В работе рассматривается система автоматического управления газотурбинным двигателем (САУ ГТД) для подвижного летательного объекта и проводится анализ её функционирования с учетом взаимного влияния динамики агрегата дозирования топлива и динамики двигателя. Приведены результаты моделирования работы САУ ГТД для идеальной системы и для системы с экспериментальными параметрами. Выявлена и обоснована идея разделения объекта управления на две части: агрегат дозирования топлива и двигатель. На основе исследования авторами предлагается использовать в структуре САУ ГТД математические модели разделенных частей системы, а также интеллектуальный подход к введению логического блока в структуру для повышения качества управления. Такой подход к проектированию САУ ГТД позволит учитывать динамику отдельно исполнительной части системы и самого двигателя, а также их взаимное влияние.
система автоматического управления
газотурбинный двигатель
подвижный летательный объект
исполнительный механизм
агрегат дозирования топлива
математическая модель
1. Научный вклад в создание авиационных двигателей. В двух книгах. Книга 1 Н34 / rолл. авторов; gод общ. ред. В.А. Скибина и В.И. Солонина. – М.: Машиностроение, 2000. – 725 с.: ил.
2. Нечеткое моделирование и управление / А. Пегат; пер. с англ. – М.: БИНОМ. Лаборатория знаний, 2009. – 798 с.: ил. – (Адаптивные и интеллектуальные системы).
3. Патент РФ № 2013152562/06, 26.11.2013 / Насибуллаева Э.Ш., Даринцев О.В., Денисова Е.В., Черникова М.А., RU 237665 C1 Устройство дозирования топлива в газотурбинный двигатель // Патент России № 2537665.2013. Бюл. № 1.
4. Проблемы проектирования и развития систем автоматического управления и контроля ГТД / С.Т. Кусимов, Б.Г. Ильясов, В.И. Васильев и др. – М.: Машиностроение, 1999. – 609 с.
5. Проектирование систем автоматического управления ГТД / под ред. Б.Н. Петрова. – М.: Машиностроение, 1981. – 400 с.
Известно, что преимущество современных подвижных летательных объектов в том, что большие скорости маневрирования затрудняют перехват аппарата в движении. Имеется также возможность использования различных сочетаний высот и скоростей полета: основную часть траектории аппарат летит на большой высоте при малом аэродинамическом сопротивлении, а перед целью выходит на малую высоту, с максимально возможной скоростью полета, что также затрудняет перехват. Существует возможность использования различных маневров на любом участке траектории.
Силовая установка (СУ) сложного летательного аппарата представляет собой короткоресурсный газотурбинный двигатель, а в некоторых случаях - прямоточный воздушно-реактивный двигатель.
К системе автоматического управления (САУ) объектами таких СУ предъявляются, как правило, следующие требования:
- высокая точность поддержания заданных параметров;
- минимальная сложность технического исполнения;
- возможность перехода с одного режима на другой (при совершении маневра) без снижения качества управления.
Для выполнения всех вышеперечисленных требований необходимо разработать новый подход к выбору структуры САУ, к синтезу алгоритмов управления и к их технической реализации. Данное утверждение основано на анализе результатов натурных испытаний и на проведенных ранее теоретических исследованиях.
Поясним на конкретном примере.
Рассмотрим простейшую САУ объектом управления подобного класса (рис. 1, а).
Рис. 1. а - простейшая САУ ГТД (X 0 - заданное значение параметра, X - отработанное значение параметра, ξ - ошибка системы, u - управляющий сигнал); б - предлагаемая структура САУ ГТД с разделенным объектом управления на АДТ и ГТД
Согласно концепции, разработанной ранее , исполнительный механизм (ИМ) и двигатель рассматривались как единое целое: неизменяемая часть системы.
Данный подход хорошо зарекомендовал себя при синтезе алгоритмов управления ГТД для гражданских летательных аппаратов или для транспортной авиации. Для таких объектов управления динамические процессы в топливной системе протекают гораздо быстрее, чем в двигателе, поэтому их влиянием на ГТД просто пренебрегали.
Иначе обстоит дело с короткоресурсными ГТД. В них переходные процессы в агрегате топливопитания и двигателе происходят практически одновременно. Данное утверждение неоднократно было подтверждено результатами натурных испытаний .
На основании вышесказанного выделим в отдельные звенья непосредственно ГТД и ИМ - агрегат дозирования топлива (АДТ) (рис. 1, б).
При проведении простейшего исследования работы САУ ГТД (рис. 1, б), заключающегося в различных сочетаниях параметров для передаточных функций для ГТД и АДТ, выяснено, что качество управления (точность, наличие перерегулирования, запасы устойчивости) резко изменяется при переходе с режима на режим. Таким образом, задачи анализа качества управления и синтеза алгоритмов управления объектами подобного класса становятся весьма актуальными.
Целью работы является проведение исследования САУ ГТД сложного летательного аппарата с учетом динамики параметров исполнительной части системы и двигателя.
Постановка задачи
Рассмотрим САУ ГТД, показанную на рис. 1, б. Система состоит из элемента сравнения (ЭС), регулятора, АДТ и ГТД. На вход ЭС поступает начальное значение количества оборотов n0 и полученное значение количества оборотов n, на выходе формируется рассогласование поступающих параметров и формируется ошибка системы - ξ. Ошибка поступает на вход регулятора, на выходе формируется управляющий сигнал u, который поступает на вход АДТ, на выходе формируется сигнал расхода топлива Gt, который поступает на вход ГТД и соответственно формируется сигнал n, поступающий на вход ЭС.
Передаточные функции АДТ и ГТД представляют собой инерционные звенья первого порядка, где постоянная времени T = 0,7 с, коэффициент усиления k = 1. Регулятор представляет собой изодромное звено, передаточная функция которого , при этом коэффициент усиления k = 1, постоянная времени T = 0,7 с.
Необходимо исследовать САУ ГТД и провести анализ качества управления с учетом динамики АДТ и ГТД.
Метод решения
Учитывая то, что в предложенной схеме САУ ГТД объект управления был разделен, целесообразно ввести нелинейные модели отдельно для АДТ и ГТД и моделировать работу системы, учитывая динамику работы ее элементов.
Для того, чтобы исследовать вышеописанную САУ ГТД, предлагается также ввести в структуру системы математические модели АДТ и ГТД, чтобы повысить качество управления всей системы в целом. На рис. 2 представлена схема такой САУ ГТД.
Рис. 2. Предлагаемая САУ ГТД, в которую входит регулятор, АДТ, ГТД, модель АДТ, модель ГТД и ЛБ
В логическом блоке (ЛБ) производится анализ входных сигналов следующим образом: на основе экспериментальных данных и экспертных заключений строится база знаний. Относительно неё формируются функции принадлежностей для входных параметров ЛБ, а также для выходных сигналов. Описание этих подходов достаточно хорошо известно . Сформировав необходимое изменение, ЛБ подает соответствующие сигналы на вход элемента сравнения, формируя сигнал управления, поступающий на вход АДТ и его модели. В ЛБ поступают два сигнала: рассогласование моделей АДТ и ГТД с моделями АДТ и ГТД - ошибка моделей (ξmodelei) и рассогласование АДТ с моделью АДТ - ошибка АДТ (ξ ADT). Как показывает практика, ошибка ГТД является небольшой и в ходе исследования не учитывается.
Результаты моделирования
Проведем исследование САУ ГТД в графической среде имитационного моделирования Simulink.
Для оценки качества управления САУ ГТД введем следующие требования:
Запас устойчивости по амплитуде: не менее 20 дБ;
Запас устойчивости по фазе: от 35 до 80°;
Перерегулирование: не более 5 %;
Статическая ошибка: не более ±5 % (±0,05);
Время регулирования: не более 5 с.
При моделировании системы (рис. 1, б) было выяснено, что только при значениях постоянной времени (T) для передаточных функций АДТ и ГТД T = 0,7 с, T = 0,5 с, T = 1 с и коэффициенте передачи k = 1 система работает оптимально, соответствуя требованиям качества управления и устойчивости системы. Это говорит о том, что система, изменяет параметры при работе на других режимах, качество управления которой может и не соответствовать требованиям.
Поэтому примем для САУ ГТД значение постоянной времени T = 0,7 с и коэффициента усиления k = 1 и будем считать систему идеальной, взятой за эталон в предстоящем исследовании.
Используя экспериментальные данные, полученные при различных прохождениях трасс, были выбраны точки, связанные с изменением высоты и скорости полета: за время 50, 200, 500 с.
Согласно известным формулам , используя экспериментальные данные в выбранных точках, были получены значения постоянной времени и коэффициента усиления для АДТ и ГТД. При моделировании в схеме САУ ГТД модели АДТ и ГТД менялись попеременно с полученными экспериментальными параметрами АДТ и ГТД, что дало возможность проанализировать систему согласно требованиям, описанными выше. В дальнейшем в работе будем использовать время моделирования 50 с, так как его будет достаточно для проведения исследования.
Рис. 3. Результаты моделирования САУ ГТД за время моделирования 50 с: a - переходный процесс САУ ГТД с экспериментальными данными (-), САУ ГТД с моделями АДТ и ГТД (- -); б - идеальная САУ ГТД; в - САУ ГТД с моделями
Результаты моделирования САУ ГТД за время 50 с представлены на рис. 3. Моделирование системы проводилось в три этапа: для идеальной схемы, с параметрами, используемыми при проектировании САУ ГТД, а также для системы с экспериментальными данными и системы, использующей вышеописанный подход с математическими моделями АДТ и ГТД для корректировки работы всей системы.
Как видно из рисунка, переходный процесс с идеальными параметрами передаточной функции для АДТ и ГТД устанавливается за время регулирования, которое составляет 5 с; система же с экспериментальными значениями достаточно инерционна и не соответствует требованиям качества управления и устойчивости, для корректировки САУ ГТД были введены математические модели АДТ и ГТД, которые уменьшили время регулирования и стали соответствовать требованиям.
Как видно из рис. 3, в, переходный процесс предложенной САУ ГТД уступает в качестве: значение не достигает единицы. Тем самым, для увеличения точности переходного процесса, предлагается ввести ЛБ на основе нечеткой логики, база знаний и функции принадлежностей которого для входных и выходных параметров будут соответствовать графику зависимости ошибок от управляющего сигнала (рис. 4).
Для обеспечения приемлемого характера переходного процесса предлагаемой САУ ГТД предлагается ввести еще один регулятор: интегрирующее звено. Экспериментальное моделирование показало, что для интегратора значение коэффициента усиления (k) равное 150 стало достаточным, чтобы увеличить качество выходных параметров. На рис. 5 представлен такой переходный процесс, а также на график нанесено несколько точек, характеризующих идеальный процесс.
Такое параметрическое и структурное изменение дало возможность качественно изменить выходные параметры системы с экспериментальными данными и приблизиться к выбранным в статье идеальным параметрам. Идея введения математических моделей АДТ и ГТД в контур управления отражена в патенте .
Рис. 4. Зависимость ошибок моделей и АДТ (ξ modelei , ξ ADT) от управляющего сигнала u с разделением на зоны: 1 - минимальная, 2 - средняя, 3 - максимальная
Рис. 5. Переходные процессы САУ ГТД с моделями и введением интегратора в структуру (—), идеальной ГТД (- -)
Результаты моделирования исследуемой САУ ГТД показывают правомерность предложенного подхода с целью повышения качества управления. Разделение объекта управления на АДТ и ГТД позволяет учитывать динамику исполнительной части системы и двигателя, появляется возможность использовать рассогласование между частями структурной схемы САУ ГТД, тем самым увеличивать надежность и устойчивость работы системы на различных режимах. Интеллектуальный подход позволил сформировать ЛБ, который качественно улучшил выходные параметры системы и позволил приблизиться к идеальным с достаточной степенью точности.
Библиографическая ссылка
Денисова Е.В., Черникова М.А. СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ ГАЗОТУРБИННЫМ ДВИГАТЕЛЕМ С ВВЕДЕНИЕМ МАТЕМАТИЧЕСКИХ МОДЕЛЕЙ В КОНТУР УПРАВЛЕНИЯ // Фундаментальные исследования. – 2016. – № 9-2. – С. 243-248;URL: http://fundamental-research.ru/ru/article/view?id=40728 (дата обращения: 24.10.2019). Предлагаем вашему вниманию журналы, издающиеся в издательстве «Академия Естествознания»
- Специальность ВАК РФ05.13.01
- Количество страниц 87
1. Общая характеристика работы
3. Выводы и результаты
1. ЛИНЕЙНАЯ ДИНАМИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ ГТД. МОДЕЛИ ДАТЧИКОВ И ИСПОЛНИТЕЛЬНЫХ МЕХАНИЗМОВ
1.1. Системы линейного приближения
1.2. Точность нулевого и первого порядка
1.3. ЛДМ, построенная на основе систем линейного приближения, известных в двух равновесных точках
1.4. Построение ЛДМ по п известным системам линейного приближения. Теорема о ближайшей равновесной точке
1.5. Модели исполнительных механизмов и датчиков
1.6. Модель каналов измерения частоты вращения
1.7. Модель датчика измерения температуры газов (термопар)
1.8. Модели датчиков давления и температуры
1.9. Модели исполнительных механизмов"
1.10. Программный испытательный комплекс
2. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ ГТД, ОСНОВАННАЯ НА ЛДМ
2.1. Основные требования, предъявляемые к современным системам автоматического управления ГТД
2.2. Структура САУ, основанной на ЛДМ
2.3. Описание контура поддержания требуемой частоты вращения ротора турбокомпрессора и производной
2.4. Контуры ограничения приведенной и физической частоты вращения ротора турбокомпрессора, резервный контур
2.5. Контуры поддержания мощности и крутящего момента
2.6. Контур ограничения частоты вращения свободной турбины
2.7. Контур ограничения температуры газов
2.8. Контур поддержания требуемого расхода топлива
2.9. Упрощенная модель двигателя, встроенная в САУ
2.10. Градиентно-допусковый контроль
2.11. Требования к электронной части САУ
2.12. Выводы
3. ОПИСАНИЕ САУ ТРАДИЦИОННОГО ВИДА. СРАВНИТЕЛЬНЫЙ
3.1. Общие замечания
3.2. Структура традиционной САУ
3.3. Контур управления частотой вращения ротора турбокомпрессора
3.4. Контур ограничения производной частоты вращения ротора турбокомпрессора 71 3.5.Остальные контуры ограничения и управления 73 3.6. Сравнительный анализ классической САУ и САУ, основанной на ЛДМ
Рекомендованный список диссертаций
Нечеткие иерархические марковские модели процессов развития отказов систем автоматического управления, контроля и диагностики ГТД 2011 год, кандидат технических наук Абдулнагимов, Ансаф Ирекович
Технология комплексных полунатурных исследований систем автоматического управления соосных винтовентиляторов турбовинтовентиляторных двигателей 2018 год, кандидат технических наук Иванов, Артем Викторович
Информационно-измерительные системы стендовых испытаний изделий автомобильной промышленности 1999 год, доктор технических наук Васильчук, Александр Васильевич
Создание нового поколения автоматизированных комплексов контроля и испытаний для обеспечения безопасности посадки воздушного транспорта 2013 год, доктор технических наук Шелудько, Виктор Николаевич
Разработка и исследование исполнительных устройств с бесконтактными двигателями постоянного тока и цифровыми датчиками параметров вращения для систем автоматического управления 1983 год, кандидат технических наук Курчанов, Владимир Николаевич
Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Анализ систем автоматического управления газотурбинных двигателей»
Актуальность проблемы. Газотурбинные двигатели в настоящее время широко применяются в военной и гражданской авиации, а также в качестве приводов газоперекачивающих станций и малогабаритных силовых установок, используемых в энергетике и морском транспорте.
Создание двигателей IV и V поколений требует соответствующего прогресса в области управления ими. С середины 70-х годов актуальным стал переход на управление силовыми установками с помощью цифровых электронных регуляторов. Этому способствовало как усложнение задач управления, требовавшее использования более совершенных и сложных алгоритмов управления, так и развитие электронных технологий, в результате которого появилась возможность обеспечить работоспособность электронных регуляторов в условиях, характерных для работы на двигателе.
Центральным институтом авиационного моторостроения (ГНЦ РФ ЦИАМ им. Н. И. Баранова) были сформулированы предложения по структуре и конкретным методам программного и алгоритмического построения интеллектуальной адаптивной системы автоматического управления (САУ), которая, помимо традиционных, должна выполнять следующие функции управления :
Распознавание состояния двигателя (ухудшение характерных узлов, возникновение отказов, работу на установившемся или переходном режимах и т.п.);
Формирование цели управления в соответствии с результатами распознавания состояния двигателя;
Выбор способа управления двигателем, обеспечивающего достижения заданной цели (выбор комплекса программ управления, оптимальных для данных условий работы двигателя);
Формирование и выбор параметров алгоритмов управления, позволяющих обеспечить заданное качество управления при использовании выбранных программ.
Важной математической задачей, без решения которой создание надежного и эффективного цифрового блока автоматического управления и контроля в современных условиях практически невозможно, является разработка математических моделей двигателя, датчиков и исполнительных механизмов, их адаптация к конкретным практическим условиям применения. Принято считать, что весь цикл разработки САУ может быть обеспечен использованием комплекса из нескольких типов моделей разного уровня сложности. Комплекс в целом должен отвечать ряду требований, основными из которых являются:
Возможность моделирования установившихся и переходных режимов работы при изменяющихся условиях полета в полном диапазоне изменения режимов работы силовой установки;
Получение точности моделирования на установившихся и переходных режимах, достаточной для решения задач управления;
Приемлемое время расчета на ЭВМ;
Возможность выполнения расчетов в натуральном (реальном) и ускоренном времени для моделей, предназначенных для использования на полунатурных стендах.
Тем не менее, сегодня, в условиях жесткой конкуренции, существенного отставания от ведущих зарубежных производителей и нарушения устоявшихся экономических связей, все большее влияние на процесс разработки САУ оказывает временной фактор. К сожалению, не все обозначенные выше требования могут быть удовлетворены в сжатые сроки особенно при наличии острого дефицита опытных специалистов. С другой стороны, задача распознавания отказов, диагностики ухудшения работы отдельных узлов и агрегатов подразумевает использование модели двигателя. датчиков и исполнительных механизмов, заложенной в блок автоматического управления и контроля. К этой модели предъявляются жесточайшие требования по быстродействию, а от ее точности напрямую зависит качество диагностики и вероятность обнаружения отказов.
Использование различных по структуре и содержанию моделей на разных стадиях проектирования требует больших дополнительных временных затрат. В работе исследуется возможность использования достаточно простых линейных динамических моделей (ЛДМ) для решения комплекса задач, возникаюц1;их в ходе разработки эффективной САУ.
Существенного сокращения времени разработки можно добиться оптимизацией алгоритмов верификации программного обеспечения, закладываемого в САУ. Основную роль при этом играет модель исследуемой системы. Главной проблемой здесь является создание специального испытательного программного комплекса, объединяющего в себе модель двигателя, датчиков, исполнительных механизмов, измерительных и управляющих каналов САУ вместо дорогостоящего полунатурного стенда. Полунатурным испытательным стендом называется система, имитирующая работу двигателя, установленных на нем датчиков и исполнительных механизмов. Важным качеством полунатурного стенда является то, что с его помощью проверяется электронная САУ в целом, а не только программная или аппаратная части. Программный испытательный комплекс эффективно решает только задачу проверки программного обеспечения цифровой САУ и закладываемых в нее алгоритмов. Особенности аппаратной реализации при этом учитываются не напрямую, как на полунатурных стендах, а апосредовано - через модели измерительных и управляющих каналов. Необходимая проверка аппаратной части САУ при этом может быть возложена на испытательный пульт, с помощью которого имитируются входные сигналы и контролируются управляющие воздействия.
Полунатурный стенд является инструментом верификации более эффективным, чем испытательный пульт или программный испытательный комплекс, однако, трудоемкость его создания соизмерима с созданием самой САУ, а в ряде случаев и превосходит ее. В условиях, когда сроки поставлены таким образом, что САУ должна быть создана «вчера», вопрос о создании полунатурного стенда даже не ставится.
Разработка новых и адаптация имеющихся математических методов в процессе создания САУ газотурбинных двигателей за возможно короткие сроки и с минимальными затратами материальных и инженерных ресурсов является актуальной задачей. Она комплексна и сводится на разных этапах к решению различных математических и инженерных задач. Без привлечения ЭВМ и продуманного использования математических моделей решить поставленную задачу не представляется возможным. Основными типами моделей, используемых при исследовании работы ГТД, гидромеханических и электронных составляющих его системы управления, датчиков и исполнительных механизмов.
Поэлементные модели. В таких моделях в качестве параметров непосредственно рассматриваются конструктивные характеристики системы. Разработка поэлементных моделей требует значительных затрат времени, однако в этом случае могут быть корректно зЛтены различные факторы, такие как трение в элементах конструкции, усилия на исполнительных устройствах, изменение формы проходных сечений отверстий в гидромеханических устройствах, износ узлов, задержка выдачи решений и т.п.
Приближенные нелинейные модели. Воспроизводят работу во всем диапазоне режимов, упрощенно описывают динамические свойства и статические характеристики объекта. Модели предназначены для исследования «в большом» и позволяют производить расчеты в натуральном (реальном) масштабе времени. (Следует отметить, что возможность производить расчеты в реальном времени также определяется мощностью ЭВМ, выбранным языком программирования, операционной системой, качеством программирования и уровнем оптимизации вычислений).
Линеаризованные модели. Воспроизводят поведение системы в окрестности ограниченного набора точек статической характеристики. Допускают использование типовых эквивалентных нелинейных элементов. Такие модели обычно применяют для исследования «в малом», например, устойчивости регулирования. Возможна замена приближенной нелинейной модели линеаризованной. Один из вариантов такой замены описывается в . Подробно достоинства и недостатки такого подхода обсуждаются в первой главе работы.
Поэлементные модели при решении задач, связанных с созданием системы управления ГТД, чаще всего используются для описания гидромеханических узлов и агрегатов САУ. Приближенные нелинейные модели применяются для описания работы ГТД во всем диапазоне режимов работы. Линеаризованные модели ГТД считается целесообразным использовать при исследовании устойчивости систем управления.
В последние годы актуальным стал вопрос модернизации авиационной техники, в том числе путем модернизации двигателей и их САУ. Задача состоит в получении максимального эффекта с минимальными материальными затратами. В частности, при сохранении тех же функций, стоимость САУ удается сократить путем применения современной более дешевой элементной базы и сокращения числа электронных блоков, задействованных в САУ. Наряду с этим появляется возможность улучшить качество работы САУ путем доработки и усложнения алгоритмов управления, совершенствования системы диагностики, ввести учет наработки и технического состояния двигателя.
Возникла уникальная ситуация, когда совпали ряд важных факторов, влияющих на разработку САУ авиационных двигателей, а именно:
Революционное развитие электронных вычислительных устройств, позволяющих решать задачи управления и диагностики ГТД на новом уровне с привлечением ранее недоступных средств;
Назревшая необходимость модернизации уже имеющихся САУ с целью снижения их стоимости и повышения надежности работы;
Задержка в широком внедрении современных цифровых САУ, связанная с кризисом последних лет и в связи с этим увеличившийся разрыв между результатами теоретических исследований и математическим аппаратом реально используемых устройств.
В результате актуальной стала задача разработки новой оригинальной структуры САУ, эффективно решающей задачи управления ГТД, учитывающей новые возможности цифровых электронных систем. Одновременно появилась возможность доработки ряда успешно применяемых ранее алгоритмов с целью повышения качества и надежности их работы.
Целью диссертационной работы является разработка эффективной цифровой САУ двигателя построенной на современных принципах управления. Для достижения поставленной цели были поставлены и решены следующие задачи:
1. Разработана оригинальная структура САУ, позволяющая эффективно решать задачи управления ГТД;
2. Доработана линейная динамическая модель ГТД с целью повышения точности расчета;
3. Разработаны оригинальные алгоритмы обработки сигналов датчиков температуры газов и частот вращения с целью уменьшения влияния помех в каналах измерения;
4. Создан программный комплекс, позволяющий производить испытания алгоритмов в составе программного обеспечения, закладываемого в САУ совместно с моделью двигателя, датчиков и исполнительных механизмов.
В работе описаны результаты построения САУ, моделирования и системного анализа, основанные на опыте, приобретенном в процессе разработки САУ БАРК-65 (Блок Автоматического Управления и Контроля) двигателя ТВ7-117С, применяемого на самолетах ИЛ-114. БАРК-65 успешно прошел стадию стендовых испытаний, в ходе которых показал способность эффективного управления двигателем.
Силовая установка самолета состоит из двух взаимозаменяемых двигателей ТВ7-117С, расположенных в мотогондолах на крыле самолета. Каждый двигатель приводит во вращение шестилопастный реверсивный винт СВ-34 .
Система управления двигателем ТВ7-117С состоит из цифрового блока управления БАРК-65 и его гидромеханического резерва. БАРК-65 представляет собой современную цифровую одноканальную систему управления двигателем. Для обеспечения гидромеханического резерва в контурах управления расходом топлива и направляющими аппаратами турбокомпрессора использованы гидромеханические исполнительные механизмы. Для повышения надежности системы все датчики, измерительные цепи, электрические цепи управления, формирующие и осуществляющие выполнение основных программ управления и ограничения - многоканальные.
Первый необходимый опыт в создании САУ авиационных двигателей был получен в процессе разработки САУ БАРК-78, осуществляющей ограничение предельных параметров работы последней модификации двигателей ТВЗ-117, известной под маркой ВК-2500. БАРК-78 осуществляет функции применяемых ранее электронных блоков ЭРД (электронный регулятор двигателя) и РТ (регулятор температуры), он по существу является достаточно простым устройством, его описание в данной работе не приводится, однако ряд программных и аппаратных решений, использованных в БАРК-78 были применены и при создании САУ БАРК-65. К ним относятся описанные во второй главе система градиентно-допускового контроля входных аналоговых сигналов и компенсатор инерционности термопар.
В первой главе описывается алгоритм построения линейной динамической модели ГТД. Он основан на методе, предложенном в , отличие заключается в способе нахождения ближайшей равновесной точки. Далее приведены описания моделей измерительных каналов и исполнительных каналов, входящих вместе с моделью двигателя в программный испытательный комплекс.
Во второй главе на основе материалов, представленных в предыдущей главе строится система управления ГТД. Описаны методы построения оптимальных регуляторов. Рассмотрена зависимость качества и программной сложности алгоритмов управления от уровня, на котором производится селекция различных программ управления и ограничения. Сформулированы требования к методикам испытания полученной САУ на модели и на объекте. Рассмотрена проблема полноты проводимых испытаний. Приведены варианты реализации упрощенной модели двигателя, основанные на полученной структуре САУ, формулируются окончательные требования к ней и ее точности. Построен комплексный алгоритм выявления сбоев и отказов. Окончательно оформляются требования к электронной части САУ. Исследована ситуация, когда по каким-либо причинам требования, предъявляемые к САУ, невыполнимы. Производится сравнение материалов, полученных в ходе моделирования и испытаниях БАРК-65 на двигателе.
В третьей главе производится синтез и анализ САУ, построенных на классических принципах. В ходе ее разработки были использованы материалы (структура САУ, типовые управляющие звенья), (синтез компенсатора инерционности термопары, синтез ограничителя температуры) а также , , , и др. Далее приведено сравнение эффективности работы «классической» САУ и САУ, построенной в третьей главе. Результаты применения различных САУ анализировались с применением программного испытательного комплекса, описанного в первой главе, включающего в себя ЛДМ двигателя, поэлементные модели исполнительных механизмов и модели измерительных цепей. «Классическая» САУ, выигрывая по простоте реализации, проигрывает по точности поддержания и ограничения заданных параметров.
3. Выводы и результаты
В процессе разработки были применены следующие методики и результаты. А именно:
Модель двигателя на основе линейной динамической модели;
Поэлементные модели гидромеханических исполнительных механизмов САУ;
Сформулированы требования к электронике;
Создана упрощенная модель двигателя, на основе которой при отказе определенных датчиков удается вычислить соответствующие им двигательные параметры (переменные, определяющие состояние двигателя);
На основе модели системы проведена комплексная отладка и верификация программы, заложенной в БАРК-65;
Создана оригинальная система диагностики, объединяющая в себе анализ результатов работы градиентно-допускового контроля, информации, поступающей по разным измерительным каналам, и информации, предоставляемой упрощенной моделью двигателя;
Основным результатом работы является создание эффективной САУ газотурбинного двигателя, отвечающей современным требованиям. Она имеет оригинальную структуру, в которую сведены основные контуры управления и ограничения. Результаты работы имеют универсальный характер и могут быть и были эффективно использованы при разработке САУ других двухвальных ГТД. САУ аналогичной структуры для двигателей ТВ7-117В (вертолетная модификация ТВ7-117С) и ВК-1500 (предполагается к применению на самолете АН-3), в данный момент находятся на стадии стендовых испытаний. Рассматривается вариант установки модифицированных двигателей серии ТВ7-117 на быстроходные катера водоизмещением около 20т, способные развивать скорость до 120 км/ч.
Похожие диссертационные работы по специальности «Системный анализ, управление и обработка информации (по отраслям)», 05.13.01 шифр ВАК
Обеспечение электроэнергетической совместимости транспортного электрооборудования с высоковольтным питанием 2004 год, доктор технических наук Резников, Станислав Борисович
Разработка и исследования электропривода на базе индукторного двигателя с независимым возбуждением 2002 год, кандидат технических наук Постников, Сергей Геннадьевич
Идентификация динамических моделей САУ ГТД и их элементов статистическими методами 2002 год, доктор технических наук Арьков, Валентин Юльевич
Структуры и алгоритмы следяще-регулируемого электропривода с заданной динамической точностью 2011 год, кандидат технических наук Панкрац, Юрий Витальевич
Разработка методов и средств повышения эффективности работы дизелей на динамических режимах 2010 год, доктор технических наук Кузнецов, Александр Гавриилович
Заключение диссертации по теме «Системный анализ, управление и обработка информации (по отраслям)», Сумачев, Сергей Александрович
выводы по РАБОТЕ В ЦЕЛОМ
В работе продемонстрирован метод построения универсальной САУ двухвальных ГТД. При решении главной задачи - синтеза САУ, основанной на ЛДМ, был решен ряд вспомогательных задач, а именно:
Повышена точность определения ближайшей равновесной точки ЛДМ;
Разработан оригинальный компенсатор инерционности термопар;
Произведен анализ различных способов замера частоты врапАения роторов;
Создан программный испытательный комплекс для проверки функционирования ПО и алгоритмов, закладываемых в цифровую САУ;
Разработана САУ, основанная на традиционных подходах и произведен сравнительный анализ двух различных САУ: САУ, основанной на ЛДМ и традиционной САУ.
Результаты, представленные в работе, были опробованы в ходе стендовых испытаний САУ БАРК-65 и двигателя ТВ7-117С. В ходе испытаний подтвердилась высокая эффективность САУ по поддержанию и ограничению заданных параметров. Комплекс мер, направленных на повышение надежности работы САУ, позволил с высокой вероятностью выявлять отказы каналов измерения и управления, по ограниченному набору параметров удалось продублировать данные, получаемые от датчиков вычисленными по модели величинами. В приложении представлены некоторые интересные осциллограммы, записанные во время стендовых испытаний, а также акт о внедрении описанных в работе алгоритмов.
Комплексный подход в решении поставленной задачи, когда была произведена ревизия классических подходов и методов, позволил реализовать создать САУ на высоком современном уровне.
Структура САУ, основанной на ЛДМ, позволяет производить ее модернизацию в целях улучшения качества управления, повышения запаса устойчивости и надежности работы.
Приведенные в работе результаты универсальны, описанная структура САУ была применена при создании цифровых блоков управления других модификаций двигателя ТВ7-П7С и двигателя ВК-1500.
ОСНОВНЫЕ ПУБЛЖАЦИИ НО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ
1. Сумачев С.А. Построение модели динамического компенсатора инерционности термопары.//Процессы управления и устойчивость: Труды XXX научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 1999. - С. 193-196.
2. Сумачев С.А., Кормачева И.В. Динамический компенсатор инерционности термопары: приложение к ограничению температуры ГТД.//Процессы управления и устойчивость: Труды XXXI научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 2000. - С. 257-260.
3. Сумачев С. А.Математическая модель двухвального газотурбинного двигателя и его САУ. //Процессы управления и устойчивость: Труды XXXII научной конференции факультета ПМ-ПУ. - СПб: ООП НИИ Химии СПбГУ, 2001. - С. 93-103.
4. Саркисов А.А., Головин М.Г., Душиц-Коган Т.Д., Кочкин А.А., Сумачев С.А. Опыт разработки интегрированной системы управления и контроля двигателя РД-33 и его модификаций. // Тез. докл. Международной научной конференции «Двигатели XXI века» 1 ч. Москва, 2000 г. -С. 344.
5. Головин М.Г., Душиц-Коган Т.Д., Сумачев С.А. Новое в решении проблемы ограничения температуры газа перед силовой турбиной ГТД. // Тез. докл. Международной научной конференции «Двигатели XXI века» 1 ч. Москва, 2000 г. - С. 362.
Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Сумачев, Сергей Александрович, 2002 год
1. Антончик B.C. Методы стабилизации программных движений. СПб.: Изд. СПбГУ, 1998.
2. Белкин Ю.С., Боев Б.В., Гуревич О.С. и др. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. М.: Машиностроение, 1983.
3. Березлев В.Ф. и др. Системы автоматического управления частотой вращения роторов газотурбинных двигателей. Киев: КНИГА, 1985.
4. Боднер В.А. Системы автоматического управления двигателями ЛА. -М.: Машиностроение, 1973.
5. Ванюрихин Г.И., Иванов В.М. Синтез систем управления движением нестационарных объектов. -М.: Машиностроение, 1988.
6. Гантмахер Ф.Р. Теория матриц. М. Наука, 1966.
7. Гарднер М.Ф., Бэрнс Дж.Л. Переходные процессы в линейных системах с сосредоточенными постоянными. Государственное издательство физико-математической литературы. М.: 1961.
8. Гимадиев А.Г., Шахматов Е.В., Шорин В.П. Системы автоматического регулирования авиационных ГТД. Куйбышев: КуАИ, 1990.
9. Гольберг Ф.Д., Ватенин A.B. Математические модели газотурбинных двигателей как объектов управления. М.: Изд-во МАИ, 1999.
10. Ю.Гуревич O.e., Близнюков Л.Г., Трофимов A.C. Системы автоматического управления авиационными силовыми установками. // Конверсия в машиностроении. М. «Информконверсия», 2000. -№5(42).-С.50.
11. ГДемидович Б.П. Лекции по математической теории устойчивости. М.: Наука, 1967.
12. Добрянский Г.В., Мартьянова Т.С. Динамика авиационных газотурбинных двигателей. М.: Машиностроение, 1989.
13. Жабко A.n., Харитонов В.Л. Методы линейной алгебры в задачах управления. СПб.: Изд. СпбГУ, 1993.
14. Иванов В.А. и др. Математические основы теории автоматического регулирования. Учеб. пособие для вузов. Под ред. Б.К. Чемоданова. -М., Высшая школа, 1971.
15. Кабанов CA. Управление системами на прогнозирующих моделях. -СПб: Издательство СПбГУ, 1997.
16. Кварцев А.П. Автоматизация разработки и тестирования программных средств. Самара: Самарский государственный аэрокосмический университет, 1999.
17. Клюев A.C., Глазов Б.В., Миндин М.Б. Техника чтения схем автоматического управления и технологического контроля. М., «Энергия», 1977.
18. Максимов Н.В. Регуляторы температуры газов газотурбинных авиационных двигателей. Рига: РКИИГА, 1982.
19. Математическое моделирование дискретных систем. / Под редакцией канд.физ.-мат.наук М.К. Чиркова. СПб., издательство СПбГУ, 1995.
20. Методы оптимизации испытаний и моделирования систем управления ГТД / Под общей редакцией В.Т. Дедеша. М.: Машиностроение, 1990.
21. Моделирование и выбор параметров автоматических регуляторов авиационных двигателей: учебное пособие / P.A. Сунарчин и др. -УФА: Уфимский гос. авиац. техн. уни-т., 1994.
22. МЫШКИС А. Д. Линейные дифференциальные уравнения с запаздывающим аргументом. М.: 1972.
23. Нелепин P.A., Камачкин A.M., Туркин И.И., Шамберов В.Н. Алгоритмический синтез нелинейных систем управления. Л.: Изд-во ЛГУ, 1990.
24. Нечаев Ю.Н. Законы управления и характеристики авиационных силовых установок. -М.: Машиностроение, 1995.
25. Пантелеев A.B., Якимова A.C. Теория функций комплексного переменного и операционное исчисление в примерах и задачах / Учебное пособие. М.: Высш.шк., 2001.
26. Прасол OB A.B. Аналитические и численные методы исследования динамических процессов. СПб.: Изд. СПбГУ, 1995.
27. Синяков А.Н. Системы автоматического управления ЛА и их силовыми установками. -М.: Машиностроение, 1991.
28. Сиротин С.А., Соколов В.И., Шаров А.Д. Автоматическое управление авиационными двигателями. -М.: Машиностроение, 1991.
29. Скибин В.А., Павлов Ю.И., Добровольский В.И. и др. Методы измерения, приборы и аппаратура, применяемые при стендовых испытаниях двигателей летательных аппаратов. М.: НИЦ ЦИАМ: МГАТУ, 1996.
30. Соловьев Е.В., Гладкова В.Н., Акопова Т.П. Исседование динамических свойств систем автоматического управления двигательной установкой. М.: Издательство МАИ, 1990.
31. Солнцев В.Н. Математическое обеспечение интегрированных адаптивных оптимальных систем автоматического управлениякомплексом «силовая установка летательный аппарат» маневренных самолетов. - М.: Радио и связь, 1999.
32. Теория автоматического управления силовыми установками летательных аппаратов. Под редакцией А. А. Шевякова. М.: Машиностроение, 1976.
33. Теория и приложения дискретных систем. / Под редакцией канд.физ.-мат.наук М.К. Чиркова, канд.техн.наук С.П.Маслова. СПб., издательство СПбГУ, 1995.
34. Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов ИЛ-96-300, Ту-204, Ил-114 / Под редакцией доктора технических наук Б.А. Соловьева. -М.: Транспорт, 1993.
35. Югов O.K. Оптимальное управление силовой установкой самолета. -М. Машиностроение, 1978.
36. N.H. Jo, J. Н. Seo. Input Output Linearization Approach of State Observer Design for Nonlinear System // IEEE transactions on automatic control. Vol.45. N. 12. 2000. P.2388-2393.
37. Hassan K. Khalil. Universal Integral Controllers for Minimum Phase Nonlinear System // IEEE transactions on automatic control. Vol.45. N. 3. 2000. P.490-494.
38. G. Kulikov, V. Arkov, T. Breikin. Real-time Modeling of Gas Turbines with Optimal Smoothing // preprints of the 11* IF AC Workshop Control Applications of Optimization. Vol. 1. St-Petersburg, 2000, pp. 212-217.
39. Thomas J. Rodling. Integrated Flight Control Systems // IEEE Aerospace and Electronic Systems. Vol.16. N. 5. 2001. P. 17-22.
Обратите внимание, представленные выше научные тексты размещены для ознакомления и получены посредством распознавания оригинальных текстов диссертаций (OCR). В связи с чем, в них могут содержаться ошибки, связанные с несовершенством алгоритмов распознавания. В PDF файлах диссертаций и авторефератов, которые мы доставляем, подобных ошибок нет.
Владельцы патента RU 2446298:
Использование: в системах автоматического управления (САУ) газотурбинных двигателей (ГТД). Технический результат: адаптивное управление различными выходными координатами ГТД с помощью селектора каналов и контура сигнальной самонастройки, в результате чего устраняются забросы выходных координат двигателя, обеспечивается заданное качество переходных процессов включаемого канала САУ, что способствует повышению ресурса ГТД. Система дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента. 2 ил.
Изобретение относится к области систем автоматического управления (САУ) газотурбинного двигателя (ГТД).
Известна САУ ГТД, в которой для устранения отрицательного влияния взаимодействия регуляторов на характеристики системы управления с одним регулирующим фактором содержатся измерители частоты вращения ротора ГТД и температуры газа, регуляторы этих параметров, селектор минимального сигнала, исполнительное устройство, воздействующее на расход топлива .
Недостатком этой схемы является то, что взаимодействие каналов управления сохраняется на переходных режимах. Эта САУ ГТД имеет невысокую динамическую точность и заброс по температуре при селектировании, что можно объяснить следующим образом.
ГТД имеет различные динамические характеристики по разным выходным координатам объекта управления относительно расхода топлива.
Рассмотрим САУ ГТД как двухмерный объект с одним управляющим воздействием, в котором используется алгебраический селектор минимального сигнала. Первый канал этой САУ является каналом управления, определяющим режим работы объекта по выходной координате Y 1 , его заданная величина Y 10 зависит от времени. Второй канал - канал ограничения, его заданная величина Y 20 является постоянной и определяет максимальный режим работы объекта по координате Y 2 .
Передаточные функции объекта управления:
по координате Y 1:
по координате Y 2:
где p - оператор преобразования Лапласа;
K 1 , K 2 - коэффициенты передачи;
A 1 (p), A 2 (p), B(p) - полиномы, зависящие от вида объекта.
Примем, что порядок A 1 (p) меньше, чем порядок В(р), а порядок A 2 (p) равен порядку В(p). Такое математическое описание характерно, например, для динамических характеристик ГТД по частоте вращения ротора и температуре газа при изменении расхода топлива в камеру сгорания.
Передаточная функция общего изодромного регулятора
Передаточные функции регулятора первого - W 1 (p) и второго - W 2 (p) каналов выбираются исходя из заданных требований к динамическим характеристикам каждого из них. Это можно сделать следующим образом. Потребуем, чтобы передаточные функции отдельных разомкнутых каналов без учета запаздывания измерителей координат удовлетворяли равенствам:
где W м1 (p) и W м2 (p) - передаточные функции эталонных моделей
разомкнутых каналов. Тогда
Если передаточные функции отдельных разомкнутых каналов выбрать в виде
то для получения необходимого качества регулирования выходных координат регуляторы, согласно (6) и (7), должны иметь, например, следующие передаточные функции:
При этом инерционность датчика температуры должна быть скорректирована так, чтобы измерители параметров были безынерционными.
Как известно , обычно применяется принцип селектирования, согласно которому регулируется параметр ГТД, наиболее приблизившийся к величине, определяемой программой регулирования. Следовательно, для получения необходимого качества регулирования переключение селектора должно происходить в момент равенства рассогласований между текущими значениями выходных координат и их задающими значениями, т.е. в момент равенства сигналов перед регуляторами
Проведенный анализ показывает, что регулятор температуры газа является инерционным по отношению к регулятору частоты вращения ротора ГТД, поэтому селектор переключается с канала частоты вращения ротора на канал температуры газа с запаздыванием. В результате происходит заброс по температуре газа.
Наиболее близкой по достигаемому техническому результату, выбранной за ближайший аналог, является САУ ГТД, содержащая каналы регулирования частоты вращения ротора и температуры газа, селектор минимального сигнала, исполнительное устройство, два корректирующих звена, два суммирующих элемента, логическое устройство (компаратор) и ключ .
В этой САУ за счет включения двух перекрестных корректирующих звеньев с передаточными функциями
происходит изменение задающего воздействия разомкнутого канала ограничения температуры газа и выполнение условия
при переключении САУ на канал ограничения температуры газа при равенстве сигналов на входах селектора минимального сигнала
Это позволяет получить необходимое качество переходного процесса по температуре газа при включении этого канала.
Недостатком такой САУ является то, что при обратном переключении с канала температуры газа на канал частоты вращения ротора структура, параметры корректирующих звеньев и место включения корректирующего сигнала должны изменяться, т.е. эта система не является адаптивной к изменению ее структуры при селектировании каналов и не обеспечивает в этом случае заданного качества переходных процессов.
Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является улучшение динамических характеристик САУ путем устранения забросов и обеспечения заданного качества переходных процессов по выходным координатам ГТД при прямом и обратном включении селектором различных каналов системы, что приводит к улучшению качества системы управления и к повышению ресурса работы двигателя.
Решение поставленной задачи достигается тем, что в систему автоматического управления газотурбинного двигателя, содержащую последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора, селектор минимального сигнала, изодромный регулятор, газотурбинный двигатель, измеритель частоты вращения ротора и первый элемент сравнения, задатчик частоты вращения ротора, выход которого подключен к второму входу первого элемента сравнения, последовательно соединенные измеритель температуры газа, второй элемент сравнения, первый суммирующий элемент, регулятор температуры газа и логическое устройство, задатчик температуры газа, выход которого подключен к второму входу второго элемента сравнения, причем выход регулятора частоты вращения ротора соединен со вторым входом логического устройства, выход регулятора температуры газа соединен со вторым входом селектора минимального сигнала, а второй выход газотурбинного двигателя соединен с входом измерителя температуры газа, в отличие от прототипа дополнительно введены последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента.
Существо системы поясняется чертежами. На фиг.1 представлена блок-схема системы автоматического управления газотурбинного двигателя; на фиг.2 - результаты моделирования переходных процессов в САУ ГТД при различных переключениях каналов селектором минимального сигнала:
а) с канала частоты вращения ротора на канал температуры газа, б) с канала температуры газа на канал частоты вращения ротора, с контуром и без контура адаптации, при этом выходные координаты ГТД представлены в относительном виде
Система автоматического управления газотурбинного двигателя содержит последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора 1, селектор минимального сигнала 2, изодромный регулятор 3, газотурбинный двигатель 4, измеритель частоты вращения ротора 5 и первый элемент сравнения 6, задатчик частоты вращения ротора 7, выход которого подключен к второму входу первого элемента сравнения 6, последовательно соединенные измеритель температуры газа 8, второй элемент сравнения 9, первый суммирующий элемент 10, регулятор температуры газа 11 и логическое устройство 12, задатчик температуры газа 13, выход которого подключен к второму входу второго элемента сравнения 9, причем выход регулятора частоты вращения ротора 1 соединен со вторым входом логического устройства 12, выход регулятора температуры газа 11 соединен со вторым входом селектора минимального сигнала 2, а второй выход газотурбинного двигателя 4 соединен с входом измерителя температуры газа 8, при этом система дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала 14, третий элемент сравнения 15, блок согласования 16, переключатель 17 и второй суммирующий элемент 18, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала 14 соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала 2, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения 15, выход первого элемента сравнения 6 соединен со вторым входом второго суммирующего элемента 18, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора 1, выход логического устройства 12 соединен со вторым входом переключателя 17, второй выход которого подключен к второму входу первого суммирующего элемента 10.
Система автоматического управления газотурбинного двигателя работает следующим образом.
В канале регулирования частоты вращения ротора ГТД 4 сигнал с измерителя частоты вращения ротора 5, пропорциональный частоте вращения ротора, поступает на первый элемент сравнения 6, где сравнивается с выходным сигналом задатчика частоты вращения ротора 7 и формируется выходной сигнал рассогласования E 1 , пропорциональный отклонению частоты вращения ротора от заданного значения. Этот сигнал через второй суммирующий элемент 18 поступает на вход регулятора частоты вращения ротора 1, выход которого U 1 подключен к первому входу селектора минимального сигнала 2.
В канале регулирования температуры газа ГТД 4 сигнал с измерителя температуры газа 8, пропорциональный температуре газа, поступает на второй элемент сравнения 9, где сравнивается с выходным сигналом задатчика температуры газа 7 и формируется выходной сигнал рассогласования E 2 , пропорциональный отклонению температуры газа от заданного значения. Этот сигнал через первый суммирующий элемент 10 поступает на вход регулятора температуры газа 11, выход которого U 2 подключен к второму входу селектора минимального сигнала 2.
На выход селектора минимального сигнала 2 проходит выходной сигнал
того канала регулирования, который в данный момент по условиям работы ГТД требует меньшего расхода топлива. Сигнал с селектора минимального сигнала 2 через изодромный регулятор 3, который выполняет функцию и исполнительного устройства, изменяет расход топлива в камеру сгорания газотурбинного двигателя 4.
Выходные сигналы регулятора частоты вращения ротора 1 U 1 и регулятора температуры газа 11 U 2 поступают на входы селектора максимального сигнала 14, на выходе которого формируется сигнал
На выходе третьего элемента сравнения 15 определяется разность сигналов на выходе регуляторов
где U зам - выходной сигнал регулятора замкнутого канала;
U раз - выходной сигнал регулятора разомкнутого канала.
Выходные сигналы U 1 и U 2 поступают также на вход логического устройства 12, на выходе которого формируется логический сигнал L, определяющий замкнутый канал САУ
Выходной сигнал ε третьего элемента сравнения 15 через блок согласования 16 и переключатель 17 поступает на вход соответствующего регулятора разомкнутого канала с помощью первого 10 или второго 18 суммирующего элемента, что определяется состоянием переключателя 17 в соответствии с логическим сигналом L логического устройства 12. Так как ε меньше нуля, то этот сигнал уменьшает задающее воздействие разомкнутого канала и тем самым корректирует момент переключения каналов.
Как было отмечено выше, регуляторы частоты вращения ротора 1 и температуры газа 11 имеют разные динамические характеристики, в результате чего условие переключения селектора минимального сигнала 2
отличается от необходимого эталонного условия переключения САУ - равенства рассогласований между текущими значениями выходных координат и их задающими воздействиями
Следовательно, необходимо согласование этих условий. Как известно , согласование поведения отдельных каналов САУ возможно за счет контура управления их относительным движением. В данном случае оно обеспечивается за счет введения контура сигнальной самонастройки по разности сигналов ε на выходе регуляторов с воздействием на задающее воздействие разомкнутого канала системы. Это позволяет построить САУ ГТД, адаптивную к изменению ее структуры при переключении каналов селектором.
Пусть замкнутым является канал регулирования частоты вращения ротора, т.е. первый канал. Тогда выход контура сигнальной самонастройки включен с помощью первого суммирующего элемента 10 на вход регулятора температуры газа 11 второго разомкнутого канала.
Сигнал на выходе регулятора частоты вращения ротора
Сигнал на выходе регулятора температуры газа
где W c (p) - передаточная функция блока согласования 16.
Тогда разность сигналов на выходе регуляторов
При W c (p), равном K, и K, достаточно большом, получаем
ε→0; U 2 →U 1 ,
где m - достаточно малая величина.
Таким образом, за счет работы контура сигнальной самонастройки момент переключения селектора минимального сигнала 2
приближается к условию переключения каналов по ошибкам каналов
Это, соответственно, позволяет ликвидировать заброс и обеспечить необходимое качество переходного процесса при замыкании и включении в работу регулятора температуры газа 11. При U 1 , равном U 2 , происходит переключение каналов, и далее при U 1 , большем по сравнению с U 2 , - изменение состояния каналов: первый канал становится разомкнутым, а второй канал - замкнутым. Это приводит к изменению также и структуры контура самонастройки.
Аналогичные процессы характерны для САУ и при переключении селектора с замкнутого канала температуры газа на канал частоты вращения ротора. В этом случае выходной сигнал контура самонастройки включается с помощью переключателя 17 и второго суммирующего элемента 18 на вход регулятора частоты вращения ротора 1, изменяя задающее воздействие первого канала.
Так как порядок знаменателей передаточных функций отдельных регуляторов W 1 (p) и W 2 (p) двухвального ГТД не выше двух, то контур самонастройки обеспечивает хорошее качество переходных процессов при достаточно высоких значениях коэффициента передачи K.
Результаты моделирования рассмотренной САУ ГТД, приведенные на фиг.2, при задающих воздействиях каналов
и выполнении условия (8) показывают, что при прямом и обратном переключении каналов селектором качество переходных процессов включаемого канала существенно улучшается при введении контура самонастройки. САУ сохраняет заданное качество при изменении структуры, т.е. является адаптивной.
Итак, заявляемое изобретение позволяет осуществить адаптивное управление различными выходными координатами ГТД с помощью селектора каналов и контура сигнальной самонастройки. Устраняются забросы выходных координат двигателя, обеспечивается заданное качество переходных процессов включаемого канала системы, что способствует повышению ресурса ГТД.
Источники литературы
1. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с., стр.126, рис.3.26.
2. Интегральные системы автоматического управления силовыми установками самолетов. / Под ред. А.А.Шевякова. - М.: Машиностроение, 1983. - 283 с., стр.110.
3. Свидетельство РФ №2416 на полезную модель. МПК 6 F02C 9/28. Система автоматического регулирования газотурбинного двигателя. / В.И.Петунин, А.И.Фрид, В.В.Васильев, Ф.А.Шаймарданов. Заявка №95108046; заявл. 18.05.95; опубл. 16.07.96; Бюл. №7.
4. Мирошник И.В. Согласованное управление многоканальными системами. - Л.: Энергоатомиздат, 1990. - 128 с., стр.21, рис.1.8.
Система автоматического управления газотурбинного двигателя, содержащая последовательно соединенные регулятор частоты вращения ротора, селектор минимального сигнала, изодромный регулятор, газотурбинный двигатель, измеритель частоты вращения ротора и первый элемент сравнения, задатчик частоты вращения ротора, выход которого подключен ко второму входу первого элемента сравнения, последовательно соединенные измеритель температуры газа, второй элемент сравнения, первый суммирующий элемент, регулятор температуры газа и логическое устройство, задатчик температуры газа, выход которого подключен ко второму входу второго элемента сравнения, причем выход регулятора частоты вращения ротора соединен со вторым входом логического устройства, выход регулятора температуры газа соединен со вторым входом селектора минимального сигнала, а второй выход газотурбинного двигателя соединен с входом измерителя температуры газа, отличающаяся тем, что дополнительно содержит последовательно соединенные селектор максимального сигнала, третий элемент сравнения, блок согласования, переключатель и второй суммирующий элемент, причем первый и второй входы селектора максимального сигнала соединены соответственно с первым и вторым входами селектора минимального сигнала, выход которого соединен со вторым входом третьего элемента сравнения, выход первого элемента сравнения соединен со вторым входом второго суммирующего элемента, выход которого подключен к входу регулятора частоты вращения ротора, выход логического устройства соединен со вторым входом переключателя, второй выход которого подключен ко второму входу первого суммирующего элемента.
ВВЕДЕНИЕ
Газотурбинные двигатели (ГТД) за шестьдесят лет своего развития стали основным типом двигателей для воздушных судов современной гражданской авиации. Газотурбинные двигатели - классический пример сложнейшего устройства, детали которого работают длительное время в условиях высоких температур и механических нагрузок. Высокоэффективная и надежная эксплуатация авиационных газотурбинных силовых установок современных воздушных судов невозможна без применения специальных систем автоматического управления (САУ). Крайне важно отслеживать рабочие параметры двигателя, управлять ими для обеспечения высокой надежности работы и длительного срока его эксплуатации. Следовательно, огромную роль играет выбор автоматической системы управления двигателем.
В настоящее время в мире широко используются воздушные суда, на которых устанавливаются двигатели V поколения, оборудованные новейшими системами автоматического управления типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control). На авиационных газотурбинных двигателях первых поколений устанавливались гидромеханические САУ.
Гидромеханические системы прошли долгий путь развития и совершенствования, начиная от простейших, основанных на управлении подачей топлива в камеру сгорания (КС) при помощи открытия/закрытия отсечного клапана (вентиля), до современных гидроэлектронных, в которых все основные функции регулирования производятся с помощью гидромеханических счётно-решающих устройств, и только для выполнения некоторых функций (ограничение температуры газа, частоты вращения ротора турбокомпрессора и др.) используются электронные регуляторы. Однако сейчас этого не достаточно. Для того, чтобы соответствовать высоким требованиям безопасности и экономичности полетов, необходимо создавать полностью электронные системы, в которых все функции регулирования выполняются средствами электронной техники, а исполнительные органы могут быть гидромеханическими или пневматическими. Такие САУ способны не просто контролировать большое число параметров двигателя, но и отслеживать их тенденции, управлять ими, тем самым, согласно установленным программам, задавать двигателю соответствующие режимы работы, взаимодействовать с системами самолета для достижения максимальной эффективности. Именно к таким системам относится САУ FADEC.
Серьезное изучение устройства и работы систем автоматического управления авиационных ГТД является необходимым условием правильности оценки технического состояния (диагностики) АС управления и их отдельных элементов, а также безопасной эксплуатации САУ авиационных газотурбинных силовых установок в целом.
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О СИСТЕМАХ АВТОМАТИЧЕСКОГО УПРАВЛЕНИЯ АВИАЦИОННЫМИ ГТД
Назначение систем автоматического управления
газотурбинный двигатель топливо управление
САУ предназначена для (рис. 1):
Управления запуском двигателя и его выключения;
Управления режимом работы двигателя;
Обеспечения устойчивой работы компрессора и камеры сгорания (КС) двигателя на установившихся и переходных режимах;
Предотвращения превышения параметров двигателя выше предельно допустимых;
Обеспечения информационного обмена с системами самолета;
Интегрированного управления двигателем в составе силовой установки самолета по командам из самолетной системы управления;
Обеспечения контроля исправности элементов САУ;
Оперативного контроля и диагностирования состояния двигателя (при объединенной САУ и системы контроля);
Подготовки и выдачи в систему регистрации информации о состоянии двигателя.
Обеспечение управлением запуска двигателя и его выключением. На запуске САУ выполняет следующие функции:
Управляет подачей топлива в КС, направляющим аппаратом (НА), перепусками воздуха;
Управляет пусковым устройством и агрегатами зажигания;
Защищает двигатель при помпаже, срывах в компрессоре и от перегрева турбины;
Защищает пусковое устройство от превышения предельной частоты вращения.
Рис. 1.
САУ обеспечивает выключение двигателя с любого режима работы по команде пилота или автоматически при достижении предельных параметров, кратковременное прекращение подачи топлива в основную КС при потере газодинамической устойчивости компрессора (ГДУ).
Управление режимом работы двигателя. Управление производится по командам пилота в соответствии с заданными программами управления. Управляющим воздействием является расход топлива в КС. При управлении поддерживается заданный параметр регулирования с учетом параметров воздуха на входе в двигатель и внутридвигательных параметров. В многосвязных системах управления также может управляться геометрия проточной части для реализации оптимального и адаптивного управления с целью обеспечения максимальной эффективности комплекса «СУ - летательный аппарат».
Обеспечение устойчивой работы компрессора, КС двигателя на установившихся и переходных режимах. Для устойчивой работы компрессора и КС осуществляется автоматическое программное управление подачей топлива в камеру сгорания на переходных режимах, управление клапанами перепуска воздуха из компрессора или за компрессором, управление углом установки поворотных лопаток ВНА и НА компрессора. Управление обеспечивает протекание линии рабочих режимов с достаточным запасом газодинамической устойчивости компрессора (вентилятора, подпорных ступеней, КНД и КВД). Для предотвращения превышения параметров при потере ГДУ компрессора применяется противопомпажная и противосрывная системы.
Предотвращение превышения параметров двигателя выше предельно допустимых. Под предельно допустимыми понимаются максимально возможные параметры двигателя, ограниченные по условиям выполнения дроссельных и высотно-скоростных характеристик. Длительная работа на режимах с предельно допустимыми параметрами не должна приводить к разрушению деталей двигателя. В зависимости от конструкции двигателя автоматически ограничиваются:
Предельно допустимая частота вращения роторов двигателя;
Предельно допустимое давление воздуха за компрессором;
Максимальная температура газа за турбиной;
Максимальная температура материала рабочих лопаток турбины;
Минимальный и максимальный расход топлива в КС;
Предельно допустимая частота вращения турбины пускового устройства.
В случае раскрутки турбины при обрыве ее вала производится автоматическое выключение двигателя с максимально возможным быстродействием клапана отсечки топлива в КС. Может быть применен электронный датчик, фиксирующий превышение пороговой частоты вращения, или механическое устройство, которое фиксирует взаимное окружное смещение валов компрессора и турбины и определяет момент обрыва вала для выключения подачи топлива. При этом управляющие устройства могут быть электронными, электромеханическими или механическими.
В конструкции САУ должны быть предусмотрены надсистемные средства защиты двигателя от разрушений при достижении предельных параметров в случае выхода из строя основных каналов управления САУ. Может быть предусмотрен отдельный агрегат, который при достижении предельного для надсистемного ограничения значения какого-либо из параметров с максимальным быстродействием выдает команду на отсечку топлива в КС .
Информационный обмен с системами самолета. Информационный обмен осуществляется по последовательным и параллельным каналам информационного обмена.
Выдача информации в контрольно-проверочную и регулировочную аппаратуру. Для определения исправного состояния электронной части САУ, поиска неисправностей, эксплуатационной регулировки электронных агрегатов в комплекте принадлежностей двигателя имеется специальный пульт контроля, проверки и регулировки. Пульт применяется при наземных работах, в некоторых системах устанавливается на борту самолета. Между САУ и пультом осуществляется информационный обмен по кодовым линиям связи через специально подсоединяемый кабель.
Интегрированное управление двигателем в составе СУ самолета по командам из самолетной системы управления. С целью получения максимальной эффективности работы двигателя и самолета в целом интегрируют управление двигателем и другими системами СУ. Системы управления интегрируют на базе бортовых цифровых вычислительных систем, объединенных в систему управления бортовым комплексом. Интегрированное управление осуществляется корректировкой программ управления двигателем от системы управления СУ, выдачей параметров двигателя для управления воздухозаборником (ВЗ). По сигналу от САУ ВЗ выдаются команды на установление элементов механизации двигателя в положение повышения запасов ГДУ компрессора. Для предотвращения срывов в управляемом ВЗ при изменении режима полета режим двигателя соответственно корректируется или фиксируется.
Контроль исправности элементов САУ. В электронной части САУ двигателя автоматически контролируется исправность элементов САУ. При отказе элементов САУ информация о неисправностях выдается в систему контроля СУ самолета. Выполняется реконфигурация программ управления и структуры электронной части САУ для сохранения ее работоспособности.
Оперативный контроль и диагностирование состояния двигателя. САУ, интегрированная с системой контроля выполняет дополнительно следующие функции:
Прием сигналов от датчиков и сигнализаторов двигателя и самолета, их фильтрацию, обработку и выдачу в бортовые системы индикации, регистрации и другие системы самолета, преобразование аналоговых и дискретных параметров;
Допусковый контроль измеренных параметров;
Контроль параметра тяги двигателя на взлетном режиме;
Контроль работы механизации компрессора;
Контроль положения элементов реверсивного устройства на прямой и обратной тяге;
Расчет и хранение информации о наработке двигателя;
Контроль часового расхода и уровня масла при заправке;
Контроль времени запуска двигателя и выбега роторов КНД и КВД при останове;
Контроль систем отбора воздуха и системы охлаждения турбины;
Виброконтроль узлов двигателя;
Анализ тенденций изменения основных параметров двигателя на установившихся режимах.
На рис. 2 схематично представлен состав агрегатов системы автоматического управления ТРДД.
При достигнутом в настоящее время уровне параметров рабочего процесса авиационных ГТД дальнейшее улучшение характеристик силовых установок связано с поиском новых путей управления, с интеграцией САУ АД в единую систему управления самолетом и двигателем и их совместным управлением в зависимости от режима и этапа полета. Такой подход становится возможным при переходе к электронным цифровым системам управления двигателем типа FADEC (Full Authority Digital Electronic Control), т.е. к системам, в которых электроника осуществляет управление двигателем на всех этапах и режимах полета (системам с полной ответственностью) .
Преимущества цифровой системы управления с полной ответственностью перед гидромеханической системой управления очевидны:
Система FADEC имеет два независимых канала управления, что значительно повышает ее надежность и исключает необходимость многократного резервирования, снижает ее вес;
Рис. 2.
Система FADEC осуществляет автоматический запуск, работу на установившихся режимах, ограничение температуры газа и скорости вращения, запуск после погасания камеры сгорания, антипомпажную защиту за счет кратковременного снижения подачи топлива, она функционирует на основе данных разного типа, поступающих от датчиков;
Система FADEC обладает большей гибкостью, т.к. количество и сущность выполняемых ею функций можно увеличивать и изменять с помощью введения новых или корректировки существующих программ управления;
Система FADEC значительно снижает рабочие нагрузки для экипажа и обеспечивает применение широко распространенной техники электропроводного (fly-by-wire) управления самолетом;
В функции системы FADEC входит мониторинг состояния двигателя, диагноз отказов и информация о техобслуживании всей силовой установки. Вибрация, рабочие характеристики, температура, поведение топливных и масляных систем - одни из многих эксплуатационных аспектов, мониторинг которых обеспечивает безопасность, эффективный контроль ресурса и снижение расходов на обслуживание;
Система FADEC обеспечивает регистрацию наработки двигателя и повреждаемости его основных узлов, наземный и походный самоконтроль с сохранением результатов в энергонезависимой памяти;
Для системы FADEC отсутствует необходимость регулировок и проверок двигателя после замены какого-либо из его узлов.
Система FADEC также:
Управляет тягой на двух режимах: ручном и автоматическом;
Контролирует расход топлива;
Обеспечивает оптимальные режимы работы, управляя течением воздуха по тракту двигателя и регулируя зазор за рабочими лопатками ТВД;
Контролирует температуру масла интегрированного привод-генератора;
Обеспечивает выполнение ограничений по работе системы реверса тяги на земле.
На рис. 3 наглядно продемонстрирован широкий спектр функций, выполняемых САУ FADEC.
В России САУ этого типа разрабатываются для модификаций двигателей АЛ-31Ф, ПС-90А и ряда других изделий.
Рис. 3. Назначение цифровой системы управление двигателем с полной ответственностью
Исследование электронных систем управления на полунатурном стенде с обратной связью
До проведения механических и климатических испытаний на полунатурном стенде в замкнутом контуре проводятся испытания электронной части системы управления на функционирование в полном объеме. Проверка программного обеспечения совместно с реальными аппаратными средствами на правильность функционирования выполняется при имитации помех, сбоев, отказов различного типа и деградации параметров системы.
Испытания в замкнутом контуре позволяют выявить и устранить многие дефекты системы на ранних стадиях проектирования до выхода на дорогостоящие испытания на двигательных стендах и летные испытания.
Полунатурный стенд для отработки электронных систем управления в замкнутом контуре содержит имитаторы сигналов датчиков и исполнительных устройств, персональную ЭВМ со вспомогательными программными средствами, обеспечивающими работу комплекса на различных режимах, и персональную ЭВМ, в которой реализуется математическая модель двигателя и его гидромеханических агрегатов, работающих в реальном масштабе времени. Исследуемая электронная система подключается к имитаторам датчиков и исполнительных устройств.
Имитаторы сигналов датчиков преобразуют цифровые входные сигналы, поступающие от персональной ЭВМ с математической моделью двигателя, в выходные сигналы, идентичные по электрическим параметрам сигналам от реальных датчиков. Набор имитаторов соответствует количеству и типам датчиков, установленных на двигателе. Например, имитатор терморезистора формирует эквивалентное сопротивление цепи выходного сигнала при включении в эту цепь управляемого источника тока с уровнем, пропорциональным входному коду. Имитатор состоит из регистра, цифроаналогового преобразователя, генератора тока, формирователя напряжения, пропорционального силе тока, суммирующего усилителя и омического делителя.
Имитаторы исполнительных устройств создают электрическую нагрузку для выходных цепей системы, эквивалентную по электрическим параметрам реальной нагрузке, и формируют цифровой сигнал, пропорциональный управляющему сигналу, который поступает на вход персональной ЭВМ с математической моделью двигателя.
Программные средства стенда
Имитаторы каждого датчика и исполнительного механизма выполняются в виде отдельных плат.
Программные средства стенда содержат:
Модели реального времени ГТД и его гидромеханических агрегатов;
Программные модули, обеспечивающие работу устройств ввода- вывода, преобразование и кодирование сигналов;
Модули связи с системным таймером для организации режима реального времени;
Модули отображения информации в виде графиков и таблиц в режиме реального времени;
Модули, обеспечивающие задание на выдачу и прием тестовых сигналов в режиме пошагового выполнения программы;
Программы контроля устройств полу натурного стенда и др.
В ходе испытаний на полунатурных стендах исследуется совместная работа аппаратных средств и программного обеспечения на переходных и установившихся режимах работы. С целью обеспечения устойчивости и требуемого качества регулирования во всем диапазоне полетных условий уточняются основные настройки цифровых регуляторов, отрабатываются алгоритмы работы системы встроенного контроля и проверяется логика парирования отказов. Кроме того, проводится интегральное тестирование аппаратных и программных средств.
Исследование влияния электрических воздействий
На электронные регуляторы ГТД оказывают воздействие имеющиеся на борту различные электронные устройства, разветвленные линии связи, мощные источники электроэнергии, а также внешние источники электромагнитных помех (радиолокационные станции, высоковольтные линии электропередачи, разряды молнии и др.). В связи с этим необходимо всесторонне исследовать помехозащищенность систем в лабораторных условиях до испытаний на двигательных стендах и летающих лабораториях.
Для этого системы подвергаются испытаниям на отдельные виды воздействий: электромагнитную совместимость; вторичные воздействия разрядов молнии; нестабильность бортовой электросети и т. д. Критические ситуации в ходе полета могут возникать при комплексном воздействии ряда факторов. Например, разряд молнии кроме непосредственного воздействия на электронный блок и линии связи
может приводить к существенным отклонениям в работе бортовой сети и, тем самым, дополнительно влиять на работу электронного регулятора.
При проведении таких испытаний электронных систем управления двигателей эффективным является использование автоматизированного комплекса, состоящего из имитаторов вторичного воздействия разряда молнии, нестабильности работы бортовой электросети, средств имитации помех и сбоев и аппаратно-программных средств, позволяющих имитировать работу электронных систем управления в замкнутом контуре.
Исследование электромагнитной совместимости электронных систем управления двигателей. Испытания на электромагнитную совместимость электронных систем управления включают исследование электромагнитных помех, генерируемых самой системой, и восприимчивости к электромагнитным помехам от других бортовых систем. Требования по электромагнитной совместимости электронных систем устанавливаются в зависимости от последствий, вызываемых нарушениями в их функционировании.