对涡轮机阀进行控制的方法与流程

本发明涉及涡轮机和用于对监控空气流的阀进行控制的方法或装置，该阀特别是LPTACC(根据航空中使用的术语“低压涡轮间隙主动控制”)阀，即用于监控涡轮叶片和围绕涡轮叶片径向设置的壳体之间的间隙的阀。通过将空气喷射到壳体上，可以冷却壳体并监控壳体的热膨胀，这导致壳体尺寸减小并因此导致间隙减小。

元件的膨胀取决于多个参数，这些参数包括材料、组件、旋转速度、温度等。因此，LPTACC阀可以影响壳体的温度。

根据飞行阶段、发动机速度、高度等来调节间隙。

背景技术：

用于航空推进的双涵道涡轮机10在图1a中示出。双涵道涡轮机10包括传送空气流的风扇11，空气流的中心部分喷射到主流路径VP中，主流路径VP包括压缩机12，压缩机供应驱动风扇的涡轮14。涡轮14包括多个径向延伸的叶片140并径向容纳在壳体16内。

来自风扇的空气流的外周部分在次级流路径VS中循环。空气流的该外周部分喷射到大气中，以便提供涡轮机10的大部分推力。

为了监控涡轮14的叶片140与壳体16之间的间隙，提供了监控阀20，监控阀20优选为LPTACC型。图1b示意性地示出了该阀20的环境结构及其主动监控。

该监控阀20使得可以从采样器18连续地监控来自次级流路径的空气流量，并将空气流量引向与涡轮14的叶片140相对设置的壳体16。采样器18与供应管道22连通，该供应管道22将空气流带到监控阀20。然后，排气管道24将来自监控阀20的空气带到壳体16。

计算单元40特别地接收发动机速度的值作为输入并计算流量命令，该流量命令被转换为位置命令。向引导该阀20的致动器30发送该位置命令。位置传感器(未示出)允许返回到计算单元40。

在图1b中，引导液压伺服阀20的是液压致动器30。计算单元40和致动器30之间的连接41是电的。致动器30和阀20之间的连接31是液压的。监控阀20和计算单元40之间的返回连接21是电的。

主动监控主要目的在于减小涡轮14叶片140尖端处的间隙以优化比耗量，即产生一牛顿推力一小时所需的燃料量。

监控的目的之一是为主动监控定义最佳空气流量，使得可以尽可能多地限制叶片140尖端处的间隙，同时最小化从风扇获取的空气的量，因为通过这种方式流动的空气并不直接贡献于由涡轮机10提供的推力。该目的主要针对巡航阶段(即稳定状态)。

这些监控阀的使用寿命通常比制造商预期的使用寿命短。解决方案包括通过使用更耐用的材料来加强阀，但问题仅部分得到解决。

技术实现要素：

如上文所述，本发明涉及涡轮机10监控阀20及其相关方法。上文所述的元件和它们的附图标记将重复用于下面的描述。

对监控阀20进行控制的方法通常包括由计算单元40实施的以下步骤：

-步骤E1：接收量化涡轮机的发动机速度的数据，

-步骤E2：特别是根据量化发动机速度的数据确定流量命令，

-步骤E3：根据流量命令确定位置命令。

如果致动器30未集成到阀20中，则位置命令用于允许特别是通过致动器30来引导阀20。

其他数据干扰位置命令，特别是干扰致动器30传递函数的常数。这些已知数据与本发明不直接相关，因此不再详述。

然后涉及其他步骤，例如通过致动器引导阀的步骤，致动器接收步骤E3的位置命令作为输入。这些步骤与计算单元40不直接相关。

对于现有设备已观察到，监控阀的使用寿命低于预期的使用寿命。如上文所述，已启动有关材料质量的补救措施，但只可以暂时地和部分地解决问题。

在进一步的研究中，申请人已发现，监控阀20在其平衡位置附近振荡。这些振荡的振幅与命令的值相比较小，但是频率与壳体16的热响应相比较高。

这些振荡可以出现达到在飞行期间阀20的总行程的三分之二，从而导致阀20的过早磨损。

然而，申请人还注意到，振荡不是由于可能产生干扰的空气流引起的，而是由于确定流量命令的步骤E2引起的。然而，确定阀的位置命令的步骤E3直接在步骤E2之后发生。

因此已经发现，由计算单元40提供的流量命令对发动机速度的振荡非常敏感，发动机速度在其处于巡航模式时变化几个百分点。现定义了巡航值Vc，发动机速度在巡航值Vc附近以频率fo和振幅Ao振荡(Ao与Vc相比较小，通常小于Vc的5％)。频率fo为约1Hz(根据涡轮机是可变的)。

因为在巡航阶段，阀20的位置命令基本上与发动机速度成比例，所以速度的这种振荡导致位置命令的振荡。

发动机速度可以特别是通过对低压涡轮的轴的旋转速度进行测量的传感器来获得。

举例来说，由位置命令的这些振荡引起的流量变化为约5％。由于这种变化的值和频率，这种变化没有物理效用，因为壳体16的热响应时间较慢。

本发明然后提出一种控制方法，该控制方法包括为监控阀20确定位置命令的步骤，从发动机速度在巡航值Vc附近的振荡滤波该位置命令。

特别地，滤波使用低通滤波器，低通滤波器的截止频率大于与壳体的热响应时间相关联的频率，以便确保滤波不会干扰阀的功能。

实际上，阀的振荡是由于位置命令的振荡引起的，适配的滤波使得可以抑制信号的噪声并优化阀的管理。因此，飞行中阀的累积行程可以除以三，这增加了阀的使用寿命。

使用低通滤波器进行滤波，低通滤波器的截止频率fc低于振荡的频率fo，以便衰减振荡。更一般而言，选择截止频率fc以衰减整个巡航阶段期间的振荡。

该方法中提供的滤波使得可以限制振荡对位置命令的影响，并因此提高阀20的使用寿命。

鉴于在计算单元中执行的步骤的架构，可以对不同的信号执行滤波但最后产生相似的结果，即从发动机速度的振荡滤波位置命令。

本发明有利地适用于LPTACC阀(即用于向壳体供应空气以便改变壳体的膨胀)，而且也适用于任何类型的阀(该阀的引导该阀的计算单元接收与发动机速度有关的数据作为输入)并因此适用于其位置响应于发动机速度振荡而振荡的阀。这些阀监控流体流量，特别是空气流量。

最后，本发明可以具有以下可被单独采用或结合采用的特征：

-确定步骤包括以下子步骤：

(E1)接收量化涡轮机的发动机速度的数据，

(E2)根据量化发动机速度的数据确定流量命令，

(E3)根据流量命令确定位置命令，所述位置命令用于该监控阀，

(Ef)对由确定位置命令的步骤(E3)得到的位置命令进行滤波，

其中，使用低通滤波器进行滤波，该低通滤波器的截止频率fc低于在巡航值Vc附近的发动机速度振荡的频率(fo)，

-滤波器为一阶低通滤波器，

-监控阀用于向壳体供应空气，以便改变壳体的膨胀，并且其中，截止频率fc大于与壳体的热响应时间相关的频率fr，

-截止频率fc介于0.05Hz至0.15Hz之间，

-该方法包括由计算单元实施的用于停用滤波步骤Ef的子方法，所述子方法包括以下步骤：

(E51)确定由确定位置命令的步骤(E3)得到的位置命令的梯度，

(E52)将该梯度与停用阈值Sg进行比较，

(E53)如果梯度大于所述阈值Sg，则停用滤波器，

-该方法包括由计算单元实施的用于启用滤波步骤Ef的子方法，所述子方法包括以下步骤：

(E61)确定由确定位置命令的步骤(E3)得到的位置命令的梯度，

(E62)将该梯度与启用阈值Sg'进行比较，

(E63)如果在至少一个确认时段期间梯度小于所述阈值Sg'，则启用滤波器，

-优选地，如果高度、发动机速度和马赫数也各自验证了某个值，则执行启用滤波器的步骤(E63)，

-确定步骤包括以下子步骤：

(E1)接收量化涡轮机发动机速度的数据，

(Ef)对前一步骤得到的量化发动机速度的数据进行数据滤波，

(E2，E3)确定用于监控阀的位置命令，

其中使用低通滤波器进行滤波，该低通滤波器的截止频率(fc)小于在巡航值(Vc)附近的发动机速度振荡的频率(fo)。

本发明还提出了一种对用于监控涡轮机的阀进行控制的系统，该涡轮机以在巡航值Vc的发动机速度运行，所述监控阀用于向壳体供应空气以改变壳体的膨胀，所述系统包括监控阀和计算单元，该计算单元被配置为实施如上所述的方法。

计算单元包括数据接收接口、能够处理数据的处理器、存储器(用于存储数据)和数据输出接口。具体地，计算单元包括滤波块(通常是执行操作的处理器)，该滤波块执行滤波操作。

本发明还提出了一种涡轮机，该涡轮机包括如上所述的系统。

附图说明

从以下纯粹是说明性的而非限制性的并且应该参照附图来阅读的描述，本发明的其他特征、目的和优点将变得显而易见，在附图中：

-图1a示出了涡轮机的总体结构，

-图1b示出了根据现有技术的用于监控从次级流路径获取的并且发送到与涡轮叶片相对的壳体的流量的元件的总体结构，

-图2以多个步骤示出了本发明的实施方式，

-图3以框图示出了用于启用或停用滤波器的方法的结构框图，该方法与图2的实施方式互补，

-图4和图5以多个步骤示出了本发明的其他实施方式。

具体实施方式

现在将描述数种实施方式。

第一种实施方式

在图2中呈现的第一种实施方式中，滤波步骤Ef应用于由步骤E3得到的位置命令，使得获得滤波后的位置命令作为输出。

这种在该方法结束时进行滤波的优点是这种滤波可以容易地在服务中的设备的软件上实施，并且这种滤波不会影响已经存在的代码的完整性：因此简化了这种滤波在机载软件中的整合。

在优选方式中，利用具有唯一截止频率fc的一阶低通滤波器来执行滤波。

滤波器类型的选择基于以下事实：待抑制的频率远高于逻辑的标称行为。

虽然在技术上可以放置二阶滤波器或更高阶滤波器，但是为了限制计算时间方面的影响，将优先选择最简单的滤波器。

截止频率fc的确定是获得有效的滤波的重要条件，有效的滤波不会以不受抑制的方式减慢控制方法。

通过两个限制条件之间的折衷来选择滤波器的响应时间。实际上，从壳体的热响应的观点来看，滤波器的响应时间必须足够长以消除最大振荡而不会以不可接受的比例减慢系统速度。实际上，太低的频率将对命令的标称值进行滤波，并且监控阀20将保持几乎不动。

发动机测试允许定义壳体的热响应并获得特征响应时间(及其相关频率)。在壳体的热响应在不同点处通常是不同的情况下，选择最大限制性的情况来界定最小响应时间(即最大频率，在该最大频率下，截止频率必须保持较低)。在与壳体16的最大限制响应时间(即在壳体16上进行的测量中的最小响应时间)相关的频率fr通常远小于振荡的频率fo的情况下，就可以确保截止频率fc大于与壳体16的响应时间相关的频率fr，而不需要对频率fc引入太多的限制条件。

对截止频率的这些条件保证了系统的性能。

还估计了微振荡的频率fo，这使得可以确定响应时间的下限，并因此确定截止频率fc的上限。

例如，根据频率fo，选择在0.05Hz至0.15Hz之间，或甚至在0.08Hz至0.12Hz之间或更宽泛地在0.01Hz至0.20Hz之间的截止频率fc。为了记录，频率fo为约1Hz，这与前述的上限相差很远，以确保有效的滤波。对于处于0.01Hz至0.20Hz区间中的截止频率fc，确保了具有低于壳体16的响应时间的响应时间。

然而，滤波器的添加使系统速度稍微减慢并且应该优选地仅应用于相关的飞行阶段。在这种情况下，希望仅在巡航飞行条件下，即在当发动机速度处于稳定状态(观察到在频率fo的振荡所在的速度)时应用这种滤波。

应用滤波器的条件主要与巡航速度有关。为此，验证了三个指标：

-发动机速度，

-马赫数(即流体中的局部速度与同一流体中的声速的比值)，

-高度。

预先确定与这些指标相关的若干值以表征巡航阶段。如果确认了巡航阶段，则可以启用滤波步骤。

此外，当系统需要监控阀20的快速反应时，希望的是滤波器不会减慢命令(在起飞或着陆期间或例如在突然的环境改变时，例如飞行员的动作)。

优选地，该方法互补地包括用于停用滤波器的子方法。图3表示示出该子方法的不同步骤的框图。

在步骤E51中，确定了由步骤E3得到的位置命令的两个时刻之间的梯度(即，在数字信号的两个时刻处的两个值之间的变化)。因此，它不是滤波后的命令。为此，可以使用若干级联延迟块(三个的数量与计算单元40的内部逻辑有关，对于该内部逻辑，迭代速度为0.240s，即三次迭代为0.720s)。

在步骤E52中，将该梯度与停用阈值Sg进行比较。更确切地说，为了克服符号的问题，将该梯度的绝对值与停用阈值Sg进行比较。

最后，在步骤E53中，如果梯度大于或等于所述阈值Sg，则停用滤波步骤Ef。

举例来说，选择介于每秒0.5％至2.5％之间的阈值，即，在一秒间隔，命令在其原始值的0.5％至2.5％之间变化。在该图中，对于0.72秒的阈值为1％，即每秒1.4％。每秒1％至2％的区间也可能是合适的。

大于阈值Sg的梯度意味着该梯度并不是检测到的微振荡，而实际上是关于可以对壳体16具有影响的系统的相关变化。

因此，一旦阀被过多地推动，滤波就会停止并且系统恢复其常规操作。在该停用子方法中，分析的值是命令梯度而不是传感器给出的物理测量值：解决方案将考虑滤波(因为已对位置命令进行了滤波)并且将是太慢的。

滤波步骤的重新启用(或启用)也在使用另一种子方法的条件下进行，该子方法也表示在图3中。

在分别类似于步骤E51和E52的步骤E61、E62中，将梯度与启用阈值Sg'进行比较。

启用阈值Sg'可以与停用阈值Sg相等或不相等。如果希望更有选择地进行滤波器的启用，则可以将阈值Sg'设置为低于阈值Sg。在图3中，Sg＝Sg'。

在步骤E63中，如果在设置的确认时段T期间梯度保持小于阈值Sg'，则启用滤波步骤Ef。确认时段T介于2秒至8秒之间(在图3中，的T＝5s)，或者甚至介于4秒至6秒之间。

这里还分析了巡航阶段的附加条件(马赫数、高度和发动机速度)。

步骤E63在图3中被不当地表示，因为所绘制的块输出了启用条件，然后该启用条件优选地与其他启用条件结合以有效地启用滤波器。

如果满足三个附加条件(发动机速度在某个值、马赫数在某个值以及高度在某个值)，则可以重新设置滤波器。

因此，确保系统是稳定的并且确保在重新启用滤波步骤Ef并抑制振荡之前发动机处于巡航速度。

第二种实施方式

在图4中表示的第二实施方式中，滤波步骤Ef应用于由步骤E1得到的发动机速度数据，使得再次获得滤波后的位置命令作为输出。然后，根据与发动机速度有关的滤波数据执行确定流量命令的步骤E2。

这种在用于计算位置命令的方法的开始时进行的滤波允许避免具有噪声的数据的处理。

在这种实施方式中，事实上，优选地将滤波结合到确定流量命令的步骤E2中。

还可以实施具有启用和停用阈值的实施例。

第三种实施方式

还可以想到将滤波步骤应用于由步骤E2得到的流量命令。然后，根据一个滤波后的流量命令数据执行确定位置命令的步骤E3。该实施例在图5中示出。

还可以实施具有启用和停用阈值的实施例。