RU2789313C2

RU2789313C2 - System and method for control of rotational speed of gas-turbine engine of aircraft with failure control

Info

Publication number: RU2789313C2
Application number: RU2021121506A
Authority: RU
Inventors: Себастьян Жан Фернан ДЕНЕВ; Кристоф Марк Александр ЛЁ БРЮН
Original assignee: Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date: 2018-12-21
Filing date: 2019-12-17
Publication date: 2023-02-01

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to a system and a method for control of a gas-turbine engine of an aircraft. According to the invention, control system (100) contains: processing system (110) in a normal mode, containing global adjuster (21) made with the possibility of control of a rotational speed of the gas-turbine engine by supplying given position value (C_WF) to fuel dosing device (11, 12) and local adjuster (23) made with the possibility of control of a position of the fuel dosing device by supplying control current (I_nom) in a normal mode; processing system (120) in an operational mode with degraded characteristics, containing straight adjuster (122) made with the possibility of control of a rotational speed of the gas-turbine engine by supplying control current (I_deg) in an operational mode with degraded characteristics and mode control module (130) made with the possibility of supply to the fuel dosing device of control current (I_nom) in a normal mode in the absence of failure of a position sensor measuring a position of the fuel dosing device, and supply of control current (I_deg) in an operational mode with degraded characteristics in case of failure of the position sensor.

EFFECT: obtainment of a system and a method for control of a gas-turbine engine of an aircraft.

9 cl, 5 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеThe field of technology to which the invention belongs

Настоящее изобретение относится в общем к области управления газотурбинным двигателем летательного аппарата, а более конкретно - к области управления по замкнутому контуру скорости вращения газотурбинного двигателя посредством контроля клапана дозировки топлива. Изобретение касается системы и способа управления газотурбинным двигателем летательного аппарата, а также газотурбинного двигателя, оснащенного системой управления.The present invention relates generally to the field of control of an aircraft gas turbine engine, and more particularly to the field of closed loop control of the rotational speed of a gas turbine engine by controlling a fuel metering valve. The invention relates to a system and method for controlling a gas turbine engine of an aircraft, as well as a gas turbine engine equipped with a control system.

Уровень техникиState of the art

Скорость вращения газотурбинного двигателя летательного аппарата, как правило, контролируется клапаном дозирования топлива, содержащим дозирующую заслонку, положение которой определяет объемный расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и исполнительный механизм, выполненный с возможностью перемещения дозирующей заслонки в зависимости от электрического тока управления. Для большинства газотурбинных двигателей управление по замкнутому контуру скоростью вращения с учетом заданного значения скорости осуществляется для того, чтобы получить лучшие характеристики газотурбинного двигателя, в частности, с точки зрения реакции на заданное значение скорости. В частности, это управление по замкнутому контуру может быть основано на двойном контуре управления, а именно на общем контуре, регулирующем скорость вращения газотурбинного двигателя путем вычисления заданного значения положения дозирующей заслонки, и на локальном контуре, управляющем исполнительным механизмом в зависимости от положения дозирующей заслонки, измеренного датчиком положения. Недостатком этого двойного контура управления является то, что в случае отказа датчика положения становится полностью невозможным управление скоростью вращения. Выход из строя датчика положения приводит к остановке газотурбинного двигателя. На многодвигательном летательном аппарате это подразумевает перераспределение тяги и выработки электроэнергии на остальных газотурбинных двигателях. На однодвигательном летательном аппарате выход из строя датчика положения означает не только полную потерю тяги, но и потерю выработки электроэнергии. Датчик положения, который является критическим элементом для полета летательного аппарата, как правило, дублируется. Затем каждый датчик положения предоставляет результаты измерения положения в корректор локального контура, который выполняет управление по замкнутому контуру на основе среднего значения двух измерений положения. Тем не менее, при наличии двух датчиков положения возникает проблема в случае расхождения измерений положения. Корректор не может определить, какое из измерений положения является правильным и следует использовать для управления по замкнутому контуру. Таким образом, даже в случае отказа одного измерительного датчика может быть заблокировано управление по замкнутому контуру скоростью вращения газотурбинного двигателя. Кроме того, управление по замкнутому контуру блокируется в случае выхода из строя двух датчиков положения.The speed of rotation of the gas turbine engine of the aircraft, as a rule, is controlled by a fuel metering valve containing a metering damper, the position of which determines the volumetric flow rate of fuel injected into the combustion chamber, and an actuator configured to move the metering damper depending on the control electric current. For most gas turbine engines, closed-loop speed control based on a speed setpoint is performed in order to obtain better performance of the gas turbine engine, in particular in terms of response to a speed setpoint. In particular, this closed loop control can be based on a dual control loop, namely a general loop controlling the rotational speed of the gas turbine engine by calculating a set value for the position of the metering gate, and a local loop controlling the actuator depending on the position of the metering gate, measured by the position sensor. The disadvantage of this dual control loop is that if the encoder fails, it becomes completely impossible to control the rotation speed. The failure of the position sensor leads to the shutdown of the gas turbine engine. On a multi-engine aircraft, this implies a redistribution of thrust and power generation to the remaining gas turbine engines. On a single-engine aircraft, the failure of the position sensor means not only a complete loss of thrust, but also a loss of power generation. The position sensor, which is a critical element for the flight of an aircraft, is usually duplicated. Each position sensor then provides the results of the position measurement to the local loop corrector, which performs closed-loop control based on the average of the two position measurements. However, when there are two position sensors, a problem arises in case of divergence of position measurements. The corrector cannot determine which of the position measurements is correct and should be used for closed loop control. Thus, even in the event of a failure of one measuring sensor, closed-loop control of the rotational speed of the gas turbine engine can be blocked. In addition, closed-loop control is blocked if two position sensors fail.

Ввиду вышеизложенного, задача изобретения состоит в том, чтобы выполнить систему для управления газотурбинным двигателем летательного аппарата, обеспечивающую управление по замкнутому контуру его скоростью вращения с учетом заданного значения даже в случае отказа датчика положения, измеряющего положение дозирующей заслонки. Другая задача изобретения состоит в том, чтобы выполнить систему управления, гарантирующую работу газотурбинного двигателя в штатных рабочих диапазонах даже при отсутствии информации о положении дозирующей заслонки.In view of the foregoing, the object of the invention is to provide a system for controlling a gas turbine engine of an aircraft, providing closed-loop control of its rotational speed, taking into account a given value, even in the event of a failure of the position sensor measuring the position of the metering flap. Another object of the invention is to implement a control system that guarantees the operation of the gas turbine engine in the normal operating ranges, even in the absence of information about the position of the metering gate.

Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention

Для решения этих задач изобретение основывается на управлении по замкнутому контуру скоростью вращения без проведения измерения положения дозирующей заслонки. Исполнительный механизм приводится в действие напрямую в зависимости от отклонения между заданным значением скорости вращения и измеренной скоростью вращения.To solve these problems, the invention relies on closed-loop control of the rotational speed without measuring the position of the metering slide. The actuator is actuated directly depending on the deviation between the speed setpoint and the measured speed.

Более конкретно, изобретение относится к системе управления для газотурбинного двигателя летательного аппарата, причем газотурбинный двигатель содержит:More specifically, the invention relates to a control system for an aircraft gas turbine engine, the gas turbine engine comprising:

▪ камеру сгорания,▪ combustion chamber,

▪ клапан дозирования топлива, включающий в себя дозирующую заслонку, положение которой определяет объемный расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и исполнительный механизм, выполненный с возможностью перемещения дозирующей заслонки в зависимости от электрического тока управления,▪ fuel metering valve, which includes a metering damper, the position of which determines the volumetric flow rate of fuel injected into the combustion chamber, and an actuator configured to move the metering damper depending on the control electric current,

▪ датчик положения, выполненный с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи результата измерения положения,▪ position sensor, configured to measure the position of the metering slide and provide the result of the position measurement,

▪ датчик скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и подачи результата измерения скорости вращения, и▪ a speed sensor configured to measure the rotation speed of the gas turbine engine and provide the measurement result of the rotation speed, and

▪ блок контроля, выполненный с возможностью подачи заданного значения скорости вращения, обнаружения отказа датчика положения и подачи сигнала отказа в случае обнаружения отказа датчика положения.▪ A control unit configured to supply a rotation speed setpoint, detect a position sensor failure, and issue a failure signal if a position sensor failure is detected.

Согласно изобретению система управления содержит:According to the invention, the control system comprises:

▪ систему обработки в штатном режиме, включающую в себя:▪ normal processing system, including:

глобальный корректор, выполненный с возможностью приема заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения и определения заданного значения массового расхода топлива в зависимости от заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения,a global corrector configured to receive the rotation speed setpoint and the rotation speed measurement result and determine the mass fuel flow setpoint depending on the rotation speed setpoint and the rotation speed measurement result,

модуль преобразования, выполненный с возможностью преобразования заданного значения массового расхода топлива в заданном положении, иa conversion module, configured to convert a given value of the mass fuel flow rate at a given position, and

локальный корректор, выполненный с возможностью приема заданного значения положения и результата измерения положения и определения электрического тока управления в штатном режиме в зависимости от заданного значения положения и результата измерения положения,a local corrector configured to receive the position set value and the position measurement result and determine the control electric current in the normal mode depending on the position set value and the position measurement result,

▪ систему обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, включающую в себя прямой корректор, выполненный с возможностью приема заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения и определения электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения, и▪ a processing system in the degraded mode of operation, including a direct corrector configured to receive the rotation speed setpoint and the rotation speed measurement result and determine the control electric current in the degraded operation mode depending on the rotation speed setpoint and the measurement result rotation speed, and

▪ модуль управления режимами, выполненный с возможностью приема сигнала отказа, электрического тока управления в штатном режиме и электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками, и подачи, в исполнительный механизм клапана дозирования топлива, электрического тока управления в штатном режиме при отсутствии приема сигнала отказа и электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в случае приема сигнала отказа.▪ mode control module, configured to receive a failure signal, control current in normal mode and control current in degraded operation mode, and supply, to the fuel metering valve actuator, control current in normal mode in the absence of reception of a failure signal and control current in the degraded mode of operation in the event of a fault signal being received.

В пределах объема настоящего изобретения параметр полета летательного аппарата соответствует, например, числу Маха или высоте летательного аппарата. Рабочий параметр газотурбинного двигателя соответствует, например, температуре внутри газотурбинного двигателя, например, температуре выхлопных газов или в камере сгорания, или давлению внутри газотурбинного двигателя, например, статическому давлению на входе в камеру сгорания.Within the scope of the present invention, the flight parameter of the aircraft corresponds to, for example, the Mach number or the altitude of the aircraft. The operating parameter of a gas turbine engine corresponds, for example, to the temperature inside the gas turbine engine, for example, the temperature of the exhaust gases or in the combustion chamber, or the pressure inside the gas turbine engine, for example, the static pressure at the entrance to the combustion chamber.

Согласно конкретному варианту осуществления прямой корректор выполнен с возможностью дополнительного приема одного или нескольких параметров полета летательного аппарата и/или одного или несколько рабочих параметров газотурбинного двигателя, при этом электрический ток дополнительно определяется в зависимости от параметров полета летательного аппарата и/или рабочих параметров газотурбинного двигателя. Предпочтительно прямой корректор может быть выполнен с возможностью приема числа Маха и высоты летательного аппарата и определения электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от этих параметров полета.According to a specific embodiment, the direct corrector is configured to additionally receive one or more flight parameters of the aircraft and/or one or more operating parameters of the gas turbine engine, while the electric current is additionally determined depending on the flight parameters of the aircraft and/or the operating parameters of the gas turbine engine. Preferably, the direct corrector may be configured to receive the Mach number and the altitude of the aircraft and determine the electric control current in the degraded mode of operation as a function of these flight parameters.

Прямой корректор представляет собой, например, пропорциональный корректор, интегральный корректор, дифференциальный корректор или любое сочетание этих корректоров. В частности, в состав прямого корректора может входить корректор пропорционально-интегрального типа. Когда прямой корректор принимает параметр полета летательного аппарата и/или рабочий параметр газотурбинного двигателя, коэффициент усиления пропорционального корректора, постоянная интегрирования пропорционального корректора и/или производная постоянная дифференциального корректора могут быть переменными, зависящими от этих параметров.The direct corrector is, for example, a proportional corrector, an integral corrector, a differential corrector, or any combination of these correctors. In particular, the direct corrector may include a proportional-integral type corrector. When the direct corrector receives an aircraft flight parameter and/or a turbine engine operating parameter, the proportional corrector gain, the proportional corrector integration constant, and/or the derivative of the differential corrector constant may be variables dependent on these parameters.

Система обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками может быть также выполнена таким образом, чтобы интегрировать модуль защиты, выполненный с возможностью ограничения работы газотурбинного двигателя в штатных рабочих диапазонах, которые соответствуют управлению по замкнутому контуру газотурбинного двигателя благодаря системе обработки в штатном режиме, или даже в рабочих диапазонах с функциональными ограничениями.The degraded mode processing system may also be configured to integrate a protection module configured to limit turbine engine operation to normal operating ranges that correspond to closed-loop control of the turbine engine due to the normal mode processing system, or even to operating ranges with functional limitations.

В частности, в первом варианте осуществления изобретения система обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками дополнительно включает в себя ограничитель градиента, выполненный с возможностью приема заданного значения скорости вращения и определения заданного значения ускорения-ограниченной скорости. Заданное значение ускорения-ограниченной скорости определяется таким образом, чтобы ограничить скорость изменения заданного значения скорости вращения, и используется прямым корректором вместо заданного значения скорости вращения. На практике заданное значение ускорения-ограниченной скорости определяется таким образом, чтобы следовать заданному значению скорости вращения со скоростью изменения, которая меньше или равна заданному максимальному порогу ускорения.Specifically, in the first embodiment of the invention, the degraded mode processing system further includes a gradient stop configured to receive a rotation speed setpoint and determine an acceleration-limited speed setpoint. The acceleration-limited speed setpoint is determined to limit the rate of change of the speed setpoint and is used by the direct override instead of the speed setpoint. In practice, the acceleration-limited speed setpoint is determined to follow the rotation speed setpoint at a rate of change that is less than or equal to the specified maximum acceleration threshold.

Ограничитель градиента может дополнительно быть выполнен с возможностью приема одного или нескольких параметров полета летательного аппарата и/или одного или нескольких рабочих параметров газотурбинного двигателя, при этом заданный максимальный порог ускорения может изменяться в зависимости от параметров полета и/или параметров работы газотурбинного двигателя.The gradient limiter may further be configured to receive one or more aircraft flight parameters and/or one or more turbine engine operating parameters, wherein the predetermined maximum acceleration threshold may vary depending on the flight parameters and/or turbine engine operating parameters.

Во втором варианте осуществления изобретения система обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками дополнительно включает в себя схему ограничения, выполненную с возможностью приема заданного значения скорости вращения, измерения скорости вращения и рабочего параметра газотурбинного двигателя, и определения заданного значения ограниченной скорости, причем заданное значение ограниченной скорости определяется путем вычисления разности между рабочим параметром и заданным минимальным пороговым параметром или между рабочим параметром и заданным максимальным пороговым параметром, путем умножения упомянутой разности на коэффициент, который относится к рабочему параметру, путем сложения результата измерения скорости вращения с результатом умножения и путем взятия, в качестве заданного значения ограниченной скорости, максимума между результатом сложения и заданным значением скорости вращения, когда разность вычисляется по отношению к минимальному пороговому параметру, и минимума между результатом сложения и заданным значением скорости вращения, когда разность вычисляется по отношению к максимальному пороговому параметру.In the second embodiment of the invention, the degraded mode processing system further includes a limiting circuit configured to receive a rotation speed setpoint, measure the rotational speed and an operating parameter of the gas turbine engine, and determine the limited speed setpoint, wherein the limited speed setpoint is determined by calculating the difference between the operating parameter and the predetermined minimum threshold parameter or between the operating parameter and the predetermined maximum threshold parameter, by multiplying said difference by a factor that relates to the operating parameter, by adding the measurement result of the rotation speed with the result of multiplication and by taking, as limit speed setpoint, the maximum between the addition result and the rotation speed setpoint when the difference is calculated with respect to the minimum threshold parameter, and the minimum between y the result of the addition and the rotation speed setpoint when the difference is calculated with respect to the maximum threshold parameter.

В частности, схема ограничения может быть выполнена с возможностью приема, в качестве рабочего параметра, результата измерения давления газотурбинного двигателя, например, результата измерения статического давления на входе в камеру сгорания, причем разность вычисляется между результатом измерения давления и заданным минимальным давлением. В качестве альтернативы, схема ограничения может быть выполнена с возможностью приема, в качестве рабочего параметра, результата измерения температуры газотурбинного двигателя, например, результата измерения температуры выхлопных газов, при этом разность вычисляется между результатом измерения температуры и заданной максимальной температурой.In particular, the limitation circuit may be configured to receive, as an operating parameter, a gas turbine engine pressure measurement, such as a combustion chamber inlet static pressure measurement, wherein a difference is calculated between the pressure measurement and a predetermined minimum pressure. Alternatively, the limiting circuit may be configured to receive, as an operating parameter, a gas turbine engine temperature measurement, such as an exhaust gas temperature measurement, wherein a difference is calculated between the temperature measurement and a predetermined maximum temperature.

Схема ограничения может быть выполнена с возможностью приема несколько рабочих параметров газотурбинного двигателя, при этом каждый рабочий параметр сравнивается с минимальным или максимальным пороговым параметром, как было указано ранее. В этом случае заданное значение ограниченной скорости определяется как максимум по отношению к различным минимальным и максимальным значениям, определенным для рабочих параметров газотурбинного двигателя.The limiting circuit may be configured to receive multiple operating parameters of the gas turbine engine, with each operating parameter being compared to a minimum or maximum threshold parameter, as previously indicated. In this case, the limit speed setpoint is defined as the maximum with respect to various minimum and maximum values defined for the operating parameters of the gas turbine engine.

Изобретение также относится к газотурбинному двигателю для летательного аппарата, содержащему:The invention also relates to a gas turbine engine for an aircraft, comprising:

▪ камеру сгорания,▪ combustion chamber,

▪ датчик скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и подачи результата измерения скорости вращения,▪ a speed sensor configured to measure the rotation speed of the gas turbine engine and provide the result of the measurement of the rotation speed,

▪ блок контроля, выполненный с возможностью подачи заданного значения скорости вращения, обнаружения отказа датчика положения и подачи сигнала отказа в случае обнаружения отказа датчика положения, и▪ a control unit configured to supply a rotation speed setpoint, detect a position sensor failure, and issue a failure signal if a position sensor failure is detected, and

▪ систему управления, которая описана ранее.▪ control system, which is described earlier.

Согласно конкретному варианту осуществления датчик положения содержит первый чувствительный элемент и второй чувствительный элемент, причем первый чувствительный элемент выполнен с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и выполнения измерения первого положения, и второй чувствительный элемент выполнен с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и выполнения измерения второго положения, при этом блок контроля выполнен с возможностью обнаружения отказа датчика положения в случае отклонения между первым результатом измерения положения и вторым результатом измерения положения, который больше, чем заданный порог, или при отсутствии приема первого результата измерения положения и второго результата измерения положения.According to a specific embodiment, the position sensor comprises a first sensing element and a second sensing element, wherein the first sensing element is configured to measure the position of the metering gate and perform a measurement of the first position, and the second sensing element is configured to measure the position of the metering gate and perform a measurement of the second position, when In this case, the control unit is configured to detect a failure of the position sensor in case of a deviation between the first position measurement result and the second position measurement result, which is greater than a predetermined threshold, or in the absence of reception of the first position measurement result and the second position measurement result.

Наконец, изобретение относится к способу управления для газотурбинного двигателя летательного аппарата, причем газотурбинный двигатель содержит:Finally, the invention relates to a control method for an aircraft gas turbine engine, the gas turbine engine comprising:

▪ камеру сгорания,▪ combustion chamber,

▪ датчик скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и предоставления результатов измерения скорости вращения, и▪ a speed sensor configured to measure the rotational speed of the gas turbine engine and provide the results of the measurement of the rotational speed, and

Согласно изобретению способ управления содержит этапы:According to the invention, the control method comprises the steps:

▪ контроля отказа датчика положения,▪ position sensor failure control,

▪ при отсутствии отказа датчика положения,▪ if there is no position sensor failure,

определения заданного значения массового расхода топлива в зависимости от заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения,determining the target value of the mass fuel flow depending on the target value of the rotation speed and the measurement result of the rotation speed,

преобразования заданного значения массового расхода топлива в заданное значение положения,converting the mass fuel flow setpoint to the position setpoint,

определения электрического тока управления в штатном режиме в зависимости от заданного значения положения и результата измерения положения, иdetermining the normal control electric current depending on the position set value and the position measurement result, and

подачи, в исполнительный механизм клапана дозирования топлива, электрического тока управления в штатном режиме,supply, to the actuator of the fuel metering valve, electric control current in normal mode,

▪ в случае отказа датчика положения,▪ in case of position sensor failure,

определения электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от заданного значения скорости вращения и результата измерения скорости вращения, иdetermining the control electric current in the degraded operation mode depending on the rotation speed setpoint and the measurement result of the rotation speed, and

подачи, в исполнительный механизм клапана дозирования топлива электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками.supply, to the actuator of the fuel metering valve of the electric control current in the operating mode with degraded characteristics.

Краткое описание чертежейBrief description of the drawings

Другие признаки, подробности и преимущества изобретения станут очевидными после прочтения последующего описания, приведенного только в качестве примера и со ссылкой на сопроводительные чертежи, на которых:Other features, details and advantages of the invention will become apparent upon reading the following description, given by way of example only and with reference to the accompanying drawings, in which:

на фиг. 1 показан в виде блок-схемы пример газотурбинного двигателя летательного аппарата и системы управления с двойным контуром управления для газотурбинного двигателя;in fig. 1 shows in block diagram form an example of an aircraft gas turbine engine and a dual control system for the gas turbine engine;

на фиг. 2 показан в виде блок-схемы пример газотурбинного двигателя летательного аппарата и системы управления газотурбинного двигателя согласно изобретению, при этом упомянутая система управления содержит систему обработки в штатном режиме и систему обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками;in fig. 2 shows in block diagram form an example of an aircraft turbine engine and a turbine engine control system according to the invention, said control system comprising a normal mode processing system and a degraded mode processing system;

на фиг. 3 показано управление по замкнутому контуру, выполняемое с использованием системы обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками;in fig. 3 shows closed loop control performed using the processing system in a degraded mode of operation;

на фиг. 4 показан модуль защиты, оснащающий систему обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками; иin fig. 4 shows a protection module equipping a processing system in a degraded mode of operation; And

на фиг. 5 показан пример способа управления согласно изобретению.in fig. 5 shows an example of a control method according to the invention.

Подробное описание изобретенияDetailed description of the invention

На фиг. 1 показан в виде блок-схемы пример газотурбинного двигателя летательного аппарата и системы управления для газотурбинного двигателя на основе двойного контура управления. В частности, газотурбинный двигатель 10 содержит сервоклапан 11, дозирующую заслонку 12, камеру сгорания и набор вращающихся элементов, как правило, обозначаемых термином «двигатель» 13, датчик 14 положения и датчик 15 скорости. Сервоклапан 11 и дозирующая заслонка 12 образуют клапан дозирования топлива. Дозирующая заслонка 12 выполнена с возможностью перемещения в различные положения сервоклапаном 11, причем каждое положение, обозначенное «Pos», соответствует объемному расходу топлива, обозначенному «WF», которое впрыскивается в камеру сгорания. Сгорание этого объема топлива приводит во вращение вращающиеся элементы газотурбинного двигателя, в частности, компрессор и турбину. В двухкорпусном газотурбинном двигателе вращающиеся элементы содержат корпус низкого давления и корпус высокого давления, причем каждый корпус содержит компрессор, турбину и соединительный вал между компрессором и турбиной. Скорость вращения одного из вращающихся элементов измеряется датчиком 15 скорости. В оставшейся части описания считается, что датчик 15 скорости измеряет скорость вращения корпуса XNBP низкого давления, при этом результат измерения обозначен «M_XNBP». Более того, положение Pos дозирующей заслонки 12 измеряется датчиком 14 положения, при этом результат измерения положения обозначен «M_Pos». Датчик 14 положения может включать в себя два чувствительных элемента, каждый из которых выполнен с возможностью измерения положения дозирующей заслонки 12 и подачи результата измерения положения. Датчик 14 положения представляет собой, например, датчик типа линейно регулируемого дифференциального трансформатора (LVDT).In FIG. 1 shows in block diagram form an example of an aircraft gas turbine engine and a control system for a gas turbine engine based on a dual control loop. In particular, the gas turbine engine 10 includes a servo valve 11, a metering valve 12, a combustion chamber and a set of rotating elements, usually referred to as the term "engine" 13, a position sensor 14 and a speed sensor 15. The servo valve 11 and the metering gate 12 form a fuel metering valve. The metering gate 12 is movable to various positions by the servo valve 11, each position, denoted "Pos", corresponding to the volumetric flow of fuel, denoted "WF", which is injected into the combustion chamber. The combustion of this volume of fuel drives the rotating elements of the gas turbine engine, in particular, the compressor and the turbine. In a twin-cassette gas turbine engine, the rotating elements comprise a low-pressure casing and a high-pressure casing, each casing containing a compressor, a turbine, and a connecting shaft between the compressor and the turbine. The rotation speed of one of the rotating elements is measured by the speed sensor 15 . In the remainder of the description, it is assumed that the speed sensor 15 measures the rotational speed of the low pressure housing XNBP, with the result of the measurement denoted "M_XNBP". Moreover, the position Pos of the metering gate 12 is measured by the position sensor 14, the result of the position measurement being designated "M_Pos". The position sensor 14 may include two sensing elements, each of which is configured to measure the position of the metering gate 12 and provide a result of the position measurement. The position sensor 14 is, for example, a linearly adjustable differential transformer (LVDT) type sensor.

Система 20 управления содержит глобальный корректор 21, преобразователь 22 и локальный корректор 23. Глобальный корректор 21 принимает результат измерения скорости M_XNBP вращения и заданное значение скорости, обозначенную «C_XNBP», предоставляемую блоком для контроля за летательным аппаратом. Например, это заданное значение определяется в зависимости от тяги, необходимой пилоту летательного аппарата или автопилоту. В зависимости от заданного значения C_XNBP скорости и результата измерения M_XNBP скорости вращения глобальный корректор 21 определяет заданное значение массового расхода топлива, обозначенную «C_WF». Преобразователь 22 выполнен с возможностью приема этой заданного значения C_WF и определения ассоциированной заданного значения C_Pos положения для дозирующей заслонки 12. В частности, преобразователь 22 может определить заданное значение C_Pos положения в зависимости от одного или нескольких параметров, например, температуры топлива расположенной впереди дозирующей заслонки 12. Заданное значение C_Pos положения передается в локальный корректор 23, который также принимает результат измерения M_Pos положения. Локальный корректор 23 выполнен с возможностью определения электрического тока I_com управления в зависимости от заданного значения C_Pos положения и результата измерения M_Pos положения. Когда датчик 14 положения предоставляет несколько результатов измерения положения, локальный корректор 23 учитывает, например, среднее значение результатов измерений положения. Электрический ток I_com управления подается в сервоклапан 11 таким образом, чтобы при приведении его в действие дозирующая заслонка перемещалась в желаемое положение. Глобальный корректор 21 и локальный корректор 23 представляют собой, например, пропорционально-интегрально-дифференциальные (ПИД) корректоры.The control system 20 includes a global equalizer 21, a transducer 22, and a local equalizer 23. The global equalizer 21 receives a rotation speed measurement M_XNBP and a speed reference value, denoted "C_XNBP", provided by the aircraft control unit. For example, this set point is determined depending on the thrust required by the pilot of the aircraft or the autopilot. Depending on the speed setpoint C_XNBP and the rotation speed measurement result M_XNBP, the global equalizer 21 determines the fuel mass flow setpoint, denoted "C_WF". Converter 22 is configured to receive this C_WF setpoint and determine an associated position setpoint C_Pos for metering gate 12. In particular, converter 22 may determine the position setpoint C_Pos as a function of one or more parameters, such as the temperature of the fuel located ahead of metering gate 12 The position setpoint C_Pos is transmitted to the local corrector 23, which also receives the position measurement M_Pos. The local equalizer 23 is configured to determine the control electric current I_com depending on the position set value C_Pos and the position measurement result M_Pos. When the position sensor 14 provides several position measurements, the local equalizer 23 takes into account, for example, the average of the position measurements. The control electric current I_com is supplied to the servo valve 11 in such a way that when it is actuated, the metering slide moves to the desired position. The global equalizer 21 and the local equalizer 23 are, for example, proportional-integral-derivative (PID) equalizers.

Таким образом, система 20 управления включает в себя двойной контур управления, а именно локальный контур BL, образованный локальным корректором 23, сервоклапаном 11 и датчиком 14 положения, и глобальный контур BG, образованный глобальным корректором 21, преобразователем 22, локальным корректором 23, сервоклапаном 11, датчиком 14 положения, дозирующей заслонкой 12, двигателем 13 и датчиком 15 скорости. Из этой схемы следует, что в случае отсутствия приема результата измерения M_Pos положения локальным корректором 23 или значительного отклонения между результатами измерениями положения из-за нескольких чувствительных элементов, локальный контур BL больше не работает, что также приводит к блокированию работы глобального контура BG. При отсутствии какого-либо управления по замкнутому контуру газотурбинный двигатель останавливается автоматически или вручную.Thus, the control system 20 includes a dual control loop, namely a local loop BL formed by a local corrector 23, a servo valve 11 and a position sensor 14, and a global loop BG formed by a global corrector 21, a transducer 22, a local corrector 23, a servo valve 11 , position sensor 14, metering gate 12, motor 13 and speed sensor 15. It follows from this scheme that in case of no reception of the position measurement M_Pos by the local corrector 23 or a significant deviation between the position measurements due to several sensing elements, the local loop BL no longer works, which also leads to blocking the operation of the global loop BG. In the absence of any closed loop control, the gas turbine engine is stopped automatically or manually.

Во избежание потери управляемости газотурбинного двигателя и, следовательно, непосредственно газотурбинного двигателя, в изобретении предложена система управления, содержащая в дополнение к двойному контуру управления, который описан выше, контур для управления скоростью вращения газотурбинного двигателя, который не учитывает результат измерения M_Pos положения и который может использоваться в случае недоступности или отказа измерения M_Pos положения. Этот контур управления называется «контуром отказа в режиме работы с ухудшенными характеристиками».In order to avoid loss of controllability of the turbine engine and hence the turbine engine itself, the invention provides a control system comprising, in addition to the dual control loop described above, a circuit for controlling the rotational speed of the turbine engine, which does not take into account the position measurement M_Pos and which can be used in case of unavailability or failure of the M_Pos position measurement. This control loop is referred to as the "degraded mode failure loop".

На фиг. 2 показан в виде блок-схемы пример газотурбинного двигателя летательного аппарата и системы управления согласно изобретению для газотурбинного двигателя. Газотурбинный двигатель 10 содержит, как и газотурбинный двигатель, показанный на фиг. 1, сервоклапан 11, дозирующую заслонку 12, двигатель 13, включающий в себя камеру сгорания и вращающиеся элементы, датчик 14 положения и датчик 15 скорости. Кроме того, газотурбинный двигатель 10 содержит блок 16 контроля, датчик 17 температуры, выполненный с возможностью измерения температуры внутри газотурбинного двигателя, и датчик 18 давления, выполненный с возможностью измерения давления внутри газотурбинного двигателя. Блок 16 контроля выполнен с возможностью предоставления заданного значения C_XNBP скорости и различных летных и/или рабочих параметров газотурбинного двигателя 10, как указано ниже. В этом примерном варианте осуществления датчик 17 температуры выполнен с возможностью определения измерения температуры выхлопных газов M_TM49, и датчик 18 давления выполнен с возможностью определения измерения статического давления на входе в камеру M_PS32 сгорания. Тем не менее датчик 17 температуры может измерять любую другую температуру газотурбинного двигателя, необходимую для его управления. Система 100 управления содержит систему 110 обработки в штатном режиме, систему 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками и модуль 130 управления режимами.In FIG. 2 shows in block diagram form an example of an aircraft turbine engine and a control system according to the invention for a gas turbine engine. The gas turbine engine 10 comprises, like the gas turbine engine shown in FIG. 1, a servo valve 11, a metering gate 12, a motor 13 including a combustion chamber and rotating elements, a position sensor 14 and a speed sensor 15. In addition, the gas turbine engine 10 includes a monitoring unit 16, a temperature sensor 17 configured to measure the temperature inside the gas turbine engine, and a pressure sensor 18 configured to measure the pressure inside the gas turbine engine. The control unit 16 is configured to provide the speed setpoint C_XNBP and various flight and/or operating parameters of the gas turbine engine 10 as described below. In this exemplary embodiment, the temperature sensor 17 is configured to detect an exhaust gas temperature measurement M_TM49, and the pressure sensor 18 is configured to detect an inlet static pressure measurement of the combustion chamber M_PS32. However, the temperature sensor 17 can measure any other temperature of the gas turbine engine necessary to control it. The control system 100 includes a normal mode processing system 110 , a degraded mode processing system 120 , and a mode control module 130 .

Система 110 обработки в штатном режиме включает в себя, в манере, идентичной системе управления 20, показанной на фиг. 1, глобальный корректор 21, преобразователь 22 и локальный корректор 23. В дополнение к этому, она включает в себя ограничитель 111 C/P, корректор 112 защиты и модуль 113 управления коррекцией. Ограничитель 111 C/P принимает из блока 16 контроля параметры полета и рабочие параметры газотурбинного двигателя и определяет минимальные и максимальные пределы расхода топлива в зависимости от этих параметров. Параметры полета содержат, например, число Маха и высоту летательного аппарата, и рабочие параметры газотурбинного двигателя содержат, например, измерение температуры выхлопных газов M_TM49 и измерение статического давления на входе в камеру M_PS32 сгорания. Корректор 112 защиты также принимает параметры полета и параметры работы газотурбинного двигателя. Из этих параметров корректор 112 защиты вычисляет заданное значение C_WFps массового расхода топлива, обеспечивающую соответствие пороговым параметрам, например, максимальной температуре выхлопных газов TM49_MAX и минимальному статическому давлению на входе в камеру PS32_MIN сгорания. Разумеется, корректор 112 защиты может принимать во внимание и другие параметры. На практике корректор 112 защиты может включать в себя индивидуальный корректор защиты для каждого контролируемого параметра. Общий корректор 21 определяет заданное значение C_WF массового расхода топлива в зависимости от заданного значения C_XNBP скорости и результата измерения M_XNBP скорости вращения. Заданного значения C_WF и C_WFps массового расхода топлива и минимальные и максимальные пределы расхода топлива подаются в модуль 113 управления коррекцией, который проверяет, что заданное значение массового расхода топлива C_WF соответствует минимальным и максимальным пределам расхода топлива и заданному значению C_WFps, и обеспечивает на выходе заданное значение C_WFOK порогового массового расхода топлива. Упомянутое заданное значение C_WFOK преобразуется преобразователем 22 в заданное значение C_Pos положения для дозирующей заслонки 12. Аналогично системе управления, показанной на фиг. 1, заданное значение C_Pos положения передается в локальный корректор 23 для выполнения управления по замкнутому контуру положением дозирующей заслонки 12. Локальный корректор 23 определяет электрический ток I_nom управления в штатном режиме, который при отсутствии срабатывания ограничителя 111 C/P и корректора 112 защиты соответствует электрическому току I_com управления системы 20 управления.Normal processing system 110 includes, in a manner identical to control system 20 shown in FIG. 1, a global equalizer 21, a transducer 22, and a local equalizer 23. In addition, it includes a C/P limiter 111, a protection equalizer 112, and an equalization control unit 113. The limiter 111 C/P receives from the control unit 16 the flight parameters and operating parameters of the gas turbine engine and determines the minimum and maximum limits of fuel consumption depending on these parameters. The flight parameters include, for example, the Mach number and the altitude of the aircraft, and the operating parameters of the gas turbine engine include, for example, an exhaust gas temperature measurement M_TM49 and a combustion chamber inlet static pressure measurement M_PS32. Corrector 112 protection also receives flight parameters and parameters of the gas turbine engine. From these parameters, the protection equalizer 112 calculates a fuel mass flow target value C_WFps to meet threshold parameters such as maximum exhaust gas temperature TM49_MAX and minimum combustion chamber inlet static pressure PS32_MIN. Of course, the security equalizer 112 may take other parameters into account. In practice, the security equalizer 112 may include an individual security equalizer for each monitored parameter. The common corrector 21 determines the fuel mass flow target value C_WF depending on the speed target value C_XNBP and the rotation speed measurement result M_XNBP. The mass fuel flow setpoint C_WF and C_WFps and the minimum and maximum fuel flow limits are supplied to the correction control module 113, which checks that the mass fuel flow setpoint C_WF corresponds to the minimum and maximum fuel flow limits and the setpoint C_WFps, and outputs the setpoint C_WFOK fuel mass flow threshold. Said setpoint C_WFOK is converted by the converter 22 into a position setpoint C_Pos for the metering gate 12. Similar to the control system shown in FIG. 1, the position setpoint C_Pos is transmitted to the local corrector 23 to perform closed-loop control of the position of the metering gate 12. The local corrector 23 determines the normal control electric current I_nom, which, in the absence of operation of the C/P limiter 111 and the protection corrector 112, corresponds to the electric current I_com control system 20 control.

Система 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками включает в себя модуль 121 защиты и прямой корректор 122. Модуль 121 защиты выполнен с возможностью выполнения функций, которые аналогичны функциям ограничителя 111 C/P и корректора 112 защиты. Он принимает параметры полета и рабочие параметры газотурбинного двигателя 10 из блока 16 контроля, датчика 17 температуры и датчика 18 давления. Модуль 121 защиты дополнительно принимает заданное значение C_XNBP скорости и определяет заданное значение C_XNBPOK безопасной скорости. Примерный вариант осуществления модуля 121 защиты будет подробно описан со ссылкой на фиг. 4. Прямой корректор 122 принимает заданное значение C_XNBPOK безопасной скорости и результат измерения скорости M_XNBP вращения и определяет электрический ток I_deg управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от этой заданного значения C_XNBPOK безопасной скорости и этого результата измерения скорости M_XNBP вращения. Прямой корректор 122 представляет собой, например, пропорционально-интегральный (PI) корректор.The degraded mode processing system 120 includes a security module 121 and a forward equalizer 122. The security module 121 is configured to perform functions that are similar to those of the C/P limiter 111 and the security equalizer 112. It receives the flight parameters and operating parameters of the gas turbine engine 10 from the control unit 16, the temperature sensor 17 and the pressure sensor 18. The protection unit 121 further receives the speed setpoint C_XNBP and determines the safe speed setpoint C_XNBPOK. An exemplary embodiment of the security module 121 will be described in detail with reference to FIG. 4. The direct corrector 122 receives the safe speed setpoint C_XNBPOK and the rotation speed measurement result M_XNBP, and determines the degraded operation control electric current I_deg depending on this safe speed setpoint C_XNBPOK and this rotation speed measurement M_XNBP. The forward equalizer 122 is, for example, a proportional-integral (PI) equalizer.

Модуль 130 управления режимами принимает электрический ток I_nom управления в штатном режиме и электрический ток I_deg управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками и подает электрический ток I_com управления для сервоклапана 11. Модуль 130 управления режимами выполнен с возможностью подачи, как и электрического тока I_com управления, электрического тока I_nom управления в штатном режиме при отсутствии отказа в измерении положения дозирующей заслонки 12 и электрического тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками I_deg в случае отказа. Для этой цели модуль управления режимами может принимать сигнал Sd отказа, вырабатываемый в случае отказа датчика 14 положения. Например, сигнал Sd отказа вырабатывается блоком 16 контроля. В качестве альтернативы, модуль 130 управления режимами может принимать результат измерения положения каждого из чувствительных элементов от датчика 14 положения и на основании этого определять отказ, в частности, в случае отклонения между двумя результатами измерения положения. Таким образом, в зависимости от электрического тока управления, выбранного модулем управления режимами, система 100 управления выполняет управление по замкнутому контуру скоростью XNBP либо с использованием системы 110 обработки в штатном режиме, либо с использованием системы 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками. В этом случае, когда выбран электрический ток I_nom управления в штатном режиме, локальное управление по замкнутому контуру выполняется через локальный корректор 23, сервоклапан 11 и датчик 14 положения, и глобальное управление по замкнутому контуру выполняется одновременно с помощью глобального корректора 21, преобразователя 22, локального корректора 23, сервоклапана 11, дозирующей заслонки 12, двигателя 13 и датчика 15 скорости.The mode control unit 130 receives the control current I_nom in normal operation and the control current I_deg in degraded operation mode, and supplies the control current I_com to the servo valve 11. The mode control unit 130 is configured to supply, as well as the control current I_com, an electric current I_nom control in normal mode in the absence of failure in the measurement of the position of the metering shutter 12 and electric control current in the mode of operation with degraded characteristics I_deg in case of failure. For this purpose, the mode control module may receive a failure signal Sd generated in the event of a failure of the position sensor 14 . For example, a failure signal Sd is generated by the monitoring unit 16 . Alternatively, the mode control module 130 may receive a position measurement of each of the sensors from the position sensor 14 and determine a failure based on this, in particular if there is a deviation between the two position measurements. Thus, depending on the control electric current selected by the mode control module, the control system 100 performs closed-loop control of the XNBP speed either using the normal mode processing system 110 or using the degraded mode processing system 120. In this case, when the normal control electric current I_nom is selected, the local closed loop control is performed through the local equalizer 23, the servo valve 11 and the position sensor 14, and the global closed loop control is performed simultaneously through the global equalizer 21, the converter 22, the local corrector 23, servo valve 11, metering valve 12, motor 13 and speed sensor 15.

На фиг. 3 показано управление по замкнутому контуру, выполняемое с использованием системы 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, когда выбран электрический ток I_deg управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками. Одиночный контур управления по замкнутому контуру образован прямым корректором 122, сервоклапаном 11, дозирующей заслонкой 12, двигателем 13 и датчиком 15 скорости. Управление по замкнутому контуру можно квалифицировать как «прямое», так как оно не использует результат измерения M_Pos положения дозирующей заслонки 12. Следует отметить, что прямой корректор 122 может напрямую принимать заданное значение C_XNBP скорости, как показано на фиг. 3, при отсутствии модуля 121 защиты.In FIG. 3 shows closed-loop control performed using the degraded operation processing system 120 when the degraded operation control electric current I_deg is selected. A single closed loop control loop is formed by a direct corrector 122, a servo valve 11, a metering gate 12, a motor 13 and a speed sensor 15. Closed loop control can be qualified as "direct" because it does not use the measurement result M_Pos of the position of the metering gate 12. It should be noted that the direct corrector 122 can directly receive the speed setpoint C_XNBP, as shown in FIG. 3 in the absence of the security module 121.

На фиг. 4 показан модуль 121 защиты системы 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками. Модуль 121 защиты содержит схему 30 ограничения и ограничитель 40 градиента. Схема 30 ограничения содержит первый вычитатель 31, первый усилитель 32, первый сумматор 33, оператор 34 MIN, второй вычитатель 35, второй усилитель 36, второй сумматор 37 и оператор 38 MAX. Он выполнен с возможностью приема заданного значения C_XNBP скорости вращения, измерения скорости M_XNBP вращения, измерения температуры выхлопных газов M_TM49 и измерения статического давления на входе в камеру M_PS32 сгорания и подачи заданного значения C_XNBPlim ограниченной скорости. Вычитатель 31 вычитает результат измерения температуры выхлопных газов M_TM49 из максимальной температуры TM49_MAX (TM49_MAX - M_TM49); усилитель 32 вычисляет значение E_TM49, умножая результат вычитания на температурный коэффициент K_TM49 (E_TM49 = K_TM49 × (TM49_MAX - M_TM49)); сумматор 33 суммирует результат этого умножения с результатом измерения скорости M_XNBP вращения: K_TM49 × (TM49_MAX - M_TM49) + M_XNBP; и оператор 34 MIN сравнивает результат этого сложения с заданным значением C_XNBP скорости вращения и сохраняет минимальное значение. Параллельно с этим вычитатель 35 вычитает результат измерения давления M_PS32 из минимального давления PS32_MIN (PS32_MIN - M_PS32); усилитель 36 вычисляет значение E_PS32 путем умножения результата вычитания на коэффициент K_PS32 давления (E_PS32 = K_PS32 × (PS32_MIN - M_PS32)); сумматор 37 суммирует результат этого умножения с результатом измерения скорости M_XNBP вращения (K_PS32 × (PS32_MIN - M_PS32) + M_XNBP); и оператор 38 MAX сравнивает результат этого сложения с минимальным значением, сохраняемым оператором 34 MIN, и сохраняет максимальное значение. Это максимальное значение соответствует заданному значению C_XNBPlim ограниченной скорости.In FIG. 4 shows the protection module 121 of the processing system 120 in a degraded mode of operation. The protection module 121 includes a clipping circuit 30 and a gradient clipper 40 . The limit circuit 30 includes a first subtractor 31, a first amplifier 32, a first adder 33, a MIN operator 34, a second subtractor 35, a second amplifier 36, a second adder 37, and a MAX operator 38. It is configured to receive the rotation speed setpoint C_XNBP, measure the rotation speed M_XNBP, measure the exhaust gas temperature M_TM49, and measure the combustion chamber inlet static pressure M_PS32, and supply the limited speed setpoint C_XNBPlim. The subtractor 31 subtracts the measurement result of the exhaust gas temperature M_TM49 from the maximum temperature TM49_MAX (TM49_MAX - M_TM49); amplifier 32 calculates the value of E_TM49 by multiplying the subtraction result by the temperature coefficient K_TM49 (E_TM49 = K_TM49 × (TM49_MAX - M_TM49)); the adder 33 adds the result of this multiplication with the measurement result of the rotation speed M_XNBP: K_TM49 × (TM49_MAX - M_TM49) + M_XNBP; and the MIN operator 34 compares the result of this addition with the rotation speed setpoint C_XNBP and stores the minimum value. In parallel with this, the subtractor 35 subtracts the result of the pressure measurement M_PS32 from the minimum pressure PS32_MIN (PS32_MIN - M_PS32); the amplifier 36 calculates the value E_PS32 by multiplying the subtraction result by the pressure factor K_PS32 (E_PS32 = K_PS32 × (PS32_MIN - M_PS32)); the adder 37 adds the result of this multiplication with the measurement result of the rotation speed M_XNBP (K_PS32 × (PS32_MIN - M_PS32) + M_XNBP); and the MAX operator 38 compares the result of this addition with the minimum value stored by the MIN operator 34 and stores the maximum value. This maximum value corresponds to the speed limit setpoint C_XNBPlim.

Схема 30 ограничения позволяет заблокировать работу газотурбинного двигателя 10 при температуре выхлопных газов, превышающей максимальную температуру TM49_MAX, и/или при статическом давлении на входе в камеру сгорания ниже минимального давления PS32_MIN. Действительно, когда результат измерения температуры M_TM49 приближается к максимальной температуре TM49_MAX, сумма значения E_TM49 и результат измерения скорости M_XNBP вращения (E_TM49 + M_XNBP) становится меньше заданного значения C_XNBP скорости вращения. Затем эта сумма используется в качестве заданного значения C_XNBPlim ограниченной скорости вместо заданного значения C_XNBP скорости вращения. Можно заметить, что если измерение температуры M_TM49 равно максимальной температуре TM49_MAX, заданное значение C_XNBPlim ограниченной скорости равно измерению скорости M_XNBP вращения. Аналогичным образом, когда результат измерения давления M_PS32 приближается к минимальному давлению PS32_MIN, сумма значения E_PS32 и результат измерения M_XNBP скорости вращения становятся больше, чем заданное значение C_XNBP скорости вращения. Затем эта сумма используется в качестве заданного значения C_XNBPlim ограниченной скорости вместо заданного значения C_XNBP скорости вращения. В этом примерном варианте осуществления используются только два оператора 34, 38. Тем не менее, результат сложения на выходе сумматора 37 может сравниваться с заданным значением C_XNBP скорости вращения с помощью первого оператора MAX и второго оператора MAX, сравнивающего значения этого первого оператора MAX и оператора 34 MIN. Более того, для определения заданного значения C_XNBPlim ограниченной скорости можно принимать во внимание более двух параметров. В этом случае каждый из этих параметров сравнивается с минимальным или максимальным пороговым параметром, как описано для давления PS32 и температуры TM49. Затем заданное значение C_XNBPlim является результатом максимума значений от различных операторов, каждый из которых ассоциируется с параметром.The limitation circuit 30 makes it possible to block the operation of the gas turbine engine 10 at an exhaust gas temperature exceeding the maximum temperature TM49_MAX and/or at a static pressure at the inlet to the combustion chamber below the minimum pressure PS32_MIN. Indeed, when the temperature measurement result M_TM49 approaches the maximum temperature TM49_MAX, the sum of the E_TM49 value and the rotation speed measurement result M_XNBP (E_TM49 + M_XNBP) becomes less than the rotation speed set value C_XNBP. This sum is then used as the limited speed setpoint C_XNBPlim instead of the rotation speed setpoint C_XNBP. It can be seen that if the temperature measurement M_TM49 is equal to the maximum temperature TM49_MAX, the limited speed setpoint C_XNBPlim is equal to the rotation speed measurement M_XNBP. Similarly, when the pressure measurement result M_PS32 approaches the minimum pressure PS32_MIN, the sum of the E_PS32 value and the rotation speed measurement result M_XNBP become larger than the rotation speed set value C_XNBP. This sum is then used as the limited speed setpoint C_XNBPlim instead of the rotation speed setpoint C_XNBP. In this exemplary embodiment, only two statements 34, 38 are used. However, the result of the addition at the output of the adder 37 can be compared with the rotation speed setpoint C_XNBP by using the first MAX statement and the second MAX statement comparing the values of this first MAX statement and statement 34 MIN. Moreover, more than two parameters can be taken into account to determine the speed limit setpoint C_XNBPlim. In this case, each of these parameters is compared to a minimum or maximum threshold parameter as described for pressure PS32 and temperature TM49. The given value of C_XNBPlim is then the result of the maximum values from the different statements, each of which is associated with the parameter.

Ограничитель 40 градиента принимает заданное значение C_XNBPlim ограниченной скорости и определяет заданное значение ускорения-ограниченной скорости, соответствующую заданному значению C_XNBPOK безопасной скорости. Это заданное значение C_XNBPOK ускорения-ограниченной скорости определяется таким образом, чтобы следовать заданному значению C_XNBPlim ограниченной скорости со скоростью изменения, которая меньше или равна заданному максимальному порогу ускорения. Таким образом, ограничитель 40 градиента позволяет замедлить динамику газотурбинного двигателя и избежать создания отношения расхода топлива к давлению за пределами штатных рабочих диапазонов. Ограничитель 40 градиента может принимать один или несколько параметров полета летательного аппарата и/или один или несколько рабочих параметров газотурбинного двигателя и адаптировать порог максимального ускорения в зависимости от этих параметров. В частности, максимальный порог ускорения может изменяться в зависимости от числа Маха и высоты летательного аппарата, а также от статического давления на входе в камеру PS32 сгорания.The gradient limiter 40 receives the limited speed setpoint C_XNBPlim and determines the acceleration-limited speed setpoint corresponding to the safe speed setpoint C_XNBPOK. This acceleration-limited speed setpoint C_XNBPOK is determined to follow the limited speed setpoint C_XNBPlim with a rate of change less than or equal to the maximum acceleration threshold setpoint. The gradient stopper 40 thus makes it possible to slow down the dynamics of the gas turbine engine and to avoid creating a fuel flow-to-pressure ratio outside of normal operating ranges. Gradient limiter 40 may receive one or more aircraft flight parameters and/or one or more turbine engine operating parameters and adapt the maximum acceleration threshold depending on these parameters. In particular, the maximum acceleration threshold may vary depending on the Mach number and altitude of the aircraft, as well as on the static pressure at the inlet to the combustion chamber PS32.

Температурный коэффициент K_TM49 может быть определен путем сравнения, используя модель газотурбинного двигателя, влияния увеличения скорости XNBP вращения на температуру TM49 выхлопных газов. Аналогичным образом можно определить коэффициент K_PS32 давления. Заданный максимальный порог ускорения ограничителя 40 градиента можно определить с использованием моделирования на основе модели газотурбинного двигателя, регулируемой с использованием системы обработки в штатном режиме. Это может соответствовать ускорению, с которого расход топлива превышает максимальный предел ограничителя 111 C/P.The temperature coefficient K_TM49 can be determined by comparing, using a gas turbine engine model, the effect of increasing the rotational speed XNBP on the exhaust gas temperature TM49. Similarly, the pressure factor K_PS32 can be determined. The predetermined maximum acceleration threshold of the gradient stopper 40 can be determined using simulation based on a gas turbine engine model adjusted using a normal processing system. This may correspond to an acceleration from which the fuel consumption exceeds the maximum limit of the 111 C/P limiter.

Система 100 управления может иметь чисто аппаратную архитектуру или программную архитектуру, способную выполнять компьютерную программу. Например, она может включать в себя программируемую вентильную матрицу (FPGA), процессор, микропроцессор или микроконтроллер. Более того, функциональная конфигурация элементов системы 100 управления никоим образом не ограничивает аппаратную конфигурацию этих элементов. Таким образом, в качестве примера два элемента, представленные как отдельные, на практике могут быть образованы одним и тем же электрическим или электронным компонентом или их функциями, которые исполняются одним и тем же процессором.The control system 100 may have a pure hardware architecture or a software architecture capable of executing a computer program. For example, it may include a field programmable gate array (FPGA), a processor, a microprocessor, or a microcontroller. Moreover, the functional configuration of the elements of the control system 100 in no way restricts the hardware configuration of these elements. Thus, by way of example, two elements presented as separate may in practice be formed by the same electrical or electronic component or their functions, which are executed by the same processor.

На фиг. 5 показан пример способа управления, реализующего газотурбинный двигатель и систему управления, показанную на фиг. 2. Способ 50 содержит этап 51 контроля, на котором контролируется отказ датчика 14 положения. Этот этап 51 контроля предпочтительно выполняется непрерывно или через регулярные интервалы времени. Он состоит, например, в определении отсутствия результата измерения положения или отклонения между двумя результатами измерения положения, превышающего заданный порог. При отсутствии отказа датчика 14 положения способ переходит к этапу 52 определения заданного значения расхода топлива. На этом этапе 52 заданное значение C_WF массового расхода топлива определяется в зависимости от заданного значения C_XNBP скорости вращения и результата измерения M_XNBP скорости вращения. Этап 52 выполняется глобальным корректором 21, ограничителем 111 C/P, корректором 112 защиты и модулем 113 управления коррекцией. Затем на этапе 53 преобразования заданное значение C_WF массового расхода топлива преобразуется в заданное значение C_Pos положения. Этот этап 53 выполняется преобразователем 22. На этапе 54 определения тока управления в штатном режиме определяется электрический ток I_nom управления в штатном режиме в зависимости от заданного значения C_Pos положения и результата измерения M_Pos положения. На этапе 55 приведения в действие электрический ток I_nom управления в штатном режиме подается на сервоклапан 11, чтобы переместить дозирующую заслонку 12 в желаемое положение. Когда во время этапа 51 контроля обнаруживается отказ датчика 14 положения, способ переключается на этап 56 определения заданного значения безопасной скорости. Этот этап 56 выполняется модулем 121 защиты. Он заключается в определении заданного значения C_XNBPOK безопасной скорости из заданного значения C_XNBP скорости вращения, параметров полета и рабочих параметров газотурбинного двигателя. Затем способ управления включает в себя этап 57 определения тока управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками. На этом этапе 57, выполняемом системой 120 обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, электрический ток I_deg управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками определяется в зависимости от заданного значения C_XNBPOK безопасной скорости и результата измерения M_XNBP скорости вращения. Затем на этапе 58 приведения в действие электрический ток I_deg управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками подается в сервоклапан 11, чтобы переместить дозирующую заслонку 12 в желаемое положение.In FIG. 5 shows an example of a control method implementing a gas turbine engine and the control system shown in FIG. 2. The method 50 includes a monitoring step 51 in which the failure of the position sensor 14 is monitored. This monitoring step 51 is preferably performed continuously or at regular intervals. It consists, for example, in determining the absence of a position measurement result or a deviation between two position measurement results exceeding a predetermined threshold. If there is no failure of the position sensor 14, the method proceeds to step 52 of determining the fuel flow setpoint. At this step 52, the mass fuel flow setpoint C_WF is determined depending on the rotation speed setpoint C_XNBP and the rotation speed measurement result M_XNBP. Step 52 is performed by the global equalizer 21, the C/P limiter 111, the protection equalizer 112, and the correction control module 113. Then, in a conversion step 53, the mass fuel flow setpoint C_WF is converted to the position setpoint C_Pos. This step 53 is performed by the inverter 22. In the normal driving current determination step 54, the normal driving electric current I_nom is determined depending on the position set value C_Pos and the position measurement result M_Pos. In the actuation step 55, the control current I_nom is normally applied to the servo valve 11 in order to move the metering gate 12 to the desired position. When a failure of the position sensor 14 is detected during monitoring step 51, the method switches to step 56 of determining the safe speed setpoint. This step 56 is performed by the protection module 121 . It consists in determining the safe speed setpoint C_XNBPOK from the rotational speed setpoint C_XNBP, the flight parameters and the operating parameters of the gas turbine engine. Next, the control method includes a step 57 of determining the control current in the degraded operation mode. In this step 57 performed by the degraded operation processing system 120, the degraded operation control electric current I_deg is determined depending on the safe speed set value C_XNBPOK and the rotation speed measurement result M_XNBP. Then, in actuation step 58, the degraded control electric current I_deg is supplied to the servo valve 11 to move the metering gate 12 to the desired position.

Claims

1. Control system for a gas turbine engine of an aircraft, containing:

combustion chamber (13),

fuel metering valve, including a metering damper (12), the position of which determines the volumetric flow rate of fuel injected into the combustion chamber, and an actuator (11) configured to move the metering damper depending on the control electric current (I_com),

a position sensor (14) configured to measure the position of the metering gate and supply the result of the position measurement (M_Pos),

a speed sensor (15) configured to measure the rotation speed of the gas turbine engine and supply the measurement result (M_XNBP) of the rotation speed, and

a control unit (16) configured to supply a rotation speed setpoint (C_XNBP) for detecting a position sensor failure and for generating a failure signal (Sd) in the event of a position sensor failure being detected,

wherein the control system (100) comprises:

system (110) processing in normal mode, including:

a global corrector (21) configured to receive the rotation speed setpoint (C_XNBP) and the rotation speed measurement result (M_XNBP) and to determine the mass fuel flow setpoint (C_WF) depending on the rotation speed setpoint (C_XNBP) and the measurement result (M_XNBP) ) rotation speed,

a converter (22) configured to convert the mass fuel flow setpoint (C_WF) into a position setpoint (C_Pos), and

local corrector (23) configured to receive the position setpoint (C_Pos) and the position measurement result (M_Pos) and to determine the control electric current (I_nom) in normal mode depending on the position setpoint (C_Pos) and the position measurement result (M_Pos) ,

system (120) for processing in the mode of operation with degraded characteristics, including a direct corrector (122), configured to receive a set value (C_XNBP) of the rotation speed and a measurement result (M_XNBP) of the rotation speed and determine the electric current (I_deg) of the control in the mode degraded operation depending on the speed setpoint (C_XNBP) and the measurement result (M_XNBP) of the speed, and

a mode control module (130) configured to receive a failure signal (Sd), an electric current (I_nom) for control in the normal mode, and an electric current (I_deg) for control in the degraded operation mode and supply, to the actuator (11) of the dosing valve fuel, electric current (I_nom) control in the normal mode in the absence of a failure signal, and in the event of a failure signal - the supply of electric current (I_deg) control in the mode of operation with degraded characteristics.

2. The control system according to claim 1, in which the direct corrector (122) is configured to additionally receive one or more flight parameters of the aircraft and / or one or more operating parameters of the gas turbine engine, and the electric current (I_deg) control in the mode of operation with degraded performance is additionally determined depending on the flight parameters of the aircraft and/or the operating parameters of the gas turbine engine.

3. The control system according to claim 1 or 2, wherein the degraded mode processing system (120) further includes a gradient limiter (40) configured to receive a rotation speed setpoint (C_XNBP) and determine a setpoint ( C_XNBPOK) acceleration-limited speed, wherein the acceleration-limited speed setpoint is determined to limit the rate of change of the rotational speed setpoint, wherein the acceleration-limited speed setpoint (C_XNBPOK) is used by the direct override (122) instead of the setpoint (C_XNBP) rotation speed.

4. The control system according to claim 3, in which the gradient limiter (40) is further configured to receive one or more flight parameters of the aircraft and/or one or more operating parameters of the gas turbine engine, and the specified maximum acceleration threshold is a variable that depends on flight parameters and/or operating parameters of the gas turbine engine.

5. The control system according to any one of paragraphs. 1-4, wherein the degraded mode processing system (120) further includes a limiting circuit (30) configured to receive a rotation speed setpoint (C_XNBP), a rotation speed measurement result (M_XNBP), and a gas turbine operating parameter. motor (M_TM49, M_PS32) and determining the limited speed setpoint (C_XNBPlim), whereby the limited speed setpoint (C_XNBPlim) is determined by calculating the difference between the operating parameter (M_PS32) and the specified minimum threshold parameter (PS32_MIN) or between the operating parameter (M_TM49) and by the predetermined maximum threshold parameter (TM49_MAX) by multiplying said difference by a factor related to the operating parameter (K_TM49, K_PS32), by adding the measurement result (M_XNBP) of the rotation speed with the multiplication result, and by taking as the set value (C_XNBPlim) the limited speed, maximum between the specified result of addition and a rotation speed predetermined value when a difference is calculated with respect to a minimum threshold parameter, and a minimum between a specified addition result and a rotation speed predetermined value when a difference is calculated with respect to a maximum threshold parameter.

6. The control system according to claim 5, in which the limiting circuit (30) is configured to receive, as an operating parameter, the measurement result of the pressure of the gas turbine engine (M_PS32), and the difference is calculated between the measured pressure and the specified minimum pressure (PS32_MIN), and /or the limiting circuit (30) is configured to receive, as an operating parameter, the temperature measurement result of the gas turbine engine (TM_49), wherein the difference is calculated between the temperature measurement result and the predetermined maximum temperature (TM49_MAX ).

7. Gas turbine engine for an aircraft, containing:

combustion chamber (13),

a speed sensor (15) configured to measure the rotation speed of the gas turbine engine and supply the measurement result (M_XNBP) of the rotation speed,

a control unit (16) configured to supply a rotation speed setpoint (C_XNBP) for detecting a position sensor failure and generating a failure signal (Sd) if a position sensor failure is detected, and

control system (100) according to any one of paragraphs. 1-6.

8. The gas turbine engine according to claim 7, in which the position sensor (14) comprises a first sensing element and a second sensing element, the first sensing element is configured to measure the position of the metering gate and supply the first position measurement result, and the second sensing element is configured to measuring the position of the metering gate and supplying the second measurement result, wherein the control unit (16) is configured to detect a failure of the position sensor in the event of a deviation between the first position measurement result and the second position measurement result that exceeds a predetermined threshold, or in the absence of reception of the first measurement result position and the second position measurement result.

9. A control method for a gas turbine engine of an aircraft, the gas turbine engine (10) comprising:

combustion chamber (13),

a position sensor (14) configured to measure the position of the metering gate and supply the measurement result (M_Pos) of the position,

a control unit (16) configured to supply a rotation speed setpoint (C_XNBP) for detecting a position sensor failure and generating a failure signal (Sd) in the event of a position sensor failure being detected,

wherein the control method comprises steps in which:

control (51) failure of the position sensor (14),

in the absence of a position sensor failure,

determining (52) the target value (C_WF) of the mass fuel flow depending on the target value (C_XNBP) of the rotation speed and the measurement result (M_XNBP) of the rotation speed,

converting (53) the target value (C_WF) of the mass fuel flow into the preset value (C_Pos) of the position,

determine (54) the electric control current in the normal mode (54) depending on the set value (C_Pos) of the position and the measurement result (M_Pos) of the position, and

supply (55) to the actuator (11) of the fuel metering valve electric current (I_nom) control in normal mode;

in the event of a position sensor failure,

determining (57) the electric current (I_deg) of the control in the degraded operation mode depending on the set value (C_XNBP) of the rotation speed and the measurement result (M_XNBP) of the rotation speed, and

supply (58) to the actuator (11) of the fuel metering valve electric current (I_deg) control in the mode of operation with degraded characteristics.