СПОСОБ И СИСТЕМА ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОВОЙ ТУРБИНОЙ И ГАЗОВАЯ ТУРБИНА, СОДЕРЖАЩАЯ ТАКУЮ СИСТЕМУ

Уровень техники

Изобретение относится к управлению газовой турбиной, в частности, но не исключительно, газовой турбине для авиационного двигателя, а более конкретно - турбореактивного двигателя.

В турбореактивном двигателе предусмотрены несколько контуров, в частности:

главный контур управления для коррекции скорости турбовинтового двигателя по уставке скорости в зависимости от желаемой тяги посредством воздействия на расход топлива, подаваемого в камеру сгорания газовой турбины, и локальные контуры управления для коррекции положения участков с изменяемой геометрией.

В турбовинтовом двигателе с несколькими каскадами, например, каскадом низкого давления (НД) (компрессор и турбина) и каскадом высокого давления (ВД), величиной, сервоуправление которой осуществляет главный контур управления, может быть скорость NLP вращения вала, соединяющего турбину НД с компрессоров НД. Можно использовать другую величину, в частности, степень повышения давления в компрессоре двигателя (или СПДвКД), т.е. соотношение между давлением на входе компрессора НД (или вентилятора) и давления на выходе компрессора НД (или вентилятора).

Участки с изменяемой геометрией, далее именуемые также «изменяемыми геометриями», имеют положения, корректируемые по значениям уставки в зависимости от скорости турбореактивного двигателя, которая может уменьшаться, или в течение переходных фаз (переключений с одной скорости на другую). Хорошо известными примерами изменяемых геометрий являются узлы неподвижных спрямляющих лопаток компрессора с изменяемым углом установки или регулируемые неподвижные спрямляющие лопатки (РНСЛ), клапаны для забора воздуха с целью выпуска из компрессора или регулируемые клапаны перепуска (РКП), управление которыми осуществляется на протяжении всего времени работы турбореактивного двигателя в полете, или дополнительные клапаны для забора воздуха с целью переходного выпуска из компрессора или переходные клапаны перепуска (ПКП), управление которыми осуществляется на протяжении конкретных фаз полета.

Чтобы гарантировать работу турбореактивного двигателя в звуковом режиме, в частности, чтобы избежать срывов потока компрессора, прекращения сгорания или забросов оборотов двигателя, в главный контур управления введены пороги, которые ограничивают увеличение или уменьшение расхода топлива во время запрашиваемого изменения скорости турбореактивного двигателя. Эти пороки вычисляются в зависимости от оценочного термодинамического состояния турбореактивного двигателя в случае изменения скорости. Следует отметить, что в некоторых обстоятельствах, в частности, во время последовательных переходов между скоростями, может существовать значительная разница между оценочным термодинамическим состоянием турбореактивного двигателя и его фактическим состоянием, что заставляет вводить дополнительный запас по вычисленным порогам или по размерам компрессора.

Задача и краткое описание изобретения

Задачей изобретения является устранение вышеупомянутого недостатка, и с этой целью создание, в соответствии с первым аспектом, способа управления газовой турбиной, имеющей узел компрессора с, по меньшей мере, одним участком с изменяемой геометрией, камеру сгорания и узел турбины, причем согласно способу

генерируют значение уставки расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания, на основании желаемой скорости газовой турбины,

вычисляют значения порогов, чтобы поддерживать значение уставки расхода топлива, которое больше или равно минимальному предельному значению и меньше или равно максимальному предельному значению, причем значения порогов зависят от термодинамического состояния газовой турбины, и

управляют положением участка с изменяемой геометрией путем управления исполнительным механизмом в зависимости от разности между информацией обнаруженного положения, характеризующей мгновенное положение участка с изменяемой геометрией, и информацией уставочного положения,

при этом автоматически регулируют значения порогов путем вычисления в реальном времени в зависимости от информации обнаруженного положения, характеризующей мгновенное положение участка с изменяемой геометрией, или разности между этой информацией обнаруженного положения и информацией уставочного положения.

Таким образом, изобретение примечательно тем, что за счет учета части информации, характеризующей фактическое положение с изменяемой геометрией, появляется возможность наилучшего приближения к мгновенному фактическому термодинамическому состоянию турбореактивного двигателя, чтобы вычислить пороги оптимальным образом.

Вследствие этого:

при эквивалентных рабочих характеристиках узла компрессора и управления можно увеличить время ускорения и можно понизить риски срывов потока во время перехода к большей скорости, или

при эквивалентных рабочих характеристиках управления можно оптимизировать узел компрессора путем уменьшения запаса по срыву потока, в результате чего снижается масса,

или при эквивалентных рабочих характеристиках узла компрессора можно допустить больший допуск на технические характеристики управления.

В соответствии с вариантом осуществления способа, значения порогов вычисляют в зависимости от термодинамического состояния газовой турбины, которому соответствует уставочное положение участка с изменяемой геометрией, и корректируют их в реальном времени в зависимости от разности между обнаруженным положением и уставочным положением участка с изменяемой геометрией.

В соответствии с другим вариантом осуществления способа, значения порогов вычисляют в зависимости термодинамического состояния газовой турбины путем непосредственного учета обнаруженного положения участка с изменяемой геометрией.

Участок с изменяемой геометрией может быть, по меньшей мере, одним из узла неподвижных спрямляющих лопаток с изменяемым углом установки и клапанов для забора воздуха в узле компрессора.

Вычисленные значения порогов могут быть значениями соотношения C/P для топливовоздушной смеси, где С - расход топлива, подаваемого в камеру сгорания, а P - давление на выходе узла компрессора.

В соответствии со вторым аспектом изобретения, последнее относится к системе управления газовой турбиной, имеющей узел компрессора с, по меньшей мере, одним участком с изменяемой геометрией, камеру сгорания и узел турбины, причем система управления содержит:

схему для генерирования значения уставки расхода топлива, подаваемого в камеру сгорания, в зависимости от желаемой скорости газовой турбины, причем схема для генерирования значения уставки расхода топлива содержит схему для вычисления значений порогов, чтобы поддерживать значение уставки расхода топлива, большим или равным минимальному предельному значению и меньшим или равным максимальному предельному значению, и

схему для управления положением участка с изменяемой геометрией, содержащую датчик положения, чтобы выдавать информацию, характеризующую обнаруженное положение участка с изменяемой геометрией, исполнительный механизм, действующий на участок с изменяемой геометрией, чтобы управлять его положением, и схему для управления исполнительным механизмом с целью коррекции положения участка с изменяемой геометрией по уставочному положению,

при этом в системе управления, соответствующей изобретению, схема для вычисления значений порогов соединена со схемой для управления положением участка с изменяемой геометрией, чтобы автоматически регулировать значения порогов путем вычисления в реальном времени в зависимости от обнаруженного положения участка с изменяемой геометрией или от разности между обнаруженным положением и уставочным положением.

В соответствии с вариантом осуществления, схема для вычисления значений порогов выполнена с возможностью вычисления значений порогов в зависимости от термодинамического состояния газовой турбины, которому соответствует уставочное положение участка с изменяемой геометрией, и коррекции вычисленных значений порогов в соответствии с разностью между обнаруженным положением и уставочным положением участка с изменяемой геометрией.

В соответствии с другим аспектом, схема для вычисления значений порогов выполнена с возможностью вычисления значений порогов в зависимости от термодинамического состояния газовой турбины путем непосредственного учета обнаруженного положения участка с изменяемой геометрией.

В соответствии с конкретной особенностью системы управления, схема для вычисления значений порогов соединена с, по меньшей мере, одной схемой для управления положением участка с изменяемой геометрией, выбранного из узла неподвижных спрямляющих лопаток с изменяемым углом установки и клапанов для забора воздуха в узле компрессора.

В соответствии с другой конкретной особенностью системы настройки, схема для вычисления значений порогов выполнена с возможностью вычисления значений порогов соотношения C/P для топливовоздушной смеси, где С - расход топлива, подаваемого в камеру сгорания, а P - давление на выходе узла компрессора.

В соответствии с еще одним из его аспектов, изобретение относится к газовой турбине, в частности, турбореактивного двигателя самолета, снабженной системой управления, описанной выше.

Краткое описание чертежей

Изобретение станет понятнее после прочтения нижеследующего описания, носящего иллюстративный, а не ограничительный характер, и приводимого со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:

фиг.1 - схематичная иллюстрация газотурбинного двигателя самолета;

фиг.2 - блок-схема системы для управления турбореактивным двигателем в соответствии с известным уровнем техники;

фиг.3 и 4 - кривые, иллюстрирующие изменение расхода топлива и величины, характеризующей соотношение параметров (С/Р) топлива и воздуха в топливовоздушной смеси в зависимости от скорости (или сниженной скорости);

фиг.5 - изменение угла установки неподвижных спрямляющих лопаток с изменяемым углом установки в компрессоре в зависимости от соотношения N/ , где N - скорость вращения вала, приводящего в движение компрессор, а T - температура на входе компрессора; и

фиг.6 и 7 - блок-схемы системы управления турбореактивного двигателя в соответствии с первым и вторым вариантами осуществления изобретения.

Подробное описание вариантов осуществления изобретения

Нижеследующее описание приводится в пределах объема притязаний заявки применительно к турбореактивным двигателям самолетов. Однако изобретение применимо к авиационным газовым турбинам других типов, таким как турбины вертолетов, или к промышленным турбинам.

На фиг.1 очень схематично показан двухкаскадный турбореактивный двигатель 10 для самолета. Турбореактивный двигатель 10 содержат камеру 11 сгорания, снабженную инжекторами, при этом горючие газы проходят из камеры 11, приводя в действие турбину 12 ВД и турбину 13 НД. Турбина 12 ВД соединена посредством вала ВД с компрессором 14 ВД, подавая сжатый воздух в камеру 11 сгорания, а турбина 13 НД соединена посредством вала НД с вентилятором 15 на входе турбореактивного двигателя.

Вариант осуществления системы управления в соответствии с известным уровнем техники схематически изображен на фиг.2.

Система управления содержит главный контур 100 управления для коррекции скорости турбореактивного двигателя по значению, соответствующему желаемой тяге. В иллюстрируемом примере, корректируемая величина представляет собой скорость NLP вращения вала 16 НД.

Главный контур управления содержит генератор 102 функций, который принимает информацию уставки тяги, обычно выражаемую углом рычага тяги α_man, и который преобразует эту часть информации в значение NLP* уставки скорости вала НД.

Датчик (не показан) выдает соответствующую информацию о мгновенном фактическом значении NLP вала НД. Компаратор 104 выдает разностный сигнал εNLP, знак и амплитуда которого отражают фактическое значение разности между сигналами NLP* и NLP.

Разностный сигнал εNLP преобразуется корректирующей схемой 106 пропорционально-интегрально-дифферинциального (ПИД) типа в значение характеризующего уставку (C/P)* для соотношения компонентов топливовоздушной смеси, где С - расход топлива, подаваемого в камеру сгорания, а P - давление на выходе узла компрессора. Давление Р, по существу, является давлением, преобладающим в камере сгорания, которое характеризует поток воздуха, подаваемый в эту камеру, значение C/P характеризует соотношение топлива и воздуха в топливовоздушной смеси (соотношение между потоком топлива и потоком воздуха, подаваемыми в камеру сгорания).

Схема 108 установления порогов принимает значение (C/P)* уставки C/P, а также значения опорного или максимального порога C/P_max для величины C/P, а также опорного или минимального порога C/P_min для той же величины. Пороги C/P_max и C/P_min выдаются, например, вычислительной схемой 110, например, встроенной в блок управления двигателя БУД, турбореактивного двигателя.

Схема 108 выдает значение (C/P)** уставки порога таким образом, что:

(C/P)** = (C/P)*, если (C/P)* ≤ C/P_max и (C/P)* ≥ C/P_min;

(C/P)** = C/P_max, если (C/P)* > C/P_max, и

(C/P)** = C/P_min, если (C/P)* < C/P_min.

Схема 112 принимает значение (C/P)** уставки порога и информацию, характеризующую давление P30 на выходе компрессора НД, и выдает значение C* уставки расхода топлива для управления дозирующим устройством 122 дозатора 120 топлива для подачи потока топлива, соответствующего уставке C*, в камеру сгорания.

Дозирующее устройство 122 обычно является дозирующим устройством с постоянной разностью давлений между его входом, соединенным с магистралью 124 для подачи сжатого топлива, и его выходом, соединенным через магистраль 126 с инжекторами камеры сгорания турбореактивного двигателя, а подаваемый поток пропорционален положению подвижного элемента дозирующего устройства. Генератор 114 функций преобразует заданное значение C* в значение XD* уставки положения.

Компаратор 116 принимает значение XD* уставки положения и значение XD фактического положения, выдаваемого датчиком 128 положения, связанным с дозирующим устройством, и вычисляет разность εXD между XD* и XD. Корректирующая схема 118 ПИД-типа принимает разность εXD и генерирует величину, характеризующую силу тока, управляющего сервоклапаном 130, связанным с дозирующим устройством 122, чтобы привести последнее в назначенное положение, которое вследствие этого должно привести расход впрыскиваемого топлива к желаемому значению C*.

На фиг.3 показано изменение расхода С топлива в зависимости от скорости N турбореактивного двигателя.

Кривые CD и CE на фиг.3 отображают линию срыва потока компрессора и линию угасания для обедненной смеси. Кривая C_max отображает максимальный порог значения расхода и, по существу, параллельна кривой CD, располагаясь ниже последней, чтобы обеспечить запас d₁C надежности. Кривая C_min отображает минимальный порог значения расхода и, по существу, параллельна кривой CE, располагаясь выше последней, чтобы обеспечить запас d₂C надежности.

При переключении со скорости ID холостого хода на скорость FP при полной мощности, расход топлива сначала значительно увеличивается до тех пор, пока не достигает кривой C_max, и следует последней до достижения значения, соответствующего скорости FP. И наоборот, при переключении со скорости FP на скорость ID, расход топлива сначала значительно уменьшается до тех пор, пока не достигает кривой C_min, и следует последней до достижения значения, соответствующего скорости ID.

Кривая CN иллюстрирует значение расхода в стабилизированных условиях.

Фиг.4 аналогичным образом иллюстрирует изменение величины C/P в зависимости от скорости N турбореактивного двигателя.

Кривая (C/P)N отображает значение в стабилизированных условиях. Заметно, что оно в данном случае постоянно, отображая инвариантность турбореактивного двигателя.

Кривые (C/P)D и (C/P)E отображают линию срыва потока компрессора и линию угасания для обедненной смеси, а линии (C/P)max и (C/P)min отображают максимальные и минимальные опорные значения или значения порогов соотношения C/P.

Проиллюстрировано также изменение C/P в переходных условиях от скорости ID до скорости FP и наоборот.

Для заданного турбореактивного двигателя, Значения (C/P)_max и (C/P)_min порогов зависят от некоторого количества параметров.

Так, (C/P)_max зависит от скорости NHP вращения вала, соединяющего турбину ВД с компрессором ВД, температуры T25 на входе компрессора ВД, давления P_i на входе в компрессор угла i падения (угла между осью самолета и направлением перемещения), угла скольжения самолета, заранее определенных допустимых минимальных значений, в частности, для NHP, NLP, P30 и температуры T50 на выходе турбины НД, с учетом положения, которым должно быть положение изменяемых геометрий для релевантной скорости турбореактивного двигателя.

Аналогичным образом, (C/P)_min зависит от скорости NHP, от температуры T25, от давления P30 и минимальных допустимых значений, в частности для NHP, NLP, P30, с учетом положения, которым должно быть положение изменяемых геометрий для релевантной скорости.

Чтобы облегчить операции вычисления в реальном времени, значения (C/P)_max и (С/Р)_min вычисляются схемой 110 следующим образом:

(C/P)_max = F₁ (N, T, P_i, I,…),

(C/P)min = F₂ (N, T, P_i, i,…),

где N - мгновенное значение NHP, T - мгновенное значение T25, P_i - мгновенное значение давления на входе двигателя, а i - угол падения, причем эти значения выдаются датчиками, а функции F₁, F₂ уже объединяют другие инвариантные параметры турбореактивного двигателя, включая положения уставок VG для текущих условий.

Определение значений (C/P)_max и (C/P)_min порогов в зависимости от характеристик компрессоров и термодинамических характеристик двигателя осуществляется способом, который сам по себе известен.

Определение значений (C/P)_max порогов (главным образом - защищающих от срыва потока компрессора) осуществляют путем теоретического вычисления при определении размеров компрессора, при этом характеристику срыва потока компрессора вычисляют в виде Pвых/Pвх = F(N/ ), а потом эту характеристику подтверждают испытаниями компрессора. Эту характеристику переписывают в области, которая может использоваться блоком управления, т.е. C/P = F(N/ ), причем эти параметры N, С, Р, T доступны для блока управления и могут быть впоследствии подтверждены и отрегулированы посредством испытаний двигателя.

Определение значений (C/P)_min порогов (главным образом - защищающих от угасания обедненной смеси двигателя) осуществляют путем теоретического вычисления при определении размеров камеры сгорания, при этом характеристику угасания камеры вычисляют в виде (расход топлива)/(расход воздуха), а потом эту характеристику подтверждают испытаниями камеры. Эту характеристику переписывают в области, которая может использоваться блоком управления, т.е. C/P=F(N), причем эти параметры N, С, Р доступны для блока управления и могут быть впоследствии подтверждены и отрегулированы посредством испытаний двигателя.

Эти значения порогов обычно выражают в структурах кривых или уравнений, которые сможет обрабатывать блок управления двигателя.

Система управления согласно фиг.2 также содержит, по меньшей мере, один локальный контур 200 управления для изменяемой геометрии 210, например, контур управления углом установки неподвижных спрямляющих лопаток компрессора ВД с изменяемым углом установки, обеспечивающий адаптацию отклонений потока воздуха в компрессоре ВД к условиям турбореактивного двигателя.

В данном случае, положение изменяемой геометрии корректируется по скорости NHP вала 18 ВД.

Генератор 202 функций принимает величину, характеризующую NHP, выдаваемую датчиком скорости, и вырабатывает значение XVG* уставки для положения изменяемой геометрии. В случае лопаток компрессора с изменяемым углом установки, значение уставки угла γ установки лопаток изменяется, как показано на фиг.5, в зависимости от N/ ), где N - скорость вращения вала. Приводящего в действие компрессор, а T - температура на входе последнего. В данном случае, N=NHP, а T=T25. Поэтому генератор 202 функций также принимает информацию, характеризующую температуру T25.

Датчик 212 положения выдает величину XVG, характеризующую фактическое положение изменяемой геометрии 210. Датчик 212 положения связан, например, с исполнительным механизмом цилиндра, управляющим положением изменяемой геометрии 210.

Компаратор 204 принимает величины XVG* и XVG и выдает в корректирующую схему 206, например ПИД-типа, значение εXVG, характеризующее разность между XVG* и XVG.

Корректирующая схема 206 вырабатывает величины, характеризующие силу управляющего тока для сервоклапана 214, связанного с исполнительным механизмом изменяемой геометрии, чтобы привести положение последней к значению уставки.

Фиг.6 и 7 иллюстрируют два варианта осуществления системы управления в соответствии с изобретением.

На фиг.6 и 7 элементы, общие с элементами системы управления согласно фиг.2, обозначены теми же позициями, а их повторное пояснение приводиться не будет.

Система управления согласно фиг.6 отличается от системы управления согласно фиг.2 тем, что схема 110 для вычисления максимального и минимального порогов для C/P соединена с выходом компрессора 204 для приема информации, характеризующей разность εXVG между уставочным положением и фактическим положением изменяемой геометрии, причем такая разность, возможно, весьма значительна и вносит возмущения в переходных условиях.

Тогда максимальное значение порога для C/P, выдаваемое схемой 108 задания порогов, представляет собой модифицированное значение (C/P)_max', автоматически вычисляемое в реальном времени, так что:

(C/P)_max' = (C/P)_max + k₁×εXVG,

где (C/P)_max вычисляется так, как показано применительно к фиг.2, а k₁ - коррекционный коэффициент, который характеризует коэффициент влияния положения релевантной изменяемой геометрии на линии срыва потока.

Аналогичным образом, минимальное значение порога для C/P, выдаваемое схемой 108 задания порогов, представляет собой модифицированное значение (C/P)_min', автоматически вычисляемое в реальном времени, так что:

(C/P)_min' = (C/P)_min + k₁×eXVG,

где (C/P)_min вычисляется так, как показано применительно к фиг.2, а k₂ - коррекционный коэффициент, который характеризует коэффициент влияния положения релевантной изменяемой геометрии на линии угасания обедненной смеси.

k₁ и k₂ могут быть положительными или отрицательными.

k1 определяют посредством поиска линии (C/P)1 срыва потока при заданном геометрическом угле ang1, а затем - поиска линии (C/P)2 срыва потока при другом геометрическом угле ang2, чтобы определить его влияние:

k1 = [(C/P)2-(C/P)1]/[ang2-ang1];

k2 определяют посредством поиска линии (C/P)1' срыва потока при заданном геометрическом угле ang1', а затем - поиска линии (C/P)2' срыва потока при другом геометрическом угле ang2', для определения его влияния:

k2 = [(C/P)2'-(C/P)1']/[ang2'-ang1'].

Система управления согласно фиг.7 отличается от системы управления согласно фиг.2 тем, что схема 110 для минимального и максимального порогов для C/P соединена с датчиком 212 положения, чтобы принимать информацию, характеризующую фактическое положение XGV изменяемой геометрии.

Вычислительная схема 110 автоматически генерирует посредством вычисления в реальном масштабе времени максимального и минимального значений (C/P)_max” и (C/P)_min” порогов следующим образом:

(C/P)_max” = F'₁ (N, T, P,..., XVG),

(C/P)_min" = F'₂ (N, T, P,..., XVG),

где F'₁ и F'₂ отличаются от функций F₁ и F₂ тем, что они объединяют инвариантные параметры газотурбинного двигателя с положениями изменяемых геометрий (ИГ) в релевантный момент (а не значения их уставок).

Для определения значений (C/P)_max” и (C/P)_min” порогов и их выражения, обработка данных ведется аналогично определению и выражению значений (C/P)_max и (C/P)_min порогов.

В вариантах осуществления согласно фиг.6 и 7 учитывается фактическое положение изменяемой геометрии. Однако в зависимости от влияния, которое они могут иметь, можно учитывать точные положения нескольких изменяемых геометрий, выдавая в вычислительную схему 110 информацию, характеризующую разности между уставочным положением и фактическим положением или характеризующую фактические положения разных изменяемых геометрий.

Изобретение примечательно тем, что обеспечивает лучший учет фактического термодинамического состояния газотурбинного двигателя, чтобы оптимизировать значения порогов.

По сравнению с известным уровнем техники, для заданного компрессора, уменьшается риск срыва потока или угасания, связанного с ошибочным рассмотрением термодинамического состояния газотурбинного двигателя, и можно увеличить времена ускорения при изменении скорости.

Еще одна обеспечиваемая возможность заключается в уменьшении запаса относительно линии срыва потока, а значит - и в оптимизации конструкции компрессора.

Другие обеспечиваемые возможности для заданного компрессора заключаются в допустимости пониженных рабочих характеристик органов сервоуправления изменяемыми геометриями, обеспечивающей уменьшенные размеры и массу, или в обеспечении повышения стойкости к отказам, поскольку в случае отказа уставка и положение оказываются разными.