CN114165296A - 用于气体涡轮引擎的流测量 - Google Patents

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Abstract

一种对通过具有压缩机的涡轮机的流进行热力学评估的方法，包括：从位于该涡轮机的在该压缩机的上游的进气口附近的多个声学传感器接收传感器读数；以及接收进入该进气口的该流的压力和滞止温度读数。使用该声学传感器读数确定进入进气口的该流的静态温度以及压缩机的上游的进气口的流通区之上的该流的平均速度。使用该流的平均速度和该滞止压力来确定通过该进气口的该流的质量流率。

Description

用于气体涡轮引擎的流测量
技术领域
本公开涉及声学测量系统，具体地涉及用于涡轮机诸如轴流引擎的声学测量系统。
背景技术
在涡轮机(例如气体涡轮引擎)中，可使用对流入或流过引擎的空气特性的测量来确定该引擎的特性。例如，气流的平均流速或质量流量可用于计算引擎的性能和/或效率。
总压力和静态压力的测量可使用常规设备诸如皮托管来执行。皮托管包括孔，该孔被构造成面向即将到来的气流并且必须突出/延伸到气流中，例如以避免在围绕气流的壳体/管道的内表面中形成边界气流层。其他设备，诸如静态端口，必须安装在壳体内。
皮托管延伸到气流中的程度受到限制，以便减少对气流的破坏，因此皮托管只能对气流的有限区域中的气流特性进行采样。
假设由皮托管在气流的有限区域中进行的采样测量与流入/流过引擎的总体(整体)气流具有相关性。然而，必须对相关性进行建模或估计，以根据采样的测量值计算整体气流。此外，有限区域中的样品可能不表示整体气流，例如，其可能受到沿壳体的边界气流层的影响。因此，相关性模型可能对变化的操作条件不具有稳健性，因此整体气流的计算可能不准确。
当试图测量轴流式机器诸如气体涡轮引擎上的流率时面临的另一个问题是，流的可压缩性效应变得与高体积流率相关。这使可能需要用于将传感器读数与总体/整体流率值相关联的模型复杂化。
常规模型依赖于在分析或实验校准期间获得的速度分布，并且不考虑未评估的条件。另外，平均压力和温度用于根据体积流率确定质量流率。然而，引擎内部的流动状态的条件是高度动态的。
本公开旨在克服或改善上述问题中的一者或多者。
发明内容
根据第一方面，提供了一种对通过具有压缩机的涡轮机的流进行热力学评估的方法，该方法包括：从位于该压缩机的上游的流通区附近的多个声学传感器接收传感器读数；接收该压缩机的上游的该流通区的滞止温度和压力读数；使用该声学传感器读数确定该流通区的静态温度和该压缩机的上游的该流通区之上的流的平均速度；以及使用该流的所确定的平均速度和该滞止压力输出通过该流通区的该流的质量流率。
该声学传感器可位于该涡轮机的任何/所有压缩机/转子的上游。该流通区可由流道限定和/或界定，诸如在压缩机/涡轮机的进气开口中。
根据第二方面，提供了用于涡轮机的监测和/或控制系统，该涡轮机包括位于压缩机的上游的涡轮机进气口、该压缩机的下游的引擎核心以及由来自该引擎核心的排出气体驱动的涡轮，该系统包括：多个声学传感器，该多个声学传感器位于该压缩机的上游的该进气口的流通区附近；以及一个或多个处理器，该一个或多个处理器被布置成接收来自该多个声学传感器的传感器读数以及进入该进气口的该流的滞止温度和压力读数；该一个或多个处理器包括机器可读指令，该机器可读指令用于使用该声学传感器读数来确定进入该进气口的该流的静态温度和在该进气口的该流通区之上的该流的平均速度；并且该一个或多个处理器使用该流的所确定的平均速度和该滞止压力来确定通过该进气口的该流的质量流率。
根据第三方面，提供了用于控制涡轮机的一个或多个处理器的机器可读指令以根据第二方面的一个或多个处理器或第一方面的方法进行操作。
该声学传感器可包括至少一个声学发射器，该至少一个声学发射器被配置为将声学波形通过该流通区发射到声学接收器。
该声学传感器可位于单个平面中并且/或者围绕进气口的中心轴线以一定角度间隔安装。该涡轮机可包括围绕中心轴线并限定进气口的壳体，其中该声学传感器设置在该壳体上，例如以周向阵列的形式。该声学传感器可与气体洗涤表面齐平或在气体洗涤表面后面，以便不突出到流通区中。声学传感器可位于进气口喉部的下游。
该声学传感器和/或一个或多个处理器可被配置为生成该流通区的断层摄影数据，例如通过该进气口的流量。
可使用2至40个声学传感器。
涡轮机可包括在气流内轴向延伸并与流通区相交的内部部件。内部部件可包括被配置为与多个传感器通信的另外的声学传感器。内部部件可包括/为转子，例如被布置成围绕进气口或流通区的纵向/中心轴线旋转。该另外的传感器可被配置为与内部部件一起旋转。内部部件可包括转子毂部和/或鼻锥。
声学传感器可安装在涡轮机的短舱和/或转子壳体中。声学衬里可围绕转子并且被构造成吸收由该转子(例如，压缩机/风扇)的旋转产生的振动。声学传感器可位于声学衬里的上游。
可确定至少两个声学传感器之间的声学波形的飞行时间。该多个传感器之间的飞行时间可用于确定流通区的平均流速。该多个传感器之间的飞行时间可用于确定流通区的平均质量流量。可确定流通区上方(例如，跨流量横截面)的流量剖面。
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，以便以比芯轴更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(因为至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“恒星”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，齿轮传动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“恒星”齿轮箱，其具有在3.1或3.2到3.8的范围内的齿轮传动比。在一些布置结构中，该齿轮传动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)，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)以下中的任何一个：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)以下中的任何一个：0.28、0.29、0.30、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、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12至16的范围、或13至15的范围、或13至14的范围内。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)，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)。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。此类布置结构可以称为叶片盘状部或叶片环。可以使用任何合适的方法来制造此类叶片盘状部或叶片环。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14、16、18、20、22、24或26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；压力为23000Pa；以及温度-55℃。还仅以举例的方式，巡航条件可对应于：前进马赫数为0.85；压力为24000Pa；以及温度为-54℃(其可为35000英尺下的标准大气条件)。
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，中间巡航条件)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。
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是具有声学流量传感器的气体涡轮引擎的进气口的示意性前视图；
图5是具有声学流量传感器的气体涡轮引擎的进气口的示意性截面图；
图6示出了示例性声学传感器阵列及其之间的路径；
图7示出了用于不同流动路径的另一个示例性声学传感器阵列；
图8示出了另一个示例性声学传感器阵列；
图9示出了适应相对旋转的另一个示例性声学传感器阵列；
图10是具有声学流量传感器的气体涡轮引擎的进气口的另一个示例的示意性截面图；
图11示出了穿过声学传感器阵列的示意性剖视图，其指示使用期间在流测量的示例中使用的参数。
图12示出了估计一个或多个引擎参数的流程图。
图13是气体涡轮引擎的旁路的截面侧视图。
具体实施方式
现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案。
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，该进气口接收进气气流48，该推进式风扇生成两股气流：核心气流A和旁路气流B。进气气流48包括流入引擎10的操作上游端部的空气的总和，其中核心气流A和旁路气流B的总和基本上等于进气气流48。
气体涡轮引擎10包括接收核心气流A的核心11。该引擎核心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并且限定旁路导管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。以另外的示例的方式，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构型。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，这意味着穿过旁路导管22的流具有自己的喷嘴18，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，包括轴向方向(与旋转轴线9对准)、径向方向(在图1中从下到上的方向)和周向方向(垂直于图1视图中的页面)。轴向方向、径向方向和周向方向相互垂直。
本公开现在将相对于气体涡轮引擎继续进行，然而应当理解，本公开可用于其他类型的轴向流动引擎/机器。
如图4和图5所示，气体涡轮引擎10包括多个声学传感器42。优选地，声学传感器42包括超声传感器。超声传感器42设置在壳体44上，该壳体围绕并界定引擎10的进气口12和进气气流48。壳体44可包括短舱21的内表面。进气口应被认为是引擎压缩机上游(例如风扇23的上游)的任何面积。
在一个示例中，提供了两个至四十个的传感器。通常，多于四个传感器将用于流通区上方的合适覆盖。传感器可围绕旋转轴线间隔开，例如作为周向阵列，并且可等距间隔开或可不等距间隔开。然而，应当理解，增加传感器的数量可增加测量的保真性和精度。因此，本发明不限于此类示例，并且根据应用，可根据需要使用任何数量的传感器。
超声传感器42包括超声发射器和/或超声接收器。每个单独的传感器42可包括发射器、接收器或发射器/接收器对。
超声发射器包括被配置为将超声波形46发射到进气气流48中的超声换能器。
超声接收器被配置为接收和检测由超声发射器发射的超声波形46。在一个示例中，接收器位于与发射器基本上相同的位置和/或与发射器一体地形成(即，它们形成同一组件的一部分)。在其他示例中，接收器位于与发射器的不同位置和/或形成为与发射器分开的组件。
传感器42从进气气流48移除(即，它们不突出到气流48中、阻塞气流48或以其他方式干扰气流48)。传感器42可安装在壳体44的外表面上或其后面(即，在短舱21壳体内)和/或可安装成与壳体44的表面的内表面齐平(例如，使得传感器的边缘/侧面与经气体洗涤的表面齐平)。
在其他示例中，传感器42可突出到气流中。这可有意地产生湍流，例如以研究引擎内的气流特性。
超声传感器42优选地以均匀分布的方式围绕壳体44的圆周间隔开。超声传感器42可围绕壳体44间隔开，使得每个传感器42与另一个传感器42径向相对。另选地，传感器42可为不均匀分布的，例如，成簇分布的。这些传感器可围绕轴线9成角度地间隔开。
超声传感器42位于和/或定向在单个平面中(例如，每个单独的传感器位于由其他传感器界定的假想平面中)。该平面可以是基本上平坦的。在其他示例中，该平面是弓形的、弯曲的等。该平面的确切形式与本公开内容无关，然而，应当理解，在单个平面中提供传感器意味着这些传感器围绕进气口周向间隔开。因此，给定系统内没有两个传感器被放置在相同的周向位置(即，没有两个传感器仅轴向间隔开而没有周向间隔)。
该示例中的平面与局部气流48的净方向基本上正交。在其他实施方案中，整个平面和/或平面的部分不与局部气流48的净方向正交。
在一个示例中，该平面基本上与主引擎轴线9正交。然而，如果需要，该平面可偏离与气流/轴线正交的方向，例如倾斜。
在平坦平面的示例中，多个相应传感器42之间的一条或多条视线可被取向成位于单个平面内。所有发射器/接收器可被布置为在该单个平面内发射/接收信号。
超声传感器42位于引擎10的上游部分中，即位于该引擎的压缩机级的上游。传感器42位于风扇23的上游。传感器42可位于进气口12处、邻近该进气口或紧邻该进气口的后方。在该示例中，传感器42处于进气口喉部50(即，进气口12的最窄点)和风扇壳体52(即，围绕风扇23的壳体44的部分)之间。
在一个示例中，传感器42相对于进气口喉部50在下游方向上偏移。在其他示例中，传感器42位于进气口喉部的上游。在任何示例中，上游方向和/或下游方向可被假设为沿轴线9或与其平行的方向。
引擎10可包括声学衬里54，该声学衬里围绕壳体44并且被构造成能够减少其中的声学振动。声学衬里与风扇壳体52的上游侧邻近定位和/或位于该上游侧的上游。传感器42可位于声学衬里54的上游。
传感器42可位于其他感测设备的上游或下游，该其他感测设备位于壳体44上。该其他感测设备可包括以下中的一者或多者：皮托管56；或静态压力管58；或温度探针。
引擎可包括位于壳体44内的内部部件，即流场内的实心区域。该内部部件可轴向延伸穿过壳体44/在壳体44内轴向延伸。例如，该内部部件可包括转子毂部的一部分(用于将风扇叶片23附接到轴)；旋转器/鼻锥60；或引擎的核心11的静态部分/壳体。
在一个示例中，传感器42位于转子毂部和锥体的上游端部/尖端的上游，使得鼻锥60不与传感器42的平面相交。如图6所示，传感器42的定位防止多个传感器42之间的视线62中断，使得每个传感器42具有到其他传感器42中的每个传感器的视线62，从而允许传感器42之间以基本上直的路径进行超声通信。
可对传感器42之间的每条视线62进行采样以确定沿视线62的气流48的平均特性(即，超声传感器测量这些传感器之间的气流特性的平均值，而不仅仅是在传感器42自身近侧的单个点处测量)。气流48的特性可沿多个传感器42中的每个传感器之间的多条视线62进行采样，以提供跨气流48的多个样本。在气流内的多个空间上分离的点处对气流特性进行采样，例如，包括邻近壳体44的表面的边界流动层。
如图6所示，多个样本提供了跨气流48的样本“网格”，其跨越流场/面积的许多区域。
在不同的示例中，传感器42位于锥体60尖端的下游，使得锥体60或转子毂部存在于(即，穿过)传感器42的平面内。如图7所示，相对传感器42之间的视线62在由旋转锥体60的实心区域界定的面积中被中断，从而防止那些相对传感器42之间的超声通信。
由于相对传感器42之间的通信中断，形成了死区64(例如，在锥体60的实心主体周围)，在该死区中不能执行对气流48特性的测量。应当理解，当内部部件包括引擎10的其他部分(例如，引擎的核心11)时，存在此类问题。此类死区64在不同的具体实施中可为可接受的或不可接受的。例如，如果围绕壳体安装的传感器42的数量增加，则死区面积可充分减小。
图8示出了当实心内部部件或主体位于传感器的平面中时使用的另选的示例性布置。至少一个另外的声学传感器66设置在内部部件60上。该另外的传感器可包括被配置为与设置在壳体44上的超声传感器42可操作地通信的超声传感器66。在一个示例中，提供了1至6个另外的传感器66。然而，应当理解，根据应用，可提供任何数量的另外的传感器66。
另外的传感器66可围绕内部部件的圆周均匀分布。以与壳体44上的传感器42类似的方式，可从气流48移除另外的传感器66。
如图8所示，视线62保持在壳体44上的传感器42和内部部件上的传感器66之间，从而消除和/或减小死区64的大小。传感器42和66之间的视线穿过内部部件60的表面处的边界层流量，并且因此可适应边界层对总体流量剖面的贡献。
在一个示例中，另外的传感器66附连到转子毂部的锥体60，使得另外的传感器66随毂部的旋转而旋转，同时保持与设置在壳体44上的传感器42的可操作通信。
如图9所示，在时间“t”处，另外的传感器66与壳体44上的多个传感器42a、42b、42c可操作地通信。传感器之间的视线62以粗虚线示出。在时间“t”处，可使用传感器42a、42b和42c对沿视线62的气流48的特性进行采样。
当另外的传感器66随毂部一起旋转时，另外的传感器在时间“t+dt”(dt为任意时间步长)处移动到新的角度位置。另外的传感器66与设置在壳体44上的相同的多个不同传感器42a、42b、42c通信，然而，视线63(以细虚线示出)已移动到新的位置。可使用相同的传感器对沿视线63的气流48的特性进行采样，在“t+dt”处采样的气流48的部分不同于在时间“t”处采样的气流48的部分。
随着另外的传感器66继续旋转，另外的传感器66与依次围绕壳体的接下来多个传感器42通信(即，42b、42c、42d，然后42c、42d、42e等)。当另外的传感器66旋转时，视线63扫过壳体44内的气流48。在另外的传感器66的整个旋转过程中对气流48的特性进行采样，从而提供围绕毂部的气流48的“扫掠扫描”。
锥体60或毂部可包括多个另外的传感器66，其方式类似于壳体44上的传感器42或图8所示的另外的传感器66。多个另外的传感器66可围绕毂部60的圆周均匀分布。此类传感器布置允许在每次扫掠/旋转期间同时扫描流通区的所有区域。
在一些示例中，静态传感器42之间的静态视线也可用于读数(例如，如图7和图8所示)。因此，总读数可部分地包括针对静态参照系获取的读数，并且部分地包括来自旋转参照系的读数。
如图10所示，传感器42可操作地连接到电源74和信号处理系统72。静态传感器42可具有与信号处理盒72的直接电(例如有线)连接。
引擎10包括可操作地连接到电源78和信号处理系统72的另外的传感器系统76，例如遥测系统。该另外的传感器系统可位于传感器42的上游，例如位于短舱和/或引擎进气口中。另外的传感器系统76被配置为以无线方式接收由旋转传感器66测量的数据。然后，该另外的传感器系统将数据转发到信号处理盒72。
可为另外的传感器66提供旋转电耦接器68。旋转电耦接器68将另外的传感器66连接到电源70和/或信号处理系统72，并且允许另外的传感器66相对于电源70和/或信号处理系统72旋转，同时保持两者间的连接。旋转电耦接器68可提供物理连接(例如，导线)。在其他示例中，旋转电耦接器68包括无线传输(例如，无线功率或信号传输)。
在一些实施方案中，另外的传感器66可直接可操作地连接到信号处理系统72，从而减少对另外的传感器系统76的需要。
在一个示例中，引擎10包括第二多个传感器。第二组传感器可位于引擎10上与第一多个传感器不同的轴向位置。
在一些示例中，第二多个传感器可位于引擎10的下游部分中，优选地位于引擎10的出口喷嘴处。第二多个传感器可彼此轴向间隔开，并且可不彼此周向间隔开。第二多个传感器能够以与EP 3255438 A1中所述基本上相同的方式执行，该专利以引用方式并入本文。
处理系统72被配置为从以下中的一者或多者接收信号：第一多个传感器42；另外的传感器66；或第二多个传感器。处理系统72包括一个或多个计算机处理器，该一个或多个计算机处理器被配置为处理信号以计算进气流48的气流速度剖面、体积流率和/或质量流量。
处理系统72可被配置为向超声传感器提供信号以开始/结束超声发射和/或接收。
处理系统72与另外的传感器系统76可操作地通信。另外的系统76可提供计算进气流48的体积流率和/或质量流率所需的一个或多个操作参数的值(即，一个或多个可变操作参数的值)。
处理系统72可被配置为记录给定时间段内的气流速度、体积流量和/或质量流量数据。处理系统72可以根据引擎10或引擎使用10的特定参数(例如，引擎10的特定功率或推力输出或节流阀设置)分析数据以提供其中的趋势或模式(例如，使用回归分析)。
处理系统72可具有输出接口，该输出接口被配置为将与本文所述的任何处理输入或输出相关的数据发送到另外的系统，诸如用于引擎或其子组件的监测和/或控制系统。另外的系统可板载于引擎或飞行器，例如通过数据总线或本地有线或无线网络或远程监测设施与其连接。处理系统72的输出可用于：向用户反馈，例如飞行器驾驶舱中的用户界面；用作操作控制系统的输入；和/或作为设备健康监测系统的输入。
除此之外或另选地，处理系统72包括用于数据的板载存储的非易失性存储器。
在一些示例中，可提供附加的常规测量设备以确定引擎中的气流特性。这些常规设备可与本系统同时使用，以检测/测量两种测量技术之间的任何差异。
进气气流质量流量的计算
以下数学公式估计了具有已知滞止温度的引擎10的进气流48的流速和/或体积流量。可通过额外了解滞止压力来估计质量流率。
命名：
U：声学信号沿发射器和接收器之间的视线的速度
V：流速
m：质量-流量
M：流量马赫数
T：流动温度
h：焓
C：校正因子
α：声速
β：角度
s：距离
γ：绝热指数
A＝面积
ρ＝密度
p＝压力
R：每摩尔空气质量的摩尔气体常数
()t：总特性或滞止特性，例如压力和/或温度
()s：静态特性，例如压力和/或温度
()TOF：飞行时间平均数
()m：质量平均量
()eng：总体引擎参数
()cr：核心引擎参数
()aux：辅助性
()thm：热力学平均
图11示出了被配置为测量壳体44内的进气流48的速度流率的多个传感器42的示意图。
超声发射器80将超声波形46发射到气流48中。超声波形46与气流48相互作用，并且该波形穿过气流48的速度根据气流48的各种物理特性而变化，如将在下文所述。
超声接收器82位于发射器的视线62内。超声接收器82接收超声波形46，并且处理系统72计算发射超声波形48与接收到该波形之间的时间，以提供测量的飞行时间(tTOF)。
给定超声发射器80和接收器82之间的视线的距离D以及声学信号的测量的飞行时间(tTOF)，飞行时间平均流速(VTOF)可计算为：
Figure BDA0003205269020000191
给定
Figure BDA0003205269020000192
将空气建模为完美的气体。
参考图12，在第一步骤200中，公式(1)用于确定沿发射器80和接收器82之间的相应视线62的平均飞行时间平均速度。根据需要，沿平面中的所有相应发射器80和接收器82之间的每条视线62重复该步骤。
在第二步骤202和第三步骤204中，一旦已计算出所需选择/数量的视线飞行时间平均速度，就应用断层摄影术以导出一个或多个节点处的飞行时间平均速度；该节点由两条或更多条视线62之间的交点限定。
断层摄影术的输出是传感器平面上的空间流速剖面。例如，断层摄影术提供了跨传感器平面的流速剖面的标测图。每个节点处的流速为飞行时间通货。
给定速度剖面，可将加权校正应用于已导出速度的节点，以转换为适当的热力学通货。在第四步骤206中，使用用于每个节点处的速度VTOF的校正系数C1来定义热力学加权速度(Vthm)，例如质量加权：
Vthm＝C1·VTOF 公式(2)
在第五步骤208中，使用得自公式(2)的滞止温度Tt和流速Vthm的知识导出每个节点处的静态温度Ts的计算。入口处的滞止温度Tt基于飞行条件或飞行器或引擎测量是已知的。滞止温度Tt的优点在于，在不存在排出气体再摄取的情况下，具有跨入口和传感器平面的均匀剖面。
Figure BDA0003205269020000201
针对每个节点交互地重复步骤200至208，直到收敛到容差。
在第六步骤210中，每个节点处的局部流量马赫数M的计算通过应用其定义方程已知：
Figure BDA0003205269020000202
在第七步骤212中，通过对进气口中跨传感器平面的无量纲质量流量公式进行空间积分来实现对进气口质量流率的估计：
Figure BDA0003205269020000203
在第八步骤214中，鉴于这些节点是剖面内的离散采样点，使用因子C2针对采样误差对估计的进气口质量流率进行校正。采样校正可基于飞行期间或飞行后的数据库来计算。采样校正C2的计算可使用计算方法，诸如计算流体动力学(CFD)或旨在将流动状态解析到所需精度的其他方法：
Figure BDA0003205269020000211
旁路气流质量的计算
参见图13，该系统可用于确定穿过引擎10的旁路气流B的质量流量。旁路质量流量可通过了解核心气流A的质量流量(mcr)从引擎质量流量(meng)导出。飞行中核心质量流量可基于海平面标定方法和/或使用其他常规方法确定来估计。因此，旁路气流是进入引擎的总质量流量与核心质量流量之间的差值：
m125＝meng-mcr 公式(7)
其中m125为站点125处的旁路气流。站点125位于风扇23的下游，优选地位于风扇23和出口导向叶片84之间。
站点150设置在OGV 84的下游。旁路空气B在站点150处的质量流量等于在站点125处通过添加/减去由于源或汇引起的质量流量(例如，泄漏、来自辅助系统的流量添加或减少等)而测量的质量流量。此类汇、源和渗漏的质量流量可被建模并被认为是已知的。
因此，在站点150处测量的质量流量通过以下方式确定：
m150＝m125-mleak,1-maux 公式(8)
计算充装平面处的旁路滞止压力
站点150处的质量流量可用于经由公式(9)和(10)确定滞止压力pt：
Figure BDA0003205269020000212
然后可求解，以确定随其他参数变化的滞止压力p_t：
pt＝f(m,ps,Tt,A,γ,R) 公式(10)
·根据前述方法通过进气口处的风速测量导出质量流量m。
·静态压力ps在站点150处测量(例如，使用皮托管86或一个或多个嵌入式静态传感器)。
·风扇23下游的滞止温度Tt可从轴功率的引擎分析中导出，该引擎分析基于风扇特性假定或使用常规技术测量。
·r,R为气体(通常为空气)的已知气体特性。
·A为站点150处的几何(横截面)面积，其可由设计参数等测量或已知。可应用对飞行中条件的校正来考虑由于热应力或机械应力等引起的膨胀和/或收缩。
鉴于在公式(10)中考虑了站点150处的几何面积，导出的滞止压力为跨通道和所有相关联流动特征(即，包括边界层和二次流动(如果有的话))的平均滞止压力。
这完成了对充装平面上的滞止压力的估计。总推力的计算可使用各种公布的气体路径方法来完成。
飞行中喷嘴排放系数的计算
另选地，下面示出了新的气体方法，其集中于引擎运行期间喷嘴排放系数的推导。
站点180设置在旁路气流的出口处，例如在旁路喷嘴喉部处。因此，站点150和站点180处的质量流量m150和m180的比率可以通过以下方式确定：
Figure BDA0003205269020000221
其中
·Cd,180为喷嘴排放系数。
·站点150处的静态压力ps,150通过常规方法测量。
·站点180处的静态压力ps,180通常称为“喷嘴基准压力”。喷嘴基准压力可被认为等于环境静态压力。另选地，可对环境静态压力施加校正。
·站点150和站点180处的滞止压力pt,150和pt,180根据现有气体路径方法中的惯例被认为是相等的。
·站点150和站点180处的几何面积Ag,150和Ag,180在地面上或根据已知的设计参数来测量。可应用对飞行中条件的校正来考虑由于热应力或机械应力等引起的膨胀和/或收缩。
·站点150和站点180处的滞止温度Tt,150和Tt,180在不存在热传递的情况下是守恒的。另选地，可如常规那样考虑站点150和180之间的任何热源或汇。
站点150和180之间的质量流量比率
Figure BDA0003205269020000231
由这些站点之间的任何质量源和/或汇决定。在典型的民用涡轮风扇应用中，可能存在例如通过推力反向器和/或短舱密封件的泄漏。泄露量可通过在地面上进行的吊舱渗漏测试来确定。
因此，喷嘴排放系数Cd,180可在测试或飞行等期间确定。然后可将所确定的值与计算值或建模值进行比较。因此，测量值和期望值之间的差值可指示由于喷嘴造成的影响，例如：
·翼部和引擎之间的外部空气动力学效应(另外称为安装效应)，诸如喷嘴抑制效应。
·内部空气动力学效应。此类效应可以是引擎环境内观察到的剖面与钻机上测试的剖面的差异，或不同水平的湍流强度等。
飞行中推力的计算
然后可根据公布的气体路径方法，使用充装平面热力学参数和下游喷嘴性能系数来计算旁路推力FG，质量流量根据公式(8)独立已知，滞止压力由公式(10)导出，飞行中喷嘴排放系数由公式(11)导出。
鉴于在任何给定飞行条件下速度与无量纲质量流量与喷嘴压力比率的一对一相关性，公式(1)至(6)中涉及的流参数的任何表示都可以用作表示推力的功率设置参数。
本发明的优点
本公开提供了一种在最小侵入气流的情况下测量轴流引擎的气流特性的装置。
本公开允许使用更多数量的传感器，以便提高气流特性的测量精度。
本公开提供了对气流的空气动力学特性(即，径向和周向剖面的可变性、湍流的量等)具有降低的敏感性的气流测量系统。
本公开提供了一种测量系统，该测量系统更好地表示穿过引擎的气流的平均特性。
本发明提供了通过该系统的气流的横截面剖面。这允许使用一系列测量对气流剖面进行断层摄影成像。
仅单行/平面的传感器简化了安装需求，并且需要安装在机器进气口处，以准确了解流动热力学特性，即滞止压力、温度等。
可使用单行声学传感器以实际和有效的方式确定质量流率。
邻近风扇的声学衬里/在风扇的声学衬里上游的声学传感器的位置可有利于过滤从旋转风扇尖端发出的压力波的一部分。
流量传感器在进气口喉部之后的位置可有利于更均匀的流量剖面。
使用压缩机上游(即，接近进气口)的已知滞止温度和压力允许准确确定穿过进气口的质量流量和其他气流特性。
本文所述的入口结构可以是吊舱安装的一部分，或者是嵌入在机身结构内的安装的一部分。
本公开提供了一种测量气流的非侵入式装置。
虽然相对于气体涡轮引擎描述了该系统和方法，但其可应用于任何其他合适的涡轮机(诸如轴流式机器)的壁/进气口，通常涉及高亚音速流率和对空气动力学效率的严格要求。
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 (16)

1.一种对通过具有压缩机的涡轮机的流进行热力学评估的方法，所述方法包括以下步骤：
从位于所述涡轮机的在所述压缩机的上游的进气口附近的多个声学传感器接收传感器读数；
接收进入所述进气口的所述流的滞止温度读数；
使用所述声学传感器读数确定进入所述进气口的所述流的静态温度以及所述压缩机的上游的所述进气口的流动区之上的所述流的平均速度；以及
使用所述流的所确定的平均速度来输出通过所述进气口的所述流的流率。
2.根据权利要求1所述的方法，其中所述流的所述平均速度是飞行时间平均流速，所述飞行时间平均流速被以热力学方式校正以用于确定通过所述进气口的所述流率。
3.根据权利要求2所述的方法，其中基于预定流量剖面的热力学校正用于校正所述飞行时间平均流速，优选地，其中所述预定流量剖面是使用来自所述多个声学传感器的断层摄影数据来确定的。
4.根据权利要求1所述的方法，还包括接收进入所述进气口的所述流的压力读数，其中所述流率的输出包括使用所接收的压力读数来输出通过所述进气口的所述流的质量流率。
5.根据权利要求1所述的方法，其中所述涡轮机包括引擎核心和旁路流道，并且从所述进气口的所述质量流率减去所述引擎核心的质量流率来确定所述旁路流道的质量流量。
6.根据权利要求5所述的方法，其中所述引擎核心机的所述质量流率是基于引擎核心流量和一个或多个引擎操作参数之间的预定关系来估计的。
7.根据权利要求5所述的方法，其中所述旁路流道的所述质量流率用于确定旁路气流的推力值。
8.根据权利要求5所述的方法，其中所述旁路流道的质量流率用于确定旁路通道喷嘴的喷嘴排放系数。
9.根据权利要求5所述的方法，其中通过确定所述旁路通道的上游位置的质量流量并对于下游位置应用质量流量和/或焓的守恒假设来确定所述旁路通道的所述下游位置的质量流量。
10.根据权利要求5所述的方法，其中基于所述压缩机和/或引擎核心涡轮的一个或多个特性来测量或导出所述压缩机的下游的滞止温度。
11.根据权利要求5所述的方法，其中使用压力传感器来测量所述旁路通道中的静态压力。
12.根据权利要求4所述的方法，其中所述旁路通道的所述质量流率与所述滞止温度和所述静态压力的值一起使用来推导进入旁路通道喷嘴的流的所述滞止压力，从所述旁路通道喷嘴确定旁路推力的值。
13.根据权利要求1所述的方法，其中流组合物包括空气，并且所述平均速度是使用传感器之间通过进气口流动区的声学信号的飞行时间以及在所确定的静态温度下针对空气的声音速度的确定值来确定的。
14.根据权利要求1至13的任一项所述的方法，其中所述声学传感器位于单个平面中并且围绕所述进气口的中心轴线以一定角度间隔安装。
15.一种用于涡轮机的监测和/或控制系统，所述涡轮机包括位于压缩机的上游的涡轮机进气口、位于所述压缩机的下游的引擎核心以及由来自所述引擎核心的排出气体驱动的涡轮，所述监测和/或控制系统包括：
多个声学传感器，所述多个声学传感器位于所述压缩机的上游的所述进气口的流动区附近；和
一个或多个处理器，所述一个或多个处理器被布置成接收来自所述多个声学传感器的传感器读数和进入所述进气口的流的滞止温度读数；
所述一个或多个处理器包括机器可读指令，所述机器可读指令用于使用所述声学传感器读数来确定进入所述进气口的所述流的静态温度和在所述进气口的所述流动区之上的所述流的平均速度；并且
所述一个或多个处理器使用所述流的所确定的平均速度来确定通过所述进气口的所述流的流率。
16.根据权利要求15所述的监测和/或控制系统，其中所确定的质量流率用于确定所述涡轮机在操作期间产生的推力和/或确定所述涡轮机在操作期间的功率设置参数。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230013891A1 (en) * 2021-07-02 2023-01-19 Raytheon Technologies Corporation In-flight measured propulsion mass flow and thrust on aircraft

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3936606A (en) * 1971-12-07 1976-02-03 Wanke Ronald L Acoustic abatement method and apparatus
US4829813A (en) 1987-07-20 1989-05-16 General Electric Company Method and apparatus for nonintrusively determining mach number
KR960013251B1 (ko) 1993-08-25 1996-10-02 주식회사 창민물산 초음파 유량측정 방법과 장치
US5478199A (en) 1994-11-28 1995-12-26 General Electric Company Active low noise fan assembly
US7631483B2 (en) * 2003-09-22 2009-12-15 General Electric Company Method and system for reduction of jet engine noise
US20080175703A1 (en) * 2007-01-09 2008-07-24 Sonic Blue Aerospace Electric turbine bypass fan and compressor for hybrid propulsion
WO2008045094A1 (en) 2006-10-12 2008-04-17 United Technologies Corporation Bifurcation and aft vent used to vary fan nozzle exit area
GB0701866D0 (en) 2007-01-31 2007-03-14 Rolls Royce Plc Tone noise reduction in turbomachines
US7987725B2 (en) 2007-09-21 2011-08-02 Siemens Energy, Inc. Method of matching sensors in a multi-probe turbine blade vibration monitor
US8202041B2 (en) 2008-10-31 2012-06-19 Pratt & Whitney Canada Corp Fan case for turbofan engine
US8565999B2 (en) 2010-12-14 2013-10-22 Siemens Energy, Inc. Gas turbine engine control using acoustic pyrometry
US9850821B2 (en) 2012-02-28 2017-12-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine with fan-tied inducer section
EP2738372B1 (en) 2012-11-29 2018-02-28 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine temperature measurement
US11286885B2 (en) 2013-08-15 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation External core gas turbine engine assembly
US9556791B2 (en) * 2013-12-18 2017-01-31 Siemens Energy, Inc. Active measurement of gas flow velocity or simultaneous measurement of velocity and temperature, including in gas turbine combustors
US9945737B2 (en) 2014-03-13 2018-04-17 Siemens Energy, Inc. Method for determining waveguide temperature for acoustic transceiver used in a gas turbine engine
US9746360B2 (en) 2014-03-13 2017-08-29 Siemens Energy, Inc. Nonintrusive performance measurement of a gas turbine engine in real time
CN105737918B (zh) 2014-12-11 2019-05-10 通用电气公司 用来测量流体流量的超声方法和装置
WO2016135833A1 (ja) * 2015-02-23 2016-09-01 三菱重工業株式会社 減衰装置、燃焼器及びガスタービン
US10364698B2 (en) 2016-06-10 2019-07-30 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. System and method of non-intrusive thrust measurement
US10281307B2 (en) 2016-06-10 2019-05-07 Virginia Tech Intellectual Properties, Inc. System and method of non-intrusive anemometry
US10323997B2 (en) 2017-07-03 2019-06-18 The Boeing Company Systems and methods for correcting acoustic error in pressure sensors
US10663280B2 (en) 2018-03-23 2020-05-26 General Electric Company System and method for measuring eccentricity of gas turbine casing relative to rotor
US11236683B2 (en) 2018-06-20 2022-02-01 Rolls-Royce Plc Control system
US10838053B2 (en) 2018-07-03 2020-11-17 General Electric Company System and method of measuring blade clearance in a turbine engine
CN109446187B (zh) 2018-10-16 2021-01-15 浙江大学 基于注意力机制与神经网络的复杂装备健康状态监测方法
US20200256888A1 (en) 2019-02-08 2020-08-13 Rosemount Aerospace Inc. Acoustic air data system
US10976220B2 (en) * 2019-06-11 2021-04-13 General Electric Company Wireless antenna system for sensors on circumferential interior surface of turbomachine casing

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US11821771B2 (en) 2023-11-21
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