CN114719809A - 使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置 - Google Patents

使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置 Download PDF

Info

Publication number
CN114719809A
CN114719809A CN202210005247.7A CN202210005247A CN114719809A CN 114719809 A CN114719809 A CN 114719809A CN 202210005247 A CN202210005247 A CN 202210005247A CN 114719809 A CN114719809 A CN 114719809A
Authority
CN
China
Prior art keywords
clearance
measurement
pressure
pressure measurement
blade
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202210005247.7A
Other languages
English (en)
Inventor
金珆弘
亚伦·J·森蒂斯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN114719809A publication Critical patent/CN114719809A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F01D11/14—Adjusting or regulating tip-clearance, i.e. distance between rotor-blade tips and stator casing
    • F01D11/20—Actively adjusting tip-clearance
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01B—MEASURING LENGTH, THICKNESS OR SIMILAR LINEAR DIMENSIONS; MEASURING ANGLES; MEASURING AREAS; MEASURING IRREGULARITIES OF SURFACES OR CONTOURS
    • G01B21/00—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant
    • G01B21/16—Measuring arrangements or details thereof, where the measuring technique is not covered by the other groups of this subclass, unspecified or not relevant for measuring distance of clearance between spaced objects
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D17/00—Regulating or controlling by varying flow
    • F01D17/02—Arrangement of sensing elements
    • F01D17/08—Arrangement of sensing elements responsive to condition of working-fluid, e.g. pressure
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/55—Seals
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/40—Type of control system
    • F05D2270/44—Type of control system active, predictive, or anticipative
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/80—Devices generating input signals, e.g. transducers, sensors, cameras or strain gauges
    • F05D2270/802—Calibration thereof

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

公开了使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置。示例性方法包括相对于叶片尖端间隙在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量，使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量，生成转换曲线以将归一化压力测量与间隙测量相关联，以及基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较，调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。

Description

使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置
技术领域
本公开大体上涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置。
背景技术
涡轮发动机是一些最广泛使用的发电技术。燃气涡轮是内燃发动机的一个示例，其使用燃烧的空气-燃料混合物以生成热气体，使涡轮旋转，从而生成动力。燃气涡轮的应用可以在飞行器、火车、轮船、发电机、气体压缩机以及泵中找到。例如，现代飞行器依靠各种燃气涡轮发动机作为推进系统的一部分来生成推力，包括涡轮喷气发动机、涡轮风扇发动机、涡轮螺旋桨发动机以及加力涡轮喷气发动机。这种发动机包括燃烧区段、压缩机区段、涡轮区段以及入口，以高热效率提供高功率输出。
发动机效率、稳定性以及操作温度会受到叶片尖端间隙的显著影响。例如，涡轮尖端间隙代表涡轮叶片尖端和涡轮容纳结构之间的径向距离。考虑到涡轮提供(或压缩机消耗)的功率取决于通过叶片位置区域发生的气流，因此尖端间隙的增大会导致涡轮效率的减小。因此，尖端间隙的存在会导致气流改变，影响预期的流动路径并影响涡轮效率，包括燃料消耗的潜在增大。导致尖端间隙变化的因素包括温度和转速等。可以使用基于全权限数字发动机控制(FADEC)的尖端间隙优化来实现主动间隙控制。然而，这种优化并未考虑叶片尖端损耗的进展，导致基于与新叶片尖端参数相关联的间隙测量的调整。因此，考虑到叶片尖端损耗的叶片尖端间隙的实时测量在该技术中将是受欢迎的。
发明内容
公开了使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置。
某些示例包括一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的方法，该方法包括相对于叶片尖端间隙，在第一测量位置处和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量，并且使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量。该方法还包括生成转换曲线以将归一化压力测量与间隙测量相关联，以及基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较，调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
某些示例提供了一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的装置，该装置包括：压力传感器，该压力传感器相对于叶片尖端间隙，在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；和转换曲线生成器，转换曲线生成器使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量以及生成转换曲线以将归一化压力测量与间隙测量相关联。该装置还包括主动间隙控制器，该主动间隙控制器基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较来调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
某些示例提供了一种非暂时性计算机可读介质，包括机器可读的指令，该指令在被执行时，使处理器至少基于作为处理器输入而接收的输入信号，相对于叶片尖端间隙在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量，使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量。该指令还使处理器生成转换曲线以将归一化压力测量与间隙测量相关联，以及基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较，调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
附图说明
图1是示例性的高旁通涡轮风扇式燃气涡轮发动机的横截面示意图。
图2A示出了在第一位置处的示例性单点压力测量，显示了当径向尖端间隙增大时的气流。
图2B示出了在第一位置处的示例性单点压力测量，显示了当径向尖端间隙减小时的气流。
图2C示出了在第二位置处的示例性单点压力测量，显示了当径向尖端间隙增大时的气流。
图2D示出了在第二位置处的示例性单点压力测量，显示了当径向尖端间隙减小时的气流。
图2E示出了在高功率操作期间，基于图2A-2D的单点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图2F示出了在低功率操作期间，基于图2A-2D的单点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图3A示出了在第一位置处的示例性两点压力测量，显示了当径向尖端间隙增大时的气流。
图3B示出了示例性两点压力测量，显示了当径向尖端间隙减小时的气流。
图3C示出了叶片尖端损耗发生后的示例性两点压力测量，显示了当径向尖端间隙增大时的气流。
图3D示出了叶片尖端损耗发生后的示例性两点压力测量，显示了当径向尖端间隙减小时的气流。
图3E示出了针对新叶片，基于图3A-3B的两点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图3F示出了针对具有尖端损耗的叶片，基于图3C-3D的两点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图4A示出了示例性三点压力测量，显示了当径向尖端间隙增大时的气流。
图4B示出了示例性三点压力测量，显示了当径向尖端间隙减小时的气流。
图4C示出了在高功率操作期间，针对新叶片和具有尖端损耗的叶片，基于图4A-4B的三点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图4D示出了在低功率操作期间，针对新叶片和具有尖端损耗的叶片，基于图4A-4B的三点压力测量使用间隙和压力效率确定的示例性转换曲线。
图5示出了与使用本文公开的方法实现的实时测量相比，使用基线测量在多个飞行循环上的排气温度(EGT)劣化的示例性测量。
图6A示出了基于在前腔体和后腔体处的中间密封静压力的测量，随着主动间隙控制的增大，间隙的示例性变化。
图6B示出了基于在前腔体和后腔体处的中间密封静压力的测量，随着主动间隙控制的增大，压力效率测量的示例性变化。
图6C示出了基于针对巡航点处的飞行数据获得的图6A-6B的测量，在间隙和压力效率之间的示例性线性相关性。
图7是可以实施本文公开的示例的叶片尖端损耗确定器的示例性实施方式的框图。
图8示出了代表示例性机器可读指令的流程图，该示例机器可读指令可以被执行以实现图7的示例叶片尖端损耗确定器。
图9示出了代表示例性机器可读指令的流程图，该示例性机器可读指令可以被执行以使用图7的示例性叶片尖端损耗确定器针对各种功率水平和/或高度生成转换曲线。
图10示出了代表示例性机器可读指令的流程图，该示例性机器可读指令可以被执行以使用图7的示例性叶片尖端损耗确定器来测量实时叶片尖端损耗。
图11是被构造为执行图8-10的指令以实现图7的示例性叶片尖端损耗确定器的示例性处理器平台的框图。
附图不是按比例绘制的。相反，在附图中可以放大层或区域的厚度。一般来说，在整个附图和结合的书面描述中将使用相同的附图标记来表示相同或类似的部分。如本专利中所使用的，声明任何部件(例如，层、膜、面积、区域、或板等)以任何方式在(例如，定位在、位于、设置在或形成在，等)另一部件上，指示所参考的部件与另一部件接触，或指示所参考的部件在另一部件上方，其中一个或多个中间部件位于其之间。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接、联接、连接、接合等)将被广泛地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件以及元件之间的相对运动。这样，连接引用不一定推断两个元件直接联接并且彼此成固定关系。陈述任何部件与另一部件“接触”意味着在两个部件之间没有中间部件。尽管图中示出了具有清晰线条和边界的层和区域，但这些线条和/或边界中的一些或全部可以是理想化的。实际上，边界和/或线可能是不可观察的、混合的和/或不规则的。
具体实施方式
在操作期间，涡轮发动机暴露于高温、高压以及高速下。可以使用主动间隙控制(ACC)来改善发动机性能，其管理燃气涡轮容纳结构(例如，外壳)和旋转叶片的尖端之间的间隙(例如，涡轮尖端间隙)。例如，涡轮间隙控制系统使用控制阀来管理围绕发动机级的涡轮壳体的热膨胀，从而控制尖端间隙。尖端间隙保持在最小值以确保最大推进效率。例如，燃烧后的气体温度可以超过1000度摄氏度，导致涡轮叶片膨胀以及容纳结构的膨胀，增大尖端间隙并减小整体涡轮效率(例如，增大燃料燃烧和燃料消耗)。控制容纳结构的热膨胀和缩小允许控制涡轮尖端间隙。例如，可以使用循环空气来冷却和缩小容纳结构。发动机的全权限数字发动机控制(FADEC)发动机参数(例如，使用传感器或计算得出的空气温度)在整个飞行周期内，经由控制阀的增量打开或关闭来使用ACC，从而允许控制容纳结构的热膨胀以实现最佳或以其他方式改善的叶片尖端间隙。
虽然FADEC在操作条件下计算尖端间隙以控制ACC并优化/改善尖端间隙，但FADEC不会补偿(例如，与摩擦、氧化等相关的)叶片尖端损耗进展。因此，与FADEC相关的叶片尖端间隙优化是基于使用与新安装的叶片相关的叶片尖端参数确定的计算，而不是基于使用考虑叶片尖端损耗的实时尖端参数确定的计算。随着时间的推移，实际的尖端间隙和相应的发动机效率计算可能无法代表实时参数，因为这些计算是基于设计意图的初始、库存或“理想”测量进行的。本文公开的使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置允许一旦叶片尖端损耗发生就能够进行准确尖端间隙控制。
在下面的详细描述中，参考了形成其一部分的附图，并且其中以举例说明的方式示出了可以实践的具体示例。这些示例被足够详细地描述以使本领域技术人员能够实践该主题，并且应当理解可以利用其他示例。因此，提供以下详细描述是为了描述示例性实施方式，而不是限制本公开中描述的主题的范围。来自以下描述的不同方面的某些特征可以组合以形成以下讨论的主题的其他新的方面。
“包含”和“包括”(及其所有形式和状态)在本文中被用作开放式术语。因此，每当权利要求采用任何形式的“包含”或“包括”(例如，包括、包含、具有等)作为前序或在任何种类的权利要求中叙述时，应当理解的是，在不超出相应的权利要求或叙述的范围的情况下，可以存在附加的元素，术语等。如本文所用，当短语“至少”用作例如权利要求的前序部分中的过渡术语时，其是开放式的，与术语“包含”和“包括”是开放式相同的方式。术语“和/或”当例如以诸如A、B和/或C的形式使用时，是指A、B、C的任何组合或子集，诸如(1)仅A，(2)仅B，(3)仅C，(4)A与B，(5)A与C，(6)B与C、和(7)A与B和C。如本文中在描述结构，部件，项目，对象和/或事物的上下文中所使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在表示包括以下任何一个的实施方式：(1)至少一个A，(2)至少一个B，和(3)至少一个A和至少一个B。类似地，如本文中在描述结构，部件，项目，对象和/或事物的上下文中所使用的，短语“A或B中的至少一个”旨在表示包括以下任何一个的实施方式：(1)至少一个A，(2)至少一个B，和(3)至少一个A和至少一个B。如本文中在描述过程，指令，动作，活动和/或步骤的施行或执行的上下文中所使用的，短语“A和B中的至少一个”旨在表示包括以下任何一个的实施方式：(1)至少一个A，(2)至少一个B，和(3)至少一个A和至少一个B。类似地，如本文中在描述过程、指令、动作、活动和/或步骤的施行或执行的上下文中所使用的，短语“A或B中的至少一个”表示包括以下任何一个的实施方式：(1)至少一个A，(2)至少一个B，和(3)至少一个A和至少一个B。
如本文所用的，单数引用(例如，“一”,“一个”,“第一”,“第二”等)不排除多个。本文所用的术语“一”或“一个”实体是指该实体的一个或多个。术语“一”(或“一个”)、“一个或多个”和“至少一个”在本文中可以互换使用。此外，尽管单独列出，但是可以通过例如单个单元或处理器来实现多个装置，元件或方法动作。另外，尽管各个特征可以包括在不同的示例或权利要求中，但是这些特征可以被组合，并且包括在不同的示例或权利要求中并不意味着特征的组合是不可行的和/或有利的。
如本文所用的，术语“系统”、“单元”、“模块”、“引擎”、“部件”等可包括操作以执行一个或多个功能的硬件和/或软件系统。例如，模块、单元或系统可以包括计算机处理器、控制器和/或其他基于逻辑的装置，其基于存储在有形和非暂时性计算机可读存储介质(例如计算机存储器)上的指令执行操作。替代地，模块、单元或系统可包括基于装置的硬连线逻辑执行操作的硬连线装置。附图中所示的各种模块、单元、引擎和/或系统可以表示基于软件或硬连线指令操作的硬件、指导硬件执行操作的软件、或其组合。
涡轮发动机，也称为燃烧涡轮或燃气涡轮，是内燃机的一种。涡轮发动机通常用于飞行器和发电应用。如本文所用的，术语“资产”、“飞行器涡轮发动机”、“燃气涡轮”、“陆基涡轮发动机”和“涡轮发动机”可互换使用。涡轮发动机的基本操作包括使用风扇吸入新鲜大气空气流通过涡轮发动机前部。在一些示例中，空气流穿过位于风扇和高压压缩机之间的中压压缩机或增压压缩机。增压压缩机用于在空气流进入高压压缩机之前对空气流进行增压或升压。然后空气流可以穿过高压压缩机，其进一步对空气流加压。高压压缩机包括一组附接到轴上的叶片。叶片高速旋转并随后压缩空气流。然后高压压缩机将压缩空气流送入燃烧室。在一些示例中，高压压缩机以每小时数百英里的速度供给加压空气流。在一些情况下，燃烧室包括一环或多环燃料喷射器，其将稳定的燃料流喷射到燃烧室中，在燃烧室中燃料与加压空气流混合。
在涡轮发动机的燃烧室中，燃料由点火器提供的电火花点燃，其中，在一些示例中，燃料在超过1,000摄氏度的温度下燃烧。所进行的燃烧生成高温、高压气体流(例如热燃烧气体)，其穿过涡轮的另一组叶片。涡轮包括交替的旋转和静态翼型件截面叶片的错综阵列。当热燃烧气体通过涡轮时，热燃烧气体膨胀，导致旋转叶片旋转。旋转叶片至少有两个目的。旋转叶片的第一个目的是驱动增压压缩机和/或高压压缩机以将更多的加压空气吸入燃烧室。例如，在直接驱动配置中，涡轮附接到与高压压缩机相同的轴上，因此，涡轮的旋转会导致高压压缩机旋转。旋转叶片的第二个目的是使可操作地联接到涡轮区段的发电机旋转以生成电力，和/或驱动转子、风扇或螺旋桨。例如，涡轮可以生成电力以供飞行器、发电站等使用。在飞行器涡轮发动机的示例中，在通过涡轮后，热燃烧气体通过位于飞行器涡轮发动机的背面处的喷嘴离开飞行器涡轮发动机。
现参考附图，其中在所有附图中相同的数字表示相同的元件，图1是示例性高旁通涡轮风扇式燃气涡轮发动机110(“涡轮风扇110”)的示意性横截面图。如图1所示，涡轮风扇110限定延伸穿过其中的纵向或轴向中心线轴线112以供参考。一般而言，涡轮风扇110包括设置在风扇区段116下游的核心涡轮或燃气涡轮发动机114。
核心涡轮发动机114一般包括限定环形入口120的大致管状外壳118。外壳118可由单个外壳或多个外壳形成。外壳118，以串联流动关系，包围具有增压器或低压压缩机122(“LP压缩机122”)和高压压缩机124(“HP压缩机124”)的压缩机区段、燃烧区段126、具有高压涡轮128(“HP涡轮128”)和低压涡轮130(“LP涡轮130”)的涡轮区段以及排气区段132。高压轴或线轴134(“HP轴134”)驱动地联接HP涡轮128和HP压缩机124。低压轴或线轴136(“LP轴136”)驱动地联接LP涡轮130和LP压缩机122。LP轴136还可联接到风扇区段116的风扇线轴或轴138。在一些示例中，LP轴136直接联接到风扇轴138(例如，直接驱动构造)。在可选配置中，LP轴136可经由减速齿轮139(例如，间接驱动或齿轮传动配置)联接到风扇轴138。
如图1所示，风扇区段116包括多个风扇叶片140，风扇叶片140联接到风扇轴138并从风扇轴138径向向外延伸。环形风扇壳体或机舱142周向地包围风扇区段116和/或核心涡轮114的至少一部分。机舱142可由多个周向间隔开的出口导向轮叶144相对于核心涡轮114支撑。此外，机舱142的下游区段146可包围核心涡轮114的外部以限定其间的旁通气流通道148。
如图1所示，空气150在其操作期间进入涡轮风扇110的入口部分152。空气150的第一部分154流入旁通气流通道148，而空气150的第二部分156流入LP压缩机122的入口120。联接到LP轴136的LP压缩机定子轮叶170和LP压缩机转子叶片172的一个或多个顺序级逐渐压缩流经LP压缩机122的空气150的第二部分156，然后流到HP压缩机124。接下来，联接到HP轴134的HP压缩机定子轮叶174和HP压缩机转子叶片176中的一个或多个顺序级进一步压缩流经HP压缩机124的空气150的第二部分156。这将压缩的空气158供给到燃烧区段126，其中其余燃料混合并燃烧以提供燃烧气体160。
燃烧气体160流经HP涡轮128，其中联接到HP轴134的HP涡轮定子轮叶166和HP涡轮转子叶片168的一个或多个顺序级从中提取动能和/或热能的第一部分。这种能量提取支持HP压缩机124的操作。燃烧气体160然后流经LP涡轮130，其中联接到LP轴136的LP涡轮定子轮叶162和LP涡轮转子叶片164的一个或多个顺序级从中提取第二部分热能和/或动能。这种能量提取导致LP轴136旋转，从而支持LP压缩机122的操作和/或风扇轴138的旋转。然后燃烧气体160通过其排气区段132离开核心涡轮114。在图1的示例中，示例性涡轮壳体157围绕LP涡轮转子叶片164和/或HP涡轮转子叶片168。具有整流罩组件161的涡轮框架位于HP涡轮128和LP涡轮130之间。涡轮框架161作为支撑结构，将高压轴的后轴承与涡轮外壳相连接并在HP涡轮128和LP涡轮12之间形成空气动力过渡管道。整流罩在高压涡轮和低压涡轮之间形成流动路径，并能够使用金属铸造(例如镍基铸造金属合金等)形成。
与涡轮风扇110一起，核心涡轮114用于类似的目的并且暴露于陆基燃气涡轮、涡轮喷气发动机中的类似环境，其中空气150的第一部分154与空气150的第二部分156的比率小于涡轮风扇和非管道式风扇发动机(其中风扇区段116没有机舱142)的该比率。在涡轮风扇发动机、涡轮喷气发动机和非管道式发动机中的每一个中，减速装置(例如，减速齿轮箱139)可以包含在任何轴和线轴之间。例如，减速齿轮箱139设置在LP轴136和风扇区段116的风扇轴138之间。
图2A示出了示例性第一位置205处的示例性单点压力测量202，显示了当示例性径向尖端间隙225增大时的示例性气流路径215。图2B示出了示例性第一位置205处的示例性单点压力测量238，显示了当示例性径向尖端间隙245减小时的示例性气流路径240。风扇叶片140和/或转子叶片164、168(例如，LP涡轮转子叶片164、HP涡轮转子叶片168)的尖端距壳体142、157(例如，风扇外壳、涡轮外壳等)的径向距离限定了叶片尖端间隙225、245。图2A的示例示出了径向尖端间隙225增大，而图2B的示例示出了径向尖端间隙245减小，这是主动间隙控制(ACC)(例如，使用示例性主动间隙控制器705，如结合图7所描述的)的结果。例如，ACC保持发动机性能的紧密间隙，但试图避免转子叶片164、168的尖端和涡轮壳体157之间摩擦的风险。例如，ACC系统包括具有角度变化的蝶形阀，其改变冷却气流的量以达到所需的尖端间隙，以保持发动机效率。在一些示例中，风扇叶片140和/或转子叶片164、168相对于壳体142、157发生增长(例如，在飞行器起飞期间等)，这是由轴速度的增大引起的。通过控制间隙225、245，ACC通过减小操作温度来提高发动机110的整体效率，使得发动机110以较少的燃料燃烧进行操作。降低操作温度减少了发动机劣化并增加了机上时间(time-on-wing)同时降低维护成本。
涡轮壳体157可包括容纳结构(例如，由超级合金基材料等制成的护罩)。在一些示例中，壳体157容纳结构(例如，护罩)的外部可以使用来自图1的高压压缩机124的旁通流来冷却。在2A和图2B的示例中，气流路径215表示导致转子叶片164、168膨胀以及壳体157膨胀的燃烧气体的流动(例如，使用示例性流动分布220、240表示)。在图2A的示例中，燃烧气流路径215源自示例性前缘230并且在示例后缘235的方向上流动。在图2A的示例中，基于ACC的气流导致容纳结构(例如，保持护罩)膨胀，而在图2B的示例中，基于ACC的气流导致结构缩小。因此，叶片164、168以及容纳结构157之间的径向尖端间隙225、245可以使用基于ACC的气流来调整。例如，ACC可以允许最小间隙以维持推力生成，诸如在飞行器起飞期间。间隙设置对于确保不会发生摩擦至关重要。例如，导致生成间隙关闭的叶片164、168的加热的飞行条件将导致转子叶片164、168抵靠结构157摩擦。同样，在一些示例中，图2B的径向尖端间隙245的减小可能是由于壳体157的缩小(例如，收缩)。例如，当飞行器处于巡航模式时，ACC系统调整间隙的关闭，因为比燃料消耗(SFC)的最大减少可以在整个飞行剖面的最长部分期间实现。
为了便于对叶片尖端间隙的实时评估，可在相对于叶片尖端间隙225的至少一个位置(例如，中部、前部、后部等)获得压力测量。在图2A-2B的示例中，获得第一位置205处的样本测量，该位置位于尖端间隙225、245的中间部分。在图2C-2D的示例中，获得第二位置250处的样本测量，该位置在尖端间隙225、245的后部。在一些示例中，可以进行多个位置处的压力测量(例如，两点压力测量、三点压力测量等)，如结合图3A-3D和图4A-4B所描述的。例如，相对于尖端间隙的前部、中间、和/或后部位置允许基于压力变化识别间隙变化。如结合图2E-2F所描述的，可以使用不同功率水平(例如，高、低等)的新发动机测试来确定转换曲线，其中任何叶片尖端损耗(例如，风扇叶片140、LP涡轮转子叶片164、HP涡轮转子叶片168等)通过与所确定的曲线的偏移进行评估。因此，实时信号测量和本文描述的转换方法的使用，允许立即调整ACC调制和保持紧密间隙，即使发动机已经开始退化(例如，由氧化、摩擦、热疲劳等导致的叶片尖端损耗)。
在图2A和2B的示例中，在任何一个位置(例如，如图2A和2B的示例中所示的中间点和/或如图2C和2D所示的后部等)获得静压力测量(PS)和总压力测量(PT)。例如，单点位置(例如，中间点205、后点250等)可以用于同时测量总(例如，参考)压力和静压力。例如，总压力(PT)可以定义为静压力(PS)和动压力(PD)的总和，其中动压力可以定义为1/2*ρ*V2，ρ代表气体密度(例如，kg/m3)，V代表气体速度(例如，m/s)。在一些示例中，气体速度V影响尖端间隙读数(例如，由于径向间隙225、245的变化)。由于基于ACC系统的调制和/或由于转子叶片164、168劣化(例如，叶片尖端减小)，尖端间隙变化可直接发生。在图2A和图2B的示例中，V基于打开(图2A)或关闭(图2B)的间隙225、245导致的气流分布220、240而变化。因此，总压力测量(PT)和静压力测量(PS)在第一位置(例如，参考点)205(例如，中间点位置)处获得。图2A和2B示出了在第一位置205处基于一个参考点的压力测量，而图2C-2D表示在第二位置250处基于一个参考点的压力测量，该第二位置250定位在第一位置205的下游，其中ACC调制的间隙225、245分别打开和关闭。因此，基于一个参考点的压力测量的位置可以变化并且不限于图2A-2D的间隙225、245的特定区域。因此，当确定压力效率(Pη)和叶片尖端间隙之间的关系时，可以使用第一位置205或第二位置250生成图2E-2F的转换曲线。
图2E示出了针对新叶片和具有尖端损耗的叶片，基于图2A-2B和/或图2C-2D的单点压力测量，使用示例性间隙265和示例性压力效率270测量在示例性高功率水平275下确定的示例性转换曲线264。类似地，针对新叶片和具有尖端损耗的叶片，基于图2A-2B和/或图2C-2D的单点压力测量，在示例性低功率水平290下确定图2F的示例性转换曲线288。因此，可以针对不同的功率水平(例如，高、低等)和/或不同的高度(例如，低、中、高等)确定转换曲线。为了基于图2A-2B和/或图2C-2D的单点压力测量(例如，PT、PS等)确定转换曲线，可以通过计算静压力(PS)与总压力(PT)的比率来确定压力效率(Pη)的归一化方程，其中PT用作参考点。使用归一化压力效率允许Pη输出值的范围为0-1(无单位)。
基于压力效率计算，图2E-2F的转换曲线264、288可以用在给定值的Pη处识别的特定间隙265测量来确定。例如，在一组给定的条件下，Pη的范围可以为0.80-0.90(归一化值)，而间隙265测量的范围可以为0-40密耳(例如，1密耳对应于千分之一英寸)。随着时间的推移，随着Pη值范围的增加，间隙265范围可以示出多次飞行后的相应增大。因此，可以在各种条件(例如，高度、功率水平、飞行次数等)下制出转换曲线。如图2F的示例所示，与图2E的转换曲线264相比，Pη与间隙的转换曲线288示出了在低功率290下针对新发动机的曲线280的较低斜率，对应于系统在低功率290下所暴露的较低的总体温度(与系统在高功率275下所暴露的相比)，这转化为总体较低的间隙265值。除了在新发动机测试期间获得的转换曲线之外，还可以针对劣化的发动机条件(例如，具有转子叶片164、168尖端损耗的发动机)获得这样的曲线。如图2E-2F的示例所示，劣化发动机285的转换曲线低于新发动机280的转换曲线。如结合图3C-3D更详细地描述的，可以基于使用本文描述的方法测量的叶片尖端损耗来确定劣化发动机285的转换曲线。
图3A示出了图2A-2D的第一位置205和第二位置308处的示例性两点压力测量305，显示了当径向尖端间隙225增大时的气流215。图3B示出了示例性两点压力测量310，显示了当径向尖端间隙245减小时的气流215。与上述的图2A-2B相比，两点压力测量205、308允许在压力效率(Pη)计算的确定中使用多于一个的测量。虽然图2的单点压力测量依赖于静压力测量和总压力测量，但是多点压力测量(例如，两点和/或三点压力测量)依赖于静压力测量(例如，在一个或多个位置使用静压力传感器)。因此，归一化的压力效率(Pη)能够根据方程式1计算：
Pη＝(Phigh–PS_local)/(Phigh–Plow)(方程式1)
在方程式1的示例中，Phigh表示系统中获得的最大压力(例如，在上游的燃烧器压力)，Plow表示测量期间系统中获得的最低压力(例如，后部压力测量)，而PS_local表示局部静压力测量(PS)。在一些示例中，方程式2能够用于根据静压力测量传感器的定位确定归一化压力效率(Pη)：
Pη＝(Phigh–PS_forward)/(Phigh–PS_aft)(方程式2)。
在方程式2的示例中，Phigh表示系统中获得的最大压力(例如，在上游的燃烧器压力)，PS_aft表示由流动分布220表示的气流215下游测得的静压力(例如，后部压力测量)，而PS_forward表示由流动分布220表示的气流215上游测得的静压力。由于单点压力测量需要测量总压力和静压力，用于这种测量的压力传感器可能需要能够承受涡轮发动机(例如，高压涡轮等)中的恶劣环境。因此，如结合本文公开的方法所描述的，单点压力测量系统可能需要具有更高容差水平的压力传感器，这与以使用传统的静压力传感器的多压力测量(例如，图3和4的两点和/或三点测量)不同。本文公开的方法和装置允许使用这种传统压力传感器进行实时间隙评估，无需更先进的传感器设计。在一些示例中，与如图2所示的单点压力测量相关，光学传感器可以生成高精度的测量并具有长的操作寿命，但可能需要冷却流或材料改进以承受基于涡轮的1,000摄氏度的温度限制。例如，光学传感器(例如，基于强度的光学压力传感器等)可以具有长的使用寿命(例如，超过20,000飞行小时)，能够捕获150磅每平方英寸(psi)-1,000psi的压力，可承受约1,000摄氏度的温度，无需经由气体路径部件进行主动冷却。在一些示例中，基于传感器的测量点和/或位置(例如，单点测量、两点测量、三点测量等)可以基于充气管道(例如，感测线)，其可用于指示所选测量点的压力变化。
如结合图2A-2F所述的，基于在单点压力测量期间获得的测量总压力和静压力，可以针对新发动机和/或由于长时间使用和暴露于高可燃气体温度(例如，减小的叶片尖端等)而导致某些劣化的发动机生成转换曲线。例如，发动机停止使用可能是由于高压涡轮部件劣化导致的失效排气温度(EGT)裕度造成的，其中增大的叶片尖端间隙是热区段发动机部件劣化的主要因素。例如，随着发动机部件的劣化和间隙的增大，发动机的内部温度会随着其变得更热而升高，以达到相同的推力水平。发动机已达到发动机的EGT限制指示了高压涡轮的盘达到其温度上限，导致发动机脱离机翼进行昂贵的维护工作。因此，叶片尖端间隙管理对于确保提高发动机效率、稳定性以及整体使用寿命至关重要。所描述的使用本文公开的方法基于压力测量和使用转换曲线的实时间隙评估允许发动机的主动间隙控制(ACC)系统接收关于间隙的实时输入，这不仅仅是针对新发动机，还针对已经开始出现劣化迹象的发动机(例如，减少尖端叶片)。这允许ACC系统适当地调整间隙(例如，经由打开和/或关闭该间隙)，从而提高发动机效率，允许更长的使用寿命，如结合图5所描述的。下面结合图3C-3D更详细地描述了叶片尖端减小和由此产生的压力测量，其可以被获得以允许制出针对劣化发动机的转换曲线。
图3C示出了在风扇轮叶140和/或转子叶片164、168尖端损耗已经发生后的示例性两点压力测量315，显示了当示例性径向尖端间隙325增大时的示例性气流分布330。图3D示出了在叶片140、164、168尖端损耗已经发生后的示例性两点压力测量340，显示了当示例性径向尖端间隙360减小时的示例性气流分布345。在图3C的示例中，叶片140、164、168尖端的原始长度318显示了由于叶片140、164、168尖端损耗而导致的总减少320。由于摩擦、氧化、侵蚀、腐蚀和/或涂层疲劳，可能会发生这种尖端损耗。因此，叶片尖端减少会导致间隙和整体间隙变化，其改变发动机中的气流——影响操作行为、燃料消耗和/或性能。间隙太大会导致内部泄漏增大，从而导致推力损耗、燃料消耗增大和/或热空气流温度升高，而间隙不足会导致叶片140、164、168摩擦壳体142、157(例如，护罩)。这种摩擦会导致转子叶片失效(例如，动态疲劳)、过热和/或对暴露于摩擦的表面造成损坏。如前所述，发动机的FADEC系统可以数字化控制发动机性能，包括计算操作条件下的尖端间隙，以允许基于ACC的尖端间隙优化。然而，FADEC系统计算依赖于与不具有由于操作条件(例如，摩擦、氧化等)导致的任何尖端损耗的尖端叶片相关联的“新”尖端叶片间隙。可以如结合图2A-2D和/或图3A-3B所描述的那样来获得这种基于新叶片的压力测量，以获得图3E的示例性转换曲线370。然而，如结合图5所描述的，为了允许基于ACC的尖端间隙被有效地优化和/或以其他方式改进，可以获得实时间隙测量。为了获得这种实时测量，还可以获得具有持续劣化(例如，叶片尖端损耗)的叶片的转换曲线，该持续劣化在发动机循环和整个发动机寿命期间逐渐发生。图3C-3D示出了具有尖端损耗的叶片的两点压力测量，从而允许考虑叶片尖端随时间减小制出的转换曲线。
在图3C的示例中，可以在位置250、308处获得两点压力测量。然而，可以使用任何其他基于压力的测量位置(例如，205、250和/或308)。与图3A在不存在叶片140、164、168损耗的情况下的间隙225相比，间隙的打开(例如，经由主动间隙控制)引入了更大的间隙325(例如，如相对于原始叶片长度318的示例性叶片尖端减少320所示)。这引起气流路径的改变，因为与不存在叶片尖端损耗的原始流动分布220相比，由流动分布330所示的可燃气体的气流被增大。因此，尖端间隙不仅会影响生成的流场，还会影响传热性能。类似地，在图3D的示例中，与图3B中不存在叶片140、164、168尖端损耗的情况下的气流分布240相比，增大了用于关闭间隙的存在有叶片140、164、168尖端损耗的情况下(例如，如所示的相对于原始叶片长度350的叶片尖端减少量355)的气流分布345。因此，当确定最佳间隙时不考虑叶片尖端损耗时，在存在有叶片140、164、168尖端损耗(例如，尖端减少320、355)的情况下的实时间隙360可以比使用ACC实现的期望间隙245更大。通过基于在一个或多个位置(例如，位置205、250和/或308)处的压力测量来制出考虑到叶片尖端减少320、355的校准曲线，可以调整基于ACC的间隙调制，以反映实时叶片尖端状况，从而实现期望的间隙(例如，间隙225、245)，而不是大于预期的间隙(例如，间隙325、360)。
图3E示出了针对新(未劣化的)叶片140、164、168，基于图3A-3B的两点压力测量，使用间隙265和压力效率270确定的示例性转换曲线370。图3F示出了针对具有尖端损耗(劣化)的叶片140、164、168，基于图3C-3D的两点压力测量，使用间隙265和压力效率270确定的示例性转换曲线380。如上述结合图3A所描述的，方程式1和2可用于基于静压力传感器的位置(例如，图3A-3B的位置308、205和/或图3C-3D的位置308、250)来确定两点压力测量(例如，使用两个局部静压力)。由于尖端减少320，图3A的流动分布225的气流速度将不同于图3C的流动分布330的气流速度。因此，图3E的针对新发动机375(例如，没有叶片尖端损耗的未劣化发动机)的压力效率(Pη)(例如，压力η270)与间隙(例如，间隙265)的转换曲线370与图3D的转换曲线380不同，其中图3D包括针对劣化发动机385(例如，具有叶片尖端损耗的发动机)的转换曲线。两种转换曲线的可用性(例如，对于新发动机375和劣化发动机385)允许确定处于不同寿命周期阶段(这会导致压力270的变化)的发动机的间隙265。
图4A示出了示例性三点压力测量400，显示了当径向尖端间隙225增大时的气流分布220。图4B示出了示例性三点压力测量425，显示了当径向尖端间隙245减小时的气流分布245。在图4A-4B中，示出了三点压力测量(例如，前(P1)、中间(P2)和后(P3))的示例，以说明先前测量位置(例如，位置308、205、250)中的任意测量位置可用于多点压力测量，该多点压力测量跟踪在基于ACC的间隙打开(例如，间隙225)与基于ACC的间隙关闭(例如，间隙245)期间的静压力的变化(例如，基于使用流动分布220、240所示的气流215速度)。例如，基于中间测量的P2将根据压力变化和/或气流分布变化生成不同的输出。因此，多个压力点测量可以允许制出在各种操作条件(例如，各种高度、功率水平等)下的更多准确转换曲线(例如，图4C-4D的转换曲线450、475)，并且叶片尖端损耗可以基于与在地面和/或飞行测试期间针对新发动机制出的转换曲线的偏移来进行评估。例如，可以使用一个或多个传感器获得压力测量。在一些示例中，多点压力测量可以依赖于简单的传统静压力传感器。在一些示例中，可以使用任何其他类型的压力传感器(例如，光学、激光、电容、涡流、微波等)。例如，在恶劣环境(例如高压涡轮)中使用压力传感器需要压力传感器设计能够承受涡轮发动机的恶劣环境并且包括坚固的设计，长的操作寿命，高的振动和冲击耐受性，易于维护，在操作期间无需冷却流，提高信噪比和/或具有适合量产发动机的低成本。
图4C示出了基于图4A-4B的三点压力测量400、425，使用间隙265和压力效率270在高功率275操作下确定的示例性转换曲线450，包括针对新发动机280和具有尖端损耗的劣化发动机285的转换曲线。图4D示出了针对新发动机280和具有劣化285(例如，叶片尖端损耗)的发动机，基于图4A-4B的三点压力测量400、425，使用间隙265和压力效率270在低功率290操作下确定的示例性转换曲线475。例如，在操作期间，发动机的FADEC系统和相关联的ACC系统可以基于劣化发动机285的转换曲线与新发动机280的转换曲线的偏移来确定叶片尖端损耗，该新发动机280的转换曲线是在新发动机在地面上和/或飞行中(例如，高功率275和/或低功率290)进行测试时制出的。如结合图5所描述的，这允许ACC系统在叶片140、164、168尖端损耗的情况下校正间隙225、245。
图5示出了与使用本文公开的方法实现的实时间隙调整512相比，使用示例性基线测量508在多个飞行循环506上的排气温度(EGT)劣化504的示例性测量502。如前所述，EGT可用作指示发动机是否由于劣化而需要脱离机翼进行维护和/或已达到其最大服务能力的指示器。因此，EGT允许对发动机进行管理和诊断，并为对热负载敏感的发动机部件提供保护。在图5的示例中，EGT是指从涡轮单元离开期间的涡轮排气温度，该温度使用安装在排气流中的热电偶进行测量。主动间隙控制保持最佳间隙，以部分地确保EGT保持在其极限以下，从而提高发动机效率和机上时间。同样，保持更紧密的叶片尖端间隙，以减少叶片140、164、168尖端上的空气泄漏，否则转子入口温度会升高以达到相同的性能水平，并且由于为了产生相同的工作量而使温度升高(例如热疲劳)，热区段部件会经历缩短的寿命周期。此外，可以通过ACC优化尖端间隙来确保发动机效率，减小维护成本。在图5的示例中，飞行循环506的数量增大导致更高的EGT劣化504，其包括尖端损耗。使用基线测量508，可以估计新发动机通过给定数量的飞行循环506具有一定水平的EGT劣化504。然而，这样的基线测量508不一定代表给定发动机随着时间推移的实际EGT劣化504。
如图5的示例所示，EGT劣化率在初始操作期间最高，随后稳定以达到稳态水平(例如，基线测量508)。例如，与初始操作之后每1,000个飞行循环的大约5摄氏度的稳态损耗相比，基线测量508可以指示前2,000个飞行循环的25摄氏度的EGT劣化的安装损耗。与成熟发动机不同，首次运行的发动机(例如新发动机)具有更高的EGT裕度和更低的EGT劣化率。管道镜检查(BSI)可以提供一种手动方法来确定发动机劣化。这样的检查可以用于重新设置EGT劣化504测量，如图5的示例所示(例如，通过适当的维护和/或零件更换等)。然而，BSI需要大量人工进行尖端缺口检测，可能无法保证高质量的数据，并且需要手动跟踪，而不是可以实时实施的自动解决方案。相反，实时间隙调整512可以通过允许基于发动机的实时状态(例如，叶片尖端损耗进展)的优化的基于ACC的间隙调制来降低EGT劣化。如前所述，可以制出压力与间隙的转换曲线，以允许识别相对于与发动机退化相对应的转换曲线的偏移。图6A-6C进一步描述了在基于发动机的测试(例如，地面测试和/或飞行测试)期间间隙与压力的转换曲线的确定。
图6A示出了示例性曲线图602，显示了在增加了基于在前腔体和后腔体处的中间密封静压力的测量的主动间隙控制的情况下的间隙变化。在图6A的示例中，间隙606随着使用ACC 604而减小(例如，导致图2A的减小的间隙245)。例如，ACC系统包括以各种角度移动以改变容纳结构142(例如，护罩)的冷却流量的蝶形阀，从而控制结构的膨胀和/或缩小并保持容纳结构142和叶片尖端之间的精确间隙。因此，ACC 604阀可以完全关闭(0％)、部分打开或完全打开(100％)。在图6A的示例中，增加的ACC 604导致间隙606减小，如图所示使用多次测试获得的平均测量608。图6B示出了示例性曲线图612，显示了基于两个测试位置610、616，随着ACC 604增加的压力效率614的变化(例如，基于图3和4的多点压力测量的静压力测量)。在图6B的示例中，针对两个测试位置610、616，压力效率(Pη)随着ACC 604的增加而减小。在一些示例中，测试位置可以对应于图2、3和/或4的前部位置308、中间位置205和/或后部位置250。基于图6A和6B，可以制出转换曲线(例如，基于在巡航点获得的飞行数据)，如图6C所示，其中图6C示出了在间隙606和压力效率614之间的示例性线性相关性620。线性相关性620指示了压力效率614的增大导致间隙606的相应增大，如先前使用图2、3和/或4的转换曲线264、288、370、380、450、475所示。图6C的示例性转换曲线620可以在发动机地面测试和/或飞行测试期间被制出，包括在不同高度和/或功率水平(例如在不同曲轴旋转下，诸如每分钟16,400转(rpm))。
图7是叶片尖端损耗确定器710的示例性实施方式的框图700，可以通过其实现本文公开的示例。在图7的示例中，主动间隙控制器705与叶片尖端损耗确定器710通信。示例性叶片尖端损耗确定器710包括测量启动器715、参考点选择器720、压力传感器725、转换曲线生成器730、测试结果分析器735以及数据存储器740。
主动间隙控制器705是全权限数字发动机控制(FADEC)系统的一部分，用于保持紧密的叶片尖端间隙，以减少热气泄漏并提高发动机性能(例如，燃料燃烧、寿命周期、使用寿命等)。控制器705允许实时调制涡轮间隙。例如，控制器705可以致动蝶形阀(例如，经由FADEC系统)，以围绕发动机(例如，图1的壳体和/或容纳结构142、157)分配冷却空气，从而引起结构缩小来控制叶片尖端间隙(例如，图2的叶片尖端间隙225、245)。在一些示例中，考虑到发动机到发动机制造的可变性和对发动机结构部件的实时负载影响，控制器705保持周向均匀的间隙。在一些示例中，控制器705的致动机构抵抗大压力差(例如，100-200磅的力/平方英寸(PSI))移动壳体142、157部件(例如，护罩)，以允许间隙打开(例如，如图2A、2C、3A、3C和/或4A所示)和/或间隙关闭(例如，如图2B、2D、3B、3D和/或4B所示)。在图7的示例中，控制器705接收来自叶片尖端损耗确定器710的输入，以基于实时获得的压力测量来实现紧密间隙。这允许控制器705相应地修改间隙，即使存在叶片尖端损耗，其中该叶片尖端损耗可能导致大于预期的间隙(例如，如所示的图3C-3D的示例中的间隙325，360)。
叶片尖端损耗确定器710可以在发动机的初始测试期间使用以制出在不同的功率水平和/或高度的转换曲线264、288、370、450、475和/或620，以及在通过控制器705对间隙进行飞行中监控以便进行反映发动机状态(例如，渐进的叶片尖端损耗)的实时间隙调整期间使用。叶片尖端损耗确定器710包括测量启动器715以确定何时需要(例如，在测试和/或飞行中收集数据期间)基于压力的测量(例如，单点、两点和/或三点压力测量)。在一些示例中，测量启动器715使用一个或多个传感器(例如，常规静压力传感器、光学传感器、基于激光的传感器、电容传感器、涡流传感器、微波传感器)启动压力测量。在一些示例中，测量启动器715在相对于给定间隙的后部、中间和/或前部位置启动测量，该给定间隙基于可燃气体气流(例如，图2的气流215)的方向来确定。在一些示例中，在初始测试以制出将压力与间隙测量相关联的转换曲线期间，测量启动器715可以基于给定的功率水平(例如，低功率、高功率)、特定高度(例如，在35公里，等等)和/或特定的飞行周期确定何时启动压力测量。
参考点选择器720确定是否执行单点测量(例如，如图2所示)、两点测量(例如，如图3所示)和/或三点测量(例如，如图4所示)。在一些示例中，用于压力测量的参考点的总数可以基于发动机类型和/或其他参数，诸如高度、飞行周期和/或功率水平来确定。在一些示例中，多点测量(例如，三点测量)可以为基于获得的数据制出的最终转换曲线引入更高的准确度。在一些示例中，参考点选择器720确定将用于在测试期间和/或飞行中获得压力测量的参考点的位置。例如，如图2A-2D所示，单点压力测量可以基于前部(例如，上游)、中间和/或后部(例如下游)位置(例如位置205、250)，和/或单点压力测量可需要静压力和总压力测量。因此，单点或多点压力测量的选择可以基于是否可以获得总压力测量(例如，取决于所使用的压力传感器的类型)。例如，总压力的测量可能需要更耐用的传感器(例如，具有冷却流的光学传感器)，而多点压力测量可以基于局部静压力，该局部静压力可以使用传统静压力传感器获得。如图3A-3D所示，两点测量可以类似地基于指定位置和/或参考点(例如，位置308、205和/或250)。因此，参考点选择器720能够识别用于基于压力测量使用的位置，其可以根据压力传感器725的定位。
压力传感器725可以被设计为承受涡轮发动机的恶劣环境，具有长的操作寿命，高振动和冲击耐受性，易于维护，操作期间无需冷却流，改进的信噪比和/或适用于量产发动机的低成本(例如，包括用于增加传感器寿命期限的冷却技术)。如结合图2所描述的，这种先进的压力传感器可用于基于单点的压力测量。然而，可以使用局部静压力测量(例如，使用传统压力传感器)来获得多点压力测量。在一些示例中，压力传感器725(例如，静压力传感器)可以安装在发动机的任何区域上，允许通过可靠的数据收集获得间隙的压力测量。在一些示例中，压力传感器725可以包括用于将压力测量转换成电信号的换能器，该电信号被传输到控制器705。在一些示例中，压力传感器725可以定位在发动机壳体(例如，围绕LP涡轮转子叶片164和/或HP涡轮转子叶片168的壳体157)上的较冷位置，以避免在压力测量被收集的位置处的高温引起的损坏。例如，压力传感器725可以经由充气管道(例如，感测线路)感测发动机压力，这可以指示在感兴趣点处的压力变化。在一些示例中，压力传感器725可以直接安装到感兴趣区域以收集所需数据，而无需感测线路。在一些示例中，压力传感器725可以用于获得不同压力测量，包括静压力，最高压力(Phigh)(例如，在上游处的燃烧器压力)和/或最低压力(Plow)(例如，后部压力测量)。
转换曲线生成器730生成转换曲线(例如，图2、3和/或4的转换曲线264、288、370、450和/或475)来确定压力效率(Pη)和间隙之间的关系。例如，转换曲线生成器730从压力传感器725接收输入并使用如结合图2和图3所描述的方程式1-2(例如，用于多点压力测量)来确定压力效率(Pη)的归一化方程式。因此，可以基于所获得的压力测量来确定特定间隙(密耳)，允许制出转换曲线，该转换曲线可由叶片尖端损耗确定器710用来识别与该曲线的偏移(例如，由于叶片尖端损耗)并且由此将该偏移通信到控制器705，从而基于实时压力数据实现更准确的间隙调整，如结合图10所描述的。
测试结果分析器735确定使用压力传感器725获得的压力测量的变化和/或识别与使用转换曲线生成器730生成的转换曲线的偏移。例如，随着发动机劣化和叶片尖端损耗发生，与针对新发动机制出的转换曲线(例如，在图2的样本转换曲线2E-2F中所识别的)的任何偏移可以被确定，允许实时叶片140、164、168尖端损耗评估。在一些示例中，测试结果分析器735向控制器705提供考虑叶片尖端损耗进展的实时间隙测量，允许控制器705基于观察到的叶片尖端损耗相应地调整间隙，避免存在更大的间隙(例如，如图3C-3D的示例中使用间隙325、360所示出的)，而是实现目标的和/或优化的间隙以确保发动机效率。
数据存储器740可用于存储与叶片损耗确定器710相关的任何信息。例如，数据库740可以存储使用一个或多个压力传感器725获得的压力测量、使用转换曲线生成器730生成的转换曲线和/或由控制器705使用的测试结果分析器735输出，以基于实时数据进行间隙调整。图7所示的示例的示例性数据存储装置740由用于存储数据的任何存储器、存储装置和/或存储盘(诸如，闪存、磁介质、光学介质等)实现。此外，示例性数据存储装置740中存储的数据可以是任何数据格式，例如二进制数据、逗号分隔数据、制表符分隔数据、结构化查询语言(SQL)结构、图像数据等。
虽然图7示出了叶片尖端损耗确定器710的示例性实施方式，但是在图7中所示的元件、过程和/或设备中的一个或多个可以以任何其他方式组合、划分、重新布置、省略、消除和/或实现。此外，示例性测量启动器715、示例性参考点选择器720、示例性压力传感器725、示例性转换曲线生成器730、示例性测试结果分析器735和/或更常见地，图7的示例性叶片尖端损耗确定器710，可以由硬件、软件、固件和/或硬件、软件和/或固件的任何组合来实现。因此，示例性测量启动器715、示例性参考点选择器720、示例性压力传感器725、示例性转换曲线生成器730、示例性测试结果分析器735和/或更常见地，图7的示例性叶片尖端损耗确定器710中的任意一个，可由一个或多个模拟或数字电路、逻辑电路、可编程处理器、可编程控制器、图形处理单元(GPU)、数字信号处理器(DSP)、专用集成电路(ASIC)、可编程逻辑器件(PLD)和/或现场可编程逻辑器件(FPLD)来实现。当阅读本专利的任何装置或系统权利要求以涵盖纯软件和/或固件实现时，示例性测量启动器715、示例性参考点选择器720、示例性压力传感器725、示例性转换曲线生成器730、示例性测试结果分析器735和/或更常见地，图7的示例性叶片尖端损耗确定器710中的至少一个在此明确定义为包括非暂时性计算机可读存储装置或存储盘，诸如存储器、数字多功能盘(DVD)、压缩盘(CD)、蓝光盘等，包括软件和/或固件。更进一步，除了或者代替图7中所示的那些，图7的示例性叶片尖端损耗确定器710可以包括一个或多个元件、过程和/或设备，和/或可以包括任何或所有所示元件、过程和设备中的一个以上。如本文所用，表述“通信”，包括其变型，包括直接通信和/或通过一个或多个中间部件的间接通信，并且不需要直接物理(例如，有线)通信和/或持续通信，而是还包括以周期性间隔、预定间隔、非周期性间隔和/或一次性事件的选择性通信。
图8-10示出了代表用于实现图7的叶片尖端损失确定器710的示例性硬件逻辑、机器可读指令、硬件实现的状态机和/或它们的任何组合的流程图。机器可读指令可以是由计算机处理器(例如下文结合图11讨论的示例性处理器平台1100中所示的处理器1112)执行的一个或多个可执行程序或可执行程序的一部分。程序可以体现在存储在非暂时性计算机可读存储介质上的软件中，诸如CD-ROM、软盘、硬盘驱动器、DVD、蓝光光盘或与处理器1112相关联的存储器，但是整个程序和/或其部分可选地由处理器1112以外的装置执行和/或体现在固件或专用硬件中。此外，尽管参考图8-10中所示的流程图描述了示例性程序，但是可选地可以使用实现示例型叶片尖端损失确定器710的许多其他方法。例如，可以改变框的执行顺序，和/或可以改变、消除或组合所描述的一些框。附加地或可选地，任何或所有框可以由构造成在不执行软件或固件的情况下执行相应操作的一个或多个硬件电路(例如，分立和/或集成模拟和/或数字电路、FPGA、ASIC、比较器、运算放大器(op-amp)、逻辑电路等)实现。
本文所述的机器可读指令可以以压缩格式、加密格式、分段格式、编译格式、可执行格式、打包格式等中的一个或多个进行存储。如本文所述的机器可读指令可以存储为数据(例如，指令的部分、代码、代码的表示等)，可用于创建、制造和/或生成机器可执行指令。例如，机器可读指令可以被分段并存储在一个或多个存储装置和/或计算装置(诸如，服务器)上。机器可读指令可能需要安装、修改、改编、更新、组合、补充、配置、解密、解压、解包、分发、重新分配、编译等中的一项或多项，以使其可由计算装置和/或其他机器直接读取、解释和/或执行。例如，机器可读指令可以存储在多个部分中，这些部分单独压缩、加密并存储在单独的计算装置上，其中这些部分在解密、解压缩和组合时形成一组可执行指令，这些指令实现诸如这里描述的程序。
在另一个示例中，机器可读指令可以以可以被计算机读取的状态被存储，但需要添加库(例如，动态链接库(DLL))、软件开发工具包(SDK)、应用程序编程接口(API)等，以执行特定计算设备或其他设备上的指令。在另一个示例中，在机器可读指令和/或相应的程序可以部分或全部执行之前，可能需要整体或部分配置机器可读指令(例如，存储的设置、数据输入、记录的网络地址等)。因此，所公开的机器可读指令和/或相应程序旨在涵盖此类机器可读指令和/或程序，而不管当储存或以其他方式静止或运输时的机器可读指令和/或程序的特定格式或状态。
本文描述的机器可读指令可以由任何表示过去、现在或未来的指令语言、脚本语言、编程语言等。例如，机器可读指令可以使用以下任何一种语言来表示：C、C++、Java、C#、Perl、Python、JavaScript、超文本标记语言(HTML)、结构化查询语言(SQL)、Swift等。
如上所述，图8-10的示例性过程使用存储在非暂时性计算机和/或机器可读介质上的可执行指令(例如计算机和/或机器可读指令)实现，机器可读介质为诸如硬盘驱动器、闪存、只读存储器、光盘、数字通用磁盘、高速缓存、随机存取存储器和/或任何其他存储装置或存储磁盘，其中信息存储任何持续时间(例如，延长的时间段、永久、简短的实例、临时缓冲，和/或用于缓存信息)。如本文所使用的，术语非暂时性计算机可读介质被明确地定义为包括任何类型的计算机可读存储设备和/或存储盘并且不包括传播信号并且不包括传输介质。
图8示出了代表示例性机器可读图指令800的流程图，该机器可读图指令800可以被执行以实现图7的示例性叶片尖端损耗确定器710。在图8的示例中，参考点选择器720识别用于使用一个或多个压力传感器725获得压力测量的参考点(框805)。在一些示例中，基于是否将使用单点、两点或三点压力测量来获得预期压力测量来确定参考点。例如，参考点的确定可以取决于是否正在生成转换曲线和/或是否在后续飞行周期期间收集数据。因此，可以基于压力传感器725的定位和/或可用性来确定参考点。在一些示例中，压力传感器725测量在入口和/或出口处的静压力(Ps)，用于多点压力测量的所识别的参考点(例如，如结合图3-4所述的)。在一些示例中，压力传感器725测量用于单点压力测量(例如，如结合图2所述的)的总压力(参考压力)和静压力(局部压力)(框810)。一旦获得压力测量，转换曲线生成器730针对被测试的发动机生成转换曲线(例如，在基于地面的测试和/或飞行测试期间)(框815)。例如，转换曲线生成器730确定压力效率(Pη)的归一化方程，以生成测量的压力效率和对应间隙之间的线性关系。如结合图6A-6C所描述的，转换曲线的制出可以涉及在给定的主动间隙控制百分比604下的间隙606的测量(例如，如图6A所示)以及在相同的主动间隙控制百分比604下的压力效率614的测量(例如，如图6B所示)。转换曲线生成器730基于这些测量生成转换曲线，从而获得压力效率614和间隙606之间的线性关系(例如，如图6C所示)。
一旦生成了转换曲线(例如，对于不同的发动机功率水平、高度等)，叶片尖端损耗确定器710在实际发动机飞行循环期间测量实时叶片尖端损耗(框820)，如结合图10更具体地描述的。叶片尖端损耗确定器710使用测试结果分析器735识别任何可测量的叶片尖端损耗(框825)。例如，测试结果分析器735将获得的压力测量数据与生成的转换曲线进行比较，使得曲线的任何偏移均表示基于发动机的退化(例如，由于氧化、热燃烧等导致的叶片尖端损耗)。如果叶片尖端损耗确定器710基于测量数据和/或测试结果分析器735输出未识别出任何叶片尖端损耗，则叶片尖端损耗确定器710继续监视和/或测量任何实时叶片尖端损耗(框820)。如果叶片尖端损耗确定器710识别出叶片尖端损耗，则该数据被提供给控制器705(框830)。例如，控制器705使用从叶片尖端损耗确定器710接收的输入来调整和/或优化尖端间隙(框835)。在一些示例中，控制器705可以调整冷却气流，导致壳体142、157的缩小和/或膨胀，以实现更紧密的间隙和/或避免叶片140、164、168和壳体142、157之间的任何摩擦风险。
图9示出了代表示例性机器可读指令815的流程图，该机器可读指令815可以被执行以使用图7的示例性叶片尖端损耗确定器710生成各种功率水平和/或高度的转换曲线。在图9的示例中，参考点选择器720可识别可进行压力测量的一个或多个参考点。例如，参考点选择器720可以识别前部(例如，上游)和/或后部(例如，下游)参考点以用于获得一个或多个压力测量(例如，图3A-3B的P1和/或P2)。安装在发动机上的压力传感器725获得前部和/或后部压力测量数据(框905)。转换曲线生成器730接收基于传感器的输入数据并确定归一化压力效率(Pη)和叶片间隙之间的关联性(框910)。例如，基于经由压力传感器725提供的输入数据，转换曲线生成器730可以确定归一化压力效率(Pη)。在一些示例中，转换曲线生成器730可以为测试飞行的范围生成这样的转换曲线，不仅针对新发动机，而且还针对在不同飞行周期下的发动机(框915)。这允许转换曲线的验证并允许观察和/或测试存在逐渐叶片损耗的发动机，以调查叶片长度变化对压力效率测量的影响。在一些示例中，可以在不同的功率水平(例如，低功率、高功率等)以及高度范围执行测试(框920)。彻底的测试和转换曲线的制出允许在间隙的实际飞行中监测期间使用叶片损耗确定器710，并有助于通过主动间隙控制器705更准确地调整间隙。
图10示出了代表示例性机器可读指令820的流程图，该机器可读指令820可以被执行以使用图7的示例性叶片尖端损耗确定器710测量实时叶片尖端损耗。一旦制出了与图8-9相关的描述的转换曲线，就可以使用叶片尖端损耗确定器710在飞行中评估实时叶片尖端损耗。例如，参考点选择器720基于压力传感器定位和/或程序指令识别压力测量位置(框1005)。如前所述，可以使用单点、两点和/或三点测量，依据测试地点位置、所使用的传感器类型等因素来获得压力测量。压力传感器725在所识别的测量位置测量静压力(PS)和/或总压力(PT)，依据测量是单点压力测量(例如，包括总压力测量)或是多点压力测量(例如，包括局部静压力测量)。例如，叶片尖端损耗确定器710识别执行单点压力测量(框1010)还是多点压力测量(框1015)。例如，能够测量总压力的压力传感器725可以用作单点压力测量的一部分。因此，压力传感器725可用于测量总压力和静压力(框1020)。在一些示例中，如果压力传感器725被配置和/或能够测量静压力而不是总压力，那么压力传感器725测量局部静压力，用于多点压力测量，根据方程式1-2(框1025)。在一些示例中，根据控制器705的要求，可以以设定的时间间隔重复和/或获得测量。例如，可以根据飞行条件(例如，起飞、着陆、巡航等)更频繁和/或更不频繁地进行测量，或者可以在整个飞行持续时间内连续获得测量。叶片尖端损耗确定器710基于使用测试结果分析器识别的转换曲线的偏移来确定叶片尖端损耗(框1030)。例如，测试结果分析器735将在测试期间获得的用于生成新发动机的转换曲线的压力效率数据与在实时、飞行中数据收集期间获得的压力效率测量进行比较。与预期压力测量的偏移可以指示叶片尖端损耗，从而导致压力变化以及导致比在没有实时压力测量数据的情况下由控制器705实际预期的更大的间隙。因此，控制器705基于实时压力测量确定校正间隙，从而考虑由于逐渐的叶片尖端损耗而引入的任何间隙变化。
图11是被构造为执行图8-10的指令来实现图7的示例性叶片尖端损耗确定器的示例性处理器平台的框图。处理器平台1100可以是服务器、个人计算机、工作站、自学机器(例如，神经网络)或任何其他类型的计算装置。
所示示例的处理器平台1100包括处理器1112。所示示例的处理器1112是硬件。例如，处理器1112可以由来自任何期望系列或制造商的一个或多个集成电路、逻辑电路、微处理器、GPU、DSP或控制器来实现。硬件处理器可以是基于半导体(例如，基于硅)的装置。在该示例中，处理器1112实施示例性叶片尖端损失确定器710，包括示例性测量启动器715、示例性参考点选择器720、示例性压力传感器725、示例性转换曲线生成器730和/或示例性测试结果分析器735。
所示示例的处理器1112包括本地存储器1113(例如，缓存)。所示示例的处理器1112与主存储器经由总线1118通信，主存储器包括易失性存储器1114和非易失性存储器1116。易失性存储器1114可以由同步动态随机存取存储器(SDRAM)、动态随机存取存储器(DRAM)、
Figure BDA0003455263270000231
动态随机存取存储器
Figure BDA0003455263270000232
和/或任何其他类型的随机存取存储器装置来实现。非易失性存储器1116可以由闪存和/或任何其他所需类型的存储装置来实现。对主存储器1114、1116的访问由存储器控制器控制。
所示示例的处理器平台1100还包括接口电路1120。接口电路1120可以通过任何类型的接口标准来实现，诸如以太网接口、通用串行总线(USB)、蓝牙
Figure BDA0003455263270000233
接口、近场通信(NFC)接口和/或PCI快速接口。
在所示示例中，一个或多个输入设备1122联接到接口电路1120。输入设备1122允许用户将数据和/或命令输入到处理器1112中。输入设备1122可以通过例如音频传感器、麦克风、相机(静态或视频)、键盘、按钮、鼠标、触摸屏、触控板、轨迹球、等值点和/或语音识别系统来实现。
一个或多个输出设备1124也联接到所示示例的接口电路1120。输出设备1124可以例如由显示设备(例如，发光二极管(LED)、有机发光二极管(OLED)、液晶显示器(LCD)、阴极射线管显示器(CRT)、就地切换(IPS)显示器、触摸屏等)、触觉输出设备、打印机和/或扬声器来实现。因此，所示示例的接口电路1120通常包括图形驱动卡、图形驱动芯片和/或图形驱动处理器。
所示示例的接口电路1120还包括诸如发射器、接收器、收发器、调制解调器、住宅网关、无线接入点和/或网络接口之类的通信装置，以促进经由网络1126与外部机器(例如，任何类型的计算装置)的数据交换。通信可以经由例如以太网连接、数字用户线(DSL)连接、电话线连接、同轴电缆系统、卫星系统、站点线无线系统、蜂窝电话系统等。
所示示例的处理器平台1100还包括一个或多个用于存储软件和/或数据的更多大容量存储设备1128。这种大容量存储设备1128的示例包括软盘驱动器、硬盘驱动器磁盘、压缩磁盘驱动器、蓝光磁盘驱动器、独立磁盘冗余阵列(RAID)系统和数字多功能磁盘(DVD)驱动器。
图8-10的机器可执行指令1132可以存储在大容量存储设备1128、易失性存储器1114、非易失性存储器1116和/或可移动非暂时性计算机可读存储介质(例如CD或DVD)。例如，易失性存储器1114、非易失性存储器1116、大容量存储设备1128等中的一个或多个也可以用于实现示例性数据存储装置740。
从上文，应当理解的是，所公开的方法和装置允许实时测量考虑叶片尖端损耗的叶片尖端间隙。鉴于涡轮提供(或者压缩机消耗)的功率根据通过叶片位置区域产生的气流，尖端间隙的增大会导致涡轮效率的减小。因此，尖端间隙的存在会导致气流改变，影响预期的流动路径并影响涡轮效率，包括燃料消耗的潜在增大。本文公开的方法和装置允许制出转换曲线，该转换曲线可用于基于从转换曲线识别的偏移来确定叶片尖端损耗。因此，主动间隙控制可用于基于实时数据输入，通过考虑叶片尖端损耗来更准确地计算和调整间隙，其中叶片尖端损耗会导致更大的间隙和减小的发动机效率，导致更短的发动机寿命和机上时间。虽然本文公开的示例描述了示例飞行器发动机中的实时间隙评估，但本文公开的方法和装置可用于任何涡轮发动机系统。此外，虽然本文公开的示例描述了基于低压涡轮转子叶片和/或高压涡轮转子叶片的实时间隙评估，但使用本文公开的方法和装置的间隙调制可应用于飞行器发动机和/或任何涡轮发动机系统中使用的任何其他叶片。
虽然某些示例方法、装置和以及制品已在本文公开，但是本专利的覆盖范围不限于此。相反，本专利涵盖了完全落入本专利权利要求范围内的所有方法、装置以及制品。
下面的权利要求通过引用结合到本具体实施方式中，每个权利要求独立作为本公开的单独实施例。
本发明的其他方面由以下条项的主题提供：
一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的方法，方法包括：相对于叶片尖端间隙，在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量；生成转换曲线，以将归一化压力测量与间隙测量相关联；以及基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较，调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
根据任何前述条项的方法，其中，使用静压力传感器获得第一压力测量或第二压力测量。
根据任何前述条项的方法，其中，在相对于叶片和壳体的后部位置、中间位置或前部位置处获得第一静压力测量或第二静压力测量。
根据任何前述条项的方法，其中，在多个高度的测试期间针对涡轮发动机制出转换曲线。
根据任何前述条项的方法，其中，在多个功率水平的测试期间针对涡轮发动机制出转换曲线，多个功率水平包括低功率或高功率中的至少一个。
根据任何前述条项的方法，其中，转换曲线是基于在不同百分比的主动间隙控制下获得的间隙测量和归一化压力测量来确定的，基于与间隙测量和归一化压力测量这两个测量的主动间隙控制的百分比，将间隙测量和归一化压力测量相关联。
根据任何前述条项的方法，其中，叶片尖端间隙基于在叶片和壳体之间的距离，叶片包括风扇叶片、高压转子叶片或低压转子叶片。
根据任何前述条项的方法，其中，壳体是风扇壳体或涡轮壳体。
一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的装置，该装置包括：压力传感器，压力传感器相对于叶片尖端间隙，在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；转换曲线生成器，该转换曲线生成器使用第一静压力测量和第二静压力测量确定归一化压力测量以及生成转换曲线以将归一化压力与间隙测量相关联；以及主动间隙控制器，主动间隙控制器基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较来调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
根据任何前述条项的装置，其中，进一步包括参考点选择器，参考点选择器在相对于叶片和壳体的后部位置、中间位置或前部位置处获得第一压力测量或第二压力测量。
根据任何前述条项的装置，其中，转换曲线生成器生成针对多个高度的转换曲线。
根据任何前述条项的装置，其中，转换曲线生成器生成针对多个功率水平的转换曲线，多个功率水平包括低功率或高功率中的至少一个。
根据任何前述条项的装置，其中，转换曲线生成器基于在不同百分比的主动间隙控制下获得的间隙测量和归一化压力测量来确定转换曲线，基于与间隙测量和归一化压力测量这两个测量对应的主动间隙控制的百分比，将间隙测量和归一化压力测量相关联。
根据任何前述条项的装置，其中，进一步包括测试结果分析器，测试结果分析器将飞行中压力测量数据和针对新发动机的生成的转换曲线进行比较。
一种非暂时性计算机可读介质，包括机器可读的指令，该指令在被执行时，使处理器至少：基于作为处理器的输入而被接收的信号，相对于叶片尖端间隙在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；使用第一静压力测量和第二静压力测量，确定归一化压力测量；生成转换曲线以将归一化压力测量与间隙测量相关联；以及基于实时飞行中压力测量与转换曲线的比较，调整叶片尖端间隙的主动间隙控制。
根据任何前述条项的非暂时性计算机可读介质，其中，静压力测量的位置在相对于叶片和壳体的后部位置、中间位置或前部位置中的至少一个。
根据任何前述条项的非暂时性计算机可读介质，其中，指令使处理器在多个高度处针对涡轮发动机制出转换曲线。
根据任何前述条项的非暂时性计算机可读介质，其中，指令使处理器在多个功率水平下针对涡轮发动机制出转换曲线，多个功率水平包括低功率或高功率中的至少一个。
根据任何前述条项的非暂时性计算机可读介质，其中，指令是使处理器基于在不同百分比的主动间隙控制下获得的间隙测量和归一化压力测量来制出转换曲线，基于与间隙测量和归一化压力测量这两个测量对应的主动间隙控制的百分比，将间隙测量和归一化压力测量相关联。
根据任何前述条项的非暂时性计算机可读介质，其中，指令使处理器基于叶片与壳体之间的距离来调整叶片尖端间隙，叶片包括风扇叶片、高压转子叶片或低压转子叶片。

Claims (10)

1.一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的方法，其特征在于，所述方法包括：
相对于所述叶片尖端间隙，在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；
使用所述第一静压力测量和所述第二静压力测量确定归一化压力测量；
生成转换曲线，以将所述归一化压力测量与间隙测量相关联；以及
基于实时飞行中压力测量与所述转换曲线的比较，调整所述叶片尖端间隙的主动间隙控制。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，使用静压力传感器获得所述第一压力测量或所述第二压力测量。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在相对于叶片和壳体的后部位置、中间位置或前部位置处获得所述第一静压力测量或所述第二静压力测量。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在多个高度的测试期间针对所述涡轮发动机制出所述转换曲线。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，在多个功率水平的测试期间针对所述涡轮发动机制出所述转换曲线，所述多个功率水平包括低功率或高功率中的至少一个。
6.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述转换曲线是基于在不同百分比的主动间隙控制下获得的所述间隙测量和所述归一化压力测量来确定的，基于与所述间隙测量和所述归一化压力测量这两个测量对应的主动间隙控制的百分比，将所述间隙测量和所述归一化压力测量相关联。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述叶片尖端间隙基于在叶片和壳体之间的距离，所述叶片包括风扇叶片、高压转子叶片或低压转子叶片。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，所述壳体是风扇壳体或涡轮壳体。
9.一种评估涡轮发动机中的实时叶片尖端间隙的装置，其特征在于，所述装置包括：
压力传感器，所述压力传感器相对于所述叶片尖端间隙，在第一测量位置和第二测量位置处分别确定第一静压力测量和第二静压力测量；
转换曲线生成器，所述转换曲线生成器：
使用所述第一静压力测量和所述第二静压力测量确定归一化压力测量；以及
生成转换曲线，以将所述归一化压力测量与间隙测量相关联；以及
主动间隙控制器，所述主动间隙控制器基于实时飞行中压力测量与所述转换曲线的比较来调整所述叶片尖端间隙的主动间隙控制。
10.根据权利要求9所述的装置，其特征在于，进一步包括参考点选择器，所述参考点选择器在相对于叶片和壳体的后部位置、中间位置或前部位置处获得所述第一压力测量或所述第二压力测量。
CN202210005247.7A 2021-01-05 2022-01-04 使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置 Pending CN114719809A (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US17/142,047 US11454131B2 (en) 2021-01-05 2021-01-05 Methods and apparatus for real-time clearance assessment using a pressure measurement
US17/142,047 2021-01-05

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN114719809A true CN114719809A (zh) 2022-07-08

Family

ID=82218536

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210005247.7A Pending CN114719809A (zh) 2021-01-05 2022-01-04 使用压力测量进行实时间隙评估的方法和装置

Country Status (2)

Country Link
US (2) US11454131B2 (zh)
CN (1) CN114719809A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11454131B2 (en) 2021-01-05 2022-09-27 General Electric Company Methods and apparatus for real-time clearance assessment using a pressure measurement

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1505262A1 (de) * 2003-08-08 2005-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zur Messung der Breite eines Radialspaltes
US20050286995A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-29 Tonghuo Shang Method and system for determining gas turbine tip clearance
US20100284785A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 Aspi Rustom Wadia Fan Stall Detection System
CN102879602A (zh) * 2011-07-13 2013-01-16 空中客车运营简化股份公司 用于确定飞行器空速的方法和装备有实施装置的飞行器
US20150323301A1 (en) * 2014-05-12 2015-11-12 The University Of Akron High sensitivity inductive sensor for measuring blade tip clearance
CN110411351A (zh) * 2019-07-16 2019-11-05 中国舰船研究设计中心 离心压缩机叶轮叶顶动态压力测量和锁相装置及其方法
CN110672055A (zh) * 2018-07-03 2020-01-10 通用电气公司 测量涡轮发动机中的叶片间隙的系统和方法
CN210220971U (zh) * 2019-08-09 2020-03-31 连云港双菱风电设备科技有限公司 一种检测模具错位的测量系统

Family Cites Families (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2204693B (en) * 1987-05-14 1991-02-13 Rolls Royce Plc Turbomachine tip clearance sensor
US5012420A (en) 1988-03-31 1991-04-30 General Electric Company Active clearance control for gas turbine engine
GB2229004B (en) * 1989-03-07 1993-09-29 Rolls Royce Plc Improvements in or relating to gas turbine engine tip clearance sensors
US6041659A (en) 1998-07-09 2000-03-28 Honeywell Inc. Methods and apparatus for sensing differential and gauge static pressure in a fluid flow line
JP2002364582A (ja) * 2001-06-11 2002-12-18 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 軸流圧縮機におけるストール予知方法
US6717418B2 (en) 2001-11-16 2004-04-06 General Electric Company Method and apparatus for measuring turbine blade tip clearance
US7826954B2 (en) * 2004-06-25 2010-11-02 Honda Motor Co., Ltd. System for monitoring sensor outputs of a gas turbine engine
US7465145B2 (en) 2005-03-17 2008-12-16 United Technologies Corporation Tip clearance control system
GB2427683B (en) * 2005-06-25 2007-06-20 Rolls Royce Plc A gap monitor arrangement
US8126628B2 (en) 2007-08-03 2012-02-28 General Electric Company Aircraft gas turbine engine blade tip clearance control
GB2458903B (en) 2008-04-01 2010-07-28 Rolls Royce Plc Method for determining the total pressure distribution across a fan entry plane
US8451459B2 (en) * 2008-10-31 2013-05-28 General Electric Company Method and system for inspecting blade tip clearance
US7916311B2 (en) * 2008-10-31 2011-03-29 General Electric Company Method and system for inspecting blade tip clearance
US8505364B2 (en) 2011-11-04 2013-08-13 General Electric Company Systems and methods for use in monitoring operation of a rotating component
US20140064924A1 (en) * 2012-08-30 2014-03-06 Eli Cole Warren Tip clearance probe for turbine applications
EP3047115A1 (en) 2013-09-17 2016-07-27 General Electric Company Measurement device and method for evaluating turbomachine clearances
US9329197B2 (en) 2014-03-20 2016-05-03 The Boeing Company Method and apparatus for improved accuracy of static pressure measurement using pressure taps
EP3034994B1 (en) 2014-12-19 2017-08-23 Rolls-Royce plc System and method for measuring over tip leakage
CN106640226A (zh) * 2015-10-30 2017-05-10 西门子公司 驱动环偏移感测系统、压气机及燃气轮机
US11454131B2 (en) 2021-01-05 2022-09-27 General Electric Company Methods and apparatus for real-time clearance assessment using a pressure measurement

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1505262A1 (de) * 2003-08-08 2005-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren und Vorrichtung zur Messung der Breite eines Radialspaltes
US20050286995A1 (en) * 2004-06-23 2005-12-29 Tonghuo Shang Method and system for determining gas turbine tip clearance
US20100284785A1 (en) * 2007-12-28 2010-11-11 Aspi Rustom Wadia Fan Stall Detection System
CN102879602A (zh) * 2011-07-13 2013-01-16 空中客车运营简化股份公司 用于确定飞行器空速的方法和装备有实施装置的飞行器
US20150323301A1 (en) * 2014-05-12 2015-11-12 The University Of Akron High sensitivity inductive sensor for measuring blade tip clearance
CN110672055A (zh) * 2018-07-03 2020-01-10 通用电气公司 测量涡轮发动机中的叶片间隙的系统和方法
CN110411351A (zh) * 2019-07-16 2019-11-05 中国舰船研究设计中心 离心压缩机叶轮叶顶动态压力测量和锁相装置及其方法
CN210220971U (zh) * 2019-08-09 2020-03-31 连云港双菱风电设备科技有限公司 一种检测模具错位的测量系统

Also Published As

Publication number Publication date
US11732599B2 (en) 2023-08-22
US20230028412A1 (en) 2023-01-26
US20220213801A1 (en) 2022-07-07
US11454131B2 (en) 2022-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8177474B2 (en) System and method for turbine engine clearance control with rub detection
US11346239B2 (en) Heat flux measurement system
US8230726B2 (en) Methods, systems and apparatus relating to tip clearance calculations in turbine engines
EP3168428B1 (en) A system and method of calibrating case cooling for a gas turbine engine
CN110566289B (zh) 操作涡轮机械的方法
US9810091B2 (en) Smart active clearance control between a rotor blade and a shroud
US11732599B2 (en) Methods and apparatus for real-time clearance assessment using a pressure measurement
US10711698B2 (en) Gas turbine engine fuel system prognostic algorithm
GB2553806A (en) Turbine tip clearance control method and system
US9810088B2 (en) Floating blade outer air seal assembly for gas turbine engine
Kim Methods and Apparatus for Real-Time Clearance Assessment Using a Pressure Measurement
Ishihara et al. Development of High Efficiency 5MW Class Gas Turbine the Kawasaki M5A
US20240230470A9 (en) Seal monitoring apparatus
US20240133770A1 (en) Seal monitoring apparatus
Kim Methods and Apparatus for Real-Time Seal Clearances Assessment Using a Pressure Measurement
US11808157B1 (en) Variable flowpath casings for blade tip clearance control
Massini et al. Manufacturing/in-service uncertainty and impact on life and performance of gas turbines/aircraft engines
EP4119775A1 (en) Active clearance control system and method for an aircraft engine
CN114810349A (zh) 使用cca-acc优化egt和性能改进的间隙设计过程和策略
Ayoung-Chee et al. Aerodynamic Turbine Upgrade for W501D5, and SGT6-3000E (W501D5A) Gas Turbines
Veerappan et al. Shop testing of the W501FD gas turbine at the Berlin Test Facility
McKenzie et al. Performance development of the gem turboshaft engine

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination