用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法与流程

本公开总体上涉及飞机结构，并且更具体地，涉及一种用于保护发动机支柱(strut)的结构完整性的系统和方法。

背景技术：

飞机的燃气涡轮发动机通常包括压缩器、燃烧室和涡轮机的布置。压缩器从进气口接收空气并且对该空气加压以传输至燃烧室。在燃烧室中，燃料被注入到空气中并被点燃，导致过热高压空气燃料混合物以及几千度的温度。过热气体从燃烧室行进到涡轮机中，该涡轮机使燃烧气体膨胀以产生发动机推力。

商用飞机的燃气涡轮发动机通常借助于发动机支柱安装至机翼或者机身。例如，发动机支柱可从机翼的底面延伸并且可耦接至涡轮发动机的发动机芯部。发动机支柱必须能够在高过载和高气动载荷下支撑相对大质量的发动机的同时将高推力载荷传递至机翼。此外，发动机支柱必须在燃烧室外壳的烧穿(这可被描述为通过可从燃烧室发出的一股过热气体在燃烧室外壳中形成的孔)的情况下保持其承载能力。

当前的发动机支柱被设计成在烧穿的情况下保持它们的结构完整性。然而，对于涡轮发动机设计的趋势是越来越高的压力以及越来越高的温度。未来的发动机设计的这种增加的压力和温度存在可超过发动机支柱的能力的烧穿的风险。一个可能的解决方案是通过结合高温材料来增加发动机支柱的耐温能力。令人遗憾地，这种方法可明显地增加发动机支柱的成本和结构质量。

如可以看出的，在本技术行业中存在对一种成本有效且重量轻的用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法的需要。

技术实现要素：

通过本公开具体解决并缓解与发动机支柱相关的上述需要，本公开提供了一种用于保护发动机支柱的结构完整性的系统。该系统可包括第一监控器、第二监控器以及通信地耦接至第一监控器和第二监控器的控制器。第一监控器可紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机体的发动机支柱安装。第二监控器可紧邻第一监控器安装。第一监控器和第二监控器每个可被构造成当达到指示发动机外壳中的烧穿的触发温度时出故障。控制器可被构造成当第一监控器和第二监控器两者出故障时自动地降低涡轮发动机的运转参数。

在又一实施方式中，第一监控器可紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机翼的发动机支柱安装。第一监控器和第二监控器每个可被构造成在涡轮发动机的运转期间当达到指示燃烧室外壳中的烧穿的触发温度时出故障。当第一监控器和第二监控器两者出故障时，控制器可自动地降低涡轮发动机的发动机推力。

还公开了一种用于保护发动机支柱的结构完整性的方法。该方法可包括使通过发动机支柱耦接至飞机的机体的涡轮发动机运转。此外，该方法可包括使紧邻发动机支柱安装并且通信地耦接至控制器的第一监控器和第二监控器中的至少一个的温度增加。该方法还可包括当达到触发温度时使第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障。此外，该方法可包括使用控制器确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障，并且如果第一监控器和第二监控器两者已出故障，则使用控制器降低涡轮发动机的运转参数。

已论述的特征、功能以及优点可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可结合在其他实施方式中，其进一步细节可参考以下说明及附图来了解。

附图说明

当参考附图时，本公开的这些和其他特征将变得显而易见，其中，贯穿始终，相同的编号指代相同的部件，并且其中：

图1是在发动机外壳的烧穿的情况下用于保护发动机支柱的结构完整性的系统的实例的框图，并且该系统包括紧邻涡轮发动机安装并且通信地耦接至控制器的第一监控器和第二监控器，该控制器被构造成在由于加热至触发温度以上而导致的第一监控器和第二监控器两者的故障时降低发动机运转参数；

图2是包括通过一对涡轮发动机的飞机的实例的透视图，每个涡轮发动机通过结合目前公开的系统的发动机支柱耦接至机翼；

图3是使用发动机支柱安装至机翼的涡轮发动机的实例的侧视图；

图4是图3的涡轮发动机的前视图；

图5是沿着图4的线5截取的涡轮发动机的截面图，并且示出了附接至涡轮发动机的发动机外壳的发动机支柱；

图6是沿着图5的线6截取的发动机支柱的底面的平面图，并且示出了安装至发动机支柱的底面的第一监控器和第二监控器的实例，并且其中，第一监控器和第二监控器都被构造为与控制器形成电连续性电路的电导体；

图7是每个被构造为安装至发动机支柱的底面的热熔丝的第一监控器和第二监控器的实例，并且其中，第一监控器和第二监控器中的每个与控制器形成电连续性电路；

图8是每个被构造为具有通信地耦接至控制器的压力开关的充气传感器管的第一监控器和第二监控器的实例；

图9是传感器管的端部的放大图，并且示出了压力开关处于常闭位置的实例；

图10是由于传感器管加热至触发温度导致的内部压力的增加使得图9的压力开关处于气动致动打开位置的放大图；

图11是由于壳体中的气体的内部压力导致的压力开关处于常开位置的另一实例的放大图；

图12是由于气体通过由将壳体局部加热至触发温度的一股热气在壳体中烧出的开口逸出导致的内部压力的损失使得图11的压力开关处于闭合位置的放大图；

图13是每个具有直线形状并且与控制器形成电连续性电路的一对第一监控器和第二监控器的另一实例的平面图；

图14是被构造成螺旋形形状的第一监控器和第二监控器的实例；

图15是每个被构造为环的第一监控器和第二监控器的实例；

图16是每个被构造成与发动机支柱的前部发动机架和尾部发动机架重叠的环的第一监控器和第二监控器的实例；

图17是示出了发动机支柱在发动机支柱的前端附接至风扇外壳并且在发动机支柱的后端附接至发动机外壳的涡轮发动机的截面图；

图18是沿着图17的线16截取的发动机芯部的上外表面的平面图，并且示出了每个具有直线形状并安装至燃烧室外壳的外部的平行的第一监控器和第二监控器的实例；

图19是被构造成螺旋形形状并且安装至燃烧室外壳的外部的第一监控器和第二监控器的另一实例的平面图；

图20是被构造为环并且安装至燃烧室外壳的外部的第一监控器和第二监控器的其他实例的平面图；

图21是沿着图20的线19截取的发动机芯部和发动机支柱的截面图，并且示出了直接在发动机支柱的底面以下的第一监控器和第二监控器的定位；

图22是具有可包括在保护发动机支柱的结构完整性的方法中的一个或多个操作的流程图。

具体实施方式

现在参考附图，其中为了示出本公开的各种实施方式的目的而示出，图1中示出的是诸如在燃气涡轮发动机118的发动机外壳152的烧穿的情况下用于保护发动机支柱200的结构完整性的系统300的实例。发动机支柱200将涡轮发动机118耦接至飞机100的机体102。例如，发动机支柱200可将涡轮发动机118耦接至飞机100的机翼114、机身104或者垂直尾翼110。然而，发动机支柱200可被构造成在飞机100上的各个位置中的任一个处将涡轮发动机118耦接至机体102。

在实施方式中，系统300包括两个以上的用于感测与涡轮发动机118相关联的高温事件的出现的监控器302、304(图1)。高温事件可以是发动机外壳152(图1)中的烧穿(未示出)，这可被描述为通过一股热气(例如，一股过热空气/燃料混合物)穿过发动机外壳152形成或者熔化的孔。在一个实例中，由于燃烧室142内部的高温和高压，烧穿可存在于发动机芯部136的燃烧室外壳158中。该孔可从发动机外壳152的内部延伸至发动机外壳152的外部。然而，烧穿可存在于发动机外壳152的其他区域中，诸如，存在于位于燃烧室142的上游的高压压缩器外壳156(图5)中，和/或存在于位于燃烧室142的下游的高压涡轮机外壳160中。

在一个实例中，系统300可包括紧邻涡轮发动机118安装的第一监控器302和第二监控器304。第一监控器302和第二监控器304每个被构造成在涡轮发动机118的运转期间当达到指示发动机外壳152(例如，燃烧室外壳158)中的烧穿的触发温度时出故障。在涡轮发动机118的正常(例如，非烧穿)运转期间在第一监控器302和第二监控器304的位置处触发温度高于发动机外壳152和/或发动机支柱200的正常温度。如以下更详细描述的，第一监控器302和第二监控器304位于发动机外壳152的高风险区域中，诸如在面向机体102和/或面向发动机支柱200的区域或者象限中紧邻燃烧室外壳158(图5)。第一监控器302和第二监控器304每个可起到提供发动机外壳152的结构完好的连续指示的监控电路的作用。鉴于此，第一监控器302和第二监控器304可监控发动机外壳152和/或发动机支柱200超过在发动机的额定(例如，非烧穿)运转期间发生的正常加热的过度局部加热。

系统300包括通信地耦接至第一监控器302和第二监控器304的控制器360。控制器360可确定第一监控器302和第二监控器304是否已出故障。如果第一监控器302和第二监控器304两者已出故障，则控制器360自动地降低涡轮发动机118的运转参数170。例如，作为保持发动机支柱200的结构完整性的手段，控制器360可以导致发动机支柱200的温度的降低的方式自动地降低发动机推力172、燃烧室温度174和/或燃烧室压力176。通过“自动的”或者“自动地”，在本申请的背景下意味着，在没有来自机组人员或其他操作员的手动输入的情况下，控制器360可降低涡轮发动机118的运转参数170。

系统300可允许控制器360手动超驰以用于将运转参数170微调至与通过控制器360执行的设定不同的设定。在其他实例中，控制器360可以是电子发动机控制系统，诸如，可禁止通过机组人员的手动超驰的全权限数字发动机控制器360(fadec362-图1)。然而，控制器360只有在达到可通过发动机支柱200处理的极限温度的程度可降低涡轮发动机118的运转参数170(例如，推力设定)。如有必要，系统300可被构造成为机组人员提供用于涡轮发动机118的完全停工的能力。系统300有利地避免了复杂的温度检测逻辑，这否则将需要温度监控和从涡轮发动机118(例如，发动机外壳152)和包括发动机支柱200的机体102上的各种不同位置输入的连续温度数据。

图2是可结合本文中公开的系统300(图1)的一个或多个实例的飞机100的透视图。飞机100包括机身104以及从机身104向外延伸的一对机翼114。飞机100可包括每个通过发动机支柱200耦接至机翼114的一对涡轮发动机118。飞机100可包括位于机身104的前端处的飞行甲板106以及位于机身104的后端处的尾部108。尾部108可包括一个或多个水平尾翼112和垂直尾翼110。尽管目前公开的系统300和方法在如图2中所示的管道和机翼(tube-and-wing)飞机100的背景下进行描述，但是系统300和方法可在具有一个或多个涡轮发动机118的包括固定翼飞机和旋转翼飞机的任何类型的飞机上实施。此外，目前公开的系统300和方法可在任何类型的民用飞机、商用飞机和/或军用飞机上实施，不受限制。

图3是使用发动机支柱200安装至机翼114的涡轮发动机118的高涵道涡轮风扇构造的实例的侧视图。图4是图3的涡轮风扇发动机的前视图。在示出的实例中，发动机支柱200将涡轮发动机118定位在机翼114下方并且通常在机翼前方。大气空气进入通过风扇罩130限定的进气口。进气的一部分被压缩并且被注入有燃料并被点燃，导致在从芯部喷嘴150排出之前膨胀。进气的剩余部分在从风扇喷嘴134排出之前通过风扇转子124(图5)向后加速。来自芯部喷嘴150和风扇喷嘴134的组合排放物形成发动机推力172(图1)。

图5是示出了用于使用发动机支柱200将涡轮发动机118附接至飞机机翼114的附接构造的实例的涡轮发动机118的截面图。发动机支柱200可包括可被描述为发动机支柱200的主要承载结构的主要部分208。附接构造可包括一个或多个对角撑202，每个对角撑在发动机支柱200的下后端与可在结构上耦接至翼梁116的机翼配件(未示出)之间延伸。此外，附接构造可包括一个或多个上拉杆204，该上拉杆在发动机支柱200的顶部与也可在结构上耦接至翼梁116的机翼配件(未示出)之间延伸。

发动机支柱200的主要部分208可包括一个或多个发动机架，该发动机架被定义为涡轮发动机118附接至发动机支柱200的位置。发动机架可包括一个或多个前部发动机架210和一个或多个尾部发动机架212。在示出的实例中，前部发动机架210和尾部发动机架212每个可机械地附接至发动机芯部136的发动机外壳152。

如以上关于图3-图4所提到的，发动机芯部136可由风扇罩130和风扇喷嘴134围绕。大气空气可被抽吸到通过风扇罩130限定的进气口122中。风扇罩130可限制可在风扇外壳126内旋转的风扇转子124。风扇罩130和风扇外壳126可通过径向地伸出的叶片128支撑在发动机芯部136上。进气的一部分可被抽吸到发动机芯部136中并且通过分别容纳在低压压缩器外壳154和高压压缩器外壳156内的低压压缩器138和高压压缩器140压缩。加压空气可被传输至可通过燃烧室外壳158包封的燃烧室142。

燃烧室142可包括可穿透燃烧室外壳158的一个或多个燃料喷射器144。燃料喷射器144可将燃料喷射到压缩空气中以形成空气燃料混合物，该空气燃料混合物可被点燃，导致燃烧室142内部的压力和温度的相对较大增加。空气燃料混合物的点燃可产生过热空气(例如，燃烧气体)，该过热空气可从燃烧室142流到分别容纳在高压涡轮机外壳160和低压涡轮机外壳162内的高压涡轮机146和低压涡轮机148中。涡轮机146、148可使涡轮机排气外壳164内部的燃烧气体在从芯部喷嘴150排出之前膨胀。涡轮机146、148还可使风扇转子124旋转以通过风扇管道132使进气的剩余部分加速并且离开风扇喷嘴134以增加至发动机推力172。

仍然参考图5，在示出的实例中，发动机支柱200可在平行于涡轮发动机118的纵向轴线120的方向上沿着发动机外壳152延伸。发动机支柱200可至少部分地与燃烧室外壳158重叠或者以非接触关系在燃烧室外壳158上方延伸。然而，发动机支柱200还可与发动机外壳152的其他部分重叠。例如，发动机支柱200可与高压燃烧室外壳158和低压燃烧室外壳158重叠。在图5中，前部发动机架210可在低压压缩器外壳154处耦接至发动机芯部136。发动机支柱200还可与高压涡轮机外壳160和低压涡轮机外壳162重叠。在示出的实例中，尾部发动机架212可在高压涡轮机外壳160处耦接至发动机芯部136。如可理解的，发动机支柱200可沿着发动机芯部136的任何部分延伸，并且可在各个位置中的任一个处耦接至发动机芯部136，并且不局限于附图中示出的和本文中描述的附接点。

图6是发动机支柱200的底面206的平面图，示出了安装至发动机支柱200的底面206或者沿着发动机支柱的底面定位的第一监控器302和第二监控器304的实例。还示出了控制器360的示意图，第一监控器302和第二监控器304每个可通信地耦接至该控制器。第一监控器302和/或第二监控器304每个可具有耦接至控制器360的相对端以形成一对电连续性电路306。如以上所指出的，控制器360可以是电子发动机控制器360(例如，fadec362)。在实施方式中，控制器360可被构造成使得无论何时运转涡轮发动机118(图1)，控制器360可生成用于注入到电连续性电路306中的每个(例如，第一监控器302和第二监控器304)中的电流。在实施方式中，系统300可被构造成使得必须根据用于调度飞机100的要求通过电连续性电路306中的每个(例如，通过第一监控器302并且通过第二监控器304)来确认连续性。

如以上所指出的，在实施方式中，控制器360确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障，并且如果第一监控器302和第二监控器304两者已出故障，则控制器360自动地降低涡轮发动机118(图1)的运转参数170(图1)。在一些实例中，控制器360可使通过第一监控器302和/或第二监控器304的电流308的停止与由于该位置处的烧穿导致的由通过发动机外壳152(图1)排出的一股热气(未示出)对第一监控器302和/或第二监控器304的加热引起的第一监控器302和/或第二监控器304的电连续性的中断相互关联。鉴于此，通过第一监控器302的电流308的停止可对应于(例如，可被描述为)第一监控器302的故障。同样，通过第二监控器304的电流308的停止可对应于第二监控器304的故障。

如以上所提到的，第一监控器302和第二监控器304每个可被构造成当达到触发温度时单独地出故障。在涡轮发动机118的运转期间达到触发温度可指示发动机外壳152(例如，燃烧室外壳158)中的烧穿。鉴于此，第一监控器302和第二监控器304可提供用于监控超过在额定发动机运转期间在该位置处出现的正常加热的发动机支柱200的过度局部加热的装置。在一个实例中，触发温度不可高于在最大推力下的额定发动机运转期间的燃烧室温度174(图1)。触发温度可低于发动机支柱200材料的熔化温度(例如，对于高强度钢，约为2700f；对于钛ti-6al-4v，约为3000f)。

当确定第一监控器302和第二监控器304两者已出故障时，控制器360自动地降低发动机运转参数170(图1)。例如，控制器360可降低发动机推力172(图1)。替代地或者此外，控制器360可实现燃烧室142(图5)内部的燃烧室压力176(图1)的降低。这种燃烧室压力176的降低可由于与发动机推力172的降低相对应的流到燃烧室142中的燃料流速的降低而导致。在另一实例中，控制器360可诸如通过降低发动机推力172来实现燃烧室温度174的降低。鉴于此，控制器360可被构造成通过降低涡轮发动机118的t4速率(其可对应于燃烧室出口/涡轮机入口(例如，涡轮发动机的位置t4)处的温度)来降低运转参数170。有利地，降低与t4速率相关的运转参数170可允许涡轮发动机118调整至外部条件，使得发动机推力172仅降低至允许发动机支柱200保持必需的承载能力以在飞行的剩余阶段期间支撑涡轮发动机118所需的水平。

控制器360优选地被构造成降低运转参数170(例如，发动机推力172)使得涡轮发动机118没有完全停工或者降低至空转，而是降低至在继续产生液压、气动功率和/或电力以支持其他飞机系统的同时允许涡轮发动机118产生降低量的发动机推力172的非空转推力设定。例如，涡轮发动机118可继续以产生一些量的液压以支持飞行控制表面的液压致动的非空转水平运转，和/或允许涡轮发动机118继续产生电力以支持诸如电子设备的各种电力系统。尽管控制器360可避免当通过第一监控器302和第二监控器304两者的故障而触发时的涡轮发动机118的完全停工，但是系统300可允许通过机组人员的发动机的完全停工。

控制器360可被构造成经由可位于飞行甲板106(图2)上的一个或多个推力杆(未示出)的推力水平设定的降低来降低发动机推力172(图1)。发动机推力172可降低为非空转推力设定，使得发动机支柱200的温度保持在极限温度或者极限温度以下。在一些实例中，极限温度可通过安装在发动机支柱200上并且耦接至控制器360的一个或多个温度传感器(例如，热电偶-未示出)测量。极限温度可基于由此形成发动机支柱200的材料。例如，发动机推力172可降低至使得极限温度是这样的温度的水平，即，在该温度以下，发动机支柱200材料保持其室温强度的至少百分之50。在另一实例中，极限温度可以是这样的温度，在该温度以下，发动机支柱200材料在室温下保持其屈服强度的至少百分之70。

在一些实例中，只有当第二监控器304在第一监控器出故障的相对较短时间段内出故障时，控制器360可降低涡轮发动机118的运转参数170。例如，只有当第一监控器302和第二监控器304在彼此长达10秒内出故障时，控制器360可降低运转参数170。更优选地，只有当第一监控器302和第二监控器304在彼此一(1)秒内出故障时，控制器360可被构造成降低运转参数170。第二监控器304出故障的相对较短时间内的第一监控器302出故障可避免在由于除了发动机外壳152的烧穿之外的原因(诸如例如，控制器360与监控器302、304中的一个之间的松动(例如，电)连接)导致的第一监控器302和第二监控器304中的仅一个出故障的情况下的假警报。

控制器360可被构造成将至少受影响的发动机的推力设定降低至导致发动机支柱200的温度的降低下降至发动机支柱200能够保持其承载能力的极限温度的水平。对于多发动机飞机100，控制器360可被构造成降低至少受影响的发动机的推力设定，该受影响的发动机可被定义为具有故障的第一监控器302和第二监控器304的发动机。控制器360可以可选地被构造成同等地降低所有发动机(例如，双发动机飞机100的两个发动机)的发动机推力172以避免不对称的推力情况。在一些实例中，控制器360可被构造成将飞行甲板106上的推力杆物理地移动至降低的推力设定。

简要地参考图1，在一些实例中，系统300可包括指示器364(例如，警告灯和/或警铃-未示出)，该指示器可通信地耦接至控制器360。对于控制器360确定第一监控器302和第二监控器304中的仅一个已出故障(而不是两个)的情形，控制器360可使指示器364产生故障的指示。例如，飞行甲板106中的指示器364可警告故障的机组人员，使得他们可更密切地监控涡轮发动机118的运转特性(例如，燃烧室温度174、燃烧室压力176、废气温度、燃料流量等)。指示器364可被构造成诸如经由照明或者闪光的警告灯产生可视指示。这种警告灯可包括在仪表盘和/或玻璃屏幕上或者可放置在飞行甲板106中的另一位置处。在其他实例中，指示器364可利用字母数字字符呈现数字显示，其指示故障的出现并且包括其他信息，诸如，发动机(例如，双发动机飞机100的左侧发动机或者右侧发动机)的识别、燃烧室142的当前温度(t4)和/或压力、故障的开始的时间戳以及其他信息。

在又一实例中，指示器364可以是扬声器，该扬声器被构造成提供故障的听觉指示，诸如，蜂鸣、嘟嘟声、不变的音调、预录的声音信息或者其他听觉指示。替代地或者此外，指示器364可被构造成提供故障的触觉指示。例如，指示器364可包括位于飞行甲板106上的振动机组人员座椅和/或振动控制杆或者操纵杆。在包括监控器302、304中的唯一一个出故障或者监控器302、304两者出故障的任何故障情形下，这些故障可自动地记录到飞机运行历史中，诸如，记录在飞行数据记录器中。此外或替代地，这些故障信息可传输至基于地面的实体，诸如，航空公司维修人员，从而一旦飞机100到达其预期的目的地或者在定期维修检查期间的稍后时间到达，则他们可准备好检查受影响的发动机。在监控器302、304中的唯一一个出故障的情况下，控制器360可在没有降低运转参数170的情况下继续运转涡轮发动机118的同时产生故障的指示。鉴于此，监控器302、304中的一个的唯一故障可导致控制器360在故障之前允许涡轮发动机118以相同的发动机推力172、燃烧室温度174和/或燃烧室温度174继续运转。

再次参考图6，示出的是被构造成电导体312并且位于发动机支柱200的底面206上的第一监控器302和第二监控器304的实例。电导体312中的每个的相对端可通信地耦接至控制器360。电导体312中的每个可由被构造成当在发动机外壳152(图1)的烧穿的情况下诸如通过一股热气局部地加热至触发温度时局部地熔化或者切断的材料形成。在涡轮发动机118的运转期间，控制器360可被构造成产生用于注入到每个电导体312中的电流。在一些实例中，控制器360可使通过电导体312的电流308的停止与电导体312的连续性的中断相互关联，并且电导体的连续性的中断可由于通过一股热气切断电导体312而出现。

在图6中示出的实例中，第一监控器302和第二监控器304可彼此相对靠近地放置以避免单点故障的可能性以及由于涡轮发动机118的运转参数170(例如，发动机推力172)的不必要的降低导致的假警报的可能性。在一个实例中，第一监控器302和第二监控器304可以在沿着第一监控器302和第二监控器304的长度的任一点处小于约三(3)英寸的最大间隔彼此非接触地靠近地定位。在优选的实施方式中，该间隔可小于约一(1)英寸。

此外，第一监控器302和/或第二监控器304可被构造成直线(straight)形状338。在示出的实例中，第一监控器302和第二监控器304可沿着大体上平行于涡轮发动机118的纵向轴线120的方向延伸。此外，第一监控器302可定向成基本上平行于(例如，±30度)第二监控器304。然而，第一监控器302和第二监控器304可以除了直线形状338之外的形状提供，并且可定向在各个不同方向中的任一个方向上。尽管在本文中公开的任何实施方式中，第一监控器302和第二监控器304优选地具有基本上相同的构造、形状和/或尺寸(例如，相同长度和/或覆盖发动机支柱200和/或发动机外壳152的相同区域)，但是第一监控器302可以与第二监控器304不同的构造、形状和/或尺寸提供。

图7是被构造成安装至发动机支柱200的底面206的热熔丝314的第一监控器302和第二监控器304的实例。如上所述，每个热熔丝314与控制器360形成电连续性电路306，其可产生用于通过每个热熔丝314的电流。每个热熔丝314可包括定位在沿着热熔丝314的长度的任何位置处的至少一个易熔部316。在一些实例中，热熔丝314可包括位于沿着热熔丝314的长度的隔开的间隔处的多个易熔部316。与电导体312实施方式的上述功能相似，热熔丝314的易熔部316可被构造成在局部地加热至触发温度时熔化。控制器360可使通过热熔丝314的电流308的停止与易熔部316的熔化相互关联。对于第一监控器302或者第二监控器304被构造为热熔丝314的实施方式，通过热熔丝314的电流308的这种停止可对应于(例如，可被描述为)监控器302、304的故障。

图8是每个被构造为充气传感器管318的第一监控器302和第二监控器304的实例。每个传感器管318可包括密封壳体320，该密封壳体包含诸如氦的惰性气体322。在一些实例中，传感器管318可包括被构造成当加热至触发温度时放出氢气的金属氢化物芯部324。传感器管318可操作地耦接至压力开关326，在示出的实例中，该压力开关可位于传感器管318的相对端中的一个上。

参考图9-图10，示出的是示出了压力开关326的实例的传感器管318的端部。图9示出了处于常闭位置334的压力开关326。压力开关326可包括电端子310，该电端子可耦接至控制器360。此外，压力开关326可包括内部滑动桥接件(bridge)328。在图9的实例中，滑动桥接件328处于与电端子310互相连接的闭合位置334并且从而形成电连续性电路306，使得通过控制器360注入的电流308可在位于压力开关326的相对侧上的电端子310之间流动。

参考图10，示出的是图9的处于气动致动打开位置336的压力开关326。当壳体320在烧穿事件期间诸如通过一股热气(未示出)加热到触发温度时，密封在壳体320内的气体322(例如，氦和放出的氢气)可增加传感器管318内的内部压力332。内部压力332的增加可导致压力开关326的气动致动，其中滑动桥接件328从图9中的闭合位置334移动至图10中的打开位置336。压力开关326向打开位置336的致动可中断与控制器360的电连续性，使穿过压力开关326的电流308停止。控制器360可检测由于通向控制器360的电流308的停止导致的并且对应于第一监控器302和第二监控器304的故障的压力开关326从闭合位置334向打开位置336的致动。

图11-图12示出了压力开关的另一实例。图11示出了处于常开位置336的压力开关，其中滑动桥接件328由于密封在壳体320内的气体322的内部压力与电端子310远离隔开。压力开关326可包括一个或多个弹簧329，该弹簧可通过气体322的内部压力压缩。气体322的内部压力可迫使桥接件328远离电端子310，并且从而防止电流(未示出)在打开位置336在位于压力开关326的相对侧上的电端子310之间的流动。

图12示出了由于壳体320内的气体322的内部压力的损失导致的处于闭合位置334的图11的压力开关326。气体322的内部压力的损失允许弹簧329将桥接件328偏压成与位于压力开关326的相对侧上的电端子310接触。气体322的内部压力的损失可由于气体322通过一个或多个开口333的漏出而导致，该一个或多个开口可在涡轮发动机(未示出)的烧穿事件期间通过从发动机外壳(未示出)发出的一股或多股热气331在壳体320中烧出。例如，一股热气331可将壳体320局部地加热至触发温度，该触发温度可以是壳体材料的熔化温度，并且导致在壳体320中形成开口333，气体322可通过该开口漏出。有利地，图11-图12的压力开关326的实例可避免将壳体320构造成抵抗通过一股热气熔穿(melt-through)的需要。

如可理解的，压力开关326可以各种不同构造中的任一个提供，并且不局限于图9-图12中示出的构造。此外，传感器管318可设置为没有金属氢化物芯部324，而是可依靠惰性气体322的膨胀以气动地致动压力开关326。

图13是包括一对第一监控器302和第二监控器304的目前公开的系统300的另一实例的平面图，如上所述，第一监控器和第二监控器的端部每个可通信地耦接至控制器360(未示出)。在示出的实例中，每对第一监控器302和第二监控器304彼此靠近地定位并且彼此平行地定向。这些对位于发动机支柱200的底面206的纵向中心线(未示出)的相对侧上。鉴于此，每对第一监控器302和第二监控器304可定位为检测发动机支柱200的底面206的相应侧上的烧穿事件。尽管第一监控器302和第二监控器304每个被示出为具有彼此平行地定向的直线形状338，但是监控器302、304可以各种不同形状和构造中的任一个提供。

图14是每个构造成螺旋形形状340的第一监控器302和第二监控器304的实例。螺旋形形状340可增加沿着发动机支柱200的底面206的用于检测局部烧穿事件的区域。第一监控器302和第二监控器304中的每个的相对端可以上述方式通信地耦接至控制器360(未示出)。此外，第一监控器302和第二监控器304的至少一部分可与发动机支柱200的前部发动机架210和/或尾部发动机架212重叠以促进紧邻负载敏感的发动机架210、212的烧穿的检测。鉴于此，发动机架210、212可被构造成提供用于将监控器302、304安装在发动机架210、212与发动机外壳152之间的空间。

图15是每个被构造成环350并且彼此嵌套的第一监控器302和第二监控器304的实例。如以上所指出的，环350中的每个的相对端可通信地耦接至控制器360(未示出)以形成一对电连续性电路306。图15示出了安装至发动机支柱200的底面206并且在前部发动机架210与尾部发动机架212之间延伸的环350。图16是被构造为嵌套环350并且与发动机支柱200的底面206的前部发动机架210和尾部发动机架212重叠的第一监控器302和第二监控器304的实例。如可理解的，在本文中公开的任何实例中，第一监控器302和第二监控器304可以各种不同尺寸、形状和构造中的任一个提供，不受限制。此外，尽管附图示出了彼此靠近地定位的单个第一监控器302和单个第二监控器304，但是系统300可包括安装在发动机支柱200上的不同位置处和/或安装在发动机外壳152上的不同位置处的一对或多对监控器302、304(例如，图15)，如以下更详细地描述的。

图17是涡轮发动机118的截面图，示出了附接至风扇外壳126的发动机支柱200的前部发动机架210。如以上所指出的，风扇外壳126可围绕风扇转子124。与图5中示出的布置相似，发动机支柱200的尾部发动机架212被示出为附接至发动机外壳152。图17中示出的布置导致发动机支柱200的底面206的前部以比图5中示出的布置更大的距离与发动机外壳152隔开。应当注意的是，图5和图15中示出的发动机支柱构造代表目前公开的系统300可实施的发动机支柱200的各种不同尺寸、形状和构造中的两种。

图18是图17的发动机芯部136的上表面的平面图，并且示出了安装至发动机外壳152的第一监控器302和第二监控器304的实例。在示出的实例中，第一监控器302和第二监控器304中的每个具有直线形状338并且以彼此靠近、平行的关系安装。如上所述，第一监控器302和第二监控器304中的每个的相对端可通信地耦接至控制器360(未示出)以形成电连续性电路306。优选地，第一监控器302和第二监控器304的至少一部分沿着发动机芯部136的燃烧室外壳158延伸。

图19示出了被构造成与上述图14中的布置相似的螺旋形形状340的第一监控器302和第二监控器304的实例。在本文中示出的任何实例中，第一监控器302和第二监控器304可在发动机外壳152的任何部分上延伸，而不局限于附图中示出的布置。例如，第一监控器302和第二监控器304每个可与燃烧室外壳158以及高压压缩器外壳156的至少一部分和/或高压涡轮机外壳160的至少一部分重叠。

图20是每个被构造为环350并且安装至发动机外壳152的外部的第一监控器302和第二监控器304的实例的平面图。如以上所指出的，多个监控器环350可安装在发动机外壳152上以用于监控并且检测烧穿事件的出现。甚至进一步地，第一监控器302和第二监控器304的不同构造可结合在相同表面上。例如，尽管图20中未示出，但是呈直线形状338的第一监控器302和第二监控器304可定位在第一监控器302和第二监控器304的嵌套环350的中央。

图21是示出了将第一监控器302和第二监控器304直接定位在发动机支柱200的底面206下方的实例的发动机芯部136和发动机支柱200的截面图。如以上所指出的，在本文中公开的任何实例中，第一监控器302和/或第二监控器304可安装在优选地面朝燃烧室外壳158的发动机支柱200上。如图6-图16中所示，任意数量的监控器对(例如，第一监控器302和第二监控器304)可安装在发动机支柱200的任何位置上，并且优选地安装在面向发动机外壳152的发动机支柱200的底面206上。此外或替代地，任意数量的监控器对可安装在发动机外壳152上的任何位置处，并且优选地在面朝和/或紧邻发动机支柱200定位的位置处紧邻燃烧室外壳158。

图22是具有可包括在诸如在发动机外壳152的烧穿的情况下保护发动机支柱200的结构完整性的方法400中的一个或多个操作的流程图。方法400的步骤402可包括使涡轮发动机118运转。如以上所指出的，如图5中所示，抽吸到进气口122中的大气空气在行进到燃烧室142中之前可通过一个或多个压缩器压缩。燃料可被注入或喷射到压缩空气中并且被点燃，其可引起燃烧室142内部的压力和温度的明显增加。由此产生的过热燃烧气体可行进到涡轮机中，燃烧气体在从芯部喷嘴150排出之前可在该涡轮机中膨胀。

方法400的步骤404可包括使第一监控器302和/或第二监控器304的温度增加，如可在涡轮发动机118的运转期间在发动机外壳152中的烧穿的情况下出现。如以上所指出的，由于燃烧室142中的相对高的压力和温度，在燃烧室外壳158中可出现烧穿。然而，在发动机外壳152中的其他位置处(诸如，燃烧室142的下游)也可出现烧穿。例如，由于进入发动机芯部136的涡轮机部的燃烧气体的相对高的温度，在高压涡轮机外壳160的入口处可出现烧穿。

方法400的步骤406可包括响应于相应的第一监控器302和第二监控器304达到触发温度使第一监控器302和/或第二监控器304出故障。如上所述，第一监控器302和第二监控器304可被构造成当加热至超过在涡轮发动机118的额定(例如，非烧穿)运转期间发动机支柱200可受到的正常温度的触发温度时出故障。在一个实例中，触发温度可低于发动机支柱200材料的熔化温度，并且高于上述极限温度。

方法400的步骤408可包括使用控制器360确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障。如上所述，在实施方式中，第一监控器302和/或第二监控器304每个可被设置为无论何时运转涡轮发动机118控制器360可将电流308连续地注入到其中的电连续性电路306。在该实施方式中，确定电连续性电路306是否已出故障的步骤可包括使通过电连续性电路306的电流308的停止与电连续性电路306的中断相互关联，并且电连续性电路306的中断可对应于(例如，可被描述为)第一监控器302的故障和/或第二监控器304的故障)。如上所述，电连续性电路306的故障可由于发动机外壳152的烧穿导致，其可导致切断电连续性电路306，从而使电流308中断。

对于电连续性电路306是电导体312(图6)的实施方式，确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障的步骤可包括使用控制器360使通过电导体312的电流308的停止相互关联。通过电导体312的电流308的停止可以是通过从发动机外壳152中的烧穿发出的一股热气切断电导体312的结果。这股热气可将电导体312局部地加热至引起电导体312的局部熔化和切断的触发温度或触发温度以上。鉴于此，通过电导体312的电流308的停止可对应于如通过电导体312所表现的第一监控器302或者第二监控器304的故障。

对于电连续性电路306是具有至少一个易熔部316(图7)的热熔丝314的实施方式，确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障的步骤可包括使用控制器360使通过热熔丝314的电流308的停止与易熔部316的熔化相互关联。易熔部316可通过从发动机外壳152发出的一股热气熔化。如上所述，易熔部316的熔化可对应于如通过热熔丝314所表现的第一监控器302或者第二监控器304的故障。

对于电连续性电路306是具有如上所述的压力开关326的充气传感器管318(例如，图8-图10)的实施方式，确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障的步骤可包括使用控制器360检测压力开关326的气动致动，该压力开关的气动致动可由传感器管318中的气体322的内部压力332的增加而引起。如上所述，传感器管318内的内部压力332的增加可由于发动机外壳152中的烧穿导致的热330的施加而引起。压力开关326从闭合位置334(图9)至打开位置336(图10)的致动可中断压力开关326与控制器360之间的电连续性电路306。由此产生的电流308的停止可对应于如通过传感器管318所表现的第一监控器302或者第二监控器304的故障。

在图11-图12中示出的另一实施方式中，压力开关326的致动可由传感器管318内的气体322的内部压力的降低或者损失而引起。传感器管318内的内部压力322的降低或者损失可以是在壳体320的一个或多个位置中形成开口333的结果。这种开口333可通过一股热气331(图12)在壳体中熔出，允许惰性气体322从壳体320漏出并且导致弹簧329将滑动桥接件328从常开位置336(图11)偏压至闭合位置334(图12)并且使压力开关326的相对侧上的端子310互相连接。端子310通过桥接件328的互相连接可允许电流308穿过压力开关326的流动，从而形成可通过控制器360检测的闭合电连续性电路306。作为响应，控制器360可降低涡轮发动机118的运转参数170。

在方法400的一些实例中，确定第一监控器302和/或第二监控器304是否已出故障的步骤408可包括使用控制器360确定第一监控器302和第二监控器304中的仅一个已出故障。在这种情形下，该方法可包括使用控制器360使指示器364(图1)生成第一监控器302和第二监控器304中的任一个出故障的指示。控制器360可使指示器364生成作为警告机组人员的手段的指示，使得他们更密切地监控受影响的发动机的运转。控制器360可允许涡轮发动机118在没有降低运转参数170(诸如发动机推力172)的情况下继续运转。

使指示器364显示第一监控器302和第二监控器304出故障的步骤可包括诸如为机组人员生成故障的可视指示、听觉指示和/或触觉指示。鉴于此，该指示可在飞机100的飞行甲板106中通过警告灯、警告声音、和/或诸如机组人员座椅、控制杆或者飞行甲板106中的另一物体的警告振动生成。如上所述，该方法可另外包括将故障的出现记录在飞行数据记录器中和/或将故障的出现传输至基于地面的实体，诸如，航空公司维修人员。

方法400的步骤410可包括如果第一监控器302和第二监控器304两者已出故障则使用控制器360降低涡轮发动机118的运转参数170。如上所述，控制器360可被构造成只有当第二监控器304在第一监控器302出故障的预定时间或相对短时间内出故障时降低运转参数170。例如，只有当第二监控器304在第一监控器302出故障的一(1)秒内出故障时，控制器可降低运转参数170。这种布置可避免假警报，该假警报否则可由于通过非烧穿事件(诸如，控制器360与监控器302、304中的一个之间的松动连接)感知到的监控器302、304中的一个出故障而出现，导致通过监控器302、304的电流308的停止，接着由于烧穿在稍后时间(例如，大于1秒)剩余的监控器出故障。

在第一监控器302和第二监控器304两者已出故障的情况下，该方法可包括将发动机推力172降低至非空转推力设定。例如，发动机推力172可降低至使得发动机支柱200(例如，发动机支柱200的最靠近发动机外壳152的部分)的温度降低至发动机支柱200材料保持其室温强度的某个百分比时的极限温度以下或者降低至极限温度的水平。在实施方式中，控制器360可自动地将发动机推力172降低至使得发动机支柱200的温度降低至发动机支柱200材料的强度是其室温屈服强度的至少百分之70时的温度以下的水平。鉴于此，发动机推力172可局限于在飞行的剩余部分期间保持发动机支柱200的承载能力所需的程度。作为降低发动机推力172的替代或者除了降低发动机推力172之外，降低运转参数170的步骤可包括将燃烧室压力176降低和/或将燃烧室温度174降低至使得发动机支柱200被降低至极限温度以下的温度或者降低至极限温度的水平。

进一步地，本公开包括根据下列项的实施方式：

项1.一种用于保护发动机支柱的结构完整性的系统，包括：

第一监控器，紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机体的发动机支柱安装；

第二监控器，紧邻第一监控器安装，第一监控器和第二监控器每个被构造成在涡轮发动机的运转期间当达到指示发动机外壳中的烧穿的触发温度时出故障；以及

控制器，通信地耦接至第一监控器和第二监控器，控制器被构造成当第一监控器和第二监控器两者出故障时自动地降低涡轮发动机的运转参数。

项2.根据项1所述的系统，其中：

运转参数是发动机推力。

项3.根据项2所述的系统，其中：

控制器被构造成将发动机推力降低至非空转推力设定。

项4.根据项1所述的系统，其中：

控制器被构造成只有当第二监控器在第一监控器的预定时间内出故障时降低涡轮发动机的运转参数。

项5.根据项1所述的系统，进一步包括：

指示器，通信地耦接至控制器；并且

控制器被构造成确定是否第一监控器和第二监控器中的仅一个已出故障，并且如果第一监控器和第二监控器中的仅一个已出故障，则控制器被构造成使指示器生成第一监控器和第二监控器中的仅一个出故障的指示。

项6.根据项1所述的系统，其中：

第一监控器和第二监控器中的至少一个包括具有耦接至控制器的相对端的电连续性电路；

控制器被构造成使电流连续地通过电连续性电路；并且

控制器使通过电连续性电路的电流的停止与对应于第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障的电连续性电路的中断相互关联。

项7.根据项6所述的系统，其中：

电连续性电路包括电导体和热熔丝中的一个。

项8.根据项6所述的系统，其中：

第一监控器和第二监控器中的至少一个包括传感器管，该传感器管具有包含气体的壳体并且操作地耦接至压力开关，该压力开关通信地耦接至控制器；并且

控制器被构造成在壳体和气体中的至少一个中的一个加热至触发温度期间检测压力开关的致动，压力开关的致动对应于第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障。

项9.根据项1所述的系统，其中，第一监控器和第二监控器中的至少一个安装在以下中的一个上：

发动机支柱的底面；以及

涡轮发动机的燃烧室外壳。

项10.根据项1所述的系统，其中：

涡轮发动机通过发动机支柱耦接至机翼和机身中的一个。

项11.一种用于保护发动机支柱的结构完整性的系统，包括：

第一监控器，紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机翼的发动机支柱安装；

第二监控器，紧邻第一监控器安装，第一监控器和第二监控器每个被构造成在涡轮发动机的运转期间当达到指示发动机外壳中的烧穿的触发温度时出故障；以及

控制器，通信地耦接至第一监控器和第二监控器，控制器被构造成当第一监控器和第二监控器两者出故障时自动地降低涡轮发动机的发动机推力。

项12.一种用于保护发动机支柱的结构完整性的方法，包括：

使通过发动机支柱耦接至飞机的机体的涡轮发动机运转；

使紧邻发动机支柱安装并且通信地耦接至控制器的第一监控器和第二监控器中的至少一个的温度增加；

当达到指示涡轮发动机的发动机外壳中的烧穿的触发温度时，使第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障；

使用控制器确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障；以及

如果第一监控器和第二监控器两者已出故障，则使用控制器降低涡轮发动机的运转参数。

项13.根据项12所述的方法，其中，降低运转参数的步骤包括：

降低发动机推力。

项14.根据项13所述的方法，其中，降低发动机推力的步骤包括：

将发动机推力降低至非空转推力设定。

项15.根据项12所述的方法，其中，降低运转参数的步骤包括：

只有当第二监控器在第一监控器的1秒内出故障时降低运转参数。

项16.根据项12所述的方法，其中，确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障的步骤包括：

使用控制器确定第一监控器和第二监控器中的仅一个已出故障；以及

使用控制器使指示器生成第一监控器和第二监控器中的仅一个出故障的指示。

项17.根据项16所述的方法，其中，使指示器生成第一监控器和第二监控器中的仅一个出故障的指示的步骤包括：

生成可视指示、听觉指示和触觉指示中的至少一个。

项18.根据项12所述的方法，其中，第一监控器和第二监控器中的至少一个包括通信地耦接至控制器的电连续性电路，确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障的步骤包括：

使用控制器使通过电连续性电路的电流的停止与对应于第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障的电连续性电路的中断相互关联。

项19.根据项18所述的方法，其中：

电连续性电路包括电导体和热熔丝中的一个。

项20.根据项12所述的方法，其中，第一监控器和第二监控器中的至少一个包括充气传感器管，该充气传感器管操作地耦接至压力开关，该压力开关通信地耦接至控制器，确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障的步骤包括：

响应于将传感器管加热至触发温度并且对应于第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障使用控制器检测压力开关的致动。

对于本领域内的普通技术人员而言，本公开的额外修改和改进可以是显而易见的。因此，本文中描述和示出的部件的特定组合仅旨在表现本公开的特定实施方式，而并非旨在用作对落在本公开的精神和范围内的可替代的实施方式或装置的限制。