用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法技术方案

一种用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法，该系统可包括第一监控器、第二监控器以及通信地耦接至第一监控器和第二监控器的控制器。第一监控器可紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机体的发动机支柱安装。第二监控器可紧邻第一监控器安装。第一监控器和第二监控器每个可被构造成在涡轮发动机的运转期间当达到指示发动机外壳中的烧穿的触发温度时出故障。控制器可被构造成当第一监控器和第二监控器两者出故障时自动地降低涡轮发动机的运转参数。

System and method for protecting structural integrity of engine pillars

A system and method for protecting structural integrity of an engine pillar, which may include a first monitor, a second monitor, and a controller that is coupled to the first monitor and the second monitor in communication. The first monitor may be mounted adjacent to the engine support of the airframe of the aircraft coupled to the turbine engine. The second monitor can be installed adjacent to the first monitor. The first monitor and the second monitor each can be configured to malfunction during the operation of the turbine engine, when the firing temperature indicating the burning through of the engine housing is reached. The controller may be configured to automatically reduce the operating parameters of the turbine engine when both the first monitor and the second monitor fail.

【技术实现步骤摘要】
用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法
本公开总体上涉及飞机结构，并且更具体地，涉及一种用于保护发动机支柱(strut)的结构完整性的系统和方法。
技术介绍
飞机的燃气涡轮发动机通常包括压缩器、燃烧室和涡轮机的布置。压缩器从进气口接收空气并且对该空气加压以传输至燃烧室。在燃烧室中，燃料被注入到空气中并被点燃，导致过热高压空气燃料混合物以及几千度的温度。过热气体从燃烧室行进到涡轮机中，该涡轮机使燃烧气体膨胀以产生发动机推力。商用飞机的燃气涡轮发动机通常借助于发动机支柱安装至机翼或者机身。例如，发动机支柱可从机翼的底面延伸并且可耦接至涡轮发动机的发动机芯部。发动机支柱必须能够在高过载和高气动载荷下支撑相对大质量的发动机的同时将高推力载荷传递至机翼。此外，发动机支柱必须在燃烧室外壳的烧穿(这可被描述为通过可从燃烧室发出的一股过热气体在燃烧室外壳中形成的孔)的情况下保持其承载能力。当前的发动机支柱被设计成在烧穿的情况下保持它们的结构完整性。然而，对于涡轮发动机设计的趋势是越来越高的压力以及越来越高的温度。未来的发动机设计的这种增加的压力和温度存在可超过发动机支柱的能力的烧穿的风险。一个可能的解决方案是通过结合高温材料来增加发动机支柱的耐温能力。令人遗憾地，这种方法可明显地增加发动机支柱的成本和结构质量。如可以看出的，在本技术行业中存在对一种成本有效且重量轻的用于保护发动机支柱的结构完整性的系统和方法的需要。
技术实现思路
通过本公开具体解决并缓解与发动机支柱相关的上述需要，本公开提供了一种用于保护发动机支柱的结构完整性的系统。该系统可包括第一监控器、第二监控器以及通信地耦接至第一监控器和第二监控器的控制器。第一监控器可紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机体的发动机支柱安装。第二监控器可紧邻第一监控器安装。第一监控器和第二监控器每个可被构造成当达到指示发动机外壳中的烧穿的触发温度时出故障。控制器可被构造成当第一监控器和第二监控器两者出故障时自动地降低涡轮发动机的运转参数。在又一实施方式中，第一监控器可紧邻将涡轮发动机耦接至飞机的机翼的发动机支柱安装。第一监控器和第二监控器每个可被构造成在涡轮发动机的运转期间当达到指示燃烧室外壳中的烧穿的触发温度时出故障。当第一监控器和第二监控器两者出故障时，控制器可自动地降低涡轮发动机的发动机推力。还公开了一种用于保护发动机支柱的结构完整性的方法。该方法可包括使通过发动机支柱耦接至飞机的机体的涡轮发动机运转。此外，该方法可包括使紧邻发动机支柱安装并且通信地耦接至控制器的第一监控器和第二监控器中的至少一个的温度增加。该方法还可包括当达到触发温度时使第一监控器和第二监控器中的至少一个出故障。此外，该方法可包括使用控制器确定第一监控器和第二监控器中的至少一个是否已出故障，并且如果第一监控器和第二监控器两者已出故障，则使用控制器降低涡轮发动机的运转参数。已论述的特征、功能以及优点可独立地在本公开的各种实施方式中实现或者可结合在其他实施方式中，其进一步细节可参考以下说明及附图来了解。附图说明当参考附图时，本公开的这些和其他特征将变得显而易见，其中，贯穿始终，相同的编号指代相同的部件，并且其中：图1是在发动机外壳的烧穿的情况下用于保护发动机支柱的结构完整性的系统的实例的框图，并且该系统包括紧邻涡轮发动机安装并且通信地耦接至控制器的第一监控器和第二监控器，该控制器被构造成在由于加热至触发温度以上而导致的第一监控器和第二监控器两者的故障时降低发动机运转参数；图2是包括通过一对涡轮发动机的飞机的实例的透视图，每个涡轮发动机通过结合目前公开的系统的发动机支柱耦接至机翼；图3是使用发动机支柱安装至机翼的涡轮发动机的实例的侧视图；图4是图3的涡轮发动机的前视图；图5是沿着图4的线5截取的涡轮发动机的截面图，并且示出了附接至涡轮发动机的发动机外壳的发动机支柱；图6是沿着图5的线6截取的发动机支柱的底面的平面图，并且示出了安装至发动机支柱的底面的第一监控器和第二监控器的实例，并且其中，第一监控器和第二监控器都被构造为与控制器形成电连续性电路的电导体；图7是每个被构造为安装至发动机支柱的底面的热熔丝的第一监控器和第二监控器的实例，并且其中，第一监控器和第二监控器中的每个与控制器形成电连续性电路；图8是每个被构造为具有通信地耦接至控制器的压力开关的充气传感器管的第一监控器和第二监控器的实例；图9是传感器管的端部的放大图，并且示出了压力开关处于常闭位置的实例；图10是由于传感器管加热至触发温度导致的内部压力的增加使得图9的压力开关处于气动致动打开位置的放大图；图11是由于壳体中的气体的内部压力导致的压力开关处于常开位置的另一实例的放大图；图12是由于气体通过由将壳体局部加热至触发温度的一股热气在壳体中烧出的开口逸出导致的内部压力的损失使得图11的压力开关处于闭合位置的放大图；图13是每个具有直线形状并且与控制器形成电连续性电路的一对第一监控器和第二监控器的另一实例的平面图；图14是被构造成螺旋形形状的第一监控器和第二监控器的实例；图15是每个被构造为环的第一监控器和第二监控器的实例；图16是每个被构造成与发动机支柱的前部发动机架和尾部发动机架重叠的环的第一监控器和第二监控器的实例；图17是示出了发动机支柱在发动机支柱的前端附接至风扇外壳并且在发动机支柱的后端附接至发动机外壳的涡轮发动机的截面图；图18是沿着图17的线16截取的发动机芯部的上外表面的平面图，并且示出了每个具有直线形状并安装至燃烧室外壳的外部的平行的第一监控器和第二监控器的实例；图19是被构造成螺旋形形状并且安装至燃烧室外壳的外部的第一监控器和第二监控器的另一实例的平面图；图20是被构造为环并且安装至燃烧室外壳的外部的第一监控器和第二监控器的其他实例的平面图；图21是沿着图20的线19截取的发动机芯部和发动机支柱的截面图，并且示出了直接在发动机支柱的底面以下的第一监控器和第二监控器的定位；图22是具有可包括在保护发动机支柱的结构完整性的方法中的一个或多个操作的流程图。具体实施方式现在参考附图，其中为了示出本公开的各种实施方式的目的而示出，图1中示出的是诸如在燃气涡轮发动机118的发动机外壳152的烧穿的情况下用于保护发动机支柱200的结构完整性的系统300的实例。发动机支柱200将涡轮发动机118耦接至飞机100的机体102。例如，发动机支柱200可将涡轮发动机118耦接至飞机100的机翼114、机身104或者垂直尾翼110。然而，发动机支柱200可被构造成在飞机100上的各个位置中的任一个处将涡轮发动机118耦接至机体102。在实施方式中，系统300包括两个以上的用于感测与涡轮发动机118相关联的高温事件的出现的监控器302、304(图1)。高温事件可以是发动机外壳152(图1)中的烧穿(未示出)，这可被描述为通过一股热气(例如，一股过热空气/燃料混合物)穿过发动机外壳152形成或者熔化的孔。在一个实例中，由于燃烧室142内部的高温和高压，烧穿可存在于发动机芯部136的燃烧室外壳158中。该孔可从发动机外壳152的内部延伸至发动机外壳152的外部。然而，烧穿可存在于发动机外壳152的其他区域中，诸如，存在于位于燃烧室142的上游的高压压缩本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于保护发动机支柱(200)的结构完整性的系统(300)，包括：第一监控器(302)，紧邻将涡轮发动机(118)耦接至飞机(100)的机体(102)的发动机支柱(200)安装；第二监控器(304)，紧邻所述第一监控器(302)安装，所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)每个被构造成在所述涡轮发动机(118)的运转期间当达到指示发动机外壳(152)中的烧穿的触发温度时出故障；以及控制器(360)，通信地耦接至所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)，所述控制器(360)被构造成当所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)两者出故障时自动地降低所述涡轮发动机(118)的运转参数(170)。

【技术特征摘要】
2016.03.15 US 15/070,7961.一种用于保护发动机支柱(200)的结构完整性的系统(300)，包括：第一监控器(302)，紧邻将涡轮发动机(118)耦接至飞机(100)的机体(102)的发动机支柱(200)安装；第二监控器(304)，紧邻所述第一监控器(302)安装，所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)每个被构造成在所述涡轮发动机(118)的运转期间当达到指示发动机外壳(152)中的烧穿的触发温度时出故障；以及控制器(360)，通信地耦接至所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)，所述控制器(360)被构造成当所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)两者出故障时自动地降低所述涡轮发动机(118)的运转参数(170)。2.根据权利要求1所述的系统(300)，其中：所述运转参数(170)是发动机推力(172)，并且其中，所述控制器(360)被构造成将所述发动机推力(172)降低至非空转推力设定。3.根据权利要求1所述的系统(300)，其中：所述控制器(360)被构造成只有当所述第二监控器(304)在所述第一监控器(302)的预定时间内出故障时降低所述涡轮发动机(118)的所述运转参数(170)。4.根据权利要求1所述的系统(300)，进一步包括：指示器(364)，通信地耦接至所述控制器(360)；并且所述控制器(360)被构造成确定是否所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)中的仅一个已出故障，并且如果所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)中的仅一个已出故障，则所述控制器(360)被构造成使所述指示器(364)生成所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)中的仅一个出故障的指示。5.根据权利要求1所述的系统(300)，其中：所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)中的至少一个包括具有耦接至所述控制器(360)的相对端的电连续性电路(306)，所述电连续性电路(306)包括电导体(312)和热熔丝(314)中的一个；所述控制器(360)被构造成使电流连续地通过所述电连续性电路(306)；并且所述控制器(360)使通过所述电连续性电路(306)的电流的停止与对应于所述第一监控器(302)和所述第二监控器(304)中的...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗伯特·S·赖特，
申请(专利权)人：波音公司，
类型：发明
国别省市：美国,US