CN102317600B

CN102317600B - 用于控制燃气涡轮机的方法和系统以及包括该系统的燃气涡轮机

Info

Publication number: CN102317600B
Application number: CN2010800080237A
Authority: CN
Inventors: 克里斯蒂安·鄂卢梭
Original assignee: SNECMA SAS
Current assignee: Safran Aircraft Engines SAS
Priority date: 2009-02-16
Filing date: 2010-01-15
Publication date: 2013-10-09
Anticipated expiration: 2030-01-15
Also published as: RU2509905C2; US20110301822A1; EP2396527B1; FR2942272A1; JP2012518116A; BRPI1008048A2; FR2942272B1; CA2752528C; CA2752528A1; US8762025B2; BRPI1008048B1; EP2396527A1; WO2010092268A1; RU2011138022A; CN102317600A; JP5583697B2

Abstract

本发明公开了一种用于控制燃气涡轮机(10)的方法，所述燃气涡轮机包括：具有至少一个可变几何部件(210)的压缩机部件、燃烧室以及涡轮机部件，所述方法包括：-基于所期望的燃气涡轮机速度，产生用于输入燃烧室的燃料的流速设定点值(C^*)；-计算门限值(C/P_min’，C/P_max’)，以在给定范围内保持燃料流量的设定值，所述门限值取决于燃气涡轮机的热动力状态；以及-根据代表瞬时位置的位置信息(XVG)与设定点的位置信息(XVG^*)之间的差异，通过控制致动装置来控制可变几何部分的位置，所述门限值根据可变几何部分的瞬时位置信息或根据该位置信息与设定点位置信息之间的差异(εXVG)，通过实时计算自动调整。

Description

用于控制燃气涡轮机的方法和系统以及包括该系统的燃气涡轮机

背景技术

本发明涉及燃气涡轮机的控制，特别地，但是不是专门地涉及用于航空发动机(特别是涡轮喷气发动机)的燃气涡轮机。

在涡轮喷气发动机中，提供有多个控制循环，更特别地：

-主控制循环，用于通过对输送到燃气涡轮机的燃烧室的燃料的流速起作用，将涡轮喷气发动机的速度强制同步于速度设定点上，所述速度设定点依赖于所期待的推力。

-本地控制循环，用于强制同步变几何部分的位置。

在具有多个线轴，例如具有低压(LP)线轴(压缩机和涡轮机)以及高压(HP)线轴的涡轮喷气发动机中，由主控制循环所伺服控制的量值可以是连接低压涡轮机与低压压缩机的轴的旋转NLP的速度。可以使用别的量值，尤其是发动机压力比(或是EPR)，即低压压缩机(或风扇)入口处的压力与低压压缩机(或风扇)出口处的压力的比值。

一部分可变几何，此后也被命名为“可变几何”，其位置强制同步于依赖于涡轮喷气发动机的速度的设定点的值，该速度可以减小或在瞬态相位中(从一个速度切换至另一个速度)。众所周知的可变几何的例子是装配有如下部件：具有可变设定角度的压气机定子叶片，或者VSV(变距定子叶片)，用于收集空气以排出压缩机的阀门，或者在飞行过程中在涡轮喷气发动机的整个操作时间中被控制的VBV(可变排气阀)，或者进一步地用于收集压缩机瞬时排放空气的阀门，或者在特殊飞行状态中被控制的TBV(瞬时排气阀)。

为了确保涡轮喷气发动机的良性运行，特别地为了避免压缩机停转、燃烧熄火或超速，门限值被引入到主控制循环中，该门限值在涡轮喷气发动机所要求的速度的变化中，限制燃料流速的增加或减少。这些门限值依赖于在速度发生变化的时刻所估计的涡轮喷气发动机的热动力状态而被计算出来。如今，在某些环境中以及特别地在速度连续变换的过程中，在所估计的涡轮喷气发动机的热动力状态与其真实的状态之间有可能存在明显的差异，这使得要在计算出的门限值或压缩机的标注尺寸上增加额外的余量。

发明内容

本发明目的在于补救前面所述的缺陷，根据第一方面，针对这一目的提出一种用于控制燃气涡轮机的方法，所述燃气涡轮机包括：具有至少一部分可变几何的压缩机部件、燃烧室以及涡轮机部件。所述方法包括：

-基于所期望的燃气涡轮机速度，产生被输送到燃烧室的燃料的流量设定值；

-计算门限值，以保持燃料流量的设定值大于或等于最小极限值且小于或等于最大极限值，所述门限流值取决于燃起涡轮机的热动力状态；以及

-根据测出的代表可变几何部分的瞬时位置的位置信息与设定点的位置信息之间的差异，通过控制致动装置来控制可变几何部分的位置，

在本发明所述方法中所述门限值根据测出的代表可变几何部分的瞬时位置的位置信息或根据这种测出的位置信息与设定点的位置信息之间的差异通过实时计算自动调整。

因此，值得注意的是本发明将一部分代表可变几何的实际位置的信息考虑进去，这使得为了以最优的方式计算门限值而尽可能接近涡轮喷气发动机的瞬时的真实的热动力状态成为可能。

因此：

-在压缩机部件与控制的性能相同的情况下，在过渡到更高速度的过程中，加速时间可以得到改善，而停转的风险可以被降低，或者

-在控制的性能相同的情况下，所述压缩机部件可以通过减少停转余量而被优化，因此整体上被减少，或者

-在压缩机部件的性能相同的情况下，在控制的规格说明中，可以允许更大的偏差。

根据本发明所述方法的一个实施例，所述门限值是根据与可变几何部分的设定点的位置相对应的燃气涡轮机的热动力状态计算得到的，并且根据可变几何部分测出的位置与设定点位置之间的差异进行实时校正。

根据本发明所述方法的另一个实施例，所述门限值是根据燃气涡轮机的热动力状态通过直接考虑所测得的可变几何部分的位置计算得到的。

所述可变几何部分可以是压缩机部件中具有可变设定角度的定子叶片和用于收集空气的阀门的部件中至少之一。

所述计算出的门限值可以是燃料空气比值C/P，其中，C为将要输送到燃烧室中的燃料流速，而P为压缩机部件出口处的压力。

根据本发明的第二方面，后者涉及用于控制燃气涡轮机的系统，该燃气涡轮机包括：具有至少一个可变几何部分的压缩机部件、燃烧室以及涡轮机部件，所述控制系统包括：

-用于根据燃气涡轮机所期望的速度产生将要输入到燃烧室的燃料的流量设定值的电路，所述用于产生燃料流量设定值的电路包括用于计算门限值的电路，以保持燃料流量的设定值大于或等于最小极限值且小于或等于最大极限值；

-用于控制可变几何部件位置的电路，包括位置传感器，以提供代表可变几何部件的测得位置的信息，包括作用于可变几何部件的致动器，用来控制可变几何部件的位置，还包括用于控制致动器以将可变几何部件的位置强制设定于设定点位置上的电路。

在本发明所述的控制系统中，为了根据所测得可变几何部件的位置或根据所测得的位置与设定点位置之间的差异，通过实时计算来自动地调整门限值，所述用于计算门限值的电路与用于控制所述可变几何部件位置的电路相连。

根据一个实施例，所述用于计算门限值的电路被设计为根据与可变几何部件的设定点位置相对应的燃气涡轮机的热动力状态计算门限值，并用于根据可变几何部件的所测得位置与其设定点位置之间的差异来校正计算出的门限流值。

根据另一个实施例，所述用于计算门限值的电路被设计为通过直接考虑所测得的可变几何部分的位置，根据燃起涡轮机的热动力状态计算门限值。

根据所述控制系统的特性，所述用于计算门限值的电路与至少一个用于控制可变几何部件的位置的电路相连，所述可变几何部件选自：压缩机部件中具有可变设定角度的定子叶片和用于收集空气的阀门。

根据所述调节系统的另一个特性，所述用于计算门限值的电路被设计为计算燃料空气比的门限值C/P，其中，C为将要输送到燃烧室中的燃料流速，而P为压缩机部件出口处的压力。

依然根据本发明的另一方面，本发明涉及一种燃气涡轮机，特别地，涉及一种装备有上述控制系统的飞机涡轮喷气发动机，

附图说明

通过阅读下述说明性的描述，可以更加清楚地理解本发明。所述描述是参照说明书附图进行的，为非限制性的描述。其中：

图1示出了飞机涡轮发动机的示意图；

图2示出了现有技术中用于控制涡轮喷气发动机的系统的示意图；

图3和4表示燃料流速中和代表燃料/空气混合物的燃料空气比率(C/P)的量相对于速度(或减少的速度)变化的曲线图；

图5示出了在压缩机中具有可变设定角度的定子叶片的设定角度的变化(根据

其中N为驱动压缩机的轴的旋转速度，而T为压缩机的入口处的温度)；和

图6和图7示出了根据本发明第一和第二实施例所述的涡轮喷气发动机的控制系统的示意图。

具体实施方式

如下描述是在本发明专利申请所述飞机涡轮喷气发动机的范围内进行的。然而本发明也可以应用于其它类型的航空燃气涡轮机，诸如，直升飞机涡轮机，或应用于工业涡轮机。

图1以图解的方式示出了用于飞机的双轴涡轮喷气发动机10，所述涡轮喷气发动机10包括装配有喷射器的燃烧室11，燃烧室11中的燃烧气体驱动高压涡轮机12以及低压涡轮机13。所述高压涡轮机12通过高压轴与向燃烧室11提供压缩空气的高压压缩机14相连接，而所述低压涡轮机13则通过低压轴与位于涡轮喷气发动机入口处的风扇15相连接。

根据现有技术所述的控制系统的一个实施例如图2所示。

所述控制系统包括主控制循环100，用于将涡轮喷气发动机的速度强制限定于与所期待的推力相对应的值上。举例说明，所述强制限定的量值为低压轴16的旋转NLP的速度。

所述主控制循环包括函数发生器102，该函数发生器102接收推力的设定点的信息，所述信息通常通过推力杆角度α_man来表示，并且所述函数发生器102将这一信息转换为低压轴速度的设定点的数值NLP^*。

传感器(未示出)提供关于低压轴的瞬时实际数值NLP的有代表性的信息。比较器104提供了一个差值信号εNLP，所述差值信号εNLP的符号以及振幅反映了NLP^*与NLP之间的实际差值。

所述差值εNLP通过PID(比例积分微分)型校正电路106转换为代表燃料空气比设定点的数值(C/P)^*，其中，C为将要输送到燃烧室中的燃料流的速度，而P为压缩机部件出口处的压力。本质上，所述压力P是在燃烧室中主要参数，其代表输送到燃烧室中气流，C/P的值代表了燃料/空气混合物的燃料空气比值(即输送到燃烧室中的燃料流与空气流之间的比值)。

门限值处理电路108接收C/P的设定点的值(C/P)^*，也就是对于量值C/P的临界或最大门限值C/P_max以及对于同一量值C/P的临界或最小门限值C/P_min，所述门限值C/P_max以及C/P_min由计算电路110提供，例如所述计算电路110集成于涡轮喷气发动机的发动机控制单元ECU。

所述电路108提供这样的设定点门限值(C/P)^**：

当(C/P)^*≤C/Pmax且(C/P)^*≥C/Pmin时，(C/P)^**＝(C/P)^*

当(C/P)^*＞C/Pmax时，(C/P)^**＝C/Pmax，并且

当(C/P)^*＜C/Pmin时，(C/P)^**＝C/Pmin

电路112接收设定点的门限值(C/P)^**以及代表高压压缩机出口处压力P30的信息，并且提供设定点的燃料流量的数值C^*，以控制燃料测量单元120的测量装置122，用来向燃烧室输送与设定点C^*相对应的燃料流。

所述测量装置122通常是在其入口处与出口处具有恒定的压力差的测量装置，该测量装置的入口处与用来提供压缩燃料的管道124相连接，其出口处则通过管道126与涡轮喷气发动机的燃烧室的喷射器相连接，而输送的流量则与测量装置的可动元件的位置相称。函数发生器114将设定值C^*转换为位置设定值XD^*。

比较器116接收位置设定点的值XD^*以及由与测量装量相连的位置传感器128提供的实际位置值XD，并且计算XD^*与XD之间的差值εXD。PID型的校正电路118接收所述差值εXD并且产生表示电流强度的量值，该电流强度控制与测量装置122相连的电流伺服阀130，以用来将后者(测量装置122)带入到预期的位置，因此，其会使注入燃料的流量达到期望的数值C^*。

图3示出了根据涡轮喷气发动机的速度N的变化而变化的燃料流量C。

在图3中，曲线CD与曲线CE代表压缩机的停转线(stalling line)以及倾向熄火线。曲线C_max则代表流量值的最大门限值，并且大致上平行于曲线CD，为了提供一保险的余量d₁C，该曲线C_max位于所述曲线CD的下方。曲线C_min则代表流量值的最小门限值，并且大致上平行于曲线CE，为了提供一保险的余量d₂C，该曲线C_min位于所述曲线CE的上方。

在从空转速度ID切换到全功率速度FP的过程中，起初燃料的流速迅速增长，直到它遇到曲线C_max，并在达到与所述FP速度相对应的数值前跟随着所述曲线C_max。相反地，在从全功率速度FP切换到空转速度ID的过程中，起初燃料的流速迅速减少，直到它遇到曲线C_min并在达到与所述ID速度相对应的数值前跟随着所述曲线C_min。

曲线CN代表稳定条件下的流速值。

图4相似地示出了基于涡轮喷气发动机的速度N的量值C/P的变换。

曲线(C/P)N表示稳定条件下的数值。应当注意到的是：该数值为在此处是恒定的，以表示涡轮喷气发动机的一个不变量。

曲线(C/P)D以及(C/P)E代表压缩机的停转线以及倾向熄火线，并且线(C/P)_max以及(C/P)_min表示C/P的最大或最小的临界值或门限值。

在从ID速度到FP速度以及从FP速度到ID速度的瞬时条件下的C/P的变化也在附图中示出。

对于一个给定涡轮喷气发动机，所述门限值(C/P)_max以及(C/P)_min取决于一定数量的参数。

因此，(C/P)_max取决于连接高压涡轮机与高压压缩机的轴的旋转速度NHP，高压压缩机入口处的温度T25，压缩机入口处的压力P_i，倾角i(飞机的轴与位移方向之间的角)，飞机的滑行角度，特别针对NHP，NLP，P30的预先确定的最大允许值，以及低压涡轮机出口处的温度T50，同时考虑针对于涡轮喷气发动机的相关速度的可变几何的位置。

类似地，(C/P)_min取决于速度NHP，温度T25，压力P30以及特别针对NHP，NLP，P30的预先确定的最小允许值，同时考虑针对于相关速度的可变几何的位置。为了减少飞行过程中的实时计算操作，(C/P)_max以及(C/P)_min的数值由电路110计算得出：

(C/P)_max＝F₁(N，T，P_i，i，...)

(C/P)_min＝F₂(N，T，P_i，i，...)

其中，N为NHP的瞬时数值，T为T25的瞬时数值，P_i为发动机入口处的压力的瞬时数值，以及i为倾角，这些数值由传感器提供，所述函数F₁和F₂也已经与涡轮喷气发动机的其它不变的参数进行了结合，包括对于当前条件的VG设定点的位置。

根据压缩机的特征以及发动机的热动力特征来确定门限值(C/P)_max以及(C/P)_min是通过自身已知的方式实施。

门限值(C/P)_max的确定(主要防止压缩机停转)是通过基于压缩机的标注尺寸的理论计算来进行的，其中压缩机的停转特性

被计算得出，随后特性通过压缩机的测试而加以验证。这一特征在可以被控制单元利用的领域中被再次转换，即

这些参数N、C、P、T对于控制单元是可用的，且随后被发动机测试确认或调整。

门限值(C/P)_min的确定(主要用于防止发动机的倾向熄火)是通过基于燃烧室的标注尺寸理论计算来进行的，其中所述燃烧室的熄火特征：燃料流量C/空气流量被计算出来，随后特性通过燃烧室测试而加以验证。这一特征在可以被控制单元利用的领域中被再次转换，即C/P＝F(N)，这些参数N、C、P对于控制单元是可用的，且随后被发动机测试确认或调整。

这些门限值通常以曲线的模式或方程表达，以便通过发动机控制单元进行处理。

图2中所示控制系统也包括针对可变几何210的至少一个本地控制循环200，例如，具有可变设置角度的高压压缩机定子叶片设定角度的控制循环，所述可变设置角度允许使高压压缩机中的空气流速偏差与涡轮喷气发动机的条件相适应。

可变几何的位置在此外被高压轴18的NHP速度强制限定。

函数发生器202接收到由速度传感器提供的代表NHP的量值，并且精心设定了针对于可变几何位置设定点的数值XVG^*。在压缩机叶片具有一可变设定角度的情况下，所述设置角度γ的设定点数值如图5中示出相对

变化，其中，N表示驱动压缩机轴的旋转速度，并且T为压缩机的入口处的温度。在此外，N＝NHP并且T＝T25。因此，所述函数发生器202也接收代表温度T25的信息。

位置传感器212提供一个表示可变几何210的实际位置的XVG量值。例如，该位置传感器212与控制可变几何210的位置的油缸致动器相连。

比较器204接收数值XVG^*以及XVG并且为校正电路206(例如PID型的校正电路)提供εXVG值，该εXVG值代表XVG^*与XVG之间的差值。

所述校正电路206精细计算用来表示与可变几何的致动器相关联的伺服阀214的控制电流强度的量值，以便将可变几何的位置带到设定的数值处。

图6和图7示出了本发明所述的控制系统的两个具体实施例。

在图6和图7中，那些与图2所示的控制系统中的元件相同的元件具有相同的编号，并且不再进行详细的描述。

图6中的控制系统与图2中的控制系统的区别在于：用于计算最大和最小C/P门限值的电路110与比较器204的出口相连接，所述比较器204用来接收表示可变几何的设定点位置与实际位置之间的差值εXVG的信息，这样的差异在瞬时条件下可能更加明显且令人不安。

C/P的最大门限值提供给门限电路108之后，实时地自动计算出修正值(C/P)_max’：

(C/P)_max′＝(C/P)_max+k₁*εXVG，其中，(C/P)_max比照图2所示计算得出，k₁为校正因数，表示在停转线上相关可变几何位置的影响系数。

类似地，C/P的最小门限值提供给门限电路108之后，实时地自动计算出修正值(C/P)_min’：

(C/P)_min’＝(C/P)_min+k₂*εXVG，其中，(C/P)_min比照图2所示计算得出，k₂为校正因数，表示在倾向熄火线(lean extinction line)上相关可变几何位置的影响系数。

k₁以及k₂可以是正数或负数。

k₁通过寻找在一给定几何角度ang1上的停转线(C/P)1与在另一个给定几何角度ang2上的停转线(C/P)2来确定，以由此定义所述影响：

k1＝[(C/P)2-(C/P)1]/[ang2-ang1]

k₂通过寻找在一给定几何角度ang1上的熄火线(C/P)1’与在另一个给定几何角度ang2上的熄火线(C/P)2’来确定，以由此定义所述影响：

k2＝[(C/P)2’-(C/P)1’]/[ang2’-ang1’]

图7中的控制系统与图2中的控制系统的区别在于：用于计算最大和最小C/P门限值的电路110与位置传感器212相连，以便接收表示可变几何的实际位置XGV的信息。

所述计算电路110自动地通过实时计算产生最大门限值(C/P)_max″以及最小门限值(C/P)_min″，

(C/P)_max″＝F′₁(N，T，P，...，XVG)

(C/P)_min″＝F′₂(N，T，P，...，XVG)

其中，F′₁以及F′₂与函数F₁和F₂不同，在上述函数中，其使涡轮发动机的不变参量与在相关时刻的可变几何的位置(而不是它们的设定点的值)相结合。

为了确定门限值(C/P)_max″以及(C/P)_min″和它们的表达式，可以采用与确定门限值 (C/P)_max以及(C/P)_min和其表达式相类似的方式。

在图6和图7的具体实施方式中，考虑了所述可变几何的实际位置。然而，基于它们可能具有的影响，可以通过向计算电路110提供表示设定点位置与实际位置之间的差值或表示不同的可变几何的实际位置的信息来将多个可变几何的实际位置考虑进来。

本发明的显着特点在于，为了优化门限值，本发明更好地将涡轮发动机的实际热力学状态考虑进来。

与本现有技术相比，对于给定的压缩机，与涡轮发动机的热动力状态的错误考虑因素相关的停转或熄火的风险被降低，而在速度变化过程中的加速时间也得以改进。

另一个所提供的可能性是减小了相对于停转线的余量，并因此优化了压缩机的设计。

对于给定的压缩机来讲，其它所提供的可能性在于承担较少的可变几何伺服控制的操作，以使得减小标注尺寸以及重量成为可能，或在于允许增加故障的强度，因为在故障的情况下，设定点与位置是不同的。

Claims

1.一种用于控制燃气涡轮机的方法，所述燃气涡轮机包括：具有至少一部分可变几何的压缩机部件、燃烧室以及涡轮机部件，所述方法包括：

-基于所期望的燃气涡轮机速度，产生将要输入到燃烧室的燃料的流量设定点值；

-计算门限值，以保持燃料流量的设定点值大于或等于最小极限值且小于或等于最大极限值，所述门限值取决于燃起涡轮机的热动力状态；以及

-根据测出的代表可变几何部分的瞬时位置的位置信息与设定点的位置信息之间的差异，通过控制致动器来控制可变几何部分的位置，其中：

-所述计算出的门限值为燃料空气比值C/P，其中，C为将要输送到燃烧室中的燃料流速，而P为压缩机部件出口处的压力，和

-所述门限值根据测出的代表可变几何部分的瞬时位置的位置信息或根据这种测出的位置信息与设定点的位置信息之间的差异通过实时计算自动调整。

2.如权利要求1所述的方法，其中所述门限值是根据与可变位置部分的设定点位置相对应的燃气涡轮机的热动力状态计算得到的，并且根据可变几何部分的测出的位置与设定点位置之间的差异进行实时校正。

3.如权利要求1所述的方法，其中所述门限值是根据燃气涡轮机的热动力状态通过直接考虑所测得的可变几何部分的位置计算得到的。

4.如权利要求1所述的方法，其中所述可变几何部分是压缩机部件中具有可变设定角度的定子叶片和用于收集空气的阀门之中的至少一个部件。

5.一种用于控制燃气涡轮机的系统，该燃气涡轮机包括：具有至少一部分可变几何的压缩机部件、燃烧室以及涡轮机部件，所述控制系统包括：

-用于根据所期望的燃气涡轮机速度，产生将要输入到燃烧室的燃料的流量设定值的电路，所述用于产生燃料流量设定值的电路包括用于计算门限值的电路，

以保持燃料流量的设定值大于或等于最小极限值且小于或等于最大极限值；和

-用于控制可变几何部分位置的电路，包括位置传感器，以提供代表可变几何部分的测得位置的信息，包括作用于可变几何部分的致动器，用来控制可变几何部分的位置，还包括用于控制致动器以强制可变几何部分的位置于设定点位置的电路，其中：

为了根据所测得可变几何部分的位置或根据所测得的位置与设定点的位置之间的差异，通过实时计算来自动地调整门限值，所述用于计算门限值的电路被设计为计算燃料空气比值C/P，其中C为将要输送到燃烧室中的燃料流速，而P为压缩机部件出口处的压力，并且该电路与用于控制所述可变几何部分位置的电路相连。

6.如权利要求5所述的系统，其中所述用于计算门限值的电路被设计为根据与可变几何部分的设定点位置相对应的燃气涡轮机的热动力状态计算门限值，并用于根据可变几何部分的所测得的位置与其设定点的位置之间的差异来校正计算出的门限值。

7.如权利要求5所述的控制系统，其中所述用于计算门限值的电路被设计为通过直接考虑所测得的可变几何部分的位置，根据燃起涡轮机的热动力状态计算门限值。

8.如权利要求6所述的控制系统，其中所述用于计算门限值的电路与用于控制可变几何部分位置的至少一个电路相连，所述可变几何部分选自压缩机部件中具有可变设定角度的定子叶片和用于收集空气的阀门。

9.一种燃气涡轮机，其装配有如权利要求5-8中任意一项权利要求所述的控制系统。

10.一种飞机涡轮喷气发动机，其装配有如权利要求5-8中任意一项权利要求所述的控制系统。