DE60205554T2

DE60205554T2 - Antriebssteuerungssystem

Info

Publication number: DE60205554T2
Application number: DE60205554T
Authority: DE
Inventors: C. Mihir DESAI; J. Tomasz Stanecki; S. Jeffrey Mattice
Original assignee: Goodrich Pump and Engine Control Systems Inc
Current assignee: Goodrich Pump and Engine Control Systems Inc
Priority date: 2001-09-26
Filing date: 2002-09-18
Publication date: 2006-06-08
Anticipated expiration: 2022-09-19
Also published as: US6986641B1; EP1568606A3; DE60214253D1; DE60214253T2; DE60205554D1; EP1568606B1; US6729139B2; JP2003148171A; EP1298053A3; EP1298053A2; US20030094001A1; EP1298053B1; EP1568606A2

Description

HINTERGRUND DER ERFINDUNG
1. Gebiet der Erfindung
Die vorliegende Erfindung betrifft Gasturbinenmotoren und insbesondere ein Steuer/Regelsystem für einen Turbomotor eines Helikopters, der einen breitbandigen Drehzahlregler enthält.
2. Technischer Hintergrund
Morrison T. et al., „Adaptive Fuel Control Feasibility Investigation for Helicopter Applications", 27. ASME-Konferenz und Ausstellung für Gasturbinen, 1982, beschreiben eine Computer-unterstützte Studie eines zweimotorigen Helikopters mit einem Arbeitsturbinensteuer/regelsystem gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1, um in den Motor ein Mikroprozessor-basiertes Steuer/Regelsystem zu integrieren. Sie berichten über eine Verbesserung bei der Torsionsdämpfung durch die Verwendung von Software-Filtern. Ferner sind herkömmliche Systeme dieses Typs in der US 4 454 378 und US 5 189 620 bekannt.
Bei einem Drehflügler und insbesondere bei Helikoptern definieren der Haupt- und der Heckrotor die primären Flugsteuerflächen für das Flugzeug. Der Rotorantriebsstrang für den Haupt- und den Heckrotor ist mit dem Triebwerk gekoppelt, welches eine einmotorige oder zweimotorige Konfiguration besitzen kann. Die Motorantwort ist daher kritisch für die Steuerung des Flugzeugs. Sogar noch kritischer für die Steuerung des Flugzeugs ist eine schnelle Kraftstoffflussantwort zum Motor. Daher ist es erwünscht, ein Rotordrehzahl-Steuer/Regelsystem mit einer hohen Bandbreite bereitzustellen, das durch erhöhte Proportional- und Differentialregelverstärkungsfaktoren der Arbeitsturbine ermöglicht wird.
Dies kann durch geeignetes Filtern des Drehzahlrückführsignals erreicht werden.
Es ist auch erwünscht, ein Rotordrehzahlsteuer/regelsystem bereitzustellen, das im Vergleich zum Stand der Technik eine verbesserte Dämpfung der Resonanzfrequenzen von Haupt- und Heckrotor aufweist. Es wäre darüber hinaus wünschenswert, ein Rotordrehzahl-Steuerregelsystem bereitzustellen, das das Erfordernis einer Antizipation für Gier- und zyklische Querbelastungen vermeidet.
ZUSAMMENFASSUNG DER ERFINDUNG
Diese und andere wünschenswerte Eigenschaften werden als Teil der vorliegenden Erfindung durch ein Arbeitsturbinen-Steuer/Regelsystem gemäß Anspruch 1 gelöst, welches ein Filter achter Ordnung im Drehzahlregelkreis des Motorsteuer/regelsystems vorsieht.
Die vorliegende Erfindung ist auf ein neues und nützliches Steuer/Regelsystem für einen Turbomotor eines Helikopters gerichtet. Das Steuer/Regelsystem enthält einen Drehzahlregelkreis mit Mitteln zum Erzeugen eines Arbeitsturbinen-Drehzahlsignals auf Grundlage einer angeforderten Rotordrehzahl, ein Mittel zum Filtern des Arbeitsturbinendrehzahlsignals durch Bewirken einer schnellen Abschwächung von Torsionsfrequenzen von Haupt- und Heckrotor im Arbeitsturbinendrehzahlsignal ohne Beeinträchtigung einer Phase bei niedrigen Frequenzen und einen Regler zum Bereitstellen einer isochronen Arbeitsturbinendrehzahl- und Rotordrehzahlsteuerung/regelung auf Grundlage des gefilterten Arbeitsturbinendrehzahlsignals.
Gemäß der vorliegenden Erfindung ist das Mittel zum Filtern des Arbeitsturbinendrehzahlsignals ein Filter hoher Ordnung. Das Filter hoher Ordnung ist ein Filter achter Ordnung. In einer Ausführungsform der Erfindung ist das Filter achter Ordnung als drei Filter zweiter Ordnung kaskadiert mit zwei Filtern erster Ordnung konfiguriert. Alternativ kann das Filter hoher Ordnung als ein Filter sechster Ordnung in Reihe mit einem Filtern zweiter Ordnung konfiguriert sein.
Das Geschwindigkeits-Steuer/Regelsystem der vorliegenden Erfindung enthält ferner einen optionalen aktiven Torsionsdämpfungskreis zum Dämpfen von Torsionsfrequenzen des Haupt- und des Heckrotors. Der Torsionsdämpfungskreis enthält einen Kalman-Zustandsabschätzer zum Abschätzen einer Mehrzahl von Motorzuständen auf Grundlage eines oder mehrerer gemessener Motorzustände, etwa z.B. eines Drehmoments der Arbeitsturbinenwelle (QS). Der Torsionsdämpfungsregelkreis enthält auch einen linearquadratischen Regler (LQR), der eine Verbrennungsdämpfung bereitstellt.
Diese und andere Aspekte der vorliegenden Erfindung werden für den Fachmann deutlicher aus der folgenden detaillierten Beschreibung der Erfindung in Verbindung mit den hierin im Folgenden beschriebenen Zeichnungen.
KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHUNGEN
Um dem Fachmann mit gewöhnlichen Kenntnissen, an den sich die vorliegende Erfindung wendet, die Möglichkeit zu geben, besser zu verstehen, wie die das Motorsteuer/regelsystem gemäß der vorliegenden Erfindung angewendet werden kann, werden hierin im Folgenden bevorzugte Ausführungsformen desselben unter Bezugnahme auf die Zeichnungen erläutert, in denen:
1 eine schematische Wiedergabe des Steuer/Regelsystems gemäß der vorliegenden Erfindung ist, welches einen äußeren Drehzahlregelkreis mit einem Torsionsfilter achter Ordnung und einen optionalen inneren Torsionsdämpfungsregelkreis enthält,
2. ein Bode-Diagramm ist, das ein Basis-Bandsperr/Verzögerungsfilter mit dem Filter achter Ordnung der vorliegenden Erfindung vergleicht,
3 ein Bode-Diagramm einer Basisregelung mit offenem Regelkreis unter Verwendung eines Bandsperrilters ist,
4 ein Bode-Diagramm eines breitbandigen Reglers mit offenem Regelkreis ist, der ein Dämpfungsfilter achter Ordnung verwendet, und
5 ein Diagramm ist, das den Signalfluss durch den optionalen Torsionsdämpfungskreis des Steuer/Regelsystems von 1 zeigt.
DETAILLIERTE BESCHREIBUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSFORMEN
Einem Turbomotor für einen Drehflügler sind einige Motorbetriebsparameter zugeordnet, auf die in der folgenden Beschreibung der Erfindung Bezug genommen wird. Diese Betriebsparameter sind die folgenden:

NF*:: angeforderte freie Arbeitsturbinendrehzahl
NF:: freie Arbeitsturbinendrehzahl
NG:: Gasgeneratordrehzahl
NDOT*:: angeforderte Änderungsrate der Arbeitsturbinendrehzahl
WF*:: angeforderter Kraftstofffluss
WF:: tatsächlicher Kraftstofffluss
P3:: Kompressorausstoßdruck
HMU:: Hydromechanische Einheit
QGAS:: Gasgeneratorausgangsmoment
QS:: Arbeitsturbinenwellenmoment

Nun Bezug nehmend auf die Zeichnungen, in denen gleiche Bezugszeichen ähnliche Merkmale der hierin offenbarten Erfindung bezeichnen, ist in 1 eine schematische Wiedergabe des Motorsteuer/regelsystems der vorliegenden Erfindung gezeigt, welches allgemein durch das Bezugszeichen 10 bezeichnet ist. Insbesondere enthält das Steuer/Regelsystem 10 einen äußeren Drehzahlregelkreis 12 und einen inneren Torsionsdämpfungskreis 14, der durch den Piloten des Flugzeugs selektiv aktiviert werden kann. Gemäß dem Gegenstand der vorliegenden Erfindung stellt der Torsionsdämpfungskreis 14 eine aktive Dämpfung von Torsionsresonanzfrequenzen bereit, ohne signifikant den Rotordrehzahlregelkreis 12 des Motorsteuer/regelsystems 10 zu beeinträchtigen.
Drehzahlregelkreis
Der äußere Drehzahlregelkreis 12 enthält einen Arbeitsturbinenregler (PTG) 16, der Proportional- und Differential-Regelpfade bereitstellt. Der PTG empfängt ein Eingangssignal von einem primären Summierknoten 18. Dieses Signal basiert auf der vom Piloten angeforderten Rotordrehzahl (NF*) und dem gefilterten freien Turbinendrehzahlsignal (NF). Der PTG liefert ein Ausgangssignal zu einem sekundären Summierknoten 20, der auch Eingangssignale von Rotorbelastungsantizipatoren und dem optionalen Dämpfungsregelkreis 14, wenn dieser durch den Piloten aktiviert ist, empfängt. Das sich ergebende Signal von dem Summierknoten 20 zeigt die angeforderte Änderungsrate der Gasgeneratordrehzahl (NDOT*) an. Dieses Signal wird in eine Extremwertauswahlschaltung 22 eingegeben, die eine Software-Programmierung umfasst, welche einen höchsten oder einen niedrigsten NDOT*-Wert auf Grundlage von Motorbegrenzungen bestimmt, die von Beschleunigung/Verzögerung, Drehmoment und Temperatur abängen.
Ein Signal, das den sich durchsetzenden NDOT*-Wert anzeigt, wird gemeinsam mit einem Signal, das die durch in dem Kernmotor 30 gemessene Gasgeneratordrehzahl (NG) anzeigt, als Eingabe für die Kraftstoffsteuer/regeleinheit 24 verwendet. Auf Grundlage dieser Signale erzeugt die Kraftstoffsteuer/regeleinheit 24 ein Proportionalsignal, das den Kraftstofffluss (WF) geteilt durch den Kompressorausstoßdruck (P3) anzeigt. Dieses Proportionalsignal wird in einen Multipliziererknoten 26 eingegeben, der ein gemessenes Signal empfängt, das den Kompressorausstoßdruck (P3) des Kernmotors 30 anzeigt. Als Ergebnis wird der (P3) Nenner von dem Proportionalsignal durch den Multiplizierer entfernt und das sich ergebende Ausgangssignal von dem Multipliziererknoten 26 zeigt den angeforderten Kraftstoffluss (WF*) an.
Ein Signal, das den angeforderten Kraftstoffluss (WF*) anzeigt, wird in die hydromechanische Einheit (HMU) 28 eingegeben, die u. a. ein Kraftstoffzumessventil (nicht gezeigt) zum Regeln der zum Kernmotor 30 gelieferten Kraftstoffmenge enthält. Daher entspricht der angeforderte Kraftstoffluss einer angeforderten Zumessventilstellung.
Ein Signal, das das Motorausgangsmoment (QGAS) anzeigt, wird von dem Kernmotor 30 zu der Steuer/Regeleinheit 32 für die Arbeitsturbinen und den Rotorantriebsstrang übertragen, welche wiederum zwei verschiedene Signale erzeugt. Ein Signal zeigt die freie Arbeitsturbinendrehzahl (NF) an und das andere Signal zeigt das Drehmoment (QS) der Arbeitsturbinenwelle an. Das NF anzeigende Signal wird in ein Torsionsfilter 40 hoher Ordnung eingegeben, dessen Funktion und Konfiguration im Detail hierin im Folgenden beschrieben wird. Das QS anzeigende Signal wird als Eingangssignal für den optionalen Torsionsdämpfungskreis 14 verwendet, der hierin ebenfalls im Folgenden unter Bezugnahme auf 5 erläutert wird.
Für den Fachmann versteht sich, dass das NF anzeigende Signal ein zusammengesetztes Signal ist, das eine Mehrzahl von beitragenden Frequenzen enthält. Unter diesen Frequenzen sind die Torsionsfrequenzen des Haupt- und Heckrotors. Das Filter hoher Ordnung 40 ist derart ausgelegt und konfiguriert, dass es Torsionsoszillationen in dem Arbeitsturbinendrehzahlsignal (NF) bedämpft, die direkt mit dem Haupt- und dem Heckrotor zusammenhängen. Wie in 2 gezeigt ist und in Tabelle 1 erläutert ist, stellt das Filter hoher Ordnung 40 eine größere Dämpfung der Resonanzfrequenzen von Haupt- und Heckrotor bereit, verglichen mit einem Basissteuer/regelsystem, und zwar sowohl für die Konfiguration mit einem Motor als auch für die Kombination mit zwei Motoren. Die zeigt sich durch den scharfen Verstärkungsrückgang bei den Resonsnzfrequenzen des Hauptrotors und des Heckrotors, die im oberen Bode-Diagramm von 2 gezeigt sind. Wie gezeigt ist, ermöglicht das Filter hoher Ordnung auch den das Signalstärkemaximum bei ungefähr 30 rad/sec. Wie ferner in dem unteren Bode -Diagramm von 2 gezeigt ist, wirkt das Filter 40 hoher Ordnung dazu, die Phasenverzögerung bei niedriger Frequenz im Vergleich zu einem Basissteuer/regelsxstem zu minimieren. Die durch das Filter mit hoher Ordnung bewirkte stärkere Bedämpfung ermöglicht es daher, dass die Proportional- und Differentialverstärkungsfaktoren des PTG im Vergleich zum Basissteuer/regelsystem um einen Faktor drei erhöht sind. Demzufolge wird die Bandbreite des äußeren Turbinendrehzahl-Regelkreises 12 um einen Faktor drei gegenüber dem Basissteuer/regelystem erhöht.
Tabelle 1.0 fasst die Unterschiede der Eigenschaften des Basissteuer/regelsystems und des Torsionsfilters hoher Ordnung für einen einzelnen oder zwei Motoren, die mit dem Rotorantriebsstrang für den UH-60L Black Hawk gekoppelt sind, zusammen.
Tabelle 1.0
Nun Bezug nehmend auf 3 und 4 sind Bode-Diagramme für offene Regelkreise für Betrieb mit zwei Motoren auf Meereshöhe, Standardtag-Umgebungsbedingungen für das Basis- und das Breitband-Reglersystem gezeigt. Wie in der oberen Zeichnung von 3 gezeigt ist, ist die Übergangsfrequenz bei einem Verstärkungsfaktor von Eins oder die Bandbreite des Basis-Steuer/Regelsystems ungefähr 3–4 rad/s. Wie in der oberen Zeichnung von 4 gezeigt ist, ist im Gegensatz hierzu die Übergangsfrequenz. bei einem Verstärkungsfaktor von Eins oder die Bandbreite des Breitbandreglers ungefähr 8–10 rad/s. Dies gibt einen Anstieg der Bandbreite in der Größenordnung des zwei- bis dreifachen derjenigen des Basissystems wieder.
Die Bode-Diagramme in Höhen von 1219 m (4000 Fuß) und 3048 m (10000 Fuß) haben eine ähnliche Form mit den in den folgenden Tabellen gezeigten Charakteristiken. Die Tabelle 2.1 zeigt eine Zusammenfassung der Stabili tätsspannen des Arbeitsturbinenregelkreises des Basissystems und die Systembandbreite bei offenem Regelkreis für Betrieb mit zwei Motoren bei Ankopplung an den Rotorantriebsstrang. Die Torsionsdämpfung des Heckrotors übersteigt die des Hauptrotors, daher gibt die in der Tabelle aufgelistete Torsionsdämpfung diejenige des Hauptrotors an.
Tabelle 2.1
Die Tabelle 2.2 zeigt eine Zusammenfassung der Stabilitätsspannen des Regelkreises des Breitbandreglers und die Systembandbreite bei offenem Regelkreis für Betrieb mit zwei Motoren bei Ankopplung an den Rotorantriebsstrang. Die erhöhte Bandbreite bei offenem Regelkreis ist zurückzuführen auf Verdreifachung der PD-Verstärkungsfaktoren. Man beachte, dass hier trotz des Anstiegs der Bandbreite kein signifikanter Rückgang der Haupttorsionsfrequenzdämpfung auftritt.
Tabelle 2.2
Die Analyse wurde durchgeführt unter Verwendung eines simulierten auf einem Comanche-artigen Schrittmotor basierenden Kraftstoffzumesssystems sowie eines auf einer variablen Verdrängungsdrehkolbenpumpe (VDVP) basierenden Kraftstoffzumesssystems, das mit Zwillings-PWC 3000 SHP 2.5 zweiten Motoren (second engines) sowie mit empirischen Zwillings-3000SHP eins-zweiten Motoren (one-second engines) arbeitet.
Der Breitbandregler der vorliegenden Erfindung läuft auf einer ECU mit einer Abtastzeit von zehn Millisekunden. Das Filter hoher Ordnung ermöglicht im Vergleich zur Basissteuerung/regelung eine Verdreifachung der Proportional- und Differential (PD) -Verstärkungsfaktoren. Der Breitbandregler der vorliegenden Erfindung ist dafür konfiguriert, die Verstärkungsfaktoren bei offenem Regelkreis und Phasenspannen jeweils bei wenigstens 6dB und 45° aufrecht zu erhalten, und zwar über den gesamten angetriebenen Bereich der Motorbetriebseinhüllenden, wenn er mit dem Rotorantriebsstrang gekoppelt ist. Diese Konfiguration erlaubt eine stabile, schnell antwortende und gut gedämpfte Turbinendrehzahl-Steuerung/Regelung.
Der Regelkreis der Basissteuerung/regelung enthält im Rückführweg ein Voreil-/Verzögerungs- (Bandsperr-)Filter zweiter Ordnung, das für den Black Hawk Helicopter bemessen ist, welches in Reihe mit einem Verzögerungsfilter erster Ordnung geschaltet ist, um eine Verstärkungsdämpfung der Resonanzmodi des Haupt- und des Heckrotors zu erreichen.
Im Gegensatz hierzu enthält der Drehzahregelkreis des Breitbandreglers gemäß der vorliegenden Erfindung im Rückführweg ein Dämpfungsfilter achter Ordnung, um eine erhöhte Verstärkungsdämpfung der Resonanzmodi des Haupt- und des Heckrotors bereitzustellen. Dieses Filter hoher Ordnung ist derart bemessen, dass es die Phasenverzögerung im Niedrigfrequenzbereich (unterhalb von 10 rad/s) minmiert, während es im Vergleich zu den Basisfiltern eine stärkere Dämpfung der Resonanzpeakamplituden des Haupt- und des Heckrotors vorsieht. Darüber hinaus sind die Antiresonanz-Bandsperrfrequenzen des Filters hoher Ordnung derart bemessen, dass sie den Verschiebungen der effektiven Torsionsfrequenz zwischen Betrieb mit einem einzelnen oder zwei Motoren Rechnung tragen.
Das Filter hoher Ordnung der vorliegenden Erfindung kann als drei (Bandsperr-)Filter zweiter Ordnung kaskadiert in Reihe mit zwei Voreil/Verzögerungs-Filtern erster Ordnung konfiguriert sein. Alternativ kann das Torsionsfilter hoher Ordnung als ein Voreil/Verzögerungs-Filter sechster Ordnung in Reihe mit einem Voreil/Verzögerungs-Filter zweiter Ordnung konfiguriert sein.
Eine Gier-Antizipation in einem Motorsteuer/regelsystem ist derart konzipiert, dass sie eine Veränderung der Motorbelastung, die unmittelbar aus Änderungen der Heckrotorneigung herrührt, anpasst. In ähnlicher Weise ist eine zyklische Lateral-Antizipation in einem Motorsteuer/regelsystem derart entworfen, dass sie die Veränderung der Rotorbelastung, die aus einem Rollen nach rechts/links herrührt, anpasst. Die erhöhte Bandbreite des äußeren Drehzahlregelkreises 12 des Steuer/Regelsystems 10 eliminiert das Erfordernis für eine Antizipation von Gier- und zyklischen Lateralbelastungen bei offenem Regelkreis. Es wurde jedoch herausgefunden, dass Antizipatoren bei offenem Regelkreis zur Antizipation von Rotorabfall und zur Antizipation kollektiver Neigung erforderlich sind. Demzufolge enthält das Steuer/Regelsystem der vorliegenden geeignete Rotorbelastungsantizipatoren.
Optionaler Torsionsdämpfungsregelkreis
Erneut Bezug nehmend auf 1 enthält das Motorsteuer/regelsystem 10 der vorliegenden Erfindung einen optionalen aktiven inneren Torsionsdämpfungskreis 14. Der Dämfpungskreis 14 empfängt ein Signal, das das gemessene Drehmoment (QS) der Arbeitsturbinenwelle anzeigt, von einem Sensor, der im Betrieb mit den Arbeitsturbinen und dem Rotorantriebsstrang in Verbindung steht. Das gemessene Signal wird in einen Summierungsknoten 50 eingegeben, der darüber hinaus ein geschätztes QS empfängt, das eine Funktion der Gasgeneratordrehzahl (NG) ist. Der Unterschied zwischen dem tatsächlichen QS und dem abgeschätzten QS, der ansonsten auch als ΔQS von dem Summierungsknoten bezeichnet wird, wird in ein Hochpassfilter 52 eingegeben. Dieses Hochpassfilter nullt effektiv beliebige Fehler bezüglich des stationären Zustands im Signal aus und ermöglicht es, dass lediglich die Torsionsfrequenzen hindurchtreten.
Das gefilterte Signal wird dann an einen Kalman-Zustandsabschätzer 54 übertragen, der derart programmiert ist, dass er unter Verwendung des gemessenen QS zwölf verschiedene dynamische Variable abschätzt, die mit den Arbeitsturbinen und dem Rotorantriebsstrang zusammenhängen, um alle anderen Zustände oder dynamischen Variablen für die Rückkopplungsregelung abzuschätzen. Die zwöf durch den Kalmanabschätzer abgeschätzten Zustände sind wie folgt definiert:

= Hauptrotorgetriebedrehzahl (ΔNGB)
= Hauptrotordrehzahl (ΔNR)
= Effektive Verzögerungsgelenkdämpfergeschwindigkeit (ΔNLHD)
= Hauptrotorwellenmoment (ΔQRS)
= Heckrotordrehzahl (ΔNT)
= Gasgenerator Hochdruckturbinendrehzahl (ΔNH)
= Motorverbrennungsstrom (ΔWfburn)
= Arbeitsturbinendrehzahl (ΔNF)
= NDOT-Steuer/Regelausgang (ΔWF/P3)
= HMU-Ausgabekraftstoffstrom (ΔWF)
= Heckrotorwellenmoment (ΔQTS)
= Arbeitsturbinenwellenmoment (ΔQS)

Die zwölf abgeschätzten Zustände werden in einen linearquadratischen Regler (LQR) 56 eingegeben, wo sie einer Verstärkungsfaktorverringerung/Verstärkung und Summierung unterzogen werden, wie es detaillierter hierin unten unter Bezugnahme auf 5 beschrieben wird. Das sich ergebende Steuer/Regelsignal zeigt ΔNDOT* an und wird zu dem Summierungsknoten 20 weitergeleitet, wo es zum Ausgangssignal des Arbeitsturbinenreglers und dem Signal von den Rotorlast-Antizipatoren addiert wird. Wie oben angegeben ist der aktive Dämpfungskreis 14 optional. Demzufolge enthält der innere Kreis 14 ein auf den LQR-Summierungsknoten folgendes Schaltgatter 58, das selektiv zur Aktivierung des Dämpfungskreises aktiviert werden kann.
Die funktionale Arbeitsweise des LQR und des Kalman-Zustandsabschätzers ist in 5 gezeigt. Wie gezeigt ist, werden das gemessene Rohwellenmoment und das abgeschätzte Wellenmomenent aufsummiert, um ein ΔQS zu erzeugen. Das ΔQS wird in ein Hochpass-K_TQS-Filter eingegeben, das effektiv einen stationären Zustandsfehler im Wellenmomentsignal ausnullt und ein gefiltertes ΔQS erzeugt, das mit dem nicht gefilterten ΔQS aufsummiert wird, um ein Wellenmomentsignal zu erzeugen, das die Torsionsfrequenzen, des Rotorantriebssystems anzeigt.
Das sich ergebende Signal wird auf einen (12 × 1)-Kalman-Verstärkungsfaktorvektor angewandt, der die oben diskutierten zwölf abgeschätzten dynamischen Zustandsvariablen enthält. Die sich ergebenden Werte werden in einen Kalman-Summierungsknoten eingegeben, der drei zusätzliche Rückkopplungssignale empfängt, die verschiedene dynamische Eigenschaften der Steuer/Regelsystemarchitektur (A, B und C) anzeigen. Der Summerungsknoten erzeugt einen
Vektor, der in einen (12 × 1)-Integrator eingegen wird, um ein Signal zu erzeugen, das anzeigt.
Die drei zusätzlichen, zu dem Kalman-Summierungsknoten übertragenen Rückkopplungssignale folgen aus dem integrierten
Der erste Rückkopplungskreis enthält einen (12 × 1) Ausgangsvektor C und einen (1 × 12) Kalman-Verstärkungsfaktorvektor. Der zweite Rückkopplungskreis enthält einen (1 × 12) K oder LQR Verstärkungsfaktorvektor, einen Verstärkungsfaktorverringerer und einen (12 × 1) Eingangsvektor B. Der dritte Rückkopplungskreis enthält einen dynamischen (12 × 12) Eigenschaftsvektor A. Die Signale von den drei Rückkopplungskreisen werden am Kalman-Summierungsknoten mit dem primären Kalman-Verstärkungsfaktorvektor aufsummiert. Das Ausgangssignal von dem
-Integrator wird aufsummiert und dann als Funktion der Gasgeneratordrehzahl (NG) reduziert, was zu dem oben genannten ΔNDOT* führt.
Der Entwurf des linearquadratischen Reglers (LQR) basiert auf der folgenden Methodik. Es gilt für das durch die folgenden Gleichungen linearizierte System: x . = Ax + Bμ y = Cxwobei:

x: = Anlagen-(Motor-)Zustände
μ: = NDOT-Anforderung
y: = betreffende Ausgabe, d.h. QS.

Das optimale Reglerproblem besteht darin, den Rückkopplungsreglungszustand μ = – Kx, aufzufinden, so dass die Kostenfunktion:
minimiert wird, wobei Q und R jeweils eine Zustands- und eine Gewichtungsfunktion sind. Bei diesem Problem muss Q so gewählt werden, dass eine Regelung erhalten wird, die eine Verbrennungsdämpfung bereitstellt. Daher muss Q so als die Gesamttorsionsenergie im Rotorantriebsstrang gewählt werden, die durch die folgende Gleichung repräsentiert wird:
wobei ν_R und ν_T jeweils die Haupt- und Heckrotordrehwinkel sind, N_R und N_T jeweils die Haupt- und Heckrotordrehzahl sind, K_R und K_T jeweils die Haupt- und Heckrotorsteifigkeitsfaktoren sind und J_R und J_T jeweils die Haupt- und Heckrotorträgheitsmomente sind.
Da gilt:
folgt, dass die folgende Energiefunktionalgleichung gilt:
und sie durch die dynamischen Zustände des Rotorsystems ausgedrückt wird. Durch Lösen desr LQR-Problems unter Verwendung herkömmlicher Techniken und unter Verwendung der Gesamtenergiefunktion in dem Rotorsystem wird eine Steuerung/Regelung erhalten, die die Rotorsystemenergie in der kürzestmöglichen Zeit auf Null treibt, was zu Verbrennungsdämfung führt. Ferner ergibt eine geeignete Wahl des Regelgewichtungsfaktors R eine Regelung, die ein Kompromiss zwischen Leistungsfähigkeit (d.h. dem Dämpfungsgrad) und Stabilitätsspanne ist.
Der Kalman-Abschätzer wird in einem adjungierten Problem zum LQR-Problem entworfen, wodurch ein Zustandsgewicht Q derart ausgewählt wird, dass es die Identitätsmatrix wird, so dass die geschätzten Zustände derart getrieben werden, dass sie sich den tatsächlichen Werten angleichen, und das Regelgewicht R wird derart gewählt, dass es eine akzeptable Bandbreite (z.B. 70 rad/s) ergibt und dass es höhere Frequenzen bedämpft.
Obwohl das System der vorlliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf bevorzugte Ausführungsformen beschrieben wurde, versteht es sich für Fachleute, dass Veränderungen und Modifikationen daran gemacht werden können, ohne von der Idee und dem Rahmen der Erfindung, wie sie in den angefügten Ansprüchen definiert ist, abzuweichen.
Eine Arbeitsturbinensteuer/regelsystem für einen Helikopter ist offenbart, welches Komponenten zur Erzeugung eines Arbeitsturbinendrehzahlsignals auf Grundlage einer erfassten Rotordrehzahl, ein Filter hoher Ordnung zum Filtern des Arbeitsturbinendrehzahlsignals durch Bewirken einer schnellen Dämpfung von Haupt- und Heckrotortorsionsfrequenzen in dem Arbeitsturbinendrehzahlsignal, ohne die Phase bei geringen Frequenzen zu beeinträchtigen, und einen Regler zum Bereitstellen einer isochronen Arbeitsturbinendrehzahl- und Rotordrehzahl-Regelung auf Grundlage der gefilterten Arbeitsturbinendrehzahlsignals umfasst.

Claims

Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine für einen Helikopter, umfassend: a) ein Mittel (12) zum Erzeugen eines Arbeitsturbinendrehzahlsignals (NF) auf Grundlage einer angeforderten Rotordrehzahl (NF*), b) ein Mittel (40) zum Filtern des Arbeitsturbinendrehzahlsignals (NF) durch Bewirken einer schnellen Abschwächung von Torsionsfrequenzen von Haupt- und Heckrotor im Arbeitsturbinendrehzahlsignal (NF) ohne Beeinträchtigung einer Phase bei niedrigen Frequenzen, c) einen Regler (PTG) zum Bereitstellen einer isochronen Arbeitsturbinendrehzahl- und Rotordrehzahlsteuerung/regelung auf Grundlage des gefilterten Arbeitsturbinendrehzahlsignals (NF), dadurch gekennzeichnet, dass das Mittel zum Filtern (40) ein Filter achter Ordnung ist.
Drehzahlsteuer/Regelsystem einer Arbeitsturbine nach Anspruch 1, wobei das Filter achter Ordnung (40) als drei Filter zweiter Ordnung kaskadiert in Reihe mit zwei Filtern erster Ordnung konfiguriert ist.
Drehzahlsteuer/Regelsystem einer Arbeitsturbine nach Anspruch 1, wobei das Filter achter Ordnung als ein Filter sechster Ordnung in Reihe mit einem Filter zweiter Ordnung konfiguriert ist.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei der Regler (PTG) eine Abtastzeit von ungefähr 10 Millisekunden aufweist.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 4, ferner umfassend ein Dämpfungsmittel (14) zum aktiven Dämpfen von Torsionsfrequenzen von Haupt- und Heckrotor.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach Anspruch 5, wobei das Dämpfungsmittel (14) ein Mittel (54) zum Abschätzen einer Mehrzahl von Triebwerkszuständen auf Grundlage eines einzigen gemessenen Triebwerkszustands umfasst.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach Anspruch 6, wobei der einzige gemessene Triebwerkszustand das Moment der Arbeitsturbinenwelle ist.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 5 bis 7, wobei das Dämpfungsmittel (14) einen linear-quadratischen Regler (56) enthält, der eine Verbrennungsdämpfung bereitstellt.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 5 bis 8, ferner umfassend Mittel (58) zum selektiven Aktivieren des Dämpfungsmittels.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 5 bis 9, wobei das Dämpfungsmittel (14) derart eingestellt ist, dass es eine Schwächung von Resonanzfrequenzen derart bereitstellt, dass eine Antwort des Systems bei niedriger Frequenz nicht beeinflusst wird.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach Anspruch 10, wobei das Dämpfungsmittel (14) ein Hochpassfilter (52) enthält.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 1 bis 11, umfassend Mittel zum Erzeugen eines Drehmomentsignals (QS) der Arbeitsturbinenwelle von einer Arbeitsturbine und einem Rotorantriebszug, wobei das Dämpfungsmittel Torsionsfrequenzen von Haupt- und Heckrotor in dem Drehmomentsignal (QS) der Arbeitsturbinenwelle aktiv dämpft.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach einem der Ansprüche 5 bis 12, wobei das Dämpfungsmittel einen Kalman-Zustandskalkulator (54) umfasst.
Drehzahlsteuer/Regelsystem (10) einer Arbeitsturbine nach Anspruch 13, wobei der Kalman-Zustandskalkulator (54) eine Mehrzahl von Triebwerkszuständen unter Verwendung des Drehmomentsignals (QS) der Arbeitsturbinenwelle abschätzt und der linearquadratische Regler (56) die Gesamtenergie des Rotorantriebszugs verwendet.