Способ и устройство автоматического управления подачей топлива

Способ и устройство автоматического управления подачей топлива

Реферат

Изобретение относится к области авиационной техники, а более точно касается автоматического управления подачей топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя самолета.

Известен способ замкнутого автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания силовой установки летательного аппарата, в том числе газотурбинного двигателя самолета, при котором управление подачей топлива в основные камеры сгорания (ОКС) осуществляют по сигналу рассогласования фактического и заданного значений регулируемого параметра, характеризующего работу двигателя, например, датчика частоты вращения ротора компрессора до обнуления сигнала рассогласования. (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976, стр.76-77).

Такая система замкнутого регулирования имеет невысокое качество регулирования переходных процессов маневренного самолета, возникающих при резком изменении давления на входе в двигатель, а, значит, и расхода воздуха, сопровождающихся заметными «провалами» и «забросами» параметров ГТД. Такая система требует задания более высоких запасов газодинамической устойчивости и не использует весь потенциал двигателя.

Наиболее близким техническим решением является способ автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором выходные сигналы датчиков частоты вращения ротора и давления воздуха за компрессором поступают в систему управления, включающую замкнутую систему управления и быстродействующий программный регулятор. Замкнутая система управления обнуляет рассогласование между задаваемым значением n_kзад частоты ротора вращения и фактическим и обеспечивает устойчивый режим. (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976 г., стр.233).

Быстродействующий программный регулятор действует в соответствии со встроенной программой управления на переходных режимах приемистости ГТД. Он может обеспечивать закон G_T=KP_кf(n_к,T_BX), где G_T - расход топлива, Р_к - давление воздуха за компрессором, n_к - текущая частота вращения ротора компрессора, Т_вх - температура воздуха на входе в двигатель, K - настроечный коэффициент (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. / Под ред. А.А.Шевякова, М., Машиностроение, 1976 г., стр.235-236). Такое управление осуществлено практически на всех современных авиационных ГТД.

В такой системе подачей топлива управляют два параллельно воздействующих на топливный кран регулятора, один из которых работает по замкнутой схеме, обеспечивая установившейся режим, а другой быстродействующий программный регулятор обеспечивает закон управления на переходных режимах приемистости газотурбинного двигателя (ГТД). При этом программный регулятор настраивается на значение G_T, превышающее на 20-40% потребное значение G_T на установившемся режиме, для обеспечения приемистости, и работает как ограничитель G_T.

При резком изменении давления воздуха на входе в двигатель Р_вх могут возникать «забросы» и «провалы» параметров компрессора ГТД.

При известном построении системы управления забросы параметров ГТД при резком падении давления воздуха на входе парируются в основном быстродействующим программным регулятором (т.к. изменение Р_вх вызывает пропорциональное изменение Р_к, а значит, и G_T).

Так как программный регулятор настроен на значение G_T, превышающее потребное значение на установившемся режиме, то избежать «забросов» параметров не удается, хотя эти «забросы» меньше, чем в схеме без программного регулятора.

Что касается «провалов» параметров при увеличении Р_вх, то качество процесса в системах аналога и прототипа идентично, так как эти провалы парируются только замкнутым регулятором за счет увеличения G_T с недостаточным для данного возмущения быстродействием (программный регулятор ограничивает только забросы топлива).

Одним из проблемных моментов управления подачей топлива в основные камеры сгорания ГТД маневренных самолетов является качество переходных процессов при резких изменениях давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх), а значит и расхода воздуха, сопровождающихся заметными провалами и забросами параметров ГТД.

К числу таких возмущений на входе в ГТД с градиентом изменения давления воздуха до 50%/с относят резкие изменения угла атаки самолета, стрельбы, перестройка воздухозаборника, явление «пелены» в воздухозаборнике (для самолетов нового поколения указанный градиент составляет 150%/с).

Эффективно устранить «забросы» («провалы») параметров ГТД при таких возмущениях замкнутыми регуляторами не удается из-за недостаточного их быстродействия (повышение быстродействия ограничено запасами устойчивости замкнутой системы управления).

В основу изобретения положена задача создания способа и устройства подачи топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, позволяющих повысить надежность ГТД, за счет повышения качества управления при резких изменениях Р_вх с сохранением потребной для ГТД приемистости.

Технический результат - повышение качества управления путем создания системы регулирования, практически инвариантной к возмущениям по Р_вх.

Поставленная задача решается тем, что в способе автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором определяют разность между фактическим и заданным значениями параметра, определяющего работу двигателя, формируют пропорциональный разности управляющий сигнал, который поступает в систему управления, включающую программный регулятор, действующий в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, пропорциональный разности управляющий сигнал подают в программный регулятор и автоматически изменяют им настроечную величину до обнуления сигнала рассогласования, а управление подачей топлива осуществляют воздействием на привод дозирующего механизма по выходному сигналу программного регулятора.

В качестве фактического значения параметра, определяющего работу двигателя, может быть использован сигнал датчика частоты вращения ротора или температуры газа за турбиной.

Программный регулятор может действовать в соответствии с алгоритмом: G_T=KP_к, где G_T - расход топлива, Р_к - давление воздуха за компрессором, К - настроечный параметр.

Поставленная задача решается также тем, что в устройстве автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, содержащем элемент сравнения, один вход которого связан с датчиком параметра, определяющего работу двигателя, а другой служит для ввода заданного значения того же параметра, блок формирования управляющего сигнала, вход которого соединен с выходом элемента сравнения, программный регулятор для подачи топлива по давлению воздуха, один вход которого связан с датчиком давления воздуха, программный регулятор дополнительно снабжен узлом автоматической настройки для изменения программы соответственно рассогласованию, вход которого соединен с блоком формирования управляющего сигнала и является дополнительным входом в программный регулятор, при этом выход программного регулятора связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания.

Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, может служить датчик частоты вращения ротора либо датчик температуры компрессора.

В дальнейшем описание поясняется чертежом, на котором представлена принципиальная структурная схема устройства автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета для осуществления способа согласно изобретению.

Устройство автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя (ГТД) маневренного самолета содержит элемент сравнения 1, блок 2 формирования управляющего сигнала, программный регулятор 3 для подачи топлива по давлению воздуха.

Элемент сравнения 1 одним входом 5 связан с датчиком параметра, определяющего работу двигателя, другой вход 6 служит для ввода заданного значения того же параметра, а выход 7 соединен с входом блока 2 формирования управляющего сигнала.

Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, служит датчик 8 частоты вращения ротора компрессора. Датчиком параметра, определяющим работу двигателя, может быть также другой датчик, например датчик температуры газа за турбиной.

Блок 2 формирования управляющего сигнала содержит последовательно соединенные счетно-решающее дифференцирующее устройство и интегратор.

Программный регулятор 3, согласно изобретению, дополнительно снабжен узлом 4 автоматической настройки для изменения программы по сигналу рассогласования, вход которого соединен с выходом блока 2. Программный регулятор 3 связан с датчиком 9 давления воздуха в двигателе и имеет программу для действия в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха и содержащим настроечную величину.

Программный регулятор 3 может иметь программу для действия в соответствии с алгоритмом G_T=KP_к, где G_T - расход топлива, Р_к - фактическое давление воздуха за компрессором, К - настроечный параметр, меняющийся по сигналу (n_к-n_кзад), где n_к и n_кзад - соответственно фактическая и заданная частота вращения ротора компрессора.

Выход программного регулятора 3 связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания.

В электронном исполнении узел 4 автоматической настройки для изменения программы соответственно рассогласованию может быть выполнен на известных микросхемах, в гидромеханическом исполнении - в виде управляемого по сигналу рассогласования сервопоршня, воздействующего на настроечный элемент программного регулятора.

В качестве привода используют сервопоршень 10 управления краном, дозирующий кран 11 снабжен датчиком 12 положения крана. Датчик 12 связан выходом с программным регулятором 3.

Устройство работает следующим образом.

На установившемся режиме работы двигателя, фактическое значение параметра, характеризующего работу двигателя, - частоты вращения ротора или температуры газа за турбиной, равно заданному значению и сигнал на выходе программного регулятора 3 отсутствует.

При изменении давления воздуха на входе в двигатель (Р_вх) изменяется параметр, характеризующий работу двигателя, например, частота вращения ротора компрессора, что приводит к возникновению разности Δn_к между фактическим n_к и заданным n_кзад значением. На выходе 7 элемента сравнения 1 появляется сигнал, который поступает в блок 2 формирования управляющего сигнала.

Сформированный в блоке 2 сигнал, пропорциональный разности Δn_к=n_к-n_кзад, поступает в узел 4 автоматической настройки программного регулятора 3 и изменяет настроечный параметр К в программе до тех пор, пока не установится расход топлива, соответствующий n_к=n_кзад.

Для обеспечения закона управления в программном регуляторе сравниваются сигналы датчиков 9 и 12 (давления в компрессоре и положения дозирующего топливного крана, соответственно). По результатам сравнения на выходе программного регулятора 3 появляется выходной сигнал, который поступает на вход узла 10 управления краном и изменяет положение дозирующего крана 12. Изменение положения крана 12 приводит к изменению подачи топлива в основные камеры сгорания ГТД. Указанный процесс изменения подачи топлива происходит до тех пор, пока не снимется управляющий сигнал, пропорциональный Δn_к на входе узла 4 автоматической настройки программного регулятора 3, т.е. пока не обнулится сигнал рассогласования и не установится расход топлива G_T, соответствующий значению n_к=n_кзад.

Из условия гидродинамического подобия режимов ГТД при возмущениях по Р_вх потребный расход топлива меняется пропорционально Р_вх, в предлагаемом устройстве аналогично меняется и потребный расход топлива быстродействующим программным регулятором без изменения n_к, а значит и сигнала n_к-n_кзад, т.к. настройка программного регулятора по параметру К соответствовала установившемуся режиму до возмущения по Р_вх, т.е. при n_к=n_кзад.

Поэтому быстродействующим программным регулятором практически без перерегулирования установится режим, соответствующий новому значению Р_вх.

Таким образом, предлагаемая система управления становится практически инвариантной к возмущениям по Р_вх, т.е. при возмущениях по Р_вх n_к не меняется и соответствует n_кзад.

Функциональная зависимость G_T от n_к позволяет эффективно проводить приемистость и сброс режима путем обеспечения изменения программы от максимально обогащенной (при K_mах) - для обеспечения приемистости, до максимально бедной (при K_min) - для обеспечения сброса режима. Потребный диапазон изменения К обеспечивается узлом 4. При этом, если n_кзад>n_к, то устанавливается К_mах, а при n_кзад<n_к - K_min.

Предлагаемое техническое решение может служить для защиты турбины двигателя от перегрева при помпаже, а в ряде случаев и выводить из помпажного срыва, т.к. при помпаже резко падает Р_к, а следовательно, уменьшается расход G_T программным регулятором.

Таким образом, заявленное техническое решение позволяет парировать быстродействующим программным регулятором изменения давления воздуха Р_вх на входе в двигатель, повысить качество управления и надежность работы ГТД в целом.

Изобретение целесообразно использовать в системах автоматического управления подачей топлива в камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета с большим градиентом изменения давления воздуха на входе в двигатель.

1. Способ автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, при котором определяют разность между фактическим и заданным значениями параметра, определяющего работу двигателя, формируют программным регулятором системы подачи топлива, действующим в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, управляющий сигнал, воздействующий на привод дозирующего механизма, отличающийся тем, что определяют разность между фактическим и заданным значениями частоты вращения ротора компрессора либо разность между фактическим и заданным значениями температуры газа за турбиной, формируют пропорциональный этой разности дополнительный управляющий сигнал, который вводят в программный регулятор и автоматически изменяют им настроечную величину программного регулятора до обнуления сигнала рассогласования и снятия дополнительного управляющего сигнала.

2. Устройство автоматического управления подачей топлива в основные камеры сгорания газотурбинного двигателя самолета, содержащее систему подачи топлива, включающую программный регулятор для подачи топлива по давлению воздуха, действующий в соответствии с алгоритмом подачи топлива по давлению воздуха по тракту двигателя и содержащим настроечную величину, один вход которого связан с датчиком давления воздуха в компрессоре, другой - с датчиком положения крана дозирующего механизма подачи топлива в двигатель, а выход связан с приводом дозирующего механизма подачи топлива в основные камеры сгорания, отличающееся тем, что содержит элемент сравнения, один вход которого связан с датчиком частоты вращения ротора либо с датчиком температуры газа за турбиной, а другой служит для ввода заданного значения того же параметра, блок формирования управляющего сигнала, вход которого соединен с выходом элемента сравнения, программный регулятор дополнительно снабжен узлом автоматической настройки для изменения программы подачи топлива соответственно рассогласованию, возникающему на элементе сравнения, вход которого соединен с блоком формирования управляющего сигнала и является дополнительным входом в программный регулятор.