выдаваемого указанной корректирующей схемой.
11. Устройство по п. 10, в котором модуль отслеживания содержит множество корректирующих схем (R1, R2, R3), использующих общий интегратор (I).
12. Устройство по п. 11, в котором общий интегратор (I) является насыщенным.
13. Устройство по п. 10, в котором модуль отслеживания содержит множество корректирующих схем (R1, R2, R3) и средства для выбора сигнала коррекции из сигналов коррекции, выдаваемых указанными корректирующими схемами, при этом выбранный сигнал направляется в указанные в средства коррекции, чтобы скорректировать команду расхода топлива, генерируемую модулем генерирования в режиме разомкнутого цикла.
14. Носитель информации, считываемый компьютером, включающий компьютерную программу, выполнение команд которой вызывает реализацию процессом этапов способа генерирования по любому из пп. 1-9.
15. Газотурбинный двигатель (1), содержащий устройство генерирования команды расхода топлива по любому из пп. 10-13.
RU2015150038A 2013-04-23 2014-04-22 Способ и устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя RU2654552C2 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1353700A FR3004759B1 (fr) 2013-04-23 2013-04-23 Procede et dispositif de generation d'une commande de debit de carburant destine a etre injecte dans une chambre de combustion d'une turbomachine
FR1353700 2013-04-23
PCT/FR2014/050978 WO2014174208A1 (fr) 2013-04-23 2014-04-22 Procede et dispositif de generation d'une commande de debit de carburant destine a etre injecte dans une chambre de combustion d'une turbomachine

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2015150038A RU2015150038A (ru) 2017-05-26
RU2015150038A3 RU2015150038A3 (ru) 2018-03-07
RU2654552C2 true RU2654552C2 (ru) 2018-05-21

Family

ID=48570404

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015150038A RU2654552C2 (ru) 2013-04-23 2014-04-22 Способ и устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя

Country Status (8)

Country Link
US (1) US10465613B2 (ru)
EP (1) EP2989311B1 (ru)
CN (1) CN105392977B (ru)
BR (1) BR112015026874B1 (ru)
CA (1) CA2910558C (ru)
FR (1) FR3004759B1 (ru)
RU (1) RU2654552C2 (ru)
WO (1) WO2014174208A1 (ru)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20140182298A1 (en) * 2012-12-28 2014-07-03 Exxonmobil Upstream Research Company Stoichiometric combustion control for gas turbine system with exhaust gas recirculation
KR101633169B1 (ko) * 2014-01-24 2016-06-24 두산중공업 주식회사 시동시 가스 터빈 엔진의 제어 방법 및 제어 장치
US10480421B2 (en) 2016-08-04 2019-11-19 Pratt & Whitney Canada Corp. System and method for an engine controller based on acceleration power
US10302020B2 (en) * 2016-12-12 2019-05-28 General Electric Company System and method for controlling a fuel flow to a gas turbine engine
FR3090730B1 (fr) * 2018-12-21 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Système et procédé de commande d’une vitesse de rotation d’une turbomachine d’aéronef avec gestion de panne
US11603802B2 (en) 2019-08-27 2023-03-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Methods and systems for starting a gas turbine engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3937588A (en) * 1974-07-24 1976-02-10 United Technologies Corporation Emergency control system for gas turbine engine variable compressor vanes
US4341071A (en) * 1979-06-01 1982-07-27 Nissan Motor Company, Limited Fuel control system for a gas turbine
EP1555438A2 (en) * 2004-01-13 2005-07-20 Compressor Controls Corporation Method and apparatus for the prevention of critical process variable excursions in one or more turbomachines
RU2337250C2 (ru) * 2006-12-08 2008-10-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования
RU2403419C1 (ru) * 2009-06-30 2010-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования
RU2409751C2 (ru) * 2009-02-05 2011-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ управления газотурбинным двигателем
EP2476910A2 (en) * 2011-01-13 2012-07-18 Energy Control Technologies, Inc. Method for preventing surge in a dynamic compressor using adaptive preventer control system and adaptive safety margin

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3520133A (en) * 1968-03-14 1970-07-14 Gen Electric Gas turbine control system
BE755260A (fr) * 1969-11-25 1971-02-01 Gen Electric Systeme de commande du dispositif d'augmentation dans une turbine a ga
US3638422A (en) * 1970-06-26 1972-02-01 Gen Electric Two-shaft gas turbine control system
US3794972A (en) * 1973-01-12 1974-02-26 Gen Motors Corp Deceleration signaling apparatus having velocity and deceleration dependent signal
US4117668A (en) * 1975-11-19 1978-10-03 United Technologies Corporation Stall detector for gas turbine engine
IT1235627B (it) * 1978-08-02 1992-09-12 Rolls Royce Perfezionamento nei motori a turbina a gas per propulsione a getto
US4625510A (en) * 1981-04-24 1986-12-02 Bendix Avelex Inc. Stress limiter apparatus for a gas turbine engine
US4507915A (en) * 1981-04-30 1985-04-02 Allied Corporation Stall detector and surge prevention feature for a gas turbine engine
EP0066223A1 (en) * 1981-05-25 1982-12-08 Hitachi, Ltd. Fuel control method for gas turbine
GB9122965D0 (en) * 1991-10-29 1991-12-18 Rolls Royce Plc Turbine engine control system
US5437539A (en) * 1992-07-22 1995-08-01 Massachusetts Institute Of Technology Apparatus for the dynamic control of rotating stall and surge in turbo machines and the like
US6357219B1 (en) * 1998-12-11 2002-03-19 Alliedsignal Inc. Turbine engine fuel control system
US6609378B2 (en) * 2002-01-17 2003-08-26 Honeywell International Inc. Energy based fuel control system for gas turbine engines running on multiple fuel types
US6742340B2 (en) * 2002-01-29 2004-06-01 Affordable Turbine Power Company, Inc. Fuel injection control system for a turbine engine
US7926512B2 (en) * 2005-03-30 2011-04-19 Woodward, Inc. Stepper motor driven proportional fuel metering valve
FR2972233B1 (fr) 2011-03-04 2017-10-20 Snecma Procede de suppression du decollement tournant dans une turbomachine

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3937588A (en) * 1974-07-24 1976-02-10 United Technologies Corporation Emergency control system for gas turbine engine variable compressor vanes
US4341071A (en) * 1979-06-01 1982-07-27 Nissan Motor Company, Limited Fuel control system for a gas turbine
EP1555438A2 (en) * 2004-01-13 2005-07-20 Compressor Controls Corporation Method and apparatus for the prevention of critical process variable excursions in one or more turbomachines
RU2337250C2 (ru) * 2006-12-08 2008-10-27 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления газотурбинным двигателем на динамических режимах разгона и дросселирования
RU2409751C2 (ru) * 2009-02-05 2011-01-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское машиностроительное производственное предприятие "САЛЮТ" (ФГУП "ММПП "САЛЮТ") Способ управления газотурбинным двигателем
RU2403419C1 (ru) * 2009-06-30 2010-11-10 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Способ управления газотурбинным двигателем на режимах разгона и дросселирования
EP2476910A2 (en) * 2011-01-13 2012-07-18 Energy Control Technologies, Inc. Method for preventing surge in a dynamic compressor using adaptive preventer control system and adaptive safety margin

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
EP 1555438 A2, 20.07.20005. *

Also Published As

Publication number Publication date
CA2910558A1 (fr) 2014-10-30
EP2989311A1 (fr) 2016-03-02
FR3004759B1 (fr) 2015-05-15
WO2014174208A1 (fr) 2014-10-30
BR112015026874A2 (pt) 2017-07-25
CN105392977B (zh) 2017-09-01
CN105392977A (zh) 2016-03-09
BR112015026874A8 (pt) 2019-12-24
RU2015150038A (ru) 2017-05-26
CA2910558C (fr) 2021-03-30
EP2989311B1 (fr) 2017-03-08
BR112015026874B1 (pt) 2021-10-13
RU2015150038A3 (ru) 2018-03-07
US10465613B2 (en) 2019-11-05
FR3004759A1 (fr) 2014-10-24
US20160069276A1 (en) 2016-03-10

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2654552C2 (ru) Способ и устройство генерирования команды расхода топлива для впрыска в камеру сгорания газотурбинного двигателя
US9422869B2 (en) Systems and methods for gas turbine tuning and control
US9043118B2 (en) Methods and systems for model-based control of gas turbines
JP5030384B2 (ja) ドラム型ボイラのドラム水位制御方法及び装置
US20110179802A1 (en) System and method for gas turbine startup control
JP6612329B2 (ja) 乾式低排出エンジン用のバルク火炎温度調節器
US9206746B2 (en) Method of controlling speed transients in a turbine engine
US10961922B2 (en) Systems and methods for power turbine governing
US20190195133A1 (en) Method and system for turbine engine temperature regulation
US9200572B2 (en) Compressor surge prevention digital system
CN103443726A (zh) 用于监控伺服阀致动系统的方法和设备
EP2900985B1 (en) Model based fuel-air ratio control
JP5501870B2 (ja) ガスタービン
EP3279450A1 (en) System and method for an engine controller based on acceleration power
JP2018109399A (ja) 燃料電池システムにおける適応燃料配分のためのシステムおよび方法
CN110199102B (zh) 燃气涡轮发动机燃料控制系统和方法
EP3269963B1 (en) Model based bump-less transfer between passive and active mode operation of a three-way check valve for liquid fuel delivery in gas turbine system
US12031490B2 (en) System and method for non-model based control utilizing turbine exit mach number surrogate
US20230086029A1 (en) System and method for non-model based control utilizing turbine exit mach number surrogate

Legal Events

Date Code Title Description
PD4A Correction of name of patent owner