Газотурбинный двигатель (ГТД) является основной силовой установкой современных самолетов.
Схема ГТД имеет вид, показанный на рис. 2.5.
Здесь 1– входной диффузор;2– компрессор;3– камера сгорания;4– турбина;5– выходное сопло.
Цикл работы ГТД включает следующие этапы:
Набегающий со скоростью Vпоток воздуха через диффузор поступает в компрессор.
Компрессор, вращаясь на одном валу с турбиной, сжимает воздух, который поступает в камеру сгорания.
В камеру сгорания постоянно впрыскивается топливо (керосин), которое смешивается со сжатым воздухом.
Газ, образующийся от сгорания, поступает на турбину, которая разгоняет его до скорости W.
С этой скоростью газ через сопло выбрасывается в атмосферу.
За счет того, что W>V, образуется сила тягиР, которая позволяет самолету осуществлять полет в атмосфере.
Изменение силы тяги осуществляется путем изменения скорости впрыска топлива в камеру сгорания с помощью перемещения ручки управления двигателем (РУД). Перемещение РУД на определенный угол РУДосуществляется либо вручную летчиком, либо с помощью исполнительного устройства по сигналам от САУ полетом. Увеличение значенияРУДвызывает возрастание силыР, а уменьшение – убывание этой силы.
ГТД является сложной технической системой, в которой протекает значительное число физических и химических процессов. Двигатель оснащен всевозможными устройствами автоматики, системами поворота и охлаждения турбинных лопаток и т.д. Естественно, математическое описание функционирования ГТД также будет достаточно громоздким, включающим в себя системы дифференциальных уравнений в частных производных, обыкновенных дифференциальных уравнений, трансцендентных функций, алгоритмы цифровой системы управления двигателем. Такие модели используются в процессе проектирования ГТД.
Для решения задач управления полетом используется более простая модель ГТД, представляющая собой зависимость силы тяги Рот углаРУДотклонения РУД. Процесс изменения силы тяги описывается обыкновенным дифференциальным уравнением вида:
, (2.11)
где > 0 – постоянная времени двигателя, зависящая кроме конструктивных характеристик также от температуры окружающего воздуха, его влажности и других внешних факторов;k[кг/град] – коэффициент пропорциональности.
Начальное условие для уравнения (2.11) записывается как
Р(0) =Р0. (2.12)
Таким образом, уравнение (2.11) совместно с начальным условием (2.12) представляет собойпростейшую математическую модель работы ГТД, записанную в виде обыкновенного дифференциального уравнения 1-го порядка.
Для определения коэффициента пропорциональности kиспользуются градуировочные графики зависимости тяги от угла поворота РУД, построенные на основе экспериментальных данных. Тангенс угла наклона графика равен искомому коэффициенту.
Интегрирование уравнения (2.11) с начальным условием (2.12) позволяет выяснить, как изменяется сила тяги во времени (рис. 2.6).
При отклонении РУД тяга Рнарастает и затем стабилизируется на определенном предельном значении, т.е. ГТД является инерционным объектом.
Предельное значение силы тяги получаем из (2.11), когда скорость ее изменения равна нулю:
. (2.13)
Длительность нарастаниязависит от значения постоянной времени двигателя. Процесс считается установившимся приt = tуст , когда тяга входит в так называемый пятипроцентный коридор от предельного значения силы тяги (рис. 2.6). Чем больше, тем инерционнее двигатель и, следовательно, большеtуст.
На рис. 2.7 показано поведение силы тяги в зависимости от угла отклонения РУД при= 0,5.
Сила тяги при взлете, когда РУД отклонена на 10°, выходит на установившийся режим на третьей секунде и достигает величины 3390 кг. Через десять секунд после взлета, когда РУД отклонена на 20°, сила тяги устанавливается на величине 6780 кг, и еще через десять секунд, когда РУД отклонена на 30°, сила тяги устанавливается на величине 10170 кг. Предельное значение силы тяги равно 14270 кг.
studfiles.net
Комплекс в целом должен отвечать ряду требований, основными из которых являются:
— возможность моделирования установившихся и переходных режимов работы при изменяющихся условиях полета в широком диапазоне изменения режима работы двигателя;
— получение точности моделирования на установившихся и переходных режимах, достаточной для решения задач управления;
— приемлемое время расчета на ЭВМ при использовании моделей высокого уровня;
— возможность выполнения расчетов в реальном и ускоренном времени при использовании математических моделей на полунатурных стендах.
Комплекс математических моделей двигателя для решения задач управления включает в себя модели трех типов: динамическую поузловую, многорежимную упрощенную и линейную.
Динамическая поузловая модель — это модель наиболее высокого уровня, достаточно полно описывающая свойства двигателя, предназначенная для расчетов на ЭВМ установившихся и переходных режимов его работы в полном диапазоне их изменения для всех условий эксплуатации. Она позволяет осуществлять выбор и оценку эффективности программ и алгоритмов управления, в том числе и при совместном рассмотрении с самолетом и его САУ.
Многорежимная упрощенная модель может быть использована, как и поузловая, для выполнения расчетных исследований САУ при известных программах и алгоритмах управления двигателем, при полунатурных испытаниях систем управления на безмоторных стендах, в том числе пилотажных. Диапазоны воспроизводимых с помощью упрощенной модели режимов работы двигателя и условий полета являются более узкими, чем для предыдущей модели, а точность расчетов — ниже.
Линейная модель применяется, как правило, для предварительных приближенных оценок и характеристик устойчивости регулирования и динамических свойств системы «в малом» как при расчетах, так и при полунатурном моделировании. В совокупности с аналогичными моделями остальных элементов исследуемых систем она позволяет использовать известные аналитические методы анализа и синтеза САУ.
Читать всё о газотурбинном двигателе
Avia.pro
avia.pro
Модель относится к области двигателей внутреннего сгорания, в частности, к газотурбинным двигателям.
Газотурбинный двигатель используется на автомобильном, воздушном, водном, железнодорожном транспорте, в системах перекачки жидкостей и газов, мобильных и стационарных электрогенераторах.
Сущность полезной модели: газотурбинный двигатель (ГТДЕ) содержащий асимметричный компрессор объемного сжатия роторного типа с малым числом лопастей, прямоточную камеру сгорания, закрепленную на корпусе, и реактивную турбину, находящуюся на одной оси с компрессором, имеющую общий вектор направленности вращения вала и движения потока рабочего тела.
Известен газотурбинный двигатель, принятый за прототип, с осевым и центробежным компрессором, состоящим из нескольких секций, камерой сгорания, закрепленной на корпусе, и двухсекционной турбины, сидящей на одной оси с компрессором. (Учебное пособие под редакцией В.И.Крутова. Техническая термодинамика. Москва, «Высшая школа», 1991 г. стр.288)
Известен газотурбинный двигатель аналогичной конфигурации (Э.А.Манушин, В.Е.Михальцев, А.П.Чернобровкин. Теория и проектирование газотурбинных и комбинированных установок, под. Редакцией д.т.н. В.В.Уварова. Москва, «Машиностроение», 1977 г. стр.359, 361, 369)
Известен газотурбинный двигатель, который содержит размещенные на роторе систему подачи топлива, центробежный компрессор, камеру сгорания, центробежную турбину. (Патент России №2084666 С1 опубликован в 1997 г.)
Недостатки вышеперечисленного газотурбинного двигателя заключаются в том, что компрессор, примененный в нем, имеет значительные потери от протекания газа при сжатии в зазоры между лопастями и корпусом, что сказывается на эффективности этого процесса.
Достижение заданных параметров сжатия рабочего тела в 5-6 раз вынуждает увеличивать объем захватываемого воздуха, применять многоступенчатые процессы сжатия и увеличивать число оборотов вращения вала компрессора. Это сказывается на габаритах и массе устройства.
Турбина, имеющая решетчатую форму, не обеспечивает хорошее использование энергии газа, т.к. он проникает между лопастями и передает последним только часть своей кинетической энергии. Отсюда многоступенчатость и громоздкость конструкции. Для создания большой мощности требуется повышение массы рабочего тела, его температуры, что влечет за собой большой расход топлива.
Задача, решаемая предлагаемым вариантом газотурбинного двигателя (ГТДЕ), заключается в повышении полезного действия двигателя, упрощении конструкции, снижении расхода топлива на единицу полезной мощности.
Указанные технические результаты достигаются применением односекционного компрессора объемного сжатия роторного типа, позволяющего доводить степень сжатия рабочего тела (воздуха) до 10-15 раз, прямоточной камеры сгорания, аналогичной прототипу, выход из которой перпендикулярен к оси вращения турбины, турбины закрытого типа с перпендикулярно расположенными лопастями относительно вектора потока воздуха. Вектор потока воздуха совпадает с направлением вращения вала.
Возможно исполнение такого типа ГТДЕ с несколькими компрессорами, камерами сгорания и турбинами в различных комбинациях, в том числе, и со свободными осями вращения.
Применение регенератора в предлагаемом ГТДЕ позволяет еще больше повышать эффективность использования топлива.
В данном описании опускается вопрос применения видов топлива, т.к. конструкция может работать на любом топливе, вид которого допускает применяемая камера сгорания.
Предложенная конструкция турбины имеет маленький объем межлопастного пространства, что позволяет компрессору захватывать и сжимать небольшую массу рабочего тела и в камере сгорания использовать на разогрев рабочего тела небольшое количество топлива. Снижение расхода топлива прямо пропорционально снижает вредные выбросы двигателя.
Поскольку лопасть турбины, до достижения ее выходного отверстия, находится в закрытом пространстве, она испытывает давление, превышающее давление компрессора от 2-х и более раз, за счет этого крутящий момент на валу двигателя может достигать величины, существенно превышающей аналоги.
Регулируя положение входного отверстия на корпусе компрессора во время работы двигателя, меняется объем рабочего тела в двигателе, что приводит к резкому изменению мощности двигателя.
На рисунке 1 изображен простейший вариант ГТДЕ, который содержит вал 1, закрепленный на опорах вращения 2 в защищенном корпусе, компрессор объемного сжатия 3, камеру сгорания 4, турбину 5, лопасти которой жестко сидят на оси вращения.
Газотурбинный двигатель работает следующим образом. Рабочее тело (воздух) входит в заборный канал компрессора 3, закрепленного на корпусе двигателя, лопасти которого связаны с осью вращения. По мере вращения вала 1 происходит сжатие рабочего тела и продвижение по выходному каналу компрессора в камеру сгорания 4.
В камере сгорания происходит процесс нагревания рабочего тела. Рабочее тело, расширяясь, через газовод-выход устремляется в межлопастное пространство турбины 5, заполняя его. При этом происходит выравнивание давления в выходном канале камеры сгорания и межлопастном пространстве, поскольку межлопастное пространство закрыто на заданный угол вращения.
Лопасть имеет свободу движения в корпусе турбины.
Созданное давление передается на лопасть турбины, которая передает усилие на вал 1, жестко связанный с лопастью.
Проходя по закрытому каналу, образованному корпусом турбины и самой турбиной, лопасть открывает выходной канал турбины 5.
Рабочее тело устремляется в выхлопную трубу или в регенератор, а следующая лопасть попадает под действие рабочего тела, непрерывно выходящего из камеры сгорания 4.
Для наглядности процессов происходящих в компрессоре приводится рисунок-схема 2, принципиальная конструкция турбины изображена на рисунке 3.
Пример.: Проведенными расчетами и моделированием работы ГТДЕ установлено, что при скорости вращения 3000 об/мин, температуре рабочего тела перед турбиной 1053 градуса К, диаметре 300 мм., длине 450 мм двигатель развивает мощность 550 квт. При этом расход воздуха (рабочего тела) составляет 0,25 кг./сек., расход условного топлива составляет 24 кг в час при полной нагрузке, что на порядок ниже аналогов. Крутящий момент на валу двигателя может достигать 525 кг.м., масса двигателя ориентировочно составит 50-70 кг.
bankpatentov.ru
Группа изобретений относится к области авиационных газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат заключается в повышении качества и надежности управления ГТД в реальной эксплуатации за счет встроенного в систему управления ГТД программного обеспечения «виртуальный двигатель», обеспечивающего он-лайн расчет неизмеряемых параметров ГТД на установившихся и переходных режимах его работы в полном диапазоне их изменения посредством содержащейся в нем термогазодинамической математической модели ГТД, управление двигателем по этим расчетным параметрам, самоидентификацию модели двигателя, а также замену используемых для управления измеряемых значений параметров двигателя при отказе соответствующих датчиков на их расчетные значения, определяемые с помощью термогазодинамической математической модели. Для этого предложена цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем, включающая встроенную полную термогазодинамическую математическую модель газотурбинного двигателя в составе программного обеспечения «виртуальный двигатель» для расчета в режиме реального времени значений недоступных для измерения внутренних параметров рабочего процесса и эксплуатационных характеристик двигателя, таких как: тяга R двигателя, температура Т*Г газа в камере сгорания, запасы газодинамической устойчивости компрессора ΔКу, коэффициент избытка воздуха в основной αОКС и форсажной αФКС камере сгорания, температура Ti, давление Pi и расход Gi воздуха (газа) в основных сечениях (i - индекс сечения) двигателя. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 9 ил.
Изобретение относится к области авиационных газотурбинных установок и/или двигателей, а точнее касается цифровой электронной системы он-лайн управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД) с встроенной полной термогазодинамической математической моделью газотурбинного двигателя и авиационного газотурбинного двигателя с такой системой.
Известны способы и устройства замкнутого и разомкнутого регулирования ГТД по измеряемым параметрам.
В способах замкнутого регулирования ГТД по измеряемым параметрам воздействие на исполнительные механизмы (ИМ) осуществляется по рассогласованию между измеренным датчиком фактическим и заданным программой регулирования значениями регулирующего параметра.
Например, известны системы управления подачей топлива в основную камеру сгорания (ОКС) ГТД, по рассогласованию между фактическим измеренным датчиком и заданным значением параметра, характеризующего работу двигателя, например частоты вращения ротора компрессора и/или температуры газа за турбиной и т.п. (Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Под ред. А.А. Шевякова. - М.: Машиностроение, 1976, стр.76-77).
В системах разомкнутого регулирования ГТД по измеряемым параметрам воздействие на исполнительные механизмы осуществляется по формируемым по измеренным параметрам программам, определяющим закон изменения положения ИМ.
Например, известна система управления форсированными режимами ГТД в соответствии с программой управления расходом Gтф, топлива в форсажной камере сгорания Gтф=Pкf(Tвх), формируемой по измеренным фактическим (текущим) давлению Рк воздуха за компрессором и температуре Твх воздуха на входе в ГТД.
Устройство, реализующее этот способ регулирования, включает датчики, измеряющие соответствующие параметры, и автомат подачи топлива в форсажную камеру (Gтф) по сигналам давления воздуха за компрессором (Рк) и температуры воздуха на входе ГТД (Твх) (Ю.Н. Нечаев, P.M. Федоров. Теория авиационных газотурбинных двигателей. - М.: Машиностроение, 1978, часть 2, стр.188).
Известны способы автоматического управления ГТД по измеряемым параметрам, в которых для повышения качества регулирования на переходных режимах работы двигателя управляющее воздействие на исполнительный механизм, осуществляющий, например, изменение расхода топлива в камеру сгорания двигателя, корректируют в соответствии со встроенным в систему управления алгоритмом управления. Устройство, реализующее этот способ, снабжено программным регулятором для управления ГТД на переходных режимах (патент РФ №2308605).
Недостатком известных способов и устройств управления по измеряемым параметрам является то, что для управления двигателем выбираются параметры, которые могут быть измерены существующими средствами измерения с высокой точностью, но при этом лишь косвенно характеризующие параметры двигателя, непосредственно определяющими его эффективность, такие как тяга двигателя, температура газа в камере сгорания и др., которые не могут быть непосредственно измерены существующими средствами измерения с приемлемой точностью.
Известно использование математических моделей в способах и системах управления газотурбинным двигателем.
Известны способ и система управления авиационным транспортным средством, предусматривающие формирование комплексной имитационной модели реальной среды, в которой устройство работает или будет работать. Комплексная имитационная модель может быть сформирована с использованием имеющихся в памяти данных и данных, поступающих в режиме реального времени, относящихся к реальной среде (патент РФ №2481612, опубл. 2013).
Известен способ оперативного контроля и управления газотурбинной установкой (ГТУ), содержащей компрессор для сжатия воздуха, камеру сгорания, турбину и электрогенератор, при котором управление подачей электроэнергии осуществляют посредством физико-математической модели для ГТУ (патент DE 102008002610). Данная модель не предназначена для задач управления газотурбинным двигателем.
Известные математические модели не отражают термогазодинамический характер изменения параметров рабочего процесса в двигателе на установившихся и переходных режимах его работы.
Известно, что повысить качество управления двигателя и его надежность можно путем применения методов управления по параметрам, непосредственно определяющим эффективность работы газотурбинного двигателя и его надежность, но недоступным для измерения, таким как тяга двигателя R, температура газа в камере сгорания Т*Г, запасы газодинамической устойчивости в компрессорах ΔКу, коэффициент избытка воздуха в камере сгорания αКС и др.
Известен метод вычисления неизмеряемых параметров двигателя для использования их значений в задачах управления, основанный на регрессионных зависимостях, и известна система определения неизмеряемого параметра газотурбинного двигателя по комплексу косвенных сигналов (патент на ПМ РФ №874467). Система включает ряд блоков: блок хранения данных и математических моделей, блоков генерации данных для формирования регрессионной зависимости, блоки формирования регрессионной зависимости, оценки значимости аргументов, оценки чувствительности регрессионной зависимости, выбора структуры регрессионной зависимости, модуль анализа результатов эксперимента содержит блок оценки прогнозируемых свойств и блок оценки точности, а также модули формирования данных для проведения эксперимента, оценки экспериментальных данных и анализа результатов эксперимента (патент на ПМ РФ №874467). Данная система основана на собственной регрессионной зависимости для вычисления каждого отдельного неизмеряемого параметра с соответствующим аппаратурным оформлением и пригодна для использования в эксперименте. Кроме того, указанные аппаратные средства системы существенно усложняют схемы управления и летательный аппарат.
Существующие в настоящее время средства измерения позволяют с достаточной точностью определить некоторые из недоступных для измерения указанных параметров только при испытаниях двигателя на моторных стендах. Поэтому сложные алгоритмы управления газотурбинным двигателем, которые позволяют оптимально (качественно) управлять двигателем и получать заметные выигрыши в тягово-экономических характеристиках двигателя, не имеют промышленного использования (применения).
Кроме того, характеристики ГТД с наработкой ухудшаются, и выбранные программы управления становятся неоптимальными.
В основу изобретения положена задача - создать систему управления авиационным ГТД, позволяющую избежать недостатков известных технических решений, и осуществлять оптимальное управление ГТД, позволяющее улучшить его тягово-экономические характеристики, определяющие эффективность применения современных летательных аппаратов в промышленных масштабах, посредством применения нового способа управления двигателем по неизмеряемым параметрам, непосредственно определяющим эффективность работы газотурбинного двигателя и его надежность, в условиях реальной эксплуатации.
Технический результат, достигаемый изобретением, - повышение качества и надежности управления ГТД в реальной эксплуатации за счет встроенного в систему управления ГТД программного обеспечения «виртуальный двигатель», обеспечивающего он-лайн расчет неизмеряемых параметров ГТД на установившихся и переходных режимах его работы в полном диапазоне их изменения посредством содержащейся в нем термогазодинамической математической модели ГТД, управление двигателем по этим расчетным параметрам, самоидентификацию модели двигателя, а также замену используемых для управления измеряемых значений параметров двигателя при отказе соответствующих датчиков на их расчетные значения, определяемые с помощью термогазодинамической математической модели.
Поставленная задача решается тем, что цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (САУ ГТД), содержащая программы и алгоритмы управления, включающими программы и алгоритмы с типовыми контурами управления, определяющими величины воздействия на регулирующие факторы двигателя по поступающим, по меньшей мере, от одного датчика измеряемым параметрам, включает встроенную полную термогазодинамическую математическую модель газотурбинного двигателя в составе программного обеспечения «виртуальный двигатель», рассчитывающую в режиме реального времени значения недоступных для измерения внутренних параметров рабочего процесса и эксплуатационных характеристик двигателя, таких как, например, тяга R двигателя, температура Т*Г газа в камере сгорания, запасы газодинамической устойчивости компрессора ΔКу, коэффициент избытка воздуха в основной αОКС и форсажной αФКС камере сгорания, температура Ti, давление Pi и расход Gi воздуха (газа) в основных сечениях (i - индекс сечения) двигателя, причем термогазодинамическая математическая модель представляет собой комплексную имитационную математическую модель всего рабочего процесса в ГТД, сформированную на основе характеристик узлов конкретного ГТД (исходных данных) и данных измеряемых параметров, поступающих от датчиков, при этом указанная термогазодинамическая математическая модель ГТД (подробное описание приведено ниже и иллюстрируется рис.2) основана на уравнениях газовой динамики, термодинамики, гидравлики и механики, записанных в нестационарной форме, исходными данными для которых являются характеристики основных узлов данного (конкретного) ГТД, которые предварительно определены разработчиком двигателя, экспериментально или расчетом, при этом исходные уравнения газовой динамики и термодинамики в частных производных 
и 
преобразованы в уравнения в обыкновенных производных d/dt, путем замены распределенных по оси двигателя X параметров Т(х), Р(х), G(x) их значениями Ti, Pi, Gi в конкретных сечениях (i=1,2,…) двигателя, и имеющими для всех газовых объемов следующий типичный вид, показанный ниже на примере для камеры сгорания.
При этом программное обеспечение «виртуальный двигатель» выполнено с возможностью по данным, рассчитываемых с помощью термогазодинамической математической модели параметров, формировать собственные программы и алгоритмы управления, которые, параллельно с типовыми, воздействуют на регулирующие факторы двигателя, содержит блок идентификации (обучаемости) термогазодинамической математической модели в процессе эксплуатации двигателя, в котором осуществляется непрерывная самоидентификация математической модели, блок восстановления (компенсации) отказов датчиков измеряемых параметров двигателя, а также блок восстановления (компенсации) отказов датчиков внешних параметров двигателя (температуры Твх или давления Рвх).
В дальнейшем изобретение поясняется описанием и рисунками, где приведены:
рис.1 - структурная схема САУ ГТД с программным обеспечением «виртуальный двигатель» согласно изобретению,
рис.2 - структурная схема построения полной термогазодинамической математической модели ГТД и особенности реализующей ее программы расчета,
рис.3 - блок структуры управления ГТД, включающего контуры управления по данным, рассчитываемым с помощью термогазодинамической математической модели, которые параллельно с типовыми контурами управления по измеряемым параметрам воздействуют на регулирующие факторы двигателя,
рис.4 - структура блока компенсации отказов датчиков измеряемых параметров двигателя (nК, nВ, Тт, Рк),
рис.5 - структура блока восстановления (компенсации) отказов датчиков внешних параметров двигателя (температуры Твх или давления Рвх),
рис.6 - структура блока идентификации (обучаемости) термогазодинамической математической модели в процессе эксплуатации двигателя,
рис.7, 8, 9 представлены результаты оценки работы программного обеспечения «виртуальный двигатель», полученные в испытаниях на авиационных ГТД, а именно
рис.7 - графики сравнения рассчитываемых параметров ТРДДФ с экспериментальными данными,
рис.8. - графики процессов управления авиационным ГТД по неизмеряемым параметрам с помощью программного обеспечения «виртуальный двигатель»,
рис.9 - графики компенсации отказов датчиков измеряемых параметров.
На рис.1 приведена структурная схема цифровой электронной системы автоматического управления (САУ) авиационного ГТД (1) с программным обеспечением «виртуальный двигатель» (2).
САУ ГТД содержит программы и алгоритмы с типовыми контурами управления (10), определяющими величины воздействия на регулирующие факторы двигателя по поступающим, по меньшей мере, от одного датчика (11) измеряемым параметрам.
Согласно изобретению САУ ГТД включает в себя встроенное программное обеспечение «виртуальный двигатель» (2), содержащее:
- полную термогазодинамическую математическую модель ГТД (4), обеспечивающую расчет неизмеряемых параметров двигателя в реальном масштабе времени;
- блок (3) идентификации, осуществляющий непрерывную идентификацию модели путем сравнения измеряемых и расчетных параметров двигателя и воздействия на исходные данные (характеристики узлов) модели;
- блоки компенсации отказов датчиков - измеряемых (5) параметров двигателя (nK, nB, Тт, Рк) и внешних (6) параметров (Твх, Рвх), на входе в двигатель, - блоки (5) и (6), соответственно.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» (2) содержит полную термогазодинамическую математическую модель (4), представляющую собой комплексную имитационную модель рабочего процесса в ГТД, разработанную применительно к конкретному авиационному двигателю (т.е. полная модель двигателя, виртуальный двигатель), для расчета в реальном режиме времени (в режиме он-лайн) значений недоступных для измерения параметров - внутренних параметров рабочего процесса и эксплуатационных характеристик двигателя, таких как тяга R двигателя, температура Т*Г газа в камере сгорания, запасы газодинамической устойчивости ΔКук компрессора высокого давления (КВД), запасы ΔКув газодинамической устойчивости компрессора низкого давления (КНД), запас ΔКупс газодинамической устойчивости подпорной ступени КНД, температура газа Тг в камере сгорания, коэффициент αОКС избытка воздуха в основной камере сгорания, коэффициент (αФКС избытка воздуха в форсажной камере сгорания, температура Ti, давление Pi и расход Gi воздуха (газа) в основных сечениях (i - индекс сечения) двигателя.
САУ ГТД для осуществления управления двигателем включает программы и алгоритмы регулирования (7). Управление осуществляется по расчетным параметрам (R, Т*Г, ΔКу, αОКС (αФКС), Ti, Pi, Gi), вычисляемым с помощью модели, а также по измеряемым параметрам (nK, nB, Тт, Рк), путем выбора сигнала управления, определяющего минимальное или максимальное значение регулирующего фактора с помощью обычно применяемых в многоконтурных САУ селекторов. Выбранный сигнал управления воздействует на исполнительный механизм (ИМ) (8), осуществляющий изменение соответствующего регулирующего фактора двигателя.
Цифровая электронная система САУ ГТД может быть выполнена, также как известные цифровые электронные системы управления (регулирования) газотурбинных двигателей типа FADEC, используемые в двигателях летательных аппаратов (самолетов, вертолетов, беспилотных летательных аппаратов).
На рис.1 для примера изображен авиационный ГТД (9) типа ТРД (турбореактивный двигатель) с регулирующими факторами (расход топлива Gтφ в основную камеру сгорания, углы φК установки направляющих аппаратов (НА) компрессора и клапаны отбора L1 и перепуска L2 воздуха), снабженный цифровой электронной системой управления с встроенной полной термогазодинамической математической моделью газотурбинного двигателя согласно изобретению.
Тип ГТД для летательного аппарата и характеристики его основных узлов предварительно определены разработчиком двигателя, экспериментально или расчетом, и служат исходными данными для исходных уравнений газовой динамики, термодинамики, гидравлики и механики термогазодинамической математической модели (4) применительно к конкретному двигателю.
На рис.2 показаны структура описанной выше полной термогазодинамической математической модели (4) двигателя и особенности реализующей ее программы расчета, обеспечивающих в реальном масштабе времени расчет параметров рабочего процесса двигателя на установившихся и переходных режимах его работы в полном диапазоне их изменения.
Термогазодинамическая математическая модель ГТД основана на исходных уравнениях газовой динамики, термодинамики, гидравлики и механики, записанных в нестационарной форме. Исходными данными (41) для разработки модели конкретного ГТД являются экспериментальные или расчетные характеристики его основных узлов (42).
Исходные уравнения газовой динамики в частных производных и преобразованы в уравнения в обыкновенных производных d/dt, путем замены распределенных по оси двигателя X параметров Т(х), Р(х), G(x) их значениями Ti, Pi, Gi, … (42) в конкретных сечениях (i=1,2,…) двигателя, и имеющими для всех газовых объемов следующий типичный вид, показанный ниже на примере основной камеры сгорания:
dT* Г/dt=RГ·T* Г/(VKC·P* Г·Di)·[GT·(ηK·HU+iC-iГ/KГ)+GKС·(iB-iГ/KГ)-GГ·(KГ1)/KГ·iГ]
dP* Г/dt=RГ·T* Г/VKC·(GKС+GT-GГ)-P* Г/T* Г·dT* Г/dt, где
T* Г, P* Г - температура, давление, соответственно, газа в камере сгорания,
VKC - газовый объем,
RГ - газовая постоянная,
GT - расход топлива,
GKC - расход воздуха на входе в камеру сгорания,
GГ - расход газа на выходе камеры сгорания,
ηK - коэффициент полноты сгорания топлива,
НU - теплотворная способность топлива,
iC, iB, iГ - удельная энтальпия продуктов сгорания, воздуха, газа,
КГ - коэффициент адиабаты,
Di - коэффициент для конкретного газового объема.
Программа расчета, реализующая термогазодинамическую математическую модель, обеспечивает расчет параметров рабочего процесса без применения итерационных циклов с переменным шагом Δt интегрирования дифференциальных уравнений модели, в реальном масштабе времени (он-лайн), что позволяет использовать типовые бортовые процессоры с обычными вычислительными ресурсами по оперативной памяти и быстродействию. Так, например, программа расчета, реализующая термогазодинамическую математическую модель при введении ее в функциональный модуль на базе 32-разрядного микроконтроллера STM32F103 (аналог отечественного микроконтроллера 1986ВЕ91Т) и организации процедуры обмена информацией с интервалом 28 мс, в течение которого осуществляется 4 цикла расчета уравнений модели, позволяет осуществлять расчет примерно в 2 раза быстрее реального времени (время расчета всех уравнений модели на одном шаге интегрирования составляет 3.3 мс), а величина загрузочного модуля программы во флеш-память микроконтроллера составила 24196 байтов.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» рассчитывает значения неизмеряемых параметров на всех установившихся и переходных режимах работы ГТД в полном диапазоне их изменения во всей области полета летательного аппарата, на котором установлен двигатель.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» выполнено с возможностью по данным рассчитываемых с помощью термогазодинамической математической модели параметров формировать программы и алгоритмы управления, которые параллельно с типовыми контурами управления по измеряемым параметрам воздействуют на регулирующие факторы двигателя.
На рис.3 выделен блок структуры управления ГТД, включающего контуры управления (43) по данным рассчитываемых с помощью термогазодинамической математической модели (4), которые параллельно с типовыми контурами управления (10) по измеряемым параметрам воздействуют на регулирующие факторы двигателя. Если для управления двигателем по измеряемым параметрам используются сигналы измерения этих параметров с помощью датчиков (11), установленных на «реальном» двигателе, то для управления по расчетным параметрам используются данные «виртуального» двигателя - результаты расчета с помощью термогазодинамической математической модели (4). Сигналы измерения и расчетные значения преобразуются с помощью программ и алгоритмов управления в соответствующих контурах регулирования (43), (10), (12), (13) соответственно. Выходные сигналы этих контуров после селектирования по минимуму селектором (44), максимуму селектором (45) и селектором (14) потребного расхода топлива воздействуют на исполнительные механизмы (15 и 16) регулирующих факторов двигателя, в данном примере - расход топлива Gт в основную камеру сгорания и углы φна установки направляющих аппаратов компрессора. При этом основными являются контуры управления по расчетным параметрам. Сигналы контуров управления по измеряемым параметрам используют для ограничения и резервирования основных сигналов.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок (5) компенсации отказов датчиков измеряемых параметров двигателя.
На рис.4 показана структура блока (5) компенсации отказов датчиков (11) измеряемых параметров двигателя (nK, nB, Тт, Рк), содержащегося в программном обеспечении «виртуальный двигатель», на борту летательного аппарата. При обнаружении (52) отказа датчиков (11) их показания заменяются данными расчета этих же параметров, получаемыми с помощью термогазодинамической математической модели (4).
При этом во время нормальной работы датчика измеряемого параметра сигнал измерения этого параметра используется для формирования массива данных коррекции (51) результатов расчета этого параметра с помощью термогазодинамической математической модели. Использование данных этого массива после отказа датчика позволяет существенно повысить достоверность компенсации данных отказавшего датчика.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок восстановления (компенсации) отказов датчиков с компенсацией внешних (6) параметров двигателя Т*ВХ или давления Р*ВХ путем замены данных измерения датчиков в случае их отказа значениями, рассчитываемыми в реальном масштабе времени с помощью термогазодинамической модели (4).
На рис.5 показана структура блока восстановления (компенсации) отказов датчиков внешних (6) параметров двигателя - температуры Т*ВХ или давления Р*ВХ с помощью полной термогазодинамической математической модели (4) на борту летательного аппарата.
Блок компенсации построен аналогично схеме системы регулирования с типовыми алгоритмами, в которой объектом регулирования является термогазодинамическая модель ГТД, а регулирующим фактором - величина Р*ВХ или Т*ВХ, которая при отказе соответствующего датчика не измеряется, а вычисляется с помощью встроенной математической модели. В качестве регулируемых параметров используются параметры двигателя nB, nK, Р*K, Т*T, рассчитываемые с помощью встроенной модели (4). Заданными значениями этих параметров (программами регулирования) являются их фактические (измеренные) значения (X¯изм)
.
Программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок идентификации (обучаемости) термогазодинамической математической модели в процессе эксплуатации двигателя, в котором осуществляется непрерывная самоидентификация математической модели.
На рис.6 приведена структура блока идентификации (обучаемости) термогазодинамической математической модели (4) в процессе эксплуатации ГТД на борту летательного аппарата, позволяющего осуществлять идентификацию модели в реальном времени на основе характеристик конкретного экземпляра двигателя с учетом того, что его характеристики меняются по мере выработки ресурса
Идентификация построена по типовой схеме системы регулирования, в которой объектом регулирования является термогазодинамическая модель ГТД, регулирующими факторами - исходные данные модели - характеристики узлов двигателя (КНД, КВД и др.), а также регулирующие факторы двигателя (расход топлива Gт в основную камеру сгорания, углы φК установки направляющего аппарата (НА) компрессора и положения Lкл клапанов отбора воздуха и др). Воздействие на них осуществляется с помощью типового алгоритма регулирования, обеспечивающего сведение к нулю величины ΔX¯
, вычисляемой как разность между измеряемыми X¯ИЗМ
и рассчитываемыми X¯РАСЧ
значениями регулируемых параметров двигателя (nK, nB, ТT, РK).
Таким образом, в данном случае в качестве регулирующих факторов используются величины коэффициента полезного действия (КПД) и приведенного расхода воздуха (газа) лопаточных машин (КНД, КВД, и др.), а также поступающие из САУ на вход модели значения регулирующих факторов двигателя (Gт, φK, Lкл), а в качестве регулируемых параметров, как и в предыдущем случае - параметры двигателя nB, nK, Р*K, Т*T, рассчитываемые с помощью встроенной модели, заданными значениями которых (программами регулирования) являются фактические (измеренные) значения этих параметров на двигателе. На рис.7 показаны результаты сравнения рассчитываемых с помощью встроенной в САУ современного авиационного двигателя типа ТРДДФ (турбореактивный двухконтурный двигатель с форсажной камерой сгорания) его термогазодинамической модели с экспериментальными данными (представлены на рис.7 кривыми А1), определяемыми с помощью датчиков. Приведены расчетные данные, полученные без применения процедуры идентификации (кривые А2) модели и при работе блока идентификации (кривые A3). Видно, что качественно модель достаточно точно воспроизводит сложные динамические процессы изменения параметров двигателя, даже без применения процедуры идентификации. При включении блока идентификации наблюдается также и количественное совпадение расчетных и экспериментальных данных с высокой точностью.
На рис.8 приведены процессы управления авиационным ГТД (двигатель АЛ-25) по неизмеряемым параметрам с помощью программного обеспечения «виртуальный двигатель», встроенного в демонстрационную САУ. Управление осуществлялось по вычисляемым с помощью термогазодинамической модели запасам ΔКу газодинамической устойчивости КВД и температуре Т*Г в камере сгорания.
Из графиков видно, что применение программного обеспечения «виртуальный двигатель» позволяет обеспечить высокое качество регулирования по основным параметрам двигателя, непосредственно определяющим его характеристики. В первом случае обеспечивается поддержание заданных запасов ГДУ (ΔКу≥15%) (кривые А4 на левом графике), а во втором - заданное значение (Тзад) температуры Т*Г (кривые А5 на правом графике). Видно, что при применении штатного регулятора измеряемой температуры Т*Т (кривые 6 на правом графике) за турбиной низкого давления, косвенно определяющего температуру Т*Г в камере сгорания, качество регулирования существенно ниже (в динамике наблюдаются существенное отклонение от заданного значения Тзад).
На рис.9 показаны результаты работы программного обеспечения «виртуальный двигатель» при компенсации отказов датчиков измеряемых параметров. Приведено сравнение процессов изменения параметров (nK, Тт, Рк) авиационного ГТД (двигатель АЛ-25) на установившихся и переходных режимах его работы. Процессы получены по результатам измерения этих параметров исправными датчиками и путем их расчета с помощью термогазодинамической модели. Видно, что ее применение позволяет обеспечить компенсацию отказов датчиков с достаточной достоверностью.
Полная термогазодинамическая модель позволяет получить множество зависимостей, вычислить любой параметр ГТД на одной базе, создание собственных зависимостей и аппаратурное оформление для отдельных параметров не требуется. Это сокращает аппаратные средства, упрощает алгоритмы и схему управления.
С помощью предлагаемого в изобретении программного обеспечения «виртуальный двигатель» обеспечивается он-лайн расчет неизмеряемых параметров ГТД на установившихся и переходных режимах его работы в полном диапазоне их изменения, управление двигателем по этим расчетным параметрам, что позволяет использовать сложные алгоритмы управления газотурбинным двигателем, которые позволяют оптимально (качественно) управлять двигателем и получать заметные выигрыши в тягово-экономических характеристиках двигателя, в условиях реальной эксплуатации, определяющие эффективность применения современных летательных аппаратов в промышленных масштабах.
Самоидентификация модели позволяет учитывать изменения характеристик ГТД с наработкой и этим повысить точность расчета, замена используемых для управления измеряемых значений параметров двигателя при отказе соответствующих датчиков на их расчетные значения, повышает эффективность и надежность работы в условиях реальной эксплуатации. Настоящее изобретение может быть реализовано как для стационарного, так и для бортового компьютера и включено в аппаратный состав системы управления авиационного двигателя, а также может быть приспособлено для САУ ГТД различного назначения.
1. Цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД), содержащая контуры управления с типовыми программами и алгоритмами управления, определяющими величины воздействия на регулирующие факторы двигателя по поступающим, по меньшей мере, от одного датчика, измеряемым параметрам, отличающаяся тем, что включает встроенную полную термогазодинамическую математическую модель газотурбинного двигателя, дополнительно, в составе программного обеспечения «виртуальный двигатель», рассчитывающую в режиме реального времени значения недоступных для измерения параметров - внутренних параметров рабочего процесса и эксплуатационных характеристик двигателя: тяги R двигателя, температуры Т*г газа в камере сгорания, запаса газодинамической устойчивости ΔКук компрессора высокого давления (КВД), запаса ΔКув газодинамической устойчивости компрессора низкого давления (КНД), запаса ΔКупс газодинамической устойчивости подпорной ступени КНД, температуры газа Тг в камере сгорания, коэффициента αОКС избытка воздуха в основной камере сгорания, коэффициента αФКС избытка воздуха в форсажной камере сгорания, температуры Ti, давления Pi и расхода Gi воздуха или газа в основных сечениях (i - индекс сечения) двигателя, программное обеспечение «виртуальный двигатель» выполнено с возможностью по данным, рассчитываемых с помощью термогазодинамической математической модели параметров, формировать собственные программы и алгоритмы управления, которые, параллельно с типовыми, воздействуют на регулирующие факторы двигателя, причем термогазодинамическая математическая модель представляет собой комплексную имитационную модель рабочего процесса в ГТД в полном диапазоне изменения режимов его работы, разработанную применительно к конкретному двигателю,при этом указанная термогазодинамическая математическая модель ГТД основана на уравнениях газовой динамики, термодинамики, гидравлики и механики, записанных в нестационарной форме, исходными данными для которых являются характеристики основных узлов данного (конкретного) ГТД, которые предварительно определенны разработчиком двигателя, экспериментально или расчетом, при этом исходные уравнения газовой динамики и термодинамики в частных производных d/dt и d/dx преобразованы в уравнения в обыкновенных производных d/dt, путем замены распределенных по оси двигателя X параметров Т(х), Р(х), G(x) их значениями Ti, Pi, Gi в конкретных сечениях (i=1, 2,…) двигателя, и имеющими для всех газовых объемов следующий типичный вид:
Т*Г, Р*Г - температура, давление; соответственно, газа в камере сгорания,VКС - газовый объем,RГ - газовая постоянная,GТ - расход топлива,GКС - расход воздуха на входе в камеру сгорания,GГ - расход газа на выходе камеры сгорания,ηК - коэффициент полноты сгорания топлива,НU - теплотворная способность топлива,iС, iВ, iГ - удельная энтальпия продуктов сгорания, воздуха, газа,КГ - коэффициент адиабаты,Di - коэффициент для конкретного газового объема.
2. Цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД) по п. 1, отличающаяся тем, что программное обеспечение «виртуальный двигатель» рассчитывает значения неизмеряемых параметров на всех установившихся и переходных режимах работы ГТД в полном диапазоне их изменения во всей области полета летательного аппарата, на котором установлен двигатель.
3. Цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД) по п. 1, отличающаяся тем, что программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок компенсации отказов датчиков измеряемых параметров двигателя.
4. Цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД) по п. 1, отличающаяся тем, что программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок восстановления отказов датчиков внешних параметров двигателя.
5. Цифровая электронная система управления авиационным газотурбинным двигателем (ГТД) по п. 1, отличающаяся тем, что программное обеспечение «виртуальный двигатель» содержит блок идентификации термогазодинамической математической модели в процессе эксплуатации двигателя, в котором осуществляется непрерывная самоидентификация математической модели.
6. Авиационный газотурбинный двигатель, отличающийся тем, что снабжен цифровой электронной системой управления по любому из пп. 1-5.
www.findpatent.ru
