CN105986907A - 燃气涡轮发动机健康确定 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及燃气涡轮发动机健康确定，具体而言，提供了一种用于确定飞机发动机的更新的发动机健康因数的方法。该方法包括确定在飞机发动机的运行期间指示发动机健康的发动机状态。该方法还包括确定对于飞机发动机的基线发动机功率模型，并且使用确定的发动机状态变更基线发动机功率模型。该方法还基于变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。

Description

燃气涡轮发动机健康确定
联邦赞助研究
本发明在政府的支持下按美国军队的合同号W911W6-10-2-0006做出。政府在本发明中可具有某些权利。
优先权声明
本申请是要求2015年3月20日提交的美国临时专利申请No. 62/136,162的权益和优先权的非临时专利申请，该美国临时专利申请No. 62/136,162通过出于任何目的引用而结合在本文中。
技术领域
本发明主题总体上涉及一种用于评估燃气涡轮发动机的健康的方法，或者更特别地涉及一种用于确定燃气涡轮发动机的健康因数的方法。
背景技术
飞机涡轮发动机通常包括核心，该核心以串行顺序包括压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段以及排放区段。可设置一个或更多轴来驱动地将涡轮区段连接到压缩机区段上，并且可选地，驱动地将涡轮区段连接到负载上。当把这样的飞机发动机结合到旋翼飞机如直升机中时，飞机发动机的一个或更多轴可机械地联接到旋翼飞机的主转子上，使得主转子可以给该旋翼飞机提供升力。
考虑到航空旅行的特性，通常期望的是确保飞机发动机在飞行前和/或期间妥善地运行，并且在飞机发动机超过一定阈值而劣化前维护或大修此类飞机发动机。飞机发动机劣化的一个衡量值是发动机的发动机扭矩因数。发动机扭矩因数指的是可用的当前最大修正扭矩与对于标称发动机（例如，典型的新发动机）可用的最大修正扭矩的比值。当发动机扭矩因数下降到一定阈值以下时，可确定发动机需要“停飞”(take off wing)并且进行维护或者大修。
用于确定发动机扭矩因数的一种方式是通过利用提供修正的发动机温度与修正的发动机扭矩的关联的一个或更多基线发动机功率模型。基线发动机功率模型典型地对于标称发动机劣化的不同阶段基于标称飞机发动机而形成。但是，对于飞机发动机的劣化而言不同于标称发动机的劣化并不罕见（即，更快或者更慢地劣化）。因此，由于用于确定特定发动机的发动机扭矩因数的上述方法并没有考虑该特定的发动机实际上如何运行，用来确定发动机何时应该被停飞以便维护和/或大修的发动机扭矩因数阈值会过度保守。这会导致过早地使飞机发动机停飞并且不必要的维护/大修此类发动机。
因此，一种用于确定对特定飞机发动机特定的发动机扭矩因数的方法将是有用的。此外，一种能够考虑飞机发动机的一定操作状态和/或环境状态的用于确定发动机扭矩因数的方法将特别有益。
发明内容
本发明的多个方面和优点将在以下说明中部分地阐述，或者可由该说明而显而易见，或者可通过实践本发明而获悉。
在本发明公开的一个示例性方面，提供了一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法。该方法包括通过一个或更多控制装置确定在飞机发动机的运行期间指示发动机健康的发动机状态。该方法也包括通过一个或更多控制装置存取用于飞机发动机的基线发动机功率模型，以及通过一个或更多控制装置使用所确定的发动机状态变更该基线发动机功率模型。该方法还包括通过该一个或更多控制装置基于该变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。
在本发明的一个示例性实施例中，提供了一种计算装置。该计算装置包括一个或更多处理器以及至少一个有形的非易失性计算机可读取介质，该计算机可读取介质存储处理器实施操作时执行的指令。操作包括确定飞机发动机运行期间指示飞机发动机的发动机健康的发动机状态，以及存取用于该飞机发动机的基线发动机功率模型。操作还包括使用所确定的发动机状态变更基线发动机功率模型，并且基于该变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。
在本发明公开的另一个示例性方面，提供了一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法。该方法包括通过一个或更多控制装置确定飞机发动机运行期间的一个或更多发动机极限因数，并通过该一个或更多控制装置确定一个或更多环境状态。该方法还包括通过该一个或更多控制装置将一个或更多确定的发动机极限因数对标准化状态进行修正，并通过该一个或更多控制装置使用对标准化状态进行修正的所确定的发动机极限因数来确定基线发动机健康因数。该方法还包括通过该一个或更多控制装置基于该确定的环境状态对实时发动机健康因数变更该确定的基线发动机健康因数。
解决方案1：一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法，包括：
通过一个或更多控制装置确定在所述飞机发动机的运行期间指示发动机健康的发动机状态;
通过所述一个或更多控制装置存取用于所述飞机发动机的基线发动机功率模型；
通过所述一个或更多控制装置使用所确定的发动机状态变更所述基线发动机功率模型；以及
通过所述一个或更多控制装置基于变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。
解决方案2：如解决方案1所述的方法，其特征在于，所述发动机健康因数是发动机扭矩因数。
解决方案3：如解决方案2所述的方法，其特征在于，确定指示发动机健康的所述发动机状态包括通过所述一个或更多控制装置确定所述飞机发动机的运行期间多个发动机状态值，且其中使用所确定的发动机状态变更所述基线发动机功率模型包括通过所述一个或更多控制装置使用所述多个发动机状态值变更所述基线发动机功率模型。
解决方案4：如解决方案2所述的方法，其特征在于，所述发动机状态包括所述飞机发动机运行期间确定的所述飞机发动机的多个扭矩值。
解决方案5：如解决方案4所述的方法，其特征在于，还包括：
通过所述一个或更多控制装置将所述飞机发动机运行期间所确定的所述飞机发动机的多个扭矩值对标称状态进行修正。
解决方案6：如解决方案5所述的方法，其特征在于，所述飞机的所述基线发动机功率模型是限定基线发动机线的发动机扭矩对发动机入口温度模型。
解决方案7：如解决方案6所述的方法，其特征在于，所述基线发动机功率模型包括通过所述一个或更多控制装置绘制多个修正的扭矩值，并且通过所述一个或更多控制装置将所述基线发动机线更新成更新的发动机线以反映多个修正的扭矩值。
解决方案8：如解决方案7所述的方法，其特征在于，基于变更的发动机功率模型确定所述发动机扭矩因数包括通过一个或更多控制装置推测由更新的发动机线可用的最大发动机功率。
解决方案9：如解决方案1所述的方法，其特征在于，还包括：
通过所述一个或更多控制装置确定用于所述发动机状态的修正因数，并且其中变更所述基线发动机功率模型包括通过所述一个或更多控制装置使用所确定的发动机状态和修正因数变更所述基线发动机功率模型。
解决方案10：如解决方案9所述的方法，其特征在于，所述修正因数可结合一个或更多当前结冰因数或当前排气因数。
解决方案11：如解决方案9所述的方法，其特征在于，所述修正因数结合当前排气因数，并且其中所述当前排气因数是二进制排气因数。
解决方案12：一种计算装置，包括一个或更多处理器以及至少一个有形的非易失性计算机可读取介质，所述计算机可读取介质存储处理器实施操作时执行的指令，所述操作包括：
确定飞机发动机运行期间指示所述飞机发动机的发动机健康的发动机状态；
存取用于所述飞机发动机的基线发动机功率模型；
使用确定的发动机状态变更所述基线发动机功率模型；以及
基于变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。
解决方案13：如解决方案12所述的计算装置，其特征在于，所述发动机健康因数是发动机扭矩因数，并且其中所述发动机状态包括所述飞机发动机的运行期间确定的所述飞机发动机的多个扭矩值。
解决方案14：如解决方案13所述的计算装置，其特征在于，所述操作还包括：
将所述飞机发动机的运行期间确定的所述飞机发动机的多个扭矩值对标称化状态进行修正。
解决方案15：如解决方案14所述的计算装置，其特征在于，所述飞机的所述基线发动机功率模型是限定基线发动机线的发动机扭矩对发动机入口温度模型。
解决方案16：如解决方案15所述的计算装置，其特征在于，变更所述基线发动机功率模型包括绘制多个修正的扭矩值并且将所述基线发动机线更新成更新的发动机线以反映所述多个修正的扭矩值，并且其中基于变更的发动机功率模型确定所述发动机扭矩因数包括由所述更新的发动机线推测最大可用发动机扭矩。
解决方案17：一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法，包括：
通过一个或更多控制装置确定所述飞机发动机的运行期间的一个或更多发动机极限因数；
通过所述一个或更多控制装置确定一个或更多环境状态；
通过所述一个或更多控制装置将一个或更多确定的发动机极限因数对标称状态进行修正；
使用对标称状态进行修正的所确定的发动机极限因数通过一个或更多控制装置确定基线发动机健康因数；以及
通过所述一个或更多控制装置基于确定的环境状态对实时发动机健康因数变更确定的基线发动机健康因数。
解决方案18：如解决方案17所述的方法，其特征在于，所述发动机健康因数是可用功率的测量值。
解决方案19：如解决方案18所述的方法，其特征在于，对标称状态修正所述一个或更多确定的发动机极限因数包括通过所述一个或更多控制装置基于确定的环境状态对标称日间状态修正所述一个或更多确定的发动机极限因数。
解决方案20：如解决方案18所述的方法，其特征在于，所述基线发动机健康因数为在标称状态下可用功率的测量值，并且其中所述实时发动机健康因数是在环境状态下可用功率的测量值。
参考以下说明和所附权利要求，本发明的这些和其他特征、方面以及优点将更好地被理解。结合在说明书中并构成说明书一部分的附图图示了本发明的实施例，并且与说明一起用于解释本发明的原理。
附图说明
说明书中描述了针对本领域普通技术人员的本发明的完整而能够实施的公开，包括其最佳模式，其引用了附图，其中：
图1是根据本发明的一个示例性实施例的飞机的侧视图。
图2是根据本发明的一个示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。
图3是根据本发明的一个示例性方面用于确定发动机健康因数的方法的流程图。
图4是根据本发明的一个示例性方面的基线发动机功率模型。
图5是图4的基线发动机功率模型，具有绘制在其上的多个发动机状态。
图6是根据本发明的一个示例性方面的变更发动机功率模型。
图7是根据本发明的另一个示例性方面用于确定发动机健康因数的方法的流程图。
图8是根据本发明的一个示例性方面的可用功率模型。
图9是根据本发明的一个示例性方面的系统的示意性图表。
标号 部件
10 　飞机
12　 主转子
14　 发动机
16　 飞机的主体
18 　驱动轴
20 　尾部转子
22 　尾部转子驱动轴
24 　座舱
26 　控制器
28 　控制器
30 　传感器
50 　涡轴发动机
52 　纵向中心线
54 　核心
56 　外壳体
58 　环形入口
60 　LP压缩机
62 　HP压缩机
64 　燃烧区段
66　 HP涡轮
68　 LP涡轮
70　 排气
72 　HP轴
74 　LP轴
76 　核心空气流径
78 　空气
80 　燃烧气体
82 　HP涡轮定子叶片
84 　HP涡轮转子叶片
86　 LP涡轮定子叶片
88　 LP涡轮转子叶片
90　 负载
100　方法
102　步骤
104　步骤
106　步骤
108　步骤
110　步骤
112　步骤
114　步骤
200　模型
202　发动机线
204　Y轴线
206　X轴线
208　修正的温度值
210　适应性发动机线
212　点
214　点
216　点
300　方法
302　步骤
304　步骤
306　步骤
308　步骤
310　步骤
312　步骤
314　步骤
316　步骤
318　步骤
400　模型
402
404　X轴线
406　Y轴线
408　线
410　线
412　线
414　最小温度线
416　最大温度线
418
500　系统
502　控制器
504　传感器
506　用户输入装置
508　显示装置
510　计算装置
512　处理器
514　存储器
516　软件
518　有线通讯总线
520　无线网络。
具体实施方式
现在将详细参考本发明的当前实施例，其一个或更多示例在附图中图示。详细描述使用数字和字母编号来指代图中的特征。图和描述中相同或相似的编号被用来指本发明中相同或相似的部件。如本文中所用，术语“第一”、“第二”和“第三”可以可交换地使用来将一个部件与另一个相区分并且并不意图表示单个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”指相对于流体路径中流体流的相对方向。例如，“上游”指流体从其流动的方向，而“下游”指流体流向的方向。
对于例如飞行员或其他机组成员或飞机检修组成员而言，通常会有益的是拥有飞机的特定飞机发动机的精确发动机健康信息。特别是，对于飞行员或其他机组成员或飞机检修组成员会有益的是了解对于特定飞机发动机具体的发动机扭矩因数，以及特定飞机发动机可用的最大功率。发动机扭矩因数通常限定为当前最大可用扭矩量与对于标称发动机可用的最大扭矩量的比值。发动机扭矩因数通常可用来确定发动机的劣化量，其反过来可用来例如确定发动机何时需要停飞进行维护。作为对照，飞机发动机的最大可用功率因数例如指发动机能够产生的实时最大轴马力量。飞机发动机的最大可用功率因数给飞行员或其他机组成员传递飞行期间当时特定发动机可以产生多少功率。
典型地，发动机扭矩因数基于例如发动机的年龄而估计。但是，即使是相同的制造和型号，每个单独的发动机依然会以不同的速率劣化。因此，用于确定发动机何时需要修理的最小发动机扭矩因数通常会过分保守。从而，本发明公开的不同方面（例如见图3）可测量飞机发动机运行期间指示发动机健康的一个或更多发动机状态并适应性地更新标称发动机的基线模型。这样的方法可具有对于所关心的特定飞机发动机确定更精确以及定制的发动机扭矩因数信息的技术效果。
另外，对于飞机发动机最大的可用功率典型地通过确定飞机发动机运行期间一个或更多发动机极限因数而确定。这些发动机极限因数对标称日间状态进行修正(例如，预定的海拔和预定的温度)。修正的发动机极限因数然后决定飞机当前能够产生的功率的量（即，最大可用功率）。但是，如果发动机在标称日间状态之外运行，例如在高海拔和/或相对较高或较低温度下，这样的方法不能精确地给飞行员或其他机组成员提供期望的信息。因而，本发明公开的不同方面（例如见图7）可测量飞机发动机的实时环境状态并根据这些实时环境状态变更所确定的最大可用功率。这样的方法可具有给例如飞行员或其他机组成员提供更精确的最大可用功率信息的技术效果。
现在参考附图，其中贯穿附图相同的数字指相同的元件，图1描绘了根据本发明公开的一个示例性实施例的飞机，或者更具体地，旋翼飞机10，也称作直升机。
所描绘的飞机10包括构造成产生升力以驱动直升机10的主转子12。主转子12由发动机14驱动，发动机14安装在飞机10的机身16上的发动机支架（未示出）上。如以下将更详细地讨论的那样，发动机14构造成燃气涡轮发动机，或者更具体地，构造成涡轴发动机。发动机14构造成通过驱动轴18驱动转子12。
转动主转子12产生用于驱动飞机10的升力。但是，此外，主转子12也施加反向扭矩，该反向扭矩以相对于转子12的旋转方向相反的方向使直升机机身16旋转。在某些实施例中，尾部转子20安装在飞机10的后部，以便抵消由转子12产生的扭矩。对于所描绘的实施例，发动机14的一部分功率也被用来通过驱动轴22驱动尾部转子20。
提供了座舱24（其位于飞机10的机身16的前端）用于容纳飞机10的一名或多名飞行员或其他机组成员。该一名或多名机组成员可操作座舱24内的多个控制器26来操作飞机10和/或发动机14。控制器26例如可包括一个或多个踏板、操纵杆、杠杆等。此外，座舱24也可包括仪表或其他显示器来给该一名或多名机组成员提供关于飞机10和/或发动机14的信息。对于所描绘的实施例，飞机10的一个或多个方面的控制可由控制器28协助（亦见图9）。控制器28可以可操作地连接到例如位于飞机10的座舱24内的控制器26上，以及飞机10的发动机14中/上的多个传感器30上。该多个传感器30例如可包括环境状态传感器，如温度、压力和海拔传感器，以及用于感测发动机14的一个或更多状态的发动机状态传感器。
现在参看图2，提供的是根据本发明公开的一个示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性横截面视图。更具体地，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机是涡轴发动机50，本文称之为“涡轴发动机50”。在至少某些示例性实施例中，图2中所绘的涡轴发动机50可作为示例性发动机14结合到以上参考图1所述的飞机10中。但是，备选地，涡轴发动机50可结合到任何其他适合的飞机中。
如图2中所示，涡轴发动机50限定了轴向方向A（平行于用来参考而提供的纵向中心线52延伸）以及径向方向R。总体而言，涡轴10包括设置在大体管状外壳体56内的核心涡轮发动机54，外壳体56限定环状入口58。外壳体56以串行流的关系包围了压缩机区段、燃烧区段64、涡轮区段和排放区段70，压缩机区段包括增压器或低压(LP)压缩机60和高压(HP)压缩机62，涡轮区段包括高压(HP)涡轮66和低压(LP)涡轮68。高压(HP)轴或绕轴72驱动地将HP涡轮66连接到HP压缩机62上。低压(LP)轴或绕轴74驱动地将LP涡轮68连接到LP压缩机60上。压缩机区段、燃烧区段64、涡轮区段以及喷嘴区段70一起限定核心空气流路76。
在涡轴发动机50的运行期间，一定量的空气78通过入口58进入核心空气流路76，并且被提供给LP压缩机60。空气78的压力在其被导引通过LP压缩机60和HP压缩机62时升高。空气78离开HP压缩机62并流入燃烧区段64，在这里高压空气78与燃料混合并被燃烧以提供燃烧气体80。备选地，如图所绘，压缩机区段中空气78的至少一部分可流过一个或更多旁通通道81。对于所绘的实施例，旁通通道81位于LP压缩机60的下游并位于HP压缩机62的上游。但是，在其他示例性实施例中，旁通通路81可附加地或者备选地位于涡轴发动机50内任何其他合适的位置。
燃烧气体80然后被引导穿过涡轮入口进入HP涡轮80，在这里来自燃烧气体80的一部分热能和/或动能被通过HP涡轮定子叶片82和HP涡轮转子叶片84的连续的级提取，HP涡轮定子叶片联接到外壳体56上，而HP涡轮转子叶片联接到HP轴或绕轴72上。这样的构造使得HP轴或绕轴72旋转，从而支持HP压缩机62的运行。燃烧气体80然后被引导穿过LP涡轮入口，在这里来自燃烧气体80的第二部分热能和/或动能被通过LP涡轮定子叶片86和LP涡轮转子叶片88的连续的级提取，LP涡轮定子叶片联接到外壳体56上，而LP涡轮转子叶片联接到LP轴或绕轴74上。这样的构造使得LP轴或绕轴74旋转，从而支持LP压缩机60的运行。燃烧气体80随后被导引穿过排放区段70。
如同样图绘的那样，LP轴74在核心54后延伸以便向负载90提供旋转功率。例如，在某些示例性方面，负载90可为通过一个或更多驱动轴、变速箱等机械地联接的飞机10的主转子12和/或飞机的尾部转子22（见图1）。
此外，尽管没有绘出，但是应该理解的是涡轴发动机50可包括用来监测发动机50的某些状态的一个或更多传感器。例如，涡轴发动机50可包括配置成用来感测压缩机区段或涡轮区段中如涡轮区段的入口处的温度的一个或更多温度传感器。此外，涡轴发动机50可包括用于感测压缩机区段中的压力的压力传感器，用来确定穿过旁通通道81的空气流的量的传感器，用来确定一个或更多轴如HP轴72和/或LP轴74的旋转速度的传感器等。
另外，应该理解的是，图1中所绘的示例性涡轴发动机50仅作为示例而提供，并且在其他示例性实施例中，涡轴发动机50 可具有任何其他合适的构造。例如，在某些示例性实施例中，涡轴发动机50可不包括LP压缩机60，并且因此，LP涡轮68可仅支持LP轴74的旋转以便给负载90提供旋转功率。此外，涡轴发动机10可包括本文没有描述或者图2中没有描绘的各种致动器、导叶、端口等。另外，在又其他的示例性实施例中，涡轴发动机50可相反地配置成结合在任何其他合适的飞机如固定翼飞机或者任何其他形式的交通工具例如陆上交通工具或海洋交通工具中的任何其他合适的燃气涡轮发动机。例如，在其他示例性实施例中，本发明的不同方面可与例如涡扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮核心发动机、涡轮喷气发动机等联合使用。
现在参考图3，提供了用来确定特定飞机发动机的发动机健康因数的方法(100)的流程图。具体地，图3的示例性方法(100)可确定对于特定飞机发动机具体/定制的发动机扭矩因数。在某些示例性方面，图3的方法(100)可与例如图1的飞机10和/或图2的燃气涡轮发动机50一起使用。但是，在其他示例性方面，图3的方法(100)可另外地或者备选地与任何其他合适的飞机和/或燃气涡轮发动机一起使用。
方法(100)通常在(102)包括确定在飞机发动机的运行期间指示发动机健康的发动机状态。例如，在(102)确定的飞机发动机运行期间的发动机状态可包括当前扭矩值和对应的当前发动机温度值。当前发动机温度值可为在发动机的涡轮区段的入口处的温度，有时称之为涡轮气体温度(TGT)。
在某些示例性方面，在(102)确定的发动机状态可包括多个发动机状态值。例如，在(102)确定的发动机状态可包括多个当前发动机扭矩值和对应的当前发动机温度值。可贯穿发动机的运行诸如贯穿发动机安装到其上的飞机的飞行确定多个这些发动机状态值。
方法(100)还在(104)包括对于标称的状态修正所确定的发动机状态。例如，方法(100)可在(104)将确定的发动机扭矩值和对应的发动机温度值修正成对应于标称日间状态的值。因此，在(104)修正所确定的发动机状态可包括感测或以其他方式确定某些环境状态（例如环境温度和/或压力）并使所确定的发动机扭矩值以及对应的发动机温度值标准化至对应在预定海拔和预定温度下飞行的发动机扭矩值和发动机温度值（即，“修正的发动机扭矩值”和“修正的发动机温度值”）。
依然参考图3，并且现在也参考图4，方法(100)还包括在(106)存取用于飞机发动机的基线发动机功率模型。图4提供了根据本发明公开的一个示例性方面用于飞机发动机的示例性基线发动机功率模型200。对于所描绘的示例性方面，基线功率模型200是发动机扭矩对发动机温度模型，或者更特别地，修正的发动机扭矩对修正的发动机温度模型。修正的发动机扭矩对修正的发动机温度模型可基于发动机的预计劣化量而选择。例如，发动机的劣化量可基于发动机的年龄而预计。
如图4中所示，示例性基线发动机功率模型200通常包括描绘修正扭矩（Y轴线，204）和修正温度（X轴线，206）值之间关系的发动机线202。基线发动机功率模型200的发动机线202基于标称发动机确定。在发动机的最大修正温度下，可确定对于发动机的最大修正扭矩。然后可通过用标称发动机的最大修正扭矩除使用基线发动机功率模型200确定的最大修正扭矩来确定基线发动机扭矩因数。然而，显而易见地，以这种方式确定的发动机扭矩因数并没有考虑具体的发动机是如何运行的。例如，以这种方式确定的发动机扭矩因数并没有考虑特定的发动机是否比标称或典型发动机更快或者更慢地劣化。机组成员或者飞机维护人员因此将需要基于以这样的方式确定的发动机扭矩因数来保守地估计飞机发动机何时必须停飞以进行维修或者维护。
因此，现在也参考图5和6，该示例性方法(100)还包括在(108)使用在(102)确定并在(104)对标准化状态进行修正的发动机状态来变更基线发动机功率模型200。例如，在某些示例性方面，在(108)变更基线发动机功率模型可包括使用多个发动机状态值如多个修正的扭矩值以及对应的修正的发动机温度值来变更基线发动机功率模型。例如，图5描绘了具有在(102)确定并在(104)修正的添加到其上的多个发动机状态（即，修正的扭矩值和对应的修正的发动机温度值，总体标示为208）的图4的示例性基线发动机功率模型200。具体地，对于所描绘的实施例，在(108)变更基线发动机功率模型200包括在发动机功率模型200上绘制在(102)确定并在(104)修正的多个发动机状态。
如由图5显而易见的那样，绘制在其上的示例性发动机状态(数字208)与基线发动机线202并不对齐。本发明公开的发明人已经确定这样的结果与特定飞机发动机不同于标称飞机发动机而劣化相关。
因此，现在特别参考图6，在(108)变更基线发动机功率模型也包括将基线发动机线(202)(在图6中用虚影描绘)更新至更新的发动机线210以反映在(102)确定并在(104)修正的多个发动机状态。具体地，在(108)变更基线发动机功率模型200包括对于特定的飞机发动机使基线发动机线202适应以匹配在(102)确定并在(104)修正的发动机状态。这导致适应性的/更新的发动机线210。在某些方面，使发动机线202适应以匹配对于特定飞机发动机所确定的发动机状态（导致更新的发动机线210）可在飞行之后发生，和/或在已经收集了足够数量的发动机状态值之后发生。另外，发动机线202可使用任何合适的方法对于在(102)确定并在(104)修正的发动机状态值进行适应。例如，发动机线202可使用合适的线性回归公式或者任何其他合适的方法对于在(102)确定并在(104)修正的发动机状态值进行适应。
得到的更新的发动机线210（图6）然后可用来确定对于特定飞机发动机具体的更新的或者适应性的发动机扭矩因数。例如，依然参考图3，该示例性方法(100)还包括在(110)基于在(108)变更的发动机功率模型确定更新的发动机健康因数，即，更新的发动机扭矩因数。在某些示例性方面，在（110）确定适应的发动机扭矩因数可包括从图6的发动机功率模型200的更新的/适应的发动机线210推测可用的最大修正发动机扭矩，并且用可用的最大标称发动机扭矩来除该最大的可用修正发动机扭矩。对于图6中所绘的示例性模型，可用的最大修正发动机扭矩可与点212相关，并且可用的最大标称发动机扭矩可与点214相关。此外，如出于示例性目的所指出的那样，基线发动机线202在图6中以虚影描绘。如显而易见的那样，使用基线发动机线202来确定可用的最大发动机扭矩（对应于点216），对于所绘的实施例将导致低得多的发动机扭矩因数。
根据本发明公开的某些示例性方面的一种方法因而可允许更加定制地确定特定发动机的发动机扭矩因数，其可允许发动机例如以更少的不必要维护和/或大修而运行更长的时间段。
但是应该理解的是，以上参照图3描述的示例性方法（100）仅仅是作为示例。例如，尽管上述的该示例性方法(100)利用了基于回归的模型方法，但是在其他示例性实施例中，可使用任何其他合适形式的发动机模型。例如，在其他的示例性方面，可以采用基于物理的模型方法。此外，在其他的示例性方面，该示例性方法（100）可相反地配置成基于指示发动机健康的任何其他合适的发动机状态来确定任何其他合适的发动机健康因数。例如，在其他的示例性方面，该示例性方法（100）可另外地或者附加地将温度裕度或因数确定为发动机健康因数或者将扭矩裕度或因数确定为发动机健康因数。在此类示例性方面，该示例性方法（100）采用的发动机功率模型可为用来确定期望的发动机健康因数的任何合适的功率模型。此外，在又其他的示例性方面，可使用一个或更多以下发动机状态确定发动机健康因数：飞机发动机的核心速度，飞机发动机的风扇速度（例如当与涡扇燃气涡轮发动机一起使用时），飞机发动机的推力，压缩机排放压力和/或温度，燃料流量等。在某些示例性方面，利用一个或更多以上发动机状态可附加地包括对标称状态如标称日间状态修正此类发动机状态，并且基于一个或更多这些修正的发动机状态更新基线发动机功率模型。
此外，应该理解的是飞机发动机的某些运行状态可能影响在（102）确定的发动机状态。例如飞机的某些运行状态可使得在（102）确定的一个或更多发动机状态的值向上或向下漂移。例如，当飞机发动机例如用于结冰运行时，和/或从发动机的压缩机部分排出空气时，所确定的发动机状态可能偏移，使得所确定的发动机状态不进行修正就不可用于精确地代表发动机健康。因此，在至少某些示例性方面，尽管感测到可能影响发动机状态值的运行状态，该方法（100）依然可包括对于此类运行状态进行修正以允许该方法（100）使用在（102）确定的发动机状态。
具体地，依然参考图3，该示例性方法包括在（112）确定用于在（102）确定的发动机状态的修正因数以及在（114）将在（112）确定的该修正因数结合到在（102）确定的一个或更多发动机状态中。在（112）确定的该修正因数可为一个或更多所感测到的发动机的运行状态的结果。例如，在某些示例性方面，该修正因数可结合一个或更多当前结冰因数或当前排气因数。例如，该方法（100）可包括用一个或更多传感器感测是否正在发生结冰运行，以及飞机发动机是否正在排放空气。在（112）确定的修正因数可为二进制修正因数，使得该修正因数简单地确定是否正在发生结冰运行，或者飞机发动机是否正在排气。备选地，在（112）确定的修正因数可为测量的结冰或排气因数，使得修正的量基于感测的结冰或者排气的量。
但是，还应该理解的是，在其他示例性方面，可在（112）确定任何其他合适的修正因数并结合到在（114）确定的修正因数中。例如，在其他示例性方面，修正因数可包括考虑了是否利用一个或更多致动器的致动器修正因数，瞬态运行修正因数，入口过滤器修正因数，入口门开启/关闭修正因数，红外抑制挡板位置修正因数等。
此类示例性方法因此可允许在寒冷状态下运行飞机发动机时精确地进行测量并且利用此类测量值，诸如在环境状态接近冰冻状态期间，其中可典型地启动结冰运行并且利用飞机发动机资源。
现在参考图7，提供了用来确定特定飞机的更新的发动机健康因数的另一种方法(300)的流程图。具体地，图7的示例性方法（300）提供用来确定具体飞机发动机的更精确的、实时的最大可用功率因数或值。具体地，图7的示例性方法（300）可测量飞机发动机的实时环境状态并且根据这些实时环境状态变更确定的最大可用功率，从而给例如飞行员或其他机组成员提供更精确的最大可用功率信息。
如所绘的那样，图7的示例性方法（300）包括在（302）确定飞机发动机的运行期间的一个或更多发动机极限因数。例如，在（302）确定一个或更多发动机极限因数可包括确定发动机的当前扭矩、发动机的当前涡轮入口温度（例如，TGT温度），发动机的当前轴速，以及发动机的当前轴马力的一个或更多。这些发动机极限因数的一个或更多可通过使用定位在飞机发动机中或上的合适的传感器感测一个或更多发动机状态而确定。
此外，该示例性方法（300）包括在（304）确定飞机发动机的一个或更多环境状态。例如，该一个或更多环境状态可包括环境压力，环境温度等。在某些示例性方面，在（304）确定飞机发动机的一个或更多环境状态可包括使用位于发动机中或上、或者备选地位于发动机安装在其上的飞机中或上的环境状态传感器来感测飞机发动机的一个或更多环境状态。
此外，该示例性方法（300）包括在（306）将在（302）确定的一个或更多发动机极限因数对标准化状态进行修正。在至少某些示例性方面，在（306）将在（302）确定的一个或更多发动机极限因数对标准化状态进行修正包括基于在（304）确定的环境状态将一个或更多发动机极限因数对标称日间状态进行修正。例如，在（306）将在（302）确定的一个或更多发动机极限因数对标准化状态进行修正可包括将发动机极限因数修正成在特定海拔和特定温度下对应的发动机极限因数。但是，在其他示例性方面，标准化状态可相反地为任何其他合适的标准化状态。
此外，在至少某些示例性方面，在（306）将在（302）确定的一个或更多发动机极限因数对标准化状态进行修正可包括对于飞机发动机的指定劣化水平使用查询表修正一个或更多确定的发动机极限因数。备选地，在（306）修正在（302）确定的一个或更多发动机极限因数可包括利用在推测的极限状态下运行的模型。
示例性方法（300）还包括在（308）使用在（302）确定的并且在（306）对标准化状态修正的发动机极限因数确定基线发动机健康因数，其对于所描绘的示例性方面是最大可用功率的测量值。例如，所得到的修正的发动机极限因数可每个对应于用于确定最大可用功率的发动机模型。
尤其参考所绘的示例性方面，在（308）确定基线发动机健康因数包括在（310）将在（302）确定并在（306）对标准化状态进行修正的一个或更多发动机极限因数的每一个转换成公共因数。例如，在某些示例性方面，一个或更多发动机极限因数可包括当前扭矩、当前涡轮温度以及当前轴速度。这些发动机极限因数的每一个都可对标称日间值进行修正并转换成公共因数，其至少在某些方面可为修正的涡轮发动机温度。对于在（310）转换成公共因数的一个或更多涡轮极限因数的每一个，例如修正的涡轮发动机温度，该示例性方法（300）包括在（312）基于每个转换的发动机极限因数确定公共因数发动机边际线。
例如，现在也参考图8，绘出了可用功率模型400，其可基于在（302）确定并在（306）对标准化状态进行修正的发动机极限因数生成。图8的可用功率模型400提供了飞机发动机的可用功率（X轴线，404）对修正的涡轮发动机温度（Y轴线，406）的关系（即，发动机线）。转换的发动机极限因数可结合来确定涡轮边际线。例如，如用虚影所绘，线408可对应于代表修正的发动机温度值的发动机线，线410可对应于代表修正的发动机扭矩值（转换成修正的发动机温度）的发动机线，而线412可对应于代表修正的发动机的核心速度（也转换成修正的涡轮温度）的发动机线。如图所示，这些线的每一条的极限进行组合以形成公共因数发动机边际线414。
依然参考图7，对于所绘的方面，在（308）确定基线发动机健康因数还包括在（314）基于在（312）确定的公共因数发动机边际线414确定最大可用功率。例如，在（314）确定最大可用功率可包括在公共因数发动机边际线414到达或者超过用于飞机发动机的温度线之前可用功率的最大数量。对于图8中所绘的可用功率模型400，特定飞机发动机的温度极限由线416指示。因此，最大可用功率可使用图8的可用功率模型400通过对特定的飞机发动机在超过最大修正温度（Y轴线）即温度极限416之前确定最大功率（X-轴线）而确定。对于所绘的示例性方面，最大可用功率将为大约90%，其是在超过温度极限416之前x轴线上可用的最高功率（基于公共因数发动机边际线414）。
但是应该理解的是，在其他示例性实施例中，最大可用功率相反地可在（308）使用修正的发动机状态以任何其他合适的方式确定。例如，虽然图7中所绘的示例性方面利用基于回归的方法在（308）确定基线发动机健康因数，但在其他的示例性方面该示例性方法（300）可利用基于物理的模型或者任何其他合适的模型/方法来在（308）确定基线发动机健康因数。此外，在其他示例性实施例中，可确定并修正任何其他合适的发动机状态以在（308）确定最大可用功率。
但是，依然参考图7，在（308）确定的发动机健康因数，即，最大可用功率，对应于标称日间状态（例如，特定的海拔和特定的温度）。因此，最大可用功率可能不精确地代表指定飞机发动机的实际环境状态时可用的最大功率。因此，该示例性方法（300）包括在（316）使用例如在（304）确定的环境状态将在（308）确定的发动机健康因数对实时发动机健康因数进行变更。更特别地，该示例性方法（300）包括指定飞机发动机的当前环境状态时可能适当的对于飞机发动机的实时最大可用功率修正飞机发动机的最大可用功率。这样的示例性方法因而可允许做出更加精确的实时可用功率确定，这些在指定特定飞机发动机以及飞机发动机的实时环境状态时是适当的。例如，当飞机发动机在高海拔和/或在相对高或低的环境温度下运行时，该示例性方法（300）可提供更精确的实时最大可用功率确定。
尤其是，该示例性方法（300）还包括在（318）给飞机发动机的用户例如飞行员或其他机组成员提供实时发动机健康因数，并且在（320）以至少几秒一次来更新实时发动机健康因数。例如，在（318）给飞机发动机的用户提供实时发动机健康因数可包括通过飞机座舱中的一个或更多显示器或仪表给用户提供实时发动机健康因数。因此，图7的示例性方法（300）可提供实时的、最新的发动机健康因数信息。
现在参考图9，提供了根据本发明公开的一个示例性实施例的示例性基于计算机的系统500。该示例性系统500可配置成执行以上参考图3所述的示例性方法（100）和/或以上参考图7描述的示例性方法（300）。
图9的系统500包括控制器502，如图1的示例性飞机10的控制器28。如所绘的那样，控制器502可操作地连接到一个或更多传感器504上，一个或更多飞机控制器505上，一个或更多用户输入装置506上，以及一个或更多显示装置508上。一个或更多传感器504可包括定位在飞机发动机中或上的飞机发动机传感器，用于确定一个或更多发动机运行状态。另外地，或者备选地，一个或更多传感器504可包括位于飞机发动机安装到其上的飞机中或上的环境状态传感器，用于确定飞机发动机的一个或更多环境状态。此外，一个或更多飞机控制器505和用户输入装置506可包括例如位于飞机的座舱内的飞机控制器，或者任何其他合适的用户输入装置。最后，一个或更多显示装置508可包括用于向系统500的用户提供信息的仪表或显示屏，如飞行员或其他机组成员，或者飞机维护人员。另外地，或者备选地，显示装置508和/或用户输入装置506可包括例如在飞机发动机和飞机之外的维护设备，以协助维护组成员确定飞机发动机何时需要停飞并且进行维护或大修。例如，显示装置508可包括外部手持装置、平板电脑、个人计算机等。
对于所绘的实施例，示例性系统500配置成基于计算机的系统而控制器502包括具有一个或更多处理器512和相关存储装置514的计算装置510。计算装置510配置成执行各种计算机实施的功能来控制该示例性系统500。计算装置510可包括通用目的计算机或者专用目的计算机，或者任何其他合适的计算装置。应该理解的是，如本文中所用，处理器512可指控制器、微控制器、微计算机、可编程逻辑控制器（PLC）、专门应用集成电路以及其他可编程电路。另外，存储装置514通常可包括存储元件，包括但不限于，计算机可读取介质（例如随机存取存储器（RAM）），计算机可读取非易失性介质（例如闪存），只读式紧凑光盘（CD-ROM），磁光盘（MOD），数字多功能光盘（DVD），和/或其他合适的存储元件。存储器514可储存处理器512可存取的信息，包括可由处理器512执行的指令。例如，指令可为软件或者任意组指令，其在由处理器512执行时，导致处理器512实施操作。对于所绘的实施例，指令包括软件包516，其配置成操作系统500来例如执行以上参考图3和图7所描述的示例性方法（100），（300）。
在某些实施例中，控制器502（和计算装置510）可通过有线通讯总线518或者备选地，通过无线通讯网络连接到传感器504、飞机控制器505、用户输入装置506和显示装置508的至少其中一个上。例如，控制器502包括可通过无线通讯网络520无线地连接到一个或更多传感器504、飞机控制器505、用户输入装置506和显示装置508上的计算装置510。具体地，在某些示例性实施例中，控制器502可使用无线传感器网络（例如蓝牙通讯网络）、无线局域网络（WLAN）、点对点通讯网络（诸如射频识别网络、近场通讯网络等）或两个或更多以上通讯网络的组合来无线地连接。
此书面说明书使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且也使得任何本领域技术人员能够实践本发明，包括制造并使用任何装置或系统以及实施任何所结合的方法。本发明可授予专利的范围由权利要求书限定，并且可包括本领域技术人员想到的其他示例。此类其他示例如果包括不异于权利要求的字面语言的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的字面语言没有实质性区别的等同结构元件，则此类其他示例意在落入权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法，包括：
通过一个或更多控制装置确定在所述飞机发动机的运行期间指示发动机健康的发动机状态;
通过所述一个或更多控制装置存取用于所述飞机发动机的基线发动机功率模型；
通过所述一个或更多控制装置使用所确定的发动机状态变更所述基线发动机功率模型；以及
通过所述一个或更多控制装置基于变更的发动机功率模型确定发动机健康因数。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，所述发动机健康因数是发动机扭矩因数。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，所述发动机状态包括所述飞机发动机运行期间确定的所述飞机发动机的多个扭矩值。
4.如权利要求3所述的方法，其特征在于，还包括：
通过所述一个或更多控制装置将所述飞机发动机运行期间所确定的所述飞机发动机的多个扭矩值对标称状态进行修正。
5.如权利要求4所述的方法，其特征在于，所述飞机的所述基线发动机功率模型是限定基线发动机线的发动机扭矩对发动机入口温度模型。
6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，所述基线发动机功率模型包括通过所述一个或更多控制装置绘制多个修正的扭矩值，并且通过所述一个或更多控制装置将所述基线发动机线更新成更新的发动机线以反映多个修正的扭矩值。
7.如权利要求6所述的方法，其特征在于，基于变更的发动机功率模型确定所述发动机扭矩因数包括通过一个或更多控制装置推测由更新的发动机线可用的最大发动机功率。
8.如权利要求1所述的方法，其特征在于，还包括：
通过所述一个或更多控制装置确定用于所述发动机状态的修正因数，并且其中变更所述基线发动机功率模型包括通过所述一个或更多控制装置使用所确定的发动机状态和修正因数变更所述基线发动机功率模型。
9.一种用于确定飞机发动机的发动机健康因数的方法，包括：
通过一个或更多控制装置确定所述飞机发动机的运行期间的一个或更多发动机极限因数；
通过所述一个或更多控制装置确定一个或更多环境状态；
通过所述一个或更多控制装置将一个或更多确定的发动机极限因数对标称状态进行修正；
使用对标称状态进行修正的所确定的发动机极限因数通过一个或更多控制装置确定基线发动机健康因数；以及
通过所述一个或更多控制装置基于确定的环境状态对实时发动机健康因数变更确定的基线发动机健康因数。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，所述发动机健康因数是可用功率的测量值。
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