CN114945734A - 用于控制高压涡轮的间隙以降低egt超调影响的控制方法和单元 - Google Patents

用于控制高压涡轮的间隙以降低egt超调影响的控制方法和单元 Download PDF

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Abstract

用于控制飞行器发动机涡轮转子的叶片尖端与涡轮护罩之间的间隙的方法，包括待控制间隙的估计，以及根据所估计的间隙控制输送气流到涡轮护罩的阀，所述方法包括：‑基于代表发动机的至少一个参数的瞬态加速阶段的检测(100)；‑与飞行器高度有关的数据的接收(102)；‑代表瞬态加速阶段期间和以稳态速度的转子温度的数据的确定(104)，以及相对温度偏差的计算；‑如果检测到瞬态加速阶段，并且如果相对温度偏差大于预先确定的最小温度偏差，则借助于预先限定的高度/相对温度偏差查找表限定阀的打开级别和打开时间；以及阀的打开的控制(114)，以将气流输送至涡轮护罩。

Description

用于控制高压涡轮的间隙以降低EGT超调影响的控制方法和 单元
技术领域
本发明涉及用于航空燃气涡轮发动机的涡轮机的总体领域。更具体地，其目的是控制涡轮转子的叶片尖端与围绕叶片的外壳的涡轮环之间的间隙。
背景技术
涡轮叶片尖端与围绕它们的环之间存在的间隙取决于旋转部件(形成涡轮转子的轮盘和叶片)与固定部件(包含其所包括的涡轮环的外壳)之间的尺寸变化的差异。这些尺寸变化同时是热源的(与叶片、轮盘和壳体的温度变化有关)和机械源的(尤其与施加在涡轮转子上的离心力的影响有关)。
为了提高涡轮机的性能，期望尽可能地使间隙最小化。另一方面，当速度增加时，例如当用于航空发动机的涡轮机从地面慢车速度过渡到起飞速度时，施加在涡轮转子上的离心力趋向于在涡轮环有时间在与速度增加有关的温升的影响下膨胀之前使叶片尖端接近涡轮环。因此，在称为夹点的该操作点处存在接触风险。
已知使用主动控制系统来控制涡轮机的叶片尖端的间隙。通常通过将例如在压缩机和/或涡轮机风扇的高度处的空气引导到涡轮环的外表面上来运行这种类型的系统。如果该空气是冷的，通过被输送到涡轮环的外表面，这具有冷却涡轮环的效果，从而限制其热膨胀。由此使间隙最小化。相反，如果该空气是热的，这会促进涡轮环的热膨胀，从而增加间隙以及例如允许避免在上述夹点处的接触。
这种主动控制由控制单元进行监控，例如由涡轮机的全权数字发动机控制(或FADEC)进行监控。通常，控制单元作用于位置调节阀，以基于间隙设定点和实际叶片尖端间隙的估计来控制被引导在涡轮环上的空气的流速和/或温度。
此外，涡轮机具有相对于其燃烧室下游、尤其是发动机的高压涡轮下游所确定的燃气极限温度限定的发动机工作极限温度。该温度通常被称为“红线EGT”，并被视为最大允许发动机温度，由制造商在地面进行的试验(台架试验(Block Tests))期间确定，然后由制造商传达。换言之，红线EGT是制造商声明的最大值，基于发动机(例如：新发动机或翻新发动机)的寿命周期认证该值。一旦达到该极限，则移除发动机以进行维护，从而恢复正EGT裕度。“EGT裕度”这里指的是制造商认证的红线EGT与发动机的燃烧室下游确定的燃烧气体的温度之间的差值。
考虑到发动机的热响应，在快速加速阶段，发动机的燃烧室下游的燃烧气体的温度通常是最高的。通常，在加速阶段后约60秒，高压涡轮机的转子叶片与围绕它们的环之间的间隙增大。在燃烧室下游，例如在高压涡轮的出口处测量的温度比稳态速度下的发动机温度高20到30K，在发动机的加速阶段后的给定时间间隔后获得稳态速度。
在涡轮机的加速阶段期间确定的燃烧气体的最高温度与在该加速阶段之后确定的其稳态速度的温度之间的温差通常被称为“超调EGT”。
在加速阶段期间，优化高压涡轮的转子叶片与围绕它们的环之间的间隙可以降低EGT超调，从而降低燃烧气体的最高温度。然而，这种优化可能具有高压涡轮过早磨损的风险。例如，与用于新的热发动机的高压涡轮的间隙的长期减小、或其高压涡轮的间隙已经最小化有关的EGT超调的过大降低，会导致高压涡轮的叶片和环之间出现夹点。因此，持续时间约为10分钟级别的EGT超调限制可能会具有高压涡轮叶片永久退化的风险，进而影响发动机的整体性能及其燃油消耗。
因此，似乎需要在发动机速度变化期间减少甚至消除EGT超调现象，同时避免高压涡轮叶片退化的可能风险。
在以申请人名义提交的申请FR3078362中，已知一种允许减少该EGT超调现象的方法。其实施了阈值温度T2(<T1最大可接受温度)，低于此温度时，带来气流的阀关闭。然而，为了处理这种现象，过于接近T1的阈值温度T2将涉及大量阀打开/关闭，可能会产生显著的温度振荡和控制系统上的强负载。阀和整个控制系统的故障风险将显著增加。相反，过低的阈值温度T2将避免振荡现象，但可能使壳体冷却过度，从而显著增加涡轮叶片的接触和磨损的风险。因此，已证明很难找到这两个值之间如果可能的所需折衷。
此外，该方法假设所有观察到的EGT超调都是由于高压涡轮间隙引起的，但情况并不一定如此。
发明内容
本发明的目的是克服上述缺点，并具体地提出一种优化涡轮叶片尖端的间隙，特别是区分开会产生这种EGT超调现象的不同类型的操纵和飞行状况(高度、慢车时间、复飞、飞行或地面状况等)的阀控制方法。
为此，本发明提出了一种方法，该方法用于控制一方面燃气涡轮航空发动机的高压涡轮的转子的叶片尖端与另一方面围绕所述高压涡轮的叶片的壳体的涡轮环之间的间隙，该方法包括待控制间隙的估计，以及基于所估计的间隙输送朝向所述涡轮环引导的气流的阀的控制，该方法的特征在于，其包括以下步骤：
-基于代表发动机的至少一个参数检测发动机的瞬态加速阶段；
-接收与飞行器高度有关的数据；
-确定代表所述发动机的高压涡轮转子在瞬态加速阶段期间和稳态速度中的温度的数据，并计算在瞬态加速阶段期间和稳态速度中获得的所述温度数据之间的相对温度偏差。
-如果检测到所述瞬态加速阶段，并且如果所述相对温度偏差大于预先确定的最小温度偏差，则通过预先限定的高度/相对温度偏差查找表限定阀的打开级别和打开时间；以及
-控制阀以所限定的打开级别并在所限定的打开时间期间打开，以将所述气流输送至涡轮环。
因此，上述方法允许涵盖可能产生EGT超调现象的所有操纵和使用状况，而无论高压涡轮的磨损程度如何。引入基于高压涡轮的温度和高度的动态表允许更好地改适EGT超调现象期间阀的打开级别和打开持续时间。
较佳地，仅如果所述估计间隙也大于预先确定的最小间隙，才从预先限定的高度/相对温度偏差查找表限定阀的打开级别和打开时间。
考虑到在该方法中，在发动机试验中获得的预先确定的最小间隙允许防止涡轮磨损的任何风险，因此提高了涡轮机的性能，并延长了正EGT裕度的保存期，这允许延长发动机的使用寿命，并推迟其为进行维护的移除。
有利地，对阀的打开的控制还包括对其打开的定时，该定时限定时间限制，在检测到瞬态加速阶段之后以所需打开级别和所需打开时间从该时间限制打开阀。
较佳地，从稳态速度中的温度Tstab和瞬态加速阶段的温度Ttrans之间的偏差来检测发动机的瞬态加速阶段。
有利地，所述代表发动机的至少一个参数选自以下：发动机的低压涡轮的速度、高压涡轮的速度、在高压压缩机处测量的压力、飞行器的油门控制杆的角度位置、以及代表发动机燃烧室出口处的气体温度的数据。
较佳地，代表转子温度的数据是基于所述代表发动机的至少一个参数对高压涡轮的转子轮盘的温度的估计。
根据另一方面，本发明还提出了一种控制单元，该控制单元用于控制一方面燃气涡轮航空发动机的高压涡轮的转子的叶片尖端与另一方面围绕所述高压涡轮的叶片的壳体的涡轮环之间的间隙，该控制单元包括用于估计待控制间隙的装置和用于控制阀的装置，该阀构造成基于所估计的间隙向所述涡轮环输送气流，该控制单元的特征在于，包括：
-检测装置，该检测装置构造成基于代表发动机的至少一个参数检测发动机的瞬态加速阶段；
-接收装置，该接收装置构造成接收与飞行器高度有关的代表性数据；
-计算装置，该计算装置构造成确定代表所述发动机的高压涡轮转子在瞬态加速阶段期间和稳态速度中的温度的数据，并计算在瞬态加速阶段期间和稳态速度中确定的所述温度数据之间的相对温度偏差；
-控制装置，该控制装置构造成如果检测到瞬态加速阶段，并且如果所述相对温度偏差大于预先确定的最小温度偏差，则控制阀以预先限定的高度/相对温度偏差查找表所限定的打开级别和打开时间打开，以将所述气流输送到涡轮环。
较佳地，预先限定的高度/相对温度偏差查找表为给定的成对值{高度；相对偏差(Tstab－Ttrans)/Tstab}提供参数值{X,Y(i),Z(i)}，其中：
X限定阀必须在其之后打开的时间限制，
Z(i)限定用于给定稳定期i的阀打开级别，
Y(i)限定用于稳定期i以及打开级别Z(i)的阀打开时间。
有利地，该阀是意图在没有电源的情况下保持在关闭位置的位置调节阀，其位置可以包括在0％(完全关闭)和100％(完全打开)之间，0％对应于关闭的阀。
根据另一方面，本发明还提出了一种燃气涡轮航空发动机，包括以上概述的控制单元和至少一个阀，以作用于朝向涡轮环引导的气流，并且其中阀由控制装置控制。
附图说明
本发明的其它特征和优点将从以下参考附图给出的描述中变得显而易见，这些附图示出了一个示例性实施例而没有任何限制，并且附图中：
[图1]图1是根据本发明一个实施例的燃气涡轮飞行器发动机的部分的纵截面示意图，
[图2]图2是图1的发动机的放大图，尤其示出了其高压涡轮，
[图3]图3是根据本发明的用于控制图1的发动机中的叶片尖端间隙的阀控制单元的框图，
[图4]图4示出了存在于瞬态温度和稳定温度之间的偏差；以及
[图5]图5示出了带有发动机速度演变的根据本发明的阀控制时间逻辑。
具体实施方式
图1示意性地表示本发明特别适用的双轴涡扇涡喷发动机10。当然，本发明并不限于这种特定类型的燃气涡轮飞行器发动机。
以众所周知的方式，纵向轴线X-X的涡轮喷气发动机10尤其包括风扇12，该风扇12将气流输送到主流流路14中并且与主流流路同轴的次流流路16中。主流流路14沿气流流动穿过其的方向从上游到下游包括低压压缩机18、高压压缩机20、燃烧室22、高压涡轮24和低压涡轮26。
如图2更具体地所示，涡轮喷气发动机的高压涡轮24包括由轮盘28形成的转子，轮盘上安装有多个叶片30，这些叶片30设置在主流流路14中。转子由包括涡轮环34的涡轮壳体32围绕，外涡轮壳体36经由固定支承件37承载涡轮环34。
涡轮环34可由多个相邻扇部或区段形成。其在内侧上设有耐磨材料层34a，并通过对转子叶片30的尖端30a布置间隙38而围绕转子叶片30。
根据本发明，提供了一种用于通过以受控方式修改外涡轮壳体36的内径来控制间隙38的系统。为此，控制单元50控制被朝向外涡轮壳体36引导的空气的流速和/或温度。控制单元50例如是涡轮喷气发动机10的全权数字发动机控制(或FADEC)。
在所示示例中，围绕外涡轮壳体36设置控制外壳40。该外壳借助在其上游端开口的空气管道42接收新鲜空气，进入在高压压缩机20的一个级处的主流流路(例如，借助本身已知且图中未示出的勺形部)。在空气管道中循环的新鲜空气被排放到外涡轮壳体36上(例如，使用控制外壳40的壁的多个穿孔)，导致其冷却并因此减小其内径。
如图1所示，阀44设置在空气管道42中。该阀44由控制单元50控制，并设置成在没有电源的情况下保持在关闭位置。
阀44是在0％完全关闭位置(关闭阀)和100％完全打开位置(完全打开阀)之间的连续位置调节阀。
当阀44完全打开(100％位置)时，新鲜空气被供应到外涡轮壳体36，引起外涡轮壳体热收缩并因此减小间隙38。相反，当阀44完全关闭(0％位置)时，新鲜空气不会被供应到外涡轮壳体36，因此外涡轮壳体36由主流加热。这引起壳体36的热膨胀和间隙38的增加，或者至少引起壳体36的膨胀的监测限制(甚至停止)。在中间位置，外涡轮壳体36收缩或膨胀，间隙38也在更小程度上增加或减少。
当然，本发明不限于此示例。因此，另一示例可由在压缩机的两个不同级处吸入空气以及控制阀44组成，以调节这些样品中的每一个的流速，从而调整被引导在外涡轮壳体36上的混合物的温度。
现在描述控制单元50对阀44的控制。
根据本发明，控制单元50包括：
-检测装置52，该检测装置构造成检测涡轮喷气发动机10在预先限定的时间间隔内的瞬态加速阶段；
-接收装置54，该接收装置构造成接收与飞行器高度有关的数据；
-计算装置56，该计算装置构造成确定代表涡轮喷气发动机10的高压涡轮24的转子在该瞬态加速阶段期间和稳态速度中的温度的数据，以便通过计算从上述温度数据中推导相对温度偏差；
-控制装置58，该控制装置构造成限定阀44的打开级别和打开时间，并根据基于高度和稳态速度中的温度与瞬态加速阶段中的温度之间的相对偏差而预先限定的动态表来控制阀44。
检测装置52、接收装置54、计算装置56和控制装置58共同形成集成到控制单元50中的阀控制模块44。该控制模块例如对应于由控制单元50执行的计算机程序、控制单元50的(例如可编程逻辑电路类型的)电子电路、或电子电路和计算机程序的组合。
“涡轮喷气发动机10的瞬态加速阶段”这里指的是与涡轮喷气发动机10的加速阶段相关的发生在其两个稳态速度之间的速度过渡。要使用检测装置52检测的瞬态加速阶段可以例如对应于地面慢车速度和稳态速度(称为起飞)之间的过渡，也即，对应于这两个速度之间的加速阶段。在另一示例中，瞬态加速阶段可对应于任何中间速度(例如半油门)和飞行速度之间的加速阶段。
现在参考图3描述在控制单元50中实施的间隙控制方法38的不同步骤。应当理解，作为图示给出这些附图中所示的这些步骤中的一些步骤的顺序，在未图示的示例中，这些步骤能够并行执行。
第一步骤100由检测涡轮喷气发动机10的该瞬态加速阶段组成，该瞬态加速阶段可基于代表涡轮喷气发动机10的一个或若干参数来执行。
涡轮喷气发动机10的代表性参数例如是其转速，但也可以使用其它参数，诸如：高压涡轮24的速度、低压涡轮26的速度、飞行器的油门控制杆的角度位置、在燃烧室22出口处测量或计算的燃烧气体的温度、或在高压压缩机20处测量的压力。然后，从连续测定涡轮喷气发动机10的速度、相对于表征涡轮喷气发动机10的速度变化的设定点的变化来执行对涡轮喷气发动机10的瞬态加速阶段的检测。因此，如果在预先确定的间隔期间，涡轮喷气发动机10的转速变化大于或等于表征涡轮喷气发动机10的瞬态加速阶段的变化阈值，则检测装置52检测到瞬态加速阶段。
然后，在步骤102中，或者较佳地是并行地，接收装置54接收代表飞行器高度的数据(也使得能够限定飞行器是在飞行还是在地面上)。
在下一步骤104中，由计算装置56确定代表涡轮喷气发动机10的高压涡轮24的转子(轮盘28和叶片30)的温度的两个数据。这些代表转子温度的数据一方面是在永久或稳态速度中估计的第一温度Tstab，另一方面是在瞬态加速阶段期间估计的第二温度Ttrans。稳态速度中的第一温度Tstab较佳地由在步骤100中检测到的发动机数据确定，瞬态加速阶段的第二温度Ttrans由代表转子轮盘温度的响应时间的函数公式确定。
作为示例，代表第一温度Tstab的数据可通过多项式进行估计，该多项式是在发动机中所测量的压力和温度的函数，并由以下公式给出：
Figure BDA0003730034460000081
i、j为整数；
C0、Ci和Cj代表多项式的系数；
Pi代表发动机中的压力；
Ti代表发动机中的温度；
与第二温度Ttrans相关的数据由下式给出：
Ttran(t+Δt)＝Ttran(t)+(Tstab(t)－Ttran(t))*(1－exp(-Δt/ζ))
ζ是发动机压力参数的函数。
然后，计算装置56通过计算确定温度Tstab和温度Ttrans之间的相对偏差，即比率(Tstab－Ttrans)/Tstab。该相对温度偏差将允许一方面确认瞬态加速度阶段(应注意，这是检测该瞬态阶段的替代示例)，瞬态温度呈现对稳定温度的延迟，在加速后的稳定温度和加速之后稳定期开始时的瞬态温度之间必然存在正偏差(参见图4)，另一方面检测EGT超调的高风险。实际上，偏差越大，轮盘28膨胀耗费的时间将越长，稳态速度开始时的高间隙偏差(其处于EGT超调的原点)也将耗费时间来减小。
以下三个步骤106、108和110是由控制单元50执行的测试步骤，以从检测装置52、接收装置54和计算装置56识别可能发生的EGT超调情况，其由于：
-检测到涡轮喷气发动机的瞬态加速阶段，
-相对温度偏差大于预先限定的最小偏差，以及可选地
-机载间隙模型根据控制系统的需要所估计的间隙大于预先确定的最小间隙，该最小间隙根据发动机的运行状况变化。
在达到最小温度偏差阈值的同时检测涡轮喷气发动机的瞬态加速阶段允许清楚地区分对EGT超调的风险最大的显著快速加速。
类似地，当测试110存在时，在达到最小间隙阈值的同时检测涡轮喷气发动机的瞬态加速阶段确保对磨损风险的保护，仅当所估计的当前间隙大于最小间隙时，才激活阀的特定控制。
在每个测试步骤106、108、110之后，控制单元50尝试检测上述三个状况之一的可能发生。
如果未识别出这种情况的发生，则控制单元50推断未发生EGT超调，并确保在最终步骤112中，常规地基于所估计的设定点间隙38控制阀44，然后流程返回到初始步骤100，以检测这次可能产生EGT超调的可能加速阶段。这种常规控制基于对集成到FADEC中的间隙计算器得出的间隙与设定点间隙(通常是为了最大限度地提高涡轮性能或为了根据使用状况保护其免受磨损而达到的间隙)的比较。已知根据发动机和飞行器数据即时进行该间隙估计。
相反，如果检测到上述情况(对步骤106、108、110的两个或三个测试中的每一个的正响应)，则控制单元50推断出EGT超调情况，然后通过在替代的最终步骤114中的阀44的特定控制来作用于高压涡轮24的间隙38来寻求使EGT超调情况最小化。事实上，如果不采取行动，这种情况可能有降低发动机的EGT裕度的风险，并因此缩短发动机在为维修而移除之前的使用持续时间。然后，对间隙38的直接作用的目的在尽可能长时间保持正EGT裕度。如前所述，一旦已控制间隙并达到稳态速度，则流程返回到初始步骤100，以检测可能产生EGT超调的可能新加速阶段。
减少EGT超调的阀的特定控制在图5中示出，经由以下三个参数在阀44的打开幅度和打开持续时间上的作用来执行：
X：该第一参数限定时间限制，从该时间限制开始，阀在检测到EGT超调后关于与检测到所达到的速度的稳定性打开(打开计时以秒计)，
Z(i)：该第二参数限定用于给定稳定期i的阀打开级别(100％＝全开阀；50％＝半开阀；0％＝全关阀)，
Y(i)：该第三参数限定用于稳定期i和打开级别Z(i)的阀打开时间(以秒计)。
所有这些参数显示在基于高度及稳定温度Tstab和瞬态温度Ttrans之间的相对偏差而预先限定的动态表中。对于给定的成对值{高度；相对偏差(Tstab－Ttrans)/Tstab}，有最适于降低EGT超调的参数值{X,Y(i),Z(i)}。稳定期的数量仅受限于控制单元50的存储容量和所用阀的类型。因此，很有可能集成三个以上的级别。如果该存储容量有限，则可能删除第一参数。
类似地，级别数量由阀的类型决定：如果使用调节阀，则有无限数量的可能级别。如果使用开/关阀，则仅有两个可能级别。
因此，如上所述对阀44的控制允许基于转子的热状态和涡轮机的转速来保持正EGT裕度，并覆盖可能产生EGT超调现象的所有操纵和使用状况。基于高压涡轮转子的相对温度偏差和高度引入动态表允许在该现象期间最佳地改适阀打开的幅度和持续时间。考虑到在该方法中，先前在发动机测试中确立的最小间隙还允许在任何时间准确估计间隙，从而防止涡轮过早磨损的任何风险。

Claims (10)

1.一种用于控制一方面燃气涡轮飞行器发动机(10)的高压涡轮(24)的转子的叶片(30)的尖端(30a)与另一方面围绕所述高压涡轮(24)的叶片(30)的壳体(32)的涡轮环(34)之间的间隙(38)的方法，所述方法包括待控制间隙的估计，以及基于所估计的间隙输送朝向所述涡轮环(34)引导的气流的阀(44)的控制，所述方法的特征在于，其包括以下步骤：基于代表所述发动机(10)的至少一个参数检测(100)所述发动机(10)的瞬态加速阶段；接收(102)与飞行器高度有关的数据；确定(104)代表所述发动机的高压涡轮的转子在瞬态加速阶段期间和稳态速度中的温度的数据，并计算在瞬态加速阶段期间的所述温度数据和稳态速度中的所述温度数据之间的相对温度偏差；如果检测到所述瞬态加速阶段，并且如果所述相对温度偏差大于预先确定的最小温度偏差，则通过预先限定的高度/相对温度偏差查找表限定所述阀的打开级别和打开时间；控制(114)所述阀(44)以所限定的打开级别并在所限定的打开时间期间打开，以将所述气流输送至所述涡轮环(34)。
2.如权利要求1所述的控制方法，其特征在于，仅如果所述估计间隙也大于预先确定的最小间隙，才从预先限定的高度/相对温度偏差查找表限定所述阀的所述打开级别和所述打开时间。
3.如权利要求1或2所述的控制方法，其特征在于，对所述阀的打开的控制还包括对其打开的定时，所述定时限定时间限制，在检测到所述瞬态加速阶段之后以所需打开级别和所需打开时间从所述时间限制打开所述阀。
4.如权利要求1至3中任一项所述的控制方法，其特征在于，从稳态速度中的温度Tstab和瞬态加速阶段中的温度Ttrans之间的偏差检测所述发动机(10)的瞬态加速阶段。
5.如权利要求1至4中任一项所述的控制方法，其特征在于，所述代表发动机的至少一个参数选自以下：所述发动机(10)的低压涡轮的速度、所述高压涡轮的速度、在高压压缩机(20)处测量的压力、所述飞行器的油门控制杆的角度位置、以及代表所述发动机(10)的燃烧室(22)出口处的气体温度的数据。
6.如权利要求1至5中任一项所述的控制方法，其特征在于，代表所述转子温度的数据是基于所述代表发动机的至少一个参数对所述高压涡轮(24)的转子轮盘(28)的温度的估计。
7.一种用于控制一方面燃气涡轮飞行器发动机(10)的高压涡轮(24)的转子的叶片(30)的尖端(30a)与另一方面围绕所述高压涡轮(24)的叶片(30)的壳体(32)的涡轮环(34)之间的间隙(38)的控制单元(50)，所述控制单元(50)包括用于估计待控制间隙的装置和用于控制(58)阀(44)的装置，所述阀(44)构造成基于所估计的间隙朝向所述涡轮环(34)输送气流，所述控制单元(50)的特征在于，包括：检测装置(52)，所述检测装置构造成基于代表所述发动机(10)的至少一个参数检测所述发动机(10)的瞬态加速阶段；接收装置(54)，所述接收装置构造成接收与飞行器高度有关的数据；计算装置(56)，所述计算装置构造成确定代表所述发动机(10)的高压涡轮转子在所述瞬态加速阶段期间和稳态速度中的温度的数据，并计算在所述瞬态加速阶段期间和所述稳态速度中所确定的所述温度数据之间的相对温度偏差；控制装置(58)，所述控制装置构造成如果检测到所述瞬态加速阶段，并且如果所述相对温度偏差大于预先确定的最小温度偏差，则控制所述阀(44)以预先限定的高度/相对温度偏差查找表所限定的打开级别和打开时间打开，以将所述气流输送到所述涡轮环(34)。
8.如权利要求7所述的控制单元，其特征在于，所述预先限定的高度/相对温度偏差查找表为给定的成对值{高度；相对偏差(Tstab－Ttrans)/Tstab}提供参数值{X,Y(i),Z(i)}，其中：X限定阀必须在其之后打开的时间限制，Z(i)限定用于给定稳定期i的阀打开级别，Y(i)限定用于所述稳定期i和所述打开级别Z(i)的阀打开时间。
9.如权利要求7或8所述的控制单元，其特征在于，所述阀(44)是意图在没有电源的情况下保持在关闭位置的位置调节阀，其位置可以包括在0％(完全关闭)和100％(完全打开)之间，0％对应于关闭的阀。
10.一种燃气涡轮飞行器发动机(10)，包括如权利要求7至9中任一项所述的控制单元(50)和至少一个阀(44)，以作用于朝向所述涡轮环(34)引导的气流，并且其中所述阀(44)由所述控制装置(58)控制。
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