气体涡轮引擎和操作方法与流程

本公开涉及操作气体涡轮引擎的方法、用于控制气体涡轮引擎的控制系统以及采用所述控制系统的气体涡轮引擎。

背景技术：

需要飞行器气体涡轮引擎在各种条件下可靠且有效地长时间(两次大修之间大约数千小时)操作。例如，需要飞行器引擎提供高功率用于起飞，然后该高功率必须被节流回低功率用于爬升和巡航。在操作期间，引擎经受变化的大气条件，从海平面处的高温、相对高压的空气变为高处的低温、低压空气。

条件和推力水平的这种连续变化会导致引擎磨损。通常，飞行器气体涡轮引擎的寿命的限制因素是涡轮盘和其他旋转部件的裂纹扩展。在操作期间，可形成裂纹。一旦产生裂纹，必须对引擎进行大修。在大多数情况下，在裂纹形成之前对引擎进行大修，这通常限定了引擎大修之间的最长时间。

因此，本公开的目的(其中之一)是提供一种操作方法、控制系统和引擎，所述操作方法、控制系统和引擎试图减少引擎部件中裂纹的形成和扩展，从而延长引擎寿命。

技术实现要素：

根据第一方面，提供了一种操作气体涡轮引擎的方法，该方法包括：

检测引擎加速或减速事件，或者确定引擎加速或减速事件即将出现或可能即将出现；并且在检测到引擎加速或减速事件时，或者在引擎加速或减速事件之前，增加涡轮转子盘热输入以升高涡轮转子盘的温度或降低涡轮转子盘的冷却速率。

已经发现，在引擎加速或减速事件的情况下，涡轮盘的温度快速升高。这种加热通常是不均匀的，其中盘的一些部分的温度增加比其他部分更快速。因此，在此类情况下存在温度梯度。应当理解，鉴于热膨胀，此类温度梯度将产生对盘的应力。通过在引擎加速或减速事件之前或期间通过向盘提供热输入来升高盘的温度，可以在更长的时间段内发生温度升高。因此，温度梯度(以及因此应力)减小，因为存在足够的时间使温度均匀分布。因此，所公开的系统减小了涡轮盘应力，因此延长了盘寿命，继而可延长引擎的寿命。

检测引擎加速或减速事件的步骤可包括检测引擎推力需求设置变化或者自动驾驶仪或自动油门输入。

确定引擎加速或减速事件即将出现的步骤可包括确定飞行器的即将发生的飞行阶段。当预计飞行器开始爬升飞行阶段和下降飞行阶段中的一者或多者时，引擎加速可被确定为即将出现。

确定引擎加速事件即将出现的步骤可包括从自动驾驶仪控制器、自动油门控制器和空中交通管制系统中的一者或多者接收数据。

该方法可包括保持盘的增加加热直到引擎加速或减速事件开始，或者可包括在引擎加速或减速期间继续增加加热。该方法可包括当盘达到预定温度时停止盘的增加加热。

增加盘热输入的步骤可包括激活电加热装置，该电加热装置被配置为增加盘温度。

电加热装置可包括电阻加热装置和感应加热装置中的一者或多者。例如，电加热装置可包括设置在冷却气流中的电阻加热装置和感应加热装置中的一者，该电阻加热装置和感应加热装置被配置为升高递送到涡轮盘的冷却气流的温度。另选地或除此之外，电加热装置可包括感应加热器，该感应加热器被配置为在涡轮盘中直接感应出感应加热。

该方法可包括增加到盘的边缘和盘的孔口中的一者或多者的热输入。有利的是，已经发现，增加到一个或多个盘的边缘的热输入导致峰值压缩应力减小。已经发现，增加到孔口的热输入可以减小孔口到边缘的温度梯度，从而减小盘的隔膜中的应力。根据引擎设计的细节，这些细节中的一者或两者可以是引擎寿命的限制因素。

根据第二方面，提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括电加热装置，该电加热装置被配置为增加涡轮转子盘的温度。

根据第三方面，提供了一种根据第二方面的气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎包括控制器，该控制器被配置为根据第一方面的方法来控制该气体涡轮引擎。

根据第四方面，提供了一种非暂态计算机可读存储介质，该非暂态计算机可读存储介质包括计算机可读指令，该计算机可读指令在由计算机读取时引起第一方面的方法的执行。

本领域的技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征如作适当变动，可以应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征可以应用于任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征组合。

附图说明

现在将参考附图仅以举例的方式来描述实施方案，其中：

图1是气体涡轮引擎的截面侧视图；

图2是图1的气体涡轮引擎的涡轮的示意图；

图3是图1的气体涡轮引擎的压缩机的示意图；

图4是图1的气体涡轮引擎的冷却系统的一部分的截面侧视图；

图5是用于图1的气体涡轮的第一另选涡轮盘加热装置的截面侧视图；

图6是用于图5的盘加热系统的控制系统的示意图；

图7是示出典型生命周期中的引擎操作连同典型的盘负载以及冷却系统的示例性操作的曲线图；

图8是操作图1的气体涡轮引擎的第一方法的流程图；

图9是操作图1的气体涡轮引擎的第二方法的流程图；并且

图10是用于图1的气体涡轮的第一另选涡轮盘加热装置的截面侧视图。

具体实施方式

图1示出了具有主旋转轴线9的气体涡轮引擎10。引擎10包括进气口12和推进式风扇23，该推进式风扇产生两股气流a和b。气体涡轮引擎10包括核心引擎11，该核心引擎沿轴流a具有中压压缩机14、高压压缩机15、燃烧设备16、高压涡轮17、中压涡轮18、低压涡轮19和核心排气喷嘴20。短舱21围绕气体涡轮引擎10并且沿轴流b限定旁路导管22和旁路排气喷嘴18。风扇23经由轴26附接到低压涡轮19并由该低压涡轮驱动。类似地，中压压缩机14经由轴27附接到中压涡轮18并由该中压涡轮驱动，并且高压压缩机15经由轴28附接到高压涡轮17并由该高压涡轮驱动。

附加地或另选地，此类引擎可具有另选数量的压缩机和/或涡轮以及/或者另选数量的互连轴。

高压涡轮17在图2中更详细地示意性示出。高压涡轮17包括多个级30a、30b。每个级包括相应的涡轮盘32，每个涡轮盘安装有多个涡轮转子叶片34。每个级还包括设置在每个级的涡轮转子叶片34之间的多个定子轮叶36。

盘32各自包括大致环形形式，该大致环形形式包括在径向中心处具有通孔的盘。盘32可以假想地被分成径向内部区段38(称为“孔口”)、径向外部区段39(称为“边缘”)以及在它们之间延伸的腹板区段35(称为“隔膜”)。一般来讲，涡轮盘的这些区段中的每一个区段通常在使用中需要冷却到不同程度。

高压压缩机15在图3中更详细地示意性示出。高压压缩机15也包括多个级70a、70b。每个级包括相应的压缩机盘72，每个压缩机盘安装有多个压缩机转子叶片74。每个级还包括设置在每个级70a、70b的压缩机转子叶片74之间的多个定子轮叶76。

盘72类似于涡轮盘，并且各自包括大致环形形式，该大致环形形式包括在径向中心处具有通孔的盘。盘72可以假想地被分成径向内部区段78(称为“孔口”)、径向外部区段79(称为“边缘”)以及在它们之间延伸的腹板区段75(称为“隔膜”)。通常，压缩机不包括冷却系统，但由于空气压缩，在使用中仍会经受加热。因此，随着引擎加速和减速，压缩机盘72的温度在飞行期间变化。

整个引擎10也在图4中示意性示出。在图4中，示出了包括涡轮冷却系统的“二次空气系统”。可以看出，冷却系统包括第一冷却通道40，该第一冷却通道从被设置成与低压压缩机14的最后一级流体连通的低压泄放口42延伸。

冷却系统还包括第二冷却通道48，该第二冷却通道从被设置成与高压压缩机15的最后一级流体连通的高压泄放口50延伸。

冷却系统的一部分在图5中进一步详细地示出，该图示出了穿过高压压缩机15、燃烧器16和高压涡轮17的一部分的横截面。

图5示出了通常提供给盘32的不同部分的冷却气流。第一冷却通道40由限定在低压轴27与高压轴28之间的环形空间限定。第一冷却流(由虚线箭头a示出)被提供给孔口38。第一冷却流通常可以处于相对较低的压力下，因为第一冷却流不必进入主气体流。可以看出，冷却流从单侧(或在一些情况下从两侧)冲击盘34。在任一种情况下，热梯度可以发生在盘34的冷却表面与盘34的未冷却表面和未冷却中心之间。

第二冷却通道48由限定在燃烧器16与高压轴28之间的环形空间限定。第二冷却流(由虚线箭头b示出)被提供给孔口边缘39和隔膜35。第二冷却流通常也以内部冷却流的形式被提供给涡轮叶片34和定子36。

控制器46是更广泛的飞行器控制系统的一部分，如图6所示。飞行器控制系统包括自动驾驶系统56，该自动驾驶系统接收来自飞行器数据系统(诸如空气数据传感器等)的输入以及来自用户诸如飞行员的控制输入。任选地，自动驾驶系统56还可直接从另外的控制器诸如基于地面的控制器(示例包括空中交通管制员(atc))接收数据。自动驾驶系统被配置为将飞行员或控制器输入(诸如杆移动，或高度/速度请求输入)转换成飞行控制表面命令和油门命令。飞行器控制系统还包括自动油门58，该自动油门可形成自动驾驶系统56的一部分，并且被配置为接收来自自动驾驶仪的输入以及来自飞行员的输入(诸如油门弧座输入)。自动油门58被配置为接收诸如引擎推力需求的输入，并且将这些输入转发给引擎控制器诸如fadec60。fadec60被配置为接收来自自动油门和引擎传感器的输入，并且将引擎推力需求转换为燃料流需求，以及任何引擎可变几何需求(诸如压缩机可变轮叶角度)。因此，引擎推力通过fadec60由自动驾驶仪56或自动油门58控制。

气体涡轮还包括电阻加热器44、52形式的第一电加热装置和第二电加热装置。每个电阻加热器44、52设置在相应的冷却通道40、48内，因此被配置为加热设置在该相应通道中的冷却空气。因此，当每个加热器44、52被激活时，冷却空气的温度升高，或者至少通过通道的冷却空气的冷却效果减弱。

每个加热器44、52联接到电源，诸如气体涡轮引擎驱动的发电机54(如图1所示)。另选地或除此之外，电源可以包括电存储装置诸如燃料电池或化学电池56(也如图1所示)。由于仅在相对较短的持续时间内需要电功率，因此需要相对较少的能量存储。由于电阻加热器44、52可以与任何类型的电功率一起工作，因此能量源可以是ac或dc。

在电加热器44、52被激活的情况下，相应通道40、48中的冷却剂空气的温度增加。这导致冷却空气到由该气流冷却的盘32的部件的加热增加或冷却效率降低。因此，加热器144、152的激活将具有与降低冷却空气质量流速类似的效果，因此将导致盘32温度增加。类似的加热器(未示出)可以设置在压缩机14、15内以加热压缩机盘72。

加热器44、52可以由控制器46控制。该控制器46被配置为根据对引擎加速或减速事件的检测或者预测的即将出现的引擎加速或减速事件来操作加热器44、52以控制冷却气流。具体地，控制器46可被配置为在即将出现或可能即将出现的快速引擎加速(例如，所谓的“猛然加速”)或者快速引擎减速之前增加加热。另选地或除此之外，控制器46可被配置为在相对油门位置中即将出现或可能即将出现的显著增加之前增加加热。例如，系统可增加加热，其中引擎推力增加或预测引擎推力从相对较低的油门位置(诸如飞行怠速或巡航推力)增加到相对较高的油门位置(诸如爬升推力、起飞推力或复飞推力)。控制器46可被配置为控制两个加热器44、52，或者可仅控制加热器44、52中的一个加热器。

应当理解，鉴于来自燃烧的热量添加，由于加热器44、52的操作引起的热量进一步添加将导致在即将出现或可能快速的引擎加速之前或者在引擎加速期间盘32温度增加。这将具有增加温度升高将发生的时间的效果。类似地，在引擎加速期间由于加热器的操作引起的热量添加将防止盘快速冷却，因此由于冷却流减少而又增加了温度降低将发生的时间。这在图7中示出。

图7示出了在典型飞行期间关于线轴速度(即低压轴27或高压轴28的轴速度，也分别称为n1和n2)如何变化的典型飞行特征。在典型飞行中，在起飞期间通常需要快速加速，因为引擎从怠速加速到最大起飞速度(mto)。引擎然后略微减速到最大爬升速度(mcl)，然后进一步减速到巡航速度(crz)。在飞行即将结束时，引擎进一步减速回到怠速/下降怠速(idle/di)。当引擎从crz减速到idel/di时，可预期进一步加速，因为可能需要复飞。

在该曲线图上叠加的是示出可能需要增加冷却空气加热的位置的线。粗实线示出了需要增加边缘加热的位置，其中曲线图上的较高线对应于增加加热。这可以通过操作第二加热器52来实现。因此，边缘温度开始升高。保持附加加热，直到引擎开始朝向更高的油门设置加速，接着加热器52被停用，以提供增加的冷却流效率。另选地或除此之外，可保持附加加热预定时间长度，或直到盘32达到预定温度。应当理解，保持盘32长时间在高温下可能不利于盘寿命，因此必须取得平衡。

因此，当提供增加加热时，边缘39的温度将在怠速时段期间升高。随着引擎加速并且冷却恢复，边缘将继续加热，直到达到热平衡。然而，由于边缘39的温度将相对较高，因此在此时段期间的温度增加速率将相对较低。因此，延长加热发生的时段，使得热冲击减少。相比之下，在引擎加速之前不进行这种增加加热的情况下，只有在进行引擎加速时才会发生盘加热。因此，盘32被加热的时间较短，因此将形成热梯度。

根据所公开的方法，由于温度升高的速率减小，因此盘32内的热梯度也减小。因此，热应力减小，这将导致边缘环向应力减小，从而裂纹形成和扩展减少。因此，所公开的方法使得引擎寿命延长。

如前所述，第一加热器44还被控制以在预期引擎加速时提供增加加热。如图7所示，这在预期引擎加速的怠速期间提供。然而，与第二冷却流不同，第一冷却流在引擎加速期间以降低的速率继续一段时间。这是因为与边缘相比，加速期间孔口中的温度升高通常需要更长的时间。因此，需要更长时间来减少冷却/增加加热，以便确保温度稳定升高，从而减少热冲击。

如前所述，在预期复飞时，可在从巡航油门设置到下降怠速油门设置的减速之前和期间中的至少一者的情况下提供减少的增加加热。同样，两个加热器被致动以增加盘温度或减少盘温度冷却，并保持关闭直到引擎加速的风险已经过去，诸如指示飞行器已经着陆。另外，鉴于来自燃烧的热输入减少以及来自冷却气流的持续冷却，引擎油门位置的突然减小本身可建立增加的热梯度。因此，通过在减速期间加热盘，可以延长盘寿命。

可使用确定快速引擎加速即将出现或可能即将出现的若干方法中的一种或多种方法。在第一种情况下，如图8中的流程图所示，在飞行器处于自动驾驶仪56控制下的情况下，自动驾驶仪可确定需要爬升，以便实现期望的飞行器高度。在此类情况下，自动驾驶仪可通过任选地经由自动油门58和/或fadec60向控制器46发送快速引擎加速即将出现的提前加速信号来传达快速引擎加速即将出现。应当理解，一般来讲，该信号将与引擎推力增加需求信号分开且不同。在一些情况下，自动驾驶仪可延迟推力增加或高度增加需求信号，使得在提前加速信号与推力需求增加信号之间提供时间延迟。响应于该信号，阀44、52被操作以减少冷却。这为减少冷却流提供了时间，并且对涡轮盘有效果，如稍后将描述。一旦提供足够的延迟，引擎就被加速。

在第二种情况下，如图8所示，系统可包括快速引擎加速即将出现或可能即将出现的附加用户提供的输入。例如，自动驾驶仪可具有一个或多个用户选择的飞行模式。此类模式可包括“滑行”模式、“起飞”模式、“爬升”模式、“巡航”模式和“下降”模式等。每种飞行模式将具有即将出现的引擎加速的相关可能性。例如，在滑行模式下，引擎推力较低，并且可以预期飞行器可能很快进入起飞模式。由于在起飞模式期间需要引擎加速，因此对滑行模式的选择可指示即将出现的引擎加速。类似地，在下降模式下，引擎推力同样较低，并且可以预期飞行器可能必须执行其中需要高引擎推力的“复飞”操纵。因此，对下降模式的选择可指示即将出现的引擎加速的可能性增大。

同样，在即将出现的引擎加速即将出现或可能即将出现的情况下，向控制器46提供信号以减少冷却流。

在第三种情况下，飞行器操作员诸如飞行员或空中交通管制员可提供将需要飞行器操纵的指示标识。在开始操纵之前，可直接从atc向飞行器提供信号以减少冷却流，从而提供升高的盘温度。

类似地，可在检测到引擎加速或减速时而不是基于预测来提供增加加热。例如，控制器46可被配置为基于油门设置来控制加热器44、52，其中从低油门设置突然增大油门设置或从高油门设置突然减小油门设置，从而触发加热器44、52的激活。用于控制加热器的另一个选项可基于油门设置和盘温度估计。例如，在控制器46确定盘温度较低并且要求突然增大油门的情况下，加热器44、52可被致动。类似地，在控制器46确定盘温度较高并且要求突然减小油门的情况下，加热器44、52可被致动。因此，盘32上的温度梯度被最小化。

应当理解，可以提供用于在引擎加速事件之前增加盘温度的其他装置，作为在第一实施方案中提供的装置的替代，或作为在第一实施方案中提供的装置的补充。

图10示出了另选实施方案。在该实施方案中，电阻加热器被电感加热器144、152替代。每个感应加热器144、152包括设置有交变电流(ac)的相应线圈，并且产生交变磁场，如技术人员将理解的。每个加热器144、152紧邻盘32的需要加热的部分(例如，分别为边缘39和孔口38)放置。来自加热器144、152的交变磁场将与盘32的导电材料相互作用以产生交变电场(即，涡电流)。这些电流从盘32内产生热量，从而升高其温度。因此，同样，加热器144、152能够以与加热器44、52类似的方式使用，并且根据本文所述的任何方法使用。

通过使用感应加热器而不是电阻加热器提供了若干优点。首先，感应加热器直接加热盘32，从而防止不必要地加热其他部件，诸如叶片34。其次，直接加热可使得效率更高，因此能量需要更少。第三，感应加热通常将使得从盘32内加热，从而显著减小给定加热输入的热梯度，因为来自主热气流的加热将主要加热盘32的表面。因此，将进一步减小加热器144、152的能量输入和总体尺寸，从而进一步提高效率。

应当理解，本发明不限于上述实施方案，并且在不脱离本文中描述的概念的情况下可进行各种修改和改进。除非相互排斥，否则任何特征可以单独使用或与任何其他特征组合使用，并且本公开扩展到并包括本文中描述的一个或多个特征的所有组合和子组合。