具有气流测量系统的气体涡轮引擎技术方案

本发明专利技术题为“具有气流测量系统的气体涡轮引擎。”本发明专利技术提供了一种涡轮风扇气体涡轮引擎，该涡轮风扇气体涡轮引擎具有旁路导管和旁路气流测量系统。该旁路气流测量系统包括：至少一个声学发射器，该至少一个声学发射器被配置为跨该气体涡轮引擎的该旁路导管发射声学波形，旁路气流穿过该旁路导管传递到至少一个声学接收器；其中该至少一个声学发射器和该至少一个声学接收器位于基本上垂直于该旁路流的轴向平面上。本发明专利技术还描述了一种测量涡轮风扇气体涡轮引擎的旁路气流特性的方法。扇气体涡轮引擎的旁路气流特性的方法。扇气体涡轮引擎的旁路气流特性的方法。

【技术实现步骤摘要】
具有气流测量系统的气体涡轮引擎


[0001]本公开涉及具有旁路气流测量系统的气体涡轮引擎，以及测量气体涡轮引擎内的旁路气流的方法。

技术介绍

[0002]在轴流式引擎(例如气体涡轮引擎)中，可使用对流入或流过引擎的空气特性的测量来确定该引擎的特性。例如，气流的平均流速或质量流量可用于计算引擎的性能和/或效率。
[0003]在飞行中，不可能直接测量气体涡轮引擎产生的推力。因此，在进入维修之前，校准气体涡轮引擎以提供可测量参数(诸如芯轴中的一个芯轴的旋转速度)与已知推力输出之间的相关性。该校准使得能够确定或至少估计由此类引擎产生的推力。
[0004]可与推力相关的气体涡轮引擎性能的可测量参数包括风扇旋转速度和风扇后压力。
[0005]风扇旋转速度对风扇叶片制造分散性敏感，并且因此基于该参数关联推力要么以较高的废品率为代价以非常严格的制造容差进行引擎系列修整，要么在制造容差较大以提高制造产率的情况下进行单个引擎修整。
[0006]使用风扇后压力(即，风扇转子直接下游空气的压力)作为与由气体涡轮引擎产生的推力相关的参数具有其局限性。首先，从怠速到高功率的压力范围随着特定推力/设计风扇压力比率的减小而减小。这适用于静态压力和滞止压力两者，因此压力测量中的任何绝对误差都会成为推力设置中不断增加的分数误差。其次，滞止压力测量的特征在于风扇出口导向轮叶(OGV)后方具有大的采样不确定性。这通常需要设置基于压力的功率设置参数，使得为不确定性范围内的最悲观读数提供确定的推力。这导致大多数引擎的推力过大，这增加了引擎将劣化的速率，减少了引擎的飞行时间，并且不必要地缩短了引擎对于其拥有者的寿命。
[0007]用于关联推力的基于核心的参数是已知的，但是该关联通常是间接的，因为气体涡轮的大部分推力由旁路气流而不是核心气流生成。这意味着基于核心的功率设置参数必须假设性能最低的低压系统，这导致大多数引擎的推力过大。
[0008]已知各种方法至少尝试间接测量由气体涡轮引擎在飞行期间产生的推力。
[0009]已知使用皮托管、皮托静态管或壁静态测量来测量气体涡轮引擎的经空气洗涤的管道内的总压力和静态压力，并且使用这些测量值来导出与高亚音速马赫数相关联的引擎中的高体积流量的质量流量。皮托管包括孔，该孔被构造成面向即将到来的气流并且必须基本上突出/延伸到气流中，例如以避免在围绕气流的壳体/管道的内表面中形成边界气流层。皮托管可延伸到气流中的程度受到限制，以便减少对气流的破坏，因此皮托管只能对气流的有限区域中的气流特性进行采样。假设由皮托管在气流的有限区域中进行的采样测量与流入/流过引擎的总体(整体)气流具有相关性。然而，必须对相关性进行建模或估计，以根据采样的测量值计算整体气流。此外，有限区域中的样品可能不表示整体气流，例如，其
可能受到沿壳体的边界气流层的影响。因此，相关性模型可能对变化的操作条件不具有稳健性，因此整体气流的计算可能不准确。
[0010]还已知使用热线风速测定法来测量气体涡轮引擎内的气流。热线风速计由两个探针组成，探针之间有一段导线，通常由钨、铂或铂铱制成。电流通过导线发送，导致该导线变热。当流体(例如，空气)在风速计上方流动时，其冷却导线，从而耗散该导线的一些能量。导线的加热和冷却可通过能量守恒方程来描述，并且可求解该方程以确定流体在该导线上方流动的速度。虽然一个或多个热线风速计可安装在气体涡轮引擎的风扇出口导向轮叶后面以测量引擎内的气流，但必须适应由于大的采样误差而产生的大的不确定性。
[0011]已知在气体涡轮引擎中使用超声流量测量技术，尽管它们倾向于应用于其中流量为低马赫数的管道，实际上被认为是不可压缩的。
[0012]欧洲专利申请EP 3255438 A1公开了非侵入式风速测定的系统和方法。该系统包括设置在流体流量边界处的声学发射器以及适于接收来自声学发射器的发射的第一声学接收器和第二声学接收器。处理器耦接到这些声学接收器以确定发射到达这些声学接收器的时间。这些声学发射器和声学接收器被布置成使得声学发射器位于第一声学接收器的上游，该第一声学接收器继而位于第二声学接收器的上游。此类系统描述了在高亚音速马赫数流量下的风速测定扩展，并且假设不知道局部气体滞止温度。具体地讲，将由发射器发射并且由两个接收器接收的声学信号的接收差分定时用作信息，以求解连接发射器和接收器的视线上的平均速度和温度的方程组。
[0013]本公开提供了一种气体涡轮引擎，该气体涡轮引擎具有改进的旁路气流测量系统，通过该改进的旁路气流测量系统关联由引擎产生的推力，或者至少提供了一种有用的另选方法。

技术实现思路

[0014]根据第一方面，提供了一种具有旁路导管和旁路气流测量系统的涡轮风扇气体涡轮引擎，该旁路气流测量系统包括：至少一个声学发射器，该至少一个声学发射器被配置为跨该气体涡轮引擎的该旁路导管传输声学波形，旁路气流穿过该旁路导管传递到至少一个声学接收器；其中该至少一个声学发射器和该至少一个声学接收器位于基本上垂直于该旁路流(B)的轴向平面上。
[0015]根据第二方面，提供了一种测量具有旁路导管的涡轮风扇气体涡轮引擎的旁路气流特性的方法，该方法包括以下步骤：(a)提供至少一个声学发射器，该至少一个声学发射器被配置为将声学波形跨该旁路导管发射到至少一个声学接收器，其中该至少一个声学发射器和该至少一个声学接收器位于基本上垂直于该旁路流的轴向平面上；(b)确定该波形从该至少一个声学发射器行进到该至少一个声学接收器的通行时间；(c)根据沿每对声学发射器和声学接收器之间的每条视线的该通行时间来确定该旁路气流的速度；(d)通过针对每条视线导出的各个气流速度的加权和来计算总平均旁路气流速度；以及(e)使用该平均旁路气流速度作为该涡轮风扇气体涡轮引擎的功率设置参数的组成元素，该功率设置参数相对于参考温度是无量纲的。
[0016]技术人员将理解，除非相互排斥，否则关于任何一个上述方面描述的特征或参数可应用于任何其他方面。此外，除非相互排斥，否则本文中描述的任何特征或参数可应用于
任何方面以及/或者与本文中描述的任何其他特征或参数组合。
[0017]如本文所用，术语“旁路流”是指在引擎运行期间穿过涡轮风扇引擎的旁路导管的空气流。其也可被描述为引擎整体流量矢量。其在某些附图中被指示为“B”。
[0018]如本文所用，术语“基本上垂直”是指大部分垂直，但不一定完全垂直。例如，“基本上垂直”包括相对于旁路流(B)从80
°
延伸到100
°
，例如从85
°
延伸到95
°
，例如约90
°
，例如90
°
。
[0019]如本文所用，术语波形的“通行时间”是指波形(例如超声波形)上的点沿其视线从声学发射器行进到声学接收器所花费的时间。
[0020]如本文所用，术语“旁路气流的速度”或“旁路气流速度”是指涡轮风扇气体涡轮引擎的旁路导管内的特定位置处的流动介质的速本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种涡轮风扇气体涡轮引擎，所述涡轮风扇气体涡轮引擎具有旁路导管和旁路气流测量系统，所述旁路气流测量系统包括：至少一个声学发射器，所述至少一个声学发射器被配置为跨所述气体涡轮引擎的所述旁路导管发射声学波形，旁路气流穿过所述旁路导管传递到至少一个声学接收器；其中所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器位于基本上垂直于所述旁路流的轴向平面上。2.根据权利要求1所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器所位于的所述轴向平面从80
°
延伸到100
°
到达所述旁路流。3.根据权利要求2所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器所位于的所述轴向平面从85
°
延伸到95
°
到达所述旁路流。4.根据权利要求3所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器所位于的所述轴向平面延伸约90
°
到达所述旁路流。5.根据权利要求1所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器安装在限定所述旁路导管的壳体中，使得所述至少一个声学发射器和所述至少一个声学接收器基本上不突出到所述旁路导管中。6.根据权利要求1所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述旁路气流测量系统还包括信号处理系统，所述信号处理系统被配置为从所述至少一个声学接收器接收信号并确定所述旁路气流的流率。7.根据权利要求6所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述信号处理系统被配置为确定所述旁路气流的平均流速。8.根据权利要求7所述的涡轮风扇气体涡轮引擎，其中所述信号处理系统被配置为确定以下中的一者...

【专利技术属性】
技术研发人员：V，
申请(专利权)人：劳斯莱斯有限公司，
类型：发明
国别省市：