JP2011508155A - ファンの失速検出システム - Google Patents

Abstract

ロータにおける失速の開始を検出するためのシステムが開示される。システムは、ロータ上で円周方向に配置されたブレード列の先端から、半径方向外側に離間されて位置する静的コンポーネント上に配置されたセンサであって、ブレード先端の近傍位置における流れパラメータに対応する入力信号を生成することのできるセンサと、ロータ速度信号を生成できる制御システムと、入力信号およびロータ速度信号を受け取ることができ、安定性相関信号を生成する相関プロセッサとを備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ファンなど、その圧縮システムにおける失速を検出するためのシステムに関する。

ターボファン航空機ガスタービンエンジンでは、動作中に、空気は、ファンモジュール、ブースタモジュール、および圧縮モジュールを備える圧縮システム中で加圧される。大型のターボファンエンジンでは、ファンモジュールを通過する空気は、大部分がバイパスストリームに入り、飛行中の航空機を推進するために必要な推力の大部分を生成するために使用される。ブースタモジュールおよび圧縮モジュールを通って運ばれた空気は、燃焼器中で燃料と混合され、点火されて、高温の燃焼ガスを生成し、それはタービン段を通って流れ、そのガスからエネルギーを取り出してファン、ブースタ、および圧縮機ロータを作動させる。ファン、ブースタ、および圧縮機モジュールは、一連のロータ段およびステータ段を有する。ファンおよびブースタロータは、通常、低圧タービンにより駆動され、圧縮機ロータは、高圧タービンにより駆動される。ファンおよびブースタロータは、空気力学的に圧縮機ロータに結合されるが、これらは、通常、異なる機械的速度で動作する。

広範囲な作動条件で動作できることは、ファン、ブースタ、および圧縮機などの圧縮システムの設計における基本的な要件である。進んだ航空機における最近の開発では、機体内に埋め込まれたエンジンを使用することが必要となっており、空気は、吸気口の空気流に厳しいディストーションを生ずる特有の幾何形状を有する吸気口を通ってエンジン中に流入する。これらのエンジンのいくつかはまた、これらのエンジンの動作性を制限する固定面積の排気ノズルを有する可能性がある。これらの圧縮システムを設計するときに基本となるのは、離陸、巡航、および着陸の運行に関する飛行エンベロープ全体に対して十分な失速マージンを持たせて空気を圧縮するときの効率である。しかし、圧縮効率および失速マージンは、普通は逆の関係にあり、効率の増加は、通常、失速マージンの減少に対応する。失速マージンと効率との競合する要件は、飛行エンベロープを通して、高レベルの安定性マージンをなお必要としながら、厳しいインレットディストーション、固定面積ノズル、および増加する補助動力抽出などの困難な動作条件の下で動作する高性能ジェットエンジンでは、特に、要求が厳しい。

失速は、一般に、ファン、圧縮機、およびブースタなど、圧縮システムのロータのブレード先端における流れの崩壊（ｂｒｅａｋｄｏｗｎ）により生ずる。ガスタービンエンジンの圧縮システムのロータでは、回転するブレード先端と、そのブレード先端を囲む静止したケーシングまたはシュラウドとの間に先端隙間が存在する。エンジンの動作中、空気は、ブレードの圧力面から、先端隙間を通って負圧面へと漏れる。これらの漏れ流れは、ブレードの先端領域で渦を形成させる可能性がある。先端の渦は、圧縮システムに流入する空気に厳しいインレットディストーションが生じたとき、またはエンジンが絞られたとき、成長しかつ広がるおそれがあり、圧縮機を失速させて、重大な動作性の問題および性能損失を生ずることになる。

英国特許第２１９１６０６号

したがって、ファンにおける流れの不安定性など、動的な過程を測定し、かつ制御する機能を有することは望ましいはずである。ブレード先端近傍の動圧など、流れの不安定性の開始に関係するエンジンパラメータを測定し、測定されたデータを処理して、多段式ファンなど、圧縮システムの段における失速の開始を予測することのできるシステムを有することは望ましいはずである。飛行エンベロープの限界点におけるいくつかの飛行操作（ｍａｎｅｕｖｅｒ）に対して、測定システムの出力に基づき圧縮システムの失速を軽減して、失速またはサージを生ずることなく操作を完了できるシステムを有することもまた望ましいはずである。

前述の１つまたは複数の必要性は、ロータにおける失速の開始を検出するためのシステムを提供する例示的な実施形態により満たすことができる。そのシステムは、ロータ上で円周方向に配置されたブレード列の先端から、半径方向外側に離間されて位置する静的なコンポーネント上に配置されたセンサであって、ブレード先端の近傍位置における流れパラメータに対応する入力信号を生成することができるセンサと、ロータ速度信号を生成できる制御システムと、入力信号およびロータ速度信号を受け取ることができ、安定性相関信号を生成する相関プロセッサとを備える。

他の実施形態では、多段式ファンロータにおける失速の開始を検出するためのシステムは、ファンのブレード列の先端を囲むケーシング上に位置する圧力センサであって、ファンのブレード先端の近傍位置における動圧に対応する入力信号を生成できる圧力センサを備える。

本発明と見なされる主題は、本明細書の終わりの部分において具体的に指摘され、かつ明確に特許請求される。しかし、本発明は、添付の図面と共に以下の説明を参照することにより、最もよく理解することができる。

本発明の例示的な実施形態によるガスタービンエンジンの概略の横断面図である。 図１で示すガスタービンエンジンのファンセクションの一部を拡大した横断面図である。 図１で示すガスタービンエンジンにおける圧縮システムの例示的な作動線図である。 図４ａは、ファン段においてブレード先端渦を有する領域の形成を示す図であり、図４ｂは、図４ａで示すブレード先端渦の広がりを示す図であり、図４ｃは、失速中のブレード先端領域における渦の流れを示す図である。 失速検出システムの例示的な実施形態を有するファンの先端領域の概略的な横断面図である。 失速検出システムのための複数のセンサの例示的な配置を概略的に示す図である。

様々な図を通して、同一の参照番号が同様のエレメントを示している諸図面を参照すると、図１は、本発明の例示的な実施形態を組み込む例示的なターボファンガスタービンエンジン１０を示す。それは、エンジン中心軸８と、周囲空気１４を受け取るファンセクション１２と、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８と、高圧タービン（ＨＰＴ）２２を介して下流へと流れる燃焼ガス流を生成するために、ＨＰＣ１８により加圧された空気と燃料を混合する燃焼器２０と、エンジン１０からの燃焼ガスがそこから放出される低圧タービン（ＬＴＰ）２４とを備える。多くのエンジンは、ファンセクションとＨＰＣの間に取り付けられたブースタ、または低圧圧縮機（図１には示されていない）を有する。ファンセクション１２を通過する空気の一部は、ファンセクション１２と高圧圧縮機１８の間に入口またはスプリッタ２３を有するバイパスダクト２１を通り、高圧圧縮機１８の周囲を迂回する。ＨＰＴ２２はＨＰＣ１８に結合されて、実質的に、高圧ロータ２９を形成する。低圧シャフト２８は、ＬＰＴ２４を、ファンセクション１２に、また使用される場合はブースタに結合する。第２のもしくは低圧シャフト２８は、第１のもしくは高圧ロータと同軸に、かつその半径方向内側に、回転可能に配置される。図１および２で示される本発明の例示的な実施形態では、ファンセクション１２は、多くのガスタービンエンジンと同様に、多段式のファンロータを有しており、第１、第２、および第３のファンロータ段１２ａ、１２ｂ、および１２ｃで、それぞれ示されている。

通過して流れる空気を加圧するファンセクション１２は、長手方向の中心線軸８に関して軸対称である。ファンセクション１２は、複数の入口案内翼（ＩＧＶ）３０と、長手方向の中心線軸８の周りに円周方向に配置された複数の静翼３１とを含む。ファンセクション１２の複数のファンロータ段１２は、任意の従来方法により、個々のディスクの形、または一体のブリスクの形、または環状のドラムの形の対応するロータハブ３９ａ、３９ｂ、３９ｃから半径方向外側に延びる対応するファンのロータブレード４０ａ、４０ｂ、４０ｃを有する。

ファンロータ段１２ａ、１２ｂ、１２ｃと協働しているのは、複数の円周方向に離間されて位置する静翼３１ａ、３１ｂ、３１ｃを備える対応するステータ段である。静翼およびロータブレードの構成を図２に示す。ロータブレード４０および静翼３１は、軸方向の段で成功裡に空気流を加圧するための対応する空気力学的プロフィルまたは輪郭を有するエーロフォイルを形成する。各ファンのロータブレード４０は、翼根部４５から翼端部４６へと半径方向外側に延びるエーロフォイル３４と、圧力面４３と、負圧面４４と、前縁部４１と、後縁部４２とを備える。エーロフォイル３４は、前縁部４１と後縁部４２の間で翼弦方向に延びる。エーロフォイル３４の翼弦Ｃは、ブレードの各半径方向横断面における前縁部４１と後縁部４２の間の長さである。エーロフォイル３４の圧力面４３は、概してファンロータの回転方向に面しており、負圧面４４は、エーロフォイルのもう一方の側にある。前段のロータブレード４０は、ロータブレード先端を囲む環状ケーシング５０内を回転する。後段のロータブレードは、通常、ブレード先端４６の周りに円周方向に配置されたシュラウドセグメント５１により形成された環状通路内で回転する。動作においては、空気の圧力は、空気がステータおよびロータのエーロフォイルを通って減速し、かつ拡散するにつれて増加する。

例示的なガスタービンエンジン１０におけるファンセクション１２などの例示的な圧縮システムの作動線図が、Ｘ軸に沿った入口修正流量、およびＹ軸の圧力比を用いて図３で示されている。作動線１１４、１１６、および失速線１１２が、一定速度線１２２、１２４と共に示されている。線１２４は低速の線を表し、また線１２２は高速の線を表している。圧縮システムが、一定速度線１２４などの一定速度で絞られたとき、入口修正流量は減少するが、圧力比は増加し、圧縮システムの動作は、失速線１１２のより近くに移動する。各作動状態は、それに対応する圧縮機効率を有しており、所与の圧力比を達成するために必要な実際の仕事入力に対する、理想的な（等エントロピーの）圧縮機仕事入力の比として従来定義されている。各作動状態の圧縮機効率は、図３で示された項目１１８、１２０など一定効率の等高線の形で作動線図上にプロットされる。性能線図は、最小の等高線１２０として図３で示されているピーク効率の領域を有しており、可能な限り、ピーク効率の領域内で圧縮システムを動作させることが望ましい。ファンセクション１２に入る入口空気流１４における流れのディストーションは、空気が、ファンブレード（および圧縮システムのブレード）により圧縮されると、流れの不安定性を生ずる傾向があり、また失速線１１２がより低く下がる傾向がある。本明細書で次にさらに説明するように、本発明の例示的な実施形態は、流れのディストーションなどから、ファンセクション１２における流れの不安定性を検出し、かつファンセクションからの情報を処理して、ファンロータ中の差し迫った失速を予測するためのシステムを提供する。本明細書で示される本発明の諸実施形態は、必要に応じて応答することのできるエンジン中の他のシステムに、ファンロータおよび他の圧縮システムの失速マージンを管理できるようにする。

入口流れのディストーションによるファンロータの失速、および絞られた他の圧縮システムにおける失速は、図２で示すファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃなど、ロータの先端領域５２における流れの崩壊により生ずることが知られている。この先端流れの崩壊は、計算流体力学解析に基づき負の軸流速度を有する領域の等高線プロットとして図４ａ、４ｂ、および４ｃで概略的に示された先端漏れ渦と関連する。先端漏れ渦２００は、まず、前縁部４１付近のロータのブレード先端４６で開始する。この渦２００の領域では、負の軸流速度を有する流れが存在する、すなわち、この領域における流れは、流れの本体に対抗するものであり、非常に望ましくないものである。妨げられない限り、先端渦２００は、図４ｂで示すように、軸方向で後方に、かつブレード負圧面４４から隣接するブレード圧力面４３へと接線方向に伝播する。渦が、圧力表面４３に達すると、図４ｃで示すように、ブレード間の先端で閉塞領域に集まる傾向があり、高い損失を生ずる。入口流れのディストーションがひどくなると、または圧縮システムが絞られると、その閉塞部は、隣接するブレード間の流路内でますます大きくなり、最後には、ロータの圧力比をその設計レベル未満に低下させるほど大きくなって、ファンロータを失速させることになる。失速に近づくと、ブレード通路の流れ場構造の挙動、特に、ブレード先端隙間の渦の軌跡は、軸方向に対して垂直であり、先端隙間の渦２００は、図４ｃで示すように隣接するブレード４０の前縁部４１にまで及んでいる。渦２００は、図４ｃで示すように、ブレード４０の負圧面４４上の前縁部４１から始まり、隣接するブレード４０の圧力面上の前縁部４１の方向に移動する。

圧縮システムにおける流れの不安定性など、動的過程を制御するための機能は、連続的な測定法を用いるか、あるいは十分な数の別個の測定サンプルを用いて、その過程の特性を測定することが必要となる。安定性マージンが小さい、またはマージンが負である、飛行エンベロープの限界点におけるいくつかの飛行操作に対するファンの失速を軽減するために、直接的に使用可能な、または何らかの追加の処理を有するエンジンの流れパラメータがまず測定されて、図２で示す多段式ファンのある段の失速開始を予測する。

図２は、ガスタービンエンジン１０の圧縮段で、失速またはサージなどの空気力学的不安定性が開始するのを検出するためのシステム５００の例示的な実施形態を示している。図２で示す例示的な実施形態では、３段の第１のロータ１２ａ、１２ｂ、および１２ｃを備えるファンセクション１２が示されている。本発明の諸実施形態はまた、単段ファン、あるいは、高圧圧縮機１８、または低圧圧縮機もしくはブースタなど、ガスタービンエンジンにおける他の圧縮システム中で使用することもできる。本明細書で示す例示的な実施形態では、圧力センサ５０２は、エンジンの動作中、ファンのブレード先端４６の先端領域５２付近の局所的な動圧を測定するために使用される。流れパラメータを測定するために、単一のセンサ５０２を使用することができるが、長期間のエンジン動作中に、動作不能になりうるセンサがあるため、少なくとも２つのセンサ５０２を使用することが好ましい。図２で示す例示的な実施形態では、複数の圧力センサ５０２が、３つのファンロータ段１２ａ、１２ｂ、および１２ｃ全ての先端の周囲で使用されている。

図５で示す例示的な実施形態では、圧力センサ５０２が、ファンのブレード先端４６から、半径方向外側に離間されたケーシング５０上に配置されている。代替的には、圧力センサ５０２を、ブレード先端から半径方向外側に位置するシュラウドセグメント５１上に配置することもできる。ケーシング５０、または複数のシュラウド５１は、ブレード４７の列の先端を囲む。圧力センサ５０２は、図６で示すように、ケーシング５０またはシュラウド５１上で円周方向に配置される。ロータ段上に複数のセンサを用いる例示的な実施形態では、センサ５０２は、ケーシングまたはシュラウドにおいて実質的に直径上で反対の位置に配置される。

エンジンの動作中、ファンのブレード先端と、ケーシング５０もしくはシュラウド５１の間に有効な隙間４８が存在する（図５を参照）。センサ５０２は、ブレード先端４６付近のブレード先端領域５２における動圧など、流れパラメータに対応する入力信号５０４を実時間で生成することができる。ブレードが通過する周波数よりも高い応答能力を有する適切な高応答トランスデューサが使用される。通常、これらのトランスデューサは、１０００Ｈｚよりも高い応答能力を有する。本明細書で示す例示的な実施形態では、使用されるセンサ５０２は、Ｋｕｌｉｔｅ Ｓｅｍｉｃｏｎｄｕｃｔｏｒ Ｐｒｏｄｕｃｔｓ社による製品であった。例えば、ブレード通過周波数の約１０倍など、動圧測定の高周波数サンプリングを用いることが好ましい。

センサ５０２による流れパラメータの測定は、相関プロセッサ５１０により入力信号５０４として使用される信号を生成する。相関プロセッサ５１０はまた、図１、２、および５で示すように、ファンロータ１２ａ、１２ｂ、１２ｃの回転速度に対応するファンロータ速度信号５０６を入力として受け取る。本明細書で示す例示的な実施形態では、ファンロータ速度信号５０６は、ガスタービンエンジン中で使用される従来のエンジン制御システム７４により供給される。代替的には、ファンロータ速度信号５０６を、航空機エンジンで使用されるデジタル電子制御システム、またはＦＡＤＥＣ（Ｆｕｌｌ Ａｕｔｈｏｒｉｔｙ Ｄｉｇｉｔａｌ Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ Ｃｏｎｔｒｏｌ）システムにより供給することもできる。

相関プロセッサ５１０は、センサ５０２から入力信号５０４を、また制御システム７４からロータ速度信号５０６を受け取り、従来の数値的方法を用いて実時間で、安定性相関信号５１２を生成する。公開された文献で利用可能な自己相関法を使用することもできる。本明細書で示す例示的な実施形態では、相関プロセッサ５１０アルゴリズムは、サイクル同期化のために、エンジン制御からの既存の速度信号を使用する。ロータのブレード先端全体の個々の圧力トランスデューサに対して相関測度が計算される。本明細書で前述した例示的な実施形態における自己相関システムは、２００ＫＨｚの周波数で、圧力センサ５０２から信号をサンプリングしている。この比較的高いサンプリング周波数値は、データが、ファンブレード４０の通過周波数の少なくとも１０倍のレートでサンプリングされることを保証する。７２個のサンプルのウィンドウが自己相関を計算するために使用されて、作動線１１６に沿って１（ｕｎｉｔｙ）に近い値を示し、また動作が失速／サージ線１１２に近づくとゼロの方向に下がる（図３を参照）。特定のファン段１２ａ、１２ｂ、１２ｃに対して安定性マージンがゼロに近づいたとき、その特定のファン段は、失速寸前であり、相関測度は最小となる。圧縮システムにおける失速またはサージを回避するように設計されたシステムでは、相関測度が、選択され事前に設定された閾値レベル未満に低下すると、安定性管理システムは、安定性相関信号５１２を受け取り、電気信号を、例えば、ＦＡＤＥＣシステムなどのエンジン制御システムに送り、そのシステムは、次いで、エンジンをサージから遠ざけるのに利用可能な装置を用いて、修正アクションを取ることができる。本明細書で示された例示的な実施形態における空気力学的安定性レベルを評価するために相関プロセッサ５１０により使用される方法は、論文「Development and Demonstration of a Stability Management System for Gas Turbine Engines」、GT2006 ASME Turbo Expo 2006の論文集、GT2006-90324で述べられている。

図５は、ブレード４０のブレード先端の翼弦中央付近のケーシング５０に位置するセンサ５０２を用いる本発明の例示的な実施形態を概略的に示す。センサは、ファンのブレード先端４６とケーシング５０の内側表面５３との間の隙間４８における空気の動圧を測定できるように、ケーシング５０中に配置される。例示的な一実施形態では、センサ５０２は、ケーシング５０中の環状溝部５４に配置される。他の例示的な実施形態では、例えば、先端流れを修正して安定させるなどのために、ケーシング５０中に複数の環状溝部５４を有することも可能である。複数の溝部が存在する場合、圧力センサ５０２は、本明細書で開示されたものと同様の原理および例を用いて、これらの溝部のいくつかの内部に配置される。図５で、センサは、ケーシング５０中に位置するものとして示されているが、他の実施形態では、圧力センサ５０２を、ブレード先端４６から、半径方向外側に、かつ離れて位置するシュラウド５１中に配置することもできる。さらに、圧力センサ５０２は、ブレード４０の前縁部４１の先端または後縁部４２の先端付近のケーシング５０（またはシュラウド５１）中に位置することもできる。

図６は、図２で示す項目４０ａなどのファン段において複数のセンサ５０２を使用する本発明の例示的な実施形態を概略的に示している。複数のセンサ５０２は、センサ５０２の各対が、実質的に直径上で反対側に位置するように、ケーシング５０（またはシュラウド５１）中で円周方向に配置される。相関プロセッサ５１０は、これらのセンサの対から入力信号５０４を受け取り、各対からの信号を一緒に処理する。ある対における直径上で反対側のセンサから測定されたデータにおける差は、エンジンの入口流れのディストーションによるファンの失速の開始を検出するための安定性相関信号５１２を作成する上で特に有用となりうる。

この記載された説明は、最適な形態を含む本発明を開示するために、また当業者が本発明を製作しかつ使用することを可能にするために諸例を使用している。本発明の特許性のある範囲は、特許請求の範囲により定義されるが、当業者が想到する他の例を含むこともできる。このような他の例は、それらが、特許請求の範囲の文言と異ならない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言とは本質的ではない差を有する均等な構造的要素を含む場合、特許請求の範囲に含まれることが意図される。

８ エンジン中心軸
１０ ガスタービンエンジン
１２ ファンセクション
１２ａ〜ｃ ファンロータ段
１４ 周囲空気
１８ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
２０ 燃焼器
２１ バイパスダクト
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２３ スプリッタ
２４ 低圧タービン（ＬＴＰ）
２８ 低圧シャフト
２９ 高圧ロータ
３０ 入口案内翼（ＩＧＶ）
３１ 静翼
３１ａ〜ｃ 静翼
３４ エーロフォイル
３９ａ〜ｃ ロータハブ
４０ ロータブレード、ファンブレード
４０ａ〜ｃ ロータブレード
４１ 前縁部
４２ 後縁部
４３ 圧力面
４４ 負圧面
４５ 翼根部
４６ ブレード先端
４７ ブレード
４８ 隙間
５０ ケーシング
５１ シュラウドセグメント
５２ ブレード先端領域
５３ 内側表面
５４ 溝部
７４ エンジン制御システム
１１２ 失速線
１１４ 作動線
１１６ 作動線
１１８ 項目
１２０ 項目、等高線
１２２ 一定速度線
１２４ 一定速度線
２００ 先端漏れ渦
５００ システム
５０２ 圧力センサ
５０４ 入力信号
５０６ ファンロータ速度信号
５１０ 相関プロセッサ
５１２ 安定性相関信号

Claims (21)

1. ロータにおける失速の開始を検出するためのシステムであって、
   前記ロータ上で円周方向に配置されたブレード列の先端から、半径方向外側に離間されて位置する静的コンポーネント上に配置されたセンサであり、前記ブレード先端の近傍位置における流れパラメータに対応する入力信号を生成できるセンサと、
   ロータ速度信号を生成できる制御システムと、
   前記入力信号および前記ロータ速度信号を受け取ることができ、安定性相関信号を生成する相関プロセッサと
   を備えるシステム。
2. 前記ブレード列の先端から、半径方向外側に離間されて位置する前記静的コンポーネント上に配置された複数のセンサをさらに備える、請求項１記載のシステム。
3. 前記センサが圧力センサである、請求項２記載のシステム。
4. 前記センサが、前記ブレード先端の近傍位置における動圧に対応する圧力信号を生成できる圧力センサである、請求項２記載のシステム。
5. 前記ロータの回転軸の周りにあり、かつ前記ブレード列の先端から半径方向外側に離間されて位置する前記静的コンポーネント上で円周方向に配置された複数のセンサをさらに備える、請求項１記載のシステム。
6. 前記静的コンポーネントがケーシングである、請求項２記載のシステム。
7. 前記静的コンポーネントがシュラウドである、請求項２記載のシステム。
8. 前記ロータが、複数のファンロータを備える、請求項１乃至７のいずれか１項記載のシステム。
9. 前記センサが、ブレードの翼弦中央に対応する前記静的構造上の位置に配置される、請求項１乃至８のいずれか１項記載のシステム。
10. 前記センサが、ブレードの前縁部に対応する前記静的構造上の位置に配置される、請求項１記載のシステム。
11. ファンロータにおける失速の開始を検出するためのシステムであって、
    ファンのブレード列の先端を囲む静的なコンポーネント上に位置する圧力センサであり、前記ブレード先端の近傍位置における動圧に対応する入力信号を生成できる圧力センサと、
    ファンロータの速度信号を生成できる制御システムと、
    前記入力信号および前記ファンの速度信号を受け取ることができ、安定性相関信号を生成する相関プロセッサと
    を備えるシステム。
12. 複数のファンロータをさらに備え、複数の圧力センサが、少なくとも２つのファンロータのファンブレード列の先端を囲む前記静的なコンポーネント上に配置される、請求項１１記載のシステム。
13. 前記ロータの回転軸の周りにあり、かつファンの前記ブレード列の先端から半径方向外側に離間されて位置する前記静的なコンポーネント上で円周方向に配置された複数のセンサをさらに備える、請求項１１記載のシステム。
14. ファンのブレード先端が、前記圧力信号の前記生成中、超音速で動作する、請求項１１乃至１３のいずれか１項記載のシステム。
15. 前記相関プロセッサが、相関信号を生成するために、複数の圧力センサからの前記入力信号と、前記ロータ速度信号とを受け取る、請求項１１乃至１４のいずれか１項記載のシステム。
16. 前記相関プロセッサが、複数の圧力センサからの前記入力信号と、前記ロータ速度信号とに基づいて相関信号を生成する、請求項１１乃至１４のいずれか１項記載のシステム。
17. 前記相関プロセッサが、少なくとも２つのファンロータのファンのブレード列の先端を囲む前記静的なコンポーネント上に位置する圧力センサからの前記入力信号に基づいて相関信号を生成する、請求項１１乃至１４のいずれか１項記載のシステム。
18. 前記静的なコンポーネントがケーシングである、請求項１１乃至１７のいずれか１項記載のシステム。
19. 前記静的なコンポーネントがシュラウドである、請求項１１乃至１７のいずれか１項記載のシステム。
20. 前記センサが、ファンのブレードの翼弦中央に対応する前記静的な構造上の位置に配置される、請求項１１記載のシステム。
21. 前記センサが、ファンのブレードの前縁部に対応する前記静的な構造上の位置に配置される、請求項１１記載のシステム。

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