用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备的制造方法
【专利说明】用于检测涡轮轴弓j擎的进气口处的结冰的方法和设备
[0001]相关申请的交叉引用
[0002]本申请要求2014年7月29日提交的FR1401738的权益，其公开通过援引整体纳入于此。
技术领域
[0003]本发明涉及一种用于检测涡轮轴引擎的进气口处的结冰的方法和设备。更具体地，本发明处于用于检测飞行器的引擎的结冰的系统的领域。
【背景技术】
[0004]飞行器，且更具体地旋翼飞行器，可能在飞行时遇到结冰状况。因而，冰可根据大气状况而在飞行器的某些部分上累积。
[0005]更确切地，冰可变得沉积在进气口的各部件上。例如，引擎可具有保护进气口的网格，进气口处于在结冰环境状况下吸入冰的危险中。
[0006]冰可能往往至少部分地阻碍进气口。
[0007]冰还可能变得松开且可被引擎摄入。摄入的冰随后可损害引擎压缩机的叶片和/或可造成引擎的熄火。
[0008]在这种情形下，某些飞行器不被授权在结冰状况下飞行。尽管存在这一禁令，合格证规章要求制造商证明在某个有限时长期间内在结冰状况下飞行是可能的。
[0009]这一有限时长是根据飞行员知晓结冰状况的存在所需的时间和/或退出结冰状况(例如，通过更靠近地面)所需的时间来确定的。
[0010]其他飞行器被提供有用于在有限结冰状况下飞行的设备。这些设备随后可在结冰状况下飞行的阶段期间被激活。
[0011]独立于飞行器在结冰状况下飞行的能力，飞行器的系统或机组成员可被要求确定存在结冰状况。
[0012]结冰状况的这种检测有时依赖于飞行员检测这种状况的能力。外部温度的测量不足以能够断言飞行器正在结冰状况下飞行。在这种情形下，飞行员有时能通过观察飞行器的风挡或具有到外部的开口的某些装备件来检测结冰状况的存在。因而，对飞行员而言，风挡或外部探测器上存在冰是结冰状况的主要指示符。
[0013]于是，某些飞行器可例如装有冰传感器。冰传感器的位置需要小心地选择。
[0014]文献US6304194B1描述了用于检测飞行器的倾斜旋翼上的结冰的方法。旋翼能够从悬停飞行位置倾斜到前向飞行位置，所以安排冰传感器可能是困难的。
[0015]在该方法中，旋翼的扭矩被测量，为方便起见，这一扭矩被称为“测得”扭矩，且旋翼所生成的推力也被测量，为方便起见，这一推力被称为“测得”推力。测得扭矩和测得推力随后与模型相比较，且作为该比较的结果来生成误差信号。
[0016]另外，结冰传感器所传送的信号被传送给该模型，且根据该比较来修改所述误差信号。
[0017]文献W02008/138846描述了基于使用测试设备的方法。
[0018]因而，测试设备的表面覆盖有易于获得冰的材料。随后使得该表面以预定速度移动达预定时长。
[0019]随后测量所获得的冰的厚度或重量以确定空气中的过冷雪和水的浓度。
[0020]文献EP2657133呈现了用于提供结冰保护的设备，具体而言，这一保护是通过使用结冰传感器控制能量源以防止冰的形成或累积来提供的。
[0021]文献EP2110314与检测结冰状况的问题差别较大，因为它提出了用于提供结冰保护的方法和设备。这样的设备包括电加热器组件。
[0022]同样，文献US8049147描述了具有用于防止涡轮结冰的三个加热器的系统。
[0023]文献US7374404也与本发明的问题差别较大。具体而言，文献US7374404提出在气涡轮引擎的叶片的某些部分上施加聚氨酯涂层以防止冰的过度累积。
[0024]文献US2014/0090456与本发明差别较大。
[0025]根据文献US2014/0090456，气涡轮引擎压缩机的进气口处的空气温度和压强需要被特别监视以正确地控制引擎。温度和压强可被用于检测结冰的存在。
[0026]在这些情形下，文献US2014/0090456描述了用于在引擎的理论模型、比较器模块、以及用于估计进气口状况的估计器模块的基础上检测测量故障的系统。
[0027]引擎模型用来确立至少一个引擎参数的估计值，每一引擎参数是从包括引擎的旋转部件的转速、燃烧压强、以及排气温度的列表中选择的。
[0028]比较器模块随后被配置成确立这些引擎参数的测得值和估计值之差。
[0029]估计器模块使用该差来调整引擎控制关系所使用的引擎进气口参数。这些进气口参数包括引擎的压缩机的进气口处的空气的温度和压强。
[0030]此外，传感器测量这些进气口参数的值。
[0031 ] 如果进气口参数的测得值与估计器模块作出的估计不同，则发出误差信号。此外，所估计的进气口参数被用于生成控制关系。否则，测得的进气口参数值被用于生成控制关系Ο
[0032]文献GB2259895 和 GB2046690 也是已知的。
[0033]文献ΕΡ2623746与本发明差别较大，它寻求检测结冰状况，因为文献ΕΡ2623746寻求优化性能。
【发明内容】
[0034]本发明的目标是自动确定结冰状况的存在，即不涉及飞行员的主动监视。
[0035]本发明因而提供一种检测飞行器正在结冰状况下飞行的方法，所述飞行器具有经由进气口接收来自所述飞行器外部的介质的空气的至少一个涡轮轴引擎，所述引擎包括提供有至少一个压缩机和燃烧室的气体发生器，所述引擎还包括具有由来自所述燃烧室的排出气体驱动旋转的至少一个动力涡轮的动力总成。
[0036]所述动力涡轮随后连接到飞行器的至少一个拉升和/或推进部件。例如，动力涡轮至少通过主变速箱连接到拉升和/或推进旋翼。
[0037]这样的动力涡轮有时因为其功能而被称为“工作涡轮”，例如与气体发生器涡轮相比，它在于驱动引擎外部的部件。
[0038]动力涡轮可以是连接到气体发生器的涡轮，或它可以独立于气体发生器。
[0039]此外，该方法尤其由于以下步骤而引人注意:
[0040]处理器单元根据所述动力总成所产生的由扭矩测量系统测得的扭矩以及由速度测量系统测得的被称为“第二”转速的所述动力总成的转速来确定所述引擎所产生的真实动力；
[0041]所述处理器单元确定所述引擎理论上能产生的理论动力，所述理论动力是由所述处理器单元至少根据所述引擎的理论模型来确定的，所述理论模型至少根据由速度测量装置测得并称为“第一”转速的所述气体发生器的转速来提供动力；
[0042]所述处理器单元确定称为所述真实动力与所述理论动力之间的动力差的差；以及
[0043]处理器单元在以下情况下生成指示存在结冰状况的警报:
[0044]所述动力差大于预定动力阈值达长于时间阈值的历时；以及
[0045]由温度传感器测得的所述外部介质的外部温度处于低温度阈值与高温度阈值之间。
[0046]因此，处理器单元持续接收引擎所递送的扭矩Tq的值。扭矩Tq基于在引擎上执行的单一类型测量，例如通过使用常规扭矩测量系统。
[0047]另外，处理器单元持续接收动力总成的第一转速的值，本领域技术人员称为“N1”或“Ng”。该值由常规速度测量系统来测量。
[0048]在这样的情形下，处理器单元以某一采样频率来操作以确定引擎所递送的真实动力。
[0049]此外，处理器单元确定理论动力。理论动力由引擎的理论模型给出，如通过测试确定的。理论模型根据气体发生器的第一转速给出引擎通常应当提供的理论动力。
[0050]某些飞行器，且特别是旋翼飞行器，具有呈现由网格或由过滤器基于屏障或涡流技术来保护的进气口的特征。
[0051]结果，在飞行器遇到结冰状况时，冰累积在进气口保护上且部分地阻碍空气通过到达气体发生器。这样的阻碍造成压头损失(head loss)，这导致上游无穷大与来自进气口的下游之间的气压降低。
[0052]因此，传送到引擎的燃料的流速需要增加以使引擎所递送的动力保持恒定。
[0053]在“正常”状况下，引擎所递送的动力基本上与第一转速N1成比例。
[0054]引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率是已知的且可由引擎的热力学模型来建模。该热力学模型是处理器单元所使用的理论模型。
[0055]如果进气口变得被空气阻塞，则第一转速N1增加以使引擎所递送的动力保持恒定。引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率因而被修改并且不再与正常比率相对应。
[0056]然而，引擎所递送的动力与第一转速N1之间的比率也可在非结冰状况下作为引擎变脏的结果、作为特定气温状况的结果、作为飞行器的暂时机动的结果等等而被修改。
[0057]因此，使用该比率来用于确定结冰状况存在的目的决不是显而易见的。
[0058]此外，给定引擎的老化和因引擎被安装在飞行器上而造成的动力损失，理论动力可能难以估计。
[0059]在该上下文中，本发明提出了将所述真实动力与所述理论动力之间的动力