CN111703588A - 气体涡轮引擎的条件确定 - Google Patents

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Abstract

本文公开了一种自动确定用于飞行器的气体涡轮引擎10的至少部分的操作条件的方法，所述方法包括：由气体压力检测器401测量一个或多个气体压力波，其中所述气体压力检测器401位于所述气体涡轮引擎10中；以及由计算系统根据所述气体压力检测器401的输出信号自动确定气体涡轮引擎10的至少部分的操作条件。

Description

气体涡轮引擎的条件确定
技术领域
本公开涉及用于确定飞行器的气体涡轮引擎的至少部分的操作条件的技术。气体涡轮引擎的条件是根据引擎的声学自动确定的。
背景技术
存在改进用于确定用于飞行器的气体涡轮引擎的操作条件的已知技术的一般需要。
发明内容
根据第一方面，提供了一种自动确定用于飞行器的气体涡轮引擎的至少部分的操作条件的方法，所述方法包括：由气体压力检测器测量一个或多个气体压力波，其中所述气体压力检测器位于所述气体涡轮引擎中；以及由计算系统根据所述气体压力检测器的输出信号自动确定气体涡轮引擎的至少部分的操作条件。
所述方法可包括由一个或多个另外的气体压力检测器测量一个或多个气体压力波，其中所述一个或多个另外的气体压力检测器位于所述气体涡轮引擎中；并且操作条件的所述自动确定还取决于来自所述一个或多个另外的气体压力检测器的每个输出信号。
所述方法可包括所述计算系统对每个气体压力检测器的所述输出信号执行傅里叶变换，以生成所述输出信号的频域版本。
所述方法可包括通过由计算系统将每个气体压力检测器的所述输出信号与一个或多个预先确定的信号进行比较来确定操作条件。
所述方法可包括每个气体压力检测器的所述输出信号与一个或多个预先确定的信号的所述比较为每个输出信号的所述频域版本与一个或多个预先确定的信号的比较。
所述方法可包括由所述计算系统过滤气体压力检测器的每个输出信号。
所述方法可包括由所述计算系统监测所述气体涡轮引擎的至少部分的所述操作条件；以及由所述计算系统检测所述操作条件的变化。
所述方法可包括由所述计算系统根据所述比较确定所述气体涡轮引擎的至少部分的操作条件的变化类型。
所述方法可包括所确定的变化类型包括管道破裂、爆裂和/或渗漏；并且/或者所确定的变化类型包括发生变化的管道类型，诸如舱室空气管道、防冰空气管道或处理排气管道。
所述方法可包括确定所述变化的位置。
所述方法可包括根据在所述气体压力检测器中的两个或更多个气体压力检测器处接收的气体压力波的到达时间的差值来确定所述变化的所述位置。
所述方法可包括：每个气体压力检测器包括多个声学元件；其中：每个声学元件具有定向灵敏度；并且所有所述声学元件具有不同的取向，使得所述气体压力检测器能够在声学元件所取向的所有方向上以基本上相同的灵敏度检测气体压力波。
所述方法可包括将所述声学元件布置成形成基本上球形的形状，使得所述气体压力检测器的所述灵敏度在所述气体压力检测器周围的所有方向上基本上相同。
所述方法可包括：每个声学元件包括声学传感器和外壳；并且所述外壳为喇叭状波导。
所述方法可包括：每个气体压力检测器位于所述气体涡轮引擎的防火区中。
所述方法可包括：冲击所述气体涡轮引擎；其中所述气体涡轮引擎的至少部分的操作条件的所述确定取决于由所述冲击引起的一个或多个气体压力波。
根据第二方面，提供了一种系统，所述系统包括计算系统和用于飞行器的气体涡轮引擎，其中：所述气体涡轮引擎包括一个或多个气体压力波检测器；并且所述计算系统被布置成根据任一前述权利要求所述的方法自动检测所述气体涡轮引擎的至少部分的操作条件。
在所述第二方面中，所述气体涡轮引擎可还包括：引擎核心，所述引擎核心包括涡轮、压缩机和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴；风扇，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；以及齿轮箱，所述齿轮箱接收来自所述芯轴的输入并将驱动输出至风扇，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇。
在所述第二方面中：所述涡轮可以是第一涡轮，所述压缩机可以是第一压缩机，并且所述芯轴可以是第一芯轴；所述引擎核心还可包括第二涡轮、第二压缩机和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴；并且将所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
根据第三方面，提供了一种气体压力检测器，所述气体压力检测器包括：多个声学元件，其中每个声学元件检测气体压力波的灵敏度取决于声学元件相对于所述气体压力波的传播方向对准的方向；其中：所有所述声学元件具有不同的取向，使得所述气体压力检测器能够在声学元件所取向的所有方向上以基本上相同的灵敏度检测气体压力波；并且所述声学元件布置成形成基本上球形的形状，使得所述气体压力检测器的所述灵敏度在所述气体压力检测器周围的所有方向上基本上相同。
在所述第三方面中，所述气体压力检测器每个声学元件可包括声学传感器和喇叭状波导；所述声学元件被布置在所述喇叭状波导的第一端部处；并且与所述喇叭状波导的所述第一端部相对的所述喇叭状波导的第二端部被成形为横截面正交于所述喇叭状波导的纵向轴线的多边形。
在所述第三方面中，所述声学元件可被布置成使得所述气体压力检测器的形状为十二面体。
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导管)从第一压缩机接收流。
齿轮箱可被布置成由被配置成(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配置成(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。
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轮叶，该排定子轮叶可为可变定子轮叶(因为该排定子轮叶的入射角可以是可变的)。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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轮叶。该排转子叶片和该排定子轮叶可彼此轴向偏移。
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尖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)。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)以下中的任何一个：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)或390cm(约155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)。
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250cm至300cm(例如250cm至280cm)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320cm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1600rpm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)以下中的任何一个：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)。
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导管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)以下中的任何一个：10、10.5、11、11.5、12、12.5、13、13.5、14、14.5、15、15.5、16、16.5或17。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)。该旁路导管可以是基本上环形的。该旁路导管可位于核心引擎的径向外侧。旁路导管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)。
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。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)。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)以下中的任何一个的最大推力：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)。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，例如刚好在自身可被称为喷嘴导向轮叶的第一涡轮轮叶的上游。在巡航时，该TET可至少为(或大约为)以下中的任何一个：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)以下中的任何一个：1700K、1750K、1800K、1850K、1900K、1950K或2000K。最大TET可在由前一句中的任意两个值界定的包含范围内(即，这些值可形成上限或下限)。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在径向上延伸。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导管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16、18、20或22个风扇叶片。
如本文所用，巡航条件可指气体涡轮引擎所附接的飞行器的巡航条件。此类巡航条件通常可被定义为巡航中期的条件，例如飞行器和/或引擎在爬升顶点和下降起点之间的中点(就时间和/或距离而言)处所经历的条件。
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的范围内。这些范围内的任何单一速度可以是巡航条件。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：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：前进马赫数为0.8；压力23000Pa；以及温度为-55℃。
如本文中任何地方所用，“巡航”或“巡航条件”可指空气动力学设计点。此类空气动力学设计点(或ADP)可对应于风扇被设计用于操作的条件(包括例如马赫数、环境条件和推力要求中的一者或多者)。例如，这可能指风扇(或气体涡轮引擎)被设计成具有最佳效率的条件。
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。
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4是根据一个实施方案的沿着气体涡轮引擎的纵向轴线的横截面；
图5是根据一个实施方案的气体涡轮引擎的横截面，其中该横截面正交于该气体涡轮引擎的纵向轴线；
图6为根据一个实施方案的声学元件；
图7示出了根据一个实施方案的多个声学元件的布置结构；并且
图8是根据一个实施方案的方法的流程图。
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，该推进式风扇产生两股气流：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17、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。旁路气流B流过旁路导管22。风扇23经由轴26和周转齿轮箱30附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。
在使用中，核心气流A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，其中环形齿轮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可以是恒星布置结构，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具有恒星布置结构(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(例如恒星或行星齿轮)、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。以另外示例的方式，图1中所示的气体涡轮引擎具有分流喷嘴20、22，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴，该喷嘴与核心引擎喷嘴20分开，并径向地在该核心引擎喷嘴的外部。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，穿过旁路导管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。
气体涡轮引擎10可包括大量的流体承载管道/导管。管道中的流体可处于高温和/或高压下。
有必要监测气体涡轮引擎10的操作条件，以便确定是否发生了操作条件的变化，尤其是发生了故障条件。故障条件可以是(例如)管道故障，诸如发生泄漏或管道爆裂。如果发生故障条件，那么应快速检测到该故障条件，以便可以采取适当的行动。
已知通过监测气体涡轮引擎10内的温度来检测管道故障。管道中的大爆裂可改变气体涡轮引擎10的本体的温度。因此，可通过检测该本体的温度变化来检测故障条件。例如，布置在气体涡轮引擎10的防火区中的温度计可在每当所测量的温度发生意外变化时检测故障条件。然而，这种已知的技术不能检测管道中的可能仅引起局部效应并且不会显著改变本体温度的小爆裂。此外，在故障导致温度变化之前无法检测到该故障，并且这可能是一个缓慢的过程。
实施方案通过使用气体涡轮引擎10的声学来确定其操作条件以改进已知技术。测量并监测气体涡轮引擎10产生的声学，即声音。该声音的任何变化可用于确定气体涡轮引擎10的操作条件已发生变化。
实施方案还可包括用于根据气体涡轮引擎10的声音来识别已经发生的故障条件的类型的技术。
实施方案还可包括应用用于确定具体声源的位置的技术。这可用于确定故障(诸如爆裂管道)的位置。
下文参考用于检测声音的麦克风来描述实施方案。然而，该实施方案的技术不限于该声音是人可听到的声音，并且该声音更一般地可为任何类型的气体压力波。该气体可为空气，并且所检测的波为空气压力波。该气体压力波可为人类可听的，或者例如，其可为超声波的、超音速的或次音速的。
麦克风也不限于能够仅测量/记录人类可听的声音，并且可更一般地为用于检测气体压力波的气体压力检测器/换能器。
当气体涡轮引擎10正在操作时，气体涡轮引擎10内的管道的故障将具有声学效应。该声学效应可为管道壁破裂的直接声音和/或穿过该管道壁中的由破裂引起的孔流出或流入该管道的流体的声音。
该声学效应还可用于确定该系统的其他部分的操作条件以及爆裂管道之外的变化。例如，所监测的声学可包括动力装置噪声特征的任何组成，诸如风扇噪声、燃烧器隆隆声和/或压缩机声学。所测量的声音的任何变化和/或与所测量的声音的预期值的差值可用于检测故障。
根据实施方案的用于测量和监测气体涡轮引擎10中的声音的技术不限于在气体涡轮引擎10操作时执行。例如，通过(例如)冲击气体涡轮引擎10的部分可在气体涡轮引擎10中诱发声音。气体涡轮引擎10的条件可根据响应于该冲击所产生的声音来确定。
图4是根据一个实施方案的沿着气体涡轮引擎10的纵向轴线的横截面。
如图4所示，气体涡轮引擎10包括被旁路导管407围绕的本体406。在本体406内有围绕核心引擎的防火区405。在本文中，该核心引擎也被称为核心11或引擎核心11。存在通向防火区405的一个或多个入口402以及离开防火区405的多个出口403。在本体406内有管道404和麦克风401。
图5是根据一个实施方案的气体涡轮引擎10的横截面。横截面正交于气体涡轮引擎10的纵向轴线。
如图5所示，在本体406和气体涡轮引擎10的外表面之间存在分流器/挂架501。两个麦克风401被定位在防火区405中。麦克风401彼此位于核心引擎的相对侧上。
图5中所示的管道404中的一个管道已爆裂，并且这产生了通过防火区405中的气体传播的压力波502。
每个麦克风401测量其环境的声音并输出根据所测量的声音而生成的电信号。每个麦克风401与计算系统通信。来自每个麦克风401的输出信号被发送到该计算系统。
该计算系统可记录从麦克风401接收的每个信号。计算系统可对每个麦克风401通过将最近接收到的信号与先前接收到的信号进行比较来检测对气体涡轮引擎10的部分和/或整个气体涡轮引擎10的操作条件的变化。
计算系统可通过对信号执行傅里叶变换来分析其从麦克风401接收到的每个信号。傅里叶变换可以是例如快速傅里叶变换和/或离散傅里叶变换。傅里叶变换生成信号的频域表示。这可用于确定声音是否包括特定频率范围内的分量，该分量可为不正确的操作条件的指示。例如，爆裂管道可导致生成超音速尖叫噪声。每当来自麦克风401的接收信号中存在对应于超音速尖叫噪声的频率分量时，可由计算系统检测到爆裂管道。
计算系统可通过将来自每个麦克风401的接收信号与信号的预先确定的值/波形进行比较来确定气体涡轮引擎10的部分和/或整个气体涡轮引擎10的操作条件。
该计算系统可存储或可通过网络访问预先确定的声音配置文件的库，其中每个声音配置文件对应于多种类型的故障条件中的一种故障条件。该故障条件可包括破裂的、爆裂的和/或渗漏的管道以及可能发生的其他事件。因此，计算系统可能够根据从麦克风401接收的信号和该声音配置文件的比较来确定已发生的故障条件的类型。如果存在针对不同类型的管道的预先确定的声音配置文件，则计算系统可能够确定已发生故障的管道类型。例如，舱室空气管道、防冰空气管道和处理排气管道在爆裂时均可具有不同的声音配置文件，因此具有爆裂的管道类型可由计算系统自动确定。可例如以经验为主地或通过建模来生成声音配置文件。
计算系统从麦克风401接收的信号和声音配置文件的比较可在时域或频域中执行。如果在频域中执行，则这将允许容易地比较由其频谱的分量所表征的事件。也可对计算系统从麦克风401接收的每个信号执行其他过程，诸如用于防止混叠的滤波操作。
计算系统可能够确定由发生的事件(诸如出现在管道中的孔)引起的声源的位置和/或方向。如果仅存在一个麦克风401，在麦克风401是定向的情况下并且/或者在声音配置文件取决于麦克风401和声源之间的距离的情况下，可确定声源的位置。
当使用不止一个麦克风401时，如图5所示，除了正在使用的针对单个麦克风401的上述技术之外，每个麦克风401所接收的声音信号的相位(即，到达时间)的差值可用于确定声源的位置。这还可以帮助确定已发生的事件的类型。
在图5所示的示例中，该爆裂管道为声源。核心引擎上方的第一麦克风401比该核心引擎下方的第二麦克风401更靠近该爆裂管道。因此，第一麦克风401将在第二麦克风401之前检测来自声源的声音。当第一麦克风401和第二麦克风401检测到来自声源的相同声音时之间的时间差可用于确定声源的位置。
实施方案不限于在图4和图5中所示的位置处提供的以及具有该相对取向的麦克风401。实施方案包括在其他位置处提供的并具有不同相对取向的麦克风401。例如，在图5中，另选地，在防火区405中可存在围绕核心引擎的周边的三个或更多个麦克风401。麦克风401的数量也不受限制。例如，可存在九个或更多个麦克风401。麦克风401可还设置在气体涡轮引擎10中的除了防火区405之外的其他部分中。
每个麦克风401可包括一个或多个声学元件600。如图6所示，每个声学元件600可包括声学传感器601和声学传感器601的外壳602。外壳602既保护声学传感器601又为声学传感器601提供定向灵敏度。外壳602可为喇叭状波导。每个声学元件600对声音具有取决于喇叭状波导的取向的定向灵敏度。该喇叭状波导的端部的横截面的形状可以是规则的多边形。多个声学元件600可以镶嵌方式被布置在一起，如图7所示。通过组合声学元件600而形成的形状可以是(例如)十二面体。因此，麦克风401具有基本上球形的形状。麦克风401包括多个声学元件600，该多个声学元件具有允许麦克风401在所有方向上以基本上相同的灵敏度来检测声音的取向。
当麦克风401包括多个声学元件600时，每个声学元件600生成并输出根据所测量的声音而生成的电信号。从麦克风401输出并发送至计算系统的信号可包括多个信号，其中该多个信号中的每个信号是来自麦克风401所包括的声学元件600中的一个声学元件的输出信号。另选地，来自声学元件600的多个电信号可在麦克风401处彼此组合，以生成发送到计算系统的单个电信号。
实施方案通过基于热检测的已知技术来改善气体涡轮引擎10的操作条件的确定。具体地讲，一个麦克风401可检测将需要多个热检测器的大区域上的声音变化，可立即(无热滞后)检测到条件的变化，可确定声源的位置和/或方向，麦克风401不昂贵并且麦克风401可检测整个系统的有助于系统的声音配置文件的其他部分的变化。在上述技术的另选形式中，麦克风401中的一个或多个麦克风可以是单个喇叭状或其他形状，以便测量定向信号。实施方案包括检测任何类型的故障事件以及一般的引擎健康状况，诸如引擎的劣化和老化。
实施方案还可集成有引擎振动监测系统和/或热检测系统。
图8为根据一个实施方案的用于自动确定用于飞行器的气体涡轮引擎10的至少部分的操作条件的过程的流程图。
在步骤801中，该过程开始。
在步骤803中，通过气体压力检测器401测量一个或多个气体压力波，其中气体压力检测器401位于气体涡轮引擎10中。
在步骤805中，计算系统根据气体压力检测器401的输出信号自动确定气体涡轮引擎10的至少部分的操作条件。
在步骤807中，该过程结束。
实施方案不限于所有麦克风401位于气体涡轮引擎10内。实施方案还包括一个或多个麦克风401位于气体涡轮引擎10的外部。可存在位于气体涡轮引擎10的内部和外部的麦克风，或者所有麦克风都可位于气体涡轮引擎10的外部。
实施方案可用于检测自动推进回拉系统中的爆裂导管。实施方案可用于的其他应用包括确定在飞行员停机操作期间是否一直正确地执行操作，以及确定通风系统、冷却系统和/或压力释放面板是否正常运行。
当检测到不正确的操作时，实施方案包括自动向维护团队生成消息以及发送用于报告不正确操作的注释。
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 (22)

1.一种自动确定用于飞行器的气体涡轮引擎(10)的至少部分的操作条件的方法，所述方法包括：
由气体压力检测器(401)测量一个或多个气体压力波，其中所述气体压力检测器(401)位于所述气体涡轮引擎(10)中；以及
由计算系统根据所述气体压力检测器(401)的输出信号自动确定气体涡轮引擎(10)的至少部分的操作条件。
2.根据权利要求1所述的方法，还包括由一个或多个另外的气体压力检测器(401)测量一个或多个气体压力波，其中所述一个或多个另外的气体压力检测器(401)位于所述气体涡轮引擎(10)中；并且
操作条件的所述自动确定还取决于来自所述一个或多个另外的气体压力检测器(401)的每个输出信号。
3.根据权利要求1所述的方法，还包括所述计算系统对每个气体压力检测器(401)的所述输出信号执行傅里叶变换，以生成所述输出信号的频域版本。
4.根据权利要求1所述的方法，其中确定操作条件包括由所述计算系统将每个气体压力检测器(401)的所述输出信号与一个或多个预先确定的信号进行比较。
5.根据权利要求4所述的方法，还包括所述计算系统对每个气体压力检测器(401)的所述输出信号执行傅里叶变换以生成所述输出信号的频域版本，其中每个气体压力检测器(401)的所述输出信号与一个或多个预先确定的信号的所述比较是每个输出信号的所述频域版本与一个或多个预先确定的信号的比较。
6.根据权利要求1所述的方法，还包括由所述计算系统过滤气体压力检测器(401)的每个输出信号。
7.根据权利要求1所述的方法，还包括由所述计算系统监测所述气体涡轮引擎(10)的至少部分的所述操作条件；以及
由所述计算系统检测所述操作条件的变化。
8.根据权利要求7所述的方法，还包括由所述计算系统根据所述比较确定所述气体涡轮引擎(10)的至少部分的操作条件的变化类型。
9.根据权利要求8所述的方法，其中所确定的变化类型包括管道破裂、爆裂和/或渗漏；并且/或者
所确定的变化类型包括发生变化的管道类型，诸如舱室空气管道、防冰空气管道或处理排气管道。
10.根据权利要求7所述的方法，还包括确定所述变化的位置。
11.根据权利要求10所述的方法，还包括由一个或多个另外的气体压力检测器(401)测量一个或多个气体压力波，其中所述一个或多个另外的气体压力检测器(401)位于所述气体涡轮引擎(10)中，并且
操作条件的所述自动确定还取决于来自所述一个或多个另外的气体压力检测器(401)的每个输出信号；其中根据在所述气体压力检测器(401)中的两个或更多个气体压力检测器处接收的气体压力波的到达时间的差值来确定所述变化的所述位置。
12.根据权利要求1所述的方法，其中每个气体压力检测器(401)包括多个声学元件(600)；
其中：
每个声学元件(600)具有定向灵敏度；并且
所有所述声学元件(600)具有不同的取向，使得所述气体压力检测器(401)能够在声学元件(600)所取向的所有方向上以基本上相同的灵敏度检测气体压力波。
13.根据权利要求12所述的方法，其中所述声学元件(600)被布置成形成基本上球形的形状，使得所述气体压力检测器(401)的所述灵敏度在围绕所述气体压力检测器(401)的所有方向上基本上相同。
14.根据权利要求12所述的方法，其中每个声学元件(600)包括声学传感器(601)和外壳(602)；并且
所述外壳(602)为喇叭状波导。
15.根据权利要求1所述的方法，其中每个气体压力检测器(401)位于所述气体涡轮引擎(10)的防火区中。
16.根据权利要求1所述的方法，还包括：
冲击所述气体涡轮引擎(10)；
其中所述气体涡轮引擎(10)的至少部分的操作条件的所述确定取决于由所述冲击引起的一个或多个气体压力波。
17.一种包括计算系统和用于飞行器的气体涡轮引擎(10)的系统，其中：
所述气体涡轮引擎包括一个或多个气体压力波检测器；并且
所述计算系统被布置成根据任一前述权利要求所述的方法自动检测所述气体涡轮引擎(10)的至少部分的操作条件。
18.根据权利要求17所述的系统，其中所述气体涡轮引擎(10)还包括：
引擎核心(11)，所述引擎核心包括涡轮(19)、压缩机(14)和将所述涡轮连接到所述压缩机的芯轴(26)；
风扇(23)，所述风扇位于所述引擎核心的上游，所述风扇包括多个风扇叶片；和
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，以便以比所述芯轴低的旋转速度驱动所述风扇。
19.根据权利要求18所述的系统，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)；
所述引擎核心还包括第二涡轮(17)、第二压缩机(15)和将所述第二涡轮连接到所述第二压缩机的第二芯轴(27)；并且
所述第二涡轮、所述第二压缩机和所述第二芯轴被布置成以比所述第一芯轴高的旋转速度旋转。
20.一种气体压力检测器(401)，包括：
多个声学元件(600)，其中每个声学元件(600)检测气体压力波的灵敏度取决于所述声学元件(600)相对于所述气体压力波的传播方向对准的方向；
其中：
所有所述声学元件(600)具有不同的取向，使得所述气体压力检测器(401)能够在声学元件(600)所取向的所有方向上以基本上相同的灵敏度检测气体压力波；并且
所述声学元件(600)被布置成形成基本上球形的形状，使得所述气体压力检测器(401)的所述灵敏度在围绕所述气体压力检测器(401)的所有方向上基本上相同。
21.根据权利要求20所述的气体压力检测器(401)，其中：
每个声学元件(600)包括声学传感器(601)和喇叭状波导(602)；
所述声学元件(600)被布置在所述喇叭状波导(602)的第一端部处；并且
与所述喇叭状波导(602)的所述第一端部相对的所述喇叭状波导(602)的第二端部被成形为横截面正交于所述喇叭状波导(602)的纵向轴线的多边形。
22.根据权利要求20所述的气体压力检测器(401)，其中所述声学元件(600)被布置成使得所述气体压力检测器(401)的形状为十二面体。
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