CN105314117B - 用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备 - Google Patents
用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105314117B CN105314117B CN201510442622.4A CN201510442622A CN105314117B CN 105314117 B CN105314117 B CN 105314117B CN 201510442622 A CN201510442622 A CN 201510442622A CN 105314117 B CN105314117 B CN 105314117B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- power
- engine
- processor unit
- aircraft
- theoretical
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 36
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 44
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims description 25
- 230000036541 health Effects 0.000 claims description 18
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 12
- 230000005021 gait Effects 0.000 claims description 9
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 8
- 230000002045 lasting effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000012937 correction Methods 0.000 claims description 2
- 239000003570 air Substances 0.000 description 49
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 12
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 7
- 230000009471 action Effects 0.000 description 5
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 5
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 5
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 4
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 4
- 238000009825 accumulation Methods 0.000 description 3
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 2
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 2
- 230000010354 integration Effects 0.000 description 2
- 230000008569 process Effects 0.000 description 2
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 2
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 1
- 239000012080 ambient air Substances 0.000 description 1
- 230000004888 barrier function Effects 0.000 description 1
- 230000008901 benefit Effects 0.000 description 1
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 description 1
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
- 238000000151 deposition Methods 0.000 description 1
- 235000013399 edible fruits Nutrition 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 238000003780 insertion Methods 0.000 description 1
- 230000037431 insertion Effects 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
- 238000005457 optimization Methods 0.000 description 1
- 239000011527 polyurethane coating Substances 0.000 description 1
- 230000001737 promoting effect Effects 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
- 238000004781 supercooling Methods 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
- 238000010977 unit operation Methods 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
- 238000012795 verification Methods 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G08—SIGNALLING
- G08B—SIGNALLING OR CALLING SYSTEMS; ORDER TELEGRAPHS; ALARM SYSTEMS
- G08B19/00—Alarms responsive to two or more different undesired or abnormal conditions, e.g. burglary and fire, abnormal temperature and abnormal rate of flow
- G08B19/02—Alarm responsive to formation or anticipated formation of ice
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D15/00—De-icing or preventing icing on exterior surfaces of aircraft
- B64D15/20—Means for detecting icing or initiating de-icing
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Measuring Fluid Pressure (AREA)
Abstract
本发明涉及用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备。本发明涉及一种检测飞行器正在结冰状况下飞行的方法。处理器单元确定所述涡轮轴引擎所产生的真实动力(Wr)和所述引擎理论上可产生的理论动力(Wt)，所述理论动力(Wt)是使用至少根据引擎的气体发生器的转速来提供动力的理论模型来确定的。处理器单元确定所述真实动力(Wr)与所述理论动力(Wt)之差(ε)。处理器单元在以下情况下生成指示存在结冰状况的警报：所述动力差(ε)大于预定动力阈值(SP)达长于时间阈值(STPS)的时长，以及所述飞行器外部的温度(T0)处于低温度阈值(SINF)与高温度阈值(SSUP)之间。
Description
相关申请的交叉引用
本申请要求2014年7月29日提交的FR1401738的权益，其公开通过援引整体纳入于此。
技术领域
本发明涉及一种用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备。更具体地，本发明处于用于检测飞行器的引擎的结冰的系统的领域。
背景技术
飞行器，且更具体地旋翼飞行器，可能在飞行时遇到结冰状况。因而，冰可根据大气状况而在飞行器的某些部分上累积。
更确切地，冰可变得沉积在进气口的各部件上。例如，引擎可具有保护进气口的网格，进气口处于在结冰环境状况下吸入冰的危险中。
冰可能往往至少部分地阻碍进气口。
冰还可能变得松开且可被引擎摄入。摄入的冰随后可损害引擎压缩机的叶片和/或可造成引擎的熄火。
在这种情形下，某些飞行器不被授权在结冰状况下飞行。尽管存在这一禁令，合格证规章要求制造商证明在某个有限时长期间内在结冰状况下飞行是可能的。
这一有限时长是根据飞行员知晓结冰状况的存在所需的时间和/或退出结冰状况(例如，通过更靠近地面)所需的时间来确定的。
其他飞行器被提供有用于在有限结冰状况下飞行的设备。这些设备随后可在结冰状况下飞行的阶段期间被激活。
独立于飞行器在结冰状况下飞行的能力，飞行器的系统或机组成员可被要求确定存在结冰状况。
结冰状况的这种检测有时依赖于飞行员检测这种状况的能力。外部温度的测量不足以能够断言飞行器正在结冰状况下飞行。在这种情形下，飞行员有时能通过观察飞行器的风挡或具有到外部的开口的某些装备件来检测结冰状况的存在。因而，对飞行员而言，风挡或外部探测器上存在冰是结冰状况的主要指示符。
于是，某些飞行器可例如装有冰传感器。冰传感器的位置需要小心地选择。
文献US6304194B1描述了用于检测飞行器的倾斜旋翼上的结冰的方法。旋翼能够从悬停飞行位置倾斜到前向飞行位置，所以安排冰传感器可能是困难的。
在该方法中，旋翼的扭矩被测量，为方便起见，这一扭矩被称为“测得”扭矩，且旋翼所生成的推力也被测量，为方便起见，这一推力被称为“测得”推力。测得扭矩和测得推力随后与模型相比较，且作为该比较的结果来生成误差信号。
另外，结冰传感器所传送的信号被传送给该模型，且根据该比较来修改所述误差信号。
文献WO2008/138846描述了基于使用测试设备的方法。
因而，测试设备的表面覆盖有易于获得冰的材料。随后使得该表面以预定速度移动达预定时长。
随后测量所获得的冰的厚度或重量以确定空气中的过冷雪和水的浓度。
文献EP2657133呈现了用于提供结冰保护的设备，具体而言，这一保护是通过使用结冰传感器控制能量源以防止冰的形成或累积来提供的。
文献EP2110314与检测结冰状况的问题差别较大，因为它提出了用于提供结冰保护的方法和设备。这样的设备包括电加热器组件。
同样，文献US8049147描述了具有用于防止涡轮结冰的三个加热器的系统。
文献US7374404也与本发明的问题差别较大。具体而言，文献US7374404提出在气涡轮引擎的叶片的某些部分上施加聚氨酯涂层以防止冰的过度累积。
文献US2014/0090456与本发明差别较大。
根据文献US2014/0090456，气涡轮引擎压缩机的进气口处的空气温度和压强需要被特别监视以正确地控制引擎。温度和压强可被用于检测结冰的存在。
在这些情形下，文献US2014/0090456描述了用于在引擎的理论模型、比较器模块、以及用于估计进气口状况的估计器模块的基础上检测测量故障的系统。
引擎模型用来确立至少一个引擎参数的估计值，每一引擎参数是从包括引擎的旋转部件的转速、燃烧压强、以及排气温度的列表中选择的。
比较器模块随后被配置成确立这些引擎参数的测得值和估计值之差。
估计器模块使用该差来调整引擎控制关系所使用的引擎进气口参数。这些进气口参数包括引擎的压缩机的进气口处的空气的温度和压强。
此外，传感器测量这些进气口参数的值。
如果进气口参数的测得值与估计器模块作出的估计不同，则发出误差信号。此外，所估计的进气口参数被用于生成控制关系。否则，测得的进气口参数值被用于生成控制关系。
文献GB2259895和GB2046690也是已知的。
文献EP2623746与本发明差别较大，它寻求检测结冰状况，因为文献EP2623746寻求优化性能。
发明内容
本发明的目标是自动确定结冰状况的存在，即不涉及飞行员的主动监视。
本发明因而提供一种检测飞行器正在结冰状况下飞行的方法，所述飞行器具有经由进气口接收来自所述飞行器外部的介质的空气的至少一个涡轮轴引擎，所述引擎包括提供有至少一个压缩机和燃烧室的气体发生器，所述引擎还包括具有由来自所述燃烧室的排出气体驱动旋转的至少一个动力涡轮的动力总成。
所述动力涡轮随后连接到飞行器的至少一个拉升和/或推进部件。例如，动力涡轮至少通过主变速箱连接到拉升和/或推进旋翼。
这样的动力涡轮有时因为其功能而被称为“工作涡轮”，例如与气体发生器涡轮相比，它在于驱动引擎外部的部件。
动力涡轮可以是连接到气体发生器的涡轮，或它可以独立于气体发生器。
此外，该方法尤其由于以下步骤而引人注意：
处理器单元根据所述动力总成所产生的由扭矩测量系统测得的扭矩以及由速度测量系统测得的被称为“第二”转速的所述动力总成的转速来确定所述引擎所产生的真实动力；
所述处理器单元确定所述引擎理论上能产生的理论动力，所述理论动力是由所述处理器单元至少根据所述引擎的理论模型来确定的，所述理论模型至少根据由速度测量装置测得并称为“第一”转速的所述气体发生器的转速来提供动力；
所述处理器单元确定称为所述真实动力与所述理论动力之间的动力差的差；以及
处理器单元在以下情况下生成指示存在结冰状况的警报：
所述动力差大于预定动力阈值达长于时间阈值的历时；以及
由温度传感器测得的所述外部介质的外部温度处于低温度阈值与高温度阈值之间。
因此，处理器单元持续接收引擎所递送的扭矩Tq的值。扭矩Tq基于在引擎上执行的单一类型测量，例如通过使用常规扭矩测量系统。
另外，处理器单元持续接收动力总成的第一转速的值，本领域技术人员称为“N1”或“Ng”。该值由常规速度测量系统来测量。
在这样的情形下，处理器单元以某一采样频率来操作以确定引擎所递送的真实动力。
此外，处理器单元确定理论动力。理论动力由引擎的理论模型给出，如通过测试确定的。理论模型根据气体发生器的第一转速给出引擎通常应当提供的理论动力。
某些飞行器，且特别是旋翼飞行器，具有呈现由网格或由过滤器基于屏障或涡流技术来保护的进气口的特征。
结果，在飞行器遇到结冰状况时，冰累积在进气口保护上且部分地阻碍空气通过到达气体发生器。这样的阻碍造成压头损失(head loss)，这导致上游无穷大与来自进气口的下游之间的气压降低。
因此，传送到引擎的燃料的流速需要增加以使引擎所递送的动力保持恒定。
在“正常”状况下，引擎所递送的动力基本上与第一转速N1成比例。
引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率是已知的且可由引擎的热力学模型来建模。该热力学模型是处理器单元所使用的理论模型。
如果进气口变得被空气阻塞，则第一转速N1增加以使引擎所递送的动力保持恒定。引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率因而被修改并且不再与正常比率相对应。
然而，引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率也可在非结冰状况下作为引擎变脏的结果、作为特定气温状况的结果、作为飞行器的暂时机动的结果等等而被修改。
因此，使用该比率来用于确定结冰状况存在的目的决不是显而易见的。
此外，给定引擎的老化和因引擎被安装在飞行器上而造成的动力损失，理论动力可能难以估计。
在该上下文中，本发明提出了将所述真实动力与所述理论动力之间的动力差与动力阈值进行比较。
取决于环境大气状况，进气口中的压头损失量级增加1％导致引擎的1％-2％的动力损失。
因而，根据本发明，如果在显著的时长期间所述动力差大于所述动力阈值，则导致动力差增加的现象不是瞬时现象。进气口此时可能被冰阻碍。
因此，本发明提出了在(作为补充)外部温度位于预定温度范围内的情况下生成警报。
本发明因而在于持续验证多个准则被满足。在这些准则被满足时，处理器单元推论出引擎的进气口被冰阻碍，并且通过视觉和/或可听警报来通知机组。
飞行员随后可执行飞行手册中制定的动作以优化飞行安全。
本发明因而使得自动检测引擎的进气口中的冰的存在成为可能，即不涉及人类判断。这一检测用于警告飞行员结冰状况的存在。更一般地，该方法使得检测进气口的阻塞成为可能。
此外，该方法还使得检测信息项中的漂移成为可能，且具体地是真实动力的值的漂移。在该信息从非冗余工具导出时，尤其是单一系统测得的扭矩值，这一特性是感兴趣的。
该方法还可包括以下特性中的一者或多者。
因而，处理器单元可根据称为“工作台保证最小动力”的动力来确定所述理论动力，引擎的理论模型根据外部介质中的外部空气的压强和温度、第一转速、以及第二转速来提供工作台保证最小动力。
制造商随后将引擎置于引擎测试工作台，以通过常规测试来确立理论模型。
此外，处理器单元根据称为“工作台保证最小动力”的动力来确定所述理论动力，所述工作台保证最小动力是使用从包括以下各项的列表中选择的至少一个参数来校正的：表示因将所述引擎安排在飞行器上而造成的动力损失的安装损失，以及所述引擎的表示所述引擎与所述工作台保证最小动力相比的动力裕度的操作裕度。
在这些情形下，处理器单元随后：
确定所述引擎在被安排在所述飞行器上时能产生的称为“引擎安装保证最小动力”的动力；以及
通过以下步骤确定所述理论动力：
将在引擎健康检查期间获得的操作裕度加到所述引擎安装保证最小动力；和/或
从所述引擎安装保证最小动力减去作为所存储的安装损失模型的函数的所述安装损失。
具体而言，处理器单元随后可：
确定所述引擎在被安排在所述飞行器上时能产生的称为“引擎安装保证最小动力”的动力；
确定相对于所述引擎安装保证最小动力的操作裕度，所述操作裕度由引擎健康监视系统确立并传送给所述处理器单元；以及
确定所述理论动力，所述理论动力等于所述操作裕度加所述引擎安装保证最小动力的总和。
制造商可以确定引擎安装保证最小动力。然而，给定引擎可能能够产生大于该保证动力的动力。
为了知晓在飞行中真正可用的动力，飞行器可包括引擎健康监视系统。
引擎健康监视系统执行确定引擎相对于安装保证最小动力的操作裕度的方法。引擎健康按定期时间间隔(25小时的量级)来监视。
因此，本发明提出使用最新近知晓的操作裕度来用于确定从飞行器上安装的引擎可用的理论动力的目的。
可对文献作出参考以获得飞行器的引擎健康监视系统的描述。
为了确定引擎安装保证最小动力，可以应用以下过程。
在该过程中，处理器单元：
确定所述引擎在被安排在工作台上时能产生的称为“工作台保证最小动力”的动力；
根据所存储的安装损失模型来确定所述安装损失；
确定所述引擎安装保证最小动力，所述引擎安装保证最小动力等于所述工作台保证最小动力和所述安装损失之差。
这一过程提出使用模型来标识安装损失。
与引擎在工作台上递送的动力相比，该引擎在飞行器上所递送的动力可被减少。安装损失则表示引擎在被安排在工作台上时所递送的动力与引擎在被安装在飞行器上时所递送的动力之差。该差是进气口的类型和配合到安装在飞行器上的引擎的喷嘴的函数。此外，安装损失可以根据飞行情况(平飞、爬升、悬停、高速或低速、侧滑、……)而变化。
因而，安装损失模型可以根据外部介质中的空气的压强和温度以及还根据飞行器的行进速度来提供所述安装损失。
这一行进速度可以是所指示的的空气速度，通常被用首字母IAS指代。
这一安装损失模型可通过测试来确立。
最后，处理器单元可以根据引擎的所述理论模型来确定工作台保证最小动力，引擎的所述理论模型根据所述外部介质中的所述外部空气的压强和温度、所述气体发生器的第一转速、以及第二转速来提供所述工作台保证最小动力。
在这样的情形下，在第一阶段期间，处理器单元确定理论动力。
出于这一目的，在第一阶段的第一步骤期间，处理器单元根据引擎的所述理论模型来确定工作台保证最小动力。
在第一阶段的第二步骤期间，确定引擎安装保证最小动力以考虑安装损失。
在这样的情形下，并且在第一阶段的第三步骤期间，处理器单元通过考虑引擎相对于保证最小动力的操作裕度来从中推导出理论动力。
在可例如与第一阶段并行执行的第二阶段期间，处理器单元确定真实动力。
在比较第三阶段期间，处理器单元确定理论动力与通过测量获得的真实动力之间的动力差。
根据这一动力差以及外部温度，处理器单元可以在第四阶段期间操作以确定环境状况是否是结冰状况。
此外，低温度阈值可以等于例如-10摄氏度。
高温度阈值可以等于+5摄氏度。
所得的温度范围随后表示适用于结冰状况的温度。
此外，时间阈值可以是30秒。
时间阈值足够短以使与结冰状况有关的信息能被快速获得，同时足够长以限制过早检测到结冰的任何风险。
此外，动力阈值可以是例如150牛顿米(Nm)。
动力阈值的值是在测试飞行期间确立的。这一值考虑来自测量、来自引擎健康监视的结果的所有信息以及由于安装效果造成的可能难以测量的不确定性(如从引擎取走的空气和电力)。
具体而言，动力阈值足够高以确保上述不确定性的量级是秒，并且不留下关于以下事实的疑问：动力作为并且仅作为结冰的结果而损失。
除方法之外，本发明提供了一种用于飞行器的用于检测飞行器上的结冰状况的存在的检测器设备，所述飞行器具有至少一个涡轮轴引擎，所述引擎包括具有至少一个压缩机和燃烧室的气体发生器，所述引擎还包括具有由来自所述燃烧室的排出气体驱动旋转的至少一个动力涡轮的动力总成。
所述检测器设备包括：
用于测量所述动力总成所产生的扭矩的扭矩测量系统；
用于测量称为“第二”转速的所述动力总成的转速的速度测量系统，以及用于测量称为“第一”转速的所述气体发生器的转速的速度测量装置；
警报系统；
用于测量位于所述飞行器外部的外部介质中的空气的温度的温度传感器；以及
连接到所述扭矩测量系统和所述速度测量系统和所述警报系统以及所述温度传感器的处理器单元，所述处理器单元包括存储设备和计算单元，所述存储设备存储至少根据所述第一转速来提供动力的理论模型，所述计算单元执行来自所述存储设备的指令以执行上述方法。
该检测器设备可包括以下特性中的一者或多者：
因而，检测器设备可包括与处理器单元合作的引擎健康监视系统。
此外，检测器设备可包括存储在存储设备中的安装损失模型。
另外，所述检测器设备包括用于测量飞行器外部的气压的压强传感器。
最后，所述检测器设备可包括用于测量飞行器的行进速度的速度测量设备。
除检测器设备之外，本发明涉及具有涡轮轴引擎的飞行器，所述飞行器还包括这样的检测器设备。
附图说明
在对以说明方式且参照附图给出的对示例的以下描述的上下文中，将更详细地示出本发明及其优点，在附图中：
图1是本发明的设备的视图；以及
图2是解释本发明的方法的图。
存在于附图中的一者以上的元素在它们的每一者中被给予相同的参考标号。
具体实施方式
图1示出本发明的飞行器1。
具体而言，飞行器1包括拉升和/或推进旋翼2。旋翼2由包括至少一个涡轮轴引擎10和至少一个主变速箱3的动力装置来旋转驱动。
引擎10包括气体发生器11。气体发生器常规上提供有至少一个压缩机12、燃烧室13、以及通过主轴13'连接到压缩机12的至少一个膨胀涡轮14。
图1示出单个压缩机12和单个膨胀涡轮14。然而，压缩机和膨胀涡轮的数量可以依赖于需求而优化，且不对本发明的范围造成限制。
此外，压缩机12、膨胀涡轮14、以及将它们机械连接在一起的主轴13'始于绕引擎的纵向轴AX一起旋转。更确切地，压缩机12、膨胀涡轮14以及主轴13'被限于绕这一纵向轴一起旋转。
气体发生器的转速因而必须被理解为包括压缩机12连同膨胀涡轮14和主轴13'的气体发生器的旋转总成的第一转速N1。
此外，引擎10具有位于气体发生器下游的动力总成19。动力总成由燃烧室所生成的气体来驱动。
动力总成19包括位于燃烧室13下游的至少一个动力涡轮15。动力涡轮可以连接到气体发生器，或它可以独立于气体发生器，如图1所示。
在这样的情形下，动力涡轮15被紧固到适于驱动引擎外部的元件(诸如举例而言主变速箱3)的动力轴16。
图1示出包括单个动力涡轮15的动力总成。然而，动力涡轮的数量可以依赖于需求而优化，且不对本发明的范围造成限制。
离开燃烧室的气体随后使引擎的动力总成以第二转速N2旋转。
此外，飞行器1具有将围绕飞行器的外部介质EXT中存在的空气传递到气体发生器11的进气口17。
这一进气口可包括过滤装置18，诸如举例而言网格。
此外，飞行器1具有用于检测飞行器是否正在结冰状况下飞行的检测器设备20。
检测器设备20包括处理器单元21。处理器单元21具有存储设备23和计算单元22。作为示例，计算单元可包括执行存储在存储设备中的指令的处理器或等效物。存储设备可例如包括存储这样的指令的非易失性存储器和存储参数值的易失性存储器。
处理器单元可以是涡轮轴引擎的控制系统(如称为引擎控制单元(ECU)或全权数字引擎控制(FADEC)的系统)的集成部分。在这样的情形下，处理器单元的计算单元是控制系统的计算单元，存储设备是控制系统的存储设备。
存储设备存储引擎的操作的理论模型24。这一理论模型24通常通过测试获得。在这样的情形下，理论模型24至少根据引擎的第一转速N1来确定引擎的动力总成所递送的动力。
具体而言，理论模型24可以提供引擎的工作台保证最小动力Wmini。这一工作台保证最小动力Wmini表示制造商在引擎的整个生命期间保证的动力。这一工作台保证最小动力Wmini是通过在测试工作台上执行测试来确定的，并且因而远离飞行器。
理论模型24随后可根据以下因素来递送工作台保证最小动力：
进入引擎的空气(并且因而位于飞行器外部的外部介质EXT中存在的空气)的外部压强P0和外部温度T0；
气体发生器的第一转速N1；以及
动力总成的第二转速N2。
这一理论模型24可以是例如存储在存储设备23中(或者数据库中)的数学关系的形式。
具体而言，为了确定理论模型24中使用的参数的值，处理器单元经由有线和/或无线连接来连接到：
持续测量外部介质EXT中的空气的外部温度T0的温度传感器45；
测量空气的外部压强P0的压强传感器50；
测量第一转速N1的速度测量装置65；以及
测量第二转速N2的常规速度测量系统35。
此外，存储设备可以存储安装损失的模型25。这一安装损失模型25通常通过测试获得。在这样的情形下，安装损失模型25用来在飞行期间持续地确定引擎的安装损失Wpi，这些安装损失Wpi表示因引擎被安装在飞行器上而造成的以牛顿米(Nm)为单位的动力损失。
安装损失模型25随后可根据以下各项来递送安装损失：
进入引擎的空气(并且因而位于飞行器1外部的外部介质EXT中存在的空气)的外部压强P0和外部温度T0；以及
飞行器的行进速度IAS。
具体而言，出于确定行进速度IAS的值的目的，处理器单元通过有线和/或无线链路连接到测量飞行器的行进速度IAS的常规速度测量设备60。
此外，处理器单元通过有线和/或无线连接来连接到测量动力总成19所产生的扭矩的常规扭矩测量系统30。
另外，检测器设备20可包括与处理器单元21合作的常规引擎健康监视系统55。
这一引擎健康监视系统55可以是引擎的ECU或FADEC控制系统的集成部分。
在这种情形下，引擎健康监视系统55可以由存储在存储设备中的代码段来实现，处理器单元具有存储在存储设备中的另一代码段。
此外，检测器设备被提供有适于根据来自处理器单元21的命令来生成可视或可听警报41的警报系统40。
检测器设备20用于以预定采样频率来应用本发明的方法，如图2所示。
在第一阶段STP 1期间，处理器单元确定引擎10理论上应当产生的理论动力Wt。这一理论动力Wt因而表示在正常条件(即没有故障或阻塞(例如，作为冰沉积的结果))下引擎应当产生的动力。
因此，处理器单元运行引擎的理论模型以确定这一理论动力Wt。
例如，在第一阶段STP 1的第一步骤STP 1.1期间，处理器单元32通过应用理论模型24来确定工作台保证最小动力Wmini。
理论动力可等于这一工作台保证最小动力Wmini。
然而，处理器单元可以通过在从包括安装损失Wpi和操作裕度CSM的列表选择的至少一个参数的帮助下校正工作台保证最小动力Wmini来确定理论动力。
因而，在第一阶段STP 1的第二步骤STP 1.2期间，处理器单元可以根据安装损失Wpi来校正工作台保证最小动力Wmini。
此后，处理器单元根据所存储的安装损失模型25来确定安装损失Wpi。
在这样的情形下，处理器单元将外部压强P0、外部温度T0、以及行进速度IAS的测得值插入例如安装损失模型25。
处理器单元随后从中推导出安装损失Wpi。
在这样的情形下，处理器单元在以下关系的基础上确定引擎安装保证最小动力，其中“Wins”表示所示引擎安装保证最小动力，“Wmini”表示所示工作台保证最小动力，以及“Wpi”表示安装损失，以及“-”表示减号：
Wins＝Wmini-Wpi
理论动力则可等于引擎安装保证最小动力Wins。
然而，在第一阶段STP 1的第三步骤STP 1.3期间，处理器单元可以根据操作裕度来校正引擎安装保证最小动力Wins。
在这样的情形下，处理器单元咨询在引擎的最近健康检查期间确定的操作裕度。
引擎健康检查由引擎健康监视系统周期性地执行。在每一健康检查时，检测器设备存储所确定的操作裕度。
因此，处理器单元根据以下总和来确定理论动力，其中“Wt”表示所述理论动力，“Wins”表示所述引擎安装保证最小动力，“CSM”表示操作裕度，以及“+”表示加号；
Wt＝Wins+CSM
在一变型中，理论动力通过经由将操作裕度加到工作台保证最小动力以校正它并随后从中扣除安装损失来获得。
在另一变型中，理论动力通过经由将操作裕度加到工作台保证最小动力以校正它并同时从中减去安装损失来获得。
在又一变型中，理论动力通过仅经由将操作裕度加到工作台保证最小动力以校正它来获得。
独立于该变型，处理器单元在第二阶段STP 2期间操作以确定引擎10所产生的真实动力Wr。
为方便起见，这一阶段被称为“第二”阶段。然而，第二阶段可以与第一阶段STP 1同时执行，或甚至在第一阶段STP 1之前执行。
因此，处理器单元通过应用以下关系来确定真实动力，其中“Wr”表示所述真实动力，“Tq”表示扭矩测量系统30测得的扭矩，“N2”表示速度测量系统35测得的第二转速，以及“*”表示乘号：
Wr＝Tq*N2
在第三阶段STP 3期间，处理器单元确定三个条件是否满足。
在这样的情形下，处理器单元使用以下关系来确定真实动力Wr与理论动力之间的动力差ε：
ε＝Wr-Wt
如果动力差大于动力阈值SP，则处理器单元推论出第一条件被满足。
动力阈值SP可具有150Nm的值。
另外，在超过动力阈值时，开始时间计数，这一时间计数与时间阈值进行比较。如果动力差保持大于动力阈值直至所述时间计数达到时间阈值STPS，则处理器单元推论出第二条件被满足。
因此，如果动力差ε大于预定动力阈值SP达大于时间阈值STPS的持续历时，则第一条件和第二条件两者都被满足。
例如，动力差ε需要保持大于动力阈值SP达30秒(s)才能使处理器单元认为第一和第二条件两者都被满足。
此外，处理器单元将外部温度T0与低温度阈值SINF(-10摄氏度(℃)的量级)和高温度阈值SSUP(+5摄氏度的量级)进行比较。
如果外部温度位于低阈值SINF和高阈值SSUP之间，则处理器单元认为第三条件被满足。
在这样的情形下，在第四阶段STP 4期间，在以上所有三个条件被同时满足时，处理器单元通过向警报系统40发送警报信号来触发警报。
当然，本发明可关于其实施进行大量变型。尽管描述了几个实施例，但容易理解不可能想到详尽无遗地确定所有可能的实施例。自然，由等效装置替换所描述的任何装置是可能的，而不超出本发明的范围。
Claims (18)
1.一种检测飞行器(1)正在结冰状况下飞行的方法，所述飞行器(1)具有经由进气口(17)接收来自位于所述飞行器(1)外部的外部介质(EXT)的空气的至少一个涡轮轴引擎(10)；所述引擎(10)包括提供有至少一个压缩机(12)和燃烧室(13)的气体发生器(11)，所述引擎(10)还包括具有由来自所述燃烧室的排出气体驱动旋转的至少一个动力涡轮(15)的动力总成，所述方法包括以下步骤：
处理器单元(21)根据所述动力总成所产生的由扭矩测量系统(30)测得的扭矩(Tq)以及由速度测量系统(35)测得并被称为“第二”转速(N2)的所述动力总成(19)的转速来确定所述引擎(10)所产生的真实动力(Wr)；
所述处理器单元确定所述引擎(10)理论上能产生的理论动力(Wt)，所述理论动力(Wt)是由所述处理器单元(21)至少根据所述引擎的理论模型来确定的，所述理论模型至少根据由速度测量装置(65)测得的称为“第一”转速(N1)的所述气体发生器的转速来提供动力；
所述处理器单元(21)确定称为所述真实动力(Wr)与所述理论动力(Wt)之间的动力差(ε)的差；以及
所述处理器单元(21)在以下情况下生成指示存在结冰状况的警报：
所述动力差(ε)大于预定动力阈值(SP)达长于时间阈值(STPS)的历时；以及
由温度传感器(45)测得的所述外部介质(EXT)的外部温度(T0)处于低温度阈值(SINF)与高温度阈值(SSUP)之间。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述处理器单元(21)根据称为“工作台保证最小动力(Wmini)”的动力来确定所述理论动力(Wt)，所述引擎的所述理论模型(24)根据所述外部介质(EXT)中的所述空气的压强(P0)和温度(T0)、所述第一转速(N1)、以及所述第二转速(N2)来提供所述工作台保证最小动力(Wmini)。
3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述处理器单元(21)根据使用从包括以下各项的列表中选择的至少一个参数校正后的称为“工作台保证最小动力(Wmini)”的动力来确定所述理论动力：表示因将所述引擎(10)安排在飞行器(1)上而造成的动力损失的安装损失(Wpi)，以及所述引擎的表示所述引擎与所述工作台保证最小动力(Wmini)相比的动力裕度的操作裕度(CSM)。
4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述处理器单元(21)：
确定所述引擎在被安排在所述飞行器上时能产生的称为“引擎安装保证最小动力(Wins)”的动力；
确定相对于所述引擎安装保证最小动力(Wins)的操作裕度(CSM)，所述操作裕度(CSM)由引擎健康监视系统(55)确立并传送给所述处理器单元；以及
确定所述理论动力(Wt)，所述理论动力(Wt)等于所述操作裕度(CSM)加所述引擎安装保证最小动力(Wins)的总和。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述处理器单元：
确定所述引擎在被安排在工作台上时能产生的称为“工作台保证最小动力(Wmini)”的动力；
根据所存储的安装损失模型(25)来确定所述安装损失(Wpi)；
确定所述引擎安装保证最小动力(Wins)，所述引擎安装保证最小动力(Wins)等于所述工作台保证最小动力(Wmini)和所述安装损失(Wpi)之差。
6.如权利要求3所述的方法，其特征在于，所述处理器单元(21)：
确定所述引擎在被安排在所述飞行器上时能产生的称为“引擎安装保证最小动力(Wins)”的动力；以及
通过以下步骤确定所述理论动力(Wt)：
将在引擎健康检查期间获得的操作裕度(CSM)加到所述引擎安装保证最小动力(Wins)；和/或
从所述引擎安装保证最小动力(Wins)减去作为所存储的安装损失模型(25)的函数的所述安装损失(Wpi)。
7.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述安装损失模型(25)根据所述外部介质(EXT)中的所述空气的压强(P0)和温度(T0)并根据所述飞行器(1)的行进速度(IAS)来提供所述安装损失(Wpi)。
8.如权利要求5所述的方法，其特征在于，
所述处理器单元(21)根据所述引擎(10)的所述理论模型(24)来确定所述工作台保证最小动力(Wmini)，
所述引擎(10)的所述理论模型(24)根据所述外部介质(EXT)中的所述空气的压强(P0)和温度(T0)、所述气体发生器(11)的第一转速(N1)、以及所述第二转速(N2)来提供所述工作台保证最小动力(Wmini)。
9.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述低温度阈值(SINF)是-10摄氏度。
10.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述高温度阈值(SSUP)是+5摄氏度。
11.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述时间阈值(STPS)是30秒。
12.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述动力阈值(SP)是150牛顿米。
13.一种用于飞行器(1)的用于检测飞行器(1)上存在结冰状况的检测器设备(20)，所述飞行器(1)具有至少一个涡轮轴引擎(10)，所述引擎(10)包括具有至少一个压缩机(12)和燃烧室(13)的气体发生器(11)，所述引擎(10)还包括具有由来自所述燃烧室的排出气体驱动旋转的至少一个动力涡轮的动力总成，其中所述检测器设备包括：
用于测量所述动力总成所产生的扭矩的扭矩测量系统(30)；
用于测量称为“第二”转速的所述动力总成的转速的速度测量系统(35)，以及用于测量称为“第一”转速的所述气体发生器的转速的速度测量装置(65)；
警报系统(40)；
用于测量位于所述飞行器(1)外部的外部介质(EXT)中的空气的温度(T0)的温度传感器(45)
连接到所述扭矩测量系统(30)和所述速度测量系统(35)和所述警报系统(40)以及所述温度传感器(45)的处理器单元(21)，所述处理器单元(21)包括存储设备(23)和计算单元(22)，所述存储设备(23)存储至少根据所述第一转速(N1)来提供动力的理论模型(24)，所述计算单元执行来自所述存储设备的指令以执行如权利要求1所述的方法。
14.如权利要求13所述的检测器设备，其特征在于，所述检测器设备(20)包括与所述处理器单元(21)合作的引擎健康监视系统(55)。
15.如权利要求13或14所述的检测器设备，其特征在于，所述检测器设备(20)包括存储在所述存储设备(23)中的安装损失模型(25)。
16.如权利要求13所述的检测器设备，其特征在于，所述检测器设备(20)包括用于测量所述飞行器(1)外部的气压(P0)的压强传感器(50)。
17.如权利要求13所述的检测器设备，其特征在于，所述检测器设备(20)包括用于测量所述飞行器的行进速度(IAS)的速度测量设备(60)。
18.一种具有涡轮轴引擎的飞行器，其中所述飞行器(1)包括如权利要求13所述的检测器设备(20)。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1401738A FR3024434B1 (fr) | 2014-07-29 | 2014-07-29 | Procede et dispositif de detection de givrage d'une entree d'air d'un turbomoteur |
| FR1401738 | 2014-07-29 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105314117A CN105314117A (zh) | 2016-02-10 |
| CN105314117B true CN105314117B (zh) | 2017-08-25 |
Family
ID=51688122
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510442622.4A Active CN105314117B (zh) | 2014-07-29 | 2015-07-24 | 用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备 |
Country Status (7)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US9666051B2 (zh) |
| EP (1) | EP2979980B1 (zh) |
| CN (1) | CN105314117B (zh) |
| CA (1) | CA2896695C (zh) |
| FR (1) | FR3024434B1 (zh) |
| PL (1) | PL2979980T3 (zh) |
| RU (1) | RU2608990C1 (zh) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10184405B1 (en) * | 2016-04-15 | 2019-01-22 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of National Aeronautics And Space Administration | Aircraft engine icing event avoidance and mitigation through real-time simulation and controls |
| DE102016111902A1 (de) * | 2016-06-29 | 2018-01-04 | Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. | Verfahren und Assistenzsystem zur Detektion einer Flugleistungsdegradierung |
| GB201612021D0 (en) * | 2016-07-11 | 2016-08-24 | Rolls-Royce Ltd | A method of operating a gas turbine engine |
| GB2565842B (en) * | 2017-08-25 | 2020-04-01 | Ge Aviat Systems Ltd | Method and apparatus for predicting conditions favorable for icing |
| FR3077059B1 (fr) * | 2018-01-24 | 2020-01-31 | Airbus Operations | Methode de detection de conditions givrantes pour un aeronef par apprentissage automatique supervise |
| FR3095196B1 (fr) * | 2019-04-17 | 2021-12-03 | Airbus Helicopters | Procédé et dispositif pour estimer la santé d’une installation motrice d’un aéronef pourvu d’au moins un moteur et d’un filtre colmatable filtrant de l’air en amont du moteur |
| US11667392B2 (en) * | 2019-06-20 | 2023-06-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for operating a rotorcraft engine |
| FR3111947B1 (fr) * | 2020-06-30 | 2022-05-27 | Airbus Helicopters | système et procédé de filtration d’air à media filtrant autonettoyant pour un moteur d’un aéronef |
| US11897619B2 (en) * | 2021-11-22 | 2024-02-13 | Rosemount Aerospace Inc. | Heating prognostics system for ice protection system |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2046690B (en) * | 1979-02-01 | 1982-12-08 | Secr Defence | Instrumentation apparatus |
| GB2259895A (en) * | 1991-09-18 | 1993-03-31 | Sextant Avionique | An apparatus for detecting the icing-up of the blades of an aircraft rotor |
| US6304194B1 (en) * | 1998-12-11 | 2001-10-16 | Continuum Dynamics, Inc. | Aircraft icing detection system |
| EP2623746A1 (fr) * | 2012-02-06 | 2013-08-07 | Eurocopter | Procédé d'optimisation de performances d'un aéronef, dispositif et aéronef |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5354015A (en) * | 1993-08-10 | 1994-10-11 | Meador Robert H | System for warning the flight crew on board an aircraft of pre-flight aircraft icing |
| RU2200860C2 (ru) * | 2000-12-26 | 2003-03-20 | Летно-исследовательский институт им. М.М. Громова | Устройство для автономного определения наличия условий обледенения входных устройств газоперекачивающих агрегатов |
| US7487029B2 (en) * | 2004-05-21 | 2009-02-03 | Pratt & Whitney Canada | Method of monitoring gas turbine engine operation |
| FR2888287B1 (fr) * | 2005-07-07 | 2011-04-08 | Eurocopter France | Procede d'optimisation de l'enveloppe de perfomances d'un turbomoteur. |
| US7374404B2 (en) | 2005-09-22 | 2008-05-20 | General Electric Company | Methods and apparatus for gas turbine engines |
| NO324138B1 (no) * | 2006-05-08 | 2007-09-03 | Norsk Miljokraft Forskning Og | Fremgangsmate og anordning for styring av effekt til en utrustning for a motvirke isdannelse eller fjerning av sno/is pa en konstruksjonsdel |
| FR2902407B1 (fr) * | 2006-06-16 | 2009-04-17 | Eurocopter France | Procede et dispositif pour determiner le parametre limitant d'un turbomoteur. |
| WO2008138846A2 (en) | 2007-05-09 | 2008-11-20 | Dalsgaard Nielsen Aps | A method for warning of engine icing conditions and application of runup procedures for a jet engine |
| US8049147B2 (en) | 2008-03-28 | 2011-11-01 | United Technologies Corporation | Engine inlet ice protection system with power control by zone |
| US20090260341A1 (en) | 2008-04-16 | 2009-10-22 | United Technologies Corporation | Distributed zoning for engine inlet ice protection |
| US8068997B2 (en) * | 2009-02-06 | 2011-11-29 | Honeywell International Inc. | Continuous performance analysis system and method |
| EP2657133A3 (en) | 2012-04-27 | 2016-08-03 | Goodrich Corporation | Aircraft ice protection system with operation optimization based on ice-detection input |
| US8720258B2 (en) * | 2012-09-28 | 2014-05-13 | United Technologies Corporation | Model based engine inlet condition estimation |
-
2014
- 2014-07-29 FR FR1401738A patent/FR3024434B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2015
- 2015-07-08 PL PL15175834.9T patent/PL2979980T3/pl unknown
- 2015-07-08 EP EP15175834.9A patent/EP2979980B1/fr active Active
- 2015-07-09 CA CA2896695A patent/CA2896695C/fr active Active
- 2015-07-24 CN CN201510442622.4A patent/CN105314117B/zh active Active
- 2015-07-27 US US14/809,876 patent/US9666051B2/en active Active
- 2015-07-27 RU RU2015131173A patent/RU2608990C1/ru active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2046690B (en) * | 1979-02-01 | 1982-12-08 | Secr Defence | Instrumentation apparatus |
| GB2259895A (en) * | 1991-09-18 | 1993-03-31 | Sextant Avionique | An apparatus for detecting the icing-up of the blades of an aircraft rotor |
| US6304194B1 (en) * | 1998-12-11 | 2001-10-16 | Continuum Dynamics, Inc. | Aircraft icing detection system |
| EP2623746A1 (fr) * | 2012-02-06 | 2013-08-07 | Eurocopter | Procédé d'optimisation de performances d'un aéronef, dispositif et aéronef |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2979980A1 (fr) | 2016-02-03 |
| CA2896695A1 (fr) | 2016-01-29 |
| EP2979980B1 (fr) | 2016-08-24 |
| RU2608990C1 (ru) | 2017-01-30 |
| FR3024434B1 (fr) | 2016-08-05 |
| RU2015131173A (ru) | 2017-02-02 |
| CA2896695C (fr) | 2017-03-28 |
| US20160035203A1 (en) | 2016-02-04 |
| FR3024434A1 (fr) | 2016-02-05 |
| US9666051B2 (en) | 2017-05-30 |
| PL2979980T3 (pl) | 2016-12-30 |
| CN105314117A (zh) | 2016-02-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105314117B (zh) | 用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备 | |
| US9222412B2 (en) | Method and a device for performing a check of the health of a turbine engine of an aircraft provided with at least one turbine engine | |
| CN109113804B (zh) | 发动机和电机健康状况监测方法及燃气涡轮发动机 | |
| EP3034812B1 (en) | Torque sensor monitoring for gas turbine engine | |
| US10221735B2 (en) | Method of real-time oil consumption detection | |
| US7824147B2 (en) | Airfoil prognosis for turbine engines | |
| RU2011129689A (ru) | Система и способ применения датчика обледенения | |
| CN102928232A (zh) | 一种航空发动机整机性能衰退趋势预测方法 | |
| CA2970653A1 (en) | Shaft shear detection in gas turbine engines | |
| US10977880B2 (en) | Hover time remaining for an aircraft | |
| EP3431720B1 (en) | Ice detection on gas turbine components | |
| US11333035B2 (en) | Shaft shear detection in a gas turbine engine | |
| EP3173890B1 (en) | Fault detection methods and systems | |
| KR20130090848A (ko) | 항공기 성능의 최적화 방법, 장치, 및 항공기 | |
| JP6423886B2 (ja) | ガス発生器シャフトによる、シールでのコークス化の程度を監視するための方法 | |
| RU2476915C2 (ru) | Способ диагностики турбореактивного двухконтурного двигателя со смешением потоков | |
| EP3012439B1 (en) | Method to determine inertia in a shaft system | |
| Jorgenson et al. | Modeling the deterioration of engine and low pressure compressor performance during a rollback event due to ice accretion | |
| US10683105B2 (en) | Ram air turbine health monitoring system | |
| EP4345258A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine temperatures | |
| JP6461976B2 (ja) | 始動器による、動的シールでのコークス化の程度の監視 | |
| EP4257807A1 (en) | Monitoring fluid consumption of gas turbine engine during an engine cycle | |
| Hylmar et al. | Effect of Icing on the Unmanned Aerial Vehicle Propulsion Systems | |
| US20240060426A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine operating margins | |
| EP3447253A1 (en) | Fan stress tracking for turbofan gas turbine engines |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |