专利名称：具有管路压力损失补偿的燃气轮机的加速控制的制作方法
技术领域：
本发明涉及到用于驱动飞机的燃气轮发动机，特别是在加速过程中能够控制发动机运行的控制系统部分，该部分进而包括一个当调节加速供油时，用来补偿风扇运行线变化的装置。
众所周知，具有轴流式压气机的燃气轮机存在失速和喘振问题。当冲角和其他状况导至接近压气机叶片的空气边界层分离，引起压力脉动时，在压气机中可能产生失速。如果脉动不能减小而允许扩散到其他叶片上，整个压气机将喘振，导至发动机失灵。工业上试图排除喘振或提供一种保证喘振不再发生的方法，即使这样，为了避免这种状况发生，在此，校正仍是是必要的。
传统上，燃料的控制采用一种开式回路程序，它具有足够的喘振裕度，以保证发动机在加速时不发生喘振。这种程序所采用的原理是，当发动机在最恶劣的运行状况下，在发动机运行线和喘振线之间提供足够的喘振裕度，以便使发动机不论处于什么状况下，都可以避免喘振的发生。利用这个原理所提供的裕度要兼顾在安全运行状态下所需的加速速率，和在最恶劣运行状态下所需的喘振裕度。因为避免喘振总要花费加速时间，当发动机在不是最坏的可能组合状况下运行时，加速不象所希望的或可能的那样快。当然，最理想的是使发动机尽可能快的加速，因此在这种情况下，当在整个运行状况中允许很快加速时，能保证避免喘振的一些方法是本领域所希望的目标。
因为加速所需的喘振裕度通常是由发动机可能遇到的最恶劣工况所决定(即使这种情况很少发生)，很明显，仅仅由于忽略了最恶劣工况，在大多数运行工况下发动机运行可以被增强。显然，因为为了保证飞行安全必须在整个运行状态下避免喘振，所以这是一种不能接受的解决方法。
如众所周知，如由联合技术公司希尔顿标准部(Hamilton Standard Division of United Technologies Corporation)(本专利申请的受让人)所制造的JFC-12，JFC-60和JFC-68的燃料控制提供了开式回路程序，它具有足够的失速裕度，以避免发动机在所有预期运行中发生失速。更详细的加速控制，可参照上述的控制方案。
这种控制系统给出了一个参数Wf/PB(Wf燃料流量磅/时，PB燃烧室压力磅/平方英尺)，该参数是作为双转子发动机的压气机转速(低压压气机转速N1，或高压压气机转速N2)和为将该转速校正到基线值而选择的其他的发动机参数的函数，Wf/PB与实际的燃烧室压力(PB)或它的当量相乘，以预先定出用于发动机加速的发动机相应的燃料流量。
其他发动机控制方案可以利用作为参数Wf/PB同样函数的N1或N2(变化信号的速率)。但是在每一种情况或由于两者的结合，当不是在最恶劣的状况下运行时，失速裕度是过量的，并很自然会使加速变慢。当由于提取功率，压气机放气及发动机效率下降而使发动机运行偏离额定工况时，这些系统的上述不足变得更加突出。
发现人们可以提供一种保证最佳加速(最快)的控制方案，它不存在由于放气、提取功率和发动机状况的某种结合而使压气机产生失速的危险。本发明提出一种闭式回路系统，该系统提供一种产生一个模拟的压气机失速边界信号的加速控制，该信号被转化为所希望的燃烧室压力边界。这个边界是通过选择作为被校正的高压压气机转速的函数的所希望的发动机压比和通过关闭根据实际的燃烧室压力控制燃烧室燃料流量的回路而计算的。实际燃烧室压力信号与模拟的压气机失速边界信号之间的误差确定了加速过程中的燃料流量的速率，适当地考虑到压气机抽气，功率削减和发动机效率下降。
所希望的发动机压比可以是燃烧室压力和另外一个发动机压力的限定比。这种控制方案依靠使用函数发生器，它利用燃烧室压力和其他的发动机压力比来模拟高压压气机的压比。发动机有许多测点，在那里所测得的压力与高压压气机进口压力非常相关。这些位置包括但并不局限于沿风扇旁路管道任意点的总压和静压，加力装置进口压力以及风扇的排出压力。当靠近风扇旁通管道后端的压力用于模拟压气机进口压力时，风扇管道中的管道损失对测出的压力与模拟的压气机进口压力之间的关系要产生影响。当燃烧室的压力与加力装置进口压力(P6)的比值用于模拟高压压气机压比时，风扇管道损失对压气机压比和所选择的控制变量之间的关系的影响最大。当利用变量(PB/P6)作为控制参数时，由于风扇运行线的变化而引起的管路损失的变化可以改变这个参数与高压压气机压比之间的关系。当利用燃烧室压力与加力装置入口前的其他发动机压力的比值作为控制参数时，风扇运行线的变化对管道压力损失的影响以及以后对压气机压比和所选择的控制参数之间关系的影响较小，但仍然影响它们之间的关系。因为上述的加速控制用于给出一个高压压气机的限定压比，所以必须保证所选择的控制参数(例如PB/P6)能正确地表示高压压气机的压比。
已发现，当利用燃烧室压力与其他测出的发动机压力的比值模拟高压压气机压比时，对于由于风扇运行线变化而引起的管道压力损失的变化，可以进行适当的补偿。这种补偿可以通过一个逻辑电路表示，它利用被校正的低压压气机的转速(N1C2)和发动机压比(EPR)表示风扇的运行点，并将其与基线关系进行比较，以确定运行的发动机压比相对额定的风扇运行线的变化。(在这里，发动机压比的变化△EPR随管道压力损失的改变而被校正，用以补偿风扇运行线的变化)。这个逻辑线路保证计算的压比(例如P3/P6)的边界将准确地反映高压压气机压比。
本发明的一个目的在于提供一种用于燃气轮机动力装置的改进的加速方案，它具有足够的失速裕度而与压气机放气，提取功率及发动机效率下降无关。
本发明的一个特征是为航空涡轮动力装置提供一种加速非常迅速的加速方案，容易适用于现有的控制，并能与具有风扇或发动机压比和燃烧室压力边界的稳态控制相配合。
本发明的另一个特征是提供一种模拟压气机失速边界的闭式回路加速控制，它是通过产生一个作为被校正的高压压气机转速的函数的燃烧室压力和其他的发动机压力的限定压比，和通过根据控制燃烧室燃料流量的实际燃烧室压力关闭回路而实现的。
本发明还有一个特征是提供一种，当采用包括利用现有的检测参数和控制系统的已有的现代技术时，可以通过电模拟或数字控制完成的加速控制。
本发明的另一个目的是为燃气轮机动力装置提供一种改进的关系程序，该动力装置利用PB/P6或类似的控制参数作为发动机加速的控制参数，通过所包括的控制逻辑线路补偿风扇管道损失的变化，比值PB/P6包括一个表示燃烧室压力的压力和一个与压气机进口压力相关的压力(在这种情况下，P6为加力装置的进口压力)。
本发明的一个特征是提供一种通过所产生的基线对风扇管道压力损失进行补偿，该基线是校正的低压压气机转速和发动机压比(EPR)的函数，并计算出实际与测量的发动机压比之间的误差(△EPR)，以便将燃烧室压力校正到用于加速控制的其他的发动机运行压比边界。
本发明的一个特征是通过根据作为校正的高压压气机转速函数的燃烧室压力边界值关闭回路，在发动机接近高压压气机限定的失速特性加速过程中，可以预先给出失速裕度。这个预先给出的失速裕度不受压气机放气，提取功率以及发动机退化的影响。
本发明的上述和其他特征及优点，从下述说明及附图中可以看出。
图1为包括有一种本发明加速控制方案框图的，带有加力装置的双转子轴流涡轮风扇喷气发动机的示意图。
图2为类似于图1所示的包括有一种本发明加速控制框图的，带有加力装置的双转子轴流式涡轮风扇喷气发动机的示意图。
图3为具有用于补偿管道损失的补偿逻辑线路的，与图1相同的示图。
虽然本发明的最佳方案的意欲用于双转子轴流涡轮风扇喷气军用型发动机上，但可以理解，它也适用于其他类型的发动机如单函道涡轮喷气发动机和民用的发动机。在这里所述的本发明以所示的电模拟逻辑方式实现。显然，它希望应用于一个全电子数字型控制中，例如在由缩写字母DEEC(数字电子发动机控制)而知的F-100系列发动机中使用的控制，和在由缩写字母FADEC(全权数字电子控制)而知的先进的F119系列发动机上使用的控制，这些在此处提出作为本发明的参考资料。F100系列军用发动机是由普拉特和温特尼(Pratt & whitney)飞机公司一联合技术公司的一个发展部制造的。该公司为本专利申请的受让人。F119系列现在正在被发展为未来的军事用途。
用标号10表示的双转子轴流式风扇喷气发动机以简化的形式被表示在图1中，它包括一个具有由低压涡轮14驱动的风扇或低压压气机12的低压转子和一个包括有由高压涡轮18驱动的高压压气机16的高压转子。向环形燃烧室20输送燃料，燃料与进入到燃烧室中的压缩空气燃烧产生热的燃气，用以推动涡轮作功。从风扇12中排出的空气被分流器13分流，这样一部分空气进入到核心发动机的，一部分通过旁通管道15旁通，然后与从核心发动机排出的燃气混合。
从上述明显看出，从涡轮(核心发动机)排出的燃烧气体与风扇排出的空气一起最后从喷管喷出，并对发动机产生推力。在许多军用和一些其他用途方面，也采用了如在最佳实施例中所公开的加力装置。如名称所指出的，加力装置24通过燃料在辅助燃烧室中燃烧，对发动机产生一个附加的推力。在这个例子中，加力装置包括相应的燃料喷咀、一个火焰稳定器和一个排气喷管26。排气喷管26是可变的，以保证在加力或非加力运行状况下固有的发动机热力循环不变。在飞机应用中，不是为了产生推力，典型的做法是削减发动机功率，并从压气机抽气。
习惯上，供应到燃烧室的燃料通过燃料控制进行调节，以确保适当数量的燃料输送，使发动机在由动力杆27的位置给出的稳态或瞬态条件下，都能自动地保持最佳运行或接近最佳运行。因此，标号30所代表的适当燃料控制用方框表示，它可以是任意一种可用的现有技术控制，如电子、机械、液力、液力一机械控制或是它们的组合。这些通用的现有技术能典型地检测速度、温度和压力就足够了，这些机构可以与本发明一起应用。
如图1所示，本发明的加速控制产生了一个校正的转速信号(N2/
)。这个修正是通过参照一个压气机进口温度(T2.5)(脚码2.5与发动机上的个别测量点的编号有关，这些编号随发动机的类型不同而变化)与一个直接计算出的海平面温度值(518.7°绝对华氏温度)的比而得到的。在此计算中所采用的压气机进口温度，可以是一个测量值，或是根据其他测量值计算而得到的。这在线路31中产生了一个作为函数发生器32的用N2/
表示的输入信号。函数发生器32产生了一个以参数PB/PS13.2表示的边界信号，其中脚码13.2表示风扇下游的某些测量点。在最佳实施例中，这个值用加力装置入口前的风扇旁通管道中的压力表示(线路36)。当然，其它压力(P2.5、P16、P6等)同样有效并可以代替，作为本领域中的熟练的技术人员这将是可知的。比值PB/PS13.2用于近似表示高压压气机16的压比。如由实际的实验数据可以看出，由于风扇旁通管道压力(线路36)通过风扇管道15直接与高压压气机16的进口压力相连接，在两个压比值(比值PB/PS13.2和高压压气机压比)之间存在密切的关系。而且众所周知，燃烧室的压力几乎等于高压压气机的排气压力。
从以上表明，通过利用上述的和图1所表示的这种关系，函数发生器32的输出确定了PB/PS13.2的预定的边界。由于高压压气机的失速边界作为校正的转速(N2/
)的函数被描述，失速裕度可以被选择，以用来估计在高压压气机的失速边界内发动机之间的变化和进口变形。而由于PB/PS13.2的边界与被测的风扇旁管道压力(线路36)相结合，这个参数确定了用于发动机加速的PB边界。在线路38中的PB边界信号是线路40中函数发生器32的输出(PB/PS13.2)和线路36中风扇旁通管道压力PS13.2的乘积。因此PB边界与提取功率，压气机放气和发动机退化无关，考虑这些情况，不需要确立失速裕度。
比较器42将PB边界信号和实际的PB进行比较，它根据PB通过燃料控制改变燃料流量来关闭回路的误差信号。如果希望在由燃料控制30所表示的稳定态燃烧室压力边界和由本发明表示的PB边界信号之间进行选择，可以利用一个最小值选择门46。这种选择是根据利用本发明的特殊应用。
图1中所示的逻辑线路可以用作利用N2加速型的控制方案和一个修整(或“盖顶”)。当作为“盖顶”(“topper”)使用时，当发动机状况或提取功率不允许额定的N2加速速率时，可能以N2重复的瞬变时间可以确保没有失速的危险。然而，单独地采用PB/PS13.2加速型总可以提供可能最快的瞬变。
用标号10代表的更进一层的双转子轴流式风扇喷气发动机的简图如图2所示(其中相同的标号表示图1和图2中相同的另件)，它包括有一个具有由一个低压涡轮14驱动的风扇或低压压气机12的低压转子，和一个包括有由高压涡轮18驱动的高压压气机16的高压转子。输入到环形燃烧室20的燃料，与进入到燃料室的压缩空气燃烧，产生热燃气以推动涡轮作功。从风扇12排出的空气被分流器13分流，这样一部分进入到核心发动机，一部分通过旁通管道15被旁通，与核心发动机排出的燃气混合。
如上所述，从涡轮(发动机中心部分)排出的燃烧气体与风扇排出的空气，一起经排气喷管最后被排出，同时对发动机产生推力。在许多军用以及一些其他用途中，采用了在最佳实施例中公开的加力装置。如名称所指出的，加力装置24通过燃料在一个辅助的燃烧室中燃烧，对发动机产生一个附加的推力。在本例子中，加力装置包括有相应的燃料喷咀，一个火焰稳定器和一个排气喷管26。排气喷管26是可变的，以保证在加力和不加力运行时，保持固有的发动机热力循环。在飞机应用中，典型的是从发动机削减功率而不是产生推力和从压气机中抽气。
按照习惯，供应到燃烧室的燃料通过燃料控制进行调解，以保证适当的燃料量输送到燃烧室，使发动机在稳态和瞬态状态下都能自动地保持最佳运行或接近最佳，发动机的稳态和瞬态由动力杆27的位置确定。因此由标号30表示的适当燃料的控制如框图所示，它可以是任一种通用的能用电的、机械的、液力的、液力一机械的方法或是它们的结合完成的现代控制技术。这些现有的控制技术能典型地测量速度，温度和压力，它们的机构可以用于本发明就足够了。
如图2所充分表示的，本发明的加速控制产生了一个校正的转速信号(N2/
)。这个校正是通过参照压气机进口温度(T2.5)(脚码2.5参照发动机上的特殊测量点的编号，这个编号随发动机的类型不同而变化)与通过直接计算出的海平面温度值(518.7℃绝对华氏温度)的比而得到的。在这个计算中所采用的压气机进口温度，可以是一个测量值或是根据其他测量值而计算出的值。这样在线31上产生一个作为函数发生器32输入信号的N2/
。函数发生器32产生了一个以参数(PB/P6)表示的边界信号，这里的脚码6代表风扇下游的某一测量点，在从风扇运行线变化的补偿中获得好处的本实施例中，这个值用加力装置入口的压力表示(线路36)。当然，其他压力可以是等效和代替的，作为本领域中的熟练技术人员这是可知的。PB/P6值用于近似高压压气机16的压比。实际的实验数据表明，由于加力装置进口压力(线路36)通过风扇旁通管道15直接与高压压气机16进口处的压力相连接，因此在这两个比值(PB/P6和高压压气机压比)之间存在密切的关系。而且众所周知，燃烧室的压力几乎等于高压压气机排出的压力。
从上述表明，通过利用上述的和如图2所示的关系，函数发生器32的输出确定了PB/P6的预先给出的边界。因为高压压气机的失速边界是作为校正的转速(N2/
)的函数，所以高压压气机的失速裕度可以选择，用于估计在高压压气机失速边界内的发动机之间的变化和进口变形。而且，因为PB/P6边界和所测量的加力装置进口压力(线路36)相结合，这个参数确定了发动机加速的PB的边界。线路38中的PB边界信号是线路40(P3/P6)中的函数发生器32输出和加力装置进口压力P6(线路36)的乘积。因此PB边界与提取功率、压气机放气和发动机老化无关，对于这些情况，失速裕度可以不必考虑。
比较器42将PB边界信号与实际PB比较，以产生一个用于根据PB，通过燃料控制改变燃料流量来关闭回路的误差信号。
如果希望在由于燃料控制30所显示的稳态燃烧压力边界和由本发明所显示的PB边界信号之间进行选择，可以利用一个最小值选择门46。这种选择是根据利用本发明的特殊应用。
因为所限定的高压压气机压比是利用管道压力损失函数PB/P6的关系而计算出的，所以风扇运行线的变化将改变这种关系。在使这种关系变坏的应用中，本发明的补偿逻辑可以用以产生一个PB的预先给定的边界，它能准确地反映出高压压气机的喘振特性。
从图3可以清楚地看出，图3简要地给出了可以在图2所示的回路中实施的补偿逻辑线路。在图2和图3中，相同的标号表示相同的部件。
如图3所示，补偿逻辑线路利用了校正的低压压气机转速(N1C2)和以额定运行线作为基线的发动机压比(EPR)特性线，并估算相对于额定运行线运行的发动机压比的变化。△EPR与管道中的压力损失的变化有关。当计算限定的压比参数PB/P6时，它引起对风扇运行线的变化进行补偿。函数发生器60的输入信号是一个校正的转速值(N1C2)，该值是根据通过参照发动机进口温度(T2)与以绝对华氏温度表示的标准海平面温度的比，并计算出它的平方根值而计算出的。该值接着除低压压气机12的测量转速。
函数发生器60用于在线路62中产生一个以额定运行线的EPR表示的输出信号。比较器64将P6与P2比的实际EPR值与线路62上的输出信号进行比较，以产生一个误差信号。在线路66中的误差信号是△EPR，它是函数发生器68的输入，函数发生器68在线路70中产生一个为了补偿风扇运行线运行的，以PB/P6所需变化表示的输出信号，而是不额定的(△PB/P6)。这个△PB/P6值然后通过加法器72被附加到图1线路46中所表示的PB/P6边界信号上。这种补偿逻辑线路为在广泛的风扇运行线范围内应用，允许高压压气机压比和PB/P6的关系单一。
图2和图3中所公开的逻辑线路，对于采用N2加速型的控制方案可以作为一个修整(或“盖顶”)。当作为“盖顶”(topper)使用时，当发动机的状态或提取功率不允许额定的N2加速速率时，可能以N2重复的瞬变时间可以确保没有失速的危险。然而，单独地使用PB/P6加速型将总可以提供可能最快的瞬变。
虽然本发明在这里以相对详细的实施例进行了表示和说明，但本领域中的技术人员可以理解，它的形状和细节的各种改变，都不脱离本发明所要求保护的范围。
权利要求
1.一种用于控制燃气轮发动机加速过程的加速控制系统，所述的发动机包括一个可以失速的压气机，一个用于产生发动机工质的燃烧室，一个由所述发动机工质驱动并用于驱动所述压气机的涡轮，对于用来控制供应到所述燃烧室中的燃料量的发动机运行参数响应的燃料控制装置，所述的加速控制系统包括，建立压气机失速裕度的装置，该装置包括响应压气机转速，用于建立模拟压气机失速边界的第一信号的装置，所述的压气机失速边界用所述的燃烧室压力与发动机另外一点的压力之比来表示，所述的加速控制系统还包括响应燃烧室的实际压力，用于产生第二信号的装置和响应所述第一信号和第二信号的，用来调节所述的燃料控制装置以限定供应到所述的燃烧室中的燃料量的装置，在此，所述的失速裕度不受压气机放气，提取功率及发动机效率下降的影响。
2.根据权利要求1所述的加速控制系统，其特征是，所述的发动机包括一个风扇，一个风扇排出空气流过的风扇旁通管道和一个加力装置，所述的其他的测量点位于该旁通管道上。
3.根据权利要求2所述的加速控制系统，其特征是包括有，响应所述旁通管道中的实际压力以产生第三信号的装置，用于模拟所述第一信号和第三信号以便产生以燃烧室中压力的边界值表示的第四信号的模拟装置，和响应所述的第四个信号与燃烧室中实际压力之间的误差，以便进一步控制所述燃料控制装置的装置。
4.根据权利要求3所述的加速控制系统，其特征是所述的第一信号响应相对压气机进口温度为518.7℃绝对华氏温度的基线值而校正的压气机转速。
5.根据权利要求4所述的加速控制系统，其特征是所述的燃料控制装置建立了一个限定所述燃烧室压力的稳态信号，所述的加速控制系统包括一个用来选择所述的稳态信号和所述第四信号之间最小值，以便控制所述误差响应装置的最小值选择装置。
6.一种双转子轴流式风扇喷气发动机，其具有分别由一个高压涡轮和一个低压涡轮驱动的一个高压压气机和一个低压压气机，一个用于产生燃气以驱动所述高压涡轮和低压涡轮的燃烧室，用于在加速运行期间为了控制发动机，与加速装置一起调节所述燃烧室燃料流量的燃料控制的装置，包括响应用于建立第一信号的校正的高压压气机转速的装置，响应建立一个以所述燃烧室压力与发动机其他运行参数的边界比值表示的模拟失速边界以产生第二信号的第一信号的函数发生装置，在所述的加速过程中对所述参数实际值和所述第二信号响应的，用于产生一个以所述燃烧室压力边界表示的第三信号的模拟装置，响应燃烧室的实际压力和所述的第三信号以产生一个用于进一步控制所述燃料控制装置的误差信号的装置，在所述发动机的加速过程中建立一个所述高压压气机的失速裕度。
7.根据权利要求6所述的双转子轴流式风扇喷气发动机，其特征是包括一个风扇排出空气流经的旁通管道，所述参数为该管道中的压力。
8.根据权利要求7所述的双转子轴流式风扇喷气发动机，其特征是所述的燃料控制装置包括用以产生以在发动机稳态运行期间内，燃烧室的压力边界表示的第四信号的装置，和响应所述第三信号和第四信号之间最小值，为了在所述的燃烧室的实际压力和所述第三或第四信号之间建立一个误差的门装置。
9.根据权利要求6所述的双转子轴流式风扇喷气发动机，其特征是包括一个加力装置，所述的发动机的其他运行参数是该加力装置上游的发动机压力。
10.一种用于控制燃气轮发动机加速过程的加速控制系统，所述发动机具有一个可以失速的压气机，一个用于产生发动机工质的燃烧室，一个由所述发动机工质驱动并用于驱动所述压气机的涡轮，一个风扇，一个使从所述的风扇中排出的空气流过的旁通管道，响应发动机的运行参数用于控制所述燃烧室中燃料流量的燃料控制装置，所述的加速控制系统包括为所述压气机建立一个失速裕度的装置，该装置包括响应压气机转速，用于建立模拟用所述的燃烧室压力和所述发动机其他测量点的压力之比表示的压气机失速边界的第一信号的装置，所述加速控制系统还包括，响应燃烧室实际压力，用于产生第二信号的装置，响应所述第一信号和所述第二信号，与用于补偿管道压力损失的装置相结合，用于调节所述的燃料控制装置，以限定所述燃烧室中燃料流量的装置，所述补偿装置包括产生用作为压气机转速的函数以发动机压比表示的第三信号的函数发生器，提供一个以所述第三信号与发动机实际压力比之差来表示的信号，用于修正所述第一信号的比较装置。
11.根据权利要求10所述的加速控制系统，其特征是所述的发动机包括一个加力装置，所述的其他测量点位于该加力装置的进口。
12.根据权利11要求所述的加速控制系统，其特征是包括有响应所述加力装置进口的实际压力，用以产生第四信号的装置，用于模拟所述第一信号和第四信号，用以产生以所述燃烧室压力边界值表示的第五信号的模拟装置，响应所述的第五信号与燃烧室实际压力之间的误差，以便进一步地控制所述燃料控制装置的装置。
13.根据权利要求12所述的加速控制系统，其特征是所述的第一信号对相对以所述的发动机进口温度和518.7℃绝对华氏温度表示的基线值校正的压气机转速响应。
14.根据权利要求13所述的加速控制系统，其特征是所述的燃料控制装置建立了一个限定了所述燃烧室中压力值的稳态信号，该加速控制系统包括一个用于选择所述稳态信号和所述第五信号之间最小值，为了控制误差响应装置的最小值选择装置。
15.一种双转子轴流式风扇喷气发动机，具有分别由一个高压涡轮和一个低压涡轮驱动的一个高压压气机和一个低压压气机，一个用于产生燃气以驱动所述高压涡轮和低压涡轮的燃烧室，一个加力装置，一个风扇，一个使从所述风扇中排出的空气流过的旁通管道，用于调节所述燃烧室中燃料流量的燃料控制装置，在加速运行中控制所述发动机的加速装置，该发动机包括响应校正的高压压气机转速，用于建立第一信号的装置，响应建立以燃烧室压力与其他发动机运行参数限定比表示的，用于产生第二信号的第一信号的函数发生装置，响应所述参数实际值和所述的第二信号，用于产生以加速运行时所述燃烧室压力边界表示的第三信号的模拟装置，响应所述燃烧室的实际压力和所述的第三信号的装置，它用于产生一个误差信号，进一步控制所述燃料控制装置，以便在所述发动机加速过程中为高压压气机建立一个失速裕度，该装置与补偿旁通管道压力损失的装置相结合，该补偿装置包括一个用于产生作为校正的低压压气机转速的函数的压气机压比信号的函数发生器，用于计算产生的发动机压比与实际发动机压比之间的差，以修正所述第一信号的装置。
16.根据权利要求15所述的双转子轴流式风扇喷气发动机，其特征是所述的燃料控制装置产生用在发动机稳态运行时所述燃烧室压力边界表示的第四信号，所述发动机包括有响应所述第三信号与第四信号之间最小值，为了在所述的燃烧室的实际压力和所述第三信号或第四信号之间建立了误差的门装置。
17.根据权利要求16所述的双转子轴流式风扇喷气发动机，其特征是所述的低压压气机转速相对作为发动机进口温度函数和518.7℃华氏温度而计算的基线进行校正。
全文摘要
一种控制燃气轮机加速过程以通过模拟压气机失速边界而允许发动机以足够的失速裕度迅速加速的控制。该边界是通过产生燃烧室压力与作为校正的压气机转速的函数的发动机另一压力的限定比而得到，假定失速裕度与压气机放气，提取功率和发动机效率下降无关。在一个控制双转子燃气轮发动机加速过程以通过模拟失速边界而允许发动机裕度迅速加速的系统中，控制逻辑意思是指对风扇旁通管道的压力损失进行补偿。该补偿是通过产生作为校正的供压压气机转速的函数的压比信号和利用其与发动机实际压比的差去修正模拟的失速边界。
文档编号F04D27/02GK1052170SQ9010348
公开日1991年6月12日 申请日期1990年5月30日 优先权日1989年5月30日
发明者杰西·沃尔特·史密夫 申请人:联合工艺公司