JP2000179360A - 過渡状態にあるガスタ―ビンエンジンの制御システム - Google Patents
過渡状態にあるガスタ―ビンエンジンの制御システムInfo
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- JP2000179360A JP2000179360A JP11352504A JP35250499A JP2000179360A JP 2000179360 A JP2000179360 A JP 2000179360A JP 11352504 A JP11352504 A JP 11352504A JP 35250499 A JP35250499 A JP 35250499A JP 2000179360 A JP2000179360 A JP 2000179360A
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- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
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- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンエンジンの過渡状態で圧縮機の
ストールマージンを制御するための制御システムを提供
する。 【解決手段】 ストールマージンの制御システムは、ガ
ス流温度を示す信号およびガス圧力を示す信号を感知す
る手段と、感知された信号に応答し、熱伝達の影響によ
る圧縮機の不安定化の尺度を示す処理信号を合成し、発
生させる処理手段と、処理信号に応答し、ストールマー
ジンを増大させるために適切な処置を行う出力手段と、
を有する。出力手段は、制御システムの一部であるエン
ジン制御手段を備えている。エンジン出力手段は、合成
された信号に応答し、圧縮機の可変空気流形状の調節し
たり、燃料流を減少させたり、あるいは圧縮機のブリー
ドバルブを調節することによって、ストールマージンを
増大させる。
ストールマージンを制御するための制御システムを提供
する。 【解決手段】 ストールマージンの制御システムは、ガ
ス流温度を示す信号およびガス圧力を示す信号を感知す
る手段と、感知された信号に応答し、熱伝達の影響によ
る圧縮機の不安定化の尺度を示す処理信号を合成し、発
生させる処理手段と、処理信号に応答し、ストールマー
ジンを増大させるために適切な処置を行う出力手段と、
を有する。出力手段は、制御システムの一部であるエン
ジン制御手段を備えている。エンジン出力手段は、合成
された信号に応答し、圧縮機の可変空気流形状の調節し
たり、燃料流を減少させたり、あるいは圧縮機のブリー
ドバルブを調節することによって、ストールマージンを
増大させる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンの圧縮機の制御に関し、特にガスタービンエンジン
のストールマージンの制御に関する。
ジンの圧縮機の制御に関し、特にガスタービンエンジン
のストールマージンの制御に関する。
【０００２】
【従来の技術】圧縮機のストール現象は、ガスタービン
エンジンの性能特性が改善されるにつれて、ガスタービ
ンエンジンの動作において重要な制限要因となりつつあ
る。最新型のガスタービンエンジンでは、加速状態ある
いは高高度の低速度飛行状態で、非定常流が圧縮機に発
生する。この非定常流によってストール状態となり、タ
ービンに供給される冷却空気が減少するとともに、ター
ビンの温度上昇および機械的振動が結果として起こり得
る。このような状態は、“圧縮機のストール状態”を示
しており、このストール状態が認識されず適切な処置が
取られなかった場合は、タービンが破損する恐れがあ
る。エンジンの動作中にタービンが破損した場合は、エ
ンジンが危険な状態に陥り、航空機が損傷する。
エンジンの性能特性が改善されるにつれて、ガスタービ
ンエンジンの動作において重要な制限要因となりつつあ
る。最新型のガスタービンエンジンでは、加速状態ある
いは高高度の低速度飛行状態で、非定常流が圧縮機に発
生する。この非定常流によってストール状態となり、タ
ービンに供給される冷却空気が減少するとともに、ター
ビンの温度上昇および機械的振動が結果として起こり得
る。このような状態は、“圧縮機のストール状態”を示
しており、このストール状態が認識されず適切な処置が
取られなかった場合は、タービンが破損する恐れがあ
る。エンジンの動作中にタービンが破損した場合は、エ
ンジンが危険な状態に陥り、航空機が損傷する。
【０００３】エンジンの加速時や減速時といったエンジ
ン運転の過渡状態では、圧縮機部材の熱的特性（ガス流
および金属の温度）は、それらが定常状態にあるときと
は同じではない。エンジンが過渡状態にあるときは、圧
縮機を通過するガス流と圧縮機の金属製ケース、ブレー
ドおよびステータとの間に熱伝達が起こる。金属製ケー
ス、ブレードおよびステータから圧縮機を通過するガス
流へと熱が伝わり、これによってガスの温度が上昇す
る。これに起因して、所定速度に対して、圧縮機内部を
流れるガスの温度が、圧縮機の吐出部で圧縮機の前部よ
りも上昇し、定常状態での温度ではなくなる。結果とし
て、熱伝達の影響により圧縮機の前段と後段との間で圧
力比および熱的特性の差つまり不整合が発生する。この
ことは、圧縮機の安定性に悪影響を及ぼす。圧縮機の段
の修正速度はガス流の温度に相関しているため、圧縮機
の段に亘ってガス流の熱的特性および圧力特性の不整合
が生じることによって、後段の修正速度が小さくなる。
従って、このようにガス流の特性の不整合が存在してい
ることは、望ましくない。ガス流の特性が整合していな
い状態では、前段の圧力比が後段よりも著しく高くなる
ため、潜在的なストール状態となり、圧縮機の安定性は
悪化する。例えば、高出力状態から低出力状態に減速し
ている間、熱い部材（ケースおよびエアロフォイル）か
らの熱伝達の影響によって、ガス流の温度が定常状態特
性に対応する温度から低下する速度が減少する。熱伝達
の影響がない場合は、ガス流の温度は大きな速度で低下
し、低温に達する。熱伝達の影響によって、圧縮機の後
方つまり後段の修正圧縮機速度が低下する傾向がある。
これによって後段の吸込み能力が損なわれる。すなわ
ち、ガス流は、エンジンの流路の下流に向かって軸方向
に流れるに従って、抵抗を受ける。従って、前段には背
圧がかかり、前段での作動ラインがストールラインに近
づくために、ストールマージンが減少する。
ン運転の過渡状態では、圧縮機部材の熱的特性（ガス流
および金属の温度）は、それらが定常状態にあるときと
は同じではない。エンジンが過渡状態にあるときは、圧
縮機を通過するガス流と圧縮機の金属製ケース、ブレー
ドおよびステータとの間に熱伝達が起こる。金属製ケー
ス、ブレードおよびステータから圧縮機を通過するガス
流へと熱が伝わり、これによってガスの温度が上昇す
る。これに起因して、所定速度に対して、圧縮機内部を
流れるガスの温度が、圧縮機の吐出部で圧縮機の前部よ
りも上昇し、定常状態での温度ではなくなる。結果とし
て、熱伝達の影響により圧縮機の前段と後段との間で圧
力比および熱的特性の差つまり不整合が発生する。この
ことは、圧縮機の安定性に悪影響を及ぼす。圧縮機の段
の修正速度はガス流の温度に相関しているため、圧縮機
の段に亘ってガス流の熱的特性および圧力特性の不整合
が生じることによって、後段の修正速度が小さくなる。
従って、このようにガス流の特性の不整合が存在してい
ることは、望ましくない。ガス流の特性が整合していな
い状態では、前段の圧力比が後段よりも著しく高くなる
ため、潜在的なストール状態となり、圧縮機の安定性は
悪化する。例えば、高出力状態から低出力状態に減速し
ている間、熱い部材（ケースおよびエアロフォイル）か
らの熱伝達の影響によって、ガス流の温度が定常状態特
性に対応する温度から低下する速度が減少する。熱伝達
の影響がない場合は、ガス流の温度は大きな速度で低下
し、低温に達する。熱伝達の影響によって、圧縮機の後
方つまり後段の修正圧縮機速度が低下する傾向がある。
これによって後段の吸込み能力が損なわれる。すなわ
ち、ガス流は、エンジンの流路の下流に向かって軸方向
に流れるに従って、抵抗を受ける。従って、前段には背
圧がかかり、前段での作動ラインがストールラインに近
づくために、ストールマージンが減少する。
【０００４】エンジンの熱的特性が感知されたパラメー
タを使用して合成つまり計算され、これによってステー
タブレードの傾きおよび燃料流が制御されることによ
り、加速状態および続いて起こる熱的非平衡状態での許
容可能なストールマージンのレベルが得られる。例え
ば、本発明の出願人に付与された米国特許第５，１６
５，８４５号には、エンジン加速時に圧縮機のストール
マージンを増大させるために、危険な状態にある圧縮機
の段の熱的な増加量を合成することによってエンジンの
空気流形状を変化させる制御システムが開示されてい
る。このような熱的な増加は、加速時のブレードとケー
スとのクリアランスの一時的な増大の尺度となる。この
クリアランスの変化は、信号を発信するために利用され
る。この信号によって、加速時にクリアランスが標準レ
ベルに戻るまでステータベーンの傾きが増大される。
タを使用して合成つまり計算され、これによってステー
タブレードの傾きおよび燃料流が制御されることによ
り、加速状態および続いて起こる熱的非平衡状態での許
容可能なストールマージンのレベルが得られる。例え
ば、本発明の出願人に付与された米国特許第５，１６
５，８４５号には、エンジン加速時に圧縮機のストール
マージンを増大させるために、危険な状態にある圧縮機
の段の熱的な増加量を合成することによってエンジンの
空気流形状を変化させる制御システムが開示されてい
る。このような熱的な増加は、加速時のブレードとケー
スとのクリアランスの一時的な増大の尺度となる。この
クリアランスの変化は、信号を発信するために利用され
る。この信号によって、加速時にクリアランスが標準レ
ベルに戻るまでステータベーンの傾きが増大される。
【０００５】上述した従来技術の方法では、先端部のク
リアランスが増大したときに行われる高出力の熱的安定
化処理の間に、ストールマージンが増大される。しか
し、従来技術の方法によって、先端部のクリアランスの
増大に起因したストールマージンの減少は補われるが、
熱伝達の影響によって悪化したガス流特性の不整合によ
るストールマージンの損失については、充分に理解され
ておらず、適切な処置がとられていない。ストールマー
ジンを増大させるための従来技術の制御システムは、複
数の流量測定に依存するため、実行するのが複雑であ
り、かつ安定性がない。
リアランスが増大したときに行われる高出力の熱的安定
化処理の間に、ストールマージンが増大される。しか
し、従来技術の方法によって、先端部のクリアランスの
増大に起因したストールマージンの減少は補われるが、
熱伝達の影響によって悪化したガス流特性の不整合によ
るストールマージンの損失については、充分に理解され
ておらず、適切な処置がとられていない。ストールマー
ジンを増大させるための従来技術の制御システムは、複
数の流量測定に依存するため、実行するのが複雑であ
り、かつ安定性がない。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、ガス
タービンエンジンの圧縮機の熱伝達の影響による熱的不
安定化の指標を提供することである。
タービンエンジンの圧縮機の熱伝達の影響による熱的不
安定化の指標を提供することである。
【０００７】本発明の更なる目的は、エンジンの加速状
態で、改善されたストールマージン制御を達成すること
である。
態で、改善されたストールマージン制御を達成すること
である。
【０００８】
【課題を解決するための手段】本発明は、エンジン運転
の過渡時に、熱伝達によって圧縮機の段を通過するガス
流の不整合が生じ、これによって圧縮機の安定性に悪影
響が及ぶということに基づく。本発明では、悪影響を及
ぼす熱伝達パラメータを示す規準化された信号を合成す
る。この熱伝達パラメータは圧縮機の不安定化の尺度と
なる。本発明では、圧縮機の安定性が悪化した場合に、
適切な処置を行うとともに適度なストールマージンを維
持する。
の過渡時に、熱伝達によって圧縮機の段を通過するガス
流の不整合が生じ、これによって圧縮機の安定性に悪影
響が及ぶということに基づく。本発明では、悪影響を及
ぼす熱伝達パラメータを示す規準化された信号を合成す
る。この熱伝達パラメータは圧縮機の不安定化の尺度と
なる。本発明では、圧縮機の安定性が悪化した場合に、
適切な処置を行うとともに適度なストールマージンを維
持する。
【０００９】本発明によると、ガスタービンエンジンの
過渡時に圧縮機のストールマージンを制御するための制
御システムは、ガス流温度およびガス圧力を示す信号を
感知する手段を有する。この制御システムは、さらに、
感知された信号に応答し、熱伝達の影響による圧縮機の
不安定化の尺度を示す処理信号を合成し、発生させる処
理手段を有する。この制御システムは、さらに、処理信
号に応答し、ストールマージンを増大させるために適切
な処置を行う出力手段を有する。例えば、出力手段は、
制御システムの一部であるエンジン制御手段を備えてい
る。エンジン出力手段は、合成された信号に応答し、圧
縮機の可変空気流形状を調節したり、燃料流を減少させ
たり、あるいは圧縮機のブリードバルブを調節すること
によって、ストールマージンを増大させる。
過渡時に圧縮機のストールマージンを制御するための制
御システムは、ガス流温度およびガス圧力を示す信号を
感知する手段を有する。この制御システムは、さらに、
感知された信号に応答し、熱伝達の影響による圧縮機の
不安定化の尺度を示す処理信号を合成し、発生させる処
理手段を有する。この制御システムは、さらに、処理信
号に応答し、ストールマージンを増大させるために適切
な処置を行う出力手段を有する。例えば、出力手段は、
制御システムの一部であるエンジン制御手段を備えてい
る。エンジン出力手段は、合成された信号に応答し、圧
縮機の可変空気流形状を調節したり、燃料流を減少させ
たり、あるいは圧縮機のブリードバルブを調節すること
によって、ストールマージンを増大させる。
【００１０】好ましい実施例では、信号処理手段は、ブ
レードおよびケースの金属温度を計算する手段と、熱伝
達率を示す金属温度の微分係数を計算する手段と、金属
温度変化率を金属質量と組み合わせる手段と、無次元の
熱伝達パラメータを合成するために組み合わせられた信
号をガスの全エンタルピーによって規準化する手段と、
を有する。出力手段は、圧縮機の中央にあるブリードバ
ルブを開けて前段の背圧を解放したり、圧縮機の可変ベ
ーンを閉じたり、あるいは再加速時に燃料流のスケージ
ュールを低下させることによって、圧縮機のストールマ
ージンを増大させる。再加速時に燃料流のスケージュー
ルを低下させることによって高圧圧縮機の作動ラインが
下降するため、圧縮機のストールマージンが増大する。
レードおよびケースの金属温度を計算する手段と、熱伝
達率を示す金属温度の微分係数を計算する手段と、金属
温度変化率を金属質量と組み合わせる手段と、無次元の
熱伝達パラメータを合成するために組み合わせられた信
号をガスの全エンタルピーによって規準化する手段と、
を有する。出力手段は、圧縮機の中央にあるブリードバ
ルブを開けて前段の背圧を解放したり、圧縮機の可変ベ
ーンを閉じたり、あるいは再加速時に燃料流のスケージ
ュールを低下させることによって、圧縮機のストールマ
ージンを増大させる。再加速時に燃料流のスケージュー
ルを低下させることによって高圧圧縮機の作動ラインが
下降するため、圧縮機のストールマージンが増大する。
【００１１】本発明の利点は、エンジンの過渡時に、特
に減速後の加速時に、ストールマージンの制御を行うた
めの改善された制御システムを提供することである。本
発明は、熱伝達の影響による圧縮機の不安定化の尺度を
合成することによって、ストールマージンの制御を行
う。
に減速後の加速時に、ストールマージンの制御を行うた
めの改善された制御システムを提供することである。本
発明は、熱伝達の影響による圧縮機の不安定化の尺度を
合成することによって、ストールマージンの制御を行
う。
【００１２】本発明の上述した目的および他の目的、特
徴および利点は、本発明の実施例についての以下の詳細
な説明および付随の図面によって、より明確となるだろ
う。
徴および利点は、本発明の実施例についての以下の詳細
な説明および付随の図面によって、より明確となるだろ
う。
【００１３】
【発明の実施の形態】図１を参照すると、周知の２軸タ
ーボファンエンジン１００が、対応する制御システム１
０４とともに示されており、詳しく後述するように、こ
の制御システム１０４内で本発明が実行される。このエ
ンジンは、軸を介して低圧タービン１１２に接続された
低圧圧縮機１０８と、軸を介して高圧タービン１２０に
接続された高圧圧縮機１１６と、高圧圧縮機１１６と高
圧タービン１２０との間に配置された燃焼室１２４と、
を備えている。ブリードバルブ１２８が高圧圧縮機の前
段と後段との間に配置されており、これによって、ある
エンジン動作状態で、圧縮機の空気を圧縮機の流路から
ファンの流路に排出するようになっている。加えて、エ
ンジンは、圧縮機のバリアブルベーンといった、空気流
の形状を変化させるための機構を備えている。本願の目
的のためには、ベーンの傾きがステータ位置コントロー
ラ１３０によって変化されることが理解されれば十分で
ある。
ーボファンエンジン１００が、対応する制御システム１
０４とともに示されており、詳しく後述するように、こ
の制御システム１０４内で本発明が実行される。このエ
ンジンは、軸を介して低圧タービン１１２に接続された
低圧圧縮機１０８と、軸を介して高圧タービン１２０に
接続された高圧圧縮機１１６と、高圧圧縮機１１６と高
圧タービン１２０との間に配置された燃焼室１２４と、
を備えている。ブリードバルブ１２８が高圧圧縮機の前
段と後段との間に配置されており、これによって、ある
エンジン動作状態で、圧縮機の空気を圧縮機の流路から
ファンの流路に排出するようになっている。加えて、エ
ンジンは、圧縮機のバリアブルベーンといった、空気流
の形状を変化させるための機構を備えている。本願の目
的のためには、ベーンの傾きがステータ位置コントロー
ラ１３０によって変化されることが理解されれば十分で
ある。
【００１４】温度センサつまり温度変換器１３２は、好
ましくは圧縮機の吐出側で、ガス流路に配置される。圧
力センサつまり圧力変換器１３８もまた、好ましくは圧
縮機の吐出側で、ガス流路に配置される。温度センサお
よび圧力センサの位置は、エンジンのタイプによって異
なる。
ましくは圧縮機の吐出側で、ガス流路に配置される。圧
力センサつまり圧力変換器１３８もまた、好ましくは圧
縮機の吐出側で、ガス流路に配置される。温度センサお
よび圧力センサの位置は、エンジンのタイプによって異
なる。
【００１５】信号ライン１３６にあるガス流の温度は、
本発明の制御システム１０４への入力となる。信号ライ
ン１３９にあるガスの圧力もまた、制御システム１０４
への入力となる。本発明の制御システム１０４は、感知
されたガス流温度およびガス圧力を処理するためのシグ
ナルプロセッサ１４４を備えている。シグナルプロセッ
サ１４４の細部については、図２の説明で後述する。ラ
イン１４８にあるシグナルプロセッサ１４４の出力は、
エンジン制御手段１５２に送られる。エンジン制御手段
１５２は、その出力信号に応答し、ライン１５６にある
信号を圧縮機のブリードバルブ１２８もしくはバリアブ
ルベーンに送ることによって、圧縮機のストールマージ
ンを増大させる。図１には、信号ライン１５６が圧縮機
のブリードバルブ１２８に接続された状態が示されてい
る。図示されてはいないが、信号ライン１５６をステー
タ位置コントローラ１３０に接続し、このステータ位置
コントローラ１３０により圧縮機のバリアブルベーンの
傾きを調節して空気流の形状を変化させることも可能で
ある。
本発明の制御システム１０４への入力となる。信号ライ
ン１３９にあるガスの圧力もまた、制御システム１０４
への入力となる。本発明の制御システム１０４は、感知
されたガス流温度およびガス圧力を処理するためのシグ
ナルプロセッサ１４４を備えている。シグナルプロセッ
サ１４４の細部については、図２の説明で後述する。ラ
イン１４８にあるシグナルプロセッサ１４４の出力は、
エンジン制御手段１５２に送られる。エンジン制御手段
１５２は、その出力信号に応答し、ライン１５６にある
信号を圧縮機のブリードバルブ１２８もしくはバリアブ
ルベーンに送ることによって、圧縮機のストールマージ
ンを増大させる。図１には、信号ライン１５６が圧縮機
のブリードバルブ１２８に接続された状態が示されてい
る。図示されてはいないが、信号ライン１５６をステー
タ位置コントローラ１３０に接続し、このステータ位置
コントローラ１３０により圧縮機のバリアブルベーンの
傾きを調節して空気流の形状を変化させることも可能で
ある。
【００１６】図２には、本発明の好適な実施例に対応す
る制御システム１０４のシグナルプロセッサ１４４のブ
ロック図が示されている。シグナルプロセッサ１４４に
は２つの入力が入る。ライン１３６の信号は、圧縮機内
のガス流温度を示しており、金属温度計算論理ブロック
１６０への入力となる。ライン１３９の第２入力はガス
圧力を示しており、これも金属温度計算論理ブロック１
６０への入力となる。この金属温度計算論理ブロック１
６０によって、ガス流温度に１次おくれが加算され、こ
れによって実際の金属の温度（ステータ／ブレードおよ
びケース）に比例した温度が計算される。この１次おく
れの大きさは、ケースとステータ／ブレードとの間で変
動するとともに、金属の質量およびガス圧力の関数であ
る。
る制御システム１０４のシグナルプロセッサ１４４のブ
ロック図が示されている。シグナルプロセッサ１４４に
は２つの入力が入る。ライン１３６の信号は、圧縮機内
のガス流温度を示しており、金属温度計算論理ブロック
１６０への入力となる。ライン１３９の第２入力はガス
圧力を示しており、これも金属温度計算論理ブロック１
６０への入力となる。この金属温度計算論理ブロック１
６０によって、ガス流温度に１次おくれが加算され、こ
れによって実際の金属の温度（ステータ／ブレードおよ
びケース）に比例した温度が計算される。この１次おく
れの大きさは、ケースとステータ／ブレードとの間で変
動するとともに、金属の質量およびガス圧力の関数であ
る。
【００１７】信号ライン１６４にある金属温度計算論理
ブロック１６０の出力は、熱伝達計算論理ブロック１６
８への入力となる。熱伝達計算論理ブロック１６８内の
論理によってケースおよびステータ／ブレードに対する
金属の温度が微分されることにより、熱伝達パラメータ
が計算される。熱伝達は、金属温度の微分係数に比例す
る。従って、熱伝達パラメータは、金属温度の微分係数
と各部材の金属の質量との積を計算し、これらの値を合
計することによって計算される。
ブロック１６０の出力は、熱伝達計算論理ブロック１６
８への入力となる。熱伝達計算論理ブロック１６８内の
論理によってケースおよびステータ／ブレードに対する
金属の温度が微分されることにより、熱伝達パラメータ
が計算される。熱伝達は、金属温度の微分係数に比例す
る。従って、熱伝達パラメータは、金属温度の微分係数
と各部材の金属の質量との積を計算し、これらの値を合
計することによって計算される。
【００１８】信号ライン１７２にある熱伝達計算論理ブ
ロック１６８の出力は、規準化論理ブロック１７６への
入力となる。この規準化論理ブロック１７６によって、
熱伝達計算論理ブロック１６８の出力がガス流量とガス
流温度との積で割られ、無次元の熱伝達パラメータが計
算される。この無次元の熱伝達パラメータは、周囲の金
属からガス流に伝達された熱量の尺度であり、圧縮機の
熱の不安定化を示している。この論理によって、以下の
式に示されるように、金属温度の変化率と金属質量が結
合され、続いてガスの全エンタルピーによって規準化さ
れる。
ロック１６８の出力は、規準化論理ブロック１７６への
入力となる。この規準化論理ブロック１７６によって、
熱伝達計算論理ブロック１６８の出力がガス流量とガス
流温度との積で割られ、無次元の熱伝達パラメータが計
算される。この無次元の熱伝達パラメータは、周囲の金
属からガス流に伝達された熱量の尺度であり、圧縮機の
熱の不安定化を示している。この論理によって、以下の
式に示されるように、金属温度の変化率と金属質量が結
合され、続いてガスの全エンタルピーによって規準化さ
れる。
【００１９】
【数１】（ＴCｄｏｔ・ＭC＋ＴBｄｏｔ・ＭB）／｛（Ｍ
Gｄｏｔ）Ｔ3｝ ここで、ＴCｄｏｔはケースの温度の微分係数、ＭCはケ
ースの質量、ＴBｄｏｔはブレードの温度の微分係数、
ＭBはブレードの質量、ＭGｄｏｔはガスの質量の微分係
数、Ｔ3はガス流の温度、である。
Gｄｏｔ）Ｔ3｝ ここで、ＴCｄｏｔはケースの温度の微分係数、ＭCはケ
ースの質量、ＴBｄｏｔはブレードの温度の微分係数、
ＭBはブレードの質量、ＭGｄｏｔはガスの質量の微分係
数、Ｔ3はガス流の温度、である。
【００２０】信号ライン１８０にある規準化論理ブロッ
ク１７６の出力は、熱伝達作用に起因する圧縮機の熱的
不安定化の尺度を示しており、しきい値論理ブロック１
８４への入力となる。信号ライン１８０にある値は、し
きい値と比較される。このしきい値は、圧縮機が、熱的
な不整合によって安定運転マージンが悪影響を受けてい
ない安全な状態にあることを示す。定常状態運転の間お
よび危険度が累進的に増加する熱的過渡状態にある間の
エンジンの高圧圧縮機の安定運転マージンを測定するこ
とによって、しきい値は決定される。しきい値は、適度
な安定運転マージンを維持するために制御動作が必要と
なるレベルであり、エンジンのタイプによって異なる。
ク１７６の出力は、熱伝達作用に起因する圧縮機の熱的
不安定化の尺度を示しており、しきい値論理ブロック１
８４への入力となる。信号ライン１８０にある値は、し
きい値と比較される。このしきい値は、圧縮機が、熱的
な不整合によって安定運転マージンが悪影響を受けてい
ない安全な状態にあることを示す。定常状態運転の間お
よび危険度が累進的に増加する熱的過渡状態にある間の
エンジンの高圧圧縮機の安定運転マージンを測定するこ
とによって、しきい値は決定される。しきい値は、適度
な安定運転マージンを維持するために制御動作が必要と
なるレベルであり、エンジンのタイプによって異なる。
【００２１】信号ライン１８０にある値がしきい値より
大きい場合は、しきい値論理ブロック１８４によって、
信号ライン１４８に処理信号が出力される。信号ライン
１４８にある処理信号は、エンジン電子制御ユニット１
５２への入力となる。エンジン電子制御ユニット１５２
によって、この処理信号が処理され、信号ライン１５６
へのコマンドが出力される。このコマンドによって圧縮
機のブリードバルブ１２８の調節が開始され、ストール
マージンが増大する。代わりの実施例として、ライン１
５６にある出力コマンドによって、圧縮機のステータ位
置コントローラ１３０を利用して可変空気流形状の調整
を開始し、これによってストールマージンを増大させる
ことも可能である。
大きい場合は、しきい値論理ブロック１８４によって、
信号ライン１４８に処理信号が出力される。信号ライン
１４８にある処理信号は、エンジン電子制御ユニット１
５２への入力となる。エンジン電子制御ユニット１５２
によって、この処理信号が処理され、信号ライン１５６
へのコマンドが出力される。このコマンドによって圧縮
機のブリードバルブ１２８の調節が開始され、ストール
マージンが増大する。代わりの実施例として、ライン１
５６にある出力コマンドによって、圧縮機のステータ位
置コントローラ１３０を利用して可変空気流形状の調整
を開始し、これによってストールマージンを増大させる
ことも可能である。
【００２２】本発明の制御システムは、様々な方法で実
行することが可能である。上述したように、本発明の制
御システムは、デジタル式のエンジンコントローラを使
用している。代わりの実施例として、エンジン制御は、
エンジンコントローラから分離された専用のマイクロプ
ロセッサ内で実行することも可能である。マイクロプロ
セッサやこれと同様なもの、例えばデジタル式エンジン
コントローラ、が本発明を実行するために利用される場
合は、本発明はそれらのソフトウェア内で実行される。
本発明は、配線論理あるいはアナログ回路を使用して実
行することも可能である。
行することが可能である。上述したように、本発明の制
御システムは、デジタル式のエンジンコントローラを使
用している。代わりの実施例として、エンジン制御は、
エンジンコントローラから分離された専用のマイクロプ
ロセッサ内で実行することも可能である。マイクロプロ
セッサやこれと同様なもの、例えばデジタル式エンジン
コントローラ、が本発明を実行するために利用される場
合は、本発明はそれらのソフトウェア内で実行される。
本発明は、配線論理あるいはアナログ回路を使用して実
行することも可能である。
【００２３】さらに、本発明の制御システムは、高圧圧
縮機の後段の特定位置に配置されたセンサつまり変換器
からの特定のガス流温度およびガス圧力の入力信号を用
いて説明された。しかし、この入力信号および変換器の
位置は、単に例示的なものであり、高圧圧縮機内部の他
の位置に配置された変換器によって感知された他の温度
パラメータおよび圧力パラメータを用いて、制御システ
ムを動作させることも可能である。さらに、本発明の制
御システムの特定の機能を実行するために説明および図
示された部品は、単に例示的なものであり、本願の教示
に照らして他の部品を利用することも可能であることは
理解されるべきである。このような部品は、当業者にと
っては明らかである。例えば、本発明の制御システム
は、ストールマージンを増大させる機構として圧縮機の
ブリードバルブあるいは可変空気流形状を用いて説明さ
れてきた。ストールマージンは、さらに、燃料の流れを
調節することによって増大させることも可能である。燃
料の流れを調節することによって圧縮機の作動ラインが
低下し、これによってストールマージンが増加する。
縮機の後段の特定位置に配置されたセンサつまり変換器
からの特定のガス流温度およびガス圧力の入力信号を用
いて説明された。しかし、この入力信号および変換器の
位置は、単に例示的なものであり、高圧圧縮機内部の他
の位置に配置された変換器によって感知された他の温度
パラメータおよび圧力パラメータを用いて、制御システ
ムを動作させることも可能である。さらに、本発明の制
御システムの特定の機能を実行するために説明および図
示された部品は、単に例示的なものであり、本願の教示
に照らして他の部品を利用することも可能であることは
理解されるべきである。このような部品は、当業者にと
っては明らかである。例えば、本発明の制御システム
は、ストールマージンを増大させる機構として圧縮機の
ブリードバルブあるいは可変空気流形状を用いて説明さ
れてきた。ストールマージンは、さらに、燃料の流れを
調節することによって増大させることも可能である。燃
料の流れを調節することによって圧縮機の作動ラインが
低下し、これによってストールマージンが増加する。
【００２４】本発明の制御システムを実行するために示
された計算および論理は、単に例示的なものである。本
願の教示に照らして他の論理を利用することも可能であ
る。本発明の信号処理手段は、金属温度計算論理ブロッ
ク、熱伝達計算論理ブロック、規準化論理ブロックおよ
びしきい値論理ブロックを有するものとして記述され
た。金属温度計算論理は、一次おくれをガス流温度に加
算するものとして記述された。この一次おくれの大きさ
は、金属の質量およびガス圧力の関数として記述され
た。ガス流温度以外のパラメータ、例えば実際に測定さ
れた金属（ケース）の温度、におくれを加算することに
よって金属温度を計算することも可能であり、おくれの
大きさは、例えば、空気流、圧縮機速度および圧縮機を
通る質量流量といった別のパラメータの関数として変化
させることも可能であることは理解されるべきである。
された計算および論理は、単に例示的なものである。本
願の教示に照らして他の論理を利用することも可能であ
る。本発明の信号処理手段は、金属温度計算論理ブロッ
ク、熱伝達計算論理ブロック、規準化論理ブロックおよ
びしきい値論理ブロックを有するものとして記述され
た。金属温度計算論理は、一次おくれをガス流温度に加
算するものとして記述された。この一次おくれの大きさ
は、金属の質量およびガス圧力の関数として記述され
た。ガス流温度以外のパラメータ、例えば実際に測定さ
れた金属（ケース）の温度、におくれを加算することに
よって金属温度を計算することも可能であり、おくれの
大きさは、例えば、空気流、圧縮機速度および圧縮機を
通る質量流量といった別のパラメータの関数として変化
させることも可能であることは理解されるべきである。
【００２５】さらに、規準化論理では、規準化パラメー
タとしてガスの全エンタルピーが用いられると述べた。
処理信号を規準化するために、ガスの温度といった他の
パラメータを利用することも可能であることは理解され
るべきである。
タとしてガスの全エンタルピーが用いられると述べた。
処理信号を規準化するために、ガスの温度といった他の
パラメータを利用することも可能であることは理解され
るべきである。
【００２６】上述した制限およびしきい値は、特定のタ
イプのエンジンに対して得られた例示的なものであるこ
とは、当業者に理解されるべきである。
イプのエンジンに対して得られた例示的なものであるこ
とは、当業者に理解されるべきである。
【００２７】上述した変更例および実施例は、好適な実
施例の代表的なものであり、ガスタービンエンジンの過
渡状態で圧縮機のストールマージンを制御するための制
御システムは、ガスの温度および圧力を示す信号を感知
する手段と、感知された信号に応答し、熱伝達による圧
縮機の非定常化の尺度を示す信号を合成する処理手段
と、合成された信号に応答し、圧縮機のストールマージ
ンを増大させるために適切な処置を行う出力手段と、を
有することで本発明は満たされる。
施例の代表的なものであり、ガスタービンエンジンの過
渡状態で圧縮機のストールマージンを制御するための制
御システムは、ガスの温度および圧力を示す信号を感知
する手段と、感知された信号に応答し、熱伝達による圧
縮機の非定常化の尺度を示す信号を合成する処理手段
と、合成された信号に応答し、圧縮機のストールマージ
ンを増大させるために適切な処置を行う出力手段と、を
有することで本発明は満たされる。
【００２８】本発明は、詳細な実施例に関して図示およ
び説明されたが、本発明の趣旨および請求の範囲から逸
脱することなく、構成および詳細部分において様々な変
更が可能であることは、当業者にとって明らかであろ
う。
び説明されたが、本発明の趣旨および請求の範囲から逸
脱することなく、構成および詳細部分において様々な変
更が可能であることは、当業者にとって明らかであろ
う。
【図１】本発明の制御システムを含むガスタービンエン
ジンを示す図。
ジンを示す図。
【図２】図１の制御システムの一部である信号処理論理
のブロック図。
のブロック図。
１００…２軸ターボファンエンジン １０４…制御システム １２８…ブリードバルブ １３０…ステータ位置コントローラ １３２…変換器 １４４…シグナルプロセッサ １５２…エンジン電子制御ユニット １６０…金属温度計算論理ブロック １６８…熱伝達計算論理ブロック １７６…規準化論理ブロック １８４…しきい値論理ブロック
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 シエッド ジェイ．ハリッド アメリカ合衆国，フロリダ，パーム ビー チ ガーデンズ，フィル ストリート 11641
Claims (6)
- 【請求項１】 過渡状態にあるガスタービンエンジンの
制御システムであって、前記ガスタービンエンジンは、
金属材料からなるケースと、金属材料からなるブレード
の列および金属材料からなるステータの列を有するとと
もにストールマージンを有しながら動作する圧縮機と、
を備えているものにおいて、前記制御システムは、 前記圧縮機内部を流れるガスの温度および圧力を示す信
号を感知し、この感知された信号を発信する入力手段
と、 前記の感知された信号に応答し、前記圧縮機の前記金属
材料の温度変化率を少なくとも１つ計算し、前記の少な
くとも１つの温度変化率を前記金属材料の質量と組み合
わせ、この組み合わせられた値を前記ガスの全エンタル
ピーによって規準化することによって、熱伝達の影響に
よる前記圧縮機の不安定化の尺度を示す処理信号を合成
し、前記圧縮機の前記ストールマージンを増大させるた
めに前記処理信号を発信する信号処理手段と、を有する
ことを特徴とする制御システム。 - 【請求項２】 さらに、前記処理信号に応答し、前記圧
縮機の前記ストールマージンを増大させるのに適切な処
置を開始するために、出力信号を発信するための出力手
段を備えていることを特徴とする請求項1記載の制御シ
ステム。 - 【請求項３】 さらに、前記出力信号に応答し、前記圧
縮機の前記ストールマージンが増大するようにエンジン
の空気流形状を変化させるためのエンジン制御手段を備
えていることを特徴とする請求項２記載の制御システ
ム。 - 【請求項４】 さらに、前記圧縮機のブリードバルブ
と、前記出力信号に応答し、前記圧縮機の前記ストール
マージンが増大するように前記圧縮機の前記ブリードバ
ルブを調節するためのエンジン制御手段と、を備えてい
ることを特徴とする請求項２記載の制御システム。 - 【請求項５】 前記信号処理手段は、前記ガスの温度に
一次おくれを加算して前記ブレードおよび前記ケースの
温度に比例した金属温度を計算し、熱伝達パラメータを
示す金属温度の微分係数を計算し、前記圧縮機の不安定
化を示す無次元の熱伝達パラメータを計算することによ
って、前記圧縮機の不安定化の尺度を示す処理信号を合
成することを特徴とする請求項１記載の制御システム。 - 【請求項６】 前記の感知された信号を処理するための
前記信号処理手段は、前記ストールマージンを増大させ
るための適切な処置が必要であるかを判断するために、
前記処理信号を所定しきい値と比較するための比較手段
を備えていることを特徴とする請求項１記載の制御シス
テム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US09/209,628 US6164902A (en) | 1998-12-11 | 1998-12-11 | Controlling stall margin in a gas turbine engine during acceleration |
| US09/209628 | 1998-12-11 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000179360A true JP2000179360A (ja) | 2000-06-27 |
Family
ID=22779563
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11352504A Pending JP2000179360A (ja) | 1998-12-11 | 1999-12-13 | 過渡状態にあるガスタ―ビンエンジンの制御システム |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6164902A (ja) |
| EP (1) | EP1008757B1 (ja) |
| JP (1) | JP2000179360A (ja) |
| KR (1) | KR100678527B1 (ja) |
| DE (1) | DE69925231T2 (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2008082339A (ja) * | 2006-09-27 | 2008-04-10 | General Electric Co <Ge> | 空気力学的安定性管理システム及びそのコントローラ |
| JP4664304B2 (ja) * | 2003-10-27 | 2011-04-06 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ハイブリッドエンジン補助動力システム |
Families Citing this family (16)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4115037B2 (ja) * | 1999-04-02 | 2008-07-09 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン起動方法 |
| US6574584B2 (en) * | 2000-12-11 | 2003-06-03 | General Electric Company | Method for evaluating compressor stall/surge margin requirements |
| US6474935B1 (en) * | 2001-05-14 | 2002-11-05 | General Electric Company | Optical stall precursor sensor apparatus and method for application on axial flow compressors |
| US6935120B2 (en) * | 2002-05-09 | 2005-08-30 | General Electric Company | Approach to extending life of gas turbine engine |
| US6871487B2 (en) * | 2003-02-14 | 2005-03-29 | Kulite Semiconductor Products, Inc. | System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines |
| US7762084B2 (en) * | 2004-11-12 | 2010-07-27 | Rolls-Royce Canada, Ltd. | System and method for controlling the working line position in a gas turbine engine compressor |
| US7762078B2 (en) * | 2006-09-13 | 2010-07-27 | Aerojet-General Corporation | Nozzle with temperature-responsive throat diameter |
| GB201110116D0 (en) | 2011-06-16 | 2011-07-27 | Rolls Royce Plc | Surge margin control |
| US9194301B2 (en) * | 2012-06-04 | 2015-11-24 | United Technologies Corporation | Protecting the operating margin of a gas turbine engine having variable vanes from aerodynamic distortion |
| US9097133B2 (en) | 2012-06-04 | 2015-08-04 | United Technologies Corporation | Compressor tip clearance management for a gas turbine engine |
| US9664118B2 (en) | 2013-10-24 | 2017-05-30 | General Electric Company | Method and system for controlling compressor forward leakage |
| CN104763662B (zh) * | 2015-02-15 | 2016-12-07 | 杭州和利时自动化有限公司 | 变工况运行的侧流型压缩机运行空间的确定方法及系统 |
| JP7173897B2 (ja) * | 2019-02-28 | 2022-11-16 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービンの運転方法およびガスタービン |
| US11892003B2 (en) * | 2019-03-06 | 2024-02-06 | General Electric Company | Application of machine learning to process high-frequency sensor signals of a turbine engine |
| US11473510B2 (en) | 2019-04-18 | 2022-10-18 | Raytheon Technologies Corporation | Active multi-effector control of high pressure turbine clearances |
| CN117072475B (zh) * | 2023-10-16 | 2024-01-05 | 亿昇(天津)科技有限公司 | 一种集成式压缩机控制系统 |
Family Cites Families (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4060980A (en) * | 1975-11-19 | 1977-12-06 | United Technologies Corporation | Stall detector for a gas turbine engine |
| US4118926A (en) * | 1977-02-28 | 1978-10-10 | United Technologies Corporation | Automatic stall recovery system |
| GB2002543B (en) * | 1977-07-29 | 1982-02-17 | Hitachi Ltd | Rotor-stress preestimating turbine control system |
| US4164033A (en) * | 1977-09-14 | 1979-08-07 | Sundstrand Corporation | Compressor surge control with airflow measurement |
| US4581888A (en) * | 1983-12-27 | 1986-04-15 | United Technologies Corporation | Compressor rotating stall detection and warning system |
| US4901061A (en) * | 1987-06-05 | 1990-02-13 | Westinghouse Electric Corp. | Instrumentation and monitoring systems employing differential temperature sensors |
| US4991389A (en) * | 1989-04-21 | 1991-02-12 | United Technologies Corporation | Bleed modulation for transient engine operation |
| US5165845A (en) * | 1991-11-08 | 1992-11-24 | United Technologies Corporation | Controlling stall margin in a gas turbine engine during acceleration |
| KR100296671B1 (ko) * | 1992-08-10 | 2001-10-24 | 스티븐에스. 그레이스 | 압축기의제어와모니터링을위한장치및공정 |
| US5357748A (en) * | 1992-11-09 | 1994-10-25 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Compressor vane control for gas turbine engines |
| GB2273316B (en) * | 1992-12-12 | 1996-02-28 | Rolls Royce Plc | Bleed valve control |
| US5375412A (en) * | 1993-04-26 | 1994-12-27 | United Technologies Corporation | Rotating stall recovery |
| WO1995017607A1 (en) * | 1993-12-23 | 1995-06-29 | United Technologies Corporation | Non-recoverable surge and blowout detection in gas turbine engines |
-
1998
- 1998-12-11 US US09/209,628 patent/US6164902A/en not_active Expired - Lifetime
-
1999
- 1999-12-08 KR KR1019990055661A patent/KR100678527B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1999-12-10 DE DE69925231T patent/DE69925231T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1999-12-10 EP EP99309964A patent/EP1008757B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1999-12-13 JP JP11352504A patent/JP2000179360A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4664304B2 (ja) * | 2003-10-27 | 2011-04-06 | ユナイテッド テクノロジーズ コーポレイション | ハイブリッドエンジン補助動力システム |
| US7975465B2 (en) | 2003-10-27 | 2011-07-12 | United Technologies Corporation | Hybrid engine accessory power system |
| US8800918B2 (en) | 2003-10-27 | 2014-08-12 | United Technologies Corporation | Hybrid engine accessory power system |
| JP2008082339A (ja) * | 2006-09-27 | 2008-04-10 | General Electric Co <Ge> | 空気力学的安定性管理システム及びそのコントローラ |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69925231D1 (de) | 2005-06-16 |
| DE69925231T2 (de) | 2005-10-20 |
| EP1008757A3 (en) | 2001-04-04 |
| KR100678527B1 (ko) | 2007-02-05 |
| EP1008757A2 (en) | 2000-06-14 |
| US6164902A (en) | 2000-12-26 |
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| KR20000047986A (ko) | 2000-07-25 |
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