RU2678864C2 - Способ и устройство контроля тяги турбореактивного двигателя - Google Patents
Способ и устройство контроля тяги турбореактивного двигателя Download PDFInfo
- Publication number
- RU2678864C2 RU2678864C2 RU2016151378A RU2016151378A RU2678864C2 RU 2678864 C2 RU2678864 C2 RU 2678864C2 RU 2016151378 A RU2016151378 A RU 2016151378A RU 2016151378 A RU2016151378 A RU 2016151378A RU 2678864 C2 RU2678864 C2 RU 2678864C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- turbojet engine
- turbojet
- compressor
- fuel consumption
- upper limit
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 82
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims abstract description 22
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 claims abstract description 14
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims description 12
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 claims description 7
- 238000004590 computer program Methods 0.000 claims description 5
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 21
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 11
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 7
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 6
- 101000712600 Homo sapiens Thyroid hormone receptor beta Proteins 0.000 description 5
- 102100033451 Thyroid hormone receptor beta Human genes 0.000 description 5
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 5
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 5
- 101000996032 Xenopus laevis Nodal homolog Proteins 0.000 description 4
- 230000008859 change Effects 0.000 description 4
- 239000000463 material Substances 0.000 description 4
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 4
- 239000006185 dispersion Substances 0.000 description 3
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 3
- 238000012806 monitoring device Methods 0.000 description 3
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 2
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 2
- 230000010512 thermal transition Effects 0.000 description 2
- 102100035418 Ceramide synthase 4 Human genes 0.000 description 1
- 101000737544 Homo sapiens Ceramide synthase 4 Proteins 0.000 description 1
- 206010057362 Underdose Diseases 0.000 description 1
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 1
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 1
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 description 1
- 239000013256 coordination polymer Substances 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 238000004377 microelectronic Methods 0.000 description 1
- 230000008092 positive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002441 reversible effect Effects 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 1
- 239000002699 waste material Substances 0.000 description 1
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
- F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
-
- 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
- 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
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
- F05D2270/051—Thrust
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способам контроля тяги турбореактивного двигателя. Способ содержит этапы получения первого значения тяги, соответствующего первой рабочей точке компрессора на верхнем ограничении, причем это верхнее ограничение учитывает недооценку расхода топлива; управления турбореактивным двигателем для достижения первого значения тяги; мониторинга турбореактивного двигателя для обнаружения срыва работы компрессора; в случае необходимости: получения второго значения тяги, соответствующего второй рабочей точке, гарантирующей заранее определенный запас относительно верхнего ограничения для защиты турбореактивного двигателя от срыва работы компрессора, и управления турбореактивным двигателем для достижения второго значения. Изобретение позволяет повысить эффективность контроля тяги турбореактивного двигателя. 4 н. и 5 з.п. ф-лы, 7 ил.
Description
Область техники, к которой относится изобретение, и уровень техники.
Изобретение относится к общей области авиации.
В частности, оно относится к контролю тяги на малом газу турбореактивного двигателя летательного аппарата, например, такого как двухконтурный двухвальный турбореактивный двигатель, оснащенный компрессором низкого давления и компрессором высокого давления. Тяга турбореактивного двигателя является результатом ускорения некоторого количества воздуха между входом и выходом компрессора.
Как известно, рабочую точку компрессора высокого давления турбореактивного двигателя определяют по меньшему расходу воздуха WR на входе и по соотношению между общим давлением Ps на выходе компрессора и общим давлением Ре на его входе. Как схематично показано на фиг. 1А, это позволяет моделировать рабочую линию LFnom компрессора (на основании различных рабочих точек компрессора), а также ее границы, в частности, зоны, в которых существует риск помпажа турбореактивного двигателя (ограничены линией помпажа LPnom). Следует напомнить, что помпаж представляет собой аэродинамическую неустойчивость компрессора турбореактивного двигателя, которая появляется в результате большой разности давления между входом и выходом компрессора и которая может проявляться, в частности, в виде смены направления воздушного потока на обратное внутри турбореактивного двигателя.
Во время управления турбореактивным двигателем, как известно, предусматривают остаточный запас, называемый stack-up (на фиг. 1 обозначен как STACK), между границей помпажа и рабочей линией компрессора высокого давления нового среднего двигателя, учитывающий различные явления, которые могут влиять на работу турбореактивного двигателя (например, старение турбореактивного двигателя, теплопередача, разброс компонентов, неточность датчиков и т.д.). Эти явления выражаются более высокой рабочей линий LFdet компрессора высокого давления и более низкой границей помпажа LPdet относительно номинальной рабочей линии LFnom и относительно номинальной границы помпажа LPnom.
Регулирование турбореактивного двигателя, обеспечиваемое вычислительным устройством электронно-цифровой системы управления турбореактивным двигателем с полной ответственностью (известной также под названием FADEC (Full Authority Digital Electronic Control)) и имеющее целью его защиту от помпажа, осуществляют, не измеряя собственные параметры компрессора, такие как расход воздуха на входе и общее давление на входе и на выходе, а используя менее дорогие, более надежные и легко устанавливаемые датчики, обладающие лучшей динамикой и позволяющие измерять расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, температуру на входе компрессора, статическое давление в камере сгорания и режим тяги XNR турбореактивного двигателя. Действительно, использование датчиков этого типа возможно с учетом наличия известных связей, при некоторых предположениях, между пониженным режимом турбореактивного двигателя и пониженным расходом воздуха на входе компрессора и между соотношением общих давлений на входе и на выходе компрессора и отношением расхода топлива С к давлению Р на выходе компрессора высокого давления. На основании этих предположений защиту от помпажа обеспечивают, рассчитывая предел отношения расхода топлива к давлению С/Р (называемый также верхним ограничением ВН или ограничением помпажа), соответствующий самой низкой границе помпажа LPdet, которая учитывает вышеупомянутые явления, способные повлиять на работу турбореактивного двигателя (и, в частности, на его регулирование). На фиг. 1В показано это верхнее ограничение ВН относительно номинальной рабочей линии LFnom' компрессора, выраженное в виде отношения С/Р в зависимости от режима XNR турбореактивного двигателя.
В настоящее время к авиаконструкторам предъявляются все более высокие требования, касающиеся тяги на малом газу двигателей нового поколения. Эти требования приводят к новым проблемам с точки зрения запаса, чтобы на земле можно было предусматривать режимы малого газа на все более низкой тяге, поскольку режим двигателя является одним из наиболее репрезентативных элементов тяги турбореактивного двигателя.
Действительно, слишком низкая тяга на малом газу может привести к явлению срыва работы или блокировки ускорения турбореактивного двигателя. Срыв работы турбореактивного двигателя выражается в резком падении режима работы турбореактивного двигателя, иначе говоря в ненормальном падении оборотов турбореактивного двигателя, тогда как его заданное значение расхода топлива находится на вышеупомянутом верхнем ограничении ВН, предназначенном для его защиты от помпажа компрессора.
Чтобы защитить турбореактивный двигатель от такого риска срыва, в настоящее время во время регулирования предусмотрен дополнительный запас защиты турбореактивного двигателя от срыва (называемый также границей срыва, выражаемой отношением расхода топлива к давлению С/Р). Однако учет такой границы, как правило, вынуждает повышать тягу турбореактивного двигателя на режимах малого газа, чтобы обеспечивать его хорошую устойчивую работу на малом газу и во время ускорения.
Таким образом, существует потребность в способе контроля тяги турбореактивного двигателя на малом газу, обеспечивающем нормальную работу турбореактивного двигателя и одновременно позволяющего удовлетворять все возрастающие требования эксплуатантов воздушных судов.
Раскрытие сущности изобретения
Для решения вышеуказанной задачи настоящим изобретением предложен способ контроля тяги на малом газу турбореактивного двигателя, регулируемого по расходу топлива при помощи верхнего ограничения защиты от помпажа компрессора турбореактивного двигателя, при этом способ содержит:
- этап получения первой рабочей точки турбореактивного двигателя на верхнем ограничении, соответствующей первому значению тяги, причем это верхнее ограничение. учитывает недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования;
- первый этап управления турбореактивным двигателем для достижения первой рабочей точки;
- этап мониторинга турбореактивного двигателя, предназначенный для обнаружения срыва работы компрессора;
- если обнаружен срыв:
- этап получения второй рабочей точки, соответствующей второму значению тяги турбореактивного двигателя, превышающему первое значение, и обеспечивающей запас относительно верхнего ограничения, который определяют для защиты турбореактивного двигателя от срыва компрессора; и
- второй этап управления турбореактивным двигателем для достижения второй рабочей точки.
Соответственно, объектом изобретения является также устройство контроля тяги на малом газу турбореактивного двигателя, регулируемого по расходу топлива при помощи верхнего ограничения защиты от помпажа компрессора турбореактивного двигателя, при этом устройство содержит:
- модуль получения первой рабочей точки турбореактивного двигателя на верхнем ограничении, соответствующей первому значению тяги, причем это верхнее ограничение учитывает недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования;
- модуль управления турбореактивным двигателем для достижения первой рабочей точки;
- модуль мониторинга турбореактивного двигателя, предназначенный для обнаружения срыва работы компрессора;
- модули, активируемые, если модулем мониторинга обнаружен срыв:
- получения второй рабочей точки, соответствующей второму значению тяги турбореактивного двигателя, превышающему первое значение, и обеспечивающей запас относительно верхнего ограничения, который определяют для защиты турбореактивного двигателя от срыва компрессора; и
- управления турбореактивным двигателем для достижения второй рабочей точки.
Таким образом, изобретением предложен рациональный механизм, который позволяет адаптировать тягу турбореактивного двигателя в зависимости от реального риска срыва работы его компрессора, благодаря учету неточностей измерений расхода топлива, применяемых для регулирования турбореактивного двигателя. Таким образом, этот механизм, продолжающий защищать турбореактивный двигатель от помпажа его компрессора, не основан на политике худшего случая, систематически рассматривающей риск срыва для управления турбореактивным двигателем, а адаптируется к поведению турбореактивного двигателя. В частности, на первой стадии турбореактивным двигателем управляют таким образом, чтобы достичь первой рабочей точки, соответствующей первому «нижнему» значению тяги, затем, если это первое значение тяги оказывается недостаточным и приводит к срыву турбореактивного двигателя, осуществляют переход к второй рабочей точке, соответствующей второму значению тяги, более высокому, чем первое значение, чтобы избежать нарушения в работе турбореактивного двигателя и гарантировать его управляемость.
Авторы изобретения установили, что существуют явления, в частности, такие как некоторые неточности измерения расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, или отборы воздуха (то есть утечки) на выходе компрессора турбореактивного двигателя, которые оказывают положительное влияние на границу помпажа компрессора (то есть которые снижают риски его помпажа), но могут отрицательно сказаться на управляемости турбореактивного двигателя, когда он работает на малом газу (например, на малом газу на земле).
Так, в частности, расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, меньший заданного значения регулирования (например, по причине его переоценки датчиком расхода топлива), не приводит к рискам с точки зрения помпажа компрессора, но может помешать турбореактивному двигателю ускоряться надлежащим образом и даже может привести к срыву его работы (то есть к замедлению вместо ускорения).
Аналогично, слишком большая утечка воздуха на выходе компрессора (например, недооцененная утечка воздуха) опускает рабочую линию компрессора, снижая, таким образом, риск его помпажа, но в то же время изменяет соотношение давлений в зависимости от отношения расхода топлива к давлению С/Р. Это явление имеет последствие, аналогичное рассмотренной выше погрешности дозировки расхода топлива.
Авторы изобретения предложили контролировать тягу турбореактивного двигателя, учитывая эти явления. Поскольку неточность измерения расхода топлива можно легче оценить на основании спецификаций датчиков расхода топлива, чем неточность измерения отборов воздуха (действительно, явления, влияющие на погрешность измерения расхода топлива, например, такие как температура и тип топлива, разброс датчика измерения положения дозатора топлива, известны лучше, чем явления, влияющие на неточность измерений расхода воздуха, в которых участвуют несколько датчиков), изобретением предложено адаптировать тягу турбореактивного двигателя, оценивая в реальном времени его потребности с точки зрения границы срыва на основании неточностей измерения расхода топлива, реально встречающихся на турбореактивном двигателе. В частности, авторы изобретения отталкиваются от принципа, состоящего в том, что расход топлива не может быть одновременно переоценен и недооценен датчиком расхода топлива. Это позволяет избегать недостатков известных технических решений, в которых систематически рассматривают неточности измерения расхода топлива, которые могут отрицательно сказываться в одном направлении для помпажа или в другом направлении для срыва работы.
Таким образом, логика контроля тяги, предложенная изобретением, состоит в том, чтобы на первой стадии для управления турбореактивным двигателем (то есть, для управления с целью достижения первой рабочей точки) рассматривать только неточности измерения расхода топлива, влияющие на границу помпажа и, в частности, приводящие к недооценке расхода топлива (то есть на этой стадии не учитывают неточности, приводящие к переоценке расхода топлива, которые влияют на границу срыва работы турбореактивного двигателя).
Так, например, в качестве первой рабочей точки турбореактивного двигателя выбирают рабочую точку турбореактивного двигателя, учитывающую границу срыва, относительно явлений, которые могут повлиять на регулирование турбореактивного двигателя, за исключением неточностей измерения расхода топлива.
Кроме того, первая рабочая точка, которую определяют в соответствии с этой стратегией, может соответствовать остаточному нулевому запасу относительно верхнего ограничения по расходу топлива. Таким образом, минимизируют первое значение тяги на малом газу турбореактивного двигателя.
Затем, на второй стадии, если в этом возникает необходимость, иначе говоря, если это первое значение тяги является слишком низким и приводит к срыву работы турбореактивного двигателя, применяют переход к второму значению тяги, превышающему первое значение тяги и учитывающему заранее определенную границу срыва (управление для достижения второй рабочей точки). Рассматриваемую границу срыва предпочтительно определяют таким образом, чтобы учитывать переоценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования турбореактивного двигателя, рассчитываемую, в частности, на основании спецификаций используемого датчика расхода топлива и при помощи физических уравнений турбореактивного двигателя.
Этот предложенный изобретением механизм контроля тяги турбореактивного двигателя позволяет обеспечивать управляемость турбореактивного двигателя, одновременно предлагая относительно низкий номинальный уровень тяги на малом газу, позволяющий удовлетворять потребности, обозначенные эксплуатантами воздушных судов. Разумеется, вторую рабочую точку турбореактивного двигателя, соответствующую второму значению тяги, выбирают таким образом, чтобы обеспечивать переход турбореактивного двигателя от первой тяги к второй тяге. Она зависит от турбореактивного двигателя, который моделируют по его рабочей линии, к которой принадлежит вторая рабочая точка.
Следует отметить, что эту вторую рабочую точку предпочтительно выбирают таким образом, чтобы гарантировать управляемость турбореактивного двигателя, независимо от условий измерения расхода топлива. Действительно, неточности измерения расхода топлива могут зависеть от температуры топлива, поэтому погрешность дозировки не обязательно является постоянной. Предпочтительно в качестве границы срыва выбирают границу, которую можно привести к определенным безопасным условиям (то есть, не зависящим от условий измерения расхода топлива), как только обнаруживается срыв, чтобы избежать сбоя в работе турбореактивного двигателя.
В предпочтительном варианте осуществления изобретения во время этапа мониторинга срыв работы компрессора обнаруживают, когда градиент режима компрессора является отрицательным при заданном значении расхода топлива, соответствующем верхнему ограничению.
Этот вариант осуществления обеспечивает в реальном времени простой и надежный показатель срыва работы турбореактивного двигателя.
В частном варианте осуществления верхнее ограничение определяют, корректируя теоретическое ограничение расхода топлива, отражающее различные явления, влияющие на регулирование турбореактивного двигателя, за исключением неточностей измерения расхода топлива. Это теоретическое ограничение представляет собой линию помпажа компрессора.
Аналогично, в частном варианте осуществления первая рабочая точка и вторая рабочая точка находятся на рабочей линии компрессора турбореактивного двигателя с учетом явлений, влияющих на регулирование турбореактивного двигателя.
Таким явлениями являются, в частности, старение турбореактивного двигателя, теплопередача, разброс компонентов, неточности других датчиков, отличных от датчика измерения расхода топлива, и т.д. Влияние этих явлений на верхнее ограничение регулирования расхода топлива и рабочую линию турбореактивного двигателя можно рассчитать известным образом, в частности, на основании информации, представленной авиаконструктором (то есть спецификаций компонентов), или экспериментальным путем.
Так, например, для снижения теоретического ограничения и для определения верхнего ограничения учитывают следующие явления: разброс при изготовлении компонентов, возмущение воздушного потока, тепловые переходы, износ зазоров компрессора и т.д.
Точно так же, для определения рабочей линии, на которой находятся рабочие точки, используемые в рамках изобретения, учитывают следующие явления: общее старение турбореактивного двигателя, возмущение потока, тепловые переходы, переходные режимы двигателя (ускорение), отборы мощности для работы устройств самолета (электрический генератор, гидравлические насосы) и т.д.
В варианте осуществления изобретения второй этап управления содержит:
- увеличение верхнего ограничения;
- увеличение расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя,
- воздействие по меньшей мере на одну изменяемую геометрию турбореактивного двигателя, например, такую как разгрузочный вентиль компрессора турбореактивного двигателя.
В частном варианте осуществления различные этапы способа контроля определены командами компьютерных программ.
В связи с этим объектом изобретения является также компьютерная программа на носителе информации, причем эту программу можно применять в устройстве контроля и, в целом, в компьютере, причем эта программа содержит команды для осуществления этапов описанного выше способа контроля.
Эта программа может использовать любой язык программирования и может быть в виде кода источника, кода объекта или промежуточного кода между кодом источника и кодом объекта, например, в частично компилированном виде или в любом необходимом виде.
Объектом изобретения является также носитель информации, считываемый компьютером и содержащий команды вышеупомянутой компьютерной программы.
Носитель информации может быть любым устройством, выполненным с возможностью хранения программы. Например, носитель может содержать средство хранения, такое как ROM, например, CD ROM или ROM микроэлектронной схемы, или магнитное средство записи, например, такое как дискета (floppy disc) или жесткий диск.
Кроме того, носитель информации может быть передаваемым носителем, таким как электрический или оптический сигнал, который можно передавать через электрический или оптический кабель, по радио или при помощи других средств. В частности, программу в соответствии с изобретением можно загружать дистанционно из сети типа Интернет.
В альтернативном варианте носитель информации может быть интегральной схемой, в которую включена программа, при этом схема выполнена с возможностью исполнения или использования для исполнения рассматриваемого способа.
В частном варианте осуществления устройство контроля включено в вычислительное устройство электронно-цифровой системы управления турбореактивным двигателем с полной ответственностью (FADEC).
Объектом изобретения является также турбореактивный двигатель, содержащий заявленное устройство контроля.
В других вариантах осуществления способ контроля, устройство контроля и турбореактивный двигатель в соответствии с изобретением могут иметь в комбинации все или часть вышеупомянутых отличительных признаков.
Краткое описание чертежей
Другие отличительные признаки и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания со ссылками на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют неограничивающие примеры осуществления.
На фиг. 1А и 1В (уже описаны) схематично представлен принцип регулирования турбореактивного двигателя по верхнему ограничению расхода топлива;
на фиг. 2 показана схема заявленных устройства контроля и турбореактивного двигателя в частном варианте осуществления
на фиг. 3 представлена материальная архитектура устройства контроля, показанного на фиг. 2;
на фиг. 4 представлена блок-схема основных этапов заявленного способа контроля в частном варианте осуществления, в котором его применяет устройство контроля, показанное на фиг. 2;
на фиг. 5 представлен выбор рабочих точек, используемых в рамках заявленного способа контроля;
на фиг. 6 показаны этапы, осуществляемые для обнаружения срыва работы компрессора в частном варианте осуществления изобретения;
на фиг. 7А и 7В представлен пример применения заявленного способа контроля. Осуществление изобретения
На фиг. 2 схематично представлен заявленный турбореактивный двигатель 1 в своей окружающей среде согласно частному варианту осуществления.
В данном примере турбореактивный двигатель 1 является двухвальным двухконтурным турбореактивным двигателем, обеспечивающим тягу самолета, содержащим компрессор низкого давления и компрессор высокого давления (на фиг. 2 не показаны). Вместе с тем, изобретение можно применять для других турбореактивных двигателей, например, таких как одновальный турбореактивный двигатель, а также для других типов летательных аппаратов.
Согласно изобретению, тягу на малом газу турбореактивного двигателя 1 контролируют при помощи заявленного устройства 2 контроля тяги, установленного в турбореактивном двигателе 1. В частности, в представленном варианте осуществления устройство 2 контроля тяги включено в вычислительное устройство 3 электронно-цифровой системы управления турбореактивным двигателем с полной ответственностью, известной также под названием FADEC.
Как было указано выше, устройство 2 контролирует тягу турбореактивного двигателя на малом газу потенциально в две стадии:
- на первой стадии оно управляет турбореактивным двигателем 1 при помощи модуля 2А управления таким образом, чтобы турбореактивный двигатель 1 достиг первой рабочей точки Р1, соответствующей первой «низкой» тяге THR1, причем эту первую рабочую точку определяют таким образом, чтобы защитить турбореактивный двигатель 1 от помпажа его компрессора высокого давления;
- затем на второй стадии, если тяга THR1 оказывается слишком низкой и приводит к срыву работы компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1, устройство 2 контроля управляет турбореактивным двигателем 1 при помощи своего модуля 2А управления таким образом, чтобы турбореактивный двигатель 1 достиг второй рабочей точки Р2, соответствующей второй тяге THR2, более высокой, чем первая тяга, причем эту вторую рабочую точку определяют таким образом, чтобы защитить турбореактивный двигатель 1 не только от помпажа его компрессора высокого давления, но также от срыва работы этого компрессора.
В данном случае каждая рабочая точка Р1 и Р2 определена парой величин, включающей в себя:
- скорость вращения компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1; и
- соотношение С/Р, где С обозначает заданное значение расхода топлива, и Р обозначает давление на выходе компрессора высокого давления.
Для упрощения, если только не указано иное, термин «компрессор» обозначает в дальнейшем тексте этого описания компрессор высокого давления турбореактивного двигателя.
Переход от одного режима управления к другому (то есть от режима малого газа, характеризующегося тягой THR1, к режиму малого газа, характеризующемуся тягой THR2) происходит при обнаружении срыва работы компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1 предусмотренным для этого модулем 2В обнаружения. Получением рабочих точек Р1 и Р2, используемых модулем 2А управления, управляет модуль 2С получения. В представленном варианте осуществления эти рабочие точки предварительно определяют на основании характеристик турбореактивного двигателя 1 и его компонентов, что будет более подробно описано ниже.
В представленном варианте осуществления описанные выше функциональные модули управления 2А, обнаружения срыва 2В и получения рабочих точек 2С являются программными модулями, применяемыми устройством 2 контроля в рамках логики регулирования турбореактивного двигателя 1, осуществляемого системой FADEC 3.
Для этого устройство 2 контроля имеет материальную архитектуру компьютера (которая основана в данном случае на материальной архитектуре системы FADEC 3), показанную на фиг. 3. В частности, оно содержит процессор 4, оперативную память 5, постоянную память 6, энергонезависимую флэш-память 7, а также средства 8 связи с компонентами турбореактивного двигателя 1. В случае необходимости, эти материальные элементы могут использоваться также другими устройствами регулирования системы FADEC 3.
Постоянная память 6 устройства 2 контроля представляет собой носитель записи в соответствии с изобретением, считываемый процессором 4, на котором записана заявленная компьютерная программа, содержащая команды для осуществления этапов заявленного способа контроля, описание которых следует ниже со ссылками на фиг. 4.
На фиг. 4 в виде блок-схемы представлены основные этапы способа контроля тяги на малом газу турбореактивного двигателя 1 в частном варианте осуществления изобретения, в котором его осуществляет устройство 2 контроля, показанное на фиг. 2. В данном случае нас интересует контроль тяги турбореактивного двигателя 1, работающего на малом газу на земле.
В представленном варианте осуществления рабочие точки Р1 и Р2, используемые для контроля тяги устройством 2 контроля, определяют в ходе этапа, предваряющего собственно контроль тяги (этап Е00). Этот этап осуществляет оператор или устройство, отличное от устройства 2 контроля; при этом рабочие точки Р1 и Р2 передаются в устройство 2 контроля, а точнее в его модуль 2С получения, например, через средства 8 связи. Затем модуль 2С получения сохраняет их в энергонезависимой памяти 7 устройства 2 контроля (этап Е10).
Как было указано выше, чтобы определить эти рабочие точки, авторы изобретения использовали тот факт, что неточность измерения реального расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1, не может одновременно привести к недооценке и к переоценке расхода топлива. Говоря другими словами, датчик, используемый во время регулирования турбореактивного двигателя для оценки расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, не может одновременно недооценить и переоценить этот расход. Такой датчик сам по себе известен, и его описание опускается.
Как было подчеркнуто выше, переоценка расхода топлива (приводящая к недостаточной дозировке расхода топлива) не влечет за собой никакого риска помпажа компрессора, но может помешать турбореактивному двигателю 1 ускоряться надлежащим образом и даже может привести к срыву работы компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1. Авторы изобретения предложили при обнаружении такой ситуации предусматривать дополнительный запас защиты против срыва работы компрессора, чтобы защитить турбореактивный двигатель не только от помпажа, но также от срыва работы его компрессора.
Однако, чтобы оптимизировать тягу на малом газу турбореактивного двигателя, такой дополнительный запас защиты от срыва (называемый в этом описании границей срыва) применяют, только если обнаружена переоценка расхода топлива, иначе говоря, если обнаружен срыв работы компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1. В противном случае это позволяет уменьшить тягу турбореактивного двигателя 1 и удовлетворить таким образом все возрастающие требования эксплуатантов воздушных судов.
Как показано на фиг. 5, в представленном варианте осуществления, чтобы применить эту стратегию, рабочую точку Р1 определяют на пересечении двух кривых, а именно:
- верхнего ограничения Вшах соотношения С/Р; и
- рабочей линии Lpc компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1.
Верхнее ограничение Bmax получают, корректируя теоретическое верхнее ограничение ВТ таким образом, чтобы учитывать недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1, во время регулирования турбореактивного двигателя. Иными словами, теоретическое значение ВТ уменьшают на значение запаса Mpomp защиты турбореактивного двигателя от помпажа его компрессора высокого давления. Эту границу помпажа Mpomp можно легко рассчитать на основании информации, предоставляемой авиаконструктором или изготовителем датчика, используемого для измерения расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания (то есть, в частности, на основании точности датчика). Ее можно количественно определить и выразить в виде значения соотношения С/Р при помощи физических уравнений турбореактивного двигателя 1.
Теоретическое ограничение ВТ является верхним ограничением регулирования по С/Р, определенным известным образом и отображающим различные явления, влияющие на регулирование турбореактивного двигателя, такие, например, как старение турбореактивного двигателя, теплопередача, неточности измерения датчиков, используемых в процессе регулирования (например, датчиков температуры, давления и т.д.), но за исключением неточностей измерения датчика расхода топлива, чтобы не учитывать многократно эти неточности.
Таким образом, верхнее ограничение Bmax не предусматривает границу срыва, связанную с неточностями измерения датчика расхода топлива.
Рабочая линия Lpc компрессора является рабочей линий для худшего случая, полученной известным образом посредством коррекции рабочей линии Lmoy компрессора высокого давления среднего турбореактивного двигателя в новом состоянии, чтобы учитывать различные вышеупомянутые явления, то есть старение турбореактивного двигателя, разброс компонентов, неточности измерения датчиков, используемых в процессе регулирования (например, датчиков температуры, давления и т.д.). Иначе говоря, рассматривают рабочую линию компрессора высокого давления турбореактивного двигателя, датчик расхода топлива которого характеризуется средним поведением.
Выбранная таким образом рабочая точки Р1 не предусматривает никакого остаточного запаса (stack-up) между линией помпажа Bmax и рабочей линией Lpc компрессора высокого давления. Вместе с тем, линия помпажа Bmax включает в себя границу срыва, учитывающую различные явления, которые могут повлиять на регулирование турбореактивного двигателя 1, за исключением неточностей измерения датчика расхода топлива.
Определенная таким образом рабочая точка Р1 характеризуется режимом XNR1 компрессора высокого давления и отношением расхода топлива к давлению (С/Р)1. Режим XNR1 соответствует тяге на малом газу THR1 турбореактивного двигателя 1.
Следует отметить, что некоторые турбореактивные двигатели имеют разгрузочные вентили на уровне компрессора высокого давления, которые позволяют восстанавливать запас между границей помпажа и рабочей точкой. Этот запас используют для определения номинальной степени ускорения турбореактивного двигателя. Наличие такие вентилей может привести к изменению значения ограничения по С/Р. Следовательно, во время осуществления изобретения их учитывают, в случае необходимости, чтобы определить, начиная с какого режима турбореактивный двигатель может ускориться, и определить соответствующую степень ускорения, иначе говоря, чтобы определить рабочую точку Р1.
Рабочую точку Р2 определяют на пересечении двух кривых, а именно:
- верхнего ограничения Bmin соотношения С/Р; и
- рабочей линии Lpc компрессора высокого давления турбореактивного двигателя 1.
Верхнее ограничение Bmin получают, корректируя верхнее ограничение Bmax таким образом, чтобы учитывать недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя 1, во время регулирования турбореактивного двигателя. Иными словами, ограничение Bmax опускают на значение дополнительного запаса Mdeviss защиты турбореактивного двигателя от срыва работы его компрессора высокого давления. Эту границу срыва Mdeviss можно легко рассчитать на основании информации, предоставляемой авиаконструктором или изготовителем датчика, используемого для измерения расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания (то есть, в частности, на основании точности датчика). Ее можно количественно определить и выразить в виде значения соотношения С/Р при помощи физических уравнений турбореактивного двигателя 1. Вместе с тем, следует отметить, что неточности измерения расхода топлива не только связаны с датчиком, используемым для измерения этого расхода, но могут также меняться в зависимости от условий, в которых происходят эти измерения. Например, точность дозатора связана с температурой топлива. Следовательно, погрешность точности в измерении, производимом датчиком, не обязательно остается постоянной в течение полета. Для определения границы Mdeviss предпочтительно следует учитывать определенные условия безопасности (иначе говоря, границу Mdeviss рассчитывают с учетом худшего случая).
Таким образом, верхнее ограничение Bmin предусматривает одновременно границу помпажа и границу срыва, которые учитывают неточности измерения расхода топлива.
Определенная таким образом рабочая точка Р2 характеризуется режимом XNR2 компрессора высокого давления и отношением расхода топлива к давлению (С/Р) 2. Режим XNR2 соответствует тяге на малом газу THR2 турбореактивного двигателя 1.
Далее следует описание заявленного способа контроля тяги турбореактивного двигателя 1, осуществляемого заявленным устройством 2 контроля, во время режима малого газа на земле самолета, оборудованного турбореактивным двигателем 1. Как было указано выше, предполагается, что значения рабочих точек Р1 и Р2 были получены модулем 2С получения устройства 2 контроля и сохранены в его энергонезависимой памяти 7 (этап Е10).
При обнаружении режима малого газа на земле устройство 2 контроля управляет турбореактивным двигателем 1 через свой модуль 2А управления таким образом, чтобы этот двигатель достиг первой рабочей точки Р1 и первой тяги THR1 (этап Е20). Это управление происходит известным образом с учетом заданного значения (С/Р)1 расхода топлива и режима двигателя XNR1, соответствующих рабочей точке Р1.
Кроме того, модуль 2В обнаружения устройства 2 контроля осуществляет мониторинг для обнаружения появления срыва работы турбореактивного двигателя 1, управляемого на этом уровне малого газа (этап Е30).
В представленном варианте осуществления этот мониторинг осуществляют, как схематично показано на фиг. 6.
В частности, на основании измерения режима XN25 компрессора высокого давления модуль 2В обнаружения оценивает градиент режима dXN25/dt, что само по себе известно (этап Е31).
Затем он определяет, является ли этот градиент отрицательным или нулевым (тестовый этап Е32).
Если градиент является положительным, срыв не обнаруживается, и оценивают новый градиент на основании нового измерения режима XN25 компрессора высокого давления (ответ «нет» на этапе Е32).
Параллельно модуль 2В обнаружения оценивает также расход топлива WF1, соответствующий ограничению (СР)1 защиты от помпажа, в соответствии со следующим уравнением (этап Е33):
где PS3 обозначает статическое давление компрессора высокого давления, Т25 обозначает общую температуру на входе компрессора высокого давления, и Tstd обозначает стандартную температуру на уровне моря (то есть равную 288.15 K (Кельвина) или 15°C (Цельсия).
Затем модуль 2В обнаружения сравнивает заданное значение WFc расхода топлива, используемое для регулирования турбореактивного двигателя 1, с этим значением WF1 (тестовый этап Е34). Получение заданного значения WFc модулем 2В обнаружения в рамках системы FADEC не представляет сложности, и его описание опускается.
Если заданное значение WFc отличается от верхнего ограничения WF1 (с учетом заранее определенного порогового допуска), срыв не обнаруживается, и мониторинг продолжается (ответ «нет» на этапе Е34).
Если градиент режима dXN25/dt является отрицательным (ответ «да» на этапе Е32) и заданное значение WFc находится на верхнем ограничении WF1 (ответ «да» на этапе Е34)(ответ «да» на тестовом этапе Е35), модуль 2В обнаружения обнаруживает срыв работы компрессора высокого давления (этап Е36).
В противном случае (ответ «нет» на тестовом этапе Е35) срыв не обнаруживается, и модуль 2В обнаружения устройства 2 контроля продолжает мониторинг в соответствии с этапами Е31-Е35.
Если модуль 2В обнаружения обнаружил срыв (ответ «да» на тестовом этапе Е40), начинается переход к тяге TRH2 турбореактивного двигателя 1, более высокой, чем текущая тяга TRH1. Иначе говоря, выбранное предположение, согласно которому датчик расхода топлива недооценивает расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, (и которое соответствует определению рабочей точки Р1), оказалось неправильным, то есть датчик на самом деле переоценивает реальный расход топлива, впрыскиваемый в камеру сгорания. Следовательно, существует потребность в границе срыва на малом газу, связанной с неточностями измерения расхода топлива, между рабочей линией Lpc компрессора и верхним ограничением Bmax (то есть выбирают верхнюю границу Bmin).
Для этого модуль 2А управления устройства 2 контроля управляет турбореактивным двигателем 1 таким образом, чтобы он достиг рабочей точки Р2, сохраненной в энергонезависимой памяти 7 (этап Е50). Это равносильно увеличению заданного значения режима компрессора (от значения XNR1 к XNR2). Это заданное значение XNR2 было определено, чтобы гарантировать отсутствие срыва работы компрессора.
Этот этап управления может содержать по меньшей мере один из следующих этапов:
- увеличение верхнего ограничения (возможная коррекция верхнего ограничения Вmах до ВТ в зоне Z1, показанной на фиг. 5);
- увеличение расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания (прямое следствие изменения рабочей точки Р1 на Р2, которое стало возможным, благодаря увеличению ограничения); и/или
- воздействие по меньшей мере на одну изменяемую геометрию турбореактивного двигателя, например, такую как разгрузочный воздушный вентиль компрессора высокого давления (HBV от "Handling Bleed Valve" на английском языке), в переходном периоде.
Фиг. 7А и 7В иллюстрируют описанную выше логику, осуществляемую устройством 2 контроля, и примеры действий, применяемых для управления турбореактивным двигателем 1 с целью его приведения к рабочей точке Р2.
На фиг. 7А показано изменение заданного значения расхода топлива WFc в зависимости от времени (сплошная кривая) относительно верхнего ограничения WF(Bmax) (пунктирная кривая).
На фиг. 7В показано изменение уменьшенного режима XNR25 компрессора высокого давления в зависимости от времени.
В момент t=T1 обнаружен срыв работы компрессора высокого давления, тогда как заданное значение расхода топлива находится на верхнем ограничении Bmax. Когда модуль 2В обнаружения обнаруживает срыв, модуль 2А управления автоматически повышает ограничение Bmax (применение заранее определенного смещения), и заданное значение режима XNR25 увеличивают, чтобы достичь значения, соответствующего значению XNR2 рабочей точки Р2 и гарантировать отсутствие срыва работы компрессора высокого давления.
Увеличение ограничения позволяет турбореактивному двигателю 1 ускориться до нового режима малого газа XNR2, соответствующего рабочей точке Р2, которая достигается в момент Т2. Когда новый режим малого газа достигнут, модуль 2А управления возвращает ограничение к его номинальному значению. Однако режим XNR2 сохраняется при этом в течение всего полета. Это позволяет обеспечить нормальную работу турбореактивного двигателя в течение всего полета и не тратить время, чтобы определить, исчезли или нет причины срыва во время полета.
Claims (24)
1. Способ контроля тяги на малом газу турбореактивного двигателя (1), регулируемого по расходу топлива при помощи верхнего ограничения (Bmax) защиты от помпажа компрессора турбореактивного двигателя, содержащий:
- этап (Е10) получения первой рабочей точки (Р1) турбореактивного двигателя на верхнем ограничении, соответствующей первому значению тяги, причем указанное верхнее ограничение учитывает недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования турбореактивного двигателя,
- первый этап (Е20) управления турбореактивным двигателем для достижения первой рабочей точки,
- этап (Е30, Е40) мониторинга турбореактивного двигателя, предназначенный для обнаружения срыва работы компрессора,
- если обнаружен (Е40) срыв:
- этап (Е10) получения второй рабочей точки (Р2), соответствующей второму значению тяги турбореактивного двигателя, превышающему первое значение, и гарантирующей запас (Mdeviss) относительно верхнего ограничения (Bmax), который определяют для защиты турбореактивного двигателя от срыва работы компрессора, и
- второй этап (Е50) управления турбореактивным двигателем для достижения второй рабочей точки.
2. Способ по п. 1, в котором запас (Mdeviss) защиты от срыва учитывает переоценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования турбореактивного двигателя.
3. Способ по п. 1, в котором во время этапа мониторинга (Е30, Е40) срыв работы компрессора обнаруживают (Е36), когда градиент режима компрессора является отрицательным (Е32) при заданном значении расхода топлива, соответствующем верхнему ограничению.
4. Способ по п. 1, в котором верхнее ограничение (Bmax) определяют, корректируя теоретическое ограничение (ВТ) расхода топлива, отражающее явления, влияющие на регулирование турбореактивного двигателя, за исключением неточностей измерения расхода топлива.
5. Способ по п. 1, в котором второй этап управления содержит:
- увеличение верхнего ограничения;
- увеличение расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя,
- воздействие по меньшей мере на одну изменяемую геометрию турбореактивного двигателя.
6. Способ по п. 5, в котором указанная по меньшей мере одна изменяемая геометрия содержит разгрузочный вентиль компрессора турбореактивного двигателя.
7. Носитель информации, считываемый компьютером, на котором записана компьютерная программа, исполнение инструкций которой побуждает процессор осуществлять этапы способа контроля по п. 1.
8. Устройство (2) контроля тяги на малом газу турбореактивного двигателя (1), регулируемого по расходу топлива при помощи верхнего ограничения защиты от помпажа компрессора турбореактивного двигателя, при этом указанное устройство содержит:
- модуль (2С) получения первой рабочей точки (Р1) турбореактивного двигателя на верхнем ограничении, соответствующей первому значению тяги, причем это верхнее ограничение учитывает недооценку расхода топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания турбореактивного двигателя, во время регулирования турбореактивного двигателя,
- модуль (2А) управления, выполненный с возможностью управления турбореактивным двигателем для достижения первой рабочей точки,
- модуль (2В) мониторинга турбореактивного двигателя, выполненный с возможностью обнаружения срыва работы компрессора,
- модули (2С, 2А), выполненные с возможностью приводиться в действие, если модулем мониторинга обнаружен срыв:
- для получения (2С) второй рабочей точки (Р2), соответствующей второму значению тяги турбореактивного двигателя, превышающему первое значение, и обеспечивающей запас относительно верхнего ограничения, определяемый для защиты турбореактивного двигателя от срыва компрессора, и
- для управления (2А) турбореактивным двигателем для достижения второй рабочей точки.
9. Турбореактивный двигатель (1), содержащий устройство (2) контроля по п. 8.
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1454762 | 2014-05-27 | ||
| FR1454762A FR3021701B1 (fr) | 2014-05-27 | 2014-05-27 | Procede et dispositif de controle d'une poussee d'un turboreacteur |
| PCT/FR2015/051256 WO2015181463A1 (fr) | 2014-05-27 | 2015-05-13 | Procede et dispositif de controle d'une poussee d'un turboreacteur |
Publications (3)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2016151378A RU2016151378A (ru) | 2018-06-27 |
| RU2016151378A3 RU2016151378A3 (ru) | 2018-12-04 |
| RU2678864C2 true RU2678864C2 (ru) | 2019-02-04 |
Family
ID=51298825
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016151378A RU2678864C2 (ru) | 2014-05-27 | 2015-05-13 | Способ и устройство контроля тяги турбореактивного двигателя |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US11022048B2 (ru) |
| EP (1) | EP3149313B1 (ru) |
| CN (1) | CN106414956B (ru) |
| BR (1) | BR112016027730B1 (ru) |
| CA (1) | CA2950347C (ru) |
| FR (1) | FR3021701B1 (ru) |
| RU (1) | RU2678864C2 (ru) |
| WO (1) | WO2015181463A1 (ru) |
Families Citing this family (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR3067763B1 (fr) * | 2017-06-20 | 2019-10-18 | Safran Aircraft Engines | Systeme d’entrainement en rotation d’un rotor de turbomachine et rotor de turbomachine |
| CN108573116B (zh) * | 2018-05-11 | 2020-06-09 | 南京航空航天大学 | 一种基于长短时记忆网络的航空发动机过渡态推力估计方法 |
| FR3087491B1 (fr) * | 2018-10-18 | 2020-11-06 | Safran Aircraft Engines | Procede de commande d'une turbomachine comportant un moteur electrique |
| US11041501B2 (en) * | 2019-03-20 | 2021-06-22 | The Boeing Company | Compressed air system |
| CN112943458B (zh) * | 2019-12-10 | 2022-05-24 | 中国航发商用航空发动机有限责任公司 | 发动机熄火检测方法与装置、发动机系统和存储介质 |
| CN112901354B (zh) * | 2021-02-01 | 2022-04-01 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种航空发动机异常掉转故障处置对策方法 |
| CN113188799B (zh) * | 2021-04-27 | 2022-09-30 | 中国航空工业集团公司北京长城计量测试技术研究所 | 基于速度差极值法的航空发动机推力修正方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3852958A (en) * | 1973-09-28 | 1974-12-10 | Gen Electric | Stall protector system for a gas turbine engine |
| SU1783170A1 (ru) * | 1990-02-05 | 1992-12-23 | Kh Aviatsionnyj Institut | Cпocoб зaщиtы komпpeccopa ot heуctoйчиbыx peжиmob paбotы |
| RU2295654C1 (ru) * | 2005-07-19 | 2007-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ защиты газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| EP1908927A1 (en) * | 2006-09-27 | 2008-04-09 | General Electric Company | Method and apparatus for an aerodynamic stability management system |
| FR2992335A1 (fr) * | 2012-06-21 | 2013-12-27 | Acro Btp | Structure de soutenement, dispositif de soutenement associe et dispositif d'amenagement de bord de piste skiable utilisant ceux-ci |
| FR2998004A1 (fr) * | 2012-11-09 | 2014-05-16 | Snecma | Systeme de consolidation de mesure de perte de charge dans un systeme de prelevement d'air d'un moteur d'aeronef |
Family Cites Families (23)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3641766A (en) * | 1969-11-26 | 1972-02-15 | Gen Electric | Gas turbine engine constant speed thrust modulation |
| US4217754A (en) * | 1977-01-22 | 1980-08-19 | Bodenseewerk Geratetechnik Gmbh | Apparatus for controlling the rotary speed in turbo-jet engines for aircraft |
| US4541237A (en) * | 1983-10-17 | 1985-09-17 | Avco Corporation | Sub-idle speed control apparatus for an airplane turbine engine |
| FR2580034B1 (ru) * | 1985-04-03 | 1987-05-29 | Aerospatiale | |
| US4809500A (en) * | 1987-02-03 | 1989-03-07 | United Technologies Corporation | Transient control system for gas turbine engine |
| US5107674A (en) * | 1990-03-30 | 1992-04-28 | General Electric Company | Control for a gas turbine engine |
| US5718111A (en) * | 1995-08-04 | 1998-02-17 | Alliedsignal Inc. | Fuzzy start logic for jet engines |
| GB0307035D0 (en) * | 2003-03-26 | 2003-04-30 | Rolls Royce Plc | Acceleration control in a multi-spool gas turbine engine |
| FR2859018B1 (fr) * | 2003-08-22 | 2005-10-07 | Snecma Moteurs | Dispositif pour l'estimation du debit massique de carburant |
| US7094019B1 (en) * | 2004-05-17 | 2006-08-22 | Continuous Control Solutions, Inc. | System and method of surge limit control for turbo compressors |
| US7762084B2 (en) * | 2004-11-12 | 2010-07-27 | Rolls-Royce Canada, Ltd. | System and method for controlling the working line position in a gas turbine engine compressor |
| US8601786B2 (en) * | 2006-10-12 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Operational line management of low pressure compressor in a turbofan engine |
| GB2448734A (en) * | 2007-04-26 | 2008-10-29 | Rolls Royce Plc | Controlling operation of a compressor to avoid surge, stall or flutter |
| US7757549B2 (en) * | 2008-02-21 | 2010-07-20 | Cummins Ip, Inc | Apparatus, system, and method for predictive control of a turbocharger |
| FR2958976B1 (fr) * | 2010-04-15 | 2012-06-15 | Snecma | Procede et dispositif d'elaboration d'un signal de consigne representatif d'un debit de carburant |
| US9068509B2 (en) * | 2010-09-08 | 2015-06-30 | Honeywell International Inc. | Gas turbine engine fuel control thrust control override system |
| FR2966518B1 (fr) * | 2010-10-25 | 2012-11-30 | Snecma | Commande d'un dispositif de dosage de carburant pour turbomachine |
| FR2990002B1 (fr) * | 2012-04-27 | 2016-01-22 | Snecma | Turbomachine comportant un systeme de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procede de surveillance |
| FR2992355B1 (fr) * | 2012-06-21 | 2014-07-18 | Snecma | Procede et dispositif d'ajustement d'une valeur seuil de debit carburant |
| FR2996254B1 (fr) * | 2012-10-03 | 2014-09-12 | Snecma | Methode de surveillance d'un defaut de poussee d'un turboreacteur d'aeronef |
| US10571316B2 (en) * | 2012-11-09 | 2020-02-25 | Safran Aircraft Engines | Method and system for determining the flow rate of air collected from an aircraft engine |
| CN103057711B (zh) * | 2012-12-04 | 2016-09-21 | 中国商用飞机有限责任公司 | 用于控制飞机的额外起飞推力的方法和装置 |
| US9482236B2 (en) * | 2013-03-13 | 2016-11-01 | Rolls-Royce Corporation | Modulated cooling flow scheduling for both SFC improvement and stall margin increase |
-
2014
- 2014-05-27 FR FR1454762A patent/FR3021701B1/fr active Active
-
2015
- 2015-05-13 WO PCT/FR2015/051256 patent/WO2015181463A1/fr active Application Filing
- 2015-05-13 US US15/314,048 patent/US11022048B2/en active Active
- 2015-05-13 RU RU2016151378A patent/RU2678864C2/ru active
- 2015-05-13 CN CN201580030313.4A patent/CN106414956B/zh active Active
- 2015-05-13 BR BR112016027730-9A patent/BR112016027730B1/pt active IP Right Grant
- 2015-05-13 CA CA2950347A patent/CA2950347C/fr active Active
- 2015-05-13 EP EP15728055.3A patent/EP3149313B1/fr active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3852958A (en) * | 1973-09-28 | 1974-12-10 | Gen Electric | Stall protector system for a gas turbine engine |
| SU1783170A1 (ru) * | 1990-02-05 | 1992-12-23 | Kh Aviatsionnyj Institut | Cпocoб зaщиtы komпpeccopa ot heуctoйчиbыx peжиmob paбotы |
| RU2295654C1 (ru) * | 2005-07-19 | 2007-03-20 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный институт авиационного моторостроения им. П.И. Баранова" | Способ защиты газотурбинного двигателя и устройство для его осуществления (варианты) |
| EP1908927A1 (en) * | 2006-09-27 | 2008-04-09 | General Electric Company | Method and apparatus for an aerodynamic stability management system |
| FR2992335A1 (fr) * | 2012-06-21 | 2013-12-27 | Acro Btp | Structure de soutenement, dispositif de soutenement associe et dispositif d'amenagement de bord de piste skiable utilisant ceux-ci |
| FR2998004A1 (fr) * | 2012-11-09 | 2014-05-16 | Snecma | Systeme de consolidation de mesure de perte de charge dans un systeme de prelevement d'air d'un moteur d'aeronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CA2950347A1 (fr) | 2015-12-03 |
| BR112016027730B1 (pt) | 2022-01-25 |
| US20170198644A1 (en) | 2017-07-13 |
| BR112016027730A8 (pt) | 2021-06-29 |
| FR3021701B1 (fr) | 2016-06-17 |
| EP3149313B1 (fr) | 2019-02-27 |
| CN106414956A (zh) | 2017-02-15 |
| FR3021701A1 (fr) | 2015-12-04 |
| CN106414956B (zh) | 2019-02-19 |
| BR112016027730A2 (pt) | 2017-08-15 |
| WO2015181463A1 (fr) | 2015-12-03 |
| EP3149313A1 (fr) | 2017-04-05 |
| US11022048B2 (en) | 2021-06-01 |
| RU2016151378A3 (ru) | 2018-12-04 |
| RU2016151378A (ru) | 2018-06-27 |
| CA2950347C (fr) | 2022-07-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2678864C2 (ru) | Способ и устройство контроля тяги турбореактивного двигателя | |
| US9046040B2 (en) | Detection of the ingress of water or hail into a turbine engine | |
| US10578030B2 (en) | Method and device for adjusting a threshold value of a fuel flow rate | |
| BR112013022534B1 (pt) | método de monitoramento de sistema de acionamento, suporte de gravação e dispositivo de controle de sistema deacionamento | |
| US9206746B2 (en) | Method of controlling speed transients in a turbine engine | |
| CA2826299C (en) | Compressor surge prevention digital system | |
| EP3399155B1 (en) | Method and system for accommodating loss of a torque signal | |
| US9371779B2 (en) | Method and a device for adjusting a setpoint value of a parameter that influences thrust from a gas turbine engine | |
| EP3409926B1 (en) | Method and system for detecting a high temperature condition of a gas turbine | |
| WO2021033559A1 (ja) | ガスタービンの燃焼制御装置、燃焼制御方法及びプログラム | |
| US20170301157A1 (en) | Method and device for notifying an authorization to completely shut down an aircraft gas turbine engine | |
| US10465613B2 (en) | Method and a device for generating a command for the flow rate of fuel that is to be injected into a combustion chamber of a turbine engine | |
| US9447735B2 (en) | Method of controlling a turbomachine | |
| US10302021B2 (en) | Detection of uncommanded and uncontrollable high thrust events | |
| CN113167179A (zh) | 具有故障管理的控制飞行器涡轮发动机转速的系统和方法 | |
| RU2770630C1 (ru) | Способ и устройство обнаружения вращающегося срыва потока в компрессоре турбореактивного двигателя | |
| US20140000276A1 (en) | Turbomachine comprising a privileged injection device and corresponding injection method | |
| RU2310100C2 (ru) | Способ защиты газотурбинного двигателя от возникновения неустойчивой работы компрессора | |
| CN110886658A (zh) | 用于检测高涡轮温度操作的方法和系统 |