СИСТЕМА И СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ СКОРОСТЬЮ ВРАЩЕНИЯ ГАЗОТУРБИННОГО ДВИГАТЕЛЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С УПРАВЛЕНИЕМ ОТКАЗАМИ

1. Система управления для газотурбинного двигателя летательного аппарата, содержащего:
камеру (13) сгорания,
клапан дозирования топлива, включающий в себя дозирующую заслонку (12), положение которой определяет объемный расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и исполнительный механизм (11), выполненный с возможностью перемещения дозирующей заслонки в зависимости от электрического тока (I_com) управления,
датчик (14) положения, выполненный с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи результата измерения положения (M_Pos),
датчик (15) скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и подачи результата измерения (M_XNBP) скорости вращения, и
блок (16) контроля, выполненный с возможностью подачи заданного значения (C_XNBP) скорости вращения для обнаружения отказа датчика положения и для подачи сигнала (Sd) отказа в случае обнаружения отказа датчика положения,
при этом система (100) управления содержит:
систему (110) обработки в штатном режиме, включающую в себя:
- глобальный корректор (21), выполненный с возможностью приема заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения и определения заданного значения (C_WF) массового расхода топлива в зависимости от заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения,
- преобразователь (22), выполненный с возможностью преобразования заданного значения (C_WF) массового расхода топлива в заданное значение (C_Pos) положения, и
- локальный корректор (23), выполненный с возможностью приема заданного значения (C_Pos) положения и результата измерения (M_Pos) положения и определения электрического тока (I_nom) управления в штатном режиме в зависимости от заданного значения (C_Pos) положения и результата измерения (M_Pos) положения,
систему (120) обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками, включающую в себя прямой корректор (122), выполненный с возможностью приема заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения и определения электрического тока (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения, и
модуль (130) управления режимами, выполненный с возможностью приема сигнала (Sd) отказа, электрического тока (I_nom) управления в штатном режиме и электрического тока (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками и подачи, в исполнительный механизм (11) клапана дозирования топлива, электрического тока (I_nom) управления в штатном режиме при отсутствии приема сигнала отказа, а в случае приема сигнала отказа - подачи электрического тока (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками.
2. Система управления по п. 1, в которой прямой корректор (122) выполнен с возможностью дополнительного приема одного или более параметров полета летательного аппарата и/или одного или более рабочих параметров газотурбинного двигателя, причем электрический ток (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками дополнительно определяется в зависимости от параметров полета летательного аппарата и/или рабочих параметров газотурбинного двигателя.
3. Система управления по п. 1 или 2, в которой система (120) обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками дополнительно включает в себя ограничитель (40) градиента, выполненный с возможностью приема заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и определения заданного значения (C_XNBPOK) ускорения-ограниченной скорости, причем заданное значение ускорения-ограниченной скорости определяется таким образом, чтобы ограничить скорость изменения заданного значения скорости вращения, при этом заданное значение (C_XNBPOK) ускорения-ограниченной скорости используется прямым корректором (122) вместо заданного значения (C_XNBP) скорости вращения.
4. Система управления по п. 3, в которой ограничитель (40) градиента дополнительно выполнен с возможностью приема одного или более параметров полета летательного аппарата и/или одного или более рабочих параметров газотурбинного двигателя, причем заданный максимальный порог ускорения является переменной, которая зависит от параметров полета и/или рабочих параметров газотурбинного двигателя.
5. Система управления по любому из пп. 1-4, в которой система (120) обработки в режиме работы с ухудшенными характеристиками дополнительно включает в себя схему (30) ограничения, выполненную с возможностью приема заданного значения (C_XNBP) скорости вращения, результата измерения (M_XNBP) скорости вращения и рабочего параметра газотурбинного двигателя (M_TM49, M_PS32) и определения заданного значения (C_XNBPlim) ограниченной скорости, причем заданное значение (C_XNBPlim) ограниченной скорости определяется путем вычисления разности между рабочим параметром (M_PS32) и заданным минимальным пороговым параметром (PS32_MIN) или между рабочим параметром (M_TM49) и заданным максимальным пороговым параметром (TM49_MAX) путем умножения упомянутой разности на коэффициент, относящийся к рабочему параметру (K_TM49, K_PS32), путем сложения результата измерения (M_XNBP) скорости вращения с результатом умножения, и путем взятия, в качестве заданного значения (C_XNBPlim) ограниченной скорости, максимума между указанным результатом сложения и заданным значением скорости вращения, когда разность вычисляется по отношению к минимальному пороговому параметру, и минимума между указанным результатом сложения и заданным значением скорости вращения, когда разность вычисляется по отношению к максимальному пороговому параметру.
6. Система управления по п. 5, в которой схема (30) ограничения выполнена с возможностью приема, в качестве рабочего параметра, результата измерения давления газотурбинного двигателя (M_PS32), причем разность вычисляется между измеренным давлением и заданным минимальным давлением (PS32_MIN), и/или схема (30) ограничения выполнена с возможностью приема, в качестве рабочего параметра, результата измерения температуры газотурбинного двигателя (TM_49), причем разность вычисляется между результатом измерения температуры и заданной максимальной температурой (TM49_MAX ).
7. Газотурбинный двигатель для летательного аппарата, содержащий:
камеру (13) сгорания,
клапан дозирования топлива, включающий в себя дозирующую заслонку (12), положение которой определяет объемный расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и исполнительный механизм (11), выполненный с возможностью перемещения дозирующей заслонки в зависимости от электрического тока (I_com) управления,
датчик (14) положения, выполненный с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи результата измерения положения (M_Pos),
датчик (15) скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и подачи результата измерения (M_XNBP) скорости вращения,
блок (16) контроля, выполненный с возможностью подачи заданного значения (C_XNBP) скорости вращения, для обнаружения отказа датчика положения и подачи сигнала (Sd) отказа в случае обнаружения отказа датчика положения, и
систему (100) управления по любому из пп. 1-6.
8. Газотурбинный двигатель по п. 7, в котором датчик (14) положения содержит первый чувствительный элемент и второй чувствительный элемент, причем первый чувствительный элемент выполнен с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи первого результата измерения положения, и второй чувствительный элемент выполнен с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи второго результата измерения, при этом блок (16) контроля выполнен с возможностью обнаружения отказа датчика положения в случае отклонения между первым результатом измерения положения и вторым результатом измерения положения, которое превышает заданный порог, или при отсутствии приема первого результата измерения положения и второго результата измерения положения.
9. Способ управления для газотурбинного двигателя летательного аппарата, причем газотурбинный двигатель (10) содержит:
камеру (13) сгорания,
клапан дозирования топлива, включающий в себя дозирующую заслонку (12), положение которой определяет объемный расход топлива, впрыскиваемого в камеру сгорания, и исполнительный механизм (11), выполненный с возможностью перемещения дозирующей заслонки в зависимости от электрического тока (I_com) управления,
датчик (14) положения, выполненный с возможностью измерения положения дозирующей заслонки и подачи результата измерения (M_Pos) положения,
датчик (15) скорости, выполненный с возможностью измерения скорости вращения газотурбинного двигателя и подачи результата измерения (M_XNBP) скорости вращения, и
блок (16) контроля, выполненный с возможностью подачи заданного значения (C_XNBP) скорости вращения, для обнаружения отказа датчика положения и подачи сигнала (Sd) отказа в случае обнаружения отказа датчика положения,
при этом способ управления содержит этапы, на которых:
контролируют (51) отказ датчика (14) положения,
при отсутствии отказа датчика положения,
- определяют (52) заданное значение (C_WF) массового расхода топлива в зависимости от заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения,
- преобразуют (53) заданное значение (C_WF) массового расхода топлива в заданное значение (C_Pos) положения,
- определяют (54) электрический ток управления в штатном режиме (54) в зависимости от заданного значения (C_Pos) положения и результата измерения (M_Pos) положения, и
- подают (55) в исполнительный механизм (11) клапана дозирования топлива электрический ток (I_nom) управления в штатном режиме;
в случае отказа датчика положения,
- определяют (57) электрический ток (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками в зависимости от заданного значения (C_XNBP) скорости вращения и результата измерения (M_XNBP) скорости вращения, и
- подают (58) в исполнительный механизм (11) клапана дозирования топлива электрический ток (I_deg) управления в режиме работы с ухудшенными характеристиками.