JP2002106363A - 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
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- JP2002106363A JP2002106363A JP2000301947A JP2000301947A JP2002106363A JP 2002106363 A JP2002106363 A JP 2002106363A JP 2000301947 A JP2000301947 A JP 2000301947A JP 2000301947 A JP2000301947 A JP 2000301947A JP 2002106363 A JP2002106363 A JP 2002106363A
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 再着火が可能な時期を逸することなく確実に
再着火することの可能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。 【解決手段】 ガスタービンエンジン１の燃焼器２が失
火状態にあるか否かを失火判定ブロック３にて判定し、
ここで失火と判定されると再着火条件判定ブロック４に
て再着火可能な条件を判定し、ここで求められた再着火
条件に従って所定の再着火操作を行う。失火判定ブロッ
ク３では、温度特性値ＴＣと回転数特性値ＮＣとで表さ
れる運転状態が予め設定された失火領域内にあるか否か
で判定を行い、再着火条件判定ブロック４では、機速Ｍ
ｎ及び高度ＡＬＴで表される飛行状態がフライトエンベ
ロープ内に予め設定された複数の領域内のいずれに入る
かで判定が行われる。
再着火することの可能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。 【解決手段】 ガスタービンエンジン１の燃焼器２が失
火状態にあるか否かを失火判定ブロック３にて判定し、
ここで失火と判定されると再着火条件判定ブロック４に
て再着火可能な条件を判定し、ここで求められた再着火
条件に従って所定の再着火操作を行う。失火判定ブロッ
ク３では、温度特性値ＴＣと回転数特性値ＮＣとで表さ
れる運転状態が予め設定された失火領域内にあるか否か
で判定を行い、再着火条件判定ブロック４では、機速Ｍ
ｎ及び高度ＡＬＴで表される飛行状態がフライトエンベ
ロープ内に予め設定された複数の領域内のいずれに入る
かで判定が行われる。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、航空機用ガスター
ビンエンジンの制御装置に関し、特に燃焼器が失火状態
にあるか否かを判定する失火判定手段を有し、この失火
判定手段により失火と判定されると所要の再着火操作を
行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に関する
ものである。
ビンエンジンの制御装置に関し、特に燃焼器が失火状態
にあるか否かを判定する失火判定手段を有し、この失火
判定手段により失火と判定されると所要の再着火操作を
行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に関する
ものである。
【０００２】
【従来の技術】航空機用ガスタービンエンジンにおいて
は、飛行中に燃焼器が失火を起こすと、エンジン回転数
やガス温度などに変化が現れるため、これらの測定値に
基づいて失火したか否かを判定することができる。ま
た、失火した場合に再着火が可能や否かは、燃焼器の入
口温度、入口圧力及び空気流量などに左右され、これら
の再着火条件を満足しない場合には、再着火の際に機速
に応じてバイパス比を変化させるなど、何らかの対応策
を行う必要がある（特開平１０−１２２０４７号公報参
照）。
は、飛行中に燃焼器が失火を起こすと、エンジン回転数
やガス温度などに変化が現れるため、これらの測定値に
基づいて失火したか否かを判定することができる。ま
た、失火した場合に再着火が可能や否かは、燃焼器の入
口温度、入口圧力及び空気流量などに左右され、これら
の再着火条件を満足しない場合には、再着火の際に機速
に応じてバイパス比を変化させるなど、何らかの対応策
を行う必要がある（特開平１０−１２２０４７号公報参
照）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところが、失火判定の
指標となるエンジン回転数やガス温度は飛行条件（高度
や機速）やエンジンの運転状態（回転数）により大きく
変動するため、正常な運転状態、特に減速との判別が難
しく、失火判定を短時間に精度良く行うことが難しい。
また、失火判定に時間を要する他に再着火操作に手間取
るために再着火時期が遅れると、エンジン回転数が低下
して再着火可能性が低くなり、現状の飛行状態を維持し
たままでの再着火が困難な事態に陥ることになる。
指標となるエンジン回転数やガス温度は飛行条件（高度
や機速）やエンジンの運転状態（回転数）により大きく
変動するため、正常な運転状態、特に減速との判別が難
しく、失火判定を短時間に精度良く行うことが難しい。
また、失火判定に時間を要する他に再着火操作に手間取
るために再着火時期が遅れると、エンジン回転数が低下
して再着火可能性が低くなり、現状の飛行状態を維持し
たままでの再着火が困難な事態に陥ることになる。
【０００４】本発明は、このような従来技術の問題点を
解消するべく案出されたものであり、その目的は第１
に、再着火が可能な時期を逸することなく確実に再着火
することの可能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り、第２に、飛行条件やエンジ
ンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精
度良く行うことができるように構成することにある。
解消するべく案出されたものであり、その目的は第１
に、再着火が可能な時期を逸することなく確実に再着火
することの可能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り、第２に、飛行条件やエンジ
ンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精
度良く行うことができるように構成することにある。
【０００５】
【課題を解決するための手段】このような目的を果たす
ために、本発明においては、燃焼器が失火状態にあるか
否かを判定する失火判定手段（３）を有し、この失火判
定手段により失火と判定されると所定の再着火操作を行
う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置において、
失火判定手段にて失火と判定されると少なくとも機速及
び高度に基づいて再着火可能な条件を判定する再着火条
件判定手段（４）を有し、この再着火条件判定手段によ
り求められた再着火条件に従って再着火操作を行うもの
とした。
ために、本発明においては、燃焼器が失火状態にあるか
否かを判定する失火判定手段（３）を有し、この失火判
定手段により失火と判定されると所定の再着火操作を行
う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置において、
失火判定手段にて失火と判定されると少なくとも機速及
び高度に基づいて再着火可能な条件を判定する再着火条
件判定手段（４）を有し、この再着火条件判定手段によ
り求められた再着火条件に従って再着火操作を行うもの
とした。
【０００６】これによると、再着火条件判定の自動化に
よりパイロットの負担を軽減することができる上に、失
火判定後に即座に適切な再着火条件に従って再着火操作
を行うことができるため、再着火が可能な時期を逸する
ことなく機速及び高度の広い範囲に渡って再着火が可能
となる。なお、再着火可能性は特に燃焼器の入口温度、
入口圧力及び空気流量に左右されるため、所要の判定精
度を確保するには少なくとも機速及び高度を判定基準と
する必要がある。
よりパイロットの負担を軽減することができる上に、失
火判定後に即座に適切な再着火条件に従って再着火操作
を行うことができるため、再着火が可能な時期を逸する
ことなく機速及び高度の広い範囲に渡って再着火が可能
となる。なお、再着火可能性は特に燃焼器の入口温度、
入口圧力及び空気流量に左右されるため、所要の判定精
度を確保するには少なくとも機速及び高度を判定基準と
する必要がある。
【０００７】特に、前記再着火条件判定手段は、機速及
び高度で表される飛行状態がフライトエンベロープ内に
予め設定された複数の領域のいずれに入るかで判定が行
われ、該複数の領域は、高い高度でエンジン回転数が着
火可能性を左右する回転数制限領域、低い機速でスター
タでアシストしてエンジン回転数を引き上げるスタータ
アシスト操作を必要とするスタータアシスト領域、並び
に高い機速でスタータアシスト操作が不要なウインドミ
ル領域とすると良い。
び高度で表される飛行状態がフライトエンベロープ内に
予め設定された複数の領域のいずれに入るかで判定が行
われ、該複数の領域は、高い高度でエンジン回転数が着
火可能性を左右する回転数制限領域、低い機速でスター
タでアシストしてエンジン回転数を引き上げるスタータ
アシスト操作を必要とするスタータアシスト領域、並び
に高い機速でスタータアシスト操作が不要なウインドミ
ル領域とすると良い。
【０００８】これによると、飛行状態に応じた適切な再
着火操作を行うことができるため、フライトエンベロー
プの全域に渡って確実な再着火が可能となる。回転数制
限領域では、失火及び再着火条件の判定に要する時間の
短縮により回転数が大幅に低下する前に再着火操作を行
うことで再着火不能となる事態を回避することができ
る。
着火操作を行うことができるため、フライトエンベロー
プの全域に渡って確実な再着火が可能となる。回転数制
限領域では、失火及び再着火条件の判定に要する時間の
短縮により回転数が大幅に低下する前に再着火操作を行
うことで再着火不能となる事態を回避することができ
る。
【０００９】また、本発明においては、燃焼器が失火状
態にあるか否かを判定する失火判定手段（３）を有し、
該失火判定手段により失火と判定されると所定の再着火
操作を行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に
おいて、失火判定手段は、温度及び回転数の２種類の特
性値で表される運転状態が予め設定された失火領域内に
あるか否かで判定を行い、温度の特性値は、ガス温度の
変化率をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して
得られ、回転数の特性値は、エンジン回転数をエンジン
入口温度で修正して得られるものとした。
態にあるか否かを判定する失火判定手段（３）を有し、
該失火判定手段により失火と判定されると所定の再着火
操作を行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に
おいて、失火判定手段は、温度及び回転数の２種類の特
性値で表される運転状態が予め設定された失火領域内に
あるか否かで判定を行い、温度の特性値は、ガス温度の
変化率をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して
得られ、回転数の特性値は、エンジン回転数をエンジン
入口温度で修正して得られるものとした。
【００１０】これによると、温度及び回転数の２種類の
特性値で表される運転状態で判定を行うことにより、簡
単な手順で失火状態と減速状態とを的確に判別すること
ができるため、失火判定に要する時間を短縮すると同時
に判定精度を高めることができる。
特性値で表される運転状態で判定を行うことにより、簡
単な手順で失火状態と減速状態とを的確に判別すること
ができるため、失火判定に要する時間を短縮すると同時
に判定精度を高めることができる。
【００１１】
【発明の実施の形態】以下に添付の図面を参照して本発
明の構成を詳細に説明する。
明の構成を詳細に説明する。
【００１２】図１は、本発明が適用されたガスタービン
エンジンの制御装置を示している。ここでは、ガスター
ビンエンジン１の燃焼器２が失火状態にあるか否かを失
火判定ブロック（失火判定手段）３にて判定し、ここで
失火と判定されると再着火条件判定ブロック（再着火条
件判定手段）４にて再着火可能な条件を判定し、ここで
求められた再着火条件に従って所定の再着火操作を行う
ようになっている。
エンジンの制御装置を示している。ここでは、ガスター
ビンエンジン１の燃焼器２が失火状態にあるか否かを失
火判定ブロック（失火判定手段）３にて判定し、ここで
失火と判定されると再着火条件判定ブロック（再着火条
件判定手段）４にて再着火可能な条件を判定し、ここで
求められた再着火条件に従って所定の再着火操作を行う
ようになっている。
【００１３】ガスタービンエンジン１は、コンプレッサ
６及び高圧タービン７を連結する高圧軸８と、低圧ター
ビン９及びファン１０を連結する低圧軸１１とを有し、
エンジン入口温度Ｔ1がエンジン入口温度検出部１２に
て検出され、エンジン入口圧Ｐ1がエンジン入口圧検出
部１３にて検出され、高圧軸８の回転数（エンジン回転
数）Ｎがエンジン回転数検出部１４にて検出され、低圧
タービン９の入口部分の温度（ガス温度）Ｔがガス温度
検出部１５にて検出される。この他、大気圧Ｐ 0が大気
圧検出部１６にて検出され、高度ＡＬＴが高度検出部１
７にて検出され、機速Ｍｎが機速検出部１８にて検出さ
れる。なお、高度ＡＬＴは大気圧Ｐ0から、機速Ｍｎは
大気圧Ｐ0及びエンジン入口圧Ｐ1からそれぞれ算出して
も良い。
６及び高圧タービン７を連結する高圧軸８と、低圧ター
ビン９及びファン１０を連結する低圧軸１１とを有し、
エンジン入口温度Ｔ1がエンジン入口温度検出部１２に
て検出され、エンジン入口圧Ｐ1がエンジン入口圧検出
部１３にて検出され、高圧軸８の回転数（エンジン回転
数）Ｎがエンジン回転数検出部１４にて検出され、低圧
タービン９の入口部分の温度（ガス温度）Ｔがガス温度
検出部１５にて検出される。この他、大気圧Ｐ 0が大気
圧検出部１６にて検出され、高度ＡＬＴが高度検出部１
７にて検出され、機速Ｍｎが機速検出部１８にて検出さ
れる。なお、高度ＡＬＴは大気圧Ｐ0から、機速Ｍｎは
大気圧Ｐ0及びエンジン入口圧Ｐ1からそれぞれ算出して
も良い。
【００１４】失火判定ブロック（失火判定手段）３で
は、図２に示すように、温度及び回転数の２種類の特性
値で表される運転状態が予め設定された失火領域内にあ
るか否かで判定を行い、温度特性値ＴＣは、温度特性値
計算部２０にて低圧タービン入口温度（ガス温度）Ｔの
導関数（変化率）Ｔｄをエンジン入口温度Ｔ1、高度Ａ
ＬＴ並びに機速Ｍｎで修正して得られ、回転数特性値Ｎ
Ｃは、回転数特性値計算ブロック２１にてエンジン回転
数Ｎをエンジン入口温度Ｔ1で修正して得られる。
は、図２に示すように、温度及び回転数の２種類の特性
値で表される運転状態が予め設定された失火領域内にあ
るか否かで判定を行い、温度特性値ＴＣは、温度特性値
計算部２０にて低圧タービン入口温度（ガス温度）Ｔの
導関数（変化率）Ｔｄをエンジン入口温度Ｔ1、高度Ａ
ＬＴ並びに機速Ｍｎで修正して得られ、回転数特性値Ｎ
Ｃは、回転数特性値計算ブロック２１にてエンジン回転
数Ｎをエンジン入口温度Ｔ1で修正して得られる。
【００１５】具体的には、温度特性値ＴＣは次式で得ら
れる。
れる。
【数１】 ここで、Ｔ1／２８８．１５はエンジン入口温度、Ｐ0／
１．０３３は高度、Ｐ1／Ｐ0は機速に基づく変量であ
る。また第２項は次式で得られる。 Ｃ（Ｍｎ，Ｔｄ）＝（−０．５９３４×Ｍｎ2−（２．３７２Ｅ-17）×Ｍｎ）× Ｔｄ＋１３．５２×Ｍｎ2 （式２）
１．０３３は高度、Ｐ1／Ｐ0は機速に基づく変量であ
る。また第２項は次式で得られる。 Ｃ（Ｍｎ，Ｔｄ）＝（−０．５９３４×Ｍｎ2−（２．３７２Ｅ-17）×Ｍｎ）× Ｔｄ＋１３．５２×Ｍｎ2 （式２）
【００１６】回転数特性値ＮＣは次式で得られる。
【数２】
【００１７】温度特性値計算部２０では、導関数計算ブ
ロック２２にてガス温度検出部１５で得た低圧タービン
入口温度Ｔをもとに、４０ｍｓ制御サイクル毎にタービ
ン入口温度導関数Ｔｄを生成する。温度特性値第１項計
算ブロック２３では、導関数計算ブロック２２で得たタ
ービン入口温度導関数Ｔｄ、エンジン入口温度検出部１
２からのエンジン入口温度Ｔ1、エンジン入口圧検出部
１３からのエンジン入口圧Ｐ1、並びに大気圧検出部１
６からの大気圧Ｐ0をもとに、式１で示される温度特性
値の第１項を算出する。温度特性値第２項計算ブロック
２４では、機速Ｍｎ、並びにタービン入口温度導関数Ｔ
ｄをもとに、式１で示される温度特性値の第２項を算出
する。加算点２５では、温度特性値第１項計算ブロック
２３で得た第１項の値と温度特性値第２項計算ブロック
２４で得た第２項の値とを加算して温度特性値ＴＣを算
出する。
ロック２２にてガス温度検出部１５で得た低圧タービン
入口温度Ｔをもとに、４０ｍｓ制御サイクル毎にタービ
ン入口温度導関数Ｔｄを生成する。温度特性値第１項計
算ブロック２３では、導関数計算ブロック２２で得たタ
ービン入口温度導関数Ｔｄ、エンジン入口温度検出部１
２からのエンジン入口温度Ｔ1、エンジン入口圧検出部
１３からのエンジン入口圧Ｐ1、並びに大気圧検出部１
６からの大気圧Ｐ0をもとに、式１で示される温度特性
値の第１項を算出する。温度特性値第２項計算ブロック
２４では、機速Ｍｎ、並びにタービン入口温度導関数Ｔ
ｄをもとに、式１で示される温度特性値の第２項を算出
する。加算点２５では、温度特性値第１項計算ブロック
２３で得た第１項の値と温度特性値第２項計算ブロック
２４で得た第２項の値とを加算して温度特性値ＴＣを算
出する。
【００１８】回転数特性値計算ブロック２１では、エン
ジン回転数検出部１４で得たエンジン回転数Ｎ、並びに
エンジン入口温度検出部１２で得たエンジン入口温度Ｔ
1をもとに式３から回転数特性値ＮＣを算出する。
ジン回転数検出部１４で得たエンジン回転数Ｎ、並びに
エンジン入口温度検出部１２で得たエンジン入口温度Ｔ
1をもとに式３から回転数特性値ＮＣを算出する。
【００１９】図２に示した失火判定ラインＬ１は、シミ
ュレーションにより得ることができる。様々なエンジン
入口条件でシミュレーションを行うと、失火の場合には
温度及び回転数の両特性値が概ね失火ラインＬ２上に集
まり、減速の場合には両特性値が概ね減速ラインＬ３上
に集まり、この失火及び減速の両ラインＬ２・Ｌ３の中
間位置に失火判定ラインＬ１を定めることで、失火と減
速との判別を精度良く行うことができる。
ュレーションにより得ることができる。様々なエンジン
入口条件でシミュレーションを行うと、失火の場合には
温度及び回転数の両特性値が概ね失火ラインＬ２上に集
まり、減速の場合には両特性値が概ね減速ラインＬ３上
に集まり、この失火及び減速の両ラインＬ２・Ｌ３の中
間位置に失火判定ラインＬ１を定めることで、失火と減
速との判別を精度良く行うことができる。
【００２０】再着火条件判定ブロック（再着火条件判定
手段）４では、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴとエンジン回転
数Ｎとに基づいて再着火可能な条件を判定する。ここで
は、図３に示すように、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴで表さ
れる飛行状態がフライトエンベロープ内に予め設定され
た３つの領域内のいずれに入るかで判定が行われ、この
３つの領域は、高い高度でエンジン回転数が着火可能性
を左右する回転数制限領域、低い機速でスタータでアシ
ストしてエンジン回転数を引き上げるスタータアシスト
操作を要とするスタータアシスト領域、並びに高い機速
でスタータアシスト操作が不要なウインドミル領域であ
る。
手段）４では、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴとエンジン回転
数Ｎとに基づいて再着火可能な条件を判定する。ここで
は、図３に示すように、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴで表さ
れる飛行状態がフライトエンベロープ内に予め設定され
た３つの領域内のいずれに入るかで判定が行われ、この
３つの領域は、高い高度でエンジン回転数が着火可能性
を左右する回転数制限領域、低い機速でスタータでアシ
ストしてエンジン回転数を引き上げるスタータアシスト
操作を要とするスタータアシスト領域、並びに高い機速
でスタータアシスト操作が不要なウインドミル領域であ
る。
【００２１】回転数制限領域とウインドミル領域及びス
タータアシスト領域との境界となる判定ラインＬ４は、
燃焼器単独の着火条件、すなわち燃焼器の入口条件（入
口圧力及び入口空気温度）と、空気流量を左右するエン
ジン回転数とから一律的に定まるものであり、判定ライ
ンＬ４より高い高度の領域（回転数制限領域）ではエン
ジン回転数Ｎが着火可能性を左右し、エンジン回転数Ｎ
が所定の値を下回る場合には再着火が不能である。判定
ラインＬ４より低い高度の領域（ウインドミル領域及び
スタータアシスト領域）では、燃焼器単独では常時着火
可能である。
タータアシスト領域との境界となる判定ラインＬ４は、
燃焼器単独の着火条件、すなわち燃焼器の入口条件（入
口圧力及び入口空気温度）と、空気流量を左右するエン
ジン回転数とから一律的に定まるものであり、判定ライ
ンＬ４より高い高度の領域（回転数制限領域）ではエン
ジン回転数Ｎが着火可能性を左右し、エンジン回転数Ｎ
が所定の値を下回る場合には再着火が不能である。判定
ラインＬ４より低い高度の領域（ウインドミル領域及び
スタータアシスト領域）では、燃焼器単独では常時着火
可能である。
【００２２】他方、ウインドミル領域とスタータアシス
ト領域との境界となる判定ラインＬ５は、燃料ポンプの
吐出条件及び燃料ノズルの流量条件により定まるもので
ある。燃焼器で常時着火可能でも燃料ポンプの吐出量が
不足すると着火不能となり、さらに着火流量を燃料ポン
プが吐出可能な状態でも、燃料ノズルで十分微粒化し得
る燃料流量が得られないと着火することができない。そ
して燃料ポンプの吐出量はエンジン回転数で一律的に定
まるため、着火可能な吐出量の下限となるエンジン回転
数に対応した判定ラインＬ５より機速が高い領域（ウイ
ンドミル領域）ではウインドミルで所要のエンジン回転
数が得られるために常時着火可能であり、判定ラインＬ
５より機速が低い領域（スタータアシスト領域）ではウ
インドミルで所要のエンジン回転数を得られず、スター
タアシストでエンジン回転数を引き上げるスタータアシ
スト操作が必要になる。
ト領域との境界となる判定ラインＬ５は、燃料ポンプの
吐出条件及び燃料ノズルの流量条件により定まるもので
ある。燃焼器で常時着火可能でも燃料ポンプの吐出量が
不足すると着火不能となり、さらに着火流量を燃料ポン
プが吐出可能な状態でも、燃料ノズルで十分微粒化し得
る燃料流量が得られないと着火することができない。そ
して燃料ポンプの吐出量はエンジン回転数で一律的に定
まるため、着火可能な吐出量の下限となるエンジン回転
数に対応した判定ラインＬ５より機速が高い領域（ウイ
ンドミル領域）ではウインドミルで所要のエンジン回転
数が得られるために常時着火可能であり、判定ラインＬ
５より機速が低い領域（スタータアシスト領域）ではウ
インドミルで所要のエンジン回転数を得られず、スター
タアシストでエンジン回転数を引き上げるスタータアシ
スト操作が必要になる。
【００２３】以上の失火判定及び再着火条件判定とこれ
に続いて行われる再着火操作とは、図４に示す手順で行
えば良い。まず、タービン入口温度Ｔ、エンジン入口温
度Ｔ 1、エンジン入口圧Ｐ1、大気圧Ｐ0、機速Ｍｎを検
出し（ステップ１）、これらに基づいて前記の手順で失
火判定を行う（ステップ２）。ここで失火なしと判定さ
れるとステップ１に戻り、失火ありと判定されると燃料
流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の燃焼器
２への流入を遮断する（ステップ３）。
に続いて行われる再着火操作とは、図４に示す手順で行
えば良い。まず、タービン入口温度Ｔ、エンジン入口温
度Ｔ 1、エンジン入口圧Ｐ1、大気圧Ｐ0、機速Ｍｎを検
出し（ステップ１）、これらに基づいて前記の手順で失
火判定を行う（ステップ２）。ここで失火なしと判定さ
れるとステップ１に戻り、失火ありと判定されると燃料
流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の燃焼器
２への流入を遮断する（ステップ３）。
【００２４】ついで機速Ｍｎ、高度ＡＬＴ、エンジン回
転数Ｎを検出し（ステップ４）、これらに基づいて前記
の手順で再着火条件判定を行う（ステップ５）。ここで
飛行状態が回転数制限領域にあり、かつエンジン回転数
Ｎが所定の下限値を下回るために再着火不能と判定され
ると、警告を表示してパイロットに高度を下げるなどの
所要の操作を促す（ステップ６）。
転数Ｎを検出し（ステップ４）、これらに基づいて前記
の手順で再着火条件判定を行う（ステップ５）。ここで
飛行状態が回転数制限領域にあり、かつエンジン回転数
Ｎが所定の下限値を下回るために再着火不能と判定され
ると、警告を表示してパイロットに高度を下げるなどの
所要の操作を促す（ステップ６）。
【００２５】ステップ５で、飛行状態がウインドミル領
域にあるか、あるいは飛行状態が回転数制限領域にあ
り、かつエンジン回転数Ｎが所定の下限値を上回るた
め、ウインドミルスタートと判定されると、点火制御器
２８にて点火プラグ２９を作動させ（ステップ７）、燃
料流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の供給
を開始した後（ステップ８）、点火プラグ２９の作動を
停止する（ステップ９）。
域にあるか、あるいは飛行状態が回転数制限領域にあ
り、かつエンジン回転数Ｎが所定の下限値を上回るた
め、ウインドミルスタートと判定されると、点火制御器
２８にて点火プラグ２９を作動させ（ステップ７）、燃
料流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の供給
を開始した後（ステップ８）、点火プラグ２９の作動を
停止する（ステップ９）。
【００２６】ステップ５で、飛行状態がスタータアシス
ト領域にあり、スタータアシストスタートと判定される
と、スタータ制御器３０にてスタータ３１を作動させた
上で（ステップ１０）、点火制御器２８にて点火プラグ
２９を作動させ（ステップ１１）、燃料流量制御器２６
にて制御弁２７を操作して燃料の供給を開始した後（ス
テップ１２）、点火プラグ２９の作動を停止し（ステッ
プ１３）、スタータ３１の作動を停止する（ステップ１
４）。
ト領域にあり、スタータアシストスタートと判定される
と、スタータ制御器３０にてスタータ３１を作動させた
上で（ステップ１０）、点火制御器２８にて点火プラグ
２９を作動させ（ステップ１１）、燃料流量制御器２６
にて制御弁２７を操作して燃料の供給を開始した後（ス
テップ１２）、点火プラグ２９の作動を停止し（ステッ
プ１３）、スタータ３１の作動を停止する（ステップ１
４）。
【００２７】なお、飛行状態がスタータアシスト領域に
あっても、実際にはエンジン回転数Ｎが所定の下限値
（例えば３０００ｒｐｍ）を越える場合があり、この場
合、スタータアシスト操作を行うことなく再着火するこ
とが可能であるため、前記のウインドミルスタートと同
一の手順で再着火操作を行えば良い。
あっても、実際にはエンジン回転数Ｎが所定の下限値
（例えば３０００ｒｐｍ）を越える場合があり、この場
合、スタータアシスト操作を行うことなく再着火するこ
とが可能であるため、前記のウインドミルスタートと同
一の手順で再着火操作を行えば良い。
【００２８】
【発明の効果】このように本発明によれば、再着火条件
判定手段により失火判定後に即座に適切な再着火条件に
従って再着火操作を行うため、再着火が可能な時期を逸
することなく確実に再着火することが可能になる。ま
た、ガス温度の変化率（導関数）をエンジン入口温度、
高度並びに機速で修正して得られる温度特性値と、エン
ジン回転数をエンジン入口温度で修正して得られる回転
数特性値とを用いて判定を行うため、飛行条件やエンジ
ンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精
度良く行うことができる。
判定手段により失火判定後に即座に適切な再着火条件に
従って再着火操作を行うため、再着火が可能な時期を逸
することなく確実に再着火することが可能になる。ま
た、ガス温度の変化率（導関数）をエンジン入口温度、
高度並びに機速で修正して得られる温度特性値と、エン
ジン回転数をエンジン入口温度で修正して得られる回転
数特性値とを用いて判定を行うため、飛行条件やエンジ
ンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精
度良く行うことができる。
【図１】本発明による航空機用ガスタービンエンジンの
制御装置を示すブロック図。
制御装置を示すブロック図。
【図２】本発明による失火判定の基準となる領域を示す
グラフ。
グラフ。
【図３】本発明による再着火条件判定の基準となる領域
を示すグラフ。
を示すグラフ。
【図４】本発明による制御の手順を示す流れ図。
１ ガスタービンエンジン ２ 燃焼器 ３ 失火判定ブロック（失火判定手段） ４ 再着火条件判定ブロック（再着火条件判定手段） ７ 高圧タービン ８ 高圧軸 ９ 低圧タービン １１ 低圧軸 １２ エンジン入口温度検出部 １３ エンジン入口圧検出部 １４ エンジン回転数検出部 １５ ガス温度検出部 ２０ 温度特性値計算部 ２１ 回転数特性値計算ブロック ３１ スタータ
Claims (3)
- 【請求項１】 燃焼器が失火状態にあるか否かを判定
する失火判定手段を有し、該失火判定手段により失火と
判定されると所定の再着火操作を行う航空機用ガスター
ビンエンジンの制御装置であって、 前記失火判定手段にて失火と判定されると少なくとも機
速及び高度に基づいて再着火可能な条件を判定する再着
火条件判定手段を有し、該再着火条件判定手段により求
められた再着火条件に従って前記再着火操作を行うよう
にした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。 - 【請求項２】 前記再着火条件判定手段は、機速及び
高度で表される飛行状態がフライトエンベロープ内に予
め設定された複数の領域のいずれに入るかで判定が行わ
れ、該複数の領域は、高い高度でエンジン回転数が着火
可能性を左右する回転数制限領域、低い機速でスタータ
でアシストしてエンジン回転数を引き上げるスタータア
シスト操作を要するスタータアシスト領域、並びに高い
機速で前記スタータアシスト操作が不要なウインドミル
領域であることを特徴とする請求項１に記載の航空機用
ガスタービンエンジンの制御装置。 - 【請求項３】 燃焼器が失火状態にあるか否かを判定
する失火判定手段を有し、該失火判定手段により失火と
判定されると所定の再着火操作を行う航空機用ガスター
ビンエンジンの制御装置であって、 前記失火判定手段は、温度及び回転数の２種類の特性値
で表される運転状態が予め設定された失火領域内にある
か否かで判定を行い、前記温度の特性値は、ガス温度の
変化率をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して
得られ、前記回転数の特性値は、エンジン回転数をエン
ジン入口温度で修正して得られ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。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000301947A JP4430220B2 (ja) | 2000-10-02 | 2000-10-02 | 航空機用ガスタービンエンジンの制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000301947A JP4430220B2 (ja) | 2000-10-02 | 2000-10-02 | 航空機用ガスタービンエンジンの制御装置 |
Related Child Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2009219582A Division JP4831586B2 (ja) | 2009-09-24 | 2009-09-24 | 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 |
|---|---|
| JP2002106363A true JP2002106363A (ja) | 2002-04-10 |
| JP4430220B2 JP4430220B2 (ja) | 2010-03-10 |
Family
ID=18783396
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000301947A Expired - Lifetime JP4430220B2 (ja) | 2000-10-02 | 2000-10-02 | 航空機用ガスタービンエンジンの制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4430220B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2011074791A (ja) * | 2009-09-29 | 2011-04-14 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジン |
| JP2012013008A (ja) * | 2010-07-01 | 2012-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 超音速燃焼器の着火方法及び着火制御装置 |
| JP2013508604A (ja) * | 2009-10-19 | 2013-03-07 | ターボメカ | タービンエンジンの燃焼室の非フレームアウト試験 |
| CN114893302A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-08-12 | 北京动力机械研究所 | 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法 |
| WO2023243434A1 (ja) * | 2022-06-14 | 2023-12-21 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 水素燃焼器、水素燃焼器システム、ジェットエンジン、及び発電装置 |
-
2000
- 2000-10-02 JP JP2000301947A patent/JP4430220B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (7)
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| US8483988B2 (en) | 2009-09-29 | 2013-07-09 | Honda Motor Co., Ltd. | Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine |
| JP2013508604A (ja) * | 2009-10-19 | 2013-03-07 | ターボメカ | タービンエンジンの燃焼室の非フレームアウト試験 |
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| CN114893302A (zh) * | 2022-04-14 | 2022-08-12 | 北京动力机械研究所 | 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法 |
| CN114893302B (zh) * | 2022-04-14 | 2023-10-17 | 北京动力机械研究所 | 一种小型涡扇发动机转速判故方法及冗余控制方法 |
| WO2023243434A1 (ja) * | 2022-06-14 | 2023-12-21 | 国立研究開発法人宇宙航空研究開発機構 | 水素燃焼器、水素燃焼器システム、ジェットエンジン、及び発電装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4430220B2 (ja) | 2010-03-10 |
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