控制渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子葉片尖端處空隙的方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及用于控制燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片的尖端和環(huán)繞所述葉片的殼體的環(huán)形渦輪護(hù)罩之間的空隙的方法，其中，該方法包括尤其根據(jù)所述空隙的估值（J）對(duì)朝殼體引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制，特征在于所述空隙的所述估值（J）在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)根據(jù)溫度傳感器所測(cè)量的溫度(T495(t))來確定，溫度傳感器包括設(shè)置在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間中的敏感元件。
【專利說明】控制渦輪機(jī)轉(zhuǎn)子葉片尖端處空隙的方法
[0001]發(fā)明背景
[0002]本發(fā)明涉及的一般領(lǐng)域?yàn)橛糜诤娇杖細(xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪機(jī)。更具體地，其一方面涉及如何控制渦輪轉(zhuǎn)子的移動(dòng)葉片的尖端以及環(huán)繞葉片的外部殼體的環(huán)形渦輪護(hù)罩之間的空隙。
[0003]渦輪機(jī)葉片尖端和環(huán)繞這些葉片的環(huán)形護(hù)罩之間的現(xiàn)有空隙取決于旋轉(zhuǎn)部分(形成渦輪轉(zhuǎn)子的盤和葉片)和固定部分(外部殼體，包括其所具有的環(huán)形渦輪護(hù)罩)之間的尺寸變化。這些尺寸變化具有熱成因(與葉片，盤和殼體的溫度變化有關(guān))以及機(jī)械成因(尤其與施加在渦輪轉(zhuǎn)子上的離心力作用有關(guān))。
[0004]為提升渦輪的性能，希望盡可能地使空隙最小化。另一方面，在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪機(jī)中的速度提升過程中，例如，當(dāng)從地面空轉(zhuǎn)速度轉(zhuǎn)變至起飛速度時(shí)，施加在渦輪轉(zhuǎn)子上的離心力將會(huì)在環(huán)形渦輪護(hù)罩有時(shí)間在溫度提升的作用下膨脹之前，使葉片的尖端靠近環(huán)形渦輪護(hù)罩，上述溫度提升與速度提升有關(guān)。因此，存在著在該操作點(diǎn)(稱為起軋點(diǎn))接觸的風(fēng)險(xiǎn)。
[0005]采取主動(dòng)控制系統(tǒng)已知可用于控制渦輪機(jī)械渦輪的葉片尖端的空隙。這些系統(tǒng)通常的操作為將例如取自渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的壓縮機(jī)和/或風(fēng)扇的空氣引導(dǎo)至環(huán)形渦輪護(hù)罩的外表面上。送至環(huán)形渦輪護(hù)罩的外表面上的新鮮空氣具有使其冷卻的作用，由此限制其熱膨脹?？障队纱说靡宰钚』Ｏ喾?，熱空氣促進(jìn)環(huán)形渦輪護(hù)罩的熱膨脹，這會(huì)使空隙增大，并且，舉例來說，提供了避免在上述起軋點(diǎn)接觸的可能性。
[0006]舉例來說，這種主動(dòng)控制由渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的全權(quán)數(shù)字式發(fā)動(dòng)機(jī)控制(或FADEC)系統(tǒng)所控制。更具體地，基于設(shè)定的空隙以及實(shí)際葉片尖端空隙的估值，被引導(dǎo)到環(huán)形渦輪護(hù)罩上的空氣的流量和/或溫度得以控制。事實(shí)上，沒有傳感器直接測(cè)量葉片尖端空隙，該葉片尖端空隙值是估計(jì)的。
[0007]如前面所述，葉片尖端空隙尤其取決于渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的熱狀態(tài)。因此，已知如何在起動(dòng)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)根據(jù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的熱狀態(tài)來確定葉片尖端空隙的估值。
[0008]在某些發(fā)動(dòng)機(jī)中，起動(dòng)時(shí)的熱狀態(tài)根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)的停止時(shí)間來估算。但是，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)的停止時(shí)間進(jìn)行記錄是一項(xiàng)復(fù)雜的操作。
[0009]在某些發(fā)動(dòng)機(jī)中，發(fā)動(dòng)機(jī)配置有溫度傳感器，其用于測(cè)量殼體的溫度，稱為T#典型地，這些為K (鉻鎳-鋁鎳)型質(zhì)量(mass)熱電偶(即，測(cè)量材料而非環(huán)境空氣的溫度)，其具有彈簧，該彈簧用于對(duì)差異膨脹和振動(dòng)進(jìn)行補(bǔ)償。但是，這種傳感器價(jià)格高，質(zhì)量大，體積大。利用其吊帶將其安裝在殼體上是比較復(fù)雜的。此外，殼體和熱電偶之間的接觸損失可能會(huì)使溫度測(cè)量失真。
[0010]發(fā)明目的和內(nèi)容
[0011]因此，本發(fā)明的主要目的是克服以上缺陷。
[0012]該目的由以下方法實(shí)現(xiàn)，該方法用于控制燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片尖端和環(huán)繞葉片的殼體的環(huán)形渦輪護(hù)罩之間的空隙，該方法包括尤其根據(jù)所述空隙的估值對(duì)朝殼體引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制，特征在于所述空隙的所述估值在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)根據(jù)溫度傳感器所測(cè)量的溫度來確定，該溫度傳感器包括設(shè)置在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間中的敏感元件。
[0013]如果在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)沒有氣流穿過自由空間，則溫度傳感器的敏感元件所測(cè)的溫度是其環(huán)境溫度，該溫度通過輻射測(cè)得。在地面上發(fā)動(dòng)機(jī)靜止期間的該溫度的隨時(shí)間依賴性變化可以被再現(xiàn)并能夠被模型化。
[0014]因此，通過了解發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)期間所測(cè)得的溫度，可以確定發(fā)動(dòng)機(jī)的停工時(shí)期，而不需要記錄發(fā)動(dòng)機(jī)的停止時(shí)間。因此避免了復(fù)雜的記錄操作。此外，發(fā)動(dòng)機(jī)在起動(dòng)時(shí)的熱狀態(tài)可以不需要使用質(zhì)量熱電偶型的溫度傳感器就能夠被確定。
[0015]更廣泛地說，本發(fā)明給出了這樣一種可能性:在起動(dòng)發(fā)動(dòng)機(jī)時(shí)確定空隙的估值，同時(shí)受益于在地面上發(fā)動(dòng)機(jī)靜止期間溫度的隨時(shí)間依賴性變化的再現(xiàn)性，而不需要記錄發(fā)動(dòng)機(jī)的停止時(shí)間或任何質(zhì)量熱電偶型的溫度傳感器。
[0016]另一方面，在一個(gè)實(shí)施方式中，溫度傳感器是這樣一種傳感器:其在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)之后通過抽吸而運(yùn)行，以測(cè)量飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的脈絡(luò)中的氣流的溫度。
[0017]因此，溫度傳感器可以設(shè)有若干功能。
[0018]根據(jù)一個(gè)實(shí)施方式，控制方法包括:
[0019]-根據(jù)所述溫度和在地面上飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)靜止期間溫度的隨時(shí)間依賴性變化的模型，確定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的停工時(shí)期的步驟；
[0020]-根據(jù)所確定的停工時(shí)期來確定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)熱狀態(tài)的步驟；以及
[0021]-根據(jù)確定的熱狀態(tài)來確定空隙的估值的步驟。
[0022]根據(jù)停工時(shí)期對(duì)飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)熱狀態(tài)的確定，以及根據(jù)確定的熱狀態(tài)對(duì)空隙的估值的確定是已知的且受控的操作。借助于根據(jù)所述溫度和在地面上飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)靜止期間溫度的隨時(shí)間的依賴性變化的模型從而確定飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的停工時(shí)期的步驟，能夠從這些已知的操作中受益。
[0023]相關(guān)地，本發(fā)明提出控制單元，其用于控制燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片尖端和環(huán)繞葉片的殼體的環(huán)形渦輪護(hù)罩之間的空隙，該控制單元包括尤其根據(jù)所述空隙的估值而對(duì)朝殼體引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制的模塊，特征在于其包括估算模塊，該估算模塊能夠在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)根據(jù)溫度傳感器所測(cè)得的溫度來確定所述空隙的估值，溫度傳感器包括設(shè)置在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間中的敏感元件。
[0024]本發(fā)明還提出飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括本發(fā)明的控制單元以及溫度傳感器，該溫度傳感器包括設(shè)置在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間中的敏感元件，所述溫度傳感器在飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)之后通過抽吸而運(yùn)行，以測(cè)量飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的脈絡(luò)中的氣流的溫度，控制單元的估算模塊能夠根據(jù)所述溫度傳感器測(cè)量的溫度來確定所述空隙的所述估值。
[0025]前面所討論的控制方法的優(yōu)點(diǎn)和特征也適用于本發(fā)明的控制單元和發(fā)動(dòng)機(jī)。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0026]通過以下參考附圖所進(jìn)行的描述，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)得以顯現(xiàn)，這些附圖闡釋了示例性實(shí)施方式，不具有任何限制性。在這些附圖中:
[0027]-圖1為根據(jù)本發(fā)明實(shí)施方式的燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的一部分的示意性的縱向截面圖；[0028]-圖2為圖1所示發(fā)動(dòng)機(jī)的放大圖，特別示出了發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪；
[0029]-圖3示出了圖1所示發(fā)動(dòng)機(jī)的溫度傳感器；
[0030]-圖4以功能模塊的方式示出了根據(jù)本發(fā)明實(shí)施方式的控制方法的某些步驟；以及
[0031]-圖5以功能模塊的方式示出了根據(jù)本發(fā)明另一實(shí)施方式的步驟。
【具體實(shí)施方式】
[0032]圖1概略地示出了特別適用于本發(fā)明的雙流雙體(Dual body)型渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)
10。當(dāng)然，本發(fā)明不限于該特定類型的燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)。
[0033]公知地，具有縱軸X-X的渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10特別包括風(fēng)扇12，該風(fēng)扇在主流14流路的脈絡(luò)中以及次級(jí)流16流路的脈絡(luò)中傳遞氣流，次級(jí)流16流路的脈絡(luò)與主流脈絡(luò)同軸。主流14流路的脈絡(luò)沿著與其相交的氣體流的方向，從上游到下游包括低壓縮機(jī)18，高壓壓縮機(jī)20，燃燒室22，高壓渦輪24及低壓渦輪26。
[0034]如圖2中更具體地顯示，渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的高壓渦輪24包括形成有盤28的轉(zhuǎn)子，在盤上安裝有多個(gè)移動(dòng)葉片30，這些葉片定位在主流14流路的脈絡(luò)中。轉(zhuǎn)子由渦輪殼體32環(huán)繞，渦輪殼體包括環(huán)形的渦輪護(hù)罩34，該渦輪護(hù)罩通過連接墊片37由外部渦輪殼體36所承載。
[0035]環(huán)形渦輪護(hù)罩34可以形成有多個(gè)相鄰的扇區(qū)或分段。在內(nèi)側(cè)，其具有耐磨材料層34a并環(huán)繞轉(zhuǎn)子的葉片30，同時(shí)提供空隙38給葉片的尖端30這。
[0036]根據(jù)本發(fā)明，提供了一個(gè)系統(tǒng)，該系統(tǒng)允許通過以受控的方式修改外部渦輪殼體36的內(nèi)部直徑，從而控制空隙38。為此，控制單元46根據(jù)空隙38的估值和設(shè)定的空隙來對(duì)朝外部渦輪殼體36引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制。舉例來說，控制單元46是渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10的全權(quán)數(shù)字式發(fā)動(dòng)機(jī)控制(或FADEC)系統(tǒng)。
[0037]為此，在闡釋的實(shí)施例中，控制殼體40圍繞外部殼體36定位。該控制殼體通過空氣管道42接收新鮮空氣，空氣管道42在其上游端通往高壓壓縮機(jī)20的某一級(jí)處的主流流路的脈絡(luò)(例如，通過本身公知，但是在圖中未示出的“勺狀物”)。在空氣管道中流通的新鮮空氣排放進(jìn)外部渦輪殼體36 (例如，通過對(duì)控制殼體40的壁進(jìn)行多處鉆孔)，對(duì)后者進(jìn)行冷卻，并由此降低其內(nèi)部直徑。如圖1所示，在空氣管道42中定位有閥44。該閥由控制單元46控制。
[0038]當(dāng)然，本發(fā)明不限于這種對(duì)殼體尺寸所進(jìn)行的特定類型的控制。因此，其它未示出的實(shí)施例包括在壓縮機(jī)的兩個(gè)不同級(jí)取得空氣，并對(duì)這些取樣空氣中的每一個(gè)的流量進(jìn)行調(diào)整，由此調(diào)整將被引導(dǎo)到外部渦輪殼體36上的混合物的溫度。
[0039]現(xiàn)在描述如何使用控制單元46來確定空隙38的估值(標(biāo)示為J)。
[0040]公知地，控制單元46從設(shè)置在渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10中的不同傳感器獲得測(cè)量信號(hào)，尤其是:
[0041]-外部溫度T12，以及
[0042]-由溫度傳感器I測(cè)量的溫度T495，溫度傳感器I用于在低壓渦輪26處測(cè)量主流14流路的脈絡(luò)中的溫度。
[0043]圖3概略地示出了能夠測(cè)量溫度T495的溫度傳感器I。溫度傳感器I包括位于自由空間3中的敏感元件2，在運(yùn)行過程中，自由空間3被由箭頭4所表示的氣流穿過。
[0044]這種傳感器的操作對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員而言是公知的，在此不在詳述。只要記得這種類型的傳感器通過抽吸來運(yùn)行就可以了，該抽吸由上游區(qū)域和下游區(qū)域之間的一定壓力差所產(chǎn)生。理想地，對(duì)于給定的壓力比，溫度傳感器I以音速(sonic)模式運(yùn)行，以確保在敏感端2處的恒定流量。因此，從地面上的空轉(zhuǎn)速度開始，溫度傳感器I的敏感元件2測(cè)量的溫度T495為氣流的溫度。
[0045]但是，對(duì)于比地面上或發(fā)動(dòng)機(jī)停工時(shí)的空轉(zhuǎn)速度較低的發(fā)動(dòng)機(jī)速度而言，沒有氣流穿過自由空間3。因此，在這種情況下，溫度傳感器I的敏感元件2測(cè)量的溫度T495是通過輻射所測(cè)得的環(huán)境溫度。
[0046]發(fā)明人注意到，在地面上發(fā)動(dòng)機(jī)停工期間溫度T495的時(shí)間依賴性變化時(shí)可再現(xiàn)的，并是確定性的。這種觀測(cè)用于在起動(dòng)渦輪噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)10時(shí)估算空隙38。
[0047]更具體地，發(fā)明人研究了以下等式AT (t):
【權(quán)利要求】
1.用于控制燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片(30)的尖端和環(huán)繞所述葉片的殼體(32)的環(huán)形渦輪護(hù)罩(34)之間的空隙(38)的方法，該方法包括尤其根據(jù)所述空隙(38)的估值(J)對(duì)朝所述殼體(32)引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制，特征在于所述空隙(38)的所述估值(J)在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)根據(jù)溫度傳感器(I)所測(cè)量的溫度(T495(t))來確定，所述溫度傳感器包括設(shè)置在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間(3)中的敏感元件(2 )。
2.如權(quán)利要求1所述的方法，其中所述溫度傳感器(I)在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)之后通過抽吸運(yùn)行，以測(cè)量在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的脈絡(luò)(14)中的氣流的溫度。
3.如權(quán)利要求1和2之一所述的方法，該方法包括: -根據(jù)所述溫度(T495(t))和在地面上所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)靜止期間所述溫度的隨時(shí)間的時(shí)間依賴性變化的模型，確定所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的停工時(shí)期(t)的步驟； -根據(jù)所確定的停工時(shí)期(t)來確定所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)熱狀態(tài)(TR(t))的步驟；以及 -根據(jù)所確定的熱狀態(tài)(TR(t))來確定所述空隙(38)的所述估值(J)的步驟。
4.控制單元(46)，其用于控制燃?xì)鉁u輪飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪轉(zhuǎn)子的葉片(30)的尖端和環(huán)繞所述葉片的殼體(32)的環(huán)形渦輪護(hù)罩(34)之間的空隙(38)，所述控制單元包括尤其根據(jù)所述空隙(38)的估值(J)而對(duì)朝所述殼體(32)引導(dǎo)的空氣的流量和/或溫度進(jìn)行控制的模塊，特征在于其包括估算模塊(5，8 ;9)，該估算模塊能夠在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)根據(jù)溫度傳感器(I)所測(cè)得的溫度(T495(t))來確定所述空隙(38)的所述估值(J)，所述溫度傳感器(I)包括設(shè)置在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間(3)中的敏感元件(2)。
5.飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)，其包括如權(quán)利要求4所述的控制單元(46)及溫度傳感器(I)，該溫度傳感器(I)包括設(shè)置在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的自由空間(3)中的敏感元件(2)，所述溫度傳感器在所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)時(shí)通過抽吸而運(yùn)行，以測(cè)量所述飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)的脈絡(luò)(14)中的氣流的溫度，所述控制單元(46)的所述估算模塊(5，8 ；9)能夠根據(jù)所述溫度傳感器(I)測(cè)量的溫度(T495(t))來確定所述空隙(38)的所述估值(J)。
【文檔編號(hào)】F01D11/24GK103429851SQ201280007797
【公開日】2013年12月4日 申請(qǐng)日期:2012年2月2日 優(yōu)先權(quán)日:2011年2月11日
【發(fā)明者】克里斯托弗·扎維洛特, 達(dá)米恩·博納奧, 布魯諾·羅伯特·加林, 阿莫瑞·奧利維爾 申請(qǐng)人:斯奈克瑪