用于对涡轮机阀的死区进行估计和使用的方法和装置与流程

1.本发明涉及一种用于对涡轮机排放阀的关闭死区进行估计的方法和装置。
2.一个应用领域涉及飞行器涡轮机，例如飞行器涡轮喷气发动机。


背景技术：

3.文献us2007/240677描述了一种用于对用于气体再流通的瓣阀进行控制的方法，其中考虑了死区。
4.排放阀(“可变排出阀(variable bleed vanne，vbv)”)使得能够将主流的一部分排放到次级流中。
5.本发明特别适用于排放阀，每个排放阀包括闸门，该闸门由致动器致动而在铰链上枢转，以打开和关闭设置在壳体的壁上的孔口，该孔口部分地界定了涡轮机的主流的流道的外壁。闸门通常安装在涡轮机的结构壳体的内护罩上，该结构壳体例如可以是中间壳体，该中间壳体特别可以构成用于将涡轮机悬挂在例如吊架的飞行器结构上的负载路径。结构壳体的内护罩具有壁，该壁在内部面向主流的流道。闸门的打开使得能够将主流的一部分流量排放到涡轮机的次级流的流道中，同时使主流的一部分流量通过将主流的流道与次级流的流道分开的流道间隔室。每个闸门配备有垫片，该垫片压靠在孔口上，使得孔口能够以良好的密封性关闭。
6.然而，闸门存在被称为关闭死区的角度运动范围，在该角度运动范围期间，垫片在打开闸门期间保持压缩，并因此不允许主流进入到次级流中。换言之，只要闸门的位置保持在死区范围内，即使闸门没有完全关闭，闸门也保持密封。
7.在涡轮机在飞行中的运行期间，对闸门的控制通常以死区的固定值为基础来完成。
8.然而，由于制造上的偏差，对不同涡轮机上的排放阀组使用相同的固定预定死区值的事实导致该固定值与每个死区的实际值之间存在差距。该差距体现为每个闸门的过度打开或过度关闭。
9.被低估的固定死区会导致闸门的过度关闭，这可能会由于排放太低而导致发动机的喘振。
10.相反，被高估的固定死区会导致闸门的过度打开，并可能导致风扇的运行线的增加，因此在某些情况下导致风扇的喘振，以及导致涡轮中温度的增加，从而导致发动机的退化或对该发动机性能的影响。
11.需要估计每个涡轮机上的实际死区是什么。


技术实现要素：

12.本发明寻求获得一种用于对死区进行估计的方法和装置，该方法和装置使得能够解决飞行中闸门的过度打开和过度关闭的这些问题。
13.为此，本发明的第一主题是用于控制第一致动器的、对第一排放阀的安装在待研
究的涡轮机的第一壳体上的第一闸门的关闭死区进行估计和使用的方法，第一壳体在其内部界定涡轮机的主气流，第一闸门被设计成能够由第一致动器根据第一致动器的第一控制信号在以下一个位置和另一个位置之间成角度地移动：
[0014]-第一壳体的第一孔口的第一打开位置，该第一打开位置用于通过该第一孔口来将第一主流的一部分排放到位于第一壳体外部的第一次级气流中，以及
[0015]-第一孔口的第一关闭位置，该第一关闭位置被配置为防止主流通过该第一孔口，
[0016]
第一闸门设置有第一气体密封垫片，该第一气体密封垫片能够在第一关闭位置来压靠第一孔口的第一边缘，以使第一孔口的关闭密封，
[0017]
其特征在于，
[0018]
当第一控制信号等于第一闸门的第一设定点关闭信号时，为在飞行中运行的待研究的涡轮机测量第一致动器的第一实际位置，
[0019]
基于第一实际位置来确定第一闸门相对于第一壳体的测量下垂角度，
[0020]
根据测量下垂角度，由计算器来为在飞行中运行的待研究的涡轮机计算第一闸门的测量关闭死区，在测量关闭死区中，第一垫片保持压缩并因此使第一孔口的关闭密封，
[0021]
测量关闭死区被记录在待研究的涡轮机的控制计算器的永久存储器中，
[0022]
第一致动器的第一控制信号由计算器根据记录在存储器中的测量关闭死区而产生。
[0023]
由于本发明，识别了待研究的涡轮机的第一闸门在运行中的实际死区，以控制第一闸门的角度位置。由于用于致动第一闸门的致动器的控制信号考虑了该实际死区已被估计和记录的事实，则避免了在待研究的涡轮机在飞行中的运行期间，第一闸门的过度打开和过度关闭。
[0024]
根据本发明的一个实施例，基于测量下垂角度来为在飞行中运行的待研究的涡轮机计算第一闸门的测量关闭死区，在该测量关闭死区中，第一垫片保持压缩并因此使第一孔口的关闭密封。
[0025]
根据本发明的一个实施例，第一致动器包括相对于第一壳体固定的第一致动器主体和可相对于第一致动器主体在第一长限位段(but
é
e)和第一短限位段之间平移移动的第一轴，该第一长限位段对应于第一轴离开第一主体的最大输出行程，第一短限位段对应于第一轴离开第一主体的最小输出行程，
[0026]
至少一个第一连接构件安装在第一轴和第一闸门之间，以通过第一轴相对于第一致动器主体的平移运动来使第一闸门成角度地移动，
[0027]
第一关闭位置对应于第一轴的第一中间输出行程，该第一中间行程不及第一长限位段并且超过(au-del
à
)第一短限位段。
[0028]
根据本发明的一个实施例，在测量第一致动器的第一实际位置之前调整第一轴的第一中间行程。
[0029]
根据本发明的一个实施例，控制信号对应于第一轴的相对于第一致动器主体所取的设定点长度，该设定点长度从第一短限位段定向到第一长限位段，并且沿着第一闸门的第一打开方向增长，
[0030]
由计算器计算设定点长度，以便将测量关闭死区添加到第一闸门相对于第一壳体的第一角度。
[0031]
根据本发明的一个实施例，测量关闭死区由计算器计算为等于参考死区，该参考死区在可以在飞行中和地面上运行的参考涡轮机运行期间预先确定，该参考死区加上测量下垂角度，并从该参考死区加上测量下垂角度中减去在飞行中运行以推进飞行器的参考涡轮机上预先确定的参考下垂角度。
[0032]
根据可应用于估计和使用方法和/或可应用于估计和使用装置的本发明的一个实施例，参考涡轮机具有第二排放阀的安装在参考涡轮机的第二壳体上的第二闸门，第二壳体在其内部界定参考涡轮机的主气流，第二闸门被设计成能够通过第二致动器根据第二致动器的第二控制信号在以下一个位置和另一个位置之间成角度地移动：
[0033]-第二壳体的第二孔口的第二打开位置，以通过该第二孔口来将第二主流的一部分排放到参考涡轮机的位于第二壳体外部的第二次级气流中，以及
[0034]-第二孔口的第二关闭位置，以防止主流通过该第二孔口，
[0035]
第二闸门设置有第二气体密封垫片，该第二气体密封垫片能够在第二关闭位置来压靠第二孔口的第二边缘，以使第二孔口的关闭密封。
[0036]
根据本发明的一个实施例，为在地面上运行的第二涡轮机确定参考死区，该参考死区是第二闸门的第二关闭角度范围，在该第二关闭角度范围期间，在第二关闭位置和第二打开位置之间，第二垫片保持压缩，并因此使第二孔口的关闭密封。
[0037]
根据本发明的一个实施例，为在飞行中运行的待研究的涡轮机确定待研究的涡轮机的第一高压压缩机的第一旋转速度，以及包括从第一大气压力和第一高度中选择的至少一个参量的测量运行参数，
[0038]
根据参考涡轮机的第二高压压缩机的第二旋转速度和参考涡轮机的第二大气压力或参考涡轮机的第二运行高度，基于参考涡轮机的模型来确定参考下垂角度，该参考涡轮机的模型给出参考涡轮机相对于参考涡轮机的第二壳体的第二闸门角度，该参考下垂角度是参考涡轮机的第二闸门角度，根据模型，该参考涡轮机的第二闸门角度对应于测量运行参数，
[0039]
当第二控制信号等于第二闸门的第二设定点关闭信号时，对应于第二闸门相对于第二壳体的角度的第二闸门角度已经基于第二致动器的第二实际位置被确定，该第二实际位置本身已经针对在飞行中运行的参考涡轮机进行了测量。
[0040]
本发明的第二主题是用于控制第一致动器的、对第一排放阀的安装在待研究的涡轮机的第一壳体上的第一闸门的关闭死区进行估计和使用的装置，第一壳体在其内部界定涡轮机的主气流，第一闸门被设计成能够通过第一致动器根据第一致动器的第一控制信号在以下一个位置和另一个位置之间成角度地移动：
[0041]-第一壳体的第一孔口的第一打开位置，以通过该第一孔口来将第一主流的一部分排放到位于第一壳体外部的第一次级气流中，以及
[0042]-第一孔口的第一关闭位置，该第一关闭位置被配置为防止主流通过该第一孔口，
[0043]
第一闸门设置有第一气体密封垫片，该第一气体密封垫片能够在第一关闭位置来压靠第一孔口的第一边缘，以使第一孔口的关闭密封，
[0044]
其特征在于，该估计装置包括：
[0045]
测量装置，该测量装置用于在第一控制信号等于第一闸门的第一设定点关闭信号时，为在飞行中运行的待研究的涡轮机测量第一致动器的第一实际位置，
[0046]
待研究的涡轮机的控制计算器，该控制计算器被配置为：
[0047]-基于第一实际位置来确定第一闸门相对于第一壳体的测量下垂角度，
[0048]-根据测量下垂角度，为在飞行中运行的待研究的涡轮机确定第一闸门的测量关闭死区，在测量关闭死区中，第一垫片保持压缩并因此使第一孔口的关闭密封，
[0049]-将测量关闭死区记录在待研究的涡轮机的控制计算器的永久存储器中，
[0050]-由计算器根据记录在存储器中的测量关闭死区产生第一致动器的第一控制信号。
[0051]
根据本发明的一个实施例，待研究的涡轮机的控制计算器被配置为：
[0052]-根据测量下垂角度，为在飞行中运行的待研究的涡轮机计算第一闸门的测量关闭死区，在测量关闭死区中，第一垫片保持压缩并因此使第一孔口的关闭密封。
[0053]
根据本发明的一个实施例，第一致动器包括相对于第一壳体固定的第一致动器主体和可相对于第一致动器主体在第一长限位段和第一短限位段之间平移移动的第一轴，该第一长限位段对应于第一轴离开第一主体的最大输出行程，第一短限位段对应于第一轴离开第一主体的最小输出行程，
[0054]
至少一个第一连接构件安装在第一轴和第一闸门之间，以通过第一轴相对于第一致动器主体的平移运动来使第一闸门成角度地移动，
[0055]
第一关闭位置对应于第一轴的第一中间输出行程，该第一中间行程不及第一长限位段并且超过第一短限位段，
[0056]
控制信号对应于第一轴的相对于第一致动器主体所取的设定点长度l，该设定点长度从第一短限位段定向到第一长限位段，并且沿着第一闸门的第一打开方向增长，
[0057]
计算器被配置为计算设定点长度，以便将测量关闭死区添加到第一闸门相对于第一壳体的第一角度。
[0058]
根据本发明的一个实施例，计算器被配置为将测量关闭死区计算为等于参考死区，该参考死区在可以在飞行中和地面上运行的参考涡轮机上预先确定，该参考死区加上测量下垂角度，并从该参考死区加上测量下垂角度中减去在飞行中运行以推进飞行器的参考涡轮机上预先确定的参考下垂角度。
[0059]
根据本发明的一个实施例，估计装置包括测量装置，该测量装置用于为在地面上运行的第二涡轮机确定参考死区，该参考死区是第二闸门的第二关闭角度范围，在该第二关闭角度范围期间，在第二关闭位置和第二打开位置之间，第二垫片保持压缩并因此使第二孔口的关闭密封。
[0060]
根据本发明的一个实施例，估计装置包括待研究的涡轮机的机载测量传感器，该机载测量传感器用于为在飞行中运行的待研究的涡轮机确定待研究的涡轮机的第一高压压缩机的第一旋转速度，以及包括从第一大气压力和第一高度中选择的至少一个参量的测量运行参数，
[0061]
计算器被配置为根据参考涡轮机的第二高压压缩机的第二旋转速度和参考涡轮机的第二大气压力或参考涡轮机的第二运行高度，基于参考涡轮机的模型来确定参考下垂角度，该参考涡轮机的模型给出参考涡轮机相对于参考涡轮机的第二壳体的第二闸门角度，该参考下垂角度是参考涡轮机的第二闸门角度，根据模型，该参考涡轮机的第二闸门角度对应于测量运行参数，
[0062]
装置包括测量装置，该测量装置用于在第二控制信号等于第二闸门的第二设定点关闭信号时，为在飞行中运行的参考涡轮机测量第二致动器的第二实际位置，
[0063]
计算器被配置为基于所测量的第二致动器的第二实际位置，确定对应于第二闸门相对于第二壳体的角度的第二闸门角度。
附图说明
[0064]
在阅读以下仅作为非限制性示例给出并参照附图进行的描述时，本发明将被更好地理解，在附图中：
[0065]-图1以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的涡轮机的示例，
[0066]-图2以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0067]-图3以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0068]-图4以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0069]-图5以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0070]-图6以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的打开位置的放大视图，
[0071]-图7示意性地示出了出现在图6的中间壳体的闸门上的力，
[0072]-图8以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0073]-图9示意性地示出了出现在图8的中间壳体的闸门上的力，
[0074]-图10是分别示出在控制根据图1至图5的涡轮机的闸门期间可能出现的力的图示，
[0075]-图11是分别示出在控制根据图1至图5的涡轮机的闸门期间可能出现的闸门角度的图示，
[0076]-图12是示出在控制根据图1至图5的涡轮机的闸门期间可能出现的压力差的图示，
[0077]-图13以纵向截面示意性地示出了根据本发明的估计装置和方法可以应用于的图1的涡轮机的中间壳体的闸门的关闭位置的放大视图，
[0078]-图14示意性地示出了出现在图13的中间壳体的闸门上的力，
[0079]-图15示意性地示出了可以由根据本发明的估计装置和方法使用的参考死区的映射，
[0080]-图16和图17示意性地示出了第一涡轮机和第二涡轮机的死区的组成，
[0081]-图18是实现根据本发明的估计装置和方法的死区估计器的示例的模块化概要，
[0082]-图19是根据本发明的估计方法的流程图的示例。
[0083]-图20示意性地示出了根据现有技术的数字化死区和实际死区的示例，
[0084]-图21示意性地示出了根据现有技术的数字化死区和实际死区的示例，
[0085]-图22示意性地示出了根据现有技术的数字化死区和实际死区的示例，
[0086]-图23示意性地示出了由根据本发明的估计和使用装置获得的数字化死区和实际死区的示例。
[0087]-图24示意性地示出了由根据本发明的估计和使用装置获得的数字化死区和实际死区的示例。
具体实施方式
[0088]
双流涡轮机的示例在图1和图2中示出。涡轮机10、l、2旨在安装在未示出的飞行器上，以在空气中推进该飞行器。涡轮机10或燃气涡轮发动机组件具有纵向轴线24。从内部延伸到外部的方向是从纵向轴线24开始的径向方向。涡轮机10例如是两个主体类型的涡轮机。涡轮机10包括风扇组件28和用于产生燃烧气体及其用途的也被称为“气体发生器”的组件13。气体发生器13沿着气体的流动方向，从上游到下游包括低压压缩机12、高压压缩机14、燃烧室16、高压涡轮18和低压涡轮20，这些限定了主气流22。风扇组件28包括从转子盘25径向向外延伸的一排风扇叶片。涡轮机10具有进气侧29和排气侧30。涡轮机10还包括一组壳体，这组壳体限定了位于双流涡轮机的主流道和次级流道之间的也被称为“核心区”的流道间隔室36。流道间隔室36的上游部分由结构壳体26形成，该结构壳体通过臂34连接到管道30的内壁201，该内壁穿过次级流32的旁路通道39。该结构壳体26例如是中间壳体，并且将在下文的示例性实施例的描述中被指定，但是其它类型的结构壳体也是可能的，例如插入在低压压缩机12和高压压缩机14之间的压缩机间壳体。
[0089]
在运行中，空气流动穿过风扇组件12，并且空气流的第一部分22(主流22)被引导穿过高压压缩机14，其中空气流被压缩并送到燃烧室16。来自燃烧室16的热燃烧产物(图中未示出)用于驱动涡轮18和20，并且低压涡轮20连接到风扇组件28，以产生涡轮机10的大部分推力。涡轮机还包括旁路通道39，该旁路通道用于使空气流的从风扇组件28排出的第二部分32(次级流32)围绕中央燃气涡轮发动机13通过。更确切地，旁路通道39在风扇管道30或机舱30的内壁201和流道间隔室36的外壳202之间延伸，也被称为“内风扇管道(inner fan duct，ifd)”。
[0090]
在图2至图5中，中间壳体26包括在内部界定主流22的流动空间的内壁38、连接到内壁38的外表面的上游凸缘40和下游凸缘42、以及在外部连接上游凸缘40和下游凸缘42的外壁44。臂34紧固到上游凸缘40和下游凸缘42的外端部。中间壳体26配备有排放阀48，或者配备有多个排放阀48。
[0091]
考虑被称为待研究的涡轮机的第一涡轮机1，该第一涡轮机类似于如上所述的涡轮机10，将为该第一涡轮机确定关闭死区zm
rech
。以下以1结尾的附图标记表示由形容词“第一”引入的该第一涡轮机1的部分和变量，回想上述在图1至图5中提到的那些第一涡轮机的部分和变量。
[0092]
在第一涡轮机1中，每个第一排放阀vbv1、48包括安装在第一中间壳体26、c1上的第一闸门50、p1。第一壳体26、c1在内部界定第一主气流22、fp1。第一闸门50、p1枢转地安装在铰链51上，并连接到第一致动器v1，该第一致动器被设计成能够根据第一致动器v1的第一控制信号sc1来使第一闸门50、p1成角度地移动。第一中间壳体26、c1的第一内壁38、381
包括第一孔口o1，该第一孔口的形状对应于第一闸门50、p1。一定数量n的第一闸门50、p1可以设置在第一中间壳体26、c1上，并且由一定数量m的第一致动器致动，其中，例如m《n。例如，一个或多个第一致动器v1致动一个或一些第一闸门50、p1，所述第一闸门被驱动，并且所有第一闸门50、p1通过使得第一闸门50、p1能够被均匀致动的环来连接。对第一低压压缩机12、cbp1进行排放的需要体现在保护定律中。这些定律是取决于发动机的构型和条件的实际排放的流量的表示，这些定律必须考虑第一闸门的有效横截面，并因此也考虑影响该流量的死区的有效横截面。
[0093]
第一致动器v1包括相对于第一中间壳体26、c1固定的第一致动器主体cv1和相对于第一致动器主体cv1可平移移动的第一轴t1。例如包括连接杆bi1和铰接装置的至少一个第一连接构件bi1安装在第一轴t1和第一闸门p1之间，以通过第一轴t1相对于第一致动器主体cv1的平移运动来使第一闸门p1成角度地移动。第一致动器v1可以是液压致动器，该第一致动器的可移动轴t1的平移运动由在主体cv1中滑动的活塞两侧的油压差控制。
[0094]
在图6和图7中，第一闸门50、p1包括第一孔口o1的第一打开位置po1，其中第一垫片j1在距第一边缘b1一距离处，以通过该第一孔口o1来将第一主流fp1、22的一部分排放到位于第一中间壳体26、c1外部的第一次级气流fs1、32中。
[0095]
在图8和图9中，第一闸门50、p1包括第一孔口o1的第一关闭位置pf1，以不能使得第一主流fp1、22穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1、32中。第一致动器v1使得第一闸门50、p1能够沿着关闭方向从第一打开位置po1移动到第一关闭位置pf1，并且沿着打开方向从第一关闭位置pf1移动到第一打开位置po1。
[0096]
第一闸门50、p1设置有第一气体密封垫片j1，该第一气体密封垫片能够在第一关闭位置fp1压靠在第一孔口o1的第一边缘b1上，以不能让第一主流fp1穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1中。
[0097]
在图3、图4、图5、图6、图8和图13中，每个第一闸门50、p1包括第一闸门铸件f1，第一垫片j1紧固在该第一闸门铸件上。
[0098]
在图6和图7中，当第一闸门50、p1处于第一打开位置po1时，第一致动器v1中的力f
vbv
平衡空气动力f
aero
。
[0099]
在图8和图9中，当第一闸门50、p1处于第一关闭位置pf1时，第一垫片j1压靠在第一中间壳体26、c1的第一边缘b1上，以确保第一闸门50、p1的密封并在主流22的流动空间中提供更平滑的主流道，即第一闸门50、p1与第一内壁38、381对准。然后，第一致动器v1中的力f
vbv
平衡空气动力f
aero
和压缩垫片的力f
垫片
，该空气动力取决于运行点，该压缩垫片的力取决于第一闸门50、p1的角度位置，并因此取决于第一闸门50、p1在主流道中的压下。
[0100]
第一闸门50、p1可以在第一关闭位置pf1相对于第一壳体26、c1、c2占据位于被称为测量关闭死区zm
rech
的一定角度范围内的多个不同角度，这是由于第一垫片j1的柔性，并且在此期间，第一垫片j1不能使得第一主流fp1穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1中(在这种情况下，第一闸门50、p1的有效横截面为零)。例如，在图3和图5中，第一闸门50、p1可以在第一关闭位置pf1相对于第一壳体26、c1、c2占据一定角度ang1，这使得第一垫片j1具有抵靠第一边缘b1的一定压缩厚度ep1
comp
，其中第一垫片j1不能使得第一主流fp1穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1中。在图4和图5中，第一闸门50、p1可以在第一关闭位置pf1占据另一个角度ang2，该角度比角度ang1更压入主流道中，这使得第一垫片j1具有抵靠
第一边缘b1的压缩厚度ep2
comp
，该压缩厚度小于压缩厚度ep1
comp
，并且其中第一垫片j1不能使得第一主流fp1穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1中。第一闸门50、p1的、对应于压缩厚度ep1
comp
和压缩厚度ep2
comp
之间的差值的角度范围包括在测量关闭死区zm
rech
中。
[0101]
在现有技术中，如图20所示，图20的竖直轴线以度为单位表示第一闸门50、p1的角度运行范围pa，在第一闸门50、p1的控制计算器cal中固定不变的数字化死区zmn导致在数字化死区zmn和实际死区zmr之间存在偏差(
é
cart)，该偏差可以在机械限位(but
é
e m
é
canique)bm上方的一定角变化范围varzm内变化。
[0102]
该偏差体现在图21中，图21的竖直轴线以度为单位表示第一闸门50、p1的角度运行范围pa，由于实际死区zmr在数字化死区zmn上方(au-dessus)的事实，因此通过第一闸门50、p1的过度关闭sf来补偿角度变化范围varzm。
[0103]
该偏差体现在图22中，图22的竖直轴线以度为单位表示第一闸门50、p1的角度运行范围pa，由于实际死区zmr在数字化死区zmn下方(au-dessous)的事实，因此通过第一闸门50、p1的过度打开so来补偿角度变化范围varzm。
[0104]
根据本发明，在测量步骤e1期间，当第一控制信号sc1等于第一闸门p1的第一设定点关闭信号scpf1时，例如通过第一致动器v1的位置传感器或通过其他测量装置来为在飞行中运行的第一涡轮机1(待研究)测量第一致动器v1的第一实际位置prv1。例如，相对于第一致动器主体cv1测量第一致动器v1的第一轴t1平移时的第一实际位置prv1。
[0105]
在测量步骤e1之后的确定步骤e2期间，例如由计算器cal或其他测量装置基于第一实际位置prv1来确定第一闸门p1相对于第一壳体c1的被称为测量下垂角度stat
mes
的第一角度stat
mes
。
[0106]
在确定步骤e2之后的确定步骤e3期间，由计算器cal基于测量下垂角度stat
mes
来为在飞行中运行的第一涡轮机1确定第一闸门p1的被称为测量关闭死区zm
rech
的第一关闭角度范围zm
rech
，该第一关闭角度范围对应于以下事实：即第一垫片j1被压缩，以不能使得第一主流fp1穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1中。
[0107]
在确定步骤e3之后的记录步骤e8期间，测量关闭死区zm
rech
被记录在用于控制第一涡轮机1的计算器cal的永久存储器mem中。
[0108]
在第一涡轮机1(待研究)在飞行中的运行期间，在记录步骤e8之后的控制步骤e9期间，由计算器cal根据记录在存储器mem中的测量关闭死区zm
rech
来生成第一致动器v1的第一控制信号sc1。
[0109]
由于本发明，在控制第一闸门50、p1的角度位置时，消除了死区的可变性。
[0110]
因此，在图23和图24中，图23和图24的竖直轴线以度为单位表示第一闸门50、p1的角度运行范围pa，本发明使得能够通过消除与死区角度变化范围varzm相关的不确定带来识别每个发动机的实际死区zmr，以最准确地应用第一排放阀48、vbv1的控制律。图23示出了在该实际死区zmr位于死区角度变化范围varzm上方的情况下，识别死区(即测量关闭死区zm
rech
)等于实际死区zmr。图25示出了在该实际死区zmr位于死区角度变化范围varzm下方的情况下，识别死区(即测量关闭死区zm
rech
)等于实际死区zmr。
[0111]
根据一个实施例，还考虑被称为参考涡轮机的第二涡轮机2，该第二涡轮机类似于如上所述的涡轮机10，并将为该第二涡轮机确定参考死区zm
ref
。以下以2结尾的附图标记表示由形容词“第二”引入的该第二涡轮机2的部分和变量，回想上述在图1至图5中提到的那
些第二涡轮机的部分和变量。当然，针对第一涡轮机1所写的内容对第二涡轮机2也有效。
[0112]
根据一个实施例，第一轴t1可相对于第一致动器主体cv1在第一长限位段bl1和第一短限位段bc1之间平移移动，该第一长限位段对应于第一轴t1离开第一主体cv1的最大输出行程，第一短限位段对应于第一轴t1离开第一主体cv1的最小输出行程。第一关闭位置pf1对应于第一轴t1离开第一致动器主体cv1的第一中间输出行程cint1，该第一中间行程cint1不及第一长限位段bl1并且超过第一短限位段bc1。在图3中，限位段bl1和bc1以及第一中间行程cint1是针对第一轴t1上的固定参考点pt1而截取的。第一轴t1离开第一致动器主体cv1的输出行程例如对应于第一轴t1的参考点pt1沿着第一轴t1在第一致动器主体cv1中的输出和输入方向dsr1的平移位置，如图3所示。
[0113]
根据一个实施例，在第一致动器v1的第一实际位置prv1的测量步骤e1之前，以及例如在步骤e7或步骤e4之前，在调整步骤e10期间对第一轴t1的第一中间行程cint1进行调整。
[0114]
根据一个实施例，控制信号sc1对应于第一轴t1离开第一致动器主体cv1的设定点长度l，该设定点长度从第一短限位段bc1定向到第一长限位段bl1，并且沿着第一闸门p1的第一打开方向增长。
[0115]
在控制步骤e9期间，由计算器cal计算设定点长度l，以便将测量关闭死区zm
rech
添加到第一闸门p1相对于第一壳体26、c1的第一角度stat
mes
。
[0116]
根据一个实施例，在步骤e3期间，由计算器cal基于在地面上运行的参考涡轮机2上确定的参考死区zm
ref
来计算测量关闭死区zm
rech
，通过在飞行中运行的第一涡轮机1的第一闸门p1的测量的下垂(或静止(statisme)或偏移(offset))stat
mes
与在飞行中运行的第二涡轮机2上确定的参考下垂角度stat
ref
之间的差值来校正该参考死区。
[0117]
根据一个实施例，第一涡轮机1的测量关闭死区zm
rech
等于参考死区zm
ref
，该参考死区在地面上运行的被称为参考涡轮机的第二涡轮机2上预先确定，根据以下方程，该参考死区已被加上测量下垂角度stat
mes
，并从该参考死区加上测量下垂角度中减去在飞行中运行的第二涡轮你2上预先确定的参考下垂角度stat
ref
：
[0118]
zm
rech
＝zm
ref
stat
mes-stat
ref
[0119]
由于该实施例，避免了用于测量在飞行中运行的每个第一涡轮机1的死区的测试，该第一涡轮机1的测量关闭死区zm
rech
取决于第一涡轮机1的运行点和高度。
[0120]
排放阀vbv1、48的下垂是许多发动机主要在高度处遇到的现象。排放阀的下垂体现为不能完全关闭第一闸门50、p1，其中，尽管第一控制信号sc1等于第一闸门p1的第一设定点关闭信号scpf1，但测量下垂角度stat
mes
不是以0
°
而是以可以达到1.5
°
的不同值在设定点关闭位置处，如图10、图11和图12中下垂的3个时段st1、st2和st3的示例所示。下垂是连续的现象，并且例如可以具有介于0
°
到3
°
之间的不同值。
[0121]
在图11中，在纵坐标上以度为单位的测量下垂角度stat
mes
根据曲线c10变化，而在纵坐标上以度为单位的第一控制信号sc1根据曲线c20变化，该测量下垂角度和第一控制信号作为在横坐标上以秒(s)为单位的时间t的函数。图10以对应于图11的方式示出了第一致动器v1中的在纵坐标上以牛顿(n)为单位的力f
vbv
和在纵坐标上以牛顿(n)为单位的空气动力f
aero
，第一致动器中的该力和空气动力作为在横坐标上以秒(s)为单位的时间t的函数。图12以对应于图11的方式示出了第一伺服阀48、vbv1的端子处的压力差δp
servo
和第一致动
器v1的端子处的压力差δpv，这两个压力差在纵坐标上以巴为单位，作为在横坐标上以秒(s)为单位的时间t的函数。在这些下垂时段st1、st2和st3期间，力f
vbv
变得小于空气动力f
aero
，并且第一致动器v1的端子处的压力差δpv变得等于第一伺服阀48、vbv1的端子处的压力差δp
servo
，这表明第一致动器v1的全部液压动力被消耗，并且不能使得第一闸门50、p1完全关闭。
[0122]
该现象通过以下事实来解释：即第一垫片j1的压缩需要越来越大的力，因为第一闸门50、p1在第一关闭位置pf1被进一步压入到主流道中。因此，当可用的液压动力不再足够(特别是高度的影响)时，不能提供用于使第一闸门50、p1完全关闭的必要力，如图13和图14所示，并且在第一关闭位置pf1，第一垫片j1未被完全压缩，同时不让第一主流fp1、22穿过第一孔口o1进入到第一次级流fs1、32中，即使当第一致动器v1中的力f
vbv
等于最大力f
maxvbv
时也是如此。然后，主流道不平滑，即第一闸门50、p1在第一关闭位置pf1与第一内壁38、381不对准，并且被第一主流22、fp1朝向第一次级流32、fs1略微提升。
[0123]
根据一个实施例，对于作为参考的第二涡轮机2，在确定步骤e3之前和例如在测量步骤e1之前的确定步骤e4期间，例如在地面上的测试台上通过测量装置来为在地面上运行的第二涡轮机2确定参考死区zm
ref
，该参考死区是第二涡轮机的第二闸门50、p2的第二关闭角度范围zm
ref
，在该第二关闭角度范围期间，在第二涡轮机的第二关闭位置pf2和第二打开位置po2之间，第二涡轮机的第二垫片j2被压缩，以不能使得第二涡轮机的第二主流fp2穿过第二涡轮机的第二孔口o2进入到第二涡轮机的第二次级流fs2中。当然，参考死区zm
ref
可以以与根据本实施例不同的另一种方式确定。
[0124]
根据一个实施例，在确定步骤e3之前的确定步骤e5期间，例如通过在第一涡轮机1上和/或包括该第一涡轮机的飞行器上的机载测量传感器来为在飞行中运行的第一涡轮机1确定第一涡轮机1的第一高压压缩机14、chp1的第一旋转速度n2_1、和第一大气压力patm1或第一高度alt1，该第一旋转速度、第一大气压力或第一高度被称为测量运行参数n2_1、patm1或alt1。
[0125]
根据一个实施例，计算器cal包括在飞行中运行的第二涡轮机2的模型mod，该模型给出第二涡轮机2相对于该第二涡轮机的第二中间壳体26、c2的第二闸门角度stat
ref
，该第二闸门角度作为该第二涡轮机的第二高压压缩机14的第二旋转速度n2_2、第二涡轮机2的chp2和第二大气压力patm2或第二涡轮机2的第二运行高度alt2的函数。
[0126]
这通过图15中的示例来说明，其中第二角度stat
ref
在竖直纵坐标中以度为单位，第二旋转速度n2_2在横坐标上以每分钟转数(rpm)为单位的第一水平轴线上，第二高度alt2在横坐标上以乘以104的英尺(104ft)为单位的第二水平轴线上，该第二水平轴线垂直于第一水平轴线。图17示出了第二涡轮机2的情况，其中在纵坐标上，参考死区zm
ref
等于模型mod的参考下垂角度stat
ref
＝f(alt2，n2_2)与对应于第二垫片j2的压缩的第二角度偏差ea2
垫片
之和。
[0127]
图16示出了第一涡轮机1的情况，其中在纵坐标上，测量关闭死区zm
rech
等于基于模型mod确定的测量下垂角度stat
mes
＝f(alt1，n2_1)与对应于第一垫片j1的压缩的第二角度偏差ea1
垫片
之和。
[0128]
当然，在模型mod中，变量“第二涡轮机2的第二运行高度alt2”可以转换为变量“第二涡轮机2的第二运行压力patm2”，并且相反，假设该第二运行高度与第二运行压力之间存
在双射关系，如本领域技术人员所知。
[0129]
根据一个实施例，在确定步骤e3之前和确定步骤e5之后的确定步骤e6期间，由计算器cal基于在飞行中运行的第二涡轮机2的模型mod来确定参考下垂角度stat
ref
，该参考下垂角度是第二涡轮机2的第二闸门50、p2的第二闸门角度stat
ref
，根据模型mod，该第二涡轮机的第二闸门的第二闸门角度对应于测量运行参数n2_1、patm1或alt1，即对于n2_2＝n2_1和patm2＝patm1或alt2＝alt1。
[0130]
根据一个实施例，模型mod的第二闸门角度stat
ref
对应于第二闸门50、p2相对于第二壳体26、c2的角度stat
ref
，并且在确定步骤e6之前和例如在测量步骤e1之前的确定步骤e7期间，例如由计算器或其他测量装置基于第二致动器v2的第二实际位置prv2来确定，当第二致动器的第二控制信号sc2等于第二闸门p2的第二设定点关闭信号scpf2时，例如在飞行时的测试台上通过第二致动器v2的位置传感器或其他测量装置来为在飞行中运行的第二涡轮机2测量其部件。
[0131]
上述计算器cal和测量装置或传感器可以是实现上述估计方法的估计装置或估计器的一部分。计算器cal自动运行，并且可以由处理器、计算机或服务器来实现，该处理器或计算机或服务器设置有用于执行下述处理的计算机处理程序和用于在那里记录数据和执行处理的永久存储器。在图18中，这种类型的估计器300的示例包括用于接收测量下垂角度stat
mes
的第一输入301、用于接收第一高度alt1的第二输入302、用于接收第一旋转速度n2_1的第三输入302和用于提供测量关闭死区zm
rech
的输出304。输入301、302和303可以呈数据引入接口的形式。输出304可以呈数据输出接口或显示屏的形式。用于第二涡轮机2的计算器cal可以与用于第一涡轮机1的计算器cal分开。
[0132]
当然，参考涡轮机2或第二涡轮机2可以与上文描述的参考涡轮机或第二涡轮机不同。
[0133]
当然，上述实施例、特征、可能性和示例可以彼此组合或彼此独立地选择。