CN110254746B - 燃气涡轮发动机健康状况确定 - Google Patents

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Abstract

一种用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法包括：由一个或多个控制装置确定飞行器发动机在切断放气条件下操作；当飞行器发动机在切断放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值，第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；当飞行器发动机在接通放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第二多个发动机健康状况修饰值；以及使用当飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。

Description

燃气涡轮发动机健康状况确定
联邦政府资助的研究
本发明在美国国防部的编号为W58RGZ-16-C-0047的合同下利用政府支持完成。政府可享有本发明的某些权利。
技术领域
本主题大体上涉及用于确定燃气涡轮发动机的健康状况的系统和方法，或者更具体而言，涉及用于确定燃气涡轮发动机的健康状况因数的方法。
背景技术
飞行器涡轮发动机大体上包括核心，该核心具有成串流顺序的压缩机区段、燃烧区段、涡轮区段，以及排气区段。可提供一个或多个轴，以将涡轮区段驱动地连接至压缩机区段，并且可选地，以将涡轮区段驱动地连接至负载。在此飞行器发动机结合到旋翼飞行器(如直升机)中时，飞行器发动机的一个或多个轴可机械地联接至旋翼飞行器的主转子，使得主转子可为旋翼飞行器提供升力。
考虑到空中行进的性质，大体上期望的是，确保飞行器发动机在飞行之前和/或在飞行期间正常地操作，并且在飞行器发动机劣化超过某个阈值之前维修或检修此类飞行器发动机。飞行器发动机的劣化的一种测量为发动机的发动机扭矩因数。发动机扭矩因数大体上是指可用的当前最大校正扭矩与(例如，同规格发动机的)基准发动机可用的最大校正扭矩的比率。在发动机扭矩因数下降到某个阈值以下时，可确定发动机需要被认定成“离翼”并维修或检修。
用于确定发动机扭矩因数的一种方式是通过使用一个或多个基线发动机热力学模型，并且提供各种当前发动机健康状况修饰值(modifier value)以将基线发动机热力学模型“调整”到评估的特定发动机。然而，此类系统需要实时压缩机放出气流值，以便精确地确定发动机扭矩因数。因此，此类系统需要用于感测此类压缩机放出气流的传感器(及相关的硬件)，和/或用以预测实时压缩机放出气流值的复杂算法。
此类系统和方法可因此不期望地需要另外的构件和/或计算能力，以便确定发动机扭矩因数。此外，使用相对复杂的算法来预测实时压缩机放出气流值可为不准确的。因此，用于确定特定飞行器发动机特有的发动机扭矩因数的改进方法将为有用的。此外，用于确定能够顾及飞行器发动机的某些操作条件和/或环境条件的发动机扭矩因数的方法将为特别有益的。
发明内容
本发明的方面和优点将在以下描述中部分地得到阐述，或者可根据描述而为显而易见的，或者可通过本发明的实践而习知。
在本公开的一个示例性方面中，提供一种用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法。方法包括由一个或多个控制装置确定飞行器发动机在切断放气(bleed off)条件下操作；当飞行器发动机在切断放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值，第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；当飞行器发动机在接通放气(bleed on)条件下操作时由一个或多个控制装置确定第二多个发动机健康状况修饰值；以及使用当飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。
在一个示例性方面中，由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数，使用第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值调整该构件级发动机模型。
在一个示例性方面中，由一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值包括由一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示第一发动机健康状况修饰值的数据。
在一个示例性方面中，由一个或多个控制装置确定第二多个发动机健康状况修饰值包括由一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示第二多个发动机健康状况修饰值的数据。
在一个示例性方面中，第一发动机健康状况修饰值为第一多个发动机健康状况修饰值中的一个，并且其中第一多个发动机健康状况修饰值另外包括第一压缩机构件效率值和第一压缩机流标量值。
在一个示例性方面中，第二多个发动机健康状况修饰值包括第二压缩机构件效率值和第二压缩机流标量值。
例如，在某些示例性方面中，由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数包括使用第二压缩机构件效率值、第二压缩机流标量值，以及当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。
在一个示例性方面中，接通放气条件为飞行器发动机的飞行操作条件。
例如，在某些示例性方面中，由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数包括由一个或多个控制装置在飞行操作条件期间连续地确定发动机健康状况参数。
在一个示例性方面中，由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数包括由一个或多个计算装置确定针对飞行器发动机的发动机性能因数。
在一个示例性方面中，由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数还包括当飞行器发动机在接通放气条件下操作时由一个或多个计算装置接收指示飞行器发动机的操作条件的数据；以及进一步使用接收的数据来由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数，其中该接收的数据指示当飞行器发动机在接通放气条件下操作时飞行器发动机的操作条件。
例如，在某些示例性方面中，指示飞行器发动机的操作条件的数据包括指示至飞行器发动机的燃烧区段的燃料流的数据、指示飞行器发动机的一个或多个环境条件的数据，或两者。
在某些示例性方面中，方法还包括由一个或多个计算装置确定飞行器发动机在接通放气条件下操作。
在一个示例性方面中，飞行器发动机为用于直升机的涡轮轴发动机。
在某些示例性方面中，方法还包括由一个或多个计算装置将指示确定的发动机健康状况参数的数据提供给操作员。
在某些示例性方面中，方法还包括至少部分地基于确定的发动机健康状况参数来由一个或多个计算装置控制飞行器发动机。
在一个示例性实施例中，提供一种计算装置。计算装置包括一个或多个处理器和至少一个有形非暂时性计算机可读介质，计算机可读介质存储指令，该指令在由处理器执行时执行操作。操作包括：确定飞行器发动机在切断放气条件下操作；当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定第一发动机健康状况修饰值，第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；当飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定第二多个发动机健康状况修饰值；以及使用当飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来确定发动机健康状况参数。
在一个示例性实施例中，确定发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来确定发动机健康状况参数，使用第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当飞行器发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值调整该构件级发动机模型。
在一个示例性实施例中，确定第一发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示第一发动机健康状况修饰值的数据。
在一个示例性实施例中，确定第二多个发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示第二多个发动机健康状况修饰值的数据。
本发明的这些及其它的特征、方面和优点将参照以下描述和所附权利要求书而变得更好理解。结合在本说明书中并且构成本说明书的部分的附图示出本发明的实施例，并且连同描述一起用来阐释本发明的原理。
技术方案1. 一种用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法，包括：
由一个或多个控制装置确定所述飞行器发动机在切断放气条件下操作；
当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时由所述一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值，所述第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；
当所述飞行器发动机在接通放气条件下操作时由所述一个或多个控制装置确定第二多个发动机健康状况修饰值；以及
使用当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时确定的所述第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来由所述一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。
技术方案2. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数，使用所述第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值调整所述构件级发动机模型。
技术方案3. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述第一发动机健康状况修饰值包括由所述一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示所述第一发动机健康状况修饰值的数据。
技术方案4. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述第二多个发动机健康状况修饰值包括由所述一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示所述第二多个发动机健康状况修饰值的数据。
技术方案5. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述第一发动机健康状况修饰值为第一多个发动机健康状况修饰值中的一个，并且其中所述第一多个发动机健康状况修饰值另外包括第一压缩机构件效率值和第一压缩机流标量值。
技术方案6. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述第二多个发动机健康状况修饰值包括第二压缩机构件效率值和第二压缩机流标量值。
技术方案7. 根据技术方案6所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括使用所述第二压缩机构件效率值、所述第二压缩机流标量值，以及当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数。
技术方案8. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述接通放气条件为所述飞行器发动机的飞行操作条件。
技术方案9. 根据技术方案8所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括由所述一个或多个控制装置在所述飞行操作条件期间连续地确定所述发动机健康状况参数。
技术方案10. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数包括由所述一个或多个计算装置确定针对所述飞行器发动机的发动机性能因数。
技术方案11. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数还包括：
当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时由所述一个或多个计算装置接收指示所述飞行器发动机的操作条件的数据；以及
进一步使用所述接收的数据来由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数，其中所述接收的数据指示当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时所述飞行器发动机的所述操作条件。
技术方案12. 根据技术方案11所述的方法，其特征在于，指示所述飞行器发动机的所述操作条件的所述数据包括指示至所述飞行器发动机的燃烧区段的燃料流的数据、指示所述飞行器发动机的一个或多个环境条件的数据，或两者。
技术方案13. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述一个或多个计算装置确定所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作。
技术方案14. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述飞行器发动机为用于直升机的涡轮轴发动机。
技术方案15. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述一个或多个计算装置将指示所述确定的发动机健康状况参数的数据提供给操作员。
技术方案16. 根据技术方案1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
至少部分地基于所述确定的发动机健康状况参数来由所述一个或多个计算装置控制所述飞行器发动机。
技术方案17. 一种计算装置，包括一个或多个处理器和至少一个有形非暂时性计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令，所述指令在由所述处理器执行时执行操作，所述操作包括：
确定所述飞行器发动机在切断放气条件下操作；
当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定第一发动机健康状况修饰值，所述第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；
当所述飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定第二多个发动机健康状况修饰值；以及
使用当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时确定的所述第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来确定发动机健康状况参数。
技术方案18. 根据技术方案17所述的计算装置，其特征在于，确定所述发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来确定所述发动机健康状况参数，使用所述第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值调整所述构件级发动机模型。
技术方案19. 根据技术方案17所述的计算装置，其特征在于，确定所述第一发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示所述第一发动机健康状况修饰值的数据。
技术方案20. 根据技术方案17所述的计算装置，其特征在于，确定所述第二多个发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示所述第二多个发动机健康状况修饰值的数据。
附图说明
在参照附图的说明书中阐述本发明的针对本领域技术人员而言的完整且充分的公开，包括其最佳模式，在附图中：
图1为根据本公开的示例性实施例的飞行器的侧视图。
图2为根据本公开的示例性实施例的示例性燃气涡轮发动机的示意性截面视图。
图3为根据本公开的示例性方面的控制系统的示意图。
图4为根据本公开的示例性方面的用于确定发动机健康状况的方法的流程图。
图5为根据本公开的另一示例性方面的用于确定发动机健康状况的方法的流程图。
图6为根据本公开的示例性实施例的系统的示意图。
部件列表
10飞行器
12主转子
14发动机
16飞行器的本体
18驱动轴
20尾部转子
22尾部转子驱动轴
24驾驶舱
26控制装置
28控制器
30传感器
50涡轮轴发动机
52纵向中心线
54核心
56外壳
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排气口
72 HP轴
74 LP轴
76核心空气流动路径
78空气
80燃烧气体
82 HP涡轮定子导叶
84 HP涡轮转子叶片
86 LP涡轮定子导叶
88 LP涡轮转子叶片
90负载
100控制系统
102传感器
104通信总线
106电线
110发动机健康状况参数
112校准模块
114切断放气指示器子模块
116发动机健康状况修饰器(modifier)子模块
118压缩机构件效率值
120流标量值
122压缩机泄漏流值
124其它值
126构件级发动机模型
128操作条件模块
130环境条件
132燃料流
134其它
136传感器
138发动机健康状况跟踪模块
140发动机健康状况修饰器子模块
142压缩机构件效率值
144流标量值
146其它
148压缩机泄漏流值
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有线通信总线
520无线网络。
具体实施方式
现在将详细参照本发明的实施例，其一个或多个示例在附图中被示出。详细描述使用了数字和字母标号来指代附图中的特征。附图和描述中相同或类似的标号用于表示本发明的相同或类似的部分。如本文中使用的，用语“第一”、“第二”和“第三”可被可互换地使用，以将一个构件与另一个区分开，并且不旨在表示独立构件的位置或重要性。用语“上游”和“下游”是指相对于流体通道中的流体流的相对方向。例如，“上游”是指流体流自的方向，而“下游”是指流体流至的方向。
现在参照附图，其中相同的数字遍及附图表示相同的元件，图1描绘根据本公开的示例性实施例的飞行器，或者更具体而言，旋翼飞行器10(也被称为直升机)。
描绘的飞行器10包括主转子12，其构造成生成用于驱动飞行器(即，直升机)10的升力。主转子12由发动机14驱动，发动机14安装在飞行器10的机身16上的发动机支架(未示出)上。如将在下面更详细地论述的，发动机14构造为燃气涡轮发动机，或者更具体而言，构造为涡轮轴发动机。发动机14构造成通过驱动轴18驱动转子12。
使主转子12转动生成用于驱动飞行器10的升力。另外，然而，主转子12还施加反向扭矩，该反向扭矩使直升机机身16沿相对于转子12的旋转方向的相反方向旋转。在某些实施例中，尾部转子20安装在飞行器10的后部处，用于抵消由转子12生成的扭矩。对于描绘的实施例，发动机14功率的部分也用于通过驱动轴22驱动尾部转子20。
位于飞行器10的机身16的前端部处的驾驶舱24设成用于容纳飞行器10的一个或多个驾驶员或其它机组人员。一个或多个机组人员可操纵驾驶舱24内的多个控制装置26，以操作飞行器10和/或发动机14。控制装置26可包括例如一个或多个踏板、控制杆、杠杆等。此外，驾驶舱24还可包括仪表或其它显示器，以向一个或多个机组人员提供关于飞行器10和/或发动机14的信息。对于描绘的实施例，飞行器10的一个或多个方面的控制可由控制器28辅助(也见图6)。控制器28可被可操作地连接至例如位于飞行器10的驾驶舱24内的控制装置26，以及发动机14和飞行器10中/上的多个传感器30。多个传感器30可包括例如环境条件传感器(如温度传感器、压力传感器以及高度传感器)，以及用于感测发动机14的一个或多个条件的发动机条件传感器。
现在参照图2，提供根据本公开的示例性实施例的燃气涡轮发动机的示意性截面视图。更具体而言，对于图2的实施例，燃气涡轮发动机为涡轮轴发动机50，在本文中被称为“涡轮轴发动机50”。在至少某些示例性实施例中，图2中描绘的涡轮轴发动机50可作为示例性发动机14结合到以上参照图1描述的飞行器10中。然而，备选地，涡轮轴发动机50可结合到任何其它合适的飞行器中。
如图2中示出的，涡轮轴发动机50限定轴向方向A(平行于用于参考而提供的纵向中心线52延伸)和径向方向R。大体上，涡轮轴发动机50包括设置在大致管状的外壳56内部的核心涡轮发动机54，大致管状的外壳56限定环形入口58。外壳56包封成串流关系的包括增压器或低压(LP)压缩机60和高压(HP)压缩机62的压缩机区段；燃烧区段64；包括高压(HP)涡轮66和低压(LP)涡轮68的涡轮区段；以及排气区段70。高压(HP)轴或转轴72将HP涡轮66驱动地连接至HP压缩机62。低压(LP)轴或转轴74将LP涡轮68驱动地连接至LP压缩机60。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动路径76。
在涡轮轴发动机50的操作期间，一定量的空气78通过入口58进入核心空气流动路径76，并且提供至LP压缩机60。空气78的压力在空气78被导送穿过LP压缩机60和HP压缩机62时增大。空气78离开HP压缩机62并且流动到燃烧区段64中，在燃烧区段64，高压空气78与燃料混合并燃烧，以提供燃烧气体80。备选地，如描绘的，压缩机区段中的空气78的至少一部分可流动穿过一个或多个放气通路81。对于描绘的实施例，放气通路81位于LP压缩机60下游和HP压缩机62上游。然而，在其它示例性实施例中，放气通路81可另外或备选地位于涡轮轴发动机50内的任何其它合适的位置处。
燃烧气体80接着通过涡轮入口被导送到HP涡轮80中，在HP涡轮，经由联接至外壳56的HP涡轮定子导叶82和联接至HP轴或转轴72的HP涡轮转子叶片84的顺序级提取来自燃烧气体80的热和/或动能的一部分。此构造致使HP轴或转轴72旋转，由此支持HP压缩机62的操作。燃烧气体80接着被导送穿过LP涡轮68，在LP涡轮68，经由联接至外壳56的LP涡轮定子导叶86和联接至LP轴或转轴74的LP涡轮转子叶片88的顺序级从燃烧气体80提取热和动能的第二部分。此类构造致使LP轴或转轴74旋转，由此支持LP压缩机60的操作。燃烧气体80随后被导送穿过排气区段70。
还如描绘的，LP轴74在核心54的后部延伸，以将旋转功率提供至负载90。例如，在某些示例性方面中，负载90可为飞行器10的主转子12和/或飞行器的尾部转子20(见图1)，其经由一个或多个驱动轴、齿轮箱等机械地联接。
还将认识到的是，图2中描绘的示例性涡轮轴发动机50包括控制系统92，或者能够以其它方式与控制系统92一起操作。控制系统92可操作地连接至多个传感器102，用于感测指示例如涡轮轴发动机50的一个或多个操作条件、环境条件等的数据。具体而言，对于描绘的示例性实施例，多个传感器102包括环境条件传感器102A、LP构件传感器102B和HP构件传感器102C、燃料流传感器102D，以及涡轮入口传感器102E。在某些示例性实施例中，环境条件传感器102A可感测指示例如环境温度和环境压力和/或气流速度的数据。另外，在某些实施例中，LP构件传感器102B可感测指示例如LP轴74/LP压缩机60的旋转速度、LP压缩机60内的温度或压力等的数据。类似地，HP构件传感器102C可感测指示例如HP轴72/HP压缩机62的旋转速度、HP压缩机62内的温度或压力等的数据。此外，在某些实施例中，燃料流传感器102D可感测指示至涡轮轴发动机50的燃烧区段64的燃料流率或体积的数据。此外，在某些示例性实施例中，涡轮入口传感器102E可感测涡轮入口温度、涡轮入口压力，或两者。如描绘的，传感器102中的各个通过通信总线104(如有线或无线通信总线)可操作地连接至控制系统92。具体而言，对于描绘的实施例，通信总线104为有线通信总线，使得传感器102中的各个通过多个通信电线106可操作地连接至控制系统92。
此外，应当认识到的是，图2中描绘的示例性涡轮轴发动机50仅作为示例而提供，并且在其它示例性实施例中，涡轮轴发动机50可具有任何其它合适的构造。例如，在某些示例性实施例中，涡轮轴发动机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，以将旋转功率提供至负载90。另外，涡轮轴发动机50可包括本文中未描述或者图2中未描绘的各种促动器、导叶、端口等。此外，在另外的其它示例性实施例中，涡轮轴发动机50可改成构造为结合到任何其它合适的飞行器(如固定翼飞行器)或者任何其它形式的例如陆上或海上交通工具中的任何其它合适的燃气涡轮发动机。例如，在其它示例性实施例中，本公开的方面可与例如涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮核心发动机、涡轮喷气发动机等结合使用。
现在参照图3，提供根据本公开的示例性方面的健康状况监测系统100(其可结合到以上参照图2描述的示例性控制系统92中/由以上参照图2描述的示例性控制系统92执行)的流程图。示例性健康状况监测系统100可与例如图1的飞行器10和/或图2的燃气涡轮发动机/涡轮轴发动机50一起使用。然而，在其它示例性方面中，图3的健康状况监测系统100可另外或备选地与任何其它合适的飞行器和/或燃气涡轮发动机一起使用。
示例性健康状况监测系统100大体上配置成确定针对燃气涡轮发动机的发动机健康状况参数110，并且将此信息传达至用户。例如，发动机健康状况参数110可指示针对燃气涡轮发动机的可用扭矩量，或者在其它情形下，可指示可从燃气涡轮发动机获得的推力量。因此，将认识到的是，在某些示例性方面中，发动机健康状况参数110可为发动机性能因数，如发动机扭矩因数(例如，可用扭矩量与无保留(margin)的海平面基准发动机的最大扭矩量的比率；其通常适用于例如涡轮轴发动机)或发动机推力因数(例如，可用推力量与无保留的海平面基准发动机的最大推力量的比率；其通常适用于例如涡轮风扇发动机和涡轮螺旋桨发动机)。然而，备选地，发动机健康状况参数110可为例如发动机可用的最大功率量。
示例性健康状况监测系统100大体上包括校准模块112。校准模块112可周期性地执行，如以每月大约一次的时间间隔执行。然而，校准模块112可另外或备选地以任何其它合适的时间间隔运行，或者可例如按需要周期性地运行。校准模块112大体上包括切断放气指示器子模块114，其配置成用于接收发动机在切断放气条件下操作(即，供飞行器使用的压缩机放出气流的量大致上等于零)的指示。(值得注意地，在“切断放气条件”期间可存在供发动机使用的一些压缩机放出气流，但是供发动机使用的该压缩机放出气流的量可为已知的，并且可被适当地认作为例如发动机操作条件、发动机健康状况修饰器等的因素，如将在下面被理解的。)因此，当发动机在切断放气条件下操作时，发动机在没有供飞行器使用的从发动机的压缩机区段提取或者以其它方式从其抽取的放出空气的情况下操作。切断放气指示器子模块114可响应于操作员启动的校准(即，驾驶员启动的)或系统启动的校准而接收此指示。接收发动机在切断放气条件下操作的指示的切断放气指示器子模块114可触发/启动校准模块112的操作。将认识到的是，校准模块112可在任何期望的位置(如在飞行之间的地面上)或任何其它合适的时间运行，其中在没有供飞行器使用的放出空气的情况下发动机运行并且能够至少暂时地操作。
校准模块112另外包括发动机健康状况修饰器子模块116。发动机健康状况修饰器子模块116配置成确定第一发动机健康状况修饰值，或者更具体而言，对于描绘的方面，确定第一多个发动机健康状况修饰值。对于示出的实施例，发动机健康状况修饰值包括压缩机构件效率值118、(一个或多个)流标量值120、压缩机泄漏流值122，以及可选地，(一个或多个)其它健康状况修饰值124。将认识到的是，发动机健康状况修饰器子模块116可使用或者以其它方式基于从例如一个或多个传感器102接收的数据来确定这些发动机健康状况修饰值118-124。一个或多个传感器102可以与以上参照图2描述的示例性传感器102相同的方式配置。
值得注意地，对于描绘的实施例，校准模块112配置成将通过发动机健康状况修饰器子模块116确定的此类发动机健康状况修饰值提供至健康状况监测系统100的发动机模型，对于描绘的方面，其为构件级发动机模型126。构件级发动机模型126被称为如发动机内的被独立地建模并且接着组装成特定的发动机模型(如基于物理的发动机模型)的构件中的各个。例如，在健康状况监测系统100与图2的示例性涡轮轴发动机50一起使用时，构件级发动机模型126可包括用于例如LP压缩机60、HP压缩机62、燃烧区段64、HP涡轮66以及LP涡轮68的独立模型，其各自被合/组装成用于此发动机的单个模型。
构件级发动机模型126可编程为表示发动机循环，其考虑到各种参数，如飞行条件、控制变量输入以及发动机健康状况修饰值，此类参数值由发动机健康状况修饰器子模块116确定。此外，构件级发动机模型126可接收这些参数值，并且使用这些参数值来自身调节或“调整”，以更准确地反映特定发动机，使得构件级发动机模型126可相对准确地模拟特定发动机的行为(顾及发动机之间的制造差异、发动机劣化、环境条件和/或损坏的发动机部件的影响)。
因此，仍然参照图3，构件级发动机模型126构造成从发动机健康状况修饰器子模块116接收指示由此确定的各种参数值的数据，以调整构件级发动机模型126。另外，构件级发动机模型126构造成接收指示在建模的发动机的各种操作条件的数据。更具体而言，健康状况监测系统100还包括操作条件模块128，其配置成确定指示发动机的各种操作条件且另外更具体而言，对于描绘的实施例，环境条件值130(如环境温度、环境压力和/或环境湿度)、燃料流值132(例如，至发动机的燃烧区段的燃料流)，以及可选地其它参数值134的数据。这些操作参数值130-134可基于或以其它方式使用指示操作条件的从例如一个或多个传感器136接收的数据来由操作条件模块128确定。例如，在某些实施例中，其它参数值134可包括例如其它控制输入，如可变导叶位置、供发动机使用的放出气流(即，除了为供飞行器使用而提取的放出气流之外的放出气流)的量等。此外，其它参数值134可包括飞行器接口数据，如功率提取、功率涡轮轴速度(NP)等。
使用由校准模块112的发动机健康状况修饰器子模块116提供的发动机健康状况修饰值和从操作条件模块128接收的操作参数值，构件级发动机模型126可确定发动机健康状况参数110，如上所述，其可指示在该切断放气操作条件/校准期间可用于发动机的可用扭矩量，如发动机扭矩因数。
然而，根据下面论述将认识到的是，在其它示例性实施例中，校准模块108可在其它示例性方面中仅仅确定在切断放气操作条件期间的压缩机泄漏流值122，并且保存此值122供以后使用。
仍然参照图3，描绘的示例性健康状况监测系统100还包括发动机健康状况跟踪模块138，其配置成向发动机模型126提供数据，使得发动机模型126可又在发动机的其它操作条件期间向用户提供发动机健康状况参数110，其中供飞行器使用的压缩机放出气流量为未知的。例如，健康状况监测系统100的发动机健康状况跟踪模块138可配置成在例如发动机的飞行操作条件或发动机的任何其它操作条件期间操作，其中供飞行器使用的压缩机放出气流量为未知的。值得注意地，发动机健康状况跟踪模块138包括接通放气子模块140。接通放气子模块140可向健康状况监测系统100指示来自发动机的供飞行器使用的放出气流量为非零数，或者以其它方式指示其为未知值。
将认识到的是，在这些飞行操作条件期间，发动机健康状况跟踪模块138可不具有供飞行器使用的压缩机放出气流量的实际数据，这在使用当前压缩机泄漏流值来调整模型的发动机模型中典型地被顾及到。例如，先前的控制系统包括了放气传感器，其用于直接感测供飞行器使用的从发动机的压缩机区段提取的放出气流量。然而，如将在下面阐释的，本控制系统可省略任何此类直接放气传感器及相关的硬件。因此，将认识到的是，在本健康状况监测系统100的情况下，健康状况监测系统100并不知道压缩机放出气流量。
此外，将认识到的是，健康状况监测系统100和发动机健康状况跟踪模块138可在确定发动机健康状况参数110时不会仅仅假设压缩机泄漏流的“零”值，所述参数可为例如发动机扭矩因数(即使在推动发动机来提供其最大扭矩的情况下，也可关闭控制放出气流量的放气阀，使得放出气流量将大致上为零)。更具体而言，用于发动机模型126的压缩机泄漏流修饰器不仅考虑从压缩机区段溢出的实际气流量，而且还考虑发动机的劣化量。例如，压缩机泄漏流参数包括可归因于实际压缩机放出气流量的部分，以及可归因于发动机劣化的部分。例如，发动机劣化可为例如压缩机内的磨损的密封件、磨损或疲劳的构件等，其将对于发动机模型126具有与压缩机放气具有类似的效果。
因此，将认识到的是，校准模块112配置成保存由校准模块112的发动机健康状况修饰器子模块116确定(对于描绘的示例性方面)的压缩机泄漏流值122，因为在校准模块112的操作期间已知压缩机放出气流量等于零(并且因此可归因于压缩机放出气流的压缩机泄漏流参数的部分等于零)。在其中确定的压缩机泄漏流值122因此仅可归因于发动机的劣化。
以此方式，健康状况监测系统100可在不具有当前放出数据的情况下确定发动机健康状况参数110，其指示在发动机的操作期间发动机可用的最大扭矩量。更具体而言，发动机健康状况跟踪模块138类似地包括发动机健康状况修饰器子模块142，其构造成在发动机的操作期间确定多个发动机健康状况修饰值。对于描绘的示例性方面，发动机健康状况修饰值包括压缩机构件效率值144、(一个或多个)流标量值146，以及可选地，(一个或多个)其它发动机健康状况修饰值146。这些参数值144-148中的各个可基于或以其它方式使用发动机的当前/实时数据，并且更具体而言，基于或以其它方式使用由发动机的一个或更多传感器102感测的实时数据来由发动机健康状况跟踪模块138的发动机健康状况修饰器子模块142确定。
然而，相比之下，发动机健康状况修饰器子模块142不使用当前的压缩机泄漏流值，而是改成通过使用由校准模块112的发动机健康状况修饰器子模块116确定(在图3中指示为压缩机泄漏流值122')的节省的压缩机泄漏流值122来“虚拟地关掉”压缩机放出气流。因此，发动机健康状况修饰器子模块142考虑压缩机泄漏流修饰器的劣化构件，而不必知道发动机的当前压缩机放出气流量。
类似于如以上论述的，发动机健康状况跟踪模块138的发动机健康状况修饰器子模块可将这些发动机健康状况修饰值提供至构件级发动机模型126。构件级发动机模型126可基于来自发动机健康状况跟踪模块138的发动机健康状况修饰器子模块142的这些发动机健康状况修饰值以及来自操作条件模块128的发动机的最新操作条件参数值，来确定更新的/实时的发动机健康状况参数110，并且将更新的/实时的发动机健康状况参数110提供给例如用户。值得注意地，发动机健康状况跟踪模块138可在飞行期间大致上连续地操作，使得在整个飞行期间或者以任何合适的间隔向用户提供更新的发动机健康状况参数110数据，这可对于维护和/或任务规划而言为有用的。
此类健康状况监测系统100可在无需单独的放出气流传感器(或用于供飞行器使用的提取的放出空气量的放出气流传感器)、放气模型等的情况下，提供更便宜且更简单的方式来确定在操作期间针对发动机的发动机健康状况参数110数据，或者更具体而言，可用的扭矩，。
现在参照图4，提供根据本公开的示例性方面的用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法200的流程图。值得注意地，图4的方法200可使用以上参照图3描述的健康状况监测系统100，可能够与以上参照图2描述的示例性涡轮轴发动机50一起操作，并且/或者可进一步能够与以上参照图1描述的示例性飞行器10一起操作。另外，方法200可使用任何合适的控制装置(如图6的示例性控制系统300)来实施。
示例性方法200大体上包括在(202)时由一个或多个控制装置确定飞行器发动机在切断放气条件下操作。在(202)时由一个或多个控制装置确定发动机在切断放气条件下操作包括在(204)时由一个或多个控制装置接收指示发动机在切断放气条件下操作的数据。例如，数据可从飞行器发动机的用户(如飞行器驾驶员)接收，或者从飞行器发动机或飞行器的一个或多个控制系统接收。
方法200还包括当发动机在切断放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值(如压缩机泄漏流值)。更具体而言，对于描绘的示例性方面，方法200包括在(206)时当发动机在切断放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第一多个发动机健康状况修饰值。对于描绘的示例性方面，在(206)时，当发动机在切断放气条件下操作时由一个或多个计算装置确定第一多个发动机健康状况修饰值包括在(208)时由一个或多个计算装置从一个或多个传感器接收指示第一多个发动机健康状况修饰值的数据。因此，在(208)时接收的数据以及因此在(206)时确定的第一多个发动机健康状况修饰值可基于当前发动机操作条件。
值得注意地，对于描绘的示例性方面，第一多个发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值，并且另外包括第一压缩机构件效率值和第一压缩机流标量值。然而，在其它示例性方面中，(一个或多个)发动机健康状况修饰值可仅仅为压缩机泄漏流值。
此外，在(210)时，示例性方法200包括使用至少第一多个发动机健康状况修饰值来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。如将从以上参照图3描述的示例性方面认识到的，在至少某些示例性方面中，在(210)时确定发动机健康状况参数可另外包括基于飞行器发动机的一个或多个当前操作条件来确定发动机健康状况参数，并且还可包括使用飞行器发动机的构件级发动机模型来确定发动机健康状况参数。
仍然参照图4的示例性方面，方法200另外包括在(211)时由一个或多个计算装置确定飞行器发动机在接通放气条件下操作，并且在(212)时，当发动机在接通放气条件下操作时由一个或多个控制装置确定第二多个发动机健康状况修饰值。因此，将认识到的是，在(212)时由一个或多个计算装置确定第二多个发动机健康状况修饰值发生在以上描述的示例性方法200的方面(202)至(210)之后的时间。
对于描绘的示例性方面，在(212)时，当发动机在接通放气条件下操作时由一个或多个计算装置确定第二多个发动机健康状况修饰值包括在(214)时由一个或多个计算装置从一个或多个传感器接收指示第二多个发动机健康状况修饰值中的一个或多个的数据。因此，在(214)时接收的数据以及因此在(212)时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的一个或多个可基于当前发动机操作条件。
值得注意地，对于描绘的示例性方面，第二多个发动机健康状况修饰值包括第二压缩机构件效率值和第二压缩机流标量值。对于描绘的示例性方面，第二多个发动机健康状况修饰值不包括最新的或当前的压缩机泄漏流值，如以下更详细描述的。
此外，描绘的方法200的示例性方面包括在(216)时使用在(212)时当发动机在接通放气条件下操作时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个并且使用在(206)时当发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。
更具体而言，对于描绘的示例性方面，在(216)时由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数另外包括在(218)时使用构件级发动机模型来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数，使用在(212)时确定的第二多个发动机健康状况修饰值中的至少一个和在(206)时当发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来调整该构件级发动机模型。因此，在至少某些示例性方面中，在(218)时由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数还可包括使用构件级发动机模型来由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数，使用第二压缩机构件效率值、第二压缩机流标量值以及在(206)时当发动机在切断放气条件下操作时确定的压缩机泄漏流值来调整该构件级发动机模型。
此外，仍然参照图4的示例性方面，对于描绘的示例性方面，在(216)时由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数还包括在(220)时当发动机在接通放气条件下操作时由一个或多个计算装置接收指示飞行器发动机的操作条件的数据，以及另外在(222)时进一步使用接收的数据来由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数，该接收的数据指示在(220)时当发动机在接通放气条件下操作时飞行器发动机的操作条件。(还见图3的健康状况监测系统100，其中构件级发动机模型接收当前操作条件数据和发动机健康状况修饰器数据，以确定发动机健康状况参数。)值得注意地，在至少某些示例性方面中，指示飞行器发动机的操作条件的数据可包括指示至飞行器发动机的燃烧区段的燃料流的数据、指示飞行器发动机的环境条件(例如，环境温度、环境压力、环境湿度等)的数据，或两者。
此外，对于描绘的示例性方面，在(216)时由一个或多个计算装置确定发动机健康状况参数还包括在(224)时由一个或多个计算装置确定针对飞行器发动机的发动机性能因数。在(224)时确定的发动机性能因数可为用以向例如用户或控制系统指示从飞行器发动机获得的最大可用扭矩量的发动机扭矩因数，或者为用以向例如用户或控制系统指示从飞行器发动机获得的最大推力量的发动机推力因数。
此外，将认识到的是，关于此示例性方面，可使用方法200来在飞行器和飞行器发动机的飞行操作期间将大致上连续的信息提供至飞行器和飞行器发动机的用户(如驾驶员)。更具体而言，对于描绘的示例性方面，接通放气条件为飞行器发动机的飞行操作条件，并且在(216)时由一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数包括在(226)时由一个或多个控制装置在飞行操作条件期间连续地确定发动机健康状况参数。值得注意地，如本文中使用的，关于确定发动机健康状况参数的用语“连续地”可指以每30分钟至少一次、每15分钟至少一次、每10分钟至少一次等的频率连续地进行。以此方式，方法200可用于向飞行器和飞行器发动机的用户提供大致上最新的发动机健康状况参数值。
此外，现在简要地参照图5，其提供用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的另一方法200的流程图，将认识到的是，在本公开的某些示例性方面中，发动机健康状况参数可例如在飞行器发动机的操作期间使用。
如描绘的，图5的示例性方法200可以与图4的示例性方法200大致相同的方式配置。例如，图5的示例性方法200包括在图4中的(202)、(206)、(210)、(211)、(212)和(216)时表示的示例性方面。
另外，图5的方法200可选地包括在(228)时由一个或多个计算装置将指示确定的发动机健康状况参数的数据提供给操作员。在(228)时由一个或多个计算装置将指示确定的发动机健康状况参数的数据提供给操作员可包括将指示确定的发动机健康状况参数的数据提供给包括飞行器发动机的飞行器的驾驶员。
另外，图5的方法200可选地包括在(230)时至少部分地基于确定的发动机健康状况参数来由一个或多个计算装置控制飞行器发动机。例如，在(230)时至少部分地基于确定的发动机健康状况参数来由一个或多个计算装置控制飞行器发动机可包括基于确定的发动机健康状况参数来增大或减小飞行器发动机上的功率需求，基于确定的发动机健康状况参数来确定飞行决策等。
另外，图5的方法200还可选地包括在(232)时至少部分地基于确定的发动机健康状况参数来由一个或多个计算装置启动维护操作。例如，在(230)时至少部分地基于确定的发动机健康状况参数来由一个或多个计算装置启动维护操作可包括安排维护操作。
现在参照图6，描绘根据本公开的示例性实施例的示例性计算系统300。计算系统300可例如用作包括健康状况监测系统100的飞行器发动机的控制系统92，并且/或者用于执行用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法，如以上描述的示例性方法200。计算系统300可包括一个或多个控制装置，也被称为(一个或多个)计算装置310。(一个或多个)计算装置310可包括一个或多个处理器310A和一个或多个存储器装置310B。一个或多个处理器310A可包括任何合适的处理装置，如微处理器、微控制器、集成电路、逻辑装置和/或其它合适的处理装置。一个或多个存储器装置310B可包括一个或多个计算机可读介质，包括但不限于非暂时性计算机可读介质、RAM、ROM、硬盘驱动器、闪存驱动器和/或其它存储器装置。
一个或多个存储器装置310B可存储可由一个或多个处理器310A访问的信息，其包括可由一个或多个处理器310A执行的计算机可读指令310C。指令310C可为任何指令集，其在由一个或多个处理器310A执行时致使一个或多个处理器310A执行操作。在一些实施例中，指令310C可由一个或多个处理器310A执行，从而致使一个或多个处理器310A执行操作，如针对其而对计算系统300和/或(一个或多个)计算装置310进行配置的任何操作和功能、关于图3的健康状况监测系统100描述的操作、用于确定飞行器发动机的发动机健康状况(例如，方法200)的操作(如本文中描述的)，和/或一个或多个计算装置310的任何其它操作或功能。指令310C可为以任何合适的编程语言编写的软件，或者可在硬件中被实施。另外和/或备选地，指令310C可在(一个或多个)处理器310A上的逻辑和/或虚拟分离的线程中执行。(一个或多个)存储器装置310B还可存储可由(一个或多个)处理器310A访问的数据310D。例如，数据310D可包括指示过去某段时期的发动机健康状况修饰值、操作条件值的数据，和/或本文中描述的任何其它数据和/或信息。
(一个或多个)计算装置310还可包括网络接口310E，其用于例如与系统300的其它构件通信(例如，经由网络)。网络接口310E可包括用于与一个或多个网络对接的任何合适的构件，包括例如发射器、接收器、端口、控制器、天线和/或其它合适的构件。一个或多个外部显示装置(未描绘)可配置成从(一个或多个)计算装置310接收一个或多个命令。
本文中论述的技术参照基于计算机的系统和由基于计算机的系统采取的动作，以及发送至基于计算机的系统并从其发送的信息。本领域技术人员将认识到的是，基于计算机的系统的固有灵活性允许构件间和构件中的各种可能的构造、组合以及任务和功能的划分。例如，本文中论述的过程可使用单个计算装置或组合起来工作的多个计算装置来实施。数据库、内存、指令以及应用程序可在单个系统上被实施，或者横跨多个系统而分布。分布式构件可按顺序或并行地操作。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统并且执行任何结合的方法。本发明的可专利性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它示例。如果这些其它示例包括不异于权利要求书的字面语言的结构要素，或者如果它们包括与权利要求的字面语言无显著差别的等同结构要素，则这些其它示例意图在权利要求的范围内。

Claims (20)

1.一种用于确定飞行器发动机的发动机健康状况的方法，包括：
由一个或多个控制装置确定所述飞行器发动机在切断放气条件下操作；
当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时由所述一个或多个控制装置确定第一发动机健康状况修饰值，所述第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；
当所述飞行器发动机在接通放气条件下操作时由所述一个或多个控制装置确定多个第二发动机健康状况修饰值；以及
使用当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时确定的所述多个第二发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来由所述一个或多个控制装置确定发动机健康状况参数。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数，使用所述多个第二发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值调整所述构件级发动机模型。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述第一发动机健康状况修饰值包括由所述一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示所述第一发动机健康状况修饰值的数据。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述多个第二发动机健康状况修饰值包括由所述一个或多个控制装置从一个或多个传感器接收指示所述多个第二发动机健康状况修饰值的数据。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述第一发动机健康状况修饰值为多个第一发动机健康状况修饰值中的一个，并且其中所述多个第一发动机健康状况修饰值另外包括第一压缩机构件效率值和第一压缩机流标量值。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述多个第二发动机健康状况修饰值包括第二压缩机构件效率值和第二压缩机流标量值。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括使用所述第二压缩机构件效率值、所述第二压缩机流标量值，以及当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数。
8.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述接通放气条件为所述飞行器发动机的飞行操作条件。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个控制装置确定所述发动机健康状况参数包括由所述一个或多个控制装置在所述飞行操作条件期间连续地确定所述发动机健康状况参数。
10.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数包括由所述一个或多个计算装置确定针对所述飞行器发动机的发动机性能因数。
11.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数还包括：
当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时由所述一个或多个计算装置接收指示所述飞行器发动机的操作条件的数据；以及
进一步使用所述接收的数据来由所述一个或多个计算装置确定所述发动机健康状况参数，其中所述接收的数据指示当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时所述飞行器发动机的操作条件。
12.根据权利要求11所述的方法，其特征在于，指示所述飞行器发动机的所述操作条件的所述数据包括指示至所述飞行器发动机的燃烧区段的燃料流的数据、指示所述飞行器发动机的一个或多个环境条件的数据，或两者。
13.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述一个或多个计算装置确定所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作。
14.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞行器发动机为用于直升机的涡轮轴发动机。
15.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
由所述一个或多个计算装置将指示所确定的发动机健康状况参数的数据提供给操作员。
16.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方法还包括：
至少部分地基于所确定的发动机健康状况参数来由所述一个或多个计算装置控制所述飞行器发动机。
17.一种计算装置，包括一个或多个处理器和至少一个有形非暂时性计算机可读介质，所述计算机可读介质存储指令，所述指令在由所述处理器执行时执行操作，所述操作包括：
确定飞行器发动机在切断放气条件下操作；
当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定第一发动机健康状况修饰值，所述第一发动机健康状况修饰值包括压缩机泄漏流值；
当所述飞行器发动机在接通放气条件下操作时确定多个第二发动机健康状况修饰值；以及
使用当所述飞行器发动机在所述接通放气条件下操作时确定的所述多个第二发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值来确定发动机健康状况参数。
18.根据权利要求17所述的计算装置，其特征在于，确定所述发动机健康状况参数包括使用构件级发动机模型来确定所述发动机健康状况参数，使用所述多个第二发动机健康状况修饰值中的至少一个和当所述飞行器发动机在所述切断放气条件下操作时确定的所述压缩机泄漏流值调整所述构件级发动机模型。
19.根据权利要求17所述的计算装置，其特征在于，确定所述第一发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示所述第一发动机健康状况修饰值的数据。
20.根据权利要求17所述的计算装置，其特征在于，确定所述多个第二发动机健康状况修饰值包括从一个或多个传感器接收指示所述多个第二发动机健康状况修饰值的数据。
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