CN111140376A - 控制气体涡轮引擎的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种控制气体涡轮引擎的方法，具体而言，控制具有推进式风扇（23）和引擎核心（11）的气体涡轮引擎（10）的方法（800），该方法（800）包括：测量（802a）指示风扇（23）的输出的第一引擎性能参数；测量（802b）指示引擎核心（11）的输出的第二引擎性能参数；基于第一功率设置参数（102）和第一引擎性能参数来确定（804a）由风扇（23）产生的推力贡献（106）；基于第二功率设置参数（104）和第二引擎性能参数来确定（804b）由引擎核心（11）产生的推力贡献（108）；基于风扇推力（106）和核心推力（108）来确定总推力（110）；以及基于所确定的总推力（110）来控制（806）引擎（10），其中总推力（110）包括风扇推力（106）和引擎核心推力（108）。

Description

控制气体涡轮引擎的方法
技术领域
本公开涉及控制气体涡轮引擎的方法和气体涡轮引擎。
背景技术
气体涡轮飞行器引擎包括布置在进气口下游的推进式风扇。该风扇由风扇壳体围绕，并且通常生成两股单独的气流。第一气流由引擎的核心接收，第二气流在旁路管道中接收。该核心包括一个或多个压缩机、燃烧器和一个或多个涡轮。旁路管道围绕核心限定。
在使用中，核心气流被压缩机压缩、与燃料混合并在燃烧器中燃烧。燃烧产物通过涡轮级膨胀，并通过核心喷嘴排出。涡轮通过一个或多个互连轴驱动压缩机级和推进式风扇。
通常，虽然一些推力由燃烧产物通过核心喷嘴的排放提供，但是由引擎产生的大部分推力由推进式风扇通过旁路管道提供。在一些示例中，核心可提供引擎的总推力的5％至10％。
通过增加旁路比率(通过旁路管道的空气质量流量与通过核心的空气质量流量的比率)，可提高气体涡轮的推进效率。旁路比率与风扇的尺寸相关，风扇的尺寸又受风扇的旋转速度的限制，因为高速旋转的大风扇可能经历风扇不希望有的变形和其他影响。
如果风扇由减速齿轮箱驱动，则该风扇能够以比来自涡轮的轴更慢的速度驱动。这使得风扇能够增大尺寸，有利于增加旁路管道比率。
在飞行中，不可能直接测量气体涡轮引擎产生的推力。因此，在进入维修之前，校准气体涡轮引擎以提供可测量参数(诸如芯轴中的一个芯轴的旋转速度)与已知推力输出之间的相关性。基于这一点，可确定推力由引擎产生。通常，将引擎作为单个部件校准。因此，当引擎的一部分需要维修、大修或更换或修理时，整个引擎必须停止使用，并运回维护地点。
发明内容
根据第一方面，提供了控制具有推进式风扇和引擎核心的气体涡轮引擎的方法，该方法包括：测量指示风扇的输出的第一引擎性能参数；测量指示引擎核心的输出的第二引擎性能参数；基于第一功率设置参数和第一引擎性能参数来确定由风扇产生的风扇推力；基于第二功率设置参数和第二引擎性能参数来确定由引擎核心产生的核心推力；基于风扇推力和核心推力来确定总推力；以及基于所确定的总推力来控制引擎，其中总推力包括风扇推力和引擎核心推力。
因此，该方法可包括测量指示风扇的输出的第一引擎性能参数；测量指示引擎核心的输出的第二引擎性能参数；基于第一功率设置参数和第一引擎性能参数来确定由风扇产生的推力贡献；基于第二功率设置参数和第二引擎性能参数来确定由引擎核心产生的推力贡献；基于风扇推力和核心推力来确定总推力；以及基于所确定的总推力来控制引擎，其中总推力包括风扇推力和引擎核心推力。
该方法提供了在使用期间单独确定由风扇和引擎核心产生的推力，而不是确定引擎作为一个整体的输出。这使得任何风扇都能够与任何兼容的引擎核心一起使用(也称为混合)。可实现混合，而不必将标准校正结合到功率设置参数中，以考虑由不同部件产生的不同推力水平的变化(例如，由于制造差异或不同的磨损)。因此，该方法提供了一种操作气体涡轮引擎的方式，该气体涡轮引擎具有混合部件的能力，同时仍然实现高效率。
基于所确定的总推力来控制引擎可包括：将所确定的总推力与目标推力进行比较；并且基于该比较，设置引擎控制参数。该方法可包括迭代地重复以下步骤：测量第一引擎性能参数和第二引擎性能参数；确定风扇推力、核心推力和总推力；将总推力与目标推力进行比较；并且设置引擎控制参数，以便达到目标推力。
该方法还可包括接收指示目标推力的输入，并且响应于接收到的输入迭代地重复该方法以达到目标推力。引擎控制参数可包括以下中的一者或多者：提供给引擎核心的燃料的流量；和/或引擎的几何参数。引擎的几何参数可包括可变叶片位置或引气阀流量。
该方法还可包括：从与风扇相关联的数据卡接收第一功率设置参数；以及从与引擎核心相关联的数据卡接收第二功率设置参数。
该引擎核心包括第一引擎核心，与该引擎核心相关联的数据卡可包括第一核心数据卡，并且该方法还可包括：将第一引擎核心替换为不同于第一引擎核心并且与风扇兼容的第二引擎核心；以及将第一核心数据卡替换为第二核心数据卡，第一核心数据卡提供第一引擎核心的第二功率设置参数，并且第二核心数据卡提供第二引擎核心的第二功率设置参数。
该风扇可包括第一风扇，与该风扇相关联的数据卡可包括第一风扇数据卡，并且该方法还可包括：将第一风扇替换为不同于第一风扇并且与引擎核心兼容的第二风扇；以及将第一风扇数据卡替换为第二风扇数据卡，第一风扇数据卡提供第一风扇的第一功率设置参数，并且第二风扇数据卡提供第二风扇的第一功率设置参数。
使用保存功率设置参数的数据卡能够使引擎部件混合。每个核心和风扇都有自己的数据卡。通过使用与特定部件相关联的数据卡，可向引擎提供正确的功率设置参数。
根据第二方面，提供了一种用于飞行器的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括：引擎核心，该引擎核心包括涡轮机、压缩机和将该涡轮机连接到该压缩机的芯轴；风扇，该风扇包括多个风扇叶片；以及引擎控制单元，该引擎控制单元被布置成：接收第一引擎性能参数；接收第二引擎性能参数；接收用于基于第一引擎性能参数来确定由风扇产生的风扇推力的第一功率设置参数；接收用于基于第二引擎性能参数来确定由引擎核心产生的核心推力的第二功率设置参数；基于风扇推力和核心推力来确定由引擎产生的总推力；以及基于所确定的总推力来控制引擎的操作。
在使用期间，单独确定由风扇和引擎产生的推力以及由核心产生的推力(而不是确定引擎作为整体的输出)的能力使任何风扇能够与任何兼容的引擎核心一起使用(也称为混合)。可实现混合，而不必将标准校正结合到功率设置参数中，以考虑由不同部件产生的不同推力水平的变化(例如，由于制造差异或不同的磨损)。因此，这提供了一种操作气体涡轮引擎的方式，该气体涡轮引擎具有混合部件的能力，同时仍然实现高效率。
气体涡轮引擎可包括被布置成提供第一功率设置参数的风扇数据卡；以及被布置成提供第二功率设置参数的核心数据卡。第一数据卡和第二数据卡可操作地联接到引擎控制单元。
使用保存功率设置参数的数据卡能够使引擎部件混合。每个核心和风扇都有自己的数据卡。通过使用与特定部件相关联的数据卡，可向引擎提供正确的功率设置参数。
引擎核心可为第一引擎核心，并且核心数据卡可为与第一引擎核心相关联的第一核心数据卡。第一引擎核心可与第二引擎核心互换，第二引擎核心具有与第二引擎核心相关联的第二核心数据卡。风扇可为第一风扇，并且风扇数据卡可为与第一风扇相关联的第一风扇数据卡。第一风扇可与第二风扇互换，第二风扇具有与第二风扇相关联的第二风扇数据卡。
该气体涡轮引擎还可包括：齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。
根据另一个方面，提供了校准具有推进式风扇和引擎核心的气体涡轮引擎的方法，该方法包括：测量由引擎产生的总推力；测量由该引擎核心产生的推力；测量第一引擎性能参数和第二引擎性能参数；基于总推力和引擎核心推力，确定由推进式风扇产生的推力；提供将风扇推力与第一引擎性能参数相关联的第一功率设置参数；并且提供将引擎核心推力与第二引擎性能参数相关联的第二功率设置参数。
该方法提供风扇和引擎核心的单独校准，而不是将引擎作为一个整体进行校准。因此，在使用时，可分别计算由引擎核心产生的推力和由风扇产生的推力。这使得任何风扇都能够与任何兼容的引擎核心一起使用(也称为混合)。可实现混合，而不必将标准校正结合到功率设置参数中，以考虑由不同兼容部件产生的不同推力水平的变化(例如，由于制造差异或不同的磨损)。因此，该方法提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎具有混合部件的能力，同时仍然实现高效率。
测量引擎核心推力可包括：测量核心喷嘴的入口处的温度和压力；并且基于测量的温度和压力确定所产生的引擎核心推力。
可通过包括核心喷嘴的试验台测量温度和压力。核心喷嘴，称为从喷嘴，具有校准特性，允许根据测量参数确定核心推力。从喷嘴是试验台的一部分，而不是输送的引擎的一部分。从喷嘴可用于校准许多引擎。
试验台还可包括：短舱，该短舱被布置成接收引擎核心和推进式风扇。短舱可至少部分地限定围绕短舱和引擎核心的旁路管道。短舱也是从部件。
试验台可被布置成支撑气体涡轮引擎，并且可包括用于测量由引擎产生的总推力的负荷传感器。
测量总推力和引擎核心推力可包括：在输出水平下操作引擎；允许引擎的操作稳定；确定在该输出水平下的第一设置参数和第二功率设置参数；以及改变输出水平并且重复允许引擎的操作稳定和确定在该输出水平下的第一设置参数和第二功率设置参数的步骤。
该方法可包括将第一功率设置参数输出到与风扇相关联的第一数据卡；以及将第二功率设置参数输出到与引擎核心相关联的第二数据卡。第一数据卡和第二数据卡可被布置成联接到组装引擎的引擎控制单元。
使用保存功率设置参数的数据卡能够使引擎部件混合。每个核心和风扇都有自己的数据卡。通过将与特定部件相关联的数据卡联接到引擎控制单元，可向引擎提供正确的功率设置参数。
根据又一个方面，提供了校准气体涡轮引擎的引擎核心和风扇的方法，该方法包括：测量由引擎产生的总推力；测量通过联接到引擎核心的喷嘴的空气流量，以确定仅由核心产生的推力；以及基于总推力和引擎核心推力来确定风扇产生的推力。
该方法提供风扇和引擎核心的单独校准，而不是将引擎作为一个整体进行校准。因此，在使用时，可分别计算由引擎核心产生的推力和由风扇产生的推力。这使得任何风扇都能够与任何兼容的引擎核心一起使用(也称为混合)。可实现混合，而不必将标准校正结合到功率设置参数中，以考虑由不同兼容部件产生的不同推力水平的变化(例如，由于制造差异或不同的磨损)。因此，该方法提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎具有混合部件的能力，同时仍然实现高效率。
在其他方面的任一个方面中，引擎核心可包括涡轮、压缩机、将涡轮连接到压缩机的芯轴以及齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴更低的旋转速度来驱动风扇。该风扇包括多个风扇叶片。
根据另一个方面，提供了用于测量由气体涡轮引擎的引擎核心产生的推力的装置，该装置包括：喷嘴，该喷嘴被布置成附接到引擎核心的排气端；喷嘴中的压力传感器，该压力传感器被布置成测量喷嘴入口处的总压力；以及喷嘴中的温度传感器，该温度传感器被布置成测量喷嘴入口处的温度，其中该喷嘴包括具有校准的流量函数特性的从喷嘴。
该装置实现了风扇和引擎核心的单独校准，而不是将引擎作为一个整体进行校准。因此，在使用时，可分别计算由引擎核心产生的推力和由风扇产生的推力。这使得任何风扇都能够与任何兼容的引擎核心一起使用(也称为混合)。可实现混合，而不必将标准校正结合到功率设置参数中，以考虑由不同兼容部件产生的不同推力水平的变化(例如，由于制造差异或不同的磨损)。因此，该方法提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎具有混合部件的能力，同时仍然实现高效率。
该装置还可包括被布置成接纳引擎核心和推进式风扇的短舱，其中该短舱至少部分地限定围绕引擎核心的旁路管道；用于安装短舱的支撑件；以及联接到支撑件的负荷传感器，以测量由引擎产生的总推力。
在任一上述方面中，第一功率设置参数可将第一引擎性能参数与风扇推力相互关联，以获得第一引擎性能参数的值的范围。
在任一上述方面中，第一引擎性能参数可包括选自以下的参数：由引擎核心的涡轮驱动并被布置成直接驱动风扇的旋转的轴的旋转速度；由引擎核心的涡轮驱动并且被布置成通过齿轮箱驱动风扇的旋转的轴的旋转速度；由引擎核心的涡轮驱动并且被布置成驱动引擎核心的压缩机的轴的旋转速度；旁路管道中的空气压力；或风扇的扭矩测量。
在任一上述方面中，第二功率设置参数可将第二引擎性能参数与引擎核心推力相互关联，以获得第二引擎性能参数的值的范围。
在任一上述方面中，第二引擎性能参数可包括选自以下的参数：引擎核心入口或出口处的空气压力或温度；作为高度、速度/马赫数中的一者或多者的函数的引擎核心入口或出口处的空气压力或温度；或者以与国际标准ISO 2533:1975中定义的国际标准大气(ISA)温度差(DTAMB)的形式表示的环境温度，或者单独或组合地测量处于引擎核心的任何阶段的空气压力或温度。
在任一上述方面中，该涡轮可以是第一涡轮，该压缩机可以是第一压缩机，并且该芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在上述方面中，引擎核心、风扇和围绕风扇的风扇壳体能够以模块化方式组装和拆卸。这使得更容易装运具有较大直径的风扇和风扇壳体的引擎。
以上方面讨论了气体涡轮引擎的部件的混合。某些部件诸如风扇或风扇壳体需要较不频繁的维护和维修。此外，部件诸如风扇壳体可能很大并且难以装运。通过具有能够混合的模块化部件，可将较小的部件诸如需要更定期维护的核心调换为替换件，同时具有引擎的飞行器仍保留使用。然后，可将核心返还给制造商，而无需装运整个引擎，并且将特定的风扇和风扇壳体与特定的核心保存在一起。在不混合的情况下，即使其他核心可能兼容，每个风扇也只能与一个特定的引擎核心一起工作。这是因为不可能准确地确定引擎的推力输出。因此，由于核心仅与一个特定的风扇壳体和风扇一起工作，因此必须停止使用整个飞行器来维修核心引擎。
如本文其他地方所述，本公开可涉及气体涡轮引擎。此类气体涡轮引擎可包括引擎核心，该引擎核心包括涡轮、燃烧器、压缩机和将该涡轮连接到该压缩机的芯轴。此类气体涡轮引擎可包括位于引擎核心的上游的(具有风扇叶片的)风扇。
本公开的布置结构可以特别但并非排他地有益于经由齿轮箱驱动的风扇。因此，该气体涡轮引擎可包括齿轮箱，该齿轮箱接收来自芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比芯轴低的旋转速度来驱动风扇。至齿轮箱的输入可直接来自芯轴或者间接地来自芯轴，例如经由正齿轮轴和/或齿轮。芯轴可将涡轮和压缩机刚性地连接，使得涡轮和压缩机以相同的速度旋转(其中，风扇以更低的速度旋转)。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何合适的通用架构。例如，气体涡轮引擎可具有将涡轮和压缩机连接的任何所需数量的轴，例如一个轴、两个轴或三个轴。仅以举例的方式，连接到芯轴的涡轮可以是第一涡轮，连接到芯轴的压缩机可以是第一压缩机，并且芯轴可以是第一芯轴。该引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将第二涡轮连接到第二压缩机的第二芯轴。该第二涡轮、第二压缩机和第二芯轴可被布置成以比第一芯轴高的旋转速度旋转。
在此类布置结构中，第二压缩机可轴向定位在第一压缩机的下游。该第二压缩机可被布置成(例如直接接收，例如经由大致环形的管道)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如上述示例中的第一芯轴)来驱动。例如，该齿轮箱可被布置成仅由被构造成(例如在使用中)以最低旋转速度旋转的芯轴(例如，在上面的示例中，仅第一芯轴，而不是第二芯轴)来驱动。另选地，该齿轮箱可被布置成由任何一个或多个轴驱动，该任何一个或多个轴例如为上述示例中的第一轴和/或第二轴。
该齿轮箱可以是减速齿轮箱(因为风扇的输出比来自芯轴的输入的旋转速率低)。可以使用任何类型的齿轮箱。例如，齿轮箱可以是“行星式”或“星形”齿轮箱，如本文别处更详细地描述。该齿轮箱可以具有任何期望的减速比(定义为输入轴的旋转速度除以输出轴的旋转速度)，例如大于2.5，例如在3到4.2、或3.2到3.8的范围内，例如，大约或至少3、3.1、3.2、3.3、3.4、3.5、3.6、3.7、3.8、3.9、4、4.1或4.2。例如，齿轮齿数比可以介于前一句中的任何两个值之间。仅以举例的方式，齿轮箱可以是“星形”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮齿数比。在一些布置结构中，该齿轮齿数比可在这些范围之外。
在如本文所述和/或所要求保护的任何气体涡轮引擎中，燃烧器可被轴向设置在风扇和一个或多个压缩机的下游。例如，在提供第二压缩机的情况下，燃烧器可直接位于第二压缩机的下游(例如在其出口处)。以另一个示例的方式，在提供第二涡轮的情况下，可将燃烧器出口处的流提供至第二涡轮的入口。该燃烧器可设置在一个或多个涡轮的上游。
该压缩机或每个压缩机(例如，如上所述的第一压缩机和第二压缩机)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片，该排定子叶片可为可变定子叶片(因为该排定子叶片的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
该涡轮或每个涡轮(例如，如上所述的第一涡轮和第二涡轮)可包括任何数量的级，例如多个级。每一级可包括一排转子叶片和一排定子叶片。该排转子叶片和该排定子叶片可彼此轴向偏移。
每个风扇叶片可被限定为具有径向跨度，该径向跨度从径向内部气体洗涤位置或0％跨度位置处的根部(或毂部)延伸到100％跨度位置处的尖端。该毂部处的风扇叶片的半径与尖端处的风扇叶片的半径的比率可小于(或大约为)以下中的任何一个：0.4、0.39、0.38、0.37、0.36、0.35、0.34、0.33、0.32、0.31、0.3、0.29、0.28、0.27、0.26或0.25。该毂部处的风扇叶片的半径与顶端处的风扇叶片的半径的比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如，在0.28到0.32的范围内。这些比率通常可称为毂部-尖端比率。毂部处的半径和尖端处的半径都可以在叶片的前缘(或轴向最前)部分处测量。当然，毂部-尖端比率指的是风扇叶片的气体洗涤部分，即径向地在任何平台外部的部分。
可在引擎中心线和风扇叶片的前缘处的尖端之间测量该风扇的半径。风扇直径(可能只是风扇半径的两倍)可大于(或大约为)以下中的任何一者：220cm、230cm、240cm、250cm(约100英寸)、260cm、270cm(约105英寸)、280cm(约110英寸)、290cm(约115英寸)、300cm(约120英寸)、310cm、320cm(约125英寸)、330cm(约130英寸)、340cm(约135英寸)、350cm、360cm(约140英寸)、370cm(约145英寸)、380cm(约150英寸)、390cm(约155英寸)、400cm、410cm(约160英寸)或420cm(约165英寸)。风扇直径可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在240cm至280cm或330cm至380cm的范围内。
风扇的旋转速度可以在使用中变化。一般来讲，对于具有较大直径的风扇，旋转速度较低。仅以非限制性示例的方式，风扇在巡航条件下的旋转速度可小于2500rpm，例如小于2300rpm。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在220cm至300cm(例如240cm至280cm或250cm至270cm)范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1700rpm至2500rpm的范围内，例如在1800rpm至2300rpm的范围内，例如在1900rpm至2100rpm的范围内。仅以另外的非限制性示例的方式，对于风扇直径在330cm至380cm范围内的引擎，在巡航条件下风扇的旋转速度可在1200rpm至2000rpm的范围内，例如在1300rpm至1800rpm的范围内、例如在1400rpm至1800rpm的范围内。
在使用气体涡轮引擎时，(具有相关联的风扇叶片的)风扇围绕旋转轴线旋转。该旋转导致风扇叶片的尖端以速度U尖端移动。风扇叶片13对流所做的功导致流的焓升dH。风扇尖端负载可被定义为dH/U尖端 2，其中dH是跨风扇的焓升(例如1-D平均焓升)，并且U尖端是风扇尖端的(平移)速度，例如在尖端的前缘处(可被定义为前缘处的风扇尖端半径乘以角速度)。在巡航条件下的风扇尖端负载可大于(或大约为)以下中的任何一者：0.28、0.29、0.3、0.31、0.32、0.33、0.34、0.35、0.36、0.37、0.38、0.39或0.4(本段中的所有单位为Jkg-1K-1/(ms-1)2)。风扇尖端负载可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在0.28至0.31或0.29至0.3的范围内。
根据本公开的气体涡轮引擎可具有任何期望的旁路比率，其中该旁路比率被定义为在巡航条件下穿过旁路管道的流的质量流率与穿过核心的流的质量流率的比率。在一些布置结构中，该旁路比率可大于(或大约为)以下中的任何一者：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5、17、17.5、18、18.5、19、19.5或20。该旁路比率可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在13至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。该旁路管道可以是基本上环形的。该旁路管道可位于引擎核心的径向外侧。旁路管道的径向外表面可以由短舱和/或风扇壳体限定。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎的总压力比可被定义为风扇上游的滞止压力与最高压力压缩机出口处的滞止压力(进入燃烧器之前)之比。以非限制性示例的方式，如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎在巡航时的总压力比可大于(或大约为)以下中的任何一个：35、40、45、50、55、60、65、70、75。总压力比可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在50至70的范围内。
引擎的比推力可被定义为引擎的净推力除以穿过引擎的总质量流量。在巡航条件下，本文中描述和/或要求保护的引擎的比推力可小于(或大约为)以下中的任何一个：110Nkg-1s、105Nkg-1s、100Nkg-1s、95Nkg-1s、90Nkg-1s、85Nkg-1s或80Nkg-1s。该比推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在80Nkg-1s至100Nkg-1s，或85Nkg-1s至95Nkg-1s的范围内。与传统的气体涡轮引擎相比，此类引擎可能特别高效。
如本文所述和/或所要求保护的气体涡轮引擎可具有任何期望的最大推力。仅以非限制性示例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可产生至少为(或大约为)以下中的任何一者的最大推力：160kN、170kN、180kN、190kN、200kN、250kN、300kN、350kN、400kN、450kN、500kN或550kN。最大推力可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。仅以举例的方式，如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮可能够产生在330kN至420kN，例如350kN至400kN范围内的最大推力。上面提到的推力可为在标准大气条件下、在海平面处、加上15℃(环境压力101.3kPa，温度30℃)、引擎静止时的最大净推力。
在使用中，高压涡轮的入口处的流的温度可能特别高。该温度，可被称为TET，可在燃烧器的出口处测量，例如紧接在可被称为喷嘴导向叶片的第一涡轮叶片的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一者：1400K、1450K、1500K、1550K、1600K或1650K。巡航时的TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。引擎在使用时的最大TET可以是，例如，至少为(或大约为)以下中的任何一者：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任何两个值限定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)，例如在1800K至1950K的范围内。可以例如在高推力条件下发生最大TET，例如在最大起飞(MTO)条件下发生最大TET。
本文中描述和/或要求保护的风扇叶片和/或风扇叶片的翼面部分可由任何合适的材料或材料组合来制造。例如，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可至少部分地由复合材料来制造，该复合材料为例如金属基质复合材料和/或有机基质复合材料，诸如碳纤维。以另外的示例的方式，风扇叶片和/或翼面的至少一部分可以至少部分地由金属来制造，该金属为诸如基于钛的金属或基于铝的材料(诸如铝锂合金)或基于钢的材料。风扇叶片可包括使用不同材料制造的至少两个区域。例如，风扇叶片可具有保护性前缘，该保护性前缘可使用比叶片的其余部分更好地抵抗(例如，来自鸟类、冰或其他材料的)冲击的材料来制造。此类前缘可以例如使用钛或基于钛的合金来制造。因此，仅以举例的方式，该风扇叶片可具有碳纤维或具有带钛前缘的基于铝的主体(诸如铝锂合金)。
如本文所述和/或所要求保护的风扇可包括中央部分，风扇叶片可从该中央部分例如沿径向方向延伸。该风扇叶片可以任何期望的方式附接到中央部分。例如，每个风扇叶片可包括固定件，该固定件可与毂部(或盘状部)中的对应狭槽接合。仅以举例的方式，此类固定件可以是燕尾形式的，其可以插入和/或接合毂部/盘状部中对应的狭槽，以便将风扇叶片固定到毂部/盘状部。以另外的示例的方式，该风扇叶片可与中央部分一体地形成。此类布置结构可被称为整体叶盘或整体叶环。可使用任何合适的方法来制造此类整体叶盘或整体叶环。例如，风扇叶片的至少一部分可由块状物来加工而成，以及/或者风扇叶片的至少部分可通过焊接(诸如线性摩擦焊接)来附接到毂部/盘状部。
本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可能或可能不设有可变面积喷嘴(VAN)。此类可变面积喷嘴可允许旁路管道的出口面积在使用中变化。本公开的一般原理可应用于具有或不具有VAN的引擎。
如本文所述和/或要求保护的气体涡轮的风扇可具有任何期望数量的风扇叶片，例如14、16、18、20、22、24或26个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件具有常规含义并且将易于被技术人员理解。因此，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，技术人员将立即识别巡航条件是指该气体涡轮引擎被设计用于附接到飞行器的引擎在给定任务(其在行业中可被称为“经济任务”)的中间巡航的操作点。就这一点而言，中间巡航是飞行器飞行周期中的关键点，在该点处，在上升最高点和开始降落之间燃烧的总燃料的50％已燃烧(其在时间和/或距离方面可近似于上升最高点和开始降落之间的中点)。因此，巡航条件定义气体涡轮引擎的操作点，该操作点在考虑提供给气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的引擎数量的情况下，提供将确保该飞行器在中间巡航时的稳态操作(即，保持恒定的高度和恒定的马赫数)的推力。例如，如果引擎被设计为附接到具有两个相同类型的引擎的飞行器上，则在巡航条件下，引擎提供该飞行器在中间巡航时稳态运行所需的总推力的一半。
换句话讲，对于飞行器的给定气体涡轮引擎，巡航条件被定义为在中间巡航大气条件(在中间巡航高度下由根据ISO 2533的国际标准大气定义)下提供指定推力的引擎的操作点(需要在给定中间巡航马赫数下，与飞行器上的任何其他引擎相结合，提供气体涡轮引擎被设计用于附接到的飞行器的稳态操作)。对于飞行器的任何给定气体涡轮引擎而言，中间巡航推力、大气条件和马赫数是已知的，因此在巡航条件下，引擎的操作点是明确定义的。
仅以举例的方式，巡航条件下的前进速度可为从0.7马赫至0.9马赫的范围内的任何点，例如0.75至0.85、例如0.76至0.84、例如0.77至0.83、例如0.78至0.82、例如0.79至0.81、例如大约0.8马赫、大约0.85马赫或0.8至0.85。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件的一部分。对于某些飞行器，巡航条件可能超出这些范围，例如低于0.7马赫或高于0.9马赫。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于在以下范围内的高度处的标准大气条件(根据国际标准大气ISA)：10000m至15000m，例如在10000m至12000m的范围内、例如在10400m至11600m(约38000英尺)的范围内、例如在10500m至11500m的范围内、例如在10600m至11400m的范围内、例如在10700m(约35000英尺)至11300m的范围内，例如在10800m至11200m的范围内、例如在10900m至11100m的范围内、例如大约11000m。巡航条件可对应于这些范围内的任何给定高度处的标准大气条件。
仅以举例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.8下的已知的所需推力水平(例如，在30kN到35kN范围内的值)和在38000ft(11582m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。仅以另一个示例的方式，巡航条件可对应于提供在前向马赫数0.85下的已知的所需推力水平(例如，在50kN到65kN范围内的值)和在35000ft(10668m)的高度下的标准大气条件(根据国际标准大气)的引擎的操作点。
在使用中，本文中描述和/或要求保护的气体涡轮引擎可在本文别处定义的巡航条件下操作。此类巡航条件可通过飞行器的巡航条件(例如，巡航中期条件)来确定，至少一个(例如2个或4个)气体涡轮引擎可以安装在该飞行器上以提供推进推力。
根据一个方面，提供了一种飞行器，该飞行器包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎。根据该方面的飞行器为气体涡轮引擎已被设计用于附接到的飞行器。因此，根据该方面的巡航条件对应于飞行器的中间巡航，如本文其他部分所定义的。
根据一个方面，提供了一种操作如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的方法。该操作可在如本文其他部分所定义的巡航条件(例如，就推力、大气条件和马赫数而言)下进行。
根据一个方面，提供了一种操作包括如本文所述和/或受权利要求书保护的气体涡轮引擎的飞行器的方法。根据该方面的操作可包括(或可以是)在飞行器的中间巡航处的操作，如本文其他部分所定义的。
本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
附图说明
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：
图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；
图2是气体涡轮引擎的上游部分的特写截面侧视图；
图3是用于气体涡轮引擎的齿轮箱的局部剖视图；
图4A示出了图1的气体涡轮引擎的示意图，示出了引擎的单独模块；
图4B以分解形式示出了图4A的模块；
图5示意性地示出了用于校准图4A和图4B的气体涡轮引擎的系统；
图6A示出了校准图4A和图4B的气体涡轮引擎的方法；
图6B示出了由图6A的方法确定由引擎核心产生的推力的步骤；
图6C更详细地示出了图6A的方法；
图7示意性地示出了用于控制引擎操作的系统，
图8A示出了控制气体涡轮引擎的操作的方法；并且
图8B示意性地示出了图8A的方法。
具体实施方式
图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇23生成两股气流：核心气流A和旁路气流B。气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。引擎核心11以轴流式串联包括低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮机17、低压涡轮机19和核心排气喷嘴20。喷嘴20可由附接到核心气流B的下游端70的核心外壳的一部分形成。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由其驱动。
推进式风扇23包括从安装在齿轮箱30的输出轴上的毂部29径向向外延伸的多个风扇叶片25。风扇叶片25的径向外部尖端由风扇壳体42围绕，该风扇壳体在风扇23后面向下游延伸。下文将结合图4A和图4B更详细地讨论风扇壳体42。在风扇壳体42后面，沿轴向流动方向(下游)，短舱21围绕引擎核心11。风扇壳体42和短舱21围绕引擎核心11限定旁路管道22和旁路排气喷嘴18。
旁路气流B流过旁路管道22。在旁路管道22的上游端处，邻近旁路管道22的进气口31，并且在风扇23的下游，多个出口导向叶片33在引擎核心11和风扇壳体42之间径向延伸。出口导向叶片33减少旁路气流B中的涡流和湍流，从而提供改善的推力。
在使用中，核心气流A进入核心进气口35，并且由低压压缩机14加速和压缩，并被引导至高压压缩机15中以进行进一步的压缩。从高压压缩机15排出的压缩空气被引导至燃烧设备16中，在该燃烧设备中压缩空气与燃料混合，并且混合物被燃烧。然后，所得的热燃烧产物在通过喷嘴20排出之前通过高压涡轮和低压涡轮17、19膨胀，从而驱动高压涡轮和低压涡轮17、19以提供一些推进推力。高压涡轮17通过合适的互连轴27来驱动高压压缩机15。风扇23通常提供大部分推进推力。周转齿轮箱30是减速齿轮箱。
图2中示出了齿轮传动风扇气体涡轮引擎10的示例性布置结构。低压涡轮19(参见图1)驱动轴26，该轴26联接到周转齿轮布置结构30的太阳轮或太阳齿轮28。在太阳齿轮28的径向向外处并与该太阳齿轮相互啮合的是多个行星齿轮32，该多个行星齿轮通过行星架34联接在一起。行星架34约束行星齿轮32以同步地围绕太阳齿轮28进动，同时使每个行星齿轮32绕其自身轴线旋转。行星架34经由连杆36联接到风扇23，以便驱动该风扇围绕引擎轴线9旋转。在行星齿轮32的径向向外处并与该行星齿轮相互啮合的是齿圈或环形齿轮38，其经由连杆40联接到固定支撑结构24。
需注意，本文中使用的术语“低压涡轮”和“低压压缩机”可分别表示最低压力涡轮级和最低压力压缩机级(即，不包括风扇23)，和/或通过在引擎中具有最低旋转速度的互连轴26(即，不包括驱动风扇23的齿轮箱输出轴)连接在一起的涡轮级和压缩机级。在一些文献中，本文中提到的“低压涡轮”和“低压压缩机”可被另选地称为“中压涡轮”和“中压压缩机”。在使用此类另选命名的情况下，风扇23可被称为第一或最低压力的压缩级。
在图3中以举例的方式更详细地示出了周转齿轮箱30。太阳齿轮28、行星齿轮32和环形齿轮38中的每一者包括围绕其周边以用于与其他齿轮相互啮合的齿。然而，为清楚起见，图3中仅示出了齿的示例性部分。示出了四个行星齿轮32，但是对本领域的技术人员显而易见的是，可以在要求保护的发明的范围内提供更多或更少的行星齿轮32。行星式周转齿轮箱30的实际应用通常包括至少三个行星齿轮32。
在图2和图3中以举例的方式示出的周转齿轮箱30是行星式的，其中行星架34经由连杆36联接到输出轴，其中齿圈38被固定。然而，可使用任何其他合适类型的周转齿轮箱30。以另一个示例的方式，周转齿轮箱30可以是星形布置结构，其中行星架34保持固定，允许环形齿轮(或齿圈)38旋转。在此类布置结构中，风扇23由环形齿轮38驱动。以另一个另选示例的方式，齿轮箱30可以是差速齿轮箱，其中环形齿轮38和行星架34均被允许旋转。
应当理解，图2和图3中所示的布置结构仅是示例性的，并且各种另选方案都在本公开的范围内。仅以举例的方式，可使用任何合适的布置结构来将齿轮箱30定位在引擎10中和/或用于将齿轮箱30连接到引擎10。以另一个示例的方式，齿轮箱30与引擎10的其他部件(诸如输入轴26、输出轴和固定结构24)之间的连接件(诸如图2示例中的连杆36、40)可具有任何期望程度的刚度或柔性。以另一个示例的方式，可使用引擎的旋转部件和固定部件之间(例如，在来自齿轮箱的输入轴和输出轴与固定结构诸如齿轮箱壳体之间)的轴承的任何合适的布置结构，并且本公开不限于图2的示例性布置结构。例如，在齿轮箱30具有星形布置结构(如上所述)的情况下，技术人员将容易理解，输出连杆和支撑连杆以及轴承位置的布置结构通常不同于图2中以举例的方式示出的布置结构。
因此，本公开延伸到具有齿轮箱类型(例如星形或行星齿轮)、支撑结构、输入和输出轴布置结构以及轴承位置中的任何布置结构的气体涡轮引擎。
可选地，齿轮箱可驱动附加的和/或另选的部件(例如，中压压缩机和/或增压压缩机)。
本公开可应用的其他气体涡轮引擎可具有另选配置。例如，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮和/或另选数量的互连轴。以另外的示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴18、20，这意味着穿过旁路管道22的流具有自己的喷嘴18，该喷嘴与引擎核心喷嘴20分开并径向地在该引擎核心喷嘴的外部。然而，这不是限制性的，并且本公开的任何方面也可应用于如下引擎，在该引擎中，穿过旁路管道22的流和穿过核心11的流在可被称为混流喷嘴的单个喷嘴之前(或上游)混合或组合。一个或两个喷嘴(无论是混合的还是分流的)可具有固定的或可变的面积。虽然所描述的示例涉及涡轮风扇引擎，但是本公开可应用于例如任何类型的气体涡轮引擎，诸如开放式转子(其中风扇级未被短舱围绕)或例如涡轮螺旋桨引擎。在一些布置结构中，气体涡轮引擎10可不包括齿轮箱30。
气体涡轮引擎10的几何形状及其部件由传统的轴系限定，包括轴向(与旋转轴线9对准)、径向(在图1中从下到上的方向)和周向(垂直于图1视图中的页面)。轴向、径向和周向相互垂直。
图4A示意性地示出了图1至图3的气体涡轮引擎10的组成部件，其中短舱21被移除。如图4B所示，气体涡轮引擎10由多个单独模块11、23、35形成。因此，引擎10可被认为是模块化的。
第一模块为引擎核心模块11。这通常包括齿轮箱30、低压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17和低压涡轮19。引擎核心模块11也可被称为推进器。第二模块，也称为风扇模块23，包括风扇叶片25。第三模块35包括风扇壳体42。
出口导向叶片33从风扇壳体42向内延伸，并且形成风扇壳体模块35的一部分。毂部29可为风扇模块46或引擎核心模块11的一部分。齿轮箱30可另外被构造为其自身的可分离模块或风扇壳体模块35的一部分。
如图4B所示，风扇模块46能够从引擎核心模块11移除，并且引擎核心模块11和风扇壳体模块35能够彼此分开。这有利于引擎10作为单独模块11、23和35而容易输送和运输。可使用任何合适的连接件来接合模块。例如，风扇壳体模块35可通过在出口导向叶片33的径向内端处的螺栓连接件螺栓连接到引擎核心11。另外的连接/支撑支柱也可设置在风扇壳体42和引擎核心11之间。
模块11、23、35可以为可互换的，使得例如气体涡轮引擎10的引擎核心模块11可被替换为不同的第二引擎核心模块11。第二引擎核心模块11具有相同的设计参数(或足够相似)，使得其与风扇模块23和风扇壳体模块42兼容。应当理解，模块11、23、35中的任一者或多者可以这种方式与兼容的替代物互换。
一组飞行器或引擎10的操作员可拥有多个引擎核心模块11、多个风扇模块23和多个风扇壳体模块35。每个引擎10可包括模块中的每一个模块中的任一个模块，而不是每个引擎10包括专用的模块组，这些专用的模块组仅能够一起使用(即，第一引擎核心模块11仅与第一风扇模块23和第一风扇壳体模块35一起工作，第二引擎核心模块11仅与第二风扇模块23和第二风扇壳体模块35一起工作，等等)。模块的可互换性允许第一引擎核心模块11被维修、替换或修理，而使用引擎10的飞行器保持功能。否则，要维修引擎10，飞行器必须停止使用。
引擎核心模块11小于风扇壳体模块35，并且还需要更定期的维护。因此，通过使用具有可互换模块的模块化引擎10，较小的、更容易运输的部件(诸如核心模块11和风扇叶片25)可被装运，而较大的、更难运输的部件(诸如短舱21和风扇壳体模块35)被保持在飞行器上。
在飞行中，不可能直接测量由引擎10产生的推力。当制造、大修或维修引擎10时，校准该引擎以确定能够在飞行中测量的一个或多个参数与推力之间的相关性。因此，在操作期间，监测可测量的参数，并且基于校准来确定推力输出。
在飞行中，当目标推力不同于所确定的推力输出时，基于目标推力和所确定的推力之间的差值来改变引擎10的控制参数。然后确定新推力，并且迭代地重复该过程，直到实现目标推力。
在一个示例中，可测量的参数可以是例如驱动齿轮箱30的芯轴26的旋转速度，并且控制参数可以是燃料被输送到燃烧设备16的速率。
可测量参数和推力输出之间的相关性可称为功率设置参数。现在将参考图5和图6A至图6C讨论确定用于气体涡轮引擎10的功率设置参数的方法600。
图5示出了图4A和图4B所示的气体涡轮引擎10的示例，以及用于确定引擎10的两个不同功率设置参数102、104的试验台50。
该试验台包括用于安装引擎10的支撑系统52，以复制飞行器的机翼或其他安装位置。因此，引擎10通过短舱21从柱54安装。
如上所述，引擎核心11包括在核心11下游端处形成的核心喷嘴20。喷嘴20附接到核心11的最终涡轮级的下游端70。当气体涡轮引擎10安装到试验台50时，使用作为试验台50的一部分的喷嘴56，而不是引擎10的喷嘴20。类似地，也使用作为试验台50的一部分的短舱58，而不是引擎10的短舱21。
喷嘴56和短舱58被校准以允许精确测量由引擎10产生的推力。喷嘴56和短舱58用于校准所有引擎10，并且因此被称为从部件。从部件应具有与引擎10的短舱21和喷嘴20相同的设计。
在引擎10校准之后，引擎10可与任何兼容的短舱21和核心排气喷嘴20一起使用，因为这些部件可被制造成具有这样的公差，使得引擎10的推力输出不受制造变化或磨损变化的影响。因此，推力贡献的唯一变化来源于不同的风扇23和核心11。
从喷嘴56包括在喷嘴56的入口66处、在喷嘴56的上游端处的压力传感器60和温度传感器62。另一个压力传感器64设置在喷嘴56的出口68处。一个或多个负荷传感器72设置在试验台50的柱54上。
除了上述传感器60、62、72之外，引擎核心模块11还包括多个其他传感器或传感器系统74、76，以测量引擎核心11的性能参数。这些传感器74、76是引擎10的一部分，而不是从部件。与直接推力测量不同，性能参数可在飞行期间以及在试验台50上测量。例如，第一传感器74可测量芯轴26的旋转速度，而第二传感器系统可提供在引擎核心进气口35和出口70处的空气压力或温度的测量值。
当在试验台50上时，气体涡轮引擎10以通常的方式自从短舱58安装。例如，风扇壳体42可固定到短舱58。引擎核心11也通过出口导向叶片33固定到风扇壳体42。另外的支撑支柱(未示出)可设置在风扇壳体42和/或短舱58和引擎核心11之间。从喷嘴56也以通常的方式固定到引擎核心11。
图6A至图6C示出了为安装到试验台50上的气体涡轮引擎10确定两个不同功率设置参数102、104的方法600。
当引擎10在第一测试输出功率水平下稳定运行时，执行方法600。可基于任何传感器输出来确定操作是稳定的。例如，当一个或多个传感器的输出稳定(在阈值方差内)达预定时间段时，可实现稳定的操作。另选地，可在经过固定的时间段之后简单地确定稳定的操作。
在第一步骤602，通过柱54中的负荷传感器72测量总推力110。在第二步骤604，测量由引擎核心108产生的推力，如下文将进行描述的。还测量第一引擎性能参数，诸如第一芯轴26的旋转速度，以及第二引擎性能参数，诸如芯出口70处的空气压力。
引擎核心产生的总推力(FC,G)由公式1给出。
FC，G＝(Wn×Vn×Cv+(Ps9-Pamb)×A8×CD) (I)
Wn是通过核心喷嘴56的流量，Vn是通过喷嘴56的速度，Ps9是喷嘴56的出口68处的静态压力，Pamb是环境压力，A8是喷嘴56的入口66的面积，并且Cv和CD是与喷嘴56的设计相关联的常数。
由入口核心引擎11引起的抗力(FC,D)由公式2给出。
FC，D＝(W1×V0) (2)
W1是通过核心引擎11的入口的流量，并且V0是引擎外部的环境空气的速度。
核心引擎11的净推力(FC,N)由公式3给出。
FC，N＝(FC，G-FC，D) (3)
对于未被堵塞的喷嘴56，(比率Ps9/Pamb<1.89的喷嘴)Ps9＝Pamb。此外，在试验台上，引擎10是静态的，因此V0→0。因此，公式(3)可简化为：
FC，N＝(Wn×Vn×Cv) (3’)
以举例的方式，Wn可通过芯流法或通过喷嘴流量函数特性来确定。例如，喷嘴56可具有已知的(校准的)流量函数图(将
Figure BDA0002257492780000211
描述为喷嘴压力比Pentry/Pout的函数)，该流量函数图可基于温度和压力测量值来确定流量。根据从喷嘴56的设计可知Cv。一旦已知流量函数，即可从Q曲线计算出速度。因此，核心推力108可基于环境压力、喷嘴56入口处的压力和喷嘴56入口处的温度来确定。
因此，确定核心推力108可包括604a测量喷嘴56的入口处的温度和压力，以及604b基于测量值确定核心推力108。
在第三步骤606，确定来自风扇23的推力贡献106。气体涡轮引擎10具有两个推力源—风扇23和引擎核心11。因此，由风扇106产生的推力只是总推力110和核心推力108之间的差值。如果引擎仍处于相同的测试输出功率水平，则第一步骤602和第二步骤604可同时执行，或者一个接一个地执行。
在最终步骤608a、608b处，针对给定的测试输出功率水平输出两个功率设置参数102、104。第一功率设置参数102描述第一测试输出功率水平下的风扇推力106和第一引擎性能参数，而第二功率设置参数104描述第一测试输出功率水平下的核心推力108和第二引擎性能参数。
如上所述，推力贡献不能在飞行中测量。然而，可测量引擎性能参数。因此，功率设置参数102、104允许确定核心推力108和风扇推力106，并因此确定总推力110。
独立地确定风扇推力106和核心推力108的贡献意味着对于模块化气体涡轮引擎，任何风扇模块23均可与任何引擎核心模块11一起使用，并且可精确地计算总推力110。在使用单个功率设置参数的情况下，仅计算总推力，因此来自风扇23和核心11的不同贡献是未知的。为了适应这一点，风扇模块23和引擎核心模块11形成只能一起使用的组，或者可设置单个功率设置参数以适应不同模块中的广泛变化，这导致效率和工作寿命降低。
在使用中，引擎10将在一定范围的功率水平下运行。因此，对于功率设置参数102、104而言，描述风扇推力106和核心推力108如何在一定功率水平范围内变化是有用的。
图6C示出了用于确定在一定测试输出功率水平范围内的功率设置参数102、104的方法600。在第一步骤610处，设置引擎10的测试输出功率水平。在第二步骤612处，如上所述，允许引擎操作稳定。然后在第三步骤601处确定该输出功率水平下的功率设置参数。这符合关于图6A所讨论的步骤。最后，改变引擎10的测试输出功率水平，并且该过程重复614。
因此，方法600提供第一功率设置参数102和第二功率设置参数104，第一功率设置参数提供风扇推力作为第一引擎性能参数的函数，第二功率设置参数提供核心推力108作为第二引擎性能参数的函数。
引擎的输出功率水平可通过任何合适的引擎控制参数或引擎控制参数的组合来控制。在一个示例中，引擎控制参数可为燃料流向引擎10的燃烧设备16的流量。低燃料流量提供低功率，而高燃料流量提供高燃料功率。
在其他示例中，引擎的输出水平可由引擎的可变几何参数控制，诸如可变叶片位置或引气阀流量和/或参数的组合。
第一功率设置参数102可在与风扇模块23相关联使用的第一数据卡710上提供，而第二功率设置参数104在与引擎核心模块11相关联使用的第二数据卡712上提供。下面将结合图7、图8A和图8B更详细地讨论数据卡710、712的使用以及基于操作参数和功率设置参数102、104的引擎操作。
图7和图8A示意性地示出了用于操作引擎10的引擎控制系统700和操作引擎10的方法800。系统700包括用于管理引擎10的操作的引擎控制单元(ECU)702。
应当理解，ECU 702可为引擎10的一部分，或者也可与引擎10所固定到的飞行器相关联。在ECU 702为飞行器的一部分的情况下，它可控制一个或多个气体涡轮引擎10的操作。然而，在下文中，将讨论单个引擎10的操作。
当将引擎10安装到飞行器上时，第一数据卡710和第二数据卡712连接到ECU 702。这可通过任何合适的数据连接诸如有线或无线连接来实现。
引擎10在第一操作功率水平下操作。如上所述，引擎10的操作可由多种不同的引擎控制参数来控制。图7示出了其中引擎控制参数为燃料供应的示例。在该示例中，ECU 702控制燃料管理单元(FMU)704来控制对引擎10的燃料供应，从而控制引擎10的功率输出。
在第一步骤处，ECU在第一操作功率水平下测量802a第一引擎性能参数并测量802b第二引擎性能参数。
将第一引擎性能参数和第二引擎性能参数提供给ECU 702。在第二步骤处，ECU702使用第一功率设置参数102和第一引擎性能参数(取自第一数据卡710)来确定804a由风扇106产生的推力。ECU 702类似地使用第二功率设置参数104和第二引擎性能参数(取自第二数据卡712)来确定804b由核心108产生的推力。
基于风扇推力106和核心推力108，ECU 702确定在当前操作功率水平下由引擎10产生的总推力110。
使用该方法，可迭代地修改引擎控制参数以实现目标推力112。目标推力可由ECU702确定，或者由飞行器的飞行员输入，或通过任何其他合适的方法来接收。图8B示出了用于迭代地实现目标推力的闭环系统。
基于目标推力112，确定引擎控制参数的初始值，然后通过FMU 704进行设置。这随后使引擎10在初始操作功率水平下操作。
引擎控制参数的初始值可通过任何合适的方法确定。由于制造差异和磨损，制造成相同设计参数的每个引擎10可针对给定的引擎控制参数产生略微不同的推力。初始值可基于平均引擎或模型引擎。
如上所述，在初始操作功率水平下，ECU 702在步骤804a处确定风扇推力106，并在步骤804b处确定核心推力108。在步骤808处，将初始操作功率水平下的总推力110确定为风扇推力106和核心推力108的总和。在另一步骤810处，确定总推力110与目标推力112之间的差值。
基于总推力110和目标推力112之间的差值，在步骤806中修改引擎控制参数以控制引擎。根据所确定的总推力110是大于还是小于目标推力112，引擎控制参数可以递增或递减，以设置新的引擎控制参数，从而提供新的操作功率水平。当功率稳定在新的操作功率水平(通常为毫秒量级)后，重复此过程。迭代此过程，直到总推力110与目标推力112之间没有差异为止。
该过程可在引擎10的操作的任何阶段使用。例如，它可在需要改变推力时使用，例如起飞、着陆或改变高度。它还可用于在巡航期间保持恒定推力水平，此时环境条件发生变化，从而导致功率输出的微小变化以保持恒定推力。
如上所述，对引擎10的推力的两种贡献是风扇推力106和核心推力108。通过计算对总推力110的单独贡献，任何引擎核心模块11均可与任何风扇模块23一起使用。当根据单个功率设置参数确定引擎10的总推力时，情况并非如此，因为每个模块11、23的单独贡献是未知的。
因此，例如，当引擎核心模块11需要维修时，它可以简单地调换成兼容设计的不同引擎核心模块11，并且核心引擎11的总推力仍然可被精确地知道，从而允许引擎10的连续有效操作。这减少了飞行器的停机时间，因为不需要将整个引擎10都停止使用，而仅需维修核心模块11。
此外，核心模块11小而紧凑并且易于运输。对于如上所述的齿轮传动引擎10，风扇壳体42的直径可超过90英寸(约2.286米)，或者甚至超过130英寸(约3.302米)。这会使风扇壳体难以运输。因为风扇壳体42比引擎核心模块11需要少得多的维护和大修，它可与任何兼容的引擎核心模块11一起使用，所以不必定期拆卸，使得一组引擎10/飞行器的操作更加简单。
当改变引擎10的核心模块11或风扇模块23时，简单地改变对应的数据卡710、712。因此，每个数据卡710、712与为其承载功率设置参数102、104的风扇模块23或核心模块11相关联。如上所述，一组飞行器或引擎10的操作员可拥有一组引擎核心模块11和一组风扇模块23。这些部件中的每一个部件可具有专用的数据卡710、712。
如图7所示，ECU 702包括经由系统总线720彼此连接的处理单元706、存储器708、通信接口714和系统驱动器716。存储器708被细分为程序存储装置722和数据存储装置724。
通信接口714可包括任何合适的有线和/或无线通信接口，并且可经由多种不同的方法实现通信。例如，可通过通信接口714接收目标推力112，以及来自测量引擎性能参数的传感器74、76的输出。此外，通信接口可传输关于引擎10的数据，以用于显示给飞行器的飞行员或用于其他监测。
系统驱动器716可控制FMU 704的操作，如图7所示。如果需要，系统驱动器可包括用于控制引擎操作的其他驱动器。此外，系统驱动器可包括显示驱动器，以提供用于输出关于引擎10的数据的替代路线。
在所示的示例中，数据卡710、712经由通信接口714耦接到处理单元706。处理单元706可经由系统总线720并且如果需要经由通信接口714访问数据卡710、712，以访问功率设置参数102、104。
程序存储装置722包括程序代码718，该程序代码指示处理单元706以执行上述操作引擎的方法800的步骤。
应当理解，尽管参考了存储器708，但是存储器708可以由多种设备提供。例如，存储器可由高速缓存存储器、RAM存储器、本地大容量存储设备诸如硬盘提供，这些存储器中的任一个存储器通过网络连接连接到ECU 702。处理单元706可经由系统总线720并且如果需要经由通信接口714访问存储器708，以访问程序代码进而指示其执行什么步骤。
可采用任何合适的方式将程序代码输送到存储器708。例如，程序代码可从以下来源安装在设备上：CDROM；DVD ROM/RAM(包括-R/-RW或+R/+RW)；单独的硬盘驱动器；存储器(包括USB驱动器、SD卡、紧凑型闪存卡等)；传输的信号(包括互联网下载、ftp文件传输等)；导线；等等。
应当理解，上文讨论的用于在引擎10的校准期间测量风扇推力106、核心推力108和总推力110的方法和系统仅以举例的方式给出。可使用任何合适的方法来确定两个推力贡献106、108。
在上述示例中，第一功率设置参数102提供风扇推力106作为驱动齿轮箱30的芯轴26的旋转速度的函数。然而，应当理解，可使用指示风扇23的性能的任何合适的引擎性能参数来代替轴旋转速度。例如，在引擎10包括多个轴26、27的情况下，用于核心推力106的引擎性能参数可以是轴26、27中任一个轴的旋转速度。在非齿轮传动涡轮引擎10中，性能参数也可基于引擎中一个或多个轴的旋转速度。第一引擎参数还可以是在旁路管道22(在沿着管道22的长度的任何点处)中测量的空气压力，或者在风扇23上的扭矩测量值。
类似地，在上述示例中，第二功率设置参数104提供作为引擎核心11的排气口70处空气压力的函数的核心推力108。同样，应当理解，可单独使用或者与其他参数组合使用指示核心的性能的任何合适的引擎性能参数。例如，引擎性能参数可以是引擎核心的进气口35或引擎核心11的排气口70处的空气压力或空气温度。空气压力或温度可测量为高度、速度/马赫数的函数；或以与ISA温度差(DTAMB)的形式表示的环境温度。另选地，可使用引擎核心11中任何点处的压力或温度测量值。例如，引擎性能参数可以是引擎10的压缩机级14、15和涡轮级17、19处的压力或温度比率。
在上述示例中，燃料供应用作引擎控制参数以修改引擎10的功率输出。然而，应当理解，可使用任何合适的引擎控制参数。此外，引擎10可由两个或更多个参数组合控制而不是由单个参数控制。
可在任何合适的数据载体上提供功率设置参数。上文所述的数据卡710、712仅以举例的方式给出。数据载体可包括任何合适的存储设备。数据载体710、712可作为单独的项目提供，这些数据载体能够可移除地连接到端口，例如飞行器驾驶舱中的端口，或者任何其他合适的位置。
在一些示例中，功率设置参数102、104可从数据载体710、712传输到ECU 702的存储器中的数据存储装置724。在此类示例中，处理单元706可从数据存储装置724而不是数据载体710、712访问功率设置参数102、104。
与程序代码一样，功率设置参数102、104可以任何合适的方式输送到存储器708。例如，程序代码可从以下来源安装在设备上：CDROM；DVD ROM/RAM(包括-R/-RW或+R/+RW)；单独的硬盘驱动器；存储器(包括USB驱动器、SD卡、紧凑型闪存卡等)；传输的信号(包括互联网下载、ftp文件传输等)；导线；等等。
应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征均可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。

Claims (18)

1.一种控制具有推进式风扇（23）和引擎核心（11）的气体涡轮引擎（10）的方法（800），所述方法（800）包括：
测量（802a）指示所述风扇（23）的输出的第一引擎性能参数；
测量（802b）指示所述引擎核心（11）的输出的第二引擎性能参数；
基于第一功率设置参数（102）和所述第一引擎性能参数来确定（804a）由所述风扇（23）产生的风扇推力（106）；
基于第二功率设置参数（104）和所述第二引擎性能参数来确定（804b）由所述引擎核心（11）产生的核心推力（108）；
基于所述风扇推力（106）和所述核心推力（108）来确定总推力（110）；并且
基于所述确定的总推力（110）来控制（806）所述引擎（10），
其中所述总推力（110）包括所述风扇推力（106）和所述引擎核心推力（108）。
2. 根据权利要求1所述的方法（800），其中基于所述确定的总推力（110）来控制（806）所述引擎（10）包括：
将所述确定的总推力（110）与目标推力（112）进行比较（810）；并且
基于所述比较，设置引擎控制参数。
3. 根据权利要求2所述的方法（800），包括迭代地重复以下步骤：测量（802）所述第一引擎性能参数和所述第二引擎性能参数；确定（804, 808）所述风扇推力（106）、所述核心推力（108）和所述总推力（110）；将所述总推力（110）与所述目标推力（112）进行比较（810）；并且设置所述引擎控制参数，以便达到所述目标推力（112）。
4.根据权利要求3所述的方法（800），包括接收指示所述目标推力（112）的输入，并且响应于接收到的输入迭代地重复所述方法（800）以达到所述目标推力（112）。
5. 根据权利要求2至4中任一项所述的方法（800），其中所述引擎控制参数包括以下中的一者或多者：
提供给所述引擎核心（11）的燃料的流量；以及/或者
所述引擎的几何参数，所述引擎的所述几何参数任选地包括可变叶片位置和/或引气阀流量。
6.根据前述权利要求中任一项所述的方法（800），其中所述第一功率设置参数（102）将所述第一引擎性能参数与所述风扇推力（106）相互关联，以获得所述第一引擎性能参数的值的范围。
7.根据前述权利要求中任一项所述的方法（800），其中所述第一引擎性能参数包括选自以下的参数：
由所述引擎核心（11）的涡轮（17, 19）驱动并且被布置成直接驱动所述风扇（23）的旋转的轴（26, 27）的旋转速度；
由所述引擎核心（11）的涡轮（17, 19）驱动并且被布置成通过齿轮箱（30）驱动所述风扇（23）的旋转的轴（26, 27）的旋转速度；
由所述引擎核心（11）的涡轮（17, 19）驱动并且被布置成驱动所述引擎核心（11）的压缩机（14, 15）的轴（26, 27）的旋转速度；
旁路管道中的空气压力；或者
或所述风扇的扭矩测量。
8.根据前述权利要求中任一项所述的方法（800），其中所述第二功率设置参数（104）将所述第二引擎性能参数与所述引擎核心推力（108）相互关联，以获得所述第二引擎性能参数的值的范围。
9.根据前述权利要求中任一项所述的方法（800），其中所述第二引擎性能参数包括选自以下的参数：
在所述引擎核心的入口或出口处的空气压力或温度；
作为高度、速度/马赫数中的一者或多者的函数的所述引擎核心的所述入口或所述出口处的空气压力或温度；或者以与ISA温度差的形式表示的环境温度；或者
在所述引擎核心的任何阶段的空气压力或温度的测量值。
10. 根据前述权利要求中任一项所述的方法（800），其中所述方法（800）还包括：
从与所述风扇（23）相关联的数据卡（710）接收所述第一功率设置参数（102）；并且
从与所述引擎核心（11）相关联的数据卡（712）接收所述第二功率设置参数（104）。
11. 根据权利要求10所述的方法（800），其中所述引擎核心（11）包括第一引擎核心（11），与所述引擎核心（11）相关联的所述数据卡（712）包括第一核心数据卡（712），并且所述方法（800）还包括：
将所述第一引擎核心（11）替换为第二引擎核心（11），所述第二引擎核心与所述第一引擎核心不同并且与所述风扇（23）兼容；并且
将所述第一核心数据卡（712）替换为第二核心数据卡（712），所述第一核心数据卡（712）提供所述第一引擎核心（11）的所述第二功率设置参数（104），并且所述第二核心数据卡（712）提供所述第二引擎核心（11）的所述第二功率设置参数（104）。
12. 根据权利要求10或权利要求11所述的方法（800），其中所述风扇（23）包括第一风扇（23），与所述风扇（23）相关联的所述数据卡（710）包括第一风扇数据卡（710），并且所述方法（800）还包括：
将所述第一风扇（23）替换为第二风扇（23），所述第二风扇与所述第一风扇不同并且与所述引擎核心（11）兼容；并且
将所述第一风扇数据卡（710）替换为第二风扇数据卡（710），所述第一风扇数据卡（710）提供所述第一风扇（23）的所述第一功率设置参数（102），并且所述第二风扇数据卡（710）提供所述第二风扇（23）的所述第一功率设置参数（102）。
13.一种用于飞行器的气体涡轮引擎（10），所述气体涡轮引擎包括：
引擎核心（11），所述引擎核心包括涡轮（19）、压缩机（14）和将所述涡轮（19）连接到所述压缩机（14）的芯轴（26）；
风扇（23），所述风扇包括多个风扇叶片（25）；和
引擎控制单元（702），所述引擎控制单元被布置成：
接收第一引擎性能参数（102）；
接收第二引擎性能参数（104）；
接收用于基于所述第一引擎性能参数来确定由所述风扇（23）产生的风扇推力（106）的第一功率设置参数（102）；
接收用于基于所述第二引擎性能参数来确定由所述引擎核心（11）产生的核心推力（108）的第二功率设置参数（104）；
基于所述风扇推力（106）和所述核心推力（108）来确定由所述引擎（10）产生的所述总推力（110）；并且
基于所述确定的总推力(110)来控制所述引擎(10)的操作。
14. 根据权利要求13所述的气体涡轮引擎（10），包括：
风扇数据卡（710），所述风扇数据卡被布置成提供所述第一功率设置参数（102）；和
核心数据卡（712），所述核心数据卡被布置成提供所述第二功率设置参数（104），
其中第一数据卡和第二数据卡（710, 712）操作地联接到所述引擎控制单元（702）。
15. 根据权利要求14所述的气体涡轮引擎（10），
其中所述引擎核心（11）为第一引擎核心（11），并且核心数据卡（712）为与所述第一引擎核心（11）相关联的第一核心数据卡（712）；并且
其中所述第一引擎核心（11）可与第二引擎核心（11）互换，所述第二引擎核心具有与所述第二引擎核心相关联的第二核心数据卡（712）。
16. 根据权利要求14或权利要求15所述的气体涡轮引擎（10），
其中所述风扇（23）为第一风扇（23），并且所述风扇数据卡（710）为与所述第一风扇（23）相关联的第一风扇数据卡（710）；并且
其中所述第一风扇（23）与第二风扇（23）互换，所述第二风扇具有与所述第二风扇（23）相关联的第二风扇数据卡（710）。
17.根据权利要求13至16中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中所述引擎（10）还包括：
齿轮箱（30），所述齿轮箱接收来自所述芯轴（26）的输入并将驱动输出至所述风扇（23），以便以比所述芯轴低的旋转速度来驱动所述风扇（23）。
18.根据权利要求13至17中任一项所述的气体涡轮引擎（10），其中：
所述涡轮是第一涡轮（19），所述压缩机是第一压缩机（14），并且所述芯轴是第一芯轴（26）；
所述引擎核心（11）还包括第二涡轮（17）、第二压缩机（15）和将所述第二涡轮（17）连接到所述第二压缩机（15）的第二芯轴（27）；并且
所述第二涡轮（17）、所述第二压缩机（19）和所述第二芯轴（27）被布置成以比所述第一芯轴（26）更高的旋转速度旋转。
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