用于渦輪機葉片間隙控制的系統和方法
【技術領域】
[0001]本發明一般地涉及燃氣渦輪發動機，并且更加具體地涉及渦輪機葉片間隙控制。
【背景技術】
[0002]對于燃氣渦輪發動機，通常所知曉的是，在靜止的發動機結構和旋轉葉片的尖端之間的工作間隙影響發動機的熱力效率和燃料燃燒(例如燃料消耗率，或者SFC)。因此，燃氣渦輪發動機制造商不斷地尋求方法以減少這些工作間隙，而同時避免在旋轉葉片的尖端和靜止結構之間的擦碰。即使數值為千分之幾英寸的改進也會是非常有意義的。
[0003]不幸的是，葉片尖端的長度通常以與靜止結構所能膨脹或收縮的速率不同的速率改變，使得靜止結構不能適應葉片尖端長度的變化，特別是在瞬變工作期間。這會導致葉片尖端接觸靜止結構，或者導致葉片尖端和靜止結構之間的間隙過大，這兩者都可降低發動機性能。一種已經實施的使不同的增長速率相匹配的方法是將來自發動機的氣流提供至各種轉子和/或靜止結構上，以減少在穩定狀態、高海拔巡航條件期間的工作間隙。然而，如果在工作間隙被減少的同時發動機推力被命令改變，則可能不可避免地發生擦碰，導致損害和/或發動機性能降低。
[0004]因此，需要控制渦輪機葉片間隙的系統及方法，使得作為發動機推力水平變化的結果，渦輪機葉片尖端和靜止結構之間的擦碰被消除(或者至少被減少)。本發明至少解決了這個需求。

【發明內容】

[0005]在一個實施例中，一種控制安裝在飛機上的燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙的方法包括:處理模式控制數據以確定燃料節省模式啟動，以及處理飛機數據以確定飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力。當確定了飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力并且燃料節省模式啟動時，飛機燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙被最小化。然后，飛機燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙被選擇性地增加至預定間隙，并且飛機燃氣渦輪發動機推力的改變被阻止，直至達到該預定間隙。
[0006]在另一個實施例中，一種渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙控制系統包括飛機燃氣渦輪發動機和控制系統。飛機燃氣渦輪發動機被構造成產生推力，并且包括渦輪機區段，所述渦輪機區段包括被靜止結構圍繞的多個渦輪機葉片。每個渦輪機葉片具有渦輪機葉片尖端，渦輪機葉片尖端以渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙與靜止結構相隔開。控制系統與飛機燃氣渦輪發動機處于可操作連通，并且被構造成:控制飛機燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙；確定燃料節省模式啟動；確定飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力；在確定了(i)飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力并且
(ii)燃料節省模式失效時，使飛機燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙最小化；以及選擇性地(i)將飛機燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙增加至預定間隙并且(ii)阻止飛機燃氣渦輪發動機推力的改變，直至達到該預定間隙。
[0007]在又一個實施例中，一種控制安裝在飛機上的燃氣渦輪發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙的方法包括:處理飛機數據以確定飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力。當飛機燃氣渦輪發動機正在產生大體恒定的推力時，將飛機燃氣渦輪發動機中的節流改變限制到預定節流率極限，該預定節流率極限是基于燃氣渦輪發動機的單獨特性。
[0008]此外，本系統和方法的其它期望的特征和特性將從隨后的具體描述和所附權利要求結合附圖和前述背景而變得明顯。
【附圖說明】
[0009]將在下文中結合附圖描述本發明，在附圖中，相同的數字表示相同的元件，并且其中:
圖1示出了示例性燃氣渦輪發動機的功能線框圖；
圖2示出了可用以實現圖1的發動機的渦輪機的一部分的截面視圖；
圖3示出了航空電子系統的一個實施例的功能線框圖；并且
圖4以流程圖的形式示出了控制圖1發動機中的渦輪機葉片尖端至靜止結構的間隙的方法的一個實施例。
【具體實施方式】
[0010]以下具體描述實質上僅僅是示例性的，意圖不在限制本發明或者本發明的應用和使用。在本文中使用的，詞語“示例性”意味著“用作示例、舉例或者說明”。因此，本中文描述為“示例性”的任何實施例不必解釋為關于其它實施例是優選的或者有利的。本文描述的所有實施例是示例性的實施例，其被設置以使得本領域技術人員能夠實現或者使用本發明，并且不限制由權利要求所限定的本發明的范圍。此外，意圖不在受到在前述的技術領域、【背景技術】、
【發明內容】
或者以下的【具體實施方式】中呈現的任何表明或暗示的理論的限制。
[0011]首先參考圖1，示出了示例性燃氣渦輪發動機的功能線框圖。所示的發動機100是多軸筒渦扇燃氣渦輪機飛機推進發動機，并且包括吸入區段102、壓縮機區段104、燃燒區段106、渦輪機區段108以及排氣區段112。吸入區段102包括風扇114，該風扇114被安裝在風扇殼體116中。風扇114把空氣吸到吸入區段102中，并對其加速。從風扇114排出的被加速空氣中的一部分被引導經過布置在風扇殼體116和發動機機罩122之間的旁通區段118，并提供向前的推力。從風扇114排出的空氣的剩余部分被引導到壓縮機區段104中。
[0012]壓縮機區段104可包括一個或多個壓縮機124，所述一個或多個壓縮機124提升從風扇114被引導到一個或多個壓縮機124中的空氣的壓力，并把壓縮空氣引導到燃燒區段106中。在所描述的實施例中，僅僅示出了單個壓縮機124，然而將會意識到可以使用一個或多個附加的壓縮機。在包括了燃燒器組件126的燃燒區段106中，壓縮空氣與由未示出的燃料源提供的燃料混合。燃料和空氣的混合物被燃燒，并且高能量的燃燒的空氣混合物隨后被引導到渦輪機區段108中。
[0013]渦輪機區段108包括一個或多個渦輪機。在所示的實施例中，渦輪機區段108包括兩個渦輪機，即高壓渦輪機128和低壓渦輪機132。然而將意識到的是，發動機100可被構造成具有多于或少于這個數目的渦輪機。無論具體數目如何，來自燃燒區段106的燃燒的空氣混合物膨脹經過每個渦輪機128、132，引起其旋轉。燃燒的空氣混合物隨后經過布置在排氣區段112中的推進噴嘴134被排放，提供附加的向前推力。當渦輪機128和132旋轉時，每個渦輪機都經由同心布置的軸或軸筒驅動發動機100中的設備。具體地，高壓渦輪機128經由高壓軸筒136驅動壓縮機124，并且低壓渦輪機132經由低壓軸筒138驅動風扇114。
[0014]發動機100的操作是通過控制系統160控制的。在所示的實施例中，控制系統160包括發動機控制器140和飛機航空電子系統150。發動機控制器140和飛機航空電子系統150的每一者將分開描述,從發動機控制器140開始。然而在描述之前，將要注意到本文描述的在發動機控制器140中實施的一個或多個(或者甚至所有)功能可以替代地在航空電子系統150中實施，并且反之亦然。此外，在發動機控制器140和/或航空電子系統150中實施的一個或多個(或者甚至所有)功能可以根據需要或期望在一個或多個其它系統或者子系統中實施。
[0015]發動機控制器140可以以各種方式被實施。例如，其可以被實施為多種電子發動機控制器(EEC)的任何一種、多種發動機控制單元(EC