способ управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя

Формула изобретения

Способ управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, согласно которому контролируют частоту вращения ротора низкого давления, сравнивают ее с программной и полученный управляющий сигнал подают на исполнительный механизм для регулирования частоты вращения ротора воздействием на площадь критического сечения реактивного сопла, отличающийся тем, что программное значение частоты вращения ротора низкого давления определяют как сумму программных значений частот вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель и положения рычага управления двигателем.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано для управления работой двухконтурных газотурбинных двигателей (ГТД) летательных аппаратов за счет регулирования частоты вращения ротора низкого давления ГТД, которое осуществляется воздействием на площадь критического сечения реактивного сопла.

Известен способ управления ГТД, при котором измеряют температуру и давление воздуха на входе в двигатель, давление в двигателе и частоту вращения ротора двигателя соответствующими датчиками температуры, давления и частоты вращения и осуществляют управление двигателем в соответствии с алгоритмом, использующим сигналы датчиков параметров воздуха на входе для формирования заданных значений регулируемых параметров системы автоматического управления, причем при отказе какого-либо одного из датчиков параметров воздуха на входе в двигатель, проводят "виртуальное" измерение сигнала отказавшего датчика, для чего предварительно формируют, функциональную зависимость между давлением в двигателе и частотой вращения в приведенных координатах и при "виртуальном" измерении сигнала отказавшего датчика, сначала определяют приведенное значение одного из этих параметров по сигналу работающего датчика параметра воздуха на входе в двигатель, определяют соответствующее ему значение другого приведенного параметра по функциональной зависимости и вводят его значение в другое соотношение для приведения, а затем вычисляют по нему значение сигнала отказавшего датчика и вычисленное значение вводят в систему автоматического управления для формирования заданных значений регулируемых параметров (см. опубликованную заявку № 2006114247, кл. F02C 9/28, 2006 г.).

Данный способ сложен в осуществлении, характеризуется значительной инерционностью и невысокой точностью.

Известен реализуемый системой способ регулирования частоты вращения ротора низкого давления ГТД, согласно которому снимают сигнал с датчика частоты вращения ротора низкого давления, сравнивают его с заданным значением и формируют сигнал рассогласования между фактическим и заданным значениями частоты вращения ротора низкого давления. Полученный сигнал рассогласования дифференцируют, усиливают и суммируют с сигналом датчика давления воздуха на входе в ГТД и полученный управляющий сигнал подают на исполнительный механизм, осуществляющий регулирование частоты вращения ротора низкого давления (см. патент РФ № 1066265, кл. F02C 9/28, 1994 г.) - наиболее близкий аналог.

В результате анализа известного способа необходимо отметить, что он обладает высокой помехоустойчивостью, для него характерны довольно высокое быстродействие и запасы устойчивости системы в широком диапазоне изменения условий работы ГТД в том числе, при изменении внешних условий, на переходных и установившихся режимах, что существенно расширяет возможность использования такого способа.

Однако данный способ не предусматривает возможности регулирования условий работы ГТД пилотом в процессе работы ГТД, а также оперативных компенсаций возмущений в газовоздушном тракте ГТД на дроссельных режимах.

Техническим результатом настоящего изобретения является разработка способа управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного ГТД, обеспечивающего повышение оперативности управления и экономичности ГТД по топливу, за счет однозначного регулирования скольжения частот вращения роторов низкого и высокого давлений:

где _руд - положение рычага управления двигателем;

n_квд - частота вращения ротора высокого давления;

n_кнд - частота вращения ротора низкого давления;

Т_вх - температура воздуха на входе в двигатель.

Указанный технический результат обеспечивается за счет того, что в способе управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного газотурбинного двигателя, согласно которому контролируют частоту вращения ротора низкого давления, сравнивают ее с программной и полученный управляющий сигнал подают на исполнительный механизм для регулирования частоты вращения ротора воздействием на площадь критического сечения сопла, новым является то, что программное значение частоты вращения ротора низкого давления определяют как сумму программных значений частот вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в газотурбинный двигатель и положения рычага управления двигателем.

Сущность изобретения поясняется графическими материалами, на которых представлена схема реализующей способ системы управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного ГТД.

Система управления ГТД 1, реализующая заявленный способ, содержит исполнительный механизм 2, который может быть выполнен различным образом например, в виде гидроцилиндра или электродвигателя. Механизм 2 связан с регулятором 3. Регулятор предназначен для выработки управляющего сигнала и подачи его на исполнительный механизм. В качестве регулятора используется стандартный гидромеханический блок. Вход регулятора 3 связан с выходом элемента сравнения 4, первый вход которого имеет возможность связи с датчиком частоты вращения ротора низкого давления (n).

Система оснащена первым 5 и вторым 6 программными устройствами, а также сумматором 7, выход которого связан со вторым входом элемента сравнения 4.

Входы первого 5 и второго 6 программных устройств имеют возможность соединения соответственно с датчиком температуры воздуха (Т _вх) на входе в ГТД и с датчиком положения рычага (не показан) управления двигателем (РУД) ( _руд).

Первое программное устройство 5 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°₁) в зависимости от внешних условий (Т_вх).

Второе программное устройство 6 предназначено для формирования программного значения частоты вращения ротора низкого давления (n°₂ ) в зависимости от положения РУД ( _руд).

Первое 5 и второе 6 программные устройства могут быть выполнены различным известным образом, например, в виде профилированных кулачков, рабочие профили которых обеспечивают получение заданных характеристик на выходе.

Выходы программных устройств 5 и 6 связаны с входами сумматора 7, выход которого, как уже упоминалось выше, связан со вторым входом элемента сравнения 4.

Способ управления частотой вращения ротора низкого давления двухконтурного ГТД осуществляют следующим образом.

Перед эксплуатацией ГТД его программные устройства 5 и 6 настраивают на заданные параметры:

- в программном устройстве 5 реализуется заданная зависимость n°₁=f(T_вx), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением Т _вх, выбираемых из условия обеспечения высотно-скоростных характеристик ГТД;

- в программном устройстве 6 реализуется заданная зависимость n°₂=f( _руд), обеспечивающая желаемое значение частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от внешних условий, характеризуемых значением _руд, выбираемых из условия обеспечения дроссельных характеристик ГТД. Оптимальные значения n°₂=f(T _вx) и n°₂=f( _руд) определяются на этапе проектирования ГТД и могут уточняться при его испытании и эксплуатации.

В процессе работы ГТД параметры Т_вх, n с датчиков поступают на:

Т_вх - на программное устройство 5;

n - на первый вход элемента сравнения 4;

сигнал, характеризующий положение рычага управления двигателя ( _руд), - на программное устройство 6.

В результате на первом программном устройстве 5 формируется программный управляющий сигнал частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от температуры воздуха на входе в ГТД (n° ₁), а на втором программном устройстве 6 формируется программный управляющий сигнал частоты вращения ротора низкого давления (n° ₂) в зависимости от положения РУД. Указанная зависимость формируется заранее расчетным путем или в результате испытаний двигателя на стенде так, чтобы удельный расход топлива был минимальным.

На основе сигналов (n°₁) и (n° ₂) в сумматоре 7 формируется программный управляющий сигнал (n°) и подается на второй вход элемента сравнения 4, где сравнивается с сигналом (n) датчика частоты вращения ротора низкого давления.

Выходной управляющий сигнал с выхода элемента сравнения 4 ( n) поступает в регулятор 3, где формируется сигнал требуемого положения исполнительного механизма 2. С регулятора 3 управляющий сигнал (F_c) поступает на исполнительный механизм 2, исполнительный орган которого регулирует соответствующим образом скорость вращения ротора низкого давления за счет изменения площади критического сечения реактивного сопла.

Система отрегулирована таким образом, что на установившихся режимах работы ГТД сигналы (n), (n°) компенсируют друг друга и сигнал (F _c) равен нулю. В противном случае исполнительный механизм регулируют таким образом, чтобы данное значение стремилось к нулю.

Заявленный способ обеспечивает оптимальное соотношение частот вращения ротора высокого давления и ротора низкого давления и, тем самым, обеспечивает высокую экономичность ГТД по топливу на дроссельных режимах и в полете, а также обеспечивает быстрое перекрывание (компенсацию) возмущения по газовоздушному тракту за счет применения управления от РУД.