(57)【要約】  一方はガスタービン航空機エンジンのタービンロータブレードの先端と他方はブレードを囲むハウジングの環状タービンシュラウドとの間の間隙を制御する制御方法にして、特に前記間隙の推定値（Ｊ）に従ってハウジングに向けられる空気の流量および／または温度を制御するステップからなる制御方法であって、前記間隙の前記推定値（Ｊ）は、航空機エンジンの始動時に、航空機エンジンの自由空間に配置される高感度素子を含む温度センサによって測定された温度（Ｔ４９５（ｔ））に従って決定されることを特徴とする制御方法。
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
一方はガスタービン航空機エンジンのタービンロータブレード（３０）の先端と他方はブレードを囲むハウジング（３２）の環状タービンシュラウド（３４）との間の間隙（３８）を制御する制御方法にして、特に前記間隙（３８）の推定値（Ｊ）に従ってハウジング（３２）に向けられる空気の流量および／または温度を制御するステップからなる制御方法であって、前記間隙（３８）の前記推定値（Ｊ）は、航空機エンジンの始動時に、航空機エンジンの自由空間（３）に配置される高感度素子（２）を含む温度センサ（１）によって測定された温度（Ｔ４９５（ｔ））に従って決定されることを特徴とする、制御方法。
【請求項２】
前記温度センサ（１）が、航空機エンジンのベイン（１４）内の空気流の温度を測定するために、航空機エンジンを始動させた後に吸入によって動作する構造のセンサである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記温度（Ｔ４９５（ｔ））および地上における航空機エンジンの停止時の前記温度の経時的変化のモデルに応じて、航空機エンジンの停止期間（ｔ）を決定するステップと、
決定された停止期間（ｔ）に応じて、航空機エンジンの始動時の熱状態（ＴＲ（ｔ））を決定するステップと、
決定された熱状態（ＴＲ（ｔ））に応じて、前記間隙（３８）の前記推定値（Ｊ）を決定するステップと
を含む、請求項１または請求項２に記載の方法。
【請求項４】
一方はガスタービン航空機エンジンのタービンロータブレード（３０）の先端と他方はブレードを囲むハウジング（３２）の環状タービンシュラウド（３４）との間の間隙（３８）を制御するための制御装置（４６）にして、特に前記間隙（３８）の推定値（Ｊ）に従ってハウジング（３２）に向けられる空気の流量および／または温度を制御するためのモジュールを備える制御装置（４６）であって、航空機エンジンの始動時に、航空機エンジンの自由空間（３）に配置される高感度素子（２）を含む温度センサ（１）によって測定された温度（Ｔ４９５（ｔ））に従って前記間隙（３８）の前記推定値（Ｊ）を決定することができる推定モジュール（５，８；９）を備えることを特徴とする、制御装置（４６）。
【請求項５】
請求項４に記載の制御装置（４６）と、航空機エンジンの自由空間（３）に配置される高感度素子（２）を含む温度センサ（１）であって、航空機エンジンのベイン（１４）内の空気流の温度を測定するために航空機エンジンの始動時に吸入によって動作する構造の温度センサ（１）と、前記温度センサ（１）によって測定された温度（Ｔ４９５（ｔ））に応じて前記間隙（３８）の前記推定値（Ｊ）を決定することができる制御装置（４６）の推定モジュール（５，８；９）とを備える、航空機エンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機ガスタービンエンジン用のターボ機械の一般的な分野に関する。本発明は、特に、一方はタービンロータの可動ブレードの先端とブレードを囲む外側ハウジングの環状タービンシュラウドとの間の間隙の制御を目的とする。
【背景技術】
【０００２】
タービンブレードの先端とタービンブレードを囲む環状シュラウドとの間にある間隙は、回転部（タービンロータを形成するディスクおよびブレード）と固定部（環状タービンシュラウドを含む外側ハウジング）との寸法変化による差によって決まる。これらの寸法変化は、熱的原因（ブレードの温度変化、ディスクの温度変化、およびハウジングの温度変化に関係する）と、機械的原因（特に、タービンロータにかかる遠心力の効果に関係する）とによって生じる。
【０００３】
タービンの性能を向上させるために、出来る限りこの間隙を最小限に抑えることが望ましい。一方、速度が増加する時に、例えば、航空機エンジンのターボ機械の地上でのアイドリング速度から離陸速度に移行する時に、速度増加に関連して温度上昇の影響を受けて環状タービンシュラウドが膨張するまでに、タービンロータにかかる遠心力がブレード先端を環状タービンシュラウドに近付ける傾向がある。したがって、ニップ点と呼ばれるこの動作点で接触する危険性がある。
【０００４】
ターボ機械のタービンブレード先端の間隙を制御するのに、アクティブ制御システムを使用するのが周知である。これらのシステムは、一般に、環状タービンシュラウドの外表面に、例えば、タービンエンジンの圧縮機および／またはファンで取り込まれた空気を向けることによって動作する。タービンシュラウドの外表面に送られた外気は、タービンシュラウドを冷却する効果があるので、タービンシュラウドの熱膨張を抑えることができる。したがって、間隙が最小限に抑えられる。逆に、高温空気は、環状タービンシュラウドの熱膨張を助長するので、間隙が増大し、例えば、上述のニップ点における接触を防ぐことができる。
【０００５】
このようなアクティブ制御は、例えば、タービンエンジンの全自動ティデジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）システムによって行われる。より詳細には、環状タービンシュラウドに向けられる空気の流量および／または温度は、規定の間隙および実際のブレード先端間隙の推定値に基づいて制御される。実際に、センサは、直接ブレード先端の間隙を測定できないので、ブレード先端の間隙を推定しなければならない。
【０００６】
上述したように、ブレード先端の間隙は、特に、タービンエンジンの熱状態によって決まる。したがって、タービンエンジンの始動時に、タービンエンジンの熱状態に基づいてブレード先端の間隙の推定値を決定する方法が周知である。
【０００７】
一部のエンジンでは、始動時の熱状態は、エンジンの停止時間に応じて推定される。しかし、エンジンの停止時間を記録するのは、複雑な作業である。
【０００８】
一部のエンジンでは、タービンに、ハウジングの温度Ｔｃａｓｅを測定する温度センサが装備されている。これは、一般に、膨張差および振動を補償するバネを備えたＫ（クロメル‐アルメル）型の熱質量熱電対（すなわち、物質の温度を測定するのであって、周囲の温度を測定しない）である。しかし、このようなセンサは、コストが高く、質量が大きく、かさが大きい。ハーネスと共にハウジングに取り付けるのは、複雑である。また、ハウジングと熱電対とが接触しないことで、正確に温度の測定ができない場合がある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００９】
本発明の主な目的は、上述の欠点を克服することである。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上述の目的は、一方はガスタービン航空機エンジンのタービンロータブレードの先端と他方はブレードを囲むハウジングの環状タービンシュラウドとの間の間隙を制御する制御方法にして、特に前記間隙の推定値に基づいてハウジングに向けられる空気の流量および／または温度を制御するステップからなる制御方法であって、前記間隙の前記推定値は、航空機エンジンの始動時に、航空機エンジンの自由空間に配置される高感度素子を含む温度センサによって測定された温度に従って決定されることを特徴とする制御方法によって達成される。
【００１１】
エンジン始動時に、空気流が自由空間を通過しなければ、温度センサの高感度素子によって測定される温度は、放射によって測定される周囲の温度となる。地上でのエンジン停止時のこの温度の経時的変化は、再現可能であり、モデル化することができる。
【００１２】
したがって、エンジン始動時に測定される温度を知ることによって、エンジンの停止時間を記録しなくても、エンジンの停止期間を決定することができる。したがって、複雑な記録動作をしなくてもよい。さらに、熱質量熱電対タイプの温度センサがなくても、エンジンの始動時の熱状態を決定することができる。
【００１３】
より詳細には、本発明により、エンジン始動時の間隙の推定値を決定することができると同時に、エンジン停止時間を記録しなくても、または熱質量熱電対タイプの温度センサがなくても、地上でのエンジン停止時の温度の経時的変化を再現することができる。
【００１４】
一方、一実施形態では、温度センサは、航空機エンジンのベイン内の空気流の温度を測定するために、航空機エンジンを始動させた後に吸入によって動作する構造のセンサである。
【００１５】
したがって、この温度センサは、複数の機能が相互作用する。
【００１６】
一実施形態によれば、制御方法は、
前記温度および地上における航空機エンジンの停止時の前記温度の経時的変化のモデルに応じて、航空機エンジンの停止期間を決定するステップと、
決定された停止期間に応じて、航空機エンジンの始動時の熱状態を決定するステップと、
決定された熱状態に応じて、間隙の前記推定値を決定するステップとを含む。
【００１７】
停止期間に応じて航空機エンジンの始動時の熱状態を決定するステップ、および決定された熱状態に基づいて間隙の推定値を決定するステップは、周知の制御動作である。したがって、前記温度および地上における航空機エンジンの停止時の前記温度の経時的変化のモデルに基づいて航空機エンジンの停止期間を決定するステップと共に、これらの周知の動作により利点が得られる。
【００１８】
上述の方法に伴って、本発明は、一方のガスタービン航空機エンジンのタービンロータブレードの先端とブレードを囲むハウジングの環状タービンシュラウドとの間の間隙を制御するための制御装置にして、特に前記間隙の推定値に応じてハウジングに向けられる空気の流量および／または温度を制御するモジュールを備える制御装置であって、航空機エンジンの自由空間に配置される高感度素子を含む温度センサによって測定された温度に基づいて、航空機エンジンの始動時に前記間隙の前記推定値を決定することができる推定モジュールを備えることを特徴とする制御装置を提案する。
【００１９】
本発明はさらに、本発明の制御装置と、航空機エンジンの自由空間に配置される高感度素子を含む温度センサであって、航空機エンジンのベイン内に空気流の温度を測定するために、航空機エンジンを始動させた後に吸入によって動作する構造の温度センサと、前記温度センサによって測定された温度に基づいて前記間隙の前記推定値を決定することができる制御装置の推定モジュールと備える航空機エンジンを提案する。
【００２０】
制御方法に関して上述した利点および特徴は、本発明の制御装置およびエンジンについても言える。
【００２１】
本発明の他の特徴および利点は、非限定的な本発明の例示的な実施形態を示した添付図面を参照した以下の説明から明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】本発明の一実施形態のガスタービン航空機エンジンの一部の概略長手方向断面図である。
【図２】図１のエンジンの特に高圧タービンを示した拡大図である。
【図３】図１のエンジンの温度センサを示した図である。
【図４】機能モジュールとして、本発明の一実施形態の制御方法の特定のステップを示した図である。
【図５】機能モジュールとして、本発明の別の実施形態の制御方法の一ステップを示した図である。
【発明を実施するための形態】
【００２３】
図１は、特に、本発明が適用できる複流および複式のターボジェットエンジン１０の概略図である。当然、本発明は、この特定のタイプのガスタービン航空機エンジンに限定されない。
【００２４】
周知の形では、長手方向軸Ｘ−Ｘを有するターボジェットエンジン１０は、特に、一次流１４の流れのベインと、一次流ベインと同軸の二次流１６の流れのベイン内の空気流を運ぶファン１２を備える。一次流１４の流れのベインは、そこを通過するガス流の流れ方向の上流側から下流側に向かって、低圧圧縮機１８、高圧圧縮機２０、燃焼室２２、高圧タービン２４、および低圧タービン２６とを備える。
【００２５】
図２により詳細に示されているように、ターボジェットエンジンの高圧タービン２４は、一次流１４の流れのベイン内に位置決めされる複数の可動ブレード３０が取り付けられるディスク２８で形成されるロータを備える。ロータは、取付スペーサ３７によって外側タービンハウジング３６に支承された環状タービンシュラウド３４を備えたタービンハウジング３２に囲まれる。
【００２６】
環状タービンシュラウド３４は、複数の隣接するセクタまたはセグメントで形成されてもよい。環状タービンシュラウド３４は、内側に、アブレイダブル材料製の層３４ａを備え、ロータの先端３０ａとの間の間隙３８を設けてロータのブレード３０を囲む。
【００２７】
本発明によれば、制御された方法で外側タービンハウジング３６の内径を変更することによって間隙３８の制御を行うことができるシステムが設けられる。そのためには、制御装置４６は、間隙３８の推定値および規定間隙とに基づいて、外側タービンハウジング３６に向けられる空気の流量および／または温度を制御する。制御装置４６は、例えば、タービンエンジン１０の全自動デジタルエンジン制御（ＦＡＤＥＣ）システムである。
【００２８】
そのためには、図示されている例では、制御ケーシング４０が外側ハウジング３６の周囲に位置決めされる。このケーシングは、高圧圧縮機２０の段の１つにおいて、上流側端部が一次流流れのベインに向かって開口する空気路４２（例えば、それ自体周知であるが図面では図示されていないスクープ）で外気を受け取る。空気路内を循環する外気が（例えば、制御ケーシング４０の複数の穴の開いた壁によって）外側タービンハウジング３６へと排気されることで、外側タービンハウジング３６を冷却して、その内径を小さくする。図１に示されるように、弁４４が、空気路４２内に位置決めされる。この弁は、制御装置４６によって制御される。
【００２９】
当然、本発明は、この特定のタイプのハウジングの寸法の制御に限定されない。したがって、図示されていない制御の別の例は、空気を圧縮機の２つの異なる段で取り込むステップと、外側タービンハウジング３６に向けられる混合物の温度を調節するためにそれぞれのサンプルの流量を調節するステップとからなる。
【００３０】
制御装置４６による間隙３８の推定値Ｊの決定について説明する。
【００３１】
周知の方法で、制御装置４６は、ターボジェットエンジン１０に配置されているさまざまなセンサから測定信号を取得する。特に、
外部温度Ｔ１２、および
低圧タービン２６において一次流１４の流れのベイン内の温度を測定するための温度センサ１によって測定される温度Ｔ４９５を取得する。
【００３２】
図３は、温度Ｔ４９５を測定することができる温度センサ１の概略図である。温度センサ１は、操作時に、矢印４の空気流が通過する自由空間３に配置される高感度素子２を備える。
【００３３】
該センサの動作は、当業者に周知であるので、これ以上詳細に説明しない。このタイプのセンサが、上流側領域と下流側領域との一定の圧力差による吸入によって動作することを思い出してもらうだけでよい。理想的には、温度センサ１は、高感度素子２における一定の流量を保証するために、所定の圧力比に対して超音波で動作する。したがって、地上でのアイドリング速度での始動では、温度センサ１の高感度素子２によって測定される温度Ｔ４９５は空気流の温度である。
【００３４】
しかし、エンジン速度が地上でのアイドリング速度またはエンジンの停止時のアイドリング速度未満の場合、空気流は自由空間３を通過しない。したがって、このような場合、温度センサ１の高感度素子２よって測定される温度Ｔ４９５は、放射によって測定される高感度素子２の周囲の温度である。
【００３５】
本発明者らは、地上でのエンジン停止時の温度Ｔ４９５の経時的変化は再現可能であり、決定性論的であることに気付いた。この観察結果は、ターボジェットエンジン１０の始動時の間隙３８を推定するのに使用される。
【００３６】
より詳細には、本発明者らは、以下の量ΔＴ（ｔ）は、
【００３７】
【数１】
2014510224.tif 000003
であることに気付いた。
この場合、ｔは時間を表しており、ｔ＝０は、エンジンの停止後の基準時間、例えば、エンジン停止後の１５０秒に相当する。
【００３８】
本発明者らは、量ΔＴ（ｔ）は以下のようにモデル化することができることに気付いた。
【００３９】
【数２】
2014510224.tif 000004
この場合、τ１およびτ２は時定数である。
【００４０】
時定数τ１およびτ２は、ターボジェットエンジン１０または１つまたは複数の同じタイプのターボジェットエンジンに対して行われる試験から、実験的に決定することができる。初期温度Ｔ４９５（０）は、試験によって異なる場合がある。特定のエンジンに対して行われた試験で、本発明者らは、以下の時定数
τ１＝７５８ｓおよびτ２＝５４５０ｓ
を決定した。
【００４１】
時定数τ１およびτ２の値がわかれば、温度Ｔ４９５（０）、温度Ｔ１２（０）、温度Ｔ４９５（ｔ）および温度Ｔ１２（ｔ）に従って、瞬間ｔのエンジン始動時に、エンジンの停止期間を決定することができる、すなわち、ｔの値を決定することができる。温度Ｔ４９５（０）および温度Ｔ１２（０）は、エンジンの停止時に、制御装置４６によってメモリに記憶されてもよい。
【００４２】
図４は、機能モジュールの形で、エンジン始動時の間隙３８の推定値Ｊを決定するステップを示した図である。これらの機能モジュールは、例えば、制御装置４６によって実行されるコンピュータプログラムに相当する。
【００４３】
図４では、決定モジュール５は、エンジンの停止期間ｔ、およびロータの温度ＴＲでロータ停止時のロータの温度ＴＲ（０）に応じて、推定値Ｊを決定する。決定モジュール５は、２つのモデル化モジュール６、７を含む。
【００４４】
モデル化モジュール６は、ロータの温度ＴＲの経時的変化の熱モデルを実装するので、ロータの温度ＴＲ（０）および時間ｔに従ってロータの温度ＴＲ（ｔ）の推定値を提供することができる。
【００４５】
モデル化モジュール７は、ターボジェットエンジン１０の熱モデルを実装し、間隙３８の推定値Ｊ対温度ＴＲ（ｔ）を決定する。
【００４６】
モデル化モジュール６、７の作成については、当業者は周知であるので、これ以上詳細に説明しない。例えば、ロータの温度ＴＲ変化対時間の熱モデルは、時定数８／３時間の一次モデルとしてもよい。
【００４７】
エンジンの始動後、例えば、巡航速度では、間隙３８の推定値を決定するのに、別の決定モジュール（図示せず）がロードされる。この他のモジュールも、ロータの温度ＴＲの決定を含む。エンジン停止時に、この他の決定モジュールによって決定された温度ＴＲは、制御装置４６によってメモリに記憶されて、温度ＴＲ（０）の入力データとして決定モジュール５によって使用される。
【００４８】
時間ｔで表される停止期間は、上述の数式に従って地上でのエンジン停止時の温度Ｔ４９５の経時的変化のモデルを実装するモデル化モジュール８によって決定される。したがって、モデル化モジュール８は、時間ｔ対温度Ｔ４９５（０）、Ｔ１２（０）、Ｔ４９５（ｔ）、およびＴ１２（ｔ）を決定する。
【００４９】
モデル化モジュール８を使用して、エンジンの停止時間を記録しなくても、エンジンの停止期間を決定することができる。したがって、複雑な記録動作をしなくてもよい。さらに、熱質量熱電対タイプの温度センサがなくても、エンジンの始動時の熱状態、この場合、ＴＲ（ｔ）を決定することができる。
【００５０】
図４からわかるように、停止期間の過大推定値は始動時のロータの温度ＴＲ（ｔ）の過小推定値につながり、ひいては、始動時の間隙３８の過大推定値につながることが示されている。始動時の間隙３８の過大推定値は、調節される間隙３８の過大推定値のことであり、このことでブレード３０の接触と損傷を引き起こす場合がある。
【００５１】
間隙３８の精度は０．０３ｍｍであるので、間隙３８の０．０３ｍｍ大きい過大推定値は許容可能な限界値である。本発明者らは、特定のエンジンおよび特定の調節方法の研究の範囲において、間隙３８の０．０３ｍｍ大きい過大推定値が始動時のロータの温度ＴＲ（ｔ）の約６０Ｋ小さい過小推定値に相当することを判断した。
【００５２】
ロータの温度ＴＲの経時的変化および地上でのエンジン停止時の温度Ｔ４９５の経時的変化対時間の上述のモデルと上述の接触値では、これは停止期間の８６０秒（すなわち、１４分以上）大きい過大推定値に相当する。
【００５３】
本発明者らは、実際の停止期間を温度Ｔ４９５の経時的変化のモデルによって推定される停止期間とを比較することによって、温度Ｔ４９５の経時的変化のモデルにより十分に正確にエンジンの停止期間を推定することができる。
【００５４】
図５は、エンジン始動時に間隙３８の推定値Ｊを決定し、地上でのエンジン停止時の温度Ｔ４９５の経時的変化の再現性より利点が得られる代替方法を示した図である。
【００５５】
この代替形態では、決定モジュール９は、例えば、試験から実験的に実現された対応表を実装する。対応表は、直接、間隙３８の推定値Ｊ対温度Ｔ４９５（ｔ）を提供する。
【００５６】
本発明は、温度Ｔ４９５を基準にして説明されている。しかし、エンジンの停止期間および間隙３８の推定値Ｊを決定するために、別の温度Ｔを使用してもよい。実際に、ターボジェットエンジン１０は、ターボジェットエンジンの自由空間に配置される高感度素子を含み、ターボジェットエンジン１０の動作時の空気流の温度を測定するための他の温度センサを備える。停止時またはアイドリング速度未満では、空気流が自由空間内を循環しない場合、高感度素子が周囲の温度Ｔを測定する。温度Ｔ４９５について上述したのと同じ方法で、地上でのエンジンの停止時の温度Ｔの経時的変化をモデル化することができる。
【００５７】
上述した温度Ｔ４９５の経時的変化のモデルは、外部温度Ｔ１２によって正規化される。あるいは、温度Ｔ４９５を正規化するために、外部の状態を反映する別の温度を使用してもよい。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【国際調査報告】
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2014510224.tif 000011
2014510224.tif 000012
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