CN107109959A - 检测涡轮机中流体泄漏的方法及流体分配系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种检测涡轮机(10)中高温流体泄漏的方法。涡轮机(10)包括高温加压流体源，适用于分配所述高温流体的至少一个流体分配线路(14、15)，以及其中至少部分地容纳有该分配线路(14、15)的涡轮机隔舱。该方法包括以下步骤：测量涡轮机隔舱的至少两个压力参数，包括测量的压力以及随时间的压力变化；当涡轮机隔舱的两个压力参数的至少一个达到隔舱中高温流体泄漏的特征值时，检测高温流体泄漏。本发明还涉及一种高温流体分配系统以及一种包括这种高温流体分配系统的涡轮机。

Description

检测涡轮机中流体泄漏的方法及流体分配系统

说明书

技术领域

本发明涉及航空器涡轮机的领域，特别地涉及装备有这种涡轮机的流体分配系统的领域。涡轮机，在本说明书中这意味着具有涡轮的任何推进组件。推进组件不限于发动机本身，并且可特别地包括吊舱。

背景技术

涡轮机中的流体(特别地加压流体)分配系统通常包括大量线路，其中一些可至少部分地设置在涡轮机的敏感区域中。

因此，由于这些加压流体的通常高温度，在涡轮机的这些敏感区域之一中线路的任何泄漏都可变成问题，并且损害涡轮机。这特别地适用于“吊舱防结冰”(NAI)回路，以及起动器的加压空气流体回路，这两个回路部分地容纳在径向地位于涡轮机的风扇外壳外部以及吊舱内部的风扇区域中。更确切地，风扇区域径向地位于吊舱整流罩内部。

实际上，涡轮机的风扇，更特别地风扇区域，可包括具有低温电阻的复合材料元件。然而，穿过NAI回路的加压空气的风扇区域的泄漏可导致该区域中很可能超过350℃的强烈温度升高。在这些温度，复合材料元件仅可在相对短的时间间隙上保持其完整性，通常在15秒的数量级中。

出于这些原因，因此有必要研发流体检漏方法。

从文献US 7930928，已知在敏感区域安装温度传感器。这些温度传感器能够通过检测任何异常温度升高来研发一种监测这些敏感区域中流体的方法。这种温度监测因此允许在敏感地带检测可仅来自高温流体泄漏的异常高温流体供用。

因此，这种泄漏检测方法可以检测高温流体泄漏，不管这些泄漏的起源以及可能泄漏的线路数量。然而，如图1所示，所使用的温度传感器具有一些惯量。事实上，图1的图表表示在流体泄漏模拟过程中在该区域的实际温度901与由温度传感器同时测量的温度90。因此，尽管流体泄漏导致区域中的几乎瞬时温度升高(温度升高的总持续时间低于5秒)，由于该传感器作为具有高时间常数的低通滤波器作用在室温，温度传感器显示一种慢得多的温度升高(在130到140秒的数量级中)。例如，对于被认为对于具有低温度耐性的复合材料元件很关键的120℃的阈值温度，大致15秒对于检测其是必要的，而在一秒内达到该区域。如果通常8秒的潜伏延迟被添加到该延迟处理该信息并且对于涡轮机的处理单元以关闭流体分配系统的线路的阀，复合材料元件因此受到该临界温度一段接近23秒的时间。它还可被添加，这里给出的延迟与面对泄漏的温度传感器相关，并且远离泄漏位置放置的传感器可添加几秒钟的进一步延迟。

由于该时间理想地必须不超过15秒以保存复合材料元件的完整性，例如有必要将检测时间减少到7秒，如果潜伏延迟为8秒，并且无论相对于传感器的泄漏位置如何。

对于流体分配系统特别地存在该问题，所述流体分配系统包括航空器和涡轮机的起动器的加压高温进气线路以及NAI回路的空气进给线路。实际上，这些线路具有通常被容纳在涡轮机风扇区域中的导管，特别地用于为起动器以及进气导管的抗结冰回路进给加压空气。然而，如已经指出的，由于其包含的复合材料元件，风扇区域特别地敏感。因此，特别重要的是，无论流体泄漏的量级如何，这种高温加压空气分配系统能够在高温下在风扇区域中检测空气泄漏。

发明内容

本发明的一个目的是克服该缺点，并且一个目的因此是在涡轮机中提供一种高温流体泄漏检测方法，所述方法能够在涡轮机的区域中检测高温流体泄漏，与现有技术相比具有减少的检测延迟，并且所述方法对测量系统在涡轮机区域中的定位具有低依赖性，该检测方法必须能够检测到低流速流体泄漏(诸如对应于线路开裂)，以及高流速流体泄漏(诸如对应于待检测的线路断开)。

为此，本发明涉及一种航空器涡轮机中高温流体的泄漏检测方法，所述涡轮机包括：

—加压高温流体源，

—至少一个流体分配线路，其适用于分配所述高温流体到该涡轮机和/或旨在装配有所述涡轮机的航空器的不同零件，

—涡轮机区域，其中至少部分地容纳有该分配线路，所述区域在使用中具有与该高压流体相比更低的压力，

该方法包括以下步骤：

—测量该涡轮机区域的至少一个压力参数，

—当涡轮机区域的压力参数达到该区域中高温流体泄漏的阈值特征时，检测高温流体泄漏。

更确切地，本发明涉及一种包括以下步骤的方法：

—测量涡轮机区域的至少两个压力参数，所述压力参数包括被测量压力以及随时间的压力变化，

—当涡轮机区域的压力参数的至少一个达到该区域中高温流体泄漏的阈值特征时，检测高温流体泄漏。

涡轮机区域的压力被限定为在区域内侧主要存在的气体(通常空气)压力。该区域的压力参数，它意味着所测量的表示瞬时压力的数量，也就是说在给定时刻测量的数量完全如实地表示在同一时刻的压力。相反，如前面所解释的，区域内侧所测量的温度并不表示瞬时压力，特别地由于温度传感器的惯量，并且因此不构成该区域的压力参数。

采用这种方法，其可以以比通过温度阈值的简单检测方法低得多的延迟检测区域中的高温流体泄漏。实际上，在泄漏过程中区域中的流体供给通常产生遍布区域的整个体积分布的区域中的压力增加，而温度升高首先在泄漏时保持局部化。此外，压力传感器没有温度传感器的惯量问题，因此一旦泄漏出现由此所导致的压力升高，就可检测到。

因此，对于该检测方法，可以用与现有技术方法相比更低的检测延迟检测区域中高温流体泄漏的出现，无论该区域中泄漏的位置如何。

需要进一步注意的是，这种方法适用于检测流体泄漏，无论这些泄漏的流速如何。实际上，两个参数的测量，包括所测量的压力以及随时间的压力变化，能够通过随时间的测量值的变化快速地检测强流速流体泄漏，而所测量的压力能够检测低流速流体泄漏，后者不能通过随时间的测量值的变化而检测到。以这种方式，无论其流速如何，都提供了流体泄漏的快速检测。

相对于高压的低温，其在以上以及在本文献的其余部分意味着在由流体源提供的高温流体和遍布该区域中的温度之间的温差高于50℃，并且优选地大于100℃。

加压流体，其在以上以及在本文献的其余部分意味着一种其压力高于或等于0.2MPa，或甚至4MPa的流体。区域中的压力相对于加压流体通常较低，其与高温加压流体相比低至少2倍，或甚至4倍。

“达到”，当然这意味着压力参数等于或高于该阈值。

所测量的压力可以是一种从以下组中选择的测量的压力，所述组包括涡轮机区域的绝对压力，涡轮机区域相对于大气压力的相对压力，以及表示区域中空气压力和参考区域中气体压力之间差值的压差。当在涡轮机区域中测量的压力达到区域中高温流体泄漏的压力阈值特征时，检测泄漏发生。

由于可以检测低强度的加压流体泄漏，这种压力参数能够实现有效的泄漏检测，所述低强度的加压流体泄漏导致压力逐渐增加，进而导致温度逐渐增加。

当涡轮机区域中随时间的压力变化达到该区域中高温流体泄漏的变化阈值特征时，检测泄漏发生。

这种参数特别地适用于能够快速地检测强烈强度泄漏。实际上，这种泄漏在区域中产生快速压力增加，以及从而强烈的变化。因此，即使压力尚未达到表征高温流体泄漏的值，检测可发生。

随时间的压力变化可以是梯度dP/dt，或甚至两个给定时刻的压力差ΔP。

在测量步骤中，可以测量两个参数：涡轮机区域中所测量的压力以及随时间的压力变化。当来自区域中所测量的压力以及随时间的压力变化的至少一个达到相应阈值时，检测可能发生泄漏。

这种方法对于明显泄漏能够检测到快速高温流体泄漏，诸如与线路断开相关的这些，同时能够检测到不那么明显的高温流体泄漏，诸如与管道破裂相关的那些。

当涡轮机处于使用中时，该区域可与至少一个流体分配线路所分配的流体密封地隔离。

这种方法对这种区域特别地有利。由于该区域相对于高温流体被密封地隔离，因此不必被构造成耐高温，当该区域包括至少一个复合材料元件时，特别地更是这样。因此，防止任何流体泄漏都是更加重要的。

由于意图在一种包括至少一个第二涡轮机的航空器上实施该方法，该区域的所述至少一个压力参数可来自与该第二涡轮机的压力比较，该检测泄漏发生，当其来源于如下比较时，区域中压力与第二涡轮机的区域中压力相比变高一个阈值，所述阈值表征第一涡轮机的区域中的高温流体泄漏。

这种方法通过改变装备航空器的涡轮机的冗余度，能够使用相对低的压力差阈值，并且从而能够快速地检测离开其正常状态的涡轮机，正常状态由另一涡轮机表示。因此，对于重大泄漏以及对于更减少的泄漏实现了一种有效的检测。

该方法可包括以下的进一步步骤：

—如果检测到泄漏，关闭所述至少一个流体分配线路。

当已经检测到这种泄漏时，这种步骤能够在区域中使高温加压流体泄漏停止。这能够相对于高温保存该区域的脆性元件，诸如复合材料元件。

该涡轮机区域径向地位于风扇外壳和涡轮机吊舱整流罩之间。

高温流体可以是来自涡轮机的压缩机的空气，该涡轮机包括第一和第二流体分配线路，该第一线路是一种用于分配空气到该航空器以及涡轮机的起动器的线路，该第二线路是一种用于在涡轮机的进气管道分配空气以进给防结冰系统的线路，该第一线路和该第二线路至少部分地容纳在该区域中。

本发明的方法特别地适用于检测这种区域中的泄漏，并能检测这种流体分配线路的泄漏。实际上，径向地位于涡轮机的风扇外壳和吊舱整流罩之间的区域包括对泄漏特别敏感的复合材料元件，所述泄漏可发生在用于分配空气到航空器以及到涡轮机的起动器的线路上，以及发生在用于在涡轮机的进气管道分配空气以进给防结冰系统的线路上。

本发明还涉及一种航空器涡轮机的流体分配系统，该系统包括：

—加压高温流体源，

—适用于分配所述高温流体到该涡轮机和/或旨在装配有所述涡轮机的航空器的不同零件的至少一个高温流体分配线路，

—涡轮机区域，其中至少部分地容纳有该分配线路，在使用涡轮机时所述区域具有与高温流体相比更低的压力，

—能够测量该涡轮机区域的压力参数的至少一个测量设备，

—被布置成控制用于测量该涡轮机区域的压力参数的设备的处理单元。

当从该测量设备获得的该区域的压力参数达到区域中高温流体泄漏的阈值特征时，该处理单元被构造成检测高温流体泄漏。

更准确地，该至少一个测量设备适用于能够测量该涡轮机区域的至少两个压力参数，包括所测量的压力以及随时间的压力变化，

该处理单元被布置成从由测量设备获得的测量值中接收数据，

并且当从该测量设备获得的该区域压力的两个参数的至少一个达到区域中高温流体泄漏的阈值特征时，该处理单元被构造成检测高温流体泄漏。

这种系统能够实施根据本发明的泄漏检测方法，并且从而受益于与根据本发明的方法相关的优点。

该区域可相对于由至少一个线路分配的流体密封地隔离，该至少一个线路至少其中部分地容纳在该区域中隔离，并且该区域的内部体积与被容纳在该区域中的该至少一个线路的该部分的总体积相比可高两倍。

该区域的内部体积，在这里以及在本文的其余部分应该意味着，由该区域的内壁所分隔的体积，包括由包含在所述内部体积中的元件所占据的体积，诸如由被容纳在该区域中的该至少一个线路的部分所占据的体积。

所述区域可被关闭，并包含的空气体积与被容纳在该区域中的该至少一个线路的部分的总体积相比高两倍。

被包含在该区域中的空气体积，在此处以及本文的其余部分中应该意味着，包含空气的区域的内部体积，即不被包含在内部体积中的元件所占据的，诸如容纳在该区域中的该至少一个线路的部分。

所述区域可包括至少一个复合材料元件，该复合材料元件的耐温性不足以承受流体高温超过低于30秒的预定延迟。

所述复合材料元件可包括与空气体积相邻的区域壁，该至少一个高温流体分配线路穿过所述区域壁。

这种分配系统特别地适用于在高温流体泄漏的情况下保护该复合材料元件，由于可以在远低于30秒的时间中进行检测泄漏。

本发明还涉及一种包括根据发明的流体分配系统的涡轮机。

通过实施一种根据本发明的方法，这种涡轮机受益于与之相关的优点。

附图说明

在阅读以纯粹象征性且以决不限制目的给出的示例性实施方式的描述后，参考附图，将更好地理解本发明，在附图中：

—图1表示在高温加压空气泄漏中涡轮机风扇区域中温度变化的图表，同时通过温度传感器在相同风扇区域测量温度。

—图2示意性地示出了涡轮机的流体分配回路，

—图3是表示以低强度发生的NAI线路泄漏中，涡轮机风扇区域中压力升高的图表，

—图4是表示以低强度发生的启动器加压空气进给线路泄漏中，涡轮机风扇区域中压力升高的图表，在300毫秒打开压力限制门。

附图中表示的不同零件不必绘制成均匀比例，以使附图更清晰。

不同可能性(替代方案和实施方式)应被理解为彼此不排斥，并且可彼此组合。

具体实施方式

图2示意性地示出了一种根据本发明的装备涡轮机10的示例性加压高温流体分配系统，更精确地具有加压空气。所述涡轮机装备航空器。

该流体分配系统包括：

—形成高温加压空气源的高压压缩机11，

—具有外壳12的风扇，其在内部界定二级流路径，并且其外部限定用于测量风扇区域中压力的压力传感器121，

—涡轮机的吊舱13，其包括一种用于在其中进气的涡轮机的进气管道131，

—用于从高压压缩机到航空器采集高温加压空气的第一高压线路14，所述第一线路包括用于进给加压空气到涡轮机的起动器122的次级分支14a，

—用于使吊舱13以及涡轮机10的进气管道131的防结冰的第二线路15，

—未表示的被称为FADEC(“全权数字发动机控制器”)的发动机计算器。

风扇区域径向地位于风扇外壳12和涡轮机吊舱的整流罩13之间。它通常包括高温敏感复合材料的元件。因此，风扇区域12是涡轮机的敏感区域，其中检测可能的高温流体泄漏很重要，诸如通过高压压缩机11提供的加压空气。实际上，这些复合材料元件的耐温性通常不足以承受流体高温超过低于30秒的预定延迟，甚至低于或等于15秒。

常规地，风扇区域中的空气压力在0.02到0.14MPa之间。风扇区域相对于由第一和第二线路分配的流体隔离地密封。它的内部体积，它所包含的气体体积均高于被容纳在风扇12中的第一和第二线路14、15的部分的总体积。

高压压缩机11能够对第一和第二线路14、15进给通常可达到500℃的高温加压空气。

第一线路14被布置成从高压压缩机11采样加压空气，以对航空器进给加压空气，特别地对航空器的空气调节系统21以及航空器的机翼防结冰系统22进给加压空气。

在换热器141的上游，能够使从风扇中采样的空气(从图2中标记的线路123)冷却加压空气，第一线路14包括朝起动器122的次级线路14a。因此，第一线路14能够对位于发动机中心区域的起动器122进给加压空气，其温通常在360℃的数量级。第一线路14的次级线路14a中的压力通常在0.3到10MPa之间。

第一线路14包括通常称为ECS(环境控制系统)阀的第一阀142，用于控制从高压压缩机11采样的空气流速。

第二线路15能够进给吊舱13的进气管道131的防结冰回路。第二线路15包括用于控制在从高压压缩机11采样的空气的流速的第二阀151。通常第二线路15能够对进气管道13的防结冰回路1进给有在500℃数量级的温度的加压空气。在该第二线路15中流动的空气压力通常在2到3MPa之间。

不管第一或第二线路14、15如何，其相应管道的一部分都被容纳在风扇区域中。因此，如果风扇区域中的这些管道之一发生泄漏，这产生高温加压空气供给，并且因此该区域中的温度升高。这种温度升高对可以在风扇区域中的某些复合材料元件有害。

为了能够检测到这种泄漏，风扇区域包括压力传感器121，其用于检测暖空气泄漏在风扇区域中引起的压力升高。在通常结构中，该压力传感器121可以是存在于现有技术涡轮机的区域中的压力传感器，诸如被称为压力子系统(Pressure SubSystem)的压力传感器。

图3和4因此示出了在第一线路14和第二线路15相应的管道断裂中，由这种压力传感器121测量的风扇区域的压力升高。在这里关注图1与3和4之间横坐标的刻度差是很重要的。图1的刻度是秒，所测量温度901花费约150秒达到最大值，而图3和4的尺寸是毫秒，所测量压力变化904、905在这两种情况下花费小于400毫秒达到最大值。这表明，在风扇区域中监测压力能够比监测温度更快地实现泄漏检测。基于这种压力测量的泄漏检测因此允许足够快速的检测，从而能够实施对于关闭该泄漏线路很必要的操作，使得复合材料元件暴露于临界温度的时间不长于23秒。

图3更精确地示出了在第一线路14的管道破裂过程中，风扇区域中的压力升高，该压力变化是以psi表示的压差，即“每平方英寸的磅-力”，1psi等于约6900Pa。因此，在进给起动器的第一管道14破裂时，压力在远低于200毫秒的时间内增加约0.05psi，即345Pa。

图4示出了，在第二线路15的管道破裂过程中，压力增加更高，第二线路15对进气管道131的防结冰回路进给加压气体。实际上，在这种管道破裂过程中，风扇区域的压差可超过1.5psi，即超过10000Pa。更精确地，如通过在400毫秒之前一点的突然压降所示，在这种破裂过程中风扇区域的压力达到了压力限制面板的阀值，在达到所述阈值时所述面板打开。因此，当达到该阈值时，压力限制面板的打开导致压力减少变为0.1psi的数量级，即690Pa。

压力传感器121与发动机计算器通信。

为了在风扇区域中能够检测高温加压空气泄漏，该发动机计算器被构造成实施一种包括以下步骤的方法：

—由压力传感器121测量风扇区域中的压力，以确定至少一个压力参数，诸如所测量的压力的值，随时间的压力变化，朝涡轮机的另一元件的压力或另一涡轮机的风扇区域中的压差，

—如果至少一个压力参数达到(即，高于或等于)区域中高温加压空气泄漏的阈值特征，检测高温加压空气泄漏。

因此，根据本发明的第一可能性，参数可以是所测量的压力值，并且如果所测量的压力值超过预限定的阀值，因此检测高温流体泄漏。该预限定的阀值是被选择作为表征风扇区域中高温加压流体泄漏的值。

根据该可能性，考虑了发动机计算器的两个构造，阈值是一个被选择从而不管涡轮机状态如何都能够检测泄漏的固定值，或该阈值是一种可变的假设确定值，该可变的假设确定值为表示涡轮机状态的测量参数的函数。第一构造在泄漏检测的简单实施方式的范围内是优选的。在第一构造中，阈值例如可被设置为0.2MPa。

第二构造对于快速检测是更优选的。实际上，对这种第二种构造，该阀值可适用于涡轮机状态的函数，并且不与风扇区域的压力最高时的涡轮机的状态相关联设置。不管所保持的构造如何，这种第一可能性特别地适用于检测低强度压力流体泄漏，诸如在线路破裂时可形成的。

根据本发明的第二可能性，参数可以是在两个给定时刻之间随时间的压力变化，诸如梯度dP/dt，或压差ΔP。根据该可能性，阈值因此是相同类型的压力变化阈值。该第二可能性使用通过风扇区域泄漏的加压流体供给所产生的强烈压力上升。对于本发明的第一可能性，发动机计算器可具有两种结构，其中阈值分别为固定阈值或可变阈值。这两个结构的相应优点与对于第一可能性的优点相同。第二可能性特别地适用于快速检测强烈强度流体泄漏，诸如在线路断开过程中可以形成的。根据该第二可能性，考虑到随时间的压力变化是在两个时刻之间的确定压力梯度，被设置在200到3000Pa.s^-1之间，并且优选地等于500Pa.s^-1的压力梯度阈值是合适的。

根据第三可能性，该参数可以是在风扇区域中压力和另一涡轮机风扇区域中相同压力之间的压力差，所述另一涡轮机为诸如装备航空器的第二涡轮机。这一差异来自于风扇区域中压力与另一涡轮机的风扇区域中压力之间的比较。因此，只要涡轮机和另一涡轮机具有平行操作阶段，并且因此具有类似的操作参数，在一个涡轮机中风扇区域中压力相对于在一个其他的涡轮机中风扇区域中压力的更高使产生高压流体供应，因此确定高温流体泄漏的存在。该特征阈值对应于根据该可能性的泄漏的压差特征。

在该第三种可能性的范围内，为了确保可靠的泄漏检测，发动机计算器可被构造成仅在涡轮机的操作阶段中使检测起作用，其中它与另一涡轮机平行地操作，操作参数基本相同。因此，例如，发动机计算器可被构造成在涡轮机的起始阶段不实施流体检测，在起始阶段风扇区域中压力特别地高，这可在两个涡轮机之间产生不平衡。

取决于涡轮机的操作状态，发动机计算器可被构造成实施上述三种可能性中的单一种，同时实施这些可能性的几种，或甚至连续地实施这些可能性的几种。

同样，取决于从以上三种可能性中选择的可能性，发动机计算器可被构造成在涡轮机的一些操作阶段中停止泄漏检测，在所述一些操作阶段中，风扇区域的压力参数已知超过泄漏的阈值特征。这种构造能够设置低阈值以允许在泄漏风险更高的情况下快速检测，同时避免了可形成上述操作阶段的“假阳性”检测。

同样，根据本发明的检测原理与根据现有技术的泄漏检测方法并不是不兼容，特别地在文献US 7930928中描述的现有技术。因此，发动机计算器可完美地被构造成平行或/或交替地实施根据基于压力测量的所提及的任何可能性的泄漏检测以及根据基于温度测量的现有技术的检测。

发动机计算器也被构造成，当检测到加压空气泄漏时，关闭可能产生它的线路。除了第一和第二阀的该关闭外，发动机计算器还可被构造成从而传递错误代码到航空器，以表示故障刚刚发生。

因此，在接收到错误代码后，航空器可因此关闭ECS阀，并将错误信息传递到飞行员，以使其能够：

—从以下飞行条件退出，所述飞行条件由于丧失了吊舱防结冰能力存在冰外观风险，

—并且避免使用起动器进给阀。

这能够避免由于高温流体泄漏可能在风扇区域中造成的有害后果。

对于这种构造，发动机计算器形成处理单元，该处理单元被构造成由压力传感器121提供风扇区域的压力参数的测量值，并且如果区域的压力参数高于或等于阈值检测流体泄漏。根据本发明的一个优选替代方案，如果压力参数严格地高于泄漏的阈值特征，该发动机计算器可被构造成检测流体泄漏。

值得注意的是，如果在上述的实施方式中，该泄漏检测方法能够检测涡轮机的风扇区域中加压空气泄漏，它可适用于检测涡轮机的另一敏感区域中的泄漏。

Claims (15)

1.一种航空器涡轮机(10)中高温流体的泄漏检测方法，所述涡轮机(10)包括：

—加压高温流体源，

—适用于分配所述高温流体到该涡轮机(10)和/或旨在装配有该涡轮机(10)的航空器(20)的不同零件的至少一个流体分配线路(14、15)，

—涡轮机(10)区域，其中至少部分地容纳有分配线路(14、15)，所述区域在使用中的压力低于高压流体的压力，

该方法包括以下步骤：

—测量该涡轮机区域的至少两个压力参数，该压力参数包括测量的压力和随时间的压力变化；

—当涡轮机(10)区域的这两个压力参数的至少一个达到该区域中高温流体泄漏的阈值特征时，检测高温流体泄漏。

2.根据权利要求1所述的泄漏检测方法，其中，所述测量的压力选自以下组，所述组包括涡轮机区域的绝对压力，涡轮机区域相对于大气压力的相对压力，以及表示区域中压力和参考区域中压力之间差值的压差，当在涡轮机区域中测量的压力达到该区域中高温流体泄漏的压力阈值特征时，检测泄漏发生。

3.根据权利要求1或2所述的泄漏检测方法，其中，当涡轮机区域的随时间的压力变化达到该区域中高温流体泄漏的变化阈值特征时，检测泄漏发生。

4.根据权利要求1到3任一所述的泄漏检测方法，其中，在涡轮机的使用中，所述区域相对于由该至少一个流体分配线路(14、15)分配的流体密封地隔离。

5.根据权利要求1到4任一所述的泄漏检测方法，其意图在包括至少一个第二涡轮机的航空器上实施，其中，该区域的所述至少一个压力参数来自与第二涡轮机的压力比较，该检测泄漏发生，当其来源于如下比较时，区域压力与第二涡轮机的区域压力相比变高一个阈值，所述阈值表征第一涡轮机的区域中的高温流体泄漏。

6.根据权利要求1到5任一所述的泄漏检测方法，包括以下的进一步步骤：

—如果检测到泄漏，关闭所述至少一个流体分配线路(14、15)。

7.根据权利要求1到6任一所述的泄漏检测方法，其中，该涡轮机区域径向地位于风扇外壳(12)和涡轮机(10)的吊舱(13)的整流罩之间。

8.根据权利要求1到7任一所述的泄漏检测方法，其中，高温流体是来自涡轮机(10)压缩机的空气，该涡轮机包括第一和第二流体分配线路(14、15)，该第一线路(14)是一种用于分配空气到该航空器以及涡轮机(10)的起动器(122)的线路，该第二线路(15)是一种用于在涡轮机(10)的进气管道(131)分配空气以进给防结冰系统的线路，该第一和第二线路至少部分地容纳在区域中。

9.根据权利要求1到8任一所述的泄漏检测方法，其中，所述涡轮机(10)包括适用于分配高温流体的至少两个流体分配线路(14、15)，这两个分配线路(14、15)至少部分地容纳在涡轮机区域中，该方法包括如果检测到流体泄漏，关闭所有高温流体分配线路(14、15)的进一步步骤。

10.一种航空器涡轮机的高温流体分配系统，该系统包括：

—加压高温流体源，

—适用于分配所述流体到该涡轮机和/或旨在装配有所述涡轮机的航空器的不同零件的至少一个高温流体分配线路(14、15)，

—涡轮机区域，分配线路至少部分地容纳在涡轮机区域中，所述区域在该涡轮机的使用中的压力低于高压流体的压力，

—适用于能够测量该涡轮机区域的两个压力参数的至少一个测量设备(121)，所述压力参数包括测量的压力以及随时间的压力变化，

—被布置成从由该测量设备(121)获得的测量值接收数据的处理单元，

流体分配系统的特征在于，当从该测量设备(121)获得的区域压力的两个参数的至少一个达到区域中高温流体泄漏的阈值特征时，该处理单元被构造成检测高温流体泄漏。

11.根据权利要求10所述的流体分配系统，其中，区域相对于由该至少一个线路(14、15)分配的流体密封地隔离，所述至少一个线路(14、15)至少部分地容纳在所述区域中，并且所述区域的内部体积与被容纳在区域中的该至少一个线路(14、15)的该部分的总体积相比高两倍。

12.根据权利要求10或11所述的流体分配系统，其中，所述区域被封闭并且包含的空气体积与被容纳在区域中的该至少一个线路(14、15)的该部分的总体积相比高两倍。

13.根据权利要求10到12任一所述的流体分配系统，其中，所述区域包括至少一个复合材料元件，其耐温性不足以承受流体高温超过低于30秒的预定延迟。

14.根据权利要求13所述的流体分配系统，其中，所述复合材料元件包括与空气体积相邻的区域壁，该至少一个高温流体分配线路(14、15)穿过所述区域壁。

15.一种涡轮机，其包括根据权利要求10到14任一所述的流体分配系统。