BR102016030063A2

BR102016030063A2 - GAS TURBINE MOTOR AND STOLEN MARGIN MODULATION CONTROL SYSTEM

Info

Publication number: BR102016030063A2
Authority: BR
Publication date: 2017-08-01

Description

11 MOTOR DE TURBINA A GÁS E SISTEMA DE CONTROLE DE MODULAÇÃO DE MARGEM DE ESTOL” Declaração Relacionada à Pesquisa e Desenvolvimento Patrocinados a Nível Federal [001] Esta invenção foi feita com suporte do Governo sob número de contrato DTWAFA-10-C-00046 outorgado pela Administração Federal de Aviação. O governo dos E.U.A. pode deter certos direitos nesta invenção.11 GAS TURBINE MOTOR AND STOOL MARGIN MODULATION CONTROL SYSTEM ”Federally Sponsored Research and Development Statement [001] This invention was supported by Government under contract number DTWAFA-10-C-00046 by the Federal Aviation Administration. The U.S. government may hold certain rights in this invention.

Antecedentes [002] O campo da revelação refere-se, em geral, a motores de turbina a gás e, mais particularmente, a um método e sistema para modificar uma margem de estol de compressor com base em integridade de motor.Background The disclosure field generally relates to gas turbine engines and, more particularly, to a method and system for modifying a compressor integrity-based stall stall.

[003] Em pelo menos alguns sistemas de motor conhecidos, compressores são determinados e operados para evitar estol de compressor, mesmo que em condições "mais pessimistas”. Transições de operação de motor e deterioração de motor em potencial são condições operacionais "incorporadas”, mesmo que para motores novos, o que aumenta o que se conhece por "margem de estol”, ou uma margem de operabilidade para evitar estol de compressor. No entanto, operar sob uma grande margem de estol leva a desempenho de motor reduzido, porém, segurança e estabilidade são necessariamente priorizadas em relação ao desempenho. Além disso, uma margem de operabilidade de compressor real pode ser diferente de uma operação projetada ou esperada do motor devido à imprecisão em suposições de projeto e/ou em variações de condições operacionais e/ou tolerâncias de fabricação. Por esse motivo, seria benéfico ter um sistema que tenha capacidade para modificar a margem de estol, e condições operacionais correspondentes, de acordo com um estado real do motor de modo a aperfeiçoar o desempenho sem sacrificar a estabilidade e/ou de modo a aperfeiçoar a estabilidade ou o tempo na asa de componente sem sacrificar o desempenho.In at least some known engine systems, compressors are designed and operated to avoid compressor stall, even under “more pessimistic” conditions. Engine operating transitions and potential engine deterioration are “built-in” operating conditions, same as for new engines, which increases what is known as a "stall margin", or an operating margin to avoid compressor stall. However, operating under a large stall margin leads to reduced engine performance, however, safety and stability are necessarily prioritized over performance, and an actual compressor operating margin may differ from engine designed or expected operation due to inaccuracy in design assumptions and / or variations in operating conditions and / or Therefore, it would be beneficial to have a system that has the ability to modify the stall margin, and corresponding operating ripples, according to an actual engine state in order to improve performance without sacrificing stability and / or in order to improve stability or time on the component wing without sacrificing performance.

Breve Descrição [004] Em um aspecto, um método para modular uma margem de estol de compressor de um compressor com base em uma integridade de um motor de turbina a gás que inclui o compressor é fornecido. O método inclui determinar a margem de estol do compressor, e operar o motor de turbina a gás com o uso da margem de estol determinada. O método inclui adicionalmente avaliar uma integridade do compressor, e modificar a margem de estol com base na integridade avaliada do compressor.Brief Description [004] In one aspect, a method for modulating a compressor stall margin of a compressor based on the integrity of a gas turbine engine including the compressor is provided. The method includes determining the compressor stall range, and operating the gas turbine engine using the determined stall range. The method further includes evaluating a compressor integrity, and modifying the stall margin based on the evaluated compressor integrity.

[005] Em outro aspecto, um motor de turbina a gás é fornecido, que inclui um núcleo de motor que inclui um compressor de múltiplos estágios, e um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) em comunicação com o núcleo de motor. O sistema de controle de SMM inclui um processador em comunicação com uma memória. O processador é programado para determinar a margem de estol do compressor e operar o compressor sob a margem de estol. O processador é programado adicionalmente para avaliar uma integridade do compressor e modificar a margem de estol com base na integridade avaliada do compressor.In another aspect, a gas turbine engine is provided, which includes a motor core that includes a multistage compressor, and a stall margin modulation (SMM) control system in communication with the motor. The SMM control system includes a processor communicating with a memory. The processor is programmed to determine the compressor stall range and operate the compressor under the stall range. The processor is further programmed to evaluate compressor integrity and modify the stall margin based on the evaluated compressor integrity.

[006] Ainda em outro aspecto, um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) em comunicação com um motor de turbina a gás que inclui um compressor é fornecido. O sistema de controle de SMM inclui um processador em comunicação com uma memória. O processador é programado para determinar a margem de estol do compressor, e operar o compressor sob a margem de estol. O processador é programado adicionalmente para avaliar uma integridade do compressor e modificar a margem de estol com base na integridade avaliada do compressor.In yet another aspect, a stall margin modulation (SMM) control system in communication with a gas turbine engine that includes a compressor is provided. The SMM control system includes a processor communicating with a memory. The processor is programmed to determine the compressor stall range and operate the compressor under the stall range. The processor is further programmed to evaluate compressor integrity and modify the stall margin based on the evaluated compressor integrity.

Figuras [007] Esses e outros recursos, aspectos e vantagens da presente revelação serão mais bem entendidos quando a descrição detalhada a seguir for lida em referência aos desenhos anexos nos quais caracteres semelhantes representam partes semelhantes por todos os desenhos, em que: A Figura 1 é uma ilustração esquemática de um motor de turbina a gás exemplificativo que inclui um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM), de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação; A Figura 2 é uma plotagem que ilustra uma pilha de margem de estol não modulada; A Figura 3 é uma plotagem que ilustra uma relação simplificada entre a margem de estol e as condições operacionais no motor de turbina a gás mostrado na Figura 1; A Figura 4 é uma ilustração esquemática de um sistema de controle de SMM exemplificativo mostrado na Figura 1; e A Figura 5 é um diagrama esquemático que ilustra controle de geometrias variáveis disponíveis pelo sistema de controle de SMM mostrado nas Figuras 1 e 4.These and other features, aspects and advantages of the present disclosure will be better understood when the following detailed description is read with reference to the accompanying drawings in which similar characters represent similar parts throughout the drawings, in which: Figure 1 is a schematic illustration of an exemplary gas turbine engine including a stall margin modulation (SMM) control system in accordance with an exemplary embodiment of the present disclosure; Figure 2 is a plot illustrating an unmodulated stall margin stack; Figure 3 is a plot illustrating a simplified relationship between the stall margin and operating conditions in the gas turbine engine shown in Figure 1; Figure 4 is a schematic illustration of an exemplary SMM control system shown in Figure 1; and Figure 5 is a schematic diagram illustrating control of variable geometries available by the SMM control system shown in Figures 1 and 4.

[008] A menos que indicado de outra forma, as Figuras fornecidas no presente documento são destinadas a ilustrar os recursos das realizações desta revelação. Acredita-se que esses recursos sejam aplicáveis a uma ampla variedade de sistemas que compreende uma ou mais realizações dessa revelação. Como tal, as Figuras não são destinadas a incluir todos os recursos convencionais conhecidos pelas pessoas versadas na técnica a serem exigidos para a prática das realizações reveladas no presente documento.Unless otherwise indicated, the Figures provided herein are intended to illustrate features of the embodiments of this disclosure. These features are believed to be applicable to a wide variety of systems comprising one or more embodiments of this disclosure. As such, the Figures are not intended to include all conventional features known to those skilled in the art to be required to practice the embodiments disclosed herein.

Descrição Detalhada [009] No relatório descritivo e nas reivindicações a seguir, será feita referência a inúmeros termos, que serão definidos com os significados a seguir.Detailed Description In the following descriptive report and claims, reference will be made to numerous terms, which will be defined with the following meanings.

[010] As formas singulares "um”, "uma”, "o” e "a” incluem referências plurais, a menos que o contexto determine claramente o contrário.[010] The singular forms "one", "one", "o" and "a" include plural references, unless the context clearly states otherwise.

[011] "Opcional” ou "opcionalmente” significam que o evento ou a circunstância descritos subsequentemente podem ou não ocorrer, e que a descrição inclui exemplos em que o evento ocorre e exemplos em que o evento não ocorre."Optional" or "optionally" means that the event or circumstance described subsequently may or may not occur, and that the description includes examples where the event occurs and examples where the event does not occur.

[012] A linguagem aproximada, conforme usada no presente documento ao longo do relatório descritivo e das reivindicações, pode ser usada para modificar qualquer representação quantitativa que pode variar de forma permissível sem resultar em uma mudança na função básica a qual é relacionada. Consequentemente, um valor modificado por um termo ou termos, tais como "cerca de”, "aproximadamente" e "substancialmente", não se limitam ao valor preciso especificado. Em pelo menos alguns casos, a linguagem de aproximação pode corresponderá precisão de um instrumento para medição do valor. No presente contexto e ao longo do relatório descritivo e das reivindicações, as limitações de faixa podem ser combinadas e/ou alternadas; tais faixas são identificadas e incluem todas as subfaixas contidas nas mesmas, a menos que o contexto ou a linguagem indiquem o contrário.[012] The approximate language as used throughout the specification and claims may be used to modify any quantitative representation that may permissibly vary without resulting in a change in the basic function to which it is related. Accordingly, a value modified by a term or terms, such as "about", "approximately" and "substantially", is not limited to the specified precise value.In at least some cases, the approximation language may correspond to the accuracy of an instrument. In the present context and throughout the specification and claims, the range limitations may be combined and / or alternate, such ranges are identified and include all sub-ranges contained therein, unless the context or language indicate otherwise.

[013] Realizações dos sistemas de controle de modulação de margem de estol (SMM) descritas no presente documento fornecem um método para modular margem de estol como uma função de integridade de motor. Mais especificamente, os sistemas de controle de SMM ajudam a reduzir margem de estol e aperfeiçoar desempenho de motor em motores mais novos, avaliar integridade de motor durante a operação e aumentar margem de estol conforme a integridade de motor se deteriora. Consequentemente, motores mais novos e menores com funções de fluxo de turbina reduzida podem ser projetados para operar com margens de estol inicialmente menores, o que diminui consumo de combustível específico. Conforme o motor se deteriora, o sistema de controle de SMM ativa geometrias variáveis do sistema de motor (por exemplo, válvula de sangria de turbina, controle de turbina modulado, etc.) para aumentar de modo operacional de estol.[013] Achievements of the Stall Margin Modulation (SMM) control systems described herein provide a method for modulating Stall Margin as a function of motor integrity. More specifically, SMM control systems help reduce stall margins and improve engine performance on newer engines, assess engine integrity during operation, and increase stall margin as engine integrity deteriorates. Consequently, newer and smaller engines with reduced turbine flow functions can be designed to operate at initially lower stall margins, which reduces specific fuel consumption. As the engine deteriorates, the SMM control system activates variable engine system geometries (eg, turbine bleed valve, modulated turbine control, etc.) to increase stall stall.

[014] A Figura 1 é uma vista em corte transversal esquemática de um motor de turbina a gás 100 de acordo com uma realização exemplificativa da presente revelação. Na realização exemplificativa, motor de turbina a gás 100 é incorporado em um motor a jato turbofan de alto desvio. Conforme mostrado na Figura 1, o motor turbofan 100 define uma direção axial A (que se estende paralela a uma linha central longitudinal 112 fornecida para referência) e uma direção radial R. Em geral, o motor turbofan 100 inclui um conjunto de ventilador 114 e um núcleo de motor 116 disposto a jusante do conjunto de ventilador 114.Figure 1 is a schematic cross-sectional view of a gas turbine engine 100 according to an exemplary embodiment of the present disclosure. In the exemplary embodiment, gas turbine engine 100 is incorporated into a high bypass turbofan jet engine. As shown in Figure 1, the turbofan engine 100 defines an axial direction A (extending parallel to a longitudinal centerline 112 provided for reference) and a radial direction R. In general, the turbofan engine 100 includes a fan assembly 114 and a motor core 116 disposed downstream of the fan assembly 114.

[015] Na realização exemplificativa, o núcleo de motor 116 inclui um invólucro externo aproximadamente tubular 118 que define uma entrada anular 120. O invólucro externo 118 envolve, em relação de fluxo serial, uma seção de compressor que inclui um intensificador ou compressor de baixa pressão (LP) 122 e um compressor de alta pressão (HP) 124; uma seção de combustão 126; uma seção de turbina que inclui uma turbina de alta pressão (HP) 128 e uma turbina de baixa pressão (LP) 130; e uma seção de bocal de escape a jato 132. Uma haste ou bobina de alta pressão (HP) 134 conecta de forma acionável a turbina de HP 128 ao compressor de HP 124. Uma haste ou bobina de baixa pressão (LP) 136 conecta de forma acionável a turbina de LP 130 ao compressor de LP 122. A seção de compressor, seção de combustão 126, seção de turbina e seção de bocal 132 definem, em conjunto, uma passagem de fluxo de ar de núcleo 137.[015] In the exemplary embodiment, motor core 116 includes an approximately tubular outer casing 118 that defines an annular inlet 120. Outer casing 118 surrounds, in serial flow relationship, a compressor section that includes an intensifier or low compressor pressure (LP) 122 and a high pressure compressor (HP) 124; a combustion section 126; a turbine section including a high pressure (HP) 128 turbine and a low pressure (LP) 130 turbine; and a jet exhaust nozzle section 132. A high pressure (HP) rod or coil 134 connects the HP 128 turbine to the HP 124 compressor. A low pressure (LP) rod or coil 136 connects form the turbine from LP 130 to the LP 122 compressor. The compressor section, combustion section 126, turbine section and nozzle section 132 together define a core air flow passage 137.

[016] Durante a operação do motor turbofan 100, um volume de ar 158 entra no motor turbofan 100 através de uma entrada associada 160 de um conjunto de ventilador 114, que inclui ventilador 138. Conforme volume de ar 158 passa por uma pluralidade de pás de ventilador 140 de ventilador 138, uma primeira porção 162 de volume de ar 158 é direcionada ou encaminhada em uma passagem de fluxo de ar de desvio 156 (entre núcleo de motor 116 e uma nacela anular 150) e uma segunda porção 164 de volume de ar 158 é direcionada ou encaminhada em passagem de fluxo de ar de núcleo 137, ou mais especificamente em compressor de LP 122. Uma relação entre primeira porção 162 e segunda porção 164 é denominada, normalmente, uma relação de desvio. A pressão da segunda porção 164 é, então, aumentada conforme a mesma é encaminhada através de compressor de alta pressão (HP) 124, a partir de uma entrada 123 até uma saída 125 do mesmo, e para dentro da seção de combustão 126, onde é misturada com combustível e queimada para fornecer gases de combustão 166. Em motor turbofan 100, de acordo com padrões da indústria, um plano de saída da seção de combustão 126 e um plano de entrada da turbina de HP 128 é conhecido como "estação 4” ou "plano 4”, uma área da mesma, ortogonal à linha central 112, é conhecida como "A4". Um fluxo de gases de combustão 166 através da área A4 é denominado no presente documento como "função de fluxo de turbina de HP 128". Em uma realização, motor turbofan 100 inclui uma área reduzida A4, que consequentemente reduz a função de fluxo de turbina de HP 128 e aperfeiçoa a eficiência e desempenho de núcleo de motor 116.During operation of the turbofan engine 100, an air volume 158 enters the turbofan engine 100 through an associated inlet 160 of a fan assembly 114 including fan 138. As air volume 158 passes through a plurality of blades fan 140, a first air volume portion 162 is directed or routed in a bypass air flow passage 156 (between motor core 116 and an annular nacelle 150) and a second air volume portion 164. air 158 is directed or routed in core air flow passage 137, or more specifically in LP compressor 122. A relationship between first portion 162 and second portion 164 is commonly referred to as a bypass ratio. The pressure of the second portion 164 is then increased as it is routed through a high pressure compressor (HP) 124 from an inlet 123 to an outlet 125 thereof and into the combustion section 126 where it is mixed with fuel and burned to provide flue gas 166. In turbofan engine 100, according to industry standards, a combustion section exit plane 126 and an HP 128 turbine entry plane is known as "station 4". ”Or" plane 4 ", an area thereof, orthogonal to the centerline 112, is known as" A4 ". A flue gas flow 166 through area A4 is referred to herein as the "HP 128 turbine flow function". In one embodiment, turbofan engine 100 includes a reduced area A4, which consequently reduces the HP 128 turbine flow function and improves engine core efficiency and performance 116.

[017] Gases de combustão 166 são encaminhados através de turbina de HP 128 onde uma porção de energia térmica e/ou cinética de gases de combustão 166 é extraída por meio de estágios sequenciais de aletas de estator de turbina de HP 168, que são acoplados ao invólucro externo 118, e de pás de rotor de turbina de HP 170 que são acopladas à haste ou bobina de HP 134, fazendo, assim, com que a haste ou bobina de HP 134 gire, então, acionando uma rotação de compressor de HP 124. Gases de combustão 166 são, então, encaminhados através de turbina de LP 130, onde uma segunda porção de energia térmica e cinética é extraída de gases de combustão 166 por meio de estágios sequenciais de aletas de estator de turbina de LP 172 que são acoplados ao invólucro externo 118, e de pás de rotor de turbina de LP 174 que são acopladas à haste ou bobina de LP 136, o que aciona uma rotação de haste ou bobina de LP 136 e compressor de LP 122 e/ou rotação de ventilador 138.Combustion gases 166 are routed through an HP 128 turbine where a portion of flue gas thermal and / or kinetic energy 166 is extracted via sequential stages of HP 168 turbine stator vanes which are coupled. to the outer casing 118, and HP 170 turbine rotor blades that are coupled to the HP 134 rod or coil, thereby causing the HP 134 rod or coil to rotate, thereby triggering an HP compressor rotation 124. Combustion gases 166 are then routed through LP 130 turbine, where a second portion of thermal and kinetic energy is extracted from combustion gases 166 by sequential stages of LP 172 turbine stator vanes which are coupled to the outer casing 118, and LP 174 turbine rotor blades which are coupled to the LP 136 shank or spool, which drives a LP 136 shank or spool rotation and LP 122 compressor and / or fan rotation 138 .

[018] Os gases de combustão 166 são, então, encaminhados, subsequentemente, através de seção de bocal de escape a jato 132 do núcleo de motor 116 para fornecer impulso propulsor. Simultaneamente, a pressão de primeira porção 162 é substancialmente aumentada conforme a primeira porção 162 é encaminhada através de passagem de fluxo de arde desvio 156 antes de ser exaurida de uma seção de bocal de escape de ventilador 176 de motor turbofan 100, o que também fornece impulso propulsor. Turbina de HP 128, turbina de LP 130 e seção de bocal de escape de jato 132 definem, pelo menos parcialmente, uma passagem de gás quente 178 para encaminhar os gases de combustão 166 através de núcleo de motor 116.The combustion gases 166 are then subsequently routed through jet exhaust section 132 of the engine core 116 to provide propulsive thrust. At the same time, the first portion pressure 162 is substantially increased as the first portion 162 is routed through bypass airflow passage 156 before being exhausted from a turbofan engine fan exhaust nozzle section 100, which also provides thrust drive. HP 128 turbine, LP 130 turbine and jet exhaust nozzle section 132 at least partially define a hot gas passage 178 to route combustion gases 166 through engine core 116.

[019] Na realização ilustrada, motor turbofan 100 inclui adicionalmente um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) 180, conforme descrito em mais detalhes no presente documento. Motor turbofan 100 é ilustrado na Figura 1 apenas a título de exemplo, e em outras realizações exemplificativas, motor turbofan 100 pode ter qualquer outra configuração adequada, que inclui, por exemplo, um motor turboélice.In the illustrated embodiment, turbofan engine 100 further includes a stall margin modulation (SMM) 180 control system, as described in more detail herein. Turbofan engine 100 is illustrated in Figure 1 by way of example only, and in other exemplary embodiments, turbofan engine 100 may have any other suitable configuration including, for example, a turboprop engine.

[020] A Figura 2 é uma plotagem 200 que ilustra uma pilha de margem de estol não modulada 202, e a Figura 3 é uma plotagem 300 que ilustra uma relação simplificada entre margem de estol e condições operacionais. Mais particularmente, em referência contínua tanto à Figura 2 e quanto a Figura 3, plotagem 200 ilustra as várias considerações que ditam uma margem de estol 204,304 com base em fluxo de combustível (ou potência) para motor 100, desde inatividade (baixa potência ou fluxo) até decolagem (alta potência ou fluxo). A margem de estol 204, 304 indica o limite necessário entre condições operacionais 208 e 308, respectivamente, de um motor 100 e condições de estol 306 daquele motor 100. Pilha de margem de estol não modulada 202 é implantada para um motor exclusivo não importando a idade, integridade real ou nível de deterioração real de motor 100. Em plotagem 200, área 210 representa a porção de pilha de margem de estol 202 atribuível aos interesses de deterioração de motor, tipicamente a cerca de uma margem de estol de 6% alocada especificamente para interesses de deterioração. Para motores novos 100, no entanto, um nível de deterioração real é pequeno ou não existente. Consequentemente, área 210 é uma estimativa bastante conservadora, especialmente para motores mais novos 100. Conforme condições operacionais 208, 308, ou uma "linha operacional” de um motor são projetadas para operar abaixo de um pico ou máximo pela margem de estol 204, 304, estimativas excessivamente conservadoras reduzem desempenho de motor.Figure 2 is a plot 200 illustrating an unmodulated stall margin stack 202, and Figure 3 is a plot 300 illustrating a simplified relationship between stall margin and operating conditions. More particularly, in continuous reference to both Figure 2 and Figure 3, plot 200 illustrates the various considerations that dictate a fuel flow (or horsepower) stall margin 204,304 for engine 100, from downtime (low horsepower or flow). ) until takeoff (high power or flow). The stall margin 204, 304 indicates the required limit between operating conditions 208 and 308, respectively, of a motor 100 and stall conditions 306 of that motor 100. Unmodulated stall margin stack 202 is deployed to an exclusive motor regardless of the actual engine age, actual integrity, or level of engine deterioration 100. In plot 200, area 210 represents the stall margin stack portion 202 attributable to engine spoilage interests, typically at about a specifically allocated 6% stall margin. for deteriorating interests. For new 100 engines, however, a real level of deterioration is small or nonexistent. Accordingly, area 210 is a very conservative estimate, especially for newer engines 100. According to operating conditions 208, 308, or an engine "operating line" are designed to operate below a peak or maximum by the stall margin 204, 304 Excessively conservative estimates reduce engine performance.

[021] Um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) 180, conforme descrito em relação às Figuras 4 e 5, pode ser configurado para encolher ou estreitar área 210 (por exemplo, em cerca de 3%, uma redução de aproximadamente 3 pontos) para motores 100 com função de fluxo de turbina de HP 128 menor que determina uma integridade de motor real. Em outras palavras, medir e/ou estimar um nível real de deterioração de motor 100 com o uso de sistema de controle de SMM 180 ajuda a implantar uma margem de estol 304 menos conservadora em motores novos mais eficientes 100 (e/ou em motores 100 existentes) e lentamente variar ou aumentar a margem de estol em relação à margem de estol 204 conforme o motor 100 realmente se deteriora. Consequentemente, desempenho de motor 100 pode ser aperfeiçoado. Em particular, reduzir margem de estol 204 em cerca de 1 ponto resulta em uma redução em consumo de combustível específico (SFC) de cerca de 0,16%. Portanto, mesmo reduzir à metade a área 210, ou reduzir a margem de estol 204 em 3 pontos, SFC pode ser reduzido em cerca de 0,5%. Em outra realização, o sistema de controle de SMM 180 pode ser implantado, conforme descrito, para modular margem de estol 204 para motores 100 existentes. Por exemplo, em uma realização, margem de estol 204 total é insuficiente para fornecer uma margem de operabilidade desejada para um tempo na asa de componente exigido ou aumentado para um motor 100 exclusivo. Em tais casos, sistema de controle de SMM 180 pode ser usado para diminuir condições operacionais 208, 308 e, por esse motivo, aumentar margem de estol 204 sempre que margem de estol avaliada ou detectada é insuficiente para operação segura de motor 100.A Stall Margin Modulation (SMM) 180 control system, as described with respect to Figures 4 and 5, can be configured to shrink or narrow area 210 (e.g., by about 3%, a reduction in approximately 3 points) for engines 100 with a lower HP 128 turbine flow function that determines actual engine integrity. In other words, measuring and / or estimating an actual engine deterioration level 100 using the SMM 180 control system helps to deploy a less conservative stall margin 304 on more efficient new engines 100 (and / or 100 engines). slowly vary or increase the stall margin relative to stall margin 204 as motor 100 actually deteriorates. Consequently, engine performance 100 can be optimized. In particular, reducing stall margin 204 by about 1 point results in a reduction in specific fuel consumption (SFC) of about 0.16%. Therefore, even halving area 210, or reducing stall margin 204 by 3 points, SFC can be reduced by about 0.5%. In another embodiment, the SMM 180 control system may be deployed as described to modulate stall margin 204 for existing engines 100. For example, in one embodiment, total stall margin 204 is insufficient to provide a desired operability margin for a required or increased component wing time for an exclusive engine 100. In such cases, SMM 180 control system may be used to decrease operating conditions 208, 308 and therefore increase stall margin 204 whenever assessed or detected stall margin is insufficient for safe engine operation 100.

[022] A Figura 4 é uma ilustração esquemática de um sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) exemplificativo (mostrado na Figura 1). Em uma realização, sistema de controle de SMM 180 inclui ou é integrado a um sistema de controle eletrônico do motor (FADEC) de uma aeronave que inclui motor turbofan 100 (mostrado na Figura 1). Sistema de controle de SMM 180 é configurado para monitorar condições operacionais 308 (mostrado na Figura 3) de motor 100 para determinar margem de estol 304 (também mostrado na Figura 3) do mesmo. Em uma realização, conforme a função de fluxo de turbina de HP (mostrado na Figura 1) contribui para uma margem de estol de motor 100, para um motor 100 novo que inclui área reduzida A4, margem de estol 304 é inicialmente reduzida a um mínimo relativo, conforme descrito adicionalmente no presente documento. O sistema de controle de SMM 180 é configurado para monitorar uma integridade de motor 100 (por exemplo, de compressor de HP 124, mostrado na Figura 1) enquanto opera o motor 100 sob margem de estol 304. Conforme a integridade de motor 100 se deteriora, por exemplo, devido à deterioração, pó e/ou desgaste, sistema de controle de SMM 180 é configurado para diminuir margem de estol 304 de motor 100. Na realização exemplificativa, o sistema de controle de SMM 180 é configurado para usar geometrias variáveis disponíveis, conforme descrito adicionalmente no presente documento, a condições operacionais 308 mais baixas de motor 100 para, desse modo, aumentar a margem de estol 304.Figure 4 is a schematic illustration of an exemplary stall margin modulation (SMM) control system (shown in Figure 1). In one embodiment, the SMM 180 control system includes or is integrated with an electronic engine control system (FADEC) of an aircraft including turbofan engine 100 (shown in Figure 1). SMM Control System 180 is configured to monitor motor operating conditions 308 (shown in Figure 3) to determine stall margin 304 (also shown in Figure 3) thereof. In one embodiment, as the HP turbine flow function (shown in Figure 1) contributes to a motor stall 100, for a new motor 100 that includes reduced area A4, stall 304 is initially reduced to a minimum. as described further in this document. The SMM 180 control system is configured to monitor a motor integrity 100 (e.g., HP 124 compressor, shown in Figure 1) while operating motor 100 under stall 304. As motor integrity 100 deteriorates , for example, due to deterioration, dust and / or wear, the SMM 180 control system is configured to decrease engine stall 304 margin 100. In the exemplary embodiment, the SMM 180 control system is configured to use available variable geometries. as further described herein, at lower engine operating conditions 308 to thereby increase the stall margin 304.

[023] Na realização ilustrada, sistema de controle de SMM 180 inclui um processador 402 e uma memória 404, e está em comunicação com pelo menos um sensor de motor 406 e fonte (ou fontes) de parâmetros de aeronave 410, tais como dados de fase de voo, altitude, número de Mach e/ou dados de sangria. Em uma realização exclusiva, sensor 406 inclui um sensor de gerenciamento de estabilidade de compressor ativo (CASM) 406 configurado para monitorar uma integridade de compressor de HP 124. Em uma realização alternativa, o sensor 406 inclui sensores de temperatura e pressão em entrada 123 e saída 125 (ambas mostradas na Figura 1) de compressor de HP 124. Ainda em outra realização, sensores 406 são posicionados ao longo do motor 100, por exemplo, dentro e/ou adjacente a um dentre ventilador 138, compressor de HP 124, turbina de HP 128, turbina de LP 130 e/ou qualquer outro componente de motor 100. Sistema de controle de SMM 180 inclui adicionalmente uma interface de comunicação 408, de modo que o sistema de controle de SMM 180 tenha capacidade para se comunicar com um dispositivo remoto, tais como sensor 406 e um ou mais sistemas de controle de aeronave ou outras fontes de parâmetros de aeronave 410. A interface de comunicação 408 pode incluir, por exemplo, um adaptador de rede sem ou com fio ou um transmissor de dados sem fio para uso com uma rede. Por exemplo, a interface de comunicação 408 pode estar em comunicação com ou sem fio com um sistema de controle de aeronave ou outra fonte (ou fontes) de parâmetros de aeronave 410, e pode receber sinais (por exemplo, solicitações, instruções, valores) dos mesmos.In the illustrated embodiment, SMM control system 180 includes a processor 402 and memory 404, and is in communication with at least one engine sensor 406 and aircraft parameter source (s) 410, such as data from flight phase, altitude, Mach number and / or bleed data. In a unique embodiment, sensor 406 includes an active compressor stability management (CASM) sensor 406 configured to monitor an HP 124 compressor integrity. In an alternate embodiment, sensor 406 includes inlet temperature and pressure sensors 123 and HP 124 compressor output 125 (both shown in Figure 1). In yet another embodiment, sensors 406 are positioned along motor 100, for example, within and / or adjacent to one of fan 138, HP 124 compressor, turbine 128 HP, LP 130 turbine and / or any other 100 engine component. SMM 180 control system additionally includes a 408 communication interface, so that the SMM 180 control system is capable of communicating with a device. such as sensor 406 and one or more aircraft control systems or other aircraft parameter sources 410. Communication interface 408 may include, for example, a power adapter. wireless or wired network or a wireless data transmitter for use with a network. For example, communication interface 408 may be in wired or wireless communication with an aircraft control system or other source (or sources) of aircraft parameter 410, and may receive signals (eg, requests, instructions, values). of the same.

[024] O processador 402 é configurado para executar instruções legíveis por computador (armazenadas, por exemplo, em memória 404) para implantar um módulo de avaliação de integridade de motor 412. O módulo de avaliação de integridade de motor 412 é configurado para processar dados de sensor a partir de sensor (ou sensores) 406 e/ou parâmetros de aeronave a partir de fonte (ou fontes) 410 para estimar a integridade de compressor de HP 124 ao longo da vida útil do mesmo. Deve ser entendido que o módulo de avaliação de integridade de motor 412 pode ser configurado para monitorar a integridade de outro componente (ou componentes) de motor 100 da mesma forma. Em uma realização, módulo de avaliação de integridade de motor 412 inclui um modelo de integridade 414, que inclui, ou de alguma maneira está, em comunicação com um filtro de acompanhamento 415. O modelo de integridade 414 molda condições de motor esperadas e parâmetros de aeronave de acordo com fase de voo, idade de motor, tempo na asa de componente e/ou outros parâmetros. O filtro de acompanhamento 415, posto amplamente, é um algoritmo de estimativa de parâmetro usado para sintonizar ou calibrar modelo de integridade 414 de acordo com características de motor reais, conforme uso determinado de dados de sensor a partir de sensor (ou sensores) 406 e/ou parâmetros de aeronave a partir de fonte (ou fontes) 410. Em outras palavras, o filtro de acompanhamento 415 identifica discrepâncias entre modelo de integridade 414 e condições de motor reais e, consequentemente, sintoniza modelo de integridade 414. O módulo de avaliação de integridade de motor 412 é configurado para monitorar essas discrepâncias como uma estimativa da integridade de compressor de HP 124.[024] Processor 402 is configured to execute computer readable instructions (stored, for example, in 404 memory) to deploy a 412 motor health assessment module. The 412 motor health assessment module is configured to process data from sensor (s) 406 and / or aircraft parameters from source (s) 410 to estimate HP 124 compressor integrity over its life. It should be understood that motor integrity assessment module 412 may be configured to monitor the integrity of other motor component (s) 100 in the same manner. In one embodiment, motor integrity assessment module 412 includes an integrity model 414, which includes, or is in some way in communication with an accompanying filter 415. Integrity model 414 shapes expected motor conditions and parameters of aircraft according to flight phase, engine age, component wing time and / or other parameters. The broadly set tracking filter 415 is a parameter estimation algorithm used to tune or calibrate integrity model 414 to actual engine characteristics, as determined use of sensor data from sensor (or sensors) 406 and / or aircraft parameters from source (or sources) 410. In other words, the tracking filter 415 identifies discrepancies between integrity model 414 and actual engine conditions and consequently tunes integrity model 414. The evaluation module 412 engine health is configured to monitor these discrepancies as an estimate of the HP 124 compressor integrity.

[025] O processador 402 inclui adicionalmente um módulo de controle 418 configurado para usar saídas a partir de módulo de avaliação de integridade de motor 412 para gerar comandos de atuador modificados 420. Adicionalmente, saída a partir de módulo de avaliação de integridade de motor 412 pode ser armazenada em módulo de aprendizagem 416 e/ou retirada a partir do mesmo por motivo de calibração (por exemplo, calibração de modelo de integridade 414 e/ou de outros sistemas de aeronave, não mostrados na Figura 4). O módulo de controle 418 (e/ou qualquer outro componente de processador 402 e/ou sistema de controle de SMM 180) é configurado adicionalmente para usar comandos de atuador modificados 420 para controlar componentes de motor 100 para modular uma margem de estol do mesmo (por exemplo, margem de estol 204 e/ou 304, mostrada nas Figuras 2 e 3). Em particular, comandos de atuador modificados 420 incluem controles para componentes de fluxo de combustível e/ou qualquer geometria variável disponível em motor 100 para variar condições operacionais 308 de motor 100, conforme descrito adicionalmente no presente documento. Por exemplo, quando o módulo de avaliação de integridade de motor 412 determina que a integridade de compressor de HP 124 deteriorou além de um nível limite, módulo de controle 418 pode gerar e usar comandos de atuador 420 para abaixar condições operacionais 308 para aumentar margem de estol 304 a um nível adequado. Como outro exemplo, o módulo de controle 418 pode modificar comandos de fluxo de combustível 420 para compensar qualquer perda em características de aceleração de motor 100, conforme indicado de acordo com fontes de parâmetros de aeronave 410, devido a alterações em geometrias variáveis.[025] Processor 402 additionally includes a control module 418 configured to use outputs from motor integrity rating module 412 to generate modified actuator commands 420. Additionally, output from motor integrity rating module 412 may be stored in learning module 416 and / or withdrawn from it for calibration purposes (for example, integrity model 414 calibration and / or other aircraft systems not shown in Figure 4). Control module 418 (and / or any other processor component 402 and / or SMM 180 control system) is additionally configured to use modified actuator commands 420 to control motor components 100 to modulate a stall margin thereof ( for example, stall margin 204 and / or 304, shown in Figures 2 and 3). In particular, modified actuator commands 420 include controls for fuel flow components and / or any variable geometry available on engine 100 to vary engine 100 operating conditions 308, as further described herein. For example, when motor integrity rating module 412 determines that the HP 124 compressor integrity has deteriorated beyond a threshold level, control module 418 can generate and use actuator commands 420 to lower operating conditions 308 to increase margin. stall 304 at an appropriate level. As another example, control module 418 may modify fuel flow commands 420 to compensate for any loss in engine acceleration characteristics 100 as indicated according to aircraft parameter sources 410 due to changes in variable geometries.

[026] A Figura 5 é um diagrama esquemático 500 que ilustra controle de geometrias variáveis disponíveis 502 por sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM) 180 (mostrado nas Figuras 1 e 4). Mais particularmente, na realização ilustrada, conforme o sistema de controle de SMM 180 determina que o motor 100, e, em particular o compressor de HP 124, se deteriorou, o sistema de controle de SMM 180 controla uma ou mais dentre geometrias variáveis 502 para abaixar condições operacionais 308 (mostrado na Figura 3) de motor 100 e aumentar margem de estol 304 (também mostrado na Figura 3). As geometrias variáveis 502 incluem uma válvula de sangria temporária (TBV) 504, uma válvula de resfriamento de turbina modulada (MTC) 506, uma aleta de estator variável (VSV) 508, uma aleta-guia de entrada de compressor (CIGV) 510 e um sistema de gerenciamento extração de potência (HPX) 512. A TBV 504 é configurada para controlar uma quantidade de ar de sangria que entra nos bocais de turbina de LP 130. A válvula de MTC 506 é configurada para modular um fluxo de ar de resfriamento através de pás de rotor de turbina de HP 170 e/ou pás de rotor de turbina de LP 174. VSV 508 e CIGV 510 são configuradas para controlar fluxo de ar dentro de compressor de HP 124. Sistema de gerenciamento HPX 512 é configurado para gerenciar uma quantidade de potência extraída a partir de núcleo de motor 116 a ser convertida em energia elétrica. Sistema de controle de SMM 180 pode usar uma ou mais dentre geometrias variáveis 502 com base em saída a partir de módulo de avaliação de integridade de motor 412 (mostrado na Figura 4), em particular, uma integridade avaliada/um nível de deterioração de um compressor de HP 124. Por exemplo, o sistema de controle de SMM 180 pode controlar uma ou mais dentre geometrias variáveis 502 se a integridade compressor avaliada cair abaixo de um limite predeterminado (ou um nível de deterioração excede um limite predeterminado).[026] Figure 5 is a schematic diagram 500 illustrating available variable geometry control 502 by stall margin modulation control system (SMM) 180 (shown in Figures 1 and 4). More particularly, in the illustrated embodiment, as the SMM 180 control system determines that motor 100, and in particular the HP 124 compressor has deteriorated, the SMM 180 control system controls one or more of variable geometries 502 to lower engine operating conditions 308 (shown in Figure 3) and increase stall margin 304 (also shown in Figure 3). Variable geometries 502 include a temporary bleed valve (TBV) 504, a modulated turbine cooling valve (MTC) 506, a variable stator fin (VSV) 508, a compressor inlet guide vane (CIGV) 510 and a power extraction (HPX) 512 management system. The TBV 504 is configured to control the amount of bleed air that enters the LP 130 turbine nozzles. The MTC 506 valve is configured to modulate a cooling air flow. through HP 170 turbine rotor blades and / or LP 174 turbine rotor blades. VSV 508 and CIGV 510 are configured to control air flow within the HP 124 compressor. HPX 512 management system is configured to manage an amount of power extracted from motor core 116 to be converted into electrical energy. SMM Control System 180 may use one or more of the output-based variable geometries 502 from motor integrity assessment module 412 (shown in Figure 4), in particular an assessed integrity / a deterioration level of one. HP 124 compressor. For example, the SMM 180 control system may control one or more of variable geometries 502 if the evaluated compressor integrity falls below a predetermined limit (or a deterioration level exceeds a predetermined limit).

[027] Em uma realização, conforme o compressor de HP 124 se deteriora, sistema de controle de SMM 180 é configurado para controlar TBV 504 para liberar transbordo de fluxo durante aceleração temporária, o que recupera margem de estol de compressor de HP 124 (mostrado na Figura 1) enquanto minimiza impacto na temperatura em um plano de saída (não mostrado) de compressor de HP 124 e um plano de entrada (agora mostrado) de um primeiro estágio de turbina de HP 128 (também mostrado na Figura 1). Em outras realizações, o sistema de controle de SMM 180 é configurado para controlar válvula de MTC 506 para aumentar fluxo de resfriamento para turbina de HP 128, próximo à VSV 508 e/ou próximo à CIGV 510. Adicional ou alternativamente, o sistema de controle de SMM 180 é configurado para controlar sistema de gerenciamento HPX 512 para reduzir HPX temporária, o que recupera margem de estol de compressor de HP 124 (mostrado na Figura 1) enquanto minimiza impacto em tempo de aceleração. O sistema de controle de SMM 180 é configurado adicionalmente para modificar comandos de fluxo de combustível 420 (mostrado na Figura 4) para compensar qualquer perda em características de aceleração de motor 100 devido a alterações em geometrias variáveis 502.[027] In one embodiment, as the HP 124 compressor deteriorates, SMM 180 control system is configured to control TBV 504 to release flow overflow during temporary acceleration, which recovers HP 124 compressor stall margin (shown Figure 1) while minimizing impact on temperature on an HP 124 compressor output plane (not shown) and an HP 128 turbine first stage input plane (now shown) (also shown in Figure 1). In other embodiments, the SMM 180 control system is configured to control MTC 506 valve to increase HP 128 turbine cooling flow near VSV 508 and / or near CIGV 510. Additionally or alternatively, the control system SMM 180 is configured to control HPX 512 management system to reduce temporary HPX, which recovers HP 124 compressor stall margin (shown in Figure 1) while minimizing impact on acceleration time. The SMM 180 control system is additionally configured to modify fuel flow commands 420 (shown in Figure 4) to compensate for any loss in engine acceleration characteristics 100 due to changes in variable geometries 502.

[028] Os sistemas de controle de modulação de margem de estol (SMM) descritos acima fornecem um método para aumentar ou diminuir margem de estol de compressor de um motor de acordo com a integridade de compressor. Especificamente, o sistema de controle de SMM descrito acima inclui um módulo de avaliação de integridade de motor configurado para avaliar a integridade de compressor e, consequentemente, modular a margem de estol. Portanto, para motores mais novos e/ou menores, margem de estol pode ser reduzida ou minimizada de modo que condições operacionais possam ser aumentadas, desse modo, desempenho de motor pode ser aperfeiçoado. Desempenho de motor aperfeiçoado leva a consumo de combustível específico (SFC) reduzido. O sistema de controle de SMM monitora a integridade de compressor e, conforme o compressor deteriora, o sistema de controle de SMM abaixa as condições operacionais para aumentar a margem de estol para manter confiabilidade do motor. O sistema de controle de SMM pode ser implantado em motores mais antigos da mesma maneira, para aumentar tempo na asa de componente pelo aumento da margem de estol de acordo com deterioração de motor contínua, uma capacidade não realizada em motores sem modulação de margem de estol.[028] The Stall Margin Modulation (SMM) control systems described above provide a method for increasing or decreasing the compressor stall margin of a motor according to compressor integrity. Specifically, the SMM control system described above includes a motor integrity rating module configured to evaluate compressor integrity and thereby modulate the stall margin. Therefore, for newer and / or smaller engines, stall margin may be reduced or minimized so that operating conditions may be increased, thus engine performance may be improved. Improved engine performance leads to reduced specific fuel consumption (SFC). The SMM control system monitors compressor integrity, and as the compressor deteriorates, the SMM control system lowers operating conditions to increase stall margin to maintain engine reliability. The SMM control system can be deployed on older engines in the same way, to increase component wing time by increasing stall margin according to continuous motor deterioration, a capability not realized on engines without stall margin modulation. .

[029] Um efeito técnico exemplificativo dos métodos, sistemas e aparelhos descritos no presente documento inclui pelo menos um dentre: (a) aperfeiçoar eficiência e desempenho de motores mais novos; (b) estender tempo na asa de componente de motores existentes, desse modo, facilitando aumento adicional de margem de estol; e (c) utilizar sistemas existentes para modificar condições operacionais em resposta à deterioração de compressor.[029] An exemplary technical effect of the methods, systems and apparatus described herein includes at least one of: (a) improving efficiency and performance of newer engines; (b) extend time on existing engine component wing, thereby facilitating further stall margin increase; and (c) use existing systems to modify operating conditions in response to compressor deterioration.

[030] Realizações exemplificativas de sistemas de controle de modulação de margem de estol (SMM) estão descritas acima em detalhes. Os sistemas de controle de SMM, e métodos para operar tais sistemas e dispositivos não são limitados às realizações específicas descritas no presente documento, mas, em vez disso, os componentes de sistemas e/ou etapas dos métodos podem ser utilizados independente e separadamente de outros componentes e/ou etapas descritos no presente documento. Por exemplo, os sistemas de controle de SMM podem ser usados em qualquer compressor ou sistemas de motor que operam sob uma margem de estol, e não devem ser construídos para serem limitados a motores turbofan a gás.[030] Exemplary realizations of stall margin modulation (SMM) control systems are described in detail above. SMM control systems, and methods for operating such systems and devices are not limited to the specific embodiments described herein, but instead system components and / or method steps may be used independently and separately from others. components and / or steps described herein. For example, SMM control systems may be used on any compressor or engine systems operating under a stall margin, and should not be built to be limited to gas turbofan engines.

[031] Embora recursos específicos de várias realizações da revelação possam ser mostrados em algumas Figuras e não em outras, isso se dá somente por conveniência. De acordo com os princípios da revelação, qualquer recurso de uma Figura pode ser denominado e/ou reivindicado em combinação com outros recursos em qualquer outra Figura.Although specific features of various revelation achievements may be shown in some Figures and not others, this is for convenience only. In accordance with the principles of the disclosure, any feature of a Figure may be named and / or claimed in combination with other features in any other Figure.

[032] Essa descrição escrita usa exemplos para apresentar a invenção, inclusive a melhor realização e também para capacitar qualquer pessoa versada na técnica a praticar a invenção, inclusive a fazer e usar qualquer aparelho ou sistema, e a executar quaisquer métodos incorporados. O escopo patenteável da revelação é definido através das reivindicações, e pode incluir outros exemplos que ocorram àqueles versados na técnica. Tais outros exemplos se destinam a estar dentro do escopo das reivindicações caso possuam elementos estruturais que não os diferenciem da linguagem literal das reivindicações, ou caso os mesmos incluam elementos estruturais equivalentes com diferenças insubstanciais da linguagem literal das reivindicações.[032] This written description uses examples to present the invention, including the best embodiment and also to enable anyone skilled in the art to practice the invention, including making and using any apparatus or system, and performing any embodied methods. The patentable scope of the disclosure is defined by the claims, and may include other examples occurring to those skilled in the art. Such other examples are intended to be within the scope of the claims if they have structural elements that do not differentiate them from the literal language of the claims, or if they include equivalent structural elements with insubstantial differences from the literal language of the claims.

Lista de Componentes Motor de turbina a gás 100 Linha central longitudinal 112 Conjunto de ventilador 114 Núcleo de motor 116 Invólucro externo 118 Entrada anular 120 Compressor de baixa pressão (LP) 122 Entrada 123 Compressor de alta pressão (LP) 124 Saída 125 Seção de combustão 126 Turbina de alta pressão (LP) 128 Turbina de baixa pressão (LP) 130 Seção de bocal de escape a jato 132 Haste ou bobina de HP 134 Haste ou bobina de LP 136 Passagem de fluxo de ar de núcleo 137 Ventilador 138 Pás de ventilador 140 Nacela anular 150 Trajeto de fluxo de ar de desvio 156 Volume de ar 158 Entrada 160 Primeira porção 162 Segunda porção 164 Gases de combustão 166 Aletas de estator de turbina de HP 168 Pás de rotor de turbina de HP 170 Aletas de estator de turbina de LP 172 Pás de rotor de turbina de LP 174 Seção de escape de bocal de ventilador Passagem de gás quente 178 Sistema de controle de modulação de margem de estol (SMM)180 Plotagem 200 Pilha de margem de estol não modulada 202 Margem de estol 204 Condições de funcionamento 208 Área 210 Plotagem 300 Margem de estol 304 Condições de estol 306 Condições de funcionamento 308 Processador 402 Memória 404 Sensor 406 Interface de comunicação 408 Fontes de parâmetros de aeronave 410 Módulo de avaliação de integridade de motor 412 Modelo de integridade 414 Filtro de acompanhamento 415 Módulo de aprendizagem 416 Módulo de controle 418 Comandos de atuador modificados 420 Diagrama esquemático 500 Geometrias variáveis 502 Válvula de sangria temporária (TBV) 504 Válvula de resfriamento de turbina modulada (MTC) 506 Aleta de estator variável (VSV) 508 Aleta de guia de entrada de compressor (CIGV) 510 Sistema de gerenciamento de extração de potência (HPX) 512 ReivindicaçõesComponents List Gas Turbine Engine 100 Longitudinal Centerline 112 Fan Assembly 114 Motor Core 116 Outer Casing 118 Annular Inlet 120 Low Pressure Compressor (LP) 122 Input 123 High Pressure Compressor (LP) 124 Output 125 Combustion Section 126 High Pressure Turbine (LP) 128 Low Pressure Turbine (LP) 130 Jet Exhaust Nozzle Section 132 HP Stem or Coil 134 LP Stem or Coil 136 Core Airflow Passage 137 Fan 138 Fan Blades 140 Annular Nacelle 150 Bypass Airflow Path 156 Air Volume 158 Inlet 160 First Portion 162 Second Portion 164 Combustion Gases 166 HP Turbine Stator Fins 168 HP Turbine Rotor Blades 170 Turbine Stator Fins LP 172 LP 174 Turbine Rotor Blades Fan Nozzle Exhaust Section Hot Gas Passage 178 Stall Margin Modulation Control System (SMM) 180 Plot 200 Stall Margin Stack n Modulated Function 202 Stall Margin 204 Operating Conditions 208 Area 210 Plot 300 Stall Margin 304 Stall Conditions 306 Operating Conditions 308 Processor 402 Memory 404 Sensor 406 Communication Interface 408 Aircraft Parameter Sources 410 Engine Health Evaluation Module 412 Integrity Model 414 Tracking Filter 415 Learning Module 416 Control Module 418 Modified Actuator Commands 420 Schematic Diagram 500 Variable Geometries 502 Temporary Bleed Valve (TBV) 504 Modulated Turbine Cooling Valve 506 Variable Stator Vane (VSV) 508 Compressor Input Guide Vane (CIGV) 510 Power Extraction Management System (HPX) 512 Claims

Claims

1. GAS TURBINE ENGINE (100) characterized in that it comprises: an engine core (116) including a multistage compressor (124); and a stall margin modulation (SMM) control system (180) in communication with said motor core (116), said SMM control system (118) comprising a processor (402) in communication with a memory (404), said processor (402) being programmed to: determine the stall margin (304) of the compressor (124); operate the gas turbine engine (100) using the determined stall margin (304); assess compressor integrity (124); and modifying the stall margin (304) based on the evaluated integrity of the compressor (124).

GAS TURBINE ENGINE (100) according to claim 1, characterized in that said processor (402) is further programmed to estimate the integrity of the compressor (124) using an integrity model ( 414) and a parameter estimation algorithm (415).

GAS TURBINE ENGINE (100) according to claim 1, characterized in that said processor (402) is further programmed to estimate the integrity of the compressor (124) using at least one of the following. pressure and temperature sensors (406) at an inlet (123) and an outlet (125) from the compressor (124).

GAS TURBINE MOTOR (100) according to claim 1, characterized in that it further comprises an active compressor stability margin (CASM) sensor (406), wherein said processor (402) is further programmed to estimate compressor integrity (124) using the CASM sensor (406).

GAS TURBINE ENGINE (100) according to claim 1, characterized in that said processor (402) is further programmed to increase the stall margin (304) using a variable geometry (502). ) of the gas turbine engine (100), the variable geometry (502) including at least one of a temporary bleed valve (TBV) (504), a modulated turbine cooling valve (MTC) (506), a variable stator vane (VSV) (508) and a compressor inlet guide vane (CIGV) (510).

6. Stall Margin Modulation (SMM) Control System (180) in communication with a gas turbine engine (100) including a compressor (124), said SMM Control System (180) being characterized in that it includes a processor (402) in communication with a memory (404), said processor (402) being programmed to: determine the stall margin (304) of the compressor (124); operate the gas turbine engine (100) using the determined stall margin (304); assess compressor integrity (124); and modifying the stall margin (304) based on the evaluated integrity of the compressor (124).

SMM CONTROL SYSTEM (180) according to claim 6, characterized in that said processor (402) is further programmed to estimate compressor integrity (124) using an integrity model (414). ) and a parameter estimation algorithm (415).

SMM CONTROL SYSTEM (180) according to claim 6, characterized in that it further comprises an active compressor stability margin (CASM) sensor (406), wherein said processor (402) is programmed. additionally to estimate compressor integrity (124) using the CASM sensor (406).

SMM CONTROL SYSTEM (180) according to claim 6, characterized in that said processor (402) is further programmed to estimate the integrity of the compressor (124) using at least one of the sensors. pressure and temperature (406) at an inlet (123) and an outlet (125) of the compressor (124).

SMM CONTROL SYSTEM (180) according to claim 6, characterized in that said processor (402) is further programmed to increase the stall margin (304) using a variable geometry (502). gas turbine engine (100), the variable geometry (502) including at least one of a temporary bleed valve (TBV) (504), a modulated turbine cooling valve (MTC) (506), a variable stator fin (VSV) (508) and a compressor inlet guide fin (CIGV) (510).