控制高压涡轮的游隙的方法和控制单元与流程

本发明涉及用于燃气涡轮航空发动机的涡轮机的通用领域。其更精确地涉及，在一方面涡轮转子的动叶片末端以及另一方面环绕叶片的外壳的涡轮护罩之间的间隙控制。

在涡轮的叶片末端以及环绕叶片的护罩之间存在的间隙取决于旋转部件(形成涡轮转子的盘和叶片)和固定部件(包括其所包括的涡轮护罩的外壳)之间的尺寸变化差。这些尺寸变化既有热起因(与叶片、盘和壳体的温度变化有关)，也有机械起因(特别地与被施加在涡轮转子上的离心力的影响有关)。

为了提高涡轮的性能，期望尽可能地最小化该间隙。此外，当额定值增加时，例如在航空发动机的涡轮发动机中，当从地面怠速额定值传递到起飞额定值时，在涡轮护罩因与额定值增加相关的温度上升的效应而有时间膨胀之前，施加在涡轮转子上的离心力往往会使叶片末端更靠近涡轮护罩。因此，在被称为夹点的该操作点处存在接触风险。

采用有源控制系统来控制涡轮发动机涡轮的叶片末端的间隙是众所周知的。这种类型的系统通常通过将排出的空气(例如在压缩机和/或涡轮发动机风扇的水平面)引导到涡轮护罩的外表面而运行。被输送到涡轮护罩外表面上的冷空气具有冷却后者从而限制其热膨胀的效果。因此使该间隙最小化。相反，热空气促进涡轮护罩的热膨胀，其增加了间隙并且例如可以避免在上述夹点处的接触。

此类有源控制由控制单元操作，例如由涡轮发动机的全权限调节系统(fadec)操作。通常，控制单元作用在受控位置阀上，从而根据间隙设定值以及实际叶片末端间隙的估计值，控制被引导到涡轮护罩上的空气的流速和/或温度。

涡轮发动机也具有运行极限温度。相对于其燃烧室的下游确定(例如根据发动机的高压或低压涡轮内进行的至少一次测量推断的)的燃烧气体的极限温度确定了发动机的运行极限温度。该温度通常被称为“红线egt”。红线egt在由制造商在地面上进行试验(块试验)的过程中标识，然后在此通信。换句话说，红线egt是由制造商声明的最大值，根据发动机的生命周期(例如新发动机或翻新发动机)对该值进行认证。一旦达到该极限，发动机将被送出进行维护，以恢复正egt裕度。术语“egt裕度”应该理解为是指在由制造商认证的红线egt和在发动机的燃烧室下游确定的燃烧气体温度之间的差。

考虑发动机的热响应，发动机燃烧室下游的燃烧气体温度通常在快速加速阶段中处于最高值。通常，在加速阶段之后约60秒，在高压涡轮的转子叶片和环绕它们的护罩之间的间隙增加。该间隙的增加表明燃烧气体温度的升高。在燃烧室的下游，例如在高压涡轮的出口处，测量的温度比处于稳定额定值的发动机温度高20至30k，在发动机的加速阶段之后的给定时间间隔后获得了所述稳定额定值。

在涡轮发动机的加速阶段中确定的最大燃烧气体温度与在该加速阶段后确定的其稳定状态的温度之间的温差当前被称为“超调”。

实际上，发动机越老化，最大燃烧气体温度增加地越多。因此，随着发动机的老化，最大燃烧气体温度往往接近发动机的运行极限温度(红线egt)。至少局部地通过表现为其间隙增加的高压涡轮的退化，该温度下降通常很合理。

在这种情况下，考虑发动机的老化，尽可能地长时间保持正egt裕度将是有益的，以便推迟将发动机送出进行维护。

在加速阶段中，优化在高压涡轮的转子叶片与环绕它们的护罩之间的间隙可以降低超调，从而降低最大燃烧气体温度。然而，这种优化可能会给高压涡轮造成过早磨损的风险。例如，对于新的热发动机或已经将其高压涡轮的间隙最小化的发动机，与拖延地降低高压涡轮的间隙相关的超调的很大减少可能导致在高压涡轮的叶片和护罩之间的夹点。因此，在发动机的阶段/瞬态过程中，对超调的限制可造成高压涡轮叶片永久退化的风险，从而影响发动机的整体性能及其燃油消耗。

因此，在发动机额定值的变化过程中，期望将高压涡轮的温度超调最小化，同时消除高压涡轮的叶片退化的任何风险。

技术实现要素：

本发明的目的在于弥补上述缺点。

为此，本发明提出一种用于控制在一方面燃气涡轮飞行器发动机的高压涡轮转子的叶片末端与另一方面环绕高压涡轮的所述叶片的壳体的涡轮护罩之间的间隙的方法，所述方法包括控制一种输送定向气流到所述涡轮护罩的阀，所述方法的特征在于，所述方法包括以下步骤：

-基于表示发动机的至少一个参数检测发动机的瞬态加速阶段；

-接收表示发动机燃烧室出口处的气体温度的数据项；

-阀开启指令，用于将所述气流输送到涡轮护罩或增加所述被输送气流的流速，如果检测到瞬态加速阶段，并且如果发动机燃烧室出口处的气体温度大于与老化发动机的退化间隙特征对应的第一温度阈值，该第一温度阈值低于发动机的运行极限温度。

有利地，在考虑存在于发动机的运行极限温度和发动机燃烧室出口处的燃烧气体温度之间的残余裕度时，上述方法可以在发动机的加速阶段中适配间隙的控制。如前所述，随着发动机老化，发动机的最大燃烧气体温度增加并且往往接近发动机的运行极限温度(红线egt)。换句话说，当发动机老化时，egt裕度往往减小。经由第一温度阈值考虑在发动机的运行极限和燃烧气体温度之间的间隔，因此可以考虑发动机的老化。因此，根据发动机的老化适配高压涡轮的间隙设定值。随后，该间隙设定值的适配本身会影响发动机燃烧室出口处的燃烧气体温度的变化，从而可以降低超调。因此，高压涡轮的间隙以及超调在闭环中调节，并根据发动机的老化适应地调节。此方法适用于发动机的整个生命周期。通常，老化的发动机在其高压涡轮中具有与新发动机相比更大的间隙。根据发动机的老化，上述方法然后可以经由阀的控制使高压涡轮的间隙最小化，而没有对涡轮叶片造成损坏的风险。因此在其整个生命周期中优化了涡轮机的性能。因此，这延长了发动机保持正egt裕度的时间，这可以延长发动机的寿命并推迟其被送出维修。

优选地，在该方法中，如果燃烧气体温度暂时地超过第一温度阈值，则指令更高百分比的阀开度。

在该方法的一种示例性实施方式中，表示发动机的所述至少一个参数为发动机额定值，并且发动机的瞬态加速阶段的检测包括连续地确定发动机额定值以及确定预定时间间隔内的发动机额定值变化，如果发动机额定值的变化大于或等于表征发动机的瞬态加速阶段的变化阈值，则在所述的预定时间间隔中检测到发动机的瞬态加速阶段。

在一种示例性实施方式中，表示发动机的所述至少一个参数从以下选择：发动机的低压涡轮的额定值、高压涡轮的额定值、飞行器节流杆的角位置，以及表示发动机的燃烧室出口处的气体温度的数据项。

在该方法的一种示例性实施方式中，所述阀是一种被构造成在开启状态和关闭状态之间切换的开关型阀，所述方法进一步包括，在开启阀之后，当发动机燃烧室出口处的气体温度低于第二温度阈值时关闭阀的指令，所述第二温度阈值小于第一温度阈值。

在该方法的另一种示例性实施方式中，所述阀是一种受控位置阀，所述方法包括考虑在发动机燃烧室出口处的气体温度与第一温度阈值之间的间隔，根据预定控制规律逐渐地开启阀的指令。

在该方法的一种示例性实施方式中，表示燃烧室出口处气体温度的数据项是在高压涡轮的水平获取的温度测量值。

根据另一方面，本发明还提出一种用于控制在一方面燃气涡轮飞行器发动机的高压涡轮转子的多个叶片末端以及另一方面环绕高压涡轮的所述叶片的壳体的涡轮护罩之间间隙的控制单元，所述控制单元包括用于控制阀的设备，所述阀被构造成将气流输送到所述涡轮护罩，所述控制单元的特征在于，其包括：

-检测设备，其被构造成基于发动机的至少一个参数检测发动机的瞬态加速阶段；

-接收设备，其被构造成接收表示发动机燃烧室出口处的气体温度的数据项；

-所述控制设备，其被构造成指令阀开启以将所述气流输送到涡轮护罩，或控制所述被输送气流的流速增加，如果检测到瞬态加速阶段并且如果发动机燃烧室出口处的气体温度高于与老化发动机的退化间隙特征对应的第一温度阈值，第一温度阈值低于发动机的运行极限温度。

优选地，所述控制设备此外被构造成在燃烧气体温度暂时地超过第一温度阈值的情况下指令阀更大百分比地开启。

有利地，为了判断发动机的老化状态，控制单元计算以触发额外的阀开启指令的触发数。

在一种示例性实施方式中，在该控制单元中，表示发动机的所述至少一个参数为发动机额定值，并且所述检测设备被构造成：

-连续地确定所述发动机额定值；

-确定预定时间间隔内的发动机额定值变化；

-如果发动机额定值的变化大于或等于表征发动机的瞬态加速阶段的变化阈值，在所述预定时间间隔中检测发动机的瞬态加速阶段。

在一种示例性实施方式中，在该控制单元中，所述阀是一种被构造成在开启状态和关闭状态之间切换的开关型阀，所述控制设备被构造成，在开启阀之后，当发动机燃烧室出口处的气体温度低于第二温度阈值时指令关闭所述阀，所述第二温度阈值低于第一温度阈值。

在另一种示例性实施方式中，在该控制单元中，所述阀是受控位置阀，考虑发动机燃烧室出口处的气体温度与第一温度阈值之间的间隔，所述控制设备被构造成根据预定控制规律指令阀逐渐地开启。

根据另一方面，本发明还提出了一种燃气涡轮飞行器发动机，其包括如上概述的控制单元，以及用于作用于指向涡轮护罩的气流的至少一个阀，其中，所述阀由所述控制设备控制。

附图说明

从参考附图，以非限制性示例的方式给出的对本发明特定实施方式的以下描述，本发明的其他特征和优点将变得显而易见，其中：

-图1是根据本发明一种实施方式的燃气轮机飞行器发动机的一部分的示意图和纵截面视图；

-图2是图1中发动机的放大图，特别地示出了发动机的高压涡轮；

-图3是根据第一实施方式的用于控制阀的模块的功能图，所述模块可以控制图1发动机中的叶片末端间隙；

-图4是根据第二实施方式的用于控制阀的模块的功能图，所述模块可以控制图1发动机中的叶片末端间隙。

具体实施方式

图1示意性地表示本发明特别地适用于的双流、双轴类型的喷气发动机10。当然，本发明并不限于这种特定类型的燃气轮机飞行器发动机。

以众所周知的方式，具有纵轴线x-x的喷气发动机10特别地包括风扇12，所述风扇12在主气流管道14以及在主气流管道同轴的次级气流管道16中输送气流。从上游到下游沿流经其的气流方向，主气流管道14包括低压压缩机18、高压压缩机20、燃烧室22、高压涡轮24和低压涡轮26。

如图2更精确地示出，喷气发动机的高压涡轮24包括由盘28形成的转子，在所述盘28上安装有被布置在主气流管道14中的多个叶片30。转子由涡轮壳体32环绕，所述涡轮壳体32包括一种经由附接间隔件37由外涡轮壳体36承载的涡轮护罩34。

涡轮护罩34可由多个相邻的扇区或区段形成。在内侧上，其设置有一个耐磨材料层34a并环绕转子的叶片30，在其自身和叶片的末端30a之间留有间隙38。

根据本发明，提供了一种可以通过以受控的方式修改外涡轮壳体36的内径来控制间隙38的系统。为此，控制单元50控制指向外涡轮壳体36的空气的流速和/或温度。控制单元50例如是喷气发动机10的全权调节系统(或fadec)。

在所示的示例中，控制箱40被布置在外涡轮壳体36周围。该控制箱通过空气导管42接收冷空气，所述空气导管其上游端通向在高压压缩机20的位于其中一级处的主气流的流体管道内(例如，通过本身已知但未在图中示出的进气口(scoop))。在空气导管中循环的冷空气被排放到外涡轮壳体36上(例如，使用控制箱40壁上的多个穿孔)，所述冷空气致使外涡轮壳体冷却，并且因此减小其内径。

如图1所示，阀44被布置在空气导管42中。该阀44由控制单元50控制。

在第一示例性实施方式中，阀44可以是一种能够在开启状态和关闭状态之间切换的开关阀。使用这种阀很有利，特别地在成本、体积、可靠性以及控制所需的功率方面。

将会理解的是，通过控制阀44，一方面作用于阀的开启频率以及另一方面作用于阀的循环开闭比，可以获得指向壳体的空气平均流速的变化。开关阀的不同结构对于本领域技术人员是众所周知的，因此这里将不再描述。优选地，将选择一种电控阀，所述阀在没有供电的情况下保持在关闭位置(从而保证了在发生控制故障时阀保持关闭)。

在第二示例性实施方式中，阀44可以是一种受控位置阀。阀44的位置可以在对应于关闭阀的0％以及对应于开启阀的100％之间。当阀44开启(位置处于100％)时，朝外涡轮壳体36输送冷空气，这导致外涡轮壳体36的热收缩，以及因此间隙38的减小。相反，当阀44关闭(位置处于0％)时，不会朝外涡轮壳体36输送冷空气，其因此由主气流加热。这导致壳体1的热膨胀以及间隙38的增加，或者壳体1的膨胀和间隙38的控制的至少受控极限(或停止)。在中间位置，外涡轮壳体36收缩或膨胀，并且间隙38在较小程度上增加或减小。如后面将看到的，使用间隙38的控制，使得保持正egt裕度，从而可以延长喷气发动机10的寿命。

当然，本发明不限于这两种示例。因此，另一种示例可包括在压缩机的两个不同阶段排放空气并控制阀44，以调节每个排气阀的流速，从而调节将被引导到外涡轮壳体36上的混合物的温度。

现在，我们将描述通过控制单元50对阀44的控制。

根据本发明，控制单元50包括：

-检测设备51，其被构造成在预定的时间间隔上检测喷气发动机10的瞬态加速阶段；

-接收设备52，其被构造成接收表示来自喷气发动机10的燃烧室22的燃烧气体的温度的至少一个数据项；

-控制设备53，其被构造成控制阀44。

检测设备51、接收设备52和控制设备53一起形成一种被集成到控制单元50内的用于控制阀44的模块。该控制模块例如对应于由控制单元50执行的计算机程序，对应于控制单元50的电子电路(例如可编程逻辑电路类型)，或对应于电子电路和计算机程序的组合。

术语“喷气发动机10的瞬态加速阶段”应该理解为是指与喷气发动机10的加速阶段相关的发生在其两个稳定额定值之间的额定值的过渡。例如，人们使用检测设备51寻求检测的过渡加速阶段可以对应于在地面空转额定值和稳定飞行额定值之间的过渡，即对应于这两个额定值之间的加速阶段。在另一种示例中，瞬态加速阶段可以对应于在任何中间额定值(例如半油门)和飞行额定值之间的加速阶段。

在适用的情况下，可以基于表示喷气发动机10的一个或多个参数进行喷气发动机10的瞬态加速阶段的检测。

例如，表示喷气发动机10的参数是其旋转额定值。然后，基于对喷气发动机10的额定值的连续确定进行喷气发动机10的瞬态加速阶段的检测。然后，由检测设备51检测喷气发动机10的额定值变化可以在预定时期内(例如在1秒到5分钟之间选择的)识别喷气发动机10的瞬态加速阶段。在该预定的时间间隔中，检测设备51可以通过观察喷气发动机10的额定值变化识别瞬态加速阶段。然后将这些变化与表征喷气发动机10的额定值变化的设定值进行比较。因此，如果在预定的时间间隔中，喷气发动机10的旋转额定值变化大于或等于表征喷气发动机10的瞬态加速阶段的变化阈值，检测设备51检测一种瞬态加速阶段。

在其他示例中，可以基于表示发动机的任何参数来确定喷气发动机10的额定值以及检测喷气发动机10的瞬态加速阶段。

例如，可以基于一个或多个的以下参数确定喷气发动机10的旋转额定值以及检测其瞬态加速阶段：高压涡轮24的额定值、低压涡轮26的额定值、飞行器油门杆的角位置，燃烧室22出口处的被测量或计算的燃烧气体温度。

同时，接收设备52接收表示喷气发动机10的燃烧室22出口处的燃烧气体温度的至少一个数据项。例如，表示燃烧气体的该数据项是在喷气发动机的燃烧室22出口和飞行器喷嘴之间某处获取的温度测量，例如在高压涡轮24或低压涡轮26的任何点。接收设备52然后以已知方式，直接地基于表示数据项或间接地通过基于该数据项的计算获得了燃烧气体的温度。例如，表示燃烧室22出口处气体温度的数据项是一种在高压涡轮24的水平获取的温度测量值，即在高压涡轮24的出口处获取的温度测量值，允许接收设备52访问燃烧室22出口处的气体温度。

控制设备53的构造取决于将如图3和4所述的阀44的类型。这些图分别示出了控制开关和被调节位置类型的阀44的方法。

步骤301、401和302、402在这些图中类似。这些步骤对应于通过检测设备51检测喷气发动机10的额定值变化的步骤301、401，以及通过接收设备52接收表示发动机燃烧室22出口处气体温度的至少一个数据项的步骤302、402。应该理解的是，通过图解给出了这些图中所示出的步骤顺序，能够在未示出的示例中并行地进行这些步骤。

控制单元50被构造成从检测设备51和接收设备52识别任何发生的情况：

-检测喷气发动机10的瞬态加速阶段，并且

-发动机(10)的燃烧室(22)出口处的燃烧气体温度高于第一温度阈值t1。

第一温度阈值t1预先被选择为小于表征喷气发动机10的运行极限温度的红线egt，例如在喷气发动机10的燃烧气体温度达到温度阈值t1的情况下保持正egt裕度(在红线egt和燃烧气体温度之间的差)。例如，温度阈值t1被限定为与红线egt相比低1到10℃。该温度阈值t1因此构成红线egt的保护阈值，与检测喷气发动机10的瞬态加速阶段并行地达到该阈值，然后表现为一种老化发动机或表现出性能退化的发动机的超调情况。

此外，关于喷气发动机10的健康状态选择了温度阈值t1，温度值t1仅意味着老化发动机的燃烧气体所达到的，例如显示了退化间隙38。具体地，如前所述，发动机越老化，其燃烧气体的最大温度增加得就越多，并且往往接近红线egt。相反，新的或刚停止维护的喷气发动机的燃烧室出口处气体温度不会遭受接近温度t1的风险，更不用说红线egt了。因此，通过控制单元50识别的情况可因此仅对于老化和/或表现出退化性能的发动机而发生，对于所述情况检测到喷气发动机10的瞬态加速阶段并且燃烧气体温度高于温度阈值t1。

在每个步骤301、302、401、402之后，控制单元50尝试检测(步骤303、403)任何上述情况的发生。例如，可以由控制设备53或由其它专用的检测设备实施步骤303。

如果未识别出这种情况的发生，控制单元50推断出燃烧室22出口处没有发生燃烧气体温度超调的情况，这可能具有接近红线egt的风险。然后再次执行步骤301、302、401、402。

相反，如果检测到上述情况，则控制单元50推断出可能具有接近红线egt的潜在危险的燃烧气体温度超调的情况。然后，通过优化高压涡轮24的间隙38，控制单元50寻求使超调最小化。具体地，在没有优化间隙38的情况下，老化或退化发动机的超调情况可能在送出维修之前具有降低其egt裕度以及因此降低其使用寿命。优化间隙38的目的是尽可能长地保持正egt裕度。

当阀44为开关阀(图3)时，控制设备53随后被构造成指令阀44的开启(步骤304)，以便将气流输送到涡轮护罩34，并且因此减小高压涡轮24的间隙38。间隙38的减小可以优化高压涡轮24的性能，导致燃烧室22出口处的燃烧气体温度降低。然后定期地比较燃烧气体温度和被选择为等于或低于第一温度阈值t1的第二温度阈值t2(步骤305)，以避免振荡效应。只要燃烧气体温度保持高于第二温度阈值t2，阀44就保持开启。当检测到燃烧气体温度低于第二温度阈值t2时，控制设备53指令阀44关闭(步骤306)。

当阀44为被调节位置的类型时，控制设备53被构造成根据在当前燃烧气体温度和第一温度阈值t1之间的间隔，控制阀44的开度百分比(步骤404)。换句话说，根据先前存储在控制设备53中的控制规律逐渐地进行阀44的开启，该控制规律考虑在燃烧室22出口处的燃烧气体温度与第一温度阈值t1之间的间隔。例如，如果燃烧气体温度暂时地超过第一温度阈值t1，控制设备53被构造成指令阀44开启更大百分比(由于设定值过高)，并且因此增加被输送到涡轮护罩34的气流。因此，再次优化了高压涡轮24的间隙38，随后导致燃烧气体减少以及因此导致超调的降低。换句话说，当达到温度阈值t1时，触发了一种导致相对于开启阀位置(在100％处)额外阀开度(高达200％)的关闭间隙超过设定点的值。

因此，控制如上所述的开关类型或具有调节位置的阀44可以在降低燃烧气体温度的同时保持正egt裕度。

上述实施方式具有以下优点。在发动机10的加速阶段中控制高压涡轮24的间隙38考虑在红线egt和燃烧室22出口处的燃烧气体温度之间存在的残余裕度。通过比较燃烧气体温度和第一温度阈值t1(作为保护阈值相对于红线egt选择的)使得考虑该裕度成为可能。

如背景介绍所述，随着高压涡轮24老化，最大燃烧气体温度往往逐渐地接近红线egt。经由温度t1，考虑在红线egt和燃烧气体温度之间的间隔因此可以考虑喷气发动机的发动机10的老化。燃烧气体超过温度t1特别地表明，喷气发动机10的性能老化或退化需要降低其超调，以限制接近红线egt的任何风险。

然后，根据发动机的老化通过控制设备53将高压涡轮24的间隙38的设定值适配。该间隙设定值的适配本身会影响燃烧室22的燃烧气体温度的变化，并且可以降低反应器10的温度的超调。

同样，导致阀开度的更大百分比的超过设定值的触发数可被计数并存储在控制单元中，以便以后在维护中使用，从而判断发动机的老化状态。

因此，根据发动机的老化，在闭环中并自适应地调节高压涡轮24的间隙38和超调，并且这在喷气发动机10的整个生命周期中都会发生。通常，老化发动机的高压涡轮24具有与新发动机相比更明显的间隙。因此，上述方法可以经由阀44的控制，根据喷气发动机10的老化使高压涡轮24的间隙38最小化，而没有损坏涡轮叶片的风险。因此，喷气发动机10的性能在其整个生命周期中得到优化。egt裕度特别地尽可能长地保持正值，在喷气发动机10被送出进行任何维护之前延长了喷气发动机10的使用寿命。