JP2001107749A - 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 - Google Patents

航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置

Info

Publication number
JP2001107749A
JP2001107749A JP28447399A JP28447399A JP2001107749A JP 2001107749 A JP2001107749 A JP 2001107749A JP 28447399 A JP28447399 A JP 28447399A JP 28447399 A JP28447399 A JP 28447399A JP 2001107749 A JP2001107749 A JP 2001107749A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
engine
pressure
temperature
condition data
sensor
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
JP28447399A
Other languages
English (en)
Other versions
JP4146049B2 (ja
Inventor
Hiroyoshi Muramatsu
弘宜 村松
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Honda Motor Co Ltd
Original Assignee
Honda Motor Co Ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Honda Motor Co Ltd filed Critical Honda Motor Co Ltd
Priority to JP28447399A priority Critical patent/JP4146049B2/ja
Priority to CA002314751A priority patent/CA2314751C/en
Priority to GB0018944A priority patent/GB2355046B/en
Priority to US09/635,218 priority patent/US6393355B1/en
Publication of JP2001107749A publication Critical patent/JP2001107749A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4146049B2 publication Critical patent/JP4146049B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/44—Control of fuel supply responsive to the speed of aircraft, e.g. Mach number control, optimisation of fuel consumption
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/09—Purpose of the control system to cope with emergencies
    • F05D2270/094—Purpose of the control system to cope with emergencies by using back-up controls
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/301—Pressure
    • F05D2270/3011—Inlet pressure
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/303—Temperature
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
    • F05D2270/304—Spool rotational speed

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Control Of Turbines (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
において、高価なエンジン入口センサを除去し、他のセ
ンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件デー
タ（マッハ数Ｍｎ、圧力高度ＡＬＴおよび外気温度（全
温度ＴＡＴ、真大気温度ＳＡＴ）などのデータを論理で
求める。 【解決手段】 検出大気圧Ｐ０から圧力高度ＡＬＴを算
出し（Ｓ１０）、全温度ＴＡＴと空気流入温度Ｔ１を等
しいと見なしてＴ１を適宜な値に仮定し（Ｓ１２）、仮
定したＴ１などからマッハ数Ｍｎを推定し（Ｓ１４）、
マッハ数Ｍｎなどから流入空気圧力Ｐ１を算出し（Ｓ１
６）、Ｐ１などからＴ１を推定し（Ｓ１８）、推定Ｔ１
が仮定Ｔ１に収束すると（Ｓ２０）、Ｔ１などから真大
気温度ＳＡＴを算出する（Ｓ２２）。さらに、算出値を
機体搭載コンピュータ（ＡＤＣ）データと比較し、故障
判定する（Ｓ２４からＳ２８）。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は航空機用ガスター
ビン・エンジンの制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機用エンジンの制御装置にあって
は、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、例
えば、マッハ数、圧力高度、外気温度などのデータは、
一般に、エンジン入口に取り付けられた温度センサ、圧
力センサなどのエンジン入口センサ群の出力信号から求
めている。
【０００３】また、機体搭載コンピュータを装備する航
空機の場合、エンジン制御装置は機体搭載コンピュータ
側で求めたエンジン入口条件データをそのまま入力して
いるが、その場合でも、通信などの故障によって機体搭
載コンピュータのデータを入力できないときのバックア
ップ用として、エンジン入口に取り付けられたエンジン
入口センサ群を必要としている。
【０００４】そのために、従来技術にあっては、図１に
想像線で示す如く、エンジン（ターボファン・エンジ
ン）１０の空気取り入れ口６６の付近に温度センサ６８
を設けて流入空気温度（「Ｔ１」という）を検出すると
共に、想像線で示す如く、圧力センサ７０を設けて流入
空気圧力（「Ｐ１」という）を検出している。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】このように、エンジン
入口センサ、即ち、温度センサ６８，圧力センサ７０な
どはエンジン１０の空気取り入れ口６６に位置するた
め、ＦＯＤ（ForeignOjbect Damage)あるいは氷結など
の問題がある。即ち、エンジン入口センサは、鳥、霰な
どとの衝突に耐えるほど強度を必要とすると共に、ヒー
タなどの加熱手段を必要とすることから、一般に高価で
ある。
【０００６】従って、かかるエンジン入口センサ群を除
去し、他のセンサ出力に基づいてエンジン入口条件デー
タを推定するのが望ましい。
【０００７】尚、米国特許第４，２４９，２３８号公報
において、センサに故障あるいは異常動作が生じたと
き、代替センサ出力から必要とするパラメータを推定す
ることが知られている。しかしながら、この技術にはセ
ンサの一部を除去して他のセンサ出力から必要とするデ
ータを代替的に推定するという技術思想が見られないと
共に、推定手法自体も設計したエンジンモデルをリアル
タイムに更新しつつ行うものであって、構成において複
雑となる憾みがあった。
【０００８】従って、この発明の目的は上記した課題を
解消することにあり、エンジン入口センサを除去し、他
のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件
データを論理で求めることを可能とすると共に、構成に
おいても比較的簡易な航空機用ガスタービン・エンジン
の制御装置を提供することにある。
【０００９】また、エンジン制御装置でもエンジン入口
条件データを演算して機体搭載コンピュータの演算結果
と比較し、機体搭載コンピュータの故障を検知するのが
望ましい。
【００１０】従って、この発明の第２の目的は、エンジ
ン入口センサを除去して他のセンサ出力に基づいて必要
とされるエンジン入口条件データを論理で求めると共
に、機体搭載コンピュータの演算結果と比較して機体搭
載コンピュータの故障を検知するようにした航空機用ガ
スタービン・エンジンの制御装置を提供することにあ
る。
【００１１】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、請求項１項にあっては、少なくとも１個のタービ
ン（より具体的には低圧タービンおよび高圧タービン）
を有する航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置に
おいて、前記タービンの回転数を検出するタービン回転
数検出手段（より具体的には低圧タービンの回転数を検
出する低圧タービン回転数検出手段、前記高圧タービン
の回転数を検出する高圧タービン回転数検出手段）、前
記タービンの入口側の圧力（より具体的には高圧圧縮機
の出力圧）を検出する圧力検出手段、大気圧を検出する
大気圧検出手段、および少なくとも前記タービン回転数
検出手段（より具体的には低圧タービン回転数検出手
段、高圧タービン回転数検出手段）、圧力検出手段およ
び大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記検出
された値に基づいて前記エンジンの入口条件データを推
定するエンジン入口条件データ推定手段を備える如く構
成した。
【００１２】これにより、エンジン入口センサ出力に代
え、少なくともタービン回転数検出手段（より具体的に
は低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検
出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を
入力し、少なくとも前記検出された値に基づいて前記エ
ンジンの入口条件データを推定することが可能となり、
エンジン入口センサを除去することができる。
【００１３】さらに、米国特許第４，２４９，２３８号
公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用い
ず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもない
ので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００１４】請求項２項にあっては、前記エンジンを装
着した機体に搭載されたコンピュータに接続されると共
に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体
搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データ
を入力するデータ入力手段、前記入力されたエンジン入
口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データ
を比較して一致するか否か判断する判断手段、および前
記入力されたエンジン入口条件データと前記推定された
エンジン入口条件データが一致しないと判断されると
き、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定す
る判定手段を備える如く構成した。
【００１５】これにより、請求項１項で述べた作用、効
果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検知し、必要
に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じること
ができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】以下、添付図面に即してこの発明
の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エン
ジンの制御装置を説明する。
【００１７】図１はその装置を全体的に示す概略図であ
る。
【００１８】尚、航空機用ガスタービン・エンジンとし
てはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジ
ン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・
エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボ
ファン・エンジンを例にとって説明する。
【００１９】図１において、符号１０はターボファン・
エンジン（以下「エンジン」という）を示し、符号１０
ａはエンジン本体を示す。エンジン１０は機体（図示せ
ず）の適宜位置にマウントされる。
【００２０】エンジン１０はファン（ファン動翼）１２
を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を
吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成
され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４
と共に低圧圧縮機１６を構成し、そこで吸引した空気を
圧縮しつつ後方に圧送する。
【００２１】尚、ファン１２の付近にはセパレータ２０
によってダクト（バイパス）２２が形成され、吸引され
た空気の大部分は後段（コア側）で燃焼させられること
なく、ダクト２２を通ってエンジン後方に噴出させられ
る。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が搭
載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じさ
せる。推力の大部分は、このファン排気によって生じ
る。
【００２２】低圧圧縮機１６で圧縮された空気は後段の
高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびス
テータ２４ｂによってさらに圧縮された後、後段の燃焼
器２６に送られる。
【００２３】燃焼器２６は燃料ノズル２８を備え、燃料
ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御
ユニット）３０で調量された燃料が圧送される。即ち、
ＦＣＵ３０は燃料調量バルブ３２を備え、燃料ポンプ
（ギヤポンプ）３４によって機体の適宜位置に配置され
た燃料タンク３６から汲み上げられた燃料は、燃料調量
バルブ３２で調量された後、燃料供給通路３８を通って
燃料ノズル２８に供給される。
【００２４】噴霧された燃料は高圧圧縮機２４から圧送
された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタ
（図１で図示省略）および点火プラグ（図示せず）で点
火されて燃焼する。混合気は一度着火されて燃焼を開始
すると、かかる圧縮空気と燃料からなる混合気を連続的
に供給されて燃焼を継続する。
【００２５】燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タ
ービン４０に送られ、高圧タービン４０を高速回転させ
る。高圧タービン４０は前記した高圧圧縮機のロータ２
４ａに高圧タービン軸４０ａを介して接続され、前記ロ
ータ２４ａを回転させる。
【００２６】高温高圧ガスは、高圧タービン４０を回転
駆動した後、低圧タービン４２に送られ、低圧タービン
４２を比較的低速で回転させる。低圧タービン４２は前
記した低圧圧縮機１６のロータ１２ａに低圧タービン軸
４２ａ（軸４０ａと同心二軸構造）を介して接続されて
おり、前記ロータ１２ａを回転させる。
【００２７】低圧タービン４２を通過した高温高圧ガス
（タービン排気）は、ダクト２２を通ってそのまま排出
されるファン排気と混合させられてジェットノズル４４
からエンジン後方に噴出される。
【００２８】エンジン本体１０ａの外部下面の前側寄り
には、アクセサリ・ドライブ・ギアボックス（以下「ギ
アボックス」という）５０がステー５０ａを介して取り
付けられると共に、ギアボックス５０の前端には一体的
に構成されたスタータおよびジェネレータ（以下「スタ
ータ」と総称する）５２が取り付けられる。尚、ギアボ
ックス５０の後端には前記したＦＣＵ３０が配置され
る。
【００２９】エンジン１０の始動時、スタータ５２によ
って軸５６が回転させられると、その回転は駆動軸５８
（および図示しないベベルギアなどのギア機構）を介し
て高圧タービン軸４０ａに伝えられ、燃焼に必要な空気
が燃焼器２６に送り込まれる。
【００３０】他方、軸５６の回転はＰＭＡ（パーマネン
トマグネット・オルタネータ）６０と燃料ポンプ３４に
伝えられて燃料ポンプ３４を駆動し、前記したように燃
料を燃料ノズル２８を介して噴霧する。よって生じた混
合気は、点火されて燃焼を開始する。
【００３１】エンジン１０が自立運転回転数に達する
と、高圧タービン軸４０ａの回転が逆に駆動軸５８（お
よび図示しないベベルギアなどのギア機構）を介して軸
５６に伝えられ、燃料ポンプ３４を駆動すると共に、Ｐ
ＭＡ６０とスタータ５２を駆動する。それによって、Ｐ
ＭＡ６０は発電すると共に、スタータ５２は、機体に電
力を供給する。
【００３２】エンジン１０において、低圧タービン軸４
２ａの付近にはＮ１センサ（回転数センサ）６２が配置
され、低圧タービン回転数（低圧タービン軸４２ａの回
転数）Ｎ１に比例する信号を出力すると共に、軸５６の
付近にはＮ２センサ（回転数センサ）６４が配置され、
高圧タービン回転数（高圧タービン軸４０ａの回転数）
Ｎ２に比例する信号を出力する。
【００３３】また、ＥＣＵ（Electronic Control Unit
。電子制御ユニット。後述）の内部にはＰ０センサ
（圧力センサ）７２が設けられ、大気圧Ｐ０に比例する
信号を出力すると共に、ロータ２４ａの下流にはＰ３セ
ンサ（圧力センサ）７４が配置されて高圧圧縮機２４の
出力圧Ｐ３に比例する信号を出力する。
【００３４】さらに、高圧タービン４０と低圧タービン
４２の間の適宜位置にはＩＴＴセンサ（温度センサ）７
６が配置され、その部位の温度（エンジン代表温度）Ｉ
ＴＴに比例する信号を出力する。
【００３５】尚、先に述べた如く、この実施の形態に係
る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置において
は、エンジン本体１０ａの前面の空気取り入れ口６６の
付近に配置されて流入空気の温度Ｔ１を検出する温度セ
ンサ６８と、同様にその付近に配置されて流入空気の圧
力Ｐ１を検出する圧力センサ７０を除去するようにし
た。
【００３６】エンジン本体１０ａの上部位置には前記し
たＥＣＵ（符号８０で示す）が配置される。上記したセ
ンサ群の出力は、ＥＣＵ８０に送られる。
【００３７】図２は、ＥＣＵ８０および前記したＦＣＵ
３０の構成を全体的に示すブロック図である。
【００３８】前記したセンサ群に加え、機体操縦席（コ
ックピット。図示せず）付近に設置されたスロットルレ
バー（スラストレバー）８２の付近にはＴＬＡセンサ
（スロットルレバー位置センサ）８４が配置され、パイ
ロット（操縦者）が入力したスロットルレバー位置（操
作者要求出力）ＴＬＡに比例する信号を出力する。ＴＬ
Ａセンサ８４の出力もＥＣＵ８０に入力される。尚、図
２において各センサ（Ｐ０センサ、ＴＬＡセンサなど）
は、その検出対象名（Ｐ０、ＴＬＡなど）で示す。
【００３９】さらに、ＦＣＵ３０の適宜位置にはＦＭＶ
Ｐセンサ（バルブ位置センサ。図２で図示省略）が設け
られ、燃料調量バルブ３２のバルブ位置ＦＭＶＰに比例
する信号を出力する。ＦＭＶＰセンサの出力もＥＣＵ８
０に入力される。
【００４０】さらに、ＥＣＵ８０には、通信インターフ
ェース・ユニット８８を介して前記したスロットルレバ
ー８２以外の機器のパイロット選択指令９０、前記した
機体搭載コンピュータ（Air Data Computer 。以下「Ａ
ＤＣ」という）９２からのデータ、および第２のエンジ
ン（図示せず）のＥＣＵ９４からのデータが入力（ある
いは出力）されると共に、コックピット内のディスプレ
イ９６に接続されてＥＣＵ８０のデータを表示させる。
【００４１】ＥＣＵ８０はＣＰＵ８０ａを備え、ＣＰＵ
８０ａは入力値に基づき、スロットルレバー位置（操作
者要求出力）ＴＬＡに応じて低圧タービン軸回転数（低
圧タービン回転数）Ｎ１が所定回転数となるように、エ
ンジン１０に供給すべき燃料流量の指令値（操作量）
を、トルクモータ９８への通電電流指令値として算出し
てＦＣＵ３０に送る。
【００４２】さらに、ＥＣＵ８０は検出された低圧ター
ビン回転数Ｎ１および高圧タービン回転数Ｎ２の値のい
ずれかが所定値（例えば、それぞれの最高回転数の１０
７％相当値）を超えるか否か監視し、検出された低圧タ
ービン回転数Ｎ１および高圧タービン回転数Ｎ２のいず
れかが所定値を超えるときはオーバースピードと判断
し、エンジン１０に供給すべき燃料流量が所定値、より
具体的には零あるいは最小となるようにトルクモータ９
８への通電電流指令値を決定してＦＣＵ３０に送る。
【００４３】ＦＣＵ３０は低圧燃料ポンプ１００を備
え、燃料タンク３６（図２で図示省略）から汲み上げら
れた燃料は、フィルタ（およびオイルクーラ）１０２を
経て前記した燃料ポンプ３４で高圧化されて燃料調量バ
ルブ３２に送られる。トルクモータ９８は燃料調量バル
ブ３２に接続され、そのスプール位置を決定する。従っ
て、高圧ポンプ３４を介して圧送された燃料は、燃料調
量バルブ３２でそのスプール位置に応じた流量に調節
（調量）される。
【００４４】調量された燃料は、シャットオフバルブ１
０４、ドレーンバルブ１０６およびシャットオフ機構１
０８を介して前記した燃料ノズル２８に供給される。
【００４５】尚、低圧タービン軸４２ａには非常停止ス
イッチ１１０が接続されており、低圧タービン軸４２ａ
が何らかの理由から変位するとオンし、シャットオフ機
構１０８を動作させて燃料ノズル２８への燃料供給を機
械的に遮断する。同様に、ソレノイド１１２が設けら
れ、パイロット選択指令９０に応じてシャットオフバル
ブ１０４を動作させて燃料ノズル２８への燃料供給を遮
断する。
【００４６】さらに、ＥＣＵ８０においてＣＰＵ８０ａ
は、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、よ
り具体的には、マッハ数Ｍｎ、圧力高度ＡＬＴ、および
外気温度（より具体的には全温度ＴＡＴ、真大気温度Ｓ
ＡＴ）などのデータを論理に基づいて推定（演算）す
る。
【００４７】この実施の形態に係る航空機用ガスタービ
ン・エンジンの制御装置の特徴は、このようなエンジン
制御に必要なエンジン入口条件データを論理に基づいて
推定（演算）することにあるので、以下その点に焦点を
おいて説明する。
【００４８】図３はその推定動作を示すフロー・チャー
トである。
【００４９】以下説明すると、Ｓ１０において、検出し
た大気圧Ｐ０に基づいた近似関数から圧力高度ＡＬＴを
算出する。圧力高度ＡＬＴはこのように、地上からの離
間距離ではなく、大気圧に関連した値として算出する。
尚、検出した大気圧Ｐ０をそのまま用いるが、温度など
に応じて適宜補正した値を用いても良い。
【００５０】次いでＳ１２に進み、全温度ＴＡＴと流入
空気温度Ｔ１はほぼ等しいものとみなすことができるた
め、流入空気温度Ｔ１を適宜な値に仮定する。
【００５１】前記したようにこの実施の形態においては
流入空気温度Ｔ１を検出するセンサ（および流入空気圧
力Ｐ１を検出するセンサ）を除去していることから、流
入空気温度Ｔ１を実測していないが、一般に、流入空気
温度Ｔ１と全温度ＴＡＴは、ほぼ等しいとみなすことか
ら、このように仮定する。
【００５２】ここで、外気温度について説明すると、高
速機の場合、外気温度を測定する温度センサにあって
は、受感部に衝突した空気が断熱圧縮されて温度上昇を
もたらすため、大気の真の温度より高い値を示す。この
温度を全温度ＴＡＴという。それに対し、大気の真の温
度を真大気温度ＳＡＴという。
【００５３】全温度ＴＡＴと真大気温度ＳＡＴの間には
以下のような関係がある。 ＳＡＴ＝ＴＡＴ／（１＋０．２ＫＭｎ2 ） 上記で、Ｋ：係数、Ｍｎ：マッハ数である。従って、先
ずマッハ数を算出し、それから真大気温度（外気温度）
ＳＡＴを算出する。
【００５４】次いでＳ１４に進み、仮定した流入空気温
度Ｔ１と低圧タービン回転数Ｎ１と高圧タービン回転数
Ｎ２からマップ１を検索してマッハ数Ｍｎを推定する。
図４にマップ１の特性を示す。図示の如き特性を予め実
験により求めておく。
【００５５】尚、同図においてθは大気温度比を示し、
以下のように算出される。 θ＝Ｔ１／ＴＳＴＤ 上記で、Ｔ１：流入空気温度、ＴＳＴＤ：所定温度であ
り、共に〔°Ｋ〕で示す。ＴＳＴＤは、例えば２８８．
１５〔°Ｋ〕である。
【００５６】また、同図では最小マッハ数（Ｍｎ＝０）
と最大マッハ数（Ｍｎ＝０．９）のみ示すが、破線で示
す如く、その間に種々の値を設定しておくものとする
（尚、補間演算を用いても良い）。
【００５７】マッハ数Ｍｎは以下のように示される。 Ｍｎ＝ω／√κＲＴ 上記で、ω：平均流速、κ：比熱比、Ｒ：ガス定数、
Ｔ：理想気体の温度である。
【００５８】次いでＳ１６に進み、推定したマッハ数Ｍ
ｎと検出大気圧Ｐ０から図示の如き物理的な近似式を用
いてから流入空気圧力Ｐ１を算出する。
【００５９】次いでＳ１８に進み、算出した流入空気圧
力Ｐ１と高圧圧縮機出力圧Ｐ３と高圧タービン回転数Ｎ
２からマップ２を検索して流入空気温度Ｔ１を推定す
る。図５にマップ２の特性を示す。図示の如き特性も予
め実験により求めておく。
【００６０】次いでＳ２０に進み、先にＳ１２で仮定し
た流入空気温度Ｔ１とＳ１８で推定した流入空気温度Ｔ
１が一致（より詳しくは完全に一致あるいは少なくとも
ほぼ一致）するか否か判断し、否定されるときはＳ１２
に戻り、仮定値が推定値に収束するまで以上の処理を繰
り返す。
【００６１】他方、Ｓ２０で肯定されるときはＳ２２に
進み、流入空気温度Ｔ１とマッハ数Ｍｎから図示の如き
物理的な近似式を用いて真大気温度ＳＡＴを算出する。
【００６２】次いでＳ２４に進み、前記した通信インタ
ーフェース・ユニット８８を介してＡＤＣ９２からデー
タ、即ち、ＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）したエン
ジン入口条件データを入力する。
【００６３】次いでＳ２６に進み、ＥＣＵ８０で算出し
たエンジン入口条件データと、ＡＤＣ９２が演算（ある
いは検出）したエンジン入口条件データが一致（より詳
しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致）するか
否か判断する。
【００６４】Ｓ２６で否定されるときはＡＤＣ９２（あ
るいはその通信系）系に故障が生じたと判定し、必要に
応じてコックピット内のディスプレイ９６への表示など
を介してＡＤＣ故障検知をパイロットに報知すると共
に、肯定されるときはＡＤＣ９２（あるいはその通信
系）系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【００６５】この実施の形態に係る航空機用ガスタービ
ン・エンジンの制御装置は上記の如く、エンジン入口セ
ンサ（温度センサ６８，圧力センサ７０など）出力に代
え、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン１
０の入口条件データを論理で求めるようにしたので、エ
ンジン入口センサ（温度センサ６８，圧力センサ７０な
ど）を除去することができる。
【００６６】さらに、米国特許第４，２４９，２３８号
公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用い
ず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもない
ので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００６７】さらに、上記に加え、ＡＤＣ９２あるいは
その通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに
報知するなどの対策を講じることができる。
【００６８】尚、上記においてＳ２４以降の処理は必須
ではない。即ち、エンジン入口条件データの論理演算
は、ＡＤＣ９２の故障検知を実行すると否とに関わら
ず、行っても良い。
【００６９】図６は、この発明の第２の実施の形態に係
る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置、特にそ
の動作を示す、図３と同様のフロー・チャートである。
【００７０】先に述べた第１の実施の形態においてはエ
ンジン入口条件データの論理演算として収束計算を用い
たが、第２の実施の形態ではその演算にニューロ関数を
用いるようにした。
【００７１】以下説明すると、Ｓ１００において運転デ
ータ（いわゆるフライトエンベロープ）またはシミュレ
ーションデータに基づいて作成したニューロ関数を用
い、同図に示す如く、検出大気圧Ｐ０と高圧圧縮機出力
圧Ｐ３と低圧タービン回転数Ｎ１と高圧タービン回転数
Ｎ２（あるいはその微分値）などから、マッハ数Ｍｎを
推定する。
【００７２】図７は推定用のニューロ関数の作成を示す
説明図である。
【００７３】ニューロ関数は、運転データ（いわゆるフ
ライトエンベロープ）または過渡的なシミュレーション
の計算結果を入力値、教師データとして学習に用いつ
つ、予め十分に学習しておく。ネットワークは図示の如
く３層とし、しきい値関数として、シグモイド関数を用
いる。ネットワークへの入出力は、スケーリング行列を
用いて基準化する。同図の下部に計算フローを示す。こ
こでは、学習率、慣性項係数、ニューロン数、しきい値
関数などをチューニングパラメータとする。
【００７４】次いでＳ１０２に進み、第１の実施の形態
と同様に、検出大気圧Ｐ０から近似関数を用いて圧力高
度ＡＬＴを算出する。
【００７５】次いでＳ１０４に進み、第１の実施の形態
と同様に、マッハ数Ｍｎと検出大気圧Ｐ０から物理的な
近似式を用いて流入空気圧力Ｐ１を算出する。
【００７６】次いでＳ１０６に進み、第１の実施の形態
と同様に、算出した流入空気圧力Ｐ１と高圧圧縮機出力
圧Ｐ３と高圧タービン回転数Ｎ２からマップ２を検索し
て流入空気温度Ｔ１を推定する。
【００７７】次いでＳ１０８に進み、第１の実施の形態
と同様に、推定した流入空気温度Ｔ１とマッハ数Ｍｎか
ら物理的な近似式を用いて真大気温度ＳＡＴを算出す
る。
【００７８】次いでＳ１１０に進んでＡＤＣ９２が演算
（あるいは検出）したエンジン入口条件データを入力
し、Ｓ１１２に進んでＥＣＵ８０で算出したエンジン入
口条件データと、ＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）し
たエンジン入口条件データが一致（より詳しくは完全に
一致あるいは少なくともほぼ一致）するか否か判断す
る。
【００７９】Ｓ１１２で肯定されるときはＡＤＣ９２
（あるいはその通信系）系に故障が生じたと判定し、必
要に応じてコックピット内のディスプレイ９６への表示
などを介してＡＤＣ故障検知をパイロットに報知すると
共に、否定されるときはＡＤＣ９２（あるいはその通信
系）系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【００８０】第２の実施の形態に係る航空機用ガスター
ビン・エンジンの制御装置も、第１の実施の形態と同様
に、エンジン入口センサ出力に代え、他のセンサ出力に
基づいて必要とされるエンジン１０の入口条件データを
論理で求めるようにしたので、エンジン入口センサを除
去することができる。
【００８１】さらに、上記に加え、ＡＤＣ９２あるいは
その通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに
報知するなどの対策を講じることができる。
【００８２】さらに、米国特許第４，２４９，２３８号
公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用い
ず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもない
ので、論理演算構成においても比較的簡易である。ま
た、Ｓ１１０以降の処理が必須ではないことも第１の実
施の形態と異ならない。
【００８３】尚、第２の実施の形態においてニューロ関
数を用いたが、それに限られるものではなく、近似関数
であればどのような関数を用いても良い。
【００８４】上記の如く、この実施の形態にあっては、
少なくとも１個のタービン（より具体的には低圧タービ
ン（４２）および高圧タービン（４０））を有する航空
機用ガスタービン・エンジン（ターボファン・エンジン
１０）の制御装置において、前記タービンの回転数を検
出するタービン回転数検出手段（より具体的には低圧タ
ービンの回転数（低圧タービン（軸）回転数Ｎ１）を検
出する低圧タービン回転数検出手段（Ｎ１センサ６
２）、前記高圧タービンの回転数（高圧タービン（軸）
回転数Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数検出手段
（Ｎ２センサ６４））、前記タービンの入口側の圧力
（より具体的には高圧圧縮機出力圧Ｐ３）を検出する圧
力検出手段（Ｐ３センサ７４）、大気圧（大気圧Ｐ０）
を検出する大気圧検出手段（Ｐ０センサ７２）、および
少なくとも前記タービン回転数検出手段（より具体的に
は低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検
出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を
入力し、少なくとも前記検出された値に基づいて前記エ
ンジンの入口条件データ、より詳しくはマッハ数Ｍｎ、
圧力高度ＡＬＴ、および外気温度（より詳しくは全温度
ＴＡＴ、真大気温度ＳＡＴ）などのデータを推定するエ
ンジン入口条件データ推定手段（ＥＣＵ８０，Ｓ１０か
らＳ２２，Ｓ１００からＳ１０８）を備える如く構成し
た。
【００８５】さらに、前記エンジンを装着した機体に搭
載されたコンピュータ（ＡＤＣ９２）に接続されると共
に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体
搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データ
を入力するデータ入力手段（Ｓ２４，Ｓ１１０）、前記
入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエ
ンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断す
る判断手段（Ｓ２６，Ｓ１１２）、および前記入力され
たエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入
口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体
搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段
（Ｓ２８，Ｓ１１４）を備える如く構成した。
【００８６】尚、上記した実施の形態において、航空機
用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エン
ジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、ター
ボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよび
ターボシャフト・エンジンなどであっても良い。
【００８７】
【発明の効果】請求項１項にあっては、エンジン入口セ
ンサ出力に代え、少なくともタービン回転数検出手段
（より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タ
ービン回転数検出手段）、圧力検出手段および大気圧検
出手段の出力を入力し、少なくとも前記検出された値に
基づいて前記エンジンの入口条件データを推定すること
が可能となり、エンジン入口センサを除去することがで
きる。
【００８８】さらに、米国特許第４，２４９，２３８号
公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用い
ず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもない
ので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００８９】請求項２項にあっては、請求項１項で述べ
た作用、効果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検
知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を
講じることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガ
スタービン・エンジンの制御装置を全体的に示す概略図
である。
【図２】図１装置の中のＥＣＵおよびＦＣＵの構成を示
す説明ブロック図である。
【図３】図１の装置の動作を示すフロー・チャートであ
る。
【図４】図３フロー・チャートで使用されるマップ１の
特性を示す説明グラフである。
【図５】図３フロー・チャートで使用されるマップ２の
特性を示す説明グラフである。
【図６】この発明の第２の実施の形態に係る航空機用ガ
スタービン・エンジンの制御装置、特にその動作を示
す、図３と同様のフロー・チャートである。
【図７】図６フロー・チャートで使用されるニューロ関
数の作成手法を示す説明グラフである。
【符号の説明】
１０ 航空機用ガスタービン・エンジン（ターボフ
ァン・エンジン） １２ ファン １２ａ ロータ １４ ステータ １６ 低圧圧縮機 ２４ 高圧圧縮機 ２４ａ ロータ ２４ｂ ステータ ２６ 燃焼器 ２８ 燃料ノズル ３０ ＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニ
ット） ３２ 燃料調量バルブ ４０ 高圧タービン ４０ａ 高圧タービン軸 ４２ 低圧タービン ４２ａ 低圧タービン軸 ６２ Ｎ１センサ（低圧タービン回転数検出手段） ６４ Ｎ２センサ（高圧タービン回転数検出手段） ７６ ＩＴＴセンサ ７２ Ｐ０センサ（大気圧検出手段） ７４ Ｐ３センサ（圧力検出手段） ８０ ＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制
御ユニット） ８０ａ ＣＰＵ ８２ スロットルレバー ９２ 機体搭載コンピュータ（ＡＤＣ） ９８ トルクモータ

Claims (2)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 少なくとも１個のタービンを有する航空
    機用ガスタービン・エンジンの制御装置において、 ａ．前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検
    出手段、 ｂ．前記タービンの入口側の圧力を検出する圧力検出手
    段、 ｃ．大気圧を検出する大気圧検出手段、および ｄ．少なくとも前記タービン回転数検出手段、圧力検出
    手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも
    前記検出された値に基づいて前記エンジンの入口条件デ
    ータを推定するエンジン入口条件データ推定手段、を備
    えることを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジン
    の制御装置。
  2. 【請求項２】 前記エンジンを装着した機体に搭載され
    たコンピュータに接続されると共に、前記エンジン入口
    条件データ推定手段は、 ｅ．前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入
    口条件データを入力するデータ入力手段、 ｆ．前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定
    されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否
    か判断する判断手段、および ｇ．前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定
    されたエンジン入口条件データが一致しないと判断され
    るとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判
    定する判定手段、を備えることを特徴とする請求項１項
    記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
JP28447399A 1999-10-05 1999-10-05 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 Expired - Fee Related JP4146049B2 (ja)

Priority Applications (4)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP28447399A JP4146049B2 (ja) 1999-10-05 1999-10-05 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
CA002314751A CA2314751C (en) 1999-10-05 2000-07-28 Gas turbine aeroengine control system
GB0018944A GB2355046B (en) 1999-10-05 2000-08-02 Gas turbine aeroengine control system
US09/635,218 US6393355B1 (en) 1999-10-05 2000-08-10 Gas turbine aeroengine control system

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
JP28447399A JP4146049B2 (ja) 1999-10-05 1999-10-05 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2001107749A true JP2001107749A (ja) 2001-04-17
JP4146049B2 JP4146049B2 (ja) 2008-09-03

Family

ID=17678990

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP28447399A Expired - Fee Related JP4146049B2 (ja) 1999-10-05 1999-10-05 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置

Country Status (4)

Country Link
US (1) US6393355B1 (ja)
JP (1) JP4146049B2 (ja)
CA (1) CA2314751C (ja)
GB (1) GB2355046B (ja)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011117437A (ja) * 2009-11-04 2011-06-16 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用始動発電装置
JP2011525592A (ja) * 2008-06-23 2011-09-22 スネクマ ターボジェットロータの角度位置を決定する方法およびシステム

Families Citing this family (31)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7043348B2 (en) * 2003-03-03 2006-05-09 Honeywell International, Inc. Transient fault detection system and method
US6931857B2 (en) * 2003-05-30 2005-08-23 United Technologies Corporation Rotor inlet temperature control for turbo machine
US6804600B1 (en) 2003-09-05 2004-10-12 Honeywell International, Inc. Sensor error detection and compensation system and method
US20050200349A1 (en) * 2004-03-15 2005-09-15 Brant Duke Method and apparatus of determining gas turbine shaft speed
US7552005B2 (en) * 2004-03-16 2009-06-23 Honeywell International Inc. Method for fault diagnosis of a turbine engine
JP4434834B2 (ja) * 2004-05-26 2010-03-17 本田技研工業株式会社 ガスタービン・エンジンの制御装置
US7826954B2 (en) * 2004-06-25 2010-11-02 Honda Motor Co., Ltd. System for monitoring sensor outputs of a gas turbine engine
JP4657800B2 (ja) * 2005-05-16 2011-03-23 本田技研工業株式会社 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
US9273614B2 (en) * 2005-09-12 2016-03-01 Industrial Turbine Company (Uk) Limited Determination of a signal indicative of shaft power
US8504276B2 (en) * 2008-02-28 2013-08-06 Power Systems Mfg., Llc Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions
GB0813561D0 (en) * 2008-07-24 2008-09-03 Rolls Royce Plc Developments in or relating to power demand management
US8131384B2 (en) * 2008-11-03 2012-03-06 United Technologies Corporation Design and control of engineering systems utilizing component-level dynamic mathematical model with multiple-input multiple-output estimator
US8090456B2 (en) * 2008-11-03 2012-01-03 United Technologies Corporation System and method for design and control of engineering systems utilizing component-level dynamic mathematical model
FR2939924B1 (fr) * 2008-12-15 2012-10-12 Snecma Identification de defaillances dans un moteur d'aeronef
US8467949B2 (en) * 2009-05-29 2013-06-18 Honeywell International Inc. Methods and systems for turbine line replaceable unit fault detection and isolation during engine startup
US20110018273A1 (en) * 2009-07-27 2011-01-27 Rolls-Royce Corporation Starter/generator integrated into compressor of turbine engine
US8745990B2 (en) * 2009-07-27 2014-06-10 Rolls-Royce Corporation Gas turbine engine with integrated electric starter/generator
US8315741B2 (en) * 2009-09-02 2012-11-20 United Technologies Corporation High fidelity integrated heat transfer and clearance in component-level dynamic turbine system control
US8668434B2 (en) * 2009-09-02 2014-03-11 United Technologies Corporation Robust flow parameter model for component-level dynamic turbine system control
US8560203B2 (en) * 2010-07-30 2013-10-15 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine control during icing of temperature probe
JP5548080B2 (ja) * 2010-09-16 2014-07-16 本田技研工業株式会社 航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置
US20130192242A1 (en) * 2012-01-31 2013-08-01 Todd A. Davis Speed sensor probe location in gas turbine engine
US9869249B2 (en) 2012-01-31 2018-01-16 United Technologies Corporation Speed sensor probe location in gas turbine engine
WO2014150420A1 (en) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Speed sensor probe location in gas turbine engine
KR101633169B1 (ko) * 2014-01-24 2016-06-24 두산중공업 주식회사 시동시 가스 터빈 엔진의 제어 방법 및 제어 장치
US9828106B2 (en) 2015-06-18 2017-11-28 Honeywell International Inc. Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors
US20160370236A1 (en) * 2015-06-22 2016-12-22 Rosemount Aerospace Inc. Aircraft total air temperature anomaly detection
US10801361B2 (en) 2016-09-09 2020-10-13 General Electric Company System and method for HPT disk over speed prevention
CN110501759B (zh) * 2019-07-03 2022-02-22 中国商用飞机有限责任公司 飞机的多源大气数据参数的处理方法及处理系统
US11629649B2 (en) 2020-05-11 2023-04-18 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine with speed sensor
US11859561B2 (en) 2021-12-07 2024-01-02 Pratt & Whitney Canada Corp. Method and system for determining aircraft engine inlet total pressure

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4077204A (en) * 1973-10-23 1978-03-07 Nissan Motor Company, Limited Control system for a gas turbine engine
JPS5534292B2 (ja) * 1974-06-13 1980-09-05
JPS5722027Y2 (ja) * 1975-12-08 1982-05-13
US4228650A (en) * 1978-05-01 1980-10-21 United Technologies Corporation Simulated parameter control for gas turbine engine
US4249238A (en) 1978-05-24 1981-02-03 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Apparatus for sensor failure detection and correction in a gas turbine engine control system
GB2126382B (en) * 1982-08-10 1986-01-08 Nissan Motor Gas turbine engine control system
US4748804A (en) * 1986-12-08 1988-06-07 United Technologies Corporation Inlet total temperature synthesis for gas turbine engines
US5394689A (en) * 1993-09-22 1995-03-07 General Electric Company Gas turbine engine control system having integral flight Mach number synthesis method
US5775089A (en) * 1996-12-23 1998-07-07 Allison Engine Company Pressure signal synthesis method and system for a gas turbine engine

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011525592A (ja) * 2008-06-23 2011-09-22 スネクマ ターボジェットロータの角度位置を決定する方法およびシステム
JP2011117437A (ja) * 2009-11-04 2011-06-16 Kawasaki Heavy Ind Ltd 航空機用始動発電装置
US8500583B2 (en) 2009-11-04 2013-08-06 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Aircraft starter generator

Also Published As

Publication number Publication date
US6393355B1 (en) 2002-05-21
GB2355046A8 (en) 2005-01-17
CA2314751A1 (en) 2001-04-05
GB0018944D0 (en) 2000-09-20
JP4146049B2 (ja) 2008-09-03
CA2314751C (en) 2003-11-18
GB2355046B (en) 2004-04-14
GB2355046A (en) 2001-04-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4146049B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
CA2314752C (en) Gas turbine aeroengine control system
US7571045B2 (en) Control system for gas-turbine engine
CA2348342C (en) Surge detection system of gas turbine aeroengine
US8731798B2 (en) Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine
JP5356967B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジン
JP6633960B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置
US20110041510A1 (en) Fuel control apparatus for gas turbine engine
US8904804B2 (en) Overspeed protection apparatus for gas turbine engine
JP4434815B2 (ja) ガスタービン・エンジンの制御装置
JP2001107750A (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
JP6633961B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの運転パラメータ推定装置
JP6633962B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
JP4705732B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置
JP4523693B2 (ja) 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置
US10077720B2 (en) Control apparatus for a gas-turbine aeroengine

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20051130

A977 Report on retrieval

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007

Effective date: 20070801

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070814

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070925

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20080415

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20080428

TRDD Decision of grant or rejection written
A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

Effective date: 20080603

A01 Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20080619

R150 Certificate of patent or registration of utility model

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110627

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110627

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120627

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130627

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130627

Year of fee payment: 5

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20140627

Year of fee payment: 6

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees