CN103429851A - 控制涡轮机转子叶片尖端处空隙的方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及用于控制燃气涡轮飞机发动机的涡轮转子的叶片的尖端和环绕所述叶片的壳体的环形涡轮护罩之间的空隙的方法，其中，该方法包括尤其根据所述空隙的估值（J）对朝壳体引导的空气的流量和/或温度进行控制，特征在于所述空隙的所述估值（J）在飞机发动机起动时根据温度传感器所测量的温度(T495(t))来确定，温度传感器包括设置在飞机发动机的自由空间中的敏感元件。

Description

控制涡轮机转子叶片尖端处空隙的方法

发明背景

本发明涉及的一般领域为用于航空燃气涡轮发动机的涡轮机。更具体地，其一方面涉及如何控制涡轮转子的移动叶片的尖端以及环绕叶片的外部壳体的环形涡轮护罩之间的空隙。

涡轮机叶片尖端和环绕这些叶片的环形护罩之间的现有空隙取决于旋转部分（形成涡轮转子的盘和叶片）和固定部分（外部壳体，包括其所具有的环形涡轮护罩）之间的尺寸变化。这些尺寸变化具有热成因（与叶片，盘和壳体的温度变化有关）以及机械成因（尤其与施加在涡轮转子上的离心力作用有关）。

为提升涡轮的性能，希望尽可能地使空隙最小化。另一方面，在飞机发动机的涡轮机中的速度提升过程中，例如，当从地面空转速度转变至起飞速度时，施加在涡轮转子上的离心力将会在环形涡轮护罩有时间在温度提升的作用下膨胀之前，使叶片的尖端靠近环形涡轮护罩，上述温度提升与速度提升有关。因此，存在着在该操作点（称为起轧点）接触的风险。

采取主动控制系统已知可用于控制涡轮机械涡轮的叶片尖端的空隙。这些系统通常的操作为将例如取自涡轮发动机的压缩机和/或风扇的空气引导至环形涡轮护罩的外表面上。送至环形涡轮护罩的外表面上的新鲜空气具有使其冷却的作用，由此限制其热膨胀。空隙由此得以最小化。相反，热空气促进环形涡轮护罩的热膨胀，这会使空隙增大，并且，举例来说，提供了避免在上述起轧点接触的可能性。

举例来说，这种主动控制由涡轮发动机的全权数字式发动机控制（或FADEC）系统所控制。更具体地，基于设定的空隙以及实际叶片尖端空隙的估值，被引导到环形涡轮护罩上的空气的流量和/或温度得以控制。事实上，没有传感器直接测量叶片尖端空隙，该叶片尖端空隙值是估计的。

如前面所述，叶片尖端空隙尤其取决于涡轮发动机的热状态。因此，已知如何在起动涡轮发动机时根据涡轮发动机的热状态来确定叶片尖端空隙的估值。

在某些发动机中，起动时的热状态根据发动机的停止时间来估算。但是，对发动机的停止时间进行记录是一项复杂的操作。

在某些发动机中，发动机配置有温度传感器，其用于测量壳体的温度，称为T_壳。典型地，这些为K（铬镍-铝镍）型质量（mass）热电偶（即，测量材料而非环境空气的温度），其具有弹簧，该弹簧用于对差异膨胀和振动进行补偿。但是，这种传感器价格高，质量大，体积大。利用其吊带将其安装在壳体上是比较复杂的。此外，壳体和热电偶之间的接触损失可能会使温度测量失真。

发明目的和内容

因此，本发明的主要目的是克服以上缺陷。

该目的由以下方法实现，该方法用于控制燃气涡轮飞机发动机的涡轮转子的叶片尖端和环绕叶片的壳体的环形涡轮护罩之间的空隙，该方法包括尤其根据所述空隙的估值对朝壳体引导的空气的流量和/或温度进行控制，特征在于所述空隙的所述估值在飞机发动机起动时根据温度传感器所测量的温度来确定，该温度传感器包括设置在飞机发动机的自由空间中的敏感元件。

如果在发动机起动时没有气流穿过自由空间，则温度传感器的敏感元件所测的温度是其环境温度，该温度通过辐射测得。在地面上发动机静止期间的该温度的随时间依赖性变化可以被再现并能够被模型化。

因此，通过了解发动机起动期间所测得的温度，可以确定发动机的停工时期，而不需要记录发动机的停止时间。因此避免了复杂的记录操作。此外，发动机在起动时的热状态可以不需要使用质量热电偶型的温度传感器就能够被确定。

更广泛地说，本发明给出了这样一种可能性：在起动发动机时确定空隙的估值，同时受益于在地面上发动机静止期间温度的随时间依赖性变化的再现性，而不需要记录发动机的停止时间或任何质量热电偶型的温度传感器。

另一方面，在一个实施方式中，温度传感器是这样一种传感器：其在飞机发动机起动之后通过抽吸而运行，以测量飞机发动机的脉络中的气流的温度。

因此，温度传感器可以设有若干功能。

根据一个实施方式，控制方法包括：

-根据所述温度和在地面上飞机发动机静止期间温度的随时间依赖性变化的模型，确定飞机发动机的停工时期的步骤；

-根据所确定的停工时期来确定飞机发动机起动时热状态的步骤；以及

-根据确定的热状态来确定空隙的估值的步骤。

根据停工时期对飞机发动机起动时热状态的确定，以及根据确定的热状态对空隙的估值的确定是已知的且受控的操作。借助于根据所述温度和在地面上飞机发动机静止期间温度的随时间的依赖性变化的模型从而确定飞机发动机的停工时期的步骤，能够从这些已知的操作中受益。

相关地，本发明提出控制单元，其用于控制燃气涡轮飞机发动机的涡轮转子的叶片尖端和环绕叶片的壳体的环形涡轮护罩之间的空隙，该控制单元包括尤其根据所述空隙的估值而对朝壳体引导的空气的流量和/或温度进行控制的模块，特征在于其包括估算模块，该估算模块能够在飞机发动机起动时根据温度传感器所测得的温度来确定所述空隙的估值，温度传感器包括设置在飞机发动机的自由空间中的敏感元件。

本发明还提出飞机发动机，其包括本发明的控制单元以及温度传感器，该温度传感器包括设置在飞机发动机的自由空间中的敏感元件，所述温度传感器在飞机发动机起动之后通过抽吸而运行，以测量飞机发动机的脉络中的气流的温度，控制单元的估算模块能够根据所述温度传感器测量的温度来确定所述空隙的所述估值。

前面所讨论的控制方法的优点和特征也适用于本发明的控制单元和发动机。

附图说明

通过以下参考附图所进行的描述，本发明的其它特征和优点得以显现，这些附图阐释了示例性实施方式，不具有任何限制性。在这些附图中：

-图1为根据本发明实施方式的燃气涡轮飞机发动机的一部分的示意性的纵向截面图；

-图2为图1所示发动机的放大图，特别示出了发动机的高压涡轮；

-图3示出了图1所示发动机的温度传感器；

-图4以功能模块的方式示出了根据本发明实施方式的控制方法的某些步骤；以及

-图5以功能模块的方式示出了根据本发明另一实施方式的步骤。

具体实施方式

图1概略地示出了特别适用于本发明的双流双体（Dual body）型涡轮喷气发动机10。当然，本发明不限于该特定类型的燃气涡轮飞机发动机。

公知地，具有纵轴X-X的涡轮喷气发动机10特别包括风扇12，该风扇在主流14流路的脉络中以及次级流16流路的脉络中传递气流，次级流16流路的脉络与主流脉络同轴。主流14流路的脉络沿着与其相交的气体流的方向，从上游到下游包括低压缩机18，高压压缩机20，燃烧室22，高压涡轮24及低压涡轮26。

如图2中更具体地显示，涡轮喷气发动机的高压涡轮24包括形成有盘28的转子，在盘上安装有多个移动叶片30，这些叶片定位在主流14流路的脉络中。转子由涡轮壳体32环绕，涡轮壳体包括环形的涡轮护罩34，该涡轮护罩通过连接垫片37由外部涡轮壳体36所承载。

环形涡轮护罩34可以形成有多个相邻的扇区或分段。在内侧，其具有耐磨材料层34a并环绕转子的叶片30，同时提供空隙38给叶片的尖端30a。

根据本发明，提供了一个系统，该系统允许通过以受控的方式修改外部涡轮壳体36的内部直径，从而控制空隙38。为此，控制单元46根据空隙38的估值和设定的空隙来对朝外部涡轮壳体36引导的空气的流量和/或温度进行控制。举例来说，控制单元46是涡轮喷气发动机10的全权数字式发动机控制（或FADEC）系统。

为此，在阐释的实施例中，控制壳体40围绕外部壳体36定位。该控制壳体通过空气管道42接收新鲜空气，空气管道42在其上游端通往高压压缩机20的某一级处的主流流路的脉络（例如，通过本身公知，但是在图中未示出的“勺状物”）。在空气管道中流通的新鲜空气排放进外部涡轮壳体36（例如，通过对控制壳体40的壁进行多处钻孔），对后者进行冷却，并由此降低其内部直径。如图1所示，在空气管道42中定位有阀44。该阀由控制单元46控制。

当然，本发明不限于这种对壳体尺寸所进行的特定类型的控制。因此，其它未示出的实施例包括在压缩机的两个不同级取得空气，并对这些取样空气中的每一个的流量进行调整，由此调整将被引导到外部涡轮壳体36上的混合物的温度。

现在描述如何使用控制单元46来确定空隙38的估值（标示为J）。

公知地，控制单元46从设置在涡轮喷气发动机10中的不同传感器获得测量信号，尤其是：

-外部温度T12，以及

-由温度传感器1测量的温度T495，温度传感器1用于在低压涡轮26处测量主流14流路的脉络中的温度。

图3概略地示出了能够测量温度T495的温度传感器1。温度传感器1包括位于自由空间3中的敏感元件2，在运行过程中，自由空间3被由箭头4所表示的气流穿过。

这种传感器的操作对本领域技术人员而言是公知的，在此不在详述。只要记得这种类型的传感器通过抽吸来运行就可以了，该抽吸由上游区域和下游区域之间的一定压力差所产生。理想地，对于给定的压力比，温度传感器1以音速（sonic）模式运行，以确保在敏感端2处的恒定流量。因此，从地面上的空转速度开始，温度传感器1的敏感元件2测量的温度T495为气流的温度。

但是，对于比地面上或发动机停工时的空转速度较低的发动机速度而言，没有气流穿过自由空间3。因此，在这种情况下，温度传感器1的敏感元件2测量的温度T495是通过辐射所测得的环境温度。

发明人注意到，在地面上发动机停工期间温度T495的时间依赖性变化时可再现的，并是确定性的。这种观测用于在起动涡轮喷气发动机10时估算空隙38。

更具体地，发明人研究了以下等式△T(t)：

$\mathrm{\ΔT}\left(t\right)=\frac{T495\left(t\right)-T12\left(t\right)}{T495\left(0\right)-T12\left(0\right)}$

其中t表示时间，参考值t=0对应于发动机停止之后的参考时间，例如在发动机停止之后150秒。

发明人注意到等式△T(t)能够以如下方式被模型化：

$\mathrm{\ΔT}\left(t\right)=\frac{1}{2}*(e^{-\frac{t}{\mathrm{\τ}1}}+e^{-\frac{t}{\mathrm{\τ}2}})$

其中τ1和τ2为时间常数。

时间常数τ1和τ2可以根据在涡轮喷气发动机10或相同类型的一个或若干个涡轮喷气发动机上进行的试验而经验性地确定。在不同的试验中，初始温度T495(0)可以不同。在于一特定发动机上进行的试验期间，发明人确定以下时间常数：τ1=758s且τ2=5450s。

知道了时间常数τ1和τ2的值，就可以根据温度T495(0)，T12(0)，T495(t)和T12(t)确定当在瞬间t起动发动机时发动机的停工时期，即，确定t的值。温度T495(0)和T12(0)可以在发动机停止时通过控制单元46存储在存储器中。

图4以功能模块的形式示出了如何在起动发动机时对空隙38的估值J进行确定。举例来说，这些模块对应于由控制单元46执行的计算机程序。

在图4中，确定模块5在转子停止：TR(0)时根据发动机的停工时期（由t表示）和转子的温度（由TR表示）来确定估值J。确定模块5包括两个建模模块6和7。

对于转子温度TR随时间的时间依赖性变化，建模模块6应用热模型，由此根据TR(0)和t提供转子温度TR(t)的估值。

建模模块7应用涡轮喷气发动机10的热模型，并确定空隙38针对温度TR(t)的估值J。

如何产生建模模块6和7属于本领域技术人员的一般知识，在此不再详述。例如，转子温度TR针对时间的变化的热模型可以是具有时间常数8/3小时的第一级的模型。

在发动机起动之后，例如，在巡航速度时，载入另一个确定模块（未示出）以确定空隙38的估值。该另一个模块也参与对转子温度TR的确定。在发动机停止期间由该另一个模块确定所确定的温度TR可通过控制单元46存储在存储器中，并被用于确定模块5用作温度TR(0)的输入数据。

由时间t所表示的停工时期由建模模块8确定，该建模模块8根据上述等式实施在地面上发动机停止期间温度T495的时间依赖性变化的模型。由此，建模模块8确定针对温度T495(0)，T12(0)，T495(t)和T12(t)的时间t。

借助建模模块8，能够确定发动机的停工时期，而不需要记录发动机的停止时间。由此避免了复杂的记录操作。此外，由TR(t)所代表的发动机在起动时的热状态可以不需要任何质量热电偶类型的温度传感器就能够确定。

在图4所示的图表中，对停工时期的高估导致对起动时转子温度TR(t)的低估，由此导致对起动时空隙38的高估。对起动时空隙38的高估通过正在调整的空隙38的高估来表示，这可能会引起叶片30的接触和损坏。

因为空隙38的精确度为0.03mm，对空隙38高估0.03mm是可接受的极限。在本发明的特定发动机和特定调整模式的研究范围内，发明人确定，对空隙38高估0.03mm对应于在对起动时转子温度TR(t)低估大约60K。

对于上述的转子温度TR的时间依赖性变化的模型以及在地面上发动机停止期间温度T495对时间的时间依赖性变化的模型，以及上述的恒定值，这对应于对停工时期高估860秒（即，多于14分钟）。

通过比较实际停工时期和使用温度T495的时间依赖性变化的模型所估算的停工时期，发明人注意到温度T495的时间依赖性变化的模型能够以足够的精确度估算发动机的停工时期。

图5示出了替换方式，其用于在起动发动机时确定空隙38的估值J，同时受益于在地面上发动机静止期间温度T495的时间依赖性变化的再现性。

在该替换方式中，确定模块9应用对应关系表，例如，对应关系表从试验中经验性的得到，该对应关系表直接提供空隙38的针对温度T495(t)的估值J。

本发明参照温度T495进行描述。但是，可使用另一温度T来确定发动机的停工时期和空隙38的估值。事实上，涡轮喷气发动机10包括其它温度传感器，这些温度传感器包括设置涡轮喷气发动机的自由空间中的敏感元件并用于在涡轮喷气发动机10运行期间测量气流的温度。在静止时，或速度低于空转速度，如果在自由空间中没有空气流通，敏感元件测量其环境温度T。在地面上发动机静止期间该温度T的随时间的时间依赖性变化可以以类似于上面描述的用于温度T495的方式来进行建模。

用于温度T495的时间依赖性变化的模型借助外部温度T12来标准化。可替代地，另外的反映外部条件的温度可以用于使温度T495标准化。

Claims (5)

1.用于控制燃气涡轮飞机发动机的涡轮转子的叶片（30）的尖端和环绕所述叶片的壳体（32）的环形涡轮护罩（34）之间的空隙（38）的方法，该方法包括尤其根据所述空隙（38）的估值（J）对朝所述壳体（32）引导的空气的流量和/或温度进行控制，特征在于所述空隙（38）的所述估值（J）在所述飞机发动机起动时根据温度传感器（1）所测量的温度(T495(t))来确定，所述温度传感器包括设置在所述飞机发动机的自由空间（3）中的敏感元件（2）。

2.如权利要求1所述的方法，其中所述温度传感器（1）在所述飞机发动机起动之后通过抽吸运行，以测量在所述飞机发动机的脉络（14）中的气流的温度。

3.如权利要求1和2之一所述的方法，该方法包括：

-根据所述温度(T495(t))和在地面上所述飞机发动机静止期间所述温度的随时间的时间依赖性变化的模型，确定所述飞机发动机的停工时期（t）的步骤；

-根据所确定的停工时期（t）来确定所述飞机发动机起动时热状态(TR(t))的步骤；以及

-根据所确定的热状态(TR(t))来确定所述空隙（38）的所述估值（J）的步骤。

4.控制单元（46），其用于控制燃气涡轮飞机发动机的涡轮转子的叶片（30）的尖端和环绕所述叶片的壳体（32）的环形涡轮护罩（34）之间的空隙（38），所述控制单元包括尤其根据所述空隙（38）的估值（J）而对朝所述壳体（32）引导的空气的流量和/或温度进行控制的模块，特征在于其包括估算模块（5，8；9），该估算模块能够在所述飞机发动机起动时根据温度传感器（1）所测得的温度(T495(t))来确定所述空隙（38）的所述估值（J），所述温度传感器（1）包括设置在所述飞机发动机的自由空间（3）中的敏感元件（2）。

5.飞机发动机，其包括如权利要求4所述的控制单元（46）及温度传感器（1），该温度传感器（1）包括设置在所述飞机发动机的自由空间（3）中的敏感元件（2），所述温度传感器在所述飞机发动机起动时通过抽吸而运行，以测量所述飞机发动机的脉络（14）中的气流的温度，所述控制单元（46）的所述估算模块（5，8；9）能够根据所述温度传感器（1）测量的温度(T495(t))来确定所述空隙（38）的所述估值（J）。

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