JP4840664B2 - 能動間隙制御においてブレード先端間隙劣化を補償する方法 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービンエンジンにおけるタービンブレード先端間隙の劣化を補償する方法に関する。

推力、燃料消費率（ＳＦＣ）及び排気ガス温度（ＥＧＴ）マージンのようなエンジン性能パラメータは、タービンブレード先端と該ブレード先端を囲む固定シール又はシュラウドとの間の間隙に大きく依存している。エンジン寿命の期間にわたって、これらの間隙は、ブレードの摩擦、酸化及び侵食の結果として増大して、エンジン性能を低下させる傾向がある。この低下（劣化）を補償することは、非常に望ましい。

航空機ガスタービンエンジンのエンジン効率の低下及び燃料消費率の増大の主たる要因は、タービンブレード先端と周囲の固定シール又はシュラウドとの間の間隙の漸増であることがよく知られている。先端間隙の劣化は、ガスタービンエンジンの個々のタービンロータ段並びに圧縮機段を通り抜けるタービン作動流体の漏洩量を増大させる。そのような漏洩は、総エンジン効率を低下させ、従って総燃料消費率を上昇させる。

この先端間隙の増大は、エンジンが最初に実使用されて以来の、又はエンジン整備を行って先端間隙を正式仕様に又はその近くにまで回復させた後のエンジンの累積使用量に直接関連している。エンジン整備は一般的に、シール又はブレード先端の交換又は改修を伴い、時間が掛かりかつ費用が掛かる作業を必要とする。据え付け直後には、ブレード先端間隙は最小であり、また密閉効果は最大である。ブレード先端間隙及び密閉効果は、エンジンが常に増加するサイクルにわたって運転されるにつれて劣化する。

ブレード先端シールの摩耗寿命及び有効性の両方を改善する１つの方法は、「能動間隙制御」である。能動間隙制御は、特定の運転条件つまり定常状態の高高度巡航条件下において高圧タービンケーシング上に噴射して高圧タービンブレード先端に対して該ケーシングを収縮させる、エンジンのファン及び／又は圧縮機からの低温空気の流量を調整する。冷却空気は、ブレード先端の周りにシュラウド又はシールを支持するために使用するその他の固定構造体に向けて流すか又は該固定構造体上に噴射することができる。調整した冷却空気の流量は、所定のエンジン運転条件において使用され、また離陸、減速などのような過渡状態時に発生する可能性があるシールとブレード先端との間の干渉又は摩擦を減少又は排除しながら、エンジンがその運転サイクルの大部分の間に最小のシール間隙で運転されることを可能にするように設計される。

能動間隙制御装置を備えたエンジンでも、依然として累積エンジン使用量に関連したブレード先端間隙の劣化を生じる。作動しているブレード先端間隙を測定しかつ機械的又は熱的手段のいずれかによって間隙を修正しようとする試みが知られている。累積エンジン使用パラメータのみに応答して外部冷却空気の流量を漸増させることによって、ブレード先端間隙を定期的に回復させることも知られている。そのような方法は、米国特許第４，８５６，２７２号に開示されている。この方法は、定期分解整備の合間において所定のエンジン使用量間隔で、エンジンの能動間隙制御システム内に増分変更を設定する。増分及び使用量間隔は、複数の同様な構成のエンジンでの過去の経験により予め定めて、エンジン運転の累積時間又はサイクルのみに基づいて特定のエンジンに対する調整を行うことを可能にする。
米国特許第４，８５６，２７２号公報 米国特許出願公開第２００５／００１７８７６Ａ１号公報 米国特許出願公開第２００５／０１４９２７４Ａ１号公報 米国特許第４，３０４，０９３号公報 米国特許第４，９２８，２４０号公報 米国特許第５，０１２，４２０号公報 米国特許第５，０８１，８３０号公報 米国特許第６，４６３，３８０号公報

シール及び／又はブレード先端の交換又は改修の合間に、航空機ガスタービンエンジンにおいて可能な限り最適なブレード先端間隙を維持し又は回復させることができることは、非常に望ましい。摩耗によるブレード先端間隙の増大に起因したエンジン性能の低下を的確にかつ自動的に補償することもまた、非常に望ましい。

航空機ガスタービンエンジンにおける回転ブレード先端と周囲シュラウドとの間のブレード先端間隙劣化を補償する方法は、一定の運転エンジン飛行サイクル数にわたってそれぞれ平均した１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータの少なくとも１つ又はそれ以上の移動平均値に基づいて１つ又はそれ以上の変数を決定する段階と、変数に基づいてブレード先端間隙劣化値を計算する段階と、１つ又はそれ以上の変数に基づいてブレード先端間隙劣化値を相殺するように熱制御空気の流量を調整する段階とを含む。エンジン運転パラメータは、稼働エンジンサイクル数、離陸及び巡航排気ガス温度、巡航タービン効率、離陸及び巡航最大タービン速度及び巡航燃料流量を含む群から選択することができる。

本方法はさらに、ブレード先端間隙劣化値を相殺するためのブレード先端閉鎖量を決定する段階と、閉鎖量が熱制御空気の流量を調整するための増分基準と一致した時に該熱制御空気の流量を調整する段階とを含むことができる。変数は、エンジン運転パラメータの移動平均値と対応するベースラインとの間の差を含むことができる。本方法はさらに、ブレード先端とシュラウドとの間の半径方向ブレード先端間隙による変数のパーセンテージを、該パーセンテージを変数と関係付けるパーセンテージ関数により決定する段階と、次に成分劣化値を、該成分劣化値をパーセンテージと関係付ける成分劣化関数により決定する段階とを含むことができる。

本発明の上記の態様及びその他の特徴は、添付図面と関連させた以下の説明において明らかにする。

図１に断面図で概略的に示すのは、能動間隙制御システム１２を含む航空機ガスタービンエンジン１０の例示的な実施形態である。能動間隙制御システム１２は、エンジン性能パラメータＰの１つ又は複数の関数Ｆの１つ又はそれ以上の移動平均値ＭＡＶＧに基づいて、図９にエンジンサイクルの関数として示したブレード先端間隙劣化値ＤＴを補償する方法を含む。エンジン１０は、直列流れ関係で、ファン１４を備えたファンセクション１３、ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、燃焼セクション２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を有する。エンジン中心線８の周りに配置された高圧シャフト２６は、ＨＰＴ２２をＨＰＣ１８に駆動可能に連結し、また低圧シャフト２８は、ＬＰＴ２４をＬＰＣ１６及びファン１４に駆動可能に連結する。ＨＰＴ２２は、ＨＰＴロータ３０を含み、ＨＰＴロータ３０は、その周辺部に取り付けられたタービンブレード３４を有する。

図２に示すのは、前方及び後方ケースフック６８及び７０によってＨＰＴ２２の半径方向外側ケーシング６６に装着されたステータ組立体６４である。ステータ組立体６４は、前方及び後方シュラウドフック７４及び７６によって環状の分割形シュラウド支持体８０に取り付けられた環状の分割形ステータシュラウド７２を含む。シュラウド７２は、ロータ３０のタービンブレード３４を囲み、ブレード３４の半径方向外側ブレード先端８２の周りで流れが漏洩するのを減少させる働きをする。能動間隙制御システム１２は、特にエンジン１０の巡航運転時に、図８に示すようなブレード先端８２とシュラウド７２との間の半径方向のブレード先端間隙ＣＬを最小にするために使用される。

小さなタービンブレード先端間隙ＣＬは、運転燃料消費率ＳＦＣをより低下させ、従って大きな燃料節減をもたらすことが当産業界ではよく知られている。最少の時間遅れ量と熱制御（運転条件に応じての冷却又は加熱）空気流量とでブレード先端間隙ＣＬをより効果的に制御するために、前方及び後方熱制御リング８４及び８６が設けられる。前方及び後方熱制御リング８４及び８６は、外側ケーシング６６と関係付けられており、それぞれのケーシング（図２に示すような）と一体形にするか、ケーシングにボルト止め又はその他の方法で固定するか、或いはケーシングから機械的に分離されているが該ケーシングとシール係合状態にすることができる。熱制御リングは、熱制御マスを構成して、ステータシュラウド７２を半径方向内向きに（また、そのように設計した場合には外向きに）より効果的に移動させて、ブレード先端間隙ＣＬを調整する。噴射管６０は、熱制御空気３６（冷却空気）を前方及び後方熱制御リング８４及び８６に、またそのように設計した場合には外側ケーシング６６に衝突させて、ステータシュラウド７２を半径方向内向きに移動させてブレード先端間隙ＣＬを緊密又は最小にする。

図１及び図２を参照すると、圧縮ファン空気供給装置３２は、熱制御空気３６のための供給源として使用することができ、熱制御空気３６が、軸方向空気供給管４２を介してその全体を参照符号４０で示すタービンブレード先端間隙制御装置に供給される。軸方向空気供給管４２への空気供給入口１９は、ファン１４下流のファンバイパスダクト１５内に配置された出口案内ベーン１７の下流に設置される。空気供給管４２内に配置した空気弁４４は、該空気供給管４２内を流れる熱制御空気３６の総量を制御する。熱制御空気３６は、本明細書に示す能動間隙制御システム１２のこの例示的な実施形態では、冷却空気である。冷却空気は、ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６を囲むファンバイパスダクト１５から軸方向空気供給管４２を通ってタービンブレード間隙制御装置４０の分配マニホルド５０に制御可能に流される。

空気弁４４及びタービンブレード先端間隙ＣＬ（図２に示す）を制御するために衝突させる熱制御空気３６の量は、コントローラ４８によって制御される。コントローラ４８は、しばしば全自動デジタル電子制御装置（ＦＡＤＥＣ）と呼ばれるデジタル電子エンジン制御システムであり、前方及び後方熱制御リング８４及び８６に衝突させる熱制御空気３６の量及び温度を必要に応じて制御し、従ってタービンブレード先端間隙ＣＬを制御する。マニホルド５０は、図２に示すように、冷却空気を複数のプレナム５６に分配する環状ヘッダ管５４を含み、次いでプレナム５６は、冷却空気を複数の噴射管６０に分配する。

以下においてＡＣＣ流れモデル９２と呼ぶアルゴリズムつまり数学計算形の能動間隙制御流れモデルが、タービンブレード先端間隙ＣＬを制御するために使用され、コントローラ４８内に格納されかつコントローラ４８内で実行される。ＡＣＣ流れモデル９２は、エンジンのエンジン運転パラメータ及び様々な部品の物理特性に基づいている。コントローラ４８は、計算形ＡＣＣ流れモデル９２に基づいて空気弁４４に弁位置信号を送信して、熱制御空気３６の総量を制御する。空気弁４４は、弁位置信号に従って漸増的に開放される。ＡＣＣ流れモデル９２は、ブレード先端劣化ＤＴの計算量に少なくとも部分的に基づいている。半径方向ブレード先端間隙ＣＬは、図９に示すように、エンジンが使用される時間及びサイクル量の増大につれて、ブレード先端劣化ＤＴの量が増大する。本明細書に示したこの例示的な実施形態では、ＡＣＣ流れモデル９２は、ブレード先端間隙劣化ＤＴの量を考慮するための付加劣化項を含む。ブレード先端劣化ＤＴの量を決定するための間隙モデルプログラムＣＬＭは、ＡＣＣ流れモデル９２の一部としてＦＡＤＥＣ内で実行される。図３のフロー図に示すように、間隙モデルプログラムＣＬＭは、エンジン始動後にＦＡＤＥＣのバックグラウンドとして実行される。

計算したタービンブレード先端間隙劣化値ＤＴは、タービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬによって相殺される。計算タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴは、Ｆ（ＭＡＶＧ（Ｉ））として表したＭＡＶＧ（Ｉ）の関数Ｆに対するＤＴのグラフによって図４に示すように、それぞれ１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の移動平均値ＭＡＶＧ（Ｉ）に基づいている。Ｉは、使用している異るエンジン運転パラメータＰの数についてのエンジン運転パラメータ指標を表しており、例えば５つの異なるエンジン運転パラメータを使用している場合には、Ｉ＝１乃至５である。

タービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬ及び計算タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴは、それぞれ１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の移動平均値ＭＡＶＧ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の関数Ｆ（Ｉ）に基づくことができる。移動平均値は、一定の運転エンジン飛行サイクル数ＮＣである期間にわたって平均される。本明細書に示したこの例示的な方法は、図３に示すように、５０エンジンサイクル期間を使用する。熱制御空気３６の流量は、タービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬがブレード先端劣化値ＤＴを相殺するように調整される。先端間隙劣化値ＤＴは、図１に示すようにコントローラ４８内に格納されかつコントローラ４８内で実行される間隙劣化補償モデル９４によって決定される。

エンジン運転パラメータは、稼働エンジンサイクル数、離陸及び巡航排気ガス温度ＥＧＴ、巡航タービン効率、離陸及び巡航最大タービン速度Ｎ、巡航燃料流量並びにその他を含むことができる。この方法は、１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰの移動平均値ＭＡＶＧと該１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータのそれぞれのベースラインＢとの間の差Ｄを使用することができる。ベースラインＢは、実験的、半実験的又は解析的方法に基づいて或いは本明細書に示す方法におけるようにエンジン作動中に測定又は決定した値に基づいて既存の値から選ぶことができる。本明細書では、移動平均値は、最初の５０エンジンサイクル期間にわたって平均したものとして示している。本明細書におけるベースラインはまた、図３に示すように最初の５０エンジンサイクル期間にわたって平均した移動平均値である。

従って、計算先端間隙劣化値ＤＴは、本明細書では１つ又はそれ以上の変数Ｖと呼ぶものに基づくことができ、これら変数Ｖには、１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰの１つ又はそれ以上の移動平均値ＭＡＶＧ、及び／又は１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰの移動平均値ＭＡＶＧと該１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータのそれぞれのベースラインＢとの間の差Ｄ、或いはそれら２つの組合せが含まれる。Ｖ（Ｉ）は、総エンジンサイクル数のようなエンジン運転パラメータＰとすることができる。従って、Ｉ＝１乃至Ｎ（ここでＮは、図５に示すような計算先端間隙劣化値ＤＴを決定する方法において使用されるエンジン運転パラメータＰの数である）の場合には、Ｖ（Ｉ）＝Ｄ（Ｉ）又はＭＡＶ（Ｉ）又はＰ（Ｉ）である。１つのＶ（Ｉ）がエンジンサイクルのようなＰ（Ｉ）である場合には、１つ又はそれ以上の移動平均値ＭＡＶＧ或いは移動平均値ＭＡＶＧと１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰのそれぞれのベースラインＢとの間の差Ｄ（Ｉ）に基づいた少なくとも１つの他のＶ（Ｉ）が使用される。

本明細書に示すブレード先端間隙劣化値ＤＴを計算するこの例示的な方法は、ＦＡＤＥＣ内に格納されかつＦＡＤＥＣ内で動作する計算形複合タービンブレード先端間隙劣化ＤＴＣモデルを使用する。計算複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴＣで例示したブレード先端劣化ＤＴの量を決定するための間隙モデルプログラムＣＬＭは、ＡＣＣ流れモデル９２の一部としてＦＡＤＥＣ内で実行される。複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴＣは、成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）で構成され、ここでＩは、図７にＤＣＬ（１）乃至ＤＣＬ（７）として示す異なるエンジン運転パラメータを表している。総計又は複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴＣは、最初に全ての成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）を決定し、次に成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）の全てを合計することによって計算される。１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の各々について異なる成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）が存在する。

図７に示すのは、エンジン運転パラメータＰ及びサイクルの１つ又はそれ以上の移動平均値の幾つかの特定の変数Ｖである。変数Ｖの１つは、エンジンサイクルによるものであり、変数Ｖの残りは、１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰの移動平均値と該１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータのそれぞれのベースラインＢとの間の差Ｄによるものである。図７に示す差Ｄは、離陸及び巡航排気ガス温度ＤＴＥＧＴ及びＤＣＥＧＴ、巡航タービン効率ＤＴＥＦＦ、離陸及び巡航最大タービン速度ＤＴＮ及びＤＣＮ、並びに巡航燃料流量ＤＷＦについての移動平均値とそれらのそれぞれのベースラインＢとの間におけるものである。

成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）は、少なくともそれぞれ１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の移動平均値に基づいている。本明細書に示すこの例示的な方法は、成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）が幾つかの変数Ｖ（Ｉ）に基づいており、次にこれらの変数Ｖ（Ｉ）は、エンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の移動平均値に基づいていることを示している。変数Ｖ（Ｉ）の１つは、エンジンサイクルの移動平均値であり、変数Ｖ（Ｉ）の残りは、エンジン運転パラメータＰ（Ｉ）の１つ又はそれ以上の移動平均値と該１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータのそれぞれのベースラインとの間の差Ｄ（Ｉ）である。差Ｄ（Ｉ）は、離陸及び巡航排気ガス温度ＤＴＥＧＴ及びＤＣＥＧＴ、巡航タービン効率ＤＴＥＦＦ、離陸及び巡航最大タービン速度ＤＴＮ及びＤＣＮ、並びに巡航燃料流量ＤＷＦのベースラインＢ（Ｉ）とそれぞれの移動平均値ＭＡＶＧ（Ｉ）との間の差である。

本明細書に示すこの例示的な方法は、ＦＡＤＥＣ内に格納した能動間隙制御流れモデルのＡＣＣ流れモデル９２によって行われる２段階処理を利用して、成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）を決定する。図６に段階１として示す第１の段階は、ブレード先端８２とシュラウド７２との間の半径方向ブレード先端間隙ＣＬによる変数Ｖ（Ｉ）のパーセンテージ％Ｖ（Ｉ）を決定する。パーセンテージ％Ｖ（Ｉ）を決定する際に、コントローラ４８又はＦＡＤＥＣ内に変数Ｖ（Ｉ）の関数として記憶したパーセンテージ関数％Ｆ（Ｉ）が使用される。ＦＡＤＥＣ内に関数を記憶する多くの方法が知られており、本明細書に示す方法は、テーブルである。テーブル参照法又は方式は、それぞれの変数Ｖ（Ｉ）に基づいてパーセンテージ関数％Ｆ（Ｉ）の値を決定するために使用される。テーブル参照法は通常、値を変数の関数として記憶し、様々な補間方式を使用して例えばＶ（Ｉ）のような任意の入力値に対して例えば％Ｖ（Ｉ）のような出力値を決定する。

図６に段階２として示す第２の段階は、成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）を決定し、この成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）は、段階１において決定したパーセンテージ％Ｖ（Ｉ）の成分劣化関数ＦＤＣＬ（Ｉ）として記憶される。成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）は、コントローラ４８又はＦＡＤＥＣ内に記憶される。ＦＡＤＥＣ内に関数を記憶する多くの方法が知られており、本明細書に示す方法は、テーブルであり、テーブル参照法又は方式は、それぞれの変数Ｖ（Ｉ）についてのパーセンテージ関数％Ｆ（Ｉ）の値に基づいて成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）を決定するために使用される。テーブル参照法は通常、値を変数の関数として記憶し、様々な補間方式を使用して例えば％Ｖ（Ｉ）のような任意の入力値に対して例えばＤＣＬ（Ｉ）のような出力値を決定する。成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）は次に、複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＣＬを計算するために合計される。

成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）を合計して複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＣＬを計算する前に、成分劣化値ＤＣＬ（Ｉ）に対して信頼又は重み係数ＣＦ（Ｉ）を適用することができる。Ｋ個のエンジン運転パラメータＰ（Ｉ）に対して信頼又は重み係数ＣＦ（Ｉ）を使用すると、複合タービンブレード先端間隙劣化値ＤＣＬ＝（ＣＦ（１）＊ＤＣＬ（１）＋ＣＦ（２）＊ＤＣＬ（２）＋．．．．ＣＦ（Ｋ）＊ＤＣＬ（Ｋ））／（ＣＦ（１）＋ＣＦ（２）＋．．．．ＣＦ（Ｋ））となる。移動平均値は、所定のエンジンサイクル数ＮＣ又は移動平均期間にわたって平均されるため、少なくとも所定のエンジンサイクル数ＮＣ後まではタービンブレード先端ベースライン間隙ＣＬＢに対して何らの変更も加えられない。タービンブレード先端間隙ベースラインは、一般的には部品図面寸法に基づいた組立体の公称低温間隙である。

図７においてＦ（１）乃至Ｆ（７）で例示した関数Ｆ（Ｉ）は、アルゴリズム又はテーブルの形態であり、これらのアルゴリズム又はテーブルにより成分ブレード先端間隙劣化値ＤＣＬ（Ｉ）が決定され、コントローラ４８内に記憶される。本明細書に示すエンジン運転パラメータは、高圧タービン効率ＨＰＴＥＦＦ、燃料流量ＷＦ、離陸及び巡航排気ガス温度ＥＧＴ、離陸及び巡航最大値Ｎ２（高圧タービンの回転速度）の決定用入力である。離陸エンジン運転パラメータ値は、離陸の間に測定されかつ記録され、他方、巡航エンジン運転パラメータ値は、図３に示すように飛行サイクルの間に例えば巡航高度に到達後約１０分における安定巡航状態で記録される。

本明細書に示す方法のこの例示的な実施形態では、計算タービンブレード先端間隙劣化値ＤＴがタービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬを漸増させることによって相殺されるように、空気弁４４が弁位置信号に従って漸増的に開放され、本明細書ではこのタービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬは、図９に示すように０．００５インチずつ漸増するもの（増分する）として示している。空気弁４４は、漸増的に開放され、従って流れる熱制御空気３６の総量を漸増させ、かつタービンブレード先端閉鎖ＴＣＬの量を漸増させる。タービンブレード先端閉鎖値ＴＣＬにおける増加の例示的な増分量は、本明細書では０．００５インチとして示している。

本明細書に示す方法のこの例示的な実施形態では、計算タービンブレード先端閉鎖値ＤＴがそれぞれ予め定めた又は計算した上限及び下限ＵＢ及びＬＢの範囲内にある場合にのみ、空気弁４４が開放され、これら上限及び下限ＵＢ及びＬＢは、本明細書に示すこの例示的な実施形態における場合には、それぞれ図９に示すように稼働エンジンサイクル数に基づいたものとすることができる。

本明細書では本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものを説明してきたが、当業者には本明細書の教示から本発明のその他の変更形態が明らかになる筈であり、従って、全てのそのような変更形態は、本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることを切望する。従って、本特許で保護されることを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した発明である。

エンジン性能パラメータの移動平均値に基づいたブレード先端間隙劣化補償の方法を採用した航空機ガスタービンエンジン能動間隙制御システムの概略断面図。 図１に示す能動間隙制御システム内で使用するブレード間隙制御装置の断面図。 図１に示す能動間隙制御システムにおいて使用するブレード先端間隙劣化補償方法のためにブレード先端劣化値ＤＴを決定する方法を示すフロー図。 図１に示す劣化を補償するためのブレード先端間隙閉鎖の成分とエンジン運転パラメータの移動平均値との間の関係を概略的に示すグラフ図。 図１に示す劣化を補償するためのブレード先端間隙閉鎖の成分とエンジン運転パラメータの移動平均値との間の別の例示的な関係を示すグラフ図。 図４に示す劣化を補償するためのブレード先端間隙閉鎖の成分とエンジン運転パラメータの移動平均値との間の例示的な関係を示す２段階のグラフ図。 図１に示す劣化を補償するためのブレード先端間隙閉鎖の例示的な成分と例示的なエンジン運転パラメータの移動平均値との間の別の例示的な関係を示すグラフ図の組。 図２に示すブレード先端間隙及び劣化の拡大断面図。 図８に示す能動間隙制御流れモデルにおいて使用するブレード先端劣化項の予め定めた又は計算した上限及び下限を示すグラフ図。

符号の説明

８ エンジン中心線
１０ 航空機ガスタービンエンジン
１２ 能動間隙制御システム
１３ ファンセクション
１４ ファン
１５ ファンバイパスダクト
１６ ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）
１７ 出口案内ベーン
１８ 高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９ 空気供給入口
２０ 燃焼セクション
２２ 高圧タービン（ＨＰＴ）
２４ 低圧タービン（ＬＰＴ）
２６ 高圧シャフト
２８ 低圧シャフト
３０ ＨＰＴロータ
３２ ファン空気供給装置
３４ タービンブレード
３６ 熱制御空気
４０ タービンブレード先端間隙制御装置
４２ 空気供給管
４４ 空気弁
４８ コントローラ
５０ 分配マニホルド
５４ ヘッダ管
５６ プレナム
６０ 噴射管
６４ ステータ組立体
６６ 外側ケーシング
６８ 前方ケースフック
７０ 後方ケースフック
７２ シュラウド
７４ 前方シュラウドフック
７６ 後方シュラウドフック
８０ シュラウド支持体
８２ ブレード先端
８４ 前方熱制御リング
８６ 後方熱制御リング
９２ ＡＣＣ流れモデル
９４ 間隙劣化補償モデル
ＣＬ ブレード先端間隙値
ＤＴ ブレード先端間隙劣化値
Ｂ ベースライン
Ｄ 差
Ｆ 関数
Ｐ パラメータ
Ｖ 変数
ＮＣ 飛行サイクル／エンジンサイクル
ＵＢ 上限
ＬＢ 下限
ＣＬＢ 先端ベースライン間隙値
ＣＬＭ 間隙モデルプログラム
ＥＧＴ 排気ガス温度
ＳＦＣ 燃料消費率
ＴＣＬ タービンブレード先端閉鎖値

Claims (10)

1. 航空機ガスタービンエンジン（１０）における回転ブレード先端（８２）と周囲シュラウド（７２）との間のブレード先端間隙劣化（ＤＴ）を補償する方法であって、
   それぞれ一定の運転エンジン飛行サイクル数にわたって平均した１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータの少なくとも１つ又はそれ以上の移動平均値に基づいて、１つ又はそれ以上の変数（Ｖ）を決定する段階と、
   前記変数（Ｖ）に基づいて、ブレード先端間隙劣化値（ＤＴ）を計算する段階と、
   前記１つ又はそれ以上の変数に基づいて、前記ブレード先端間隙劣化値を相殺するように熱制御空気（３６）の流量を調整する段階と、
   を含む方法。
2. 稼働エンジンサイクル数、離陸及び巡航排気ガス温度（ＥＧＴ）、巡航タービン効率、離陸及び巡航最大タービン速度及び巡航燃料流量を含む群から選択された１つ又はそれ以上の前記エンジン運転パラメータをさらに含む、請求項１記載の方法。
3. 前記ブレード先端間隙劣化値を相殺するためのブレード先端閉鎖量を決定する段階と、
   前記閉鎖量が前記熱制御空気（３６）の流量を調整するための増分基準と一致した時に、該熱制御空気（３６）の流量を調整する段階と、
   をさらに含む、請求項２記載の方法。
4. 前記変数が、それぞれ前記１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータの１つ又はそれ以上の移動平均値と該１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータの１つ又はそれ以上のベースラインとの間の差を含む、請求項１記載の方法。
5. 前記ブレード先端間隙劣化値（ＤＴ）を、前記変数（Ｖ（Ｉ））の対応する変数から成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を含む複合タービンブレード先端間隙劣化値（ＤＴＣ）を計算しかつ該ブレード先端間隙劣化値（ＤＴ）を決定するために前記成分を合計することによって、計算する段階をさらに含む、請求項４記載の方法。
6. 前記ブレード先端（８２）と前記シュラウド（７２）との間の半径方向ブレード先端間隙（ＣＬ）による変数（Ｖ（Ｉ））のパーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））を、該パーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））を前記変数（Ｖ（Ｉ））と関係付けるパーセンテージ関数（％Ｆ（Ｉ））により決定する段階と、
   次に、前記成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を、該成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を前記パーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））と関係付ける成分劣化関数（ＦＤＣＬ（Ｉ））により決定する段階と、
   をさらに含む、請求項５記載の方法。
7. 前記ブレード先端間隙劣化値を相殺するためのブレード先端閉鎖量を決定する段階と、
   前記閉鎖量が前記熱制御空気（３６）の流量を調整するための増分基準と一致しかつ前記ブレード先端間隙劣化値が稼働エンジンサイクル数に基づいて予め定めた又は計算した上限及び下限の範囲内にある時に、該熱制御空気（３６）の流量を調整する段階と、
   をさらに含む、請求項６記載の方法。
8. 前記変数が、それぞれ前記１つ又はそれ以上のエンジン運転パラメータの１つ又はそれ以上の移動平均値の第１の部分と前記第１の部分の対応するベースラインとの間の差と、それぞれ前記１つ又はそれ以上の移動平均値の第２の部分との組合せを含む、請求項１記載の方法。
9. 前記ブレード先端間隙劣化値（ＤＴ）を、前記変数（Ｖ（Ｉ））の対応する変数から成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を含む複合タービンブレード先端間隙劣化値（ＤＴＣ）を計算しかつ該ブレード先端間隙劣化値（ＤＴ）を決定するために前記成分を合計することによって、計算する段階をさらに含む、請求項８記載の方法。
10. 前記ブレード先端（８２）と前記シュラウド（７２）との間の半径方向ブレード先端間隙（ＣＬ）による変数（Ｖ（Ｉ））のパーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））を、該パーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））を前記変数（Ｖ（Ｉ））と関係付けるパーセンテージ関数（％Ｆ（Ｉ））により決定する段階と、
    次に、前記成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を、該成分劣化値（ＤＣＬ（Ｉ））を前記パーセンテージ（％Ｖ（Ｉ））と関係付ける成分劣化関数（ＦＤＣＬ（Ｉ）により決定する段階と、
    をさらに含む、請求項９記載の方法。

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