JP2017155744A - 配管故障検知方法及びシステム - Google Patents

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Abstract

【課題】ガスタービンエンジンにおいて、破損した配管/冷却マニフォールドを通る空気流を無駄にすることにより燃費を犠牲にすることなく、タービンセクションへの冷却気量を、必要とされるだけ、絶えず調節させることが可能な配管故障検知システムを提供する。
【解決手段】配管故障検知システム200は、圧縮機セクション112からタービンセクション114へ冷却気を導くよう構成された冷却マニフォールド202を具備する。冷却マニフォールドは、少なくとも二つの冷却配管と、配管破損を示す動作状態を検知するよう構成されたセンサ214と、センサによって検知された動作状態に応じて、冷却マニフォールドを通る冷却気量を制御するよう構成されたコントローラとを具備する。
【選択図】図2

Description

本発明は、、ガスタービンエンジンに関し、さらに特には、エンジン冷却システムが装備されたガスタービンエンジンに関する。
多数の既知のガスタービンエンジンは、圧縮機セクション下流のエンジン燃焼器及びタービンの作動によって生じる高温を低減するため、エンジンの圧縮機セクションから冷却気を抽出し、その冷却気をエンジンのタービンセクションへ導くコンパートメント冷却システムを装備する。冷却システムは典型的に、複数の配管に分けられる冷却マニフォールドを具備する。割れ、あるいは破損によって配管が故障し、それによって、それを通る冷却気が十分に送達されない場合でも、冷却気は残りの配管によって供給される。マニフォールド配管は、圧縮機から空気流を抜き取り、タービンを冷却する。しかしながら、故障した配管に対応するために、各配管を通る余剰空気流を抜き出すことは、飛行中のガスタービンエンジンの空力燃費を下げる。圧縮機によって作られるエネルギーが、エンジン推力を生みだすのではなく、冷却するために使用される。
少なくともいくつかの既知の配管故障検知システムは、破損を検知するため、冷却マニフォールド配管に沿ってセンサを配置しようとしてきた。しかしながら、ガスタービンエンジンの熱力学的に堅牢な環境は、監視のためにこれらの従来のセンサが配置される配管よりも頻繁に、これらの従来のセンサを故障させてきた。センサと配管自体の間の、こうした異種の故障率により、配管故障について偽陽性の読み取りを生じさせるか、又は配管故障を全体的に検知できなくなる。
米国特許第3788141号公報
一様態では、配管故障検知システムは、圧縮機及びタービンを具備するガスタービンエンジンに提供される。配管故障検知システムは、圧縮機からタービンへ、冷却気を導くよう構成された冷却マニフォールドを具備する。冷却マニフォールドは、少なくとも二つの冷却配管と、配管破損を示す動作状態を検知するよう構成されたセンサと、センサによって検知された動作状態に応じて、冷却マニフォールドを通る冷却気量を制御するよう構成されたコントローラとを具備する。
別様態では、ガスタービンエンジンの配管故障を検知する方法が提供される。本方法は、ガスタービンエンジン内で動力を生成することと、ガスタービンエンジン内の異なる位置に配置された少なくとも二つのセンサからのセンサデータを測定することと、その少なくとも二つのセンサからの測定センサデータとルックアップテーブルの記憶データを比較することと、その比較に基づいて警告シグナルを送信すること、を含む。
さらに別の様態では、ガスタービンエンジンは、圧縮機、タービン、冷却マニフォールド、センサ、及びコントローラを具備する。冷却マニフォールドは、圧縮機からタービンへ冷却気を導くよう構成され、少なくとも二つの冷却配管を具備する。センサは、第1位置の第1操作パラメータと、第1位置とは異なる第2位置の第2操作パラメータの差異を検知するよう構成される。コントローラは、センサによって検知された差異に応じて、冷却マニフォールドを通る冷却気の量を制御するよう構成される。
本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、本開示のこれらおよび他の特徴、態様、および利点は、以下の詳細な説明を、添付の図面を参照して読むと、よりよく理解されるであろう。図面中、同様の符号は同様の部分を表し、ここで:
図1は、本開示の例示的実施形態における例示的ガスタービンエンジンの概略図である。 図2は、図1に示されるガスタービンエンジンと活用され得る配管故障検知システムの斜視図である。 図3は、図1及び2に示される配管故障検知システムの別の実施形態のロジックプロセスのフローチャート図である。
他に示されない限り、本明細書で提供される図面は、本開示の実施形態の特徴を説明することを意味する。これらの特徴は、本開示の1つ以上の実施形態を含む多種多様なシステムに適用可能であると考えられる。このように、図面は、本明細書で開示された実施形態の実施に必要とされる当業者に知られている全ての従来の特徴を含むことを意味するものではない。
以下の明細書および特許請求の範囲において、数々の用語に言及するが、これらは以下の意味を有すると定義される。
単数形「a」、「an」及び「the」は、文脈が明確にそれ以外を示してない限り、複数の言及を含む。
「任意の(optional)」または「任意に(optionally)」は、その後に記載される事象または状況が起こっても起こらなくてもよいことを意味し、その記載には、事象が起こる例および起こらない例が含まれる。
本明細書および特許請求の範囲を通じて使用される言語の近似は、それが関連する基本機能に変化をもたらさずに許容可能な程度に変化し得る任意の定量的表現を修正するために適用され得る。従って、用語「約(about)」、「およそ(approximately)」および「実質的に(substantially)」などの用語によって修飾された値は、指定された正確な値に限定されない。少なくともいくつかの例では、近似言語は、値を測定するための機器の精度に対応することができる。本明細書および明細書および特許請求の範囲を通して、範囲の制限を組み合わせることおよび/または交換することができる;そのような範囲は特定され、文脈または言語がそうでないことを示さない限り、それに含まれる全ての部分範囲を含む。
以下の詳細な説明は、限定的でなく、例として本開示の実施形態を示す。本開示は、ガスタービンエンジンにおける配管故障の検知及び補償に対して一般的な適用性を有することが考えられる。
以下の説明は、添付の図面を参照するが、そこで反対の表現がない場合には、異なる図面の同じ番号は、類似の要素をあらわす。
図1は、本開示の例示的な実施形態によるガスタービンエンジン100の概略断面図である。例示的実施形態では、ガスタービンエンジン100は高バイパスターボファンジェットエンジンに組み込まれている。図1に示すように、ガスタービンエンジン100は、軸方向A(参照陽に提供された長手方向軸102に平行に延びる)と、径方向Rを画定する。一般に、ガスタービンエンジン100は、ファンセクション104と、ファンセクション104から下流に配置されるコアエンジン106を具備する。
例示的実施形態では、コアエンジン106は、環状入口110を画定する、ほぼ管状の外部ケーシング108を具備する。外部ケーシング108は、直列流れ関係で、圧縮機セクション112及びタービンセクション114を収納する。圧縮機セクション112は、直列流れ関係で、低圧(LP)圧縮機又はブースタ116、高圧(HP)圧縮機118、及び燃焼セクション120を具備する。タービンセクション114は、直列流れ関係で、HPタービン122、LPタービン124、及びジェット排気ノズルセクション126を具備する。HPシャフト又はスプール128は、HPタービン122をHP圧縮機118に駆動的に連結する。LPシャフト又はスプール130は、LPタービン124をLP圧縮機116に駆動的に連結する。圧縮機セクション、燃焼セクション120、タービンセクション、及びノズルセクション126は共に、コア空気流路132を画定する。
例示的実施形態では、ファンセクション104は、離間した関係でディスク138に結合される複数のファン動翼136を有するファン又は可変ピッチファン134を具備する。ファン動翼136は、ディスク138から径方向外側に延在する。各ファン動翼136は、ファン動翼136が、ファン動翼136のピッチを変化させるよう構成された適切なピッチ変更機構(PCM)140に動作可能に結合されることによって、ピッチ軸Pを中心にディスク138に対して回転可能である。他の実施形態では、PCM140は、ファン動翼136のピッチをまとめて一斉に変更するように構成される。ファン動翼136、ディスク138、及びPCM140は、パワーギアボックス142を横切って、LPシャフト130によって、長手方向軸102を中心に共に回転可能である。パワーギアボックス142は、LPシャフト130に対する可変ピッチファン134の回転速度をより効率的な回転ファン速度に調整するための複数のギア(図示なし)を具備する。
ディスク138は、ファン動翼136を通る空気流を促進させるよう空気力学的に輪郭形成された回転フロントハブ144によって覆われている。さらに、ファンセクション104は、可変ピッチファン134及び/又は少なくともコアエンジン106の一部分を円周方向に囲む、環状ファンケーシング又は外部ナセル146を具備する。例示的実施形態では、環状ファンケーシング146は、円周方向に離間した複数の出口ガイド翼148によって、コアエンジン106に対して支持されるように構成される。さらに、環状ファンケーシング146の下流セクション150は、そのの間にバイパス空気流路152を画定するため、コアエンジン106の外側部分に亘り延在し得る。
ガスタービンエンジン100の作動中、空気の量154は、環状ファンケーシング146及び/又はファンセクション104の関連入口156を通りガスタービンエンジン100に入る。空気の量154がファン動翼136を横切って通過する際、空気の量154の第1部分158は、バイパス空気流路152に導かれるか、又は経路決定され、 空気の量154の第2部分160は、コア空気流路132、又はより具体的にはLP圧縮機116へ導かれるか、又は経路決定される。第1部分158と第2部分160の間の比は、一般にバイパス比と呼ばれる。第2部分160の圧力はさらに、HP圧縮機118を通って燃焼セクション120へ経路決定される際に増加し、ここでそれが燃料と混合されて燃焼し、燃焼ガス162を供給する。
燃焼ガス162は、HPタービン122を通って経路決定され、ここで燃焼ガス162からの熱及び/又は運動エネルギーの一部が、外部ケーシング108に結合されるHPタービン静翼164と、HPシャフト128に結合される複数のHPタービン動翼166との連続段を介して抽出され、それによってHPシャフト128を回転させ、さらにHP圧縮機118の回転を駆動する。燃焼ガス162はさらに、LPタービン124を通って経路決定され、ここで熱及び/又は運動エネルギーの第2部分が、外部ケーシング108に結合される複数のLPタービン静翼168と、LPシャフト130に結合される複数のLPタービン動翼170との連続段を介して、燃焼ガス162から抽出され、LPシャフト130及びLP圧縮機116の回転及び/又は可変ピッチファン134の回転を駆動する。
燃焼ガス162は、次に、コアエンジン106のジェット排気ノズルセクション126を通って経路決定され、推進力を供給する。同時に、第1部分158の圧力は、第1部分158が、ガスタービンエンジン100のファンノズル排気セクション172から排出される前に、バイパス空気流路152を通って経路決定される際に、実質的に増加し、また、推進力を提供する。HPタービン122、LPタービン124、及びジェット排気ノズルセクション126は少なくとも部分的に、コアエンジン106を通って燃焼ガス162を経路決定する高温ガス流路174を画定する。
例示的実施形態では、ガスタービンエンジン100は制御システム176を具備する。制御システム176は、例えば操作パラメータセンサ180(A)といった、複数の操作パラメータセンサ180からの測定値を(データ入力178として)受取り、それらは、例えば燃焼セクション120に燃料を供給する燃料ライン182からの流量を含む、操作パラメータを測定するよう構成される。制御システム176は、さらに又はあるいは、例えば操作パラメータセンサ180(B)からの、ファンセクション104の速度及び/又はエンジン圧力比(EPR)といった操作パラメータを測定するよう構成される。
例示的実施形態では、制御システム176はアクチュエータ(図示なし)を具備し、データ出力184から構成され、さらに、受け取ったデータ出力184に基づき、例えば圧縮機118の静翼164といった、可変静翼の位置を調節する。制御システム176はさらに、プロセッサ186を具備し、それが操作パラメータセンサ180(A)、180(B)、〜180(N)及び/又はアクチュエータ(図示なし)に動作可能に結合される。制御システム176はさらに、記憶媒体188を具備し、それはまた、プロセッサ186に動作可能に結合される。記憶媒体188は、プロセッサ176によって実行可能である、機械可読指示190と、プロセッサ206によってアクセス可能である、ルックアップテーブル192とを具備する(図3に関して以下にに詳しく述べられる)。別の実施形態では、ルックアップテーブル192は、「バーチャルセンサ」として言及されることがある、モデリングソフトウェアを具備する。
例示的実施形態によると、制御システム176はさらに、燃料ライン182の流量を、すなわちデータ出力184からの受信シグナルを通して制御し、ファンセクション104への所望の回転速度及び/又は所望のEPRを提供するように構成される。作動例では、データ出力204の最適値は、例えば所望のファン速度及び/又は所望のEPRといった、所望の出力を実質的に維持する、最小燃料流量に対応する静翼164の位置を制御する制御シグナルとなり得る。別の作動例では、制御システム176は、燃焼セクション120まわりの、圧縮機セクション112とタービンセクション114の間の冷却流量(図2から4に関して下記で詳しく述べられる)を確立及び/又は維持するため、操作パラメータセンサ200の測定値からのデータ入力178を監視する。操作パラメータセンサはさらに、これらに限定されないが、排出ガス温度、コア速度、及び圧縮機出口圧力を検知するよう、ガスタービンエンジン100全体にわたって配置され得る。
ガスタービンエンジン100は、単に一例として、図1に示される。他の例示的実施形態では、ガスタービンエンジン100は、例えばターボプロップエンジンを含む、他の適切な構成を有することができる。
図2は、図1に示されるガスタービンエンジン100及び、圧縮機セクション、すなわち圧縮機セクション112と、タービンセクション、すなわちタービンセクション114とを含む、その他のガスタービンエンジンと共に活用し得る、配管故障検知システム200の斜視図である。圧縮機セクション112はまた、「コールドセクション」と言及される場合があり、タービンセクション114は「ホットセクション」と言及される場合がある。図1及び本適用を通したその他の図面に関して、異なる図面における同じ参照記号の使用は、説明を目的とした、同類又は同一の例示的要素を示す。
配管故障検知システム200は冷却マニフォールド202を具備する。例示的実施形態では、冷却マニフォールド202は、少なくとも三つ又は四つの冷却マニフォールド202(A)、202(B)〜202(N)であり、 冷却気、すなわち、図1に示される、圧縮機セクション112からタービンセクション114への空気の部分160と、必要であれば、冷却マニフォールド202の一つの配管が破損又は故障した場合の追加冷却気の、均一な分配を提供する。冷却マニフォールド202の第1端部204は、圧縮機ポート206で圧縮機セクション112に外部接続し、冷却マニフォールド202の第2端部208は、タービンポート210でタービンセクション114に外部接続する。説明された例では、冷却マニフォールド202の第2端部208は、二つの部分212(A)及び212(B)に分割する。
例示的実施形態では、配管故障検知システム200はさらに、圧力センサ214を具備する。圧力センサ214は、検出ライン220及び222によってそれぞれ、圧力センサ214との空気連通を提供する、第1圧力入力216と第2圧力入力218の間の圧力変化を測定する差動センサである。例示的実施形態によると, 検出ライン220、222は、冷却マニフォールド202よりもかなり小さい直径を有する大きさの細管である。説明された例では、冷却マニフォールド202は、約2から4インチの直径を有しているが、検出ライン220、222はそれぞれ、約4分の1インチの直径を有する。これらの例示的な大きさは、単に例示を目的として含まれており、限定を意味しない。
第1圧力入力216及び第2圧力入力218は、間の圧力変化を監視したい異なる開口部224にそれぞれ結合される。例えば、第1圧力入力216及び第2圧力入力218は、圧縮機セクション112及びタービンセクション114の間の圧力差異を監視するため、開口部224(A)及び224(B)に結合する。第2圧力センサ214とは別に、又はさらに、圧力変化は、開口部224(C)及び224(D)の間の一つの冷却マニフォールド202の長手方向に沿って監視され得る。圧力変化はまた、開口部224(E)及び224(F)にて、部分212(A)と212(B)の間の冷却マニフォールド202の第2端部208にわたり、監視され得る。
本例示的実施形態によると、複数の圧力センサ214は、圧縮機セクション112及びタービンセクション114の外周に、冷却マニフォールド202の配管に沿った多数の位置に沿って、又は二つの別の冷却マニフォールド202の間にでも、配置され得る。センサ出力226は、第1圧力入力216及び第2圧力入力218の間で測定された圧力差異がもしあれば、有線又は無線接続部228によって制御システム176へ、複数のデータ入力178のうちのひとつとして送信する。本構成では、圧力センサ214は、第1圧力入力216と第2圧力入力218の間で有意な圧力差異が起こると起動する、単一の圧力スイッチ(別途番号付けなし)になり得る。
別の実施形態では、個々の圧力センサ214は、各開口部224に配置され、個々の圧力センサ214はそれぞれ、接続部228によって制御システム176に直接通信する。この別の実施形態では、個々の圧力センサ214は、圧力変換器になり得り、高温及び/又は動的な燃焼ガスに近いことにより個々の圧力変換器へ起こり得る損傷を減らすよう、圧縮機セクション112及びタービンセクション114の、内側が熱力学的に堅牢な環境から、少なくともわずかに外側に位置する。例えば、タービンセクション112近くの圧力を監視する際は、圧力センサ214は、チェックバルブ(図示なし)の上流に配置されるべきである。同様に、検出ライン220、222は一般に、圧力の読み取りが所望されるエリアにできるだけ近いが、少なくとも、管類が過剰に熱せられない程度に十分離し、また、特定の個々の開口部224で圧力を伝えることができない状態であるべきである。
作動時に、通常の状態では、一つの冷却マニフォールド202に沿った、任意の二つの開口部の間の、又は、二つの異なる冷却マニフォールド202の間の二つの異なる開口部の間の圧力差異は、ほぼゼロ、すなわち、平方インチ当たり(psi)わずか数ポンドであるべきである。この圧力差異は、離陸のようなエンジン状態でも、均一に保持すべきであり、個々の冷却マニフォールド202は、配管を通る300psi又はそれ以上もの、空気流を受け得る。とは言え、冷却マニフォールド202の全長にわたって見られる圧力差異は、それでも比較的小さくあるべきである。
しかしながら、冷却マニフォールド202のいかなる部分も、一旦破損すれば、圧力センサ214は、破損の両側の、最も近い二つの開口部224の間で測定された圧力において、有意な増加を素早く検知するようになる。破損の大きさ並びに位置によって、測定される圧力差異は10psi、50psi、100psi、またはそれ以上にもなり得る。圧力センサ214の戦略的な配置により、配管破損の一般的な位置ならびにその規模は、検査や修理のためにガスタービンエンジン100全体を取り壊す必要なく、素早く簡単に判断され得る。圧縮機セクション112及びタービンセクション114の外側に分配される複数の圧力センサ214は、個々のセンサ故障の場合、お互いのバックアップシステムとして機能し得る。その場合、制御システム176は、第2圧力センサ214が同一の、又は有意に類似した、圧力増加を確認した場合に、配管破損が起こった、と登録のみを行うようになる。
有意な配管破損が個々の冷却マニフォールド202に存在していると判断される場合、制御システム176は、配管破損を受けた個々の冷却マニフォールド202からの冷却気の損失を補えるよう、個々のデータ出力184を送信し、電子制御バルブ230の開口部を制御し、タービンセクション114に流れる冷却気の量を増加させるようになる。従来のシステムは、冷却気を調節し、タービンセクションへの冷却気を常に最大にするバルブを有しておらず、プロセスにおいて燃費を犠牲にしている。しかしながら、ここに記述される例示的実施形態によると、タービンセクション114による必要に応じて、冷却マニフォールド202に空気流を十分供給することによって、燃費が最大となり、配管破損が検知された場合のみ、冷却流を増加させる。例示的実施形態では、電子制御バルブ230は、完全に閉じられた、又はほぼ完全に閉じられた状態から、部分的に開いた、又は完全に開いた状態まで、複数の位置が可能な調節バルブである。
別の実施形態では、各開口部224はさらに、又はあるいは、配管故障に敏感なパラメータにおける変化を検知するよう構成された、圧力センサ214以外の、一つ又は複数のセンサ(別途番号付けなし)を具備する。そのような追加の/別のセンサは、冷却マニフォールド202に沿った、温度センサ又は熱電対、振動センサ、連続性センサ、光ファイバセンサ、及び/又は、エンジン区画において圧力レベルの増加に敏感なポップアップセンサ又はドアのような、異なるタイプの圧力センサを具備するが、これらに限らない。この別の実施形態では、追加の/別のセンサはまた、個々の有線又は無線接続部228によってコントローラ176と通信し得る。
通常の作動状態の間は、ガスタービンエンジン100が、高い高度を、高速で、及び/又は低い周囲温度で巡航している場合、タービンセクション114を冷却するのに必要となる冷却気量は、離陸状態の間に要求されるであろう量よりも少ない。離陸時には、ガスタービンエンジン100は、巡航中よりもより高温に、よりなりやすくなる。配管故障検知システム200はしたがって、破損した配管/冷却マニフォールドを通る空気流を無駄にすることにより燃費を犠牲にする必要なく、タービンセクション114への冷却気量を、必要とされるだけ、絶えず調節させることが可能である。
図3は、図2及び3に示される配管故障検知システムの別の実施形態のロジックプロセス300のフローチャート図である。配管故障検知システム200が、圧力及び/又は追加センサを追加し、配管破損が起こったと判断するのに要求される、必要な測定情報を蓄積するのに対し、プロセス300は、図1に見られる、二つの目的を兼ねた測定用の既存の操作パラメータセンサ180を活用し、追加のハードウェアを必要とすることなく、同一の判断をすることができる。実際に、プロセス300は、図1に関して上述された、同一の測定データの操作パラメータセンサを活用し、破損もしくは故障した配管に対して監視をする。
例示的実施形態では、配管破損の大きさの関数として、差圧についてのテーブルデータが、物理学ベースの配管流モデルを使用して作成される。あるいは、上述の通り、ルックアップテーブル192は、物理学ベースのモデル又は、設計及びテストフェーズ期間に、ガスタービンエンジン100の様々な飛行条件、動力レベル、破損の大きさからデータを生成することによって作成又は校正される回帰モデルである。ルックアップテーブル192のデータ又はモデリングソフトウェアはまた、通常の作動状態から集められた実際のエンジンデータを使用して、校正され得る。設計及びテストフェーズでは、ガスタービンエンジン100の配管のいくつかにおいて制御バルブを使用する、模擬破損を有する冷却マニフォールド202を利用して、ガスタービンエンジン100を作動する。模擬的に割った配管はさらに、テスト中に大きさ及び位置を変化させることができ、それぞれの異なる模擬割れの大きさは、特定の差圧ならびに、例えばファン速度、コア速度、排気ガス温度等の、ガスタービンエンジン100の他のシステムに対して特徴的な変化パターンとして現れるようになる。こうしたパターンの変化はさらに、ルックアップテーブル、すなわち、図1の、制御システム176の記憶媒体188におけるルックアップテーブル192を形成する、可読データに変換される。図3に関して以下に記述される通り、制御システム176のプロセッサ186は、可読指示を実行し、それはまた、記憶媒体188に記憶され、通常のエンジン動作と、この記憶されたパターンデータを比較する。
具体的には、図3は、配管故障検知のための、ロジックプロセス300のフローチャート図を説明する。プロセス300はステップ302で開始する。ステップ302で、ガスタービンエンジン100が起動され、動力を生成する。ここに記述される例示的実施形態では、エンジンが完全作動している間に制御システム176によって通常の測定値がとられ、ガスタービンエンジン100のシャットダウンや分解は必要としない。ガスタービンエンジン100が完全作動すると、プロセス300はステップ304に進む。
ステップ304では、制御システム176が、個々の操作パラメータセンサ180から、及び操作パラメータセンサ180を通常監視するそれらの制御システム機能から別途、データを収集及び測定し、これらの測定値に基づいて、様々なエンジン部品の活動を操作する。これらの測定値が収集されると、プロセス300はステップ306に進む。ステップ306では、制御システム176が、ステップ304からの測定センサデータと、ルックアップテーブル192に記憶されたパターンデータを比較し、さらにステップ308に進む。ステップ308は、決定ステップである。ステップ308では、制御システム176が、リアルタイムでの測定センサデータと、ルックアップテーブル192からのパターンデータの比較が、十分な一致を作りだしているかどうか判断する。つまり、制御システム176は、 ガスタービンエンジン100の複数のセンサ及びシステムの測定操作パラメータが、配管破損又は故障を強く表示する記憶データパターンと一致するかどうか、判断する。
ステップ308において、制御システム176が、測定された操作パラメータが記憶された欠陥モードに一致しないと判断した場合、プロセス300はさらにステップ310に進み、それが、圧縮機セクション112及びタービンセクション114の間の冷却システムに対すて「通常の」動作状態であるという警告状態を、例えば、ガスタービンエンジン100と共に飛行する飛行機のコックピットへ、送る。プロセス300はさらに、ステップ304に戻り、ガスタービンエンジン100が動力を生成している間は、繰り返す。
ステップ308において、制御システム176が、測定した操作パラメータが記憶された欠陥モードに一致すると判断した場合、プロセス300はさらに、ステップ312に進み、それが、「配管故障警告」等の警告状態を、例えば、ガスタービンエンジン100と共に飛行する飛行機のコックピットへ、送る。例示的実施形態の一例では、警告状態はまた、配管破損又は故障の位置及び/又は深刻度を表示するものとする。本例において、配管故障警告が与えられると、プロセス300はさらにステップ304に戻り、ガスタービンエンジン100が動力を生成している間は、繰り返す。しかしながら、プロセス300は代わりに、ステップ304へ戻る前に、ステップ312から、任意選択のステップ314に進み得る。ステップ314では、配管故障が検知されると、制御システム176は、電子制御バルブ230のアクチュエータ(図示なし)に出力シグナル184を送り、冷却マニフォールド202を通る追加冷却気流を開放し、破損した配管を含む冷却マニフォールド202からの空気流の損失を補う。
さらには、図3に説明されるプロセスはまた、図2に関して記述される実施形態と協働して実施され得る。これらの個々の実施形態はそれぞれ、本例において、別の実施形態による故障配管判断のチェック、又は検証として作用する。ここに記述されるいくつかの実施形態は、全体として、又は部分的に、互いに独立して、又は共に協働して、作用し得る。
ガスタービンエンジンの配管故障検知システムの例示的実施形態は、上記に詳しく記述される。検知システム、およびそのようなシステムおよび部品装置を操作する方法は、本明細書に記載される特定の実施形態に限定されず、むしろ、本方法のシステム及び/又はステップの構成要素は、本明細書に記載される他の構成要素および/又はステップから独立して及び単独で利用され得る。むしろ、例示的実施形態は、冷却気流のリダイレクションを活用した冷却システムを実装するその他の機械用途と関連して実装され、活用され得る。
上述の、統合されたセンサ及び関連する検証システムは、厳しい環境における拡張運転を容易にする。具体的には、検証システム部品の有意な部分を、高温で回転可能な部品に、そういった部品の製造中に統合することにより、それらが製造された後にそれぞれのターボマシンへ挿入するための、高温で回転可能な部品を準備するのに費やされる時間と資源量が低減する。さらに、具体的には、ここに記述される、統合されたセンサ及び関連する検証システムは、センサの一部として統合される基板材料及び誘電体材料を具備し、その結果、センサが、既知のセンサを受け入れるには十分な基板及び誘電体材料を有さない部品上、又は部品の一部分上に配置され得る。センサと部品のそのような統合は、必要な基板及び/又は誘電体材料を、検証装置の特徴としてセンサに追加することを含み、そういったセンサの使用を妨げるであろう領域においてセンサの配置を容易にする。その結果、センサと部品のそのような統合は、部品上の最も適切で、所望される位置にセンサを配置することを容易にする。さらに、センサと高温で回転可能な部品のそのような統合は、複製を試みる非OEM(相手先ブランド製造者)企業に対するハードルが高めることになる。
本明細書で示した方法、システムおよび装置の例示的技術的効果としては、(a)そのような部品の製造中に部品内に検証システム装置を統合し、それによって、それらが製造された後にそれぞれのターボマシンに挿入するための部品を準備するのに費やされる時間及び資源量が低減し、(b)高温で回転可能な部品上の最も適切で、所望される位置においてセンサ部品の配置を容易にし、(c)精密なチップ特性を有しない、厳しい環境にセンサを置き、それによってより堅牢な検証装置を容易にし、(d)それらの部品の製造後には関連部品に取り付けられない、センサを提供し、それによって、より剛健な検証装置を容易にし、及び(e)無線環境にて機械センサの受動的動作を容易にする、ことの少なくとも1つを含む。
本発明の様々な実施形態の特定の特徴を示す図面もあれば、示さない図面もあるが、これは、便宜上のためのみである。本発明の原理により、図面の任意の特徴が任意の他の図面の任意の特徴と組み合わせて参照されてもよく及び/又は請求されてもよい。
いくつかの実施形態は、一つ又は複数の電子又はコンピューティング装置の使用を含む。そのような装置は典型的に、汎用中央処理装置(CPU)、画像処理装置(GPU)、マイクロコントローラ、縮小命令セットコンピュータ(RISC)プロセッサ、特定用途向け集積回路(ASIC)、プログラマブルロジック回路(PLC)、フィールドプログラマブルゲートアレイ(FPGA)、 デジタル信号処理(DSP)装置、及び/又は、ここに記述される機能を実行できるその他の回路又はプロセッサのような、プロセッサ又はコントローラを具備する。ここに記述される方法は、記憶装置及び/又はメモリ装置を含むがこれらに限らない、コンピュータ可読媒体で具現化された実行可能命令として符号化され得る。そのような命令は、プロセッサによって実行されると、ここに記述された方法の少なくとも一部を行わせる。上記の例は単に例示的であり、したがって、用語「プロセッサ」の定義及び/又は意味を限定することを決して意図するものではない。
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含む実施形態を開示し、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含む本発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができる本発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
本開示の様々な実施形態の特定の特徴は、いくつかの図面には示されており、他の図面には示されていないが、これは便宜上のものに過ぎない。本開示の原理によれば、図面の任意の特徴は、他の図面の任意の特徴と組み合わせて参照および/または請求することができる。
記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含む実施形態を開示し、かつ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の統合された方法を実行することを含む本発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができる本発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。
100 ガスタービンエンジン
102 長手方向軸
104 ファンセクション
106 コアエンジン
108 外部ケーシング
110 環状入口
112 圧縮機セクション
114 タービンセクション
116 LP圧縮機
118 HP圧縮機
120 燃焼セクション
122 HPタービン
124 LPタービン
126 排気ノズルセクション
128 HPシャフト
130 LPシャフト
132 コア空気流路
134 可変ピッチファン
136 ファン動翼
138 ディスク
140 ピッチ変更機構(PCM)
142 パワーギアボックス
144 回転フロントハブ
146 環状ファンケーシング
148 離間した出口ガイド翼
150 下流セクション
152 バイパス空気流路
154 空気の量
156 関連入口
158 第1部分
160 第2部分
162 燃焼ガス
164 静翼
166 HPタービン動翼
168 LPタービン静翼
170 LPタービン動翼
172 ファンノズル排気セクション
174 高温ガス流路
176 制御システム
178 データ入力
180 操作パラメータセンサ
182 燃料ライン
184 データ出力
186 プロセッサ
188 記憶媒体
190 機械可読指示
192 ルックアップテーブル
200 配管異常検知システム
202 冷却マニフォールド
204 第1端部
206 圧縮機ポート
208 第2端部
210 タービンポート
212 部分
214 圧力センサ
216 第1圧力入力
218 第2圧力入力
220 検出ライン
222 検出ライン
224 開口部
226 センサ出力
228 接続部
230 制御バルブ
300 プロセス
302 ステップ
304 ステップ
306 ステップ
308 ステップ
310 ステップ
312 ステップ
314 ステップ
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Claims (20)

  1. 圧縮機及びタービンを有するガスタービンエンジンのための配管故障検知システムであって、
    前記圧縮機から前記タービンへ冷却気を導くよう構成された冷却マニフォールドで、少なくとも二つの冷却配管を備える冷却マニフォールドと、
    配管破損を示す運転状態を検知するよう構成されたセンサと、
    前記センサによって検知された前記運転状態に応じて、前記冷却マニフォールドを通る冷却気量を制御するよう構成されたコントローラと
    を備える配管故障検知システム。
  2. 前記動作状態が、第1位置での第1操作パラメータと、前記第1位置とは異なる第2位置での第2操作パラメータの間の検知された差異である、請求項1に記載の前記配管故障検知システム。
  3. 前記冷却マニフォールドがさらにバルブを備える、請求項1に記載の前記配管故障検知システム。
  4. 前記コントローラはさらに、前記バルブを制御することによって、前記冷却マニフォールドを通る前記冷却気量を制御するよう構成された、請求項3に記載の前記配管故障検知システム。
  5. 前記バルブが、複数の位置で開くよう構成された調節バルブである、請求項3に記載の前記配管故障検知システム。
  6. 前記センサが第1圧力センサであり、前記第1及び第2操作パラメータが、それぞれ前記第1位置及び前記第2位置で測定された圧力である、請求項2に記載の前記配管故障検知システム。
  7. 前記第1圧力センサが、前記圧縮機及び前記タービンの外側に配置された、それぞれの圧力管によって前記第1及び第2位置の両方に接続された、単一圧力スイッチである、請求項6に記載の前記配管故障検知システム。
  8. 前記第1圧力センサが、前記第1及び第2位置の間の前記検知された圧力差異を、前記コントローラに通信するよう構成された、請求項7に記載の前記配管故障検知システム。
  9. 前記第1位置が、前記圧縮機近傍の前記冷却マニフォールドにおける開口部であり、前記第2位置が、前記タービン近傍の前記冷却マニフォールドの開口部及び、前記タービン上流の前記冷却マニフォールドの開口部のうちの一つである、請求項8に記載の前記配管故障検知システム。
  10. 前記第1位置が、前記タービン上流の前記少なくとも二つの冷却配管の第1の冷却配管における開口部であり、前記第2位置が、前記タービンの上流の前記少なくとも二つの冷却配管の第2の冷却配管における開口部である、請求項8に記載の前記配管故障検知システム。
  11. さらに、機及び前記タービンの外側に配置されたそれぞれの圧力管によって第3位置及び第4位置の間に結合された第2圧力スイッチを備える第2圧力センサを備え、前記第3及び第4位置が、前記第1位置とは異なる、請求項7に記載の前記配管故障検知システム。
  12. 前記コントローラがさらに、前記第1圧力センサ及び前記第2圧力センサの比較に基づいて前記冷却マニフォールドを通る前記冷却気量を制御するよう構成された、請求項11に記載の前記配管故障検知システム。
  13. 前記圧力センサが、前記第1位置近傍に配置された第1圧力スイッチと、前記第2位置近傍に配置された第2圧力スイッチを備え、前記第1及び第2圧力スイッチが、直接有線及び無線送信のひとつによって、測定された圧力データを前記コントローラへ電子的に送信するよう構成された、請求項6に記載の前記配管故障検知システム。
  14. 前記センサが、バーチャルセンサモデリングシステムを備える、請求項1に記載の前記配管故障検知システム。
  15. 前記センサが、圧縮機の圧力、ファン速度、コア速度、及び燃料流のうちの二つ又はそれ以上を測定するよう構成された、請求項14に記載の前記配管故障検知システム。
  16. 前記センサが、前記冷却マニフォールドに沿った、温度センサ、熱電対、振動センサ、連続性センサ、光ファイバセンサ、及び前記ガスタービンエンジンの圧力レベル増加に対応するよう構成されたポップアップドアの少なくとも一つを備える、請求項1に記載の前記配管故障検知システム。
  17. ガスタービンエンジンにおける配管故障を検知する方法であって、前記ガスタービンエンジン内で動力を生成するステップと、前記ガスタービンエンジン内の異なる位置に配置された少なくとも二つのセンサからセンサデータを計測するステップと、前記少なくとも二つのセンサからの前記測定されたセンサデータを、ルックアップテーブルにおける記憶データと比較するステップと、前記比較に基づいて警告シグナルを送信するステップと、を備える方法。
  18. さらに、前記警告シグナルに基づいて電子的に制御された冷却バルブを通る空気流量を制御するステップを含む、請求項17に記載の方法。
  19. 前記少なくとも二つのセンサが、圧縮機の圧力、ファン速度、コア速度、及び燃料流のうち、二つ又はそれ以上を備える、請求項17に記載の前記方法。
  20. ガスタービンエンジンであって圧縮機と、タービンと、前記圧縮機から前記タービンへ冷却気を導くよう構成された冷却マニフォールドで、少なくとも二つの冷却配管を備える冷却マニフォールドと、第1位置での第1操作パラメータと、前記第1位置とは異なる第2位置での第2操作パラメータの間の差異を検知するよう構成されたセンサと、前記センサによって検知された前記差異に応じて、前記冷却マニフォールドを通る冷却気量を制御するよう構成されたコントローラと、を備えるガスタービンエンジン。
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Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11739697B2 (en) * 2017-05-22 2023-08-29 Raytheon Technologies Corporation Bleed flow safety system
US11578668B2 (en) * 2017-05-30 2023-02-14 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine control based on characteristic of cooled air
US10934010B2 (en) 2018-08-07 2021-03-02 Rolls-Royce Corporation Distributed control and monitoring system for multiple platforms
US11034459B2 (en) * 2018-08-07 2021-06-15 Rolls-Royce Corporation Distributed control and monitoring system for multiple platforms
US11027853B2 (en) * 2018-08-07 2021-06-08 Rolls-Royce Corporation Distributed control and monitoring system for multiple platforms
US10703497B2 (en) 2018-08-07 2020-07-07 Rolls-Royce Corporation Distributed control and monitoring system for multiple platforms
DE102018125748A1 (de) * 2018-10-17 2020-04-23 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Ausfallerkennungssystem eines Kühlluftzufuhrsystems und Ausfallerkennungsverfahren für ein Kühlluftzufuhrsystemeiner Hochdruckturbine
IT202000015079A1 (it) * 2020-06-23 2021-12-23 Ge Avio Srl Tenuta e metodo di un motore a turbina
US20220235715A1 (en) * 2021-01-27 2022-07-28 General Electric Company System and method for fault sensing flow components
US11702958B2 (en) 2021-09-23 2023-07-18 General Electric Company System and method of regulating thermal transport bus pressure
US11976819B2 (en) * 2021-12-29 2024-05-07 Kyungdong Navien Co., Ltd. Flue pipe separation sensing apparatus and boiler including the same
US11821324B2 (en) * 2022-04-25 2023-11-21 General Electric Company Duct failure detection in a turbine engine
CN117150446B (zh) * 2023-10-30 2024-02-09 武汉华信数据系统有限公司 鼓风机运行状态识别方法、装置、电子设备及存储介质

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS55100864U (ja) * 1979-01-08 1980-07-14
JP2002242606A (ja) * 2001-02-14 2002-08-28 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2013083250A (ja) * 2011-09-29 2013-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2013217376A (ja) * 2012-04-11 2013-10-24 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおける燃料漏れを検出するシステム及び方法
JP2014211160A (ja) * 2013-04-16 2014-11-13 ジーイー・アビエイション・システムズ・リミテッドGe Aviation Systems Limited 抽気システムの故障を予測するための方法

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE787873A (fr) 1971-08-27 1973-02-23 Westinghouse Electric Corp Debitmetre
EP0024488A3 (de) 1979-08-03 1982-05-12 Häny & Cie. AG. Vorrichtung zum Ermitteln des Durchflusses in Rohrleitungen
JPS58168934A (ja) 1982-03-31 1983-10-05 Hitachi Ltd 流体の漏洩検出方法とその装置
US4756152A (en) 1986-12-08 1988-07-12 United Technologies Corporation Control for bleed modulation during engine deceleration
US5081864A (en) * 1989-08-11 1992-01-21 Omega Environmental, Inc. Leak protected vessel
US5117676A (en) 1991-02-25 1992-06-02 Hughes Aircraft Company Leak detector for natural gas pipelines
GB9811474D0 (en) * 1998-05-29 1998-07-29 Tech 21 Limited Drogue leak detector for fluids in pipes
US6389881B1 (en) * 1999-05-27 2002-05-21 Acoustic Systems, Inc. Method and apparatus for pattern match filtering for real time acoustic pipeline leak detection and location
DE10122695A1 (de) 2001-05-10 2002-11-21 Siemens Ag Verfahren zur Kühlung einer Gasturbine und Gasturbinenanlage
US7588212B2 (en) * 2003-07-08 2009-09-15 Rohr Inc. Method and apparatus for noise abatement and ice protection of an aircraft engine nacelle inlet lip
US6922641B2 (en) 2003-09-17 2005-07-26 General Electric Company System and method for monitoring defects in structures
CN1291142C (zh) 2004-02-04 2006-12-20 沈阳黎明航空发动机(集团)有限责任公司 一种燃气轮机引气传输装置
US7536865B2 (en) * 2005-02-09 2009-05-26 Honeywell International Inc. Method and system for balancing bleed flows from gas turbine engines
US7918081B2 (en) * 2006-12-19 2011-04-05 United Technologies Corporation Flame prevention device
US8015826B2 (en) * 2007-04-05 2011-09-13 Siemens Energy, Inc. Engine brake for part load CO reduction
US8696196B2 (en) 2008-12-22 2014-04-15 Embraer S.A. Bleed leakage detection system and method
US8677761B2 (en) * 2009-02-25 2014-03-25 General Electric Company Systems and methods for engine turn down by controlling extraction air flows
US8707709B2 (en) 2009-03-31 2014-04-29 General Electric Company Systems and methods for controlling compressor extraction cooling
US8938973B2 (en) * 2010-02-11 2015-01-27 Pratt & Whitney Canada Corp. Air contamination detection in an aircraft air system
GB201015028D0 (en) * 2010-09-10 2010-10-20 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
US9624831B2 (en) * 2011-03-17 2017-04-18 Bombardier Inc. System and method for operating a precooler in an aircraft
US8967528B2 (en) * 2012-01-24 2015-03-03 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods
US8955794B2 (en) * 2012-01-24 2015-02-17 The Boeing Company Bleed air systems for use with aircrafts and related methods
US20130192251A1 (en) 2012-01-31 2013-08-01 Peter M. Munsell Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine
EP2642099A1 (de) * 2012-03-23 2013-09-25 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Bestimmung wenigstens einer Feuerungstemperatur für die Regelung einer Gasturbine sowie Gasturbine zur Durchführung des Verfahrens
EP2831394B8 (de) * 2012-03-30 2017-07-19 Ansaldo Energia IP UK Limited Gasturbine mit regelbarem kühlluftsystem
US20140126991A1 (en) 2012-11-07 2014-05-08 General Electric Company Systems and methods for active component life management for gas turbine engines
US9562475B2 (en) * 2012-12-19 2017-02-07 Siemens Aktiengesellschaft Vane carrier temperature control system in a gas turbine engine
EP2857656A1 (en) * 2013-10-01 2015-04-08 Alstom Technology Ltd Gas turbine with cooling air cooling system and method for operation of a gas turbine at low part load
DE102013224982A1 (de) * 2013-12-05 2015-06-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Fluggasturbine mit einem Kern-Triebwerksgehäuse mit Kühlluftröhren
US9759131B2 (en) * 2013-12-06 2017-09-12 General Electric Company Gas turbine engine systems and methods for imparting corrosion resistance to gas turbine engines
JP6320063B2 (ja) * 2014-02-03 2018-05-09 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン、ガスタービンの制御装置、ガスタービンの冷却方法
GB2522925B (en) 2014-02-11 2016-05-11 Ge Aviat Systems Ltd Method for detecting a bleed air system fault
FR3017656B1 (fr) * 2014-02-17 2016-03-11 Airbus Operations Sas Turboreacteur comportant un systeme de prelevement destine a prelever de l'air dans ledit turboreacteur
JP2017507063A (ja) 2014-02-21 2017-03-16 タレリス・グローバル・エルエルピーTaleris Global LLP 航空機の空調パックの故障を予測するための方法
JP6432110B2 (ja) * 2014-08-29 2018-12-05 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン
US10113486B2 (en) * 2015-10-06 2018-10-30 General Electric Company Method and system for modulated turbine cooling
US10060358B2 (en) * 2016-04-19 2018-08-28 General Electric Company Compressor bleed valve health assessment systems and methods

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS55100864U (ja) * 1979-01-08 1980-07-14
JP2002242606A (ja) * 2001-02-14 2002-08-28 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2013083250A (ja) * 2011-09-29 2013-05-09 Hitachi Ltd ガスタービン
JP2013217376A (ja) * 2012-04-11 2013-10-24 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンにおける燃料漏れを検出するシステム及び方法
JP2014211160A (ja) * 2013-04-16 2014-11-13 ジーイー・アビエイション・システムズ・リミテッドGe Aviation Systems Limited 抽気システムの故障を予測するための方法

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