JP2002106364A - ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 - Google Patents
ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法Info
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- JP2002106364A JP2002106364A JP2000299382A JP2000299382A JP2002106364A JP 2002106364 A JP2002106364 A JP 2002106364A JP 2000299382 A JP2000299382 A JP 2000299382A JP 2000299382 A JP2000299382 A JP 2000299382A JP 2002106364 A JP2002106364 A JP 2002106364A
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- temperature
- engine
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Abstract
(57)【要約】
【課題】 ガスタービンエンジンのタービン入口温度を
推定する方法を、センサの配置が容易でかつ測定温度が
低い部位の温度をもとにして高精度な推定が可能なよう
に構成する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン１のタービン入口
温度を推定するにあたり、低圧軸７の回転数（エンジン
回転数）Ｎを回転数検出部８で測定すると共に、低圧タ
ービン５の出口部分の温度（タービン出口温度）ＴEGを
温度検出部９で測定し、補正値計算ブロック１１にてエ
ンジン回転数Ｎに基づいて算出された補正値をタービン
出口温度ＴEGに上乗せして、高圧タービン３の入口部分
１２の温度（タービン入口温度）ＴTIを算出する。
推定する方法を、センサの配置が容易でかつ測定温度が
低い部位の温度をもとにして高精度な推定が可能なよう
に構成する。 【解決手段】 ガスタービンエンジン１のタービン入口
温度を推定するにあたり、低圧軸７の回転数（エンジン
回転数）Ｎを回転数検出部８で測定すると共に、低圧タ
ービン５の出口部分の温度（タービン出口温度）ＴEGを
温度検出部９で測定し、補正値計算ブロック１１にてエ
ンジン回転数Ｎに基づいて算出された補正値をタービン
出口温度ＴEGに上乗せして、高圧タービン３の入口部分
１２の温度（タービン入口温度）ＴTIを算出する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービンエン
ジンにおいてタービンの入口部分の温度を推定する方法
に関するものである。
ジンにおいてタービンの入口部分の温度を推定する方法
に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】ガスタービンエンジンにおいては、エン
ジン寿命に大きな影響を及ぼすタービンの過温度を避け
るため、タービン入口部分の温度を常時監視することが
望ましいが、このタービン入口温度は極めて高温（１０
００℃以上）となるために実測することが困難である。
そこで、従来、測定可能な他の部位の温度、具体的には
タービン出口温度（排気温度）などからタービン入口温
度を推定する方法が採用されている（特開昭６４−３２
０２６号公報参照）。
ジン寿命に大きな影響を及ぼすタービンの過温度を避け
るため、タービン入口部分の温度を常時監視することが
望ましいが、このタービン入口温度は極めて高温（１０
００℃以上）となるために実測することが困難である。
そこで、従来、測定可能な他の部位の温度、具体的には
タービン出口温度（排気温度）などからタービン入口温
度を推定する方法が採用されている（特開昭６４−３２
０２６号公報参照）。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】ところが、複軸式のガ
スタービンエンジンにおいて低圧側のタービン出口温度
（排気温度）から高圧側のタービン入口温度を推定する
方法では、飛行条件（高度及び機速）に応じて高圧軸及
び低圧軸の両回転数の相関関係が変化すると、高圧側の
タービン入口温度と低圧側のタービン出口温度との相関
関係も変化するため、推定精度が低下する不都合が生じ
る。
スタービンエンジンにおいて低圧側のタービン出口温度
（排気温度）から高圧側のタービン入口温度を推定する
方法では、飛行条件（高度及び機速）に応じて高圧軸及
び低圧軸の両回転数の相関関係が変化すると、高圧側の
タービン入口温度と低圧側のタービン出口温度との相関
関係も変化するため、推定精度が低下する不都合が生じ
る。
【０００４】これに対して、低圧側のタービン入口温度
をもとに高圧側のタービン入口温度の推定を行うように
すると、推定精度を高めることが可能になる。しかしな
がら、低圧側のタービン入口温度を測定するセンサは、
周辺部品による制約から容易に配置し得るものではな
く、しかも測定温度が比較的高いために寿命が短くなる
不都合が生じる。
をもとに高圧側のタービン入口温度の推定を行うように
すると、推定精度を高めることが可能になる。しかしな
がら、低圧側のタービン入口温度を測定するセンサは、
周辺部品による制約から容易に配置し得るものではな
く、しかも測定温度が比較的高いために寿命が短くなる
不都合が生じる。
【０００５】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、その主な目的は、
センサの配置が容易でかつ測定温度が低い部位の温度を
もとにして高精度な推定が可能なように構成されたガス
タービンエンジンのタービン入口温度推定方法を提供す
ることにある。
解消するべく案出されたものであり、その主な目的は、
センサの配置が容易でかつ測定温度が低い部位の温度を
もとにして高精度な推定が可能なように構成されたガス
タービンエンジンのタービン入口温度推定方法を提供す
ることにある。
【０００６】
【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、ガスタービンエンジンのタ
ービン（３）の入口部分（１２）の温度（タービン入口
温度）を推定するにあたり、タービン出口温度及びエン
ジン回転数を測定し、このエンジン回転数に基づく補正
値をタービン出口温度に上乗せしてタービン入口温度を
算出するものとした。
ために、本発明においては、ガスタービンエンジンのタ
ービン（３）の入口部分（１２）の温度（タービン入口
温度）を推定するにあたり、タービン出口温度及びエン
ジン回転数を測定し、このエンジン回転数に基づく補正
値をタービン出口温度に上乗せしてタービン入口温度を
算出するものとした。
【０００７】これによると、タービン入口温度とタービ
ン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動
要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を
高めることができる。しかも実測を要する量が、タービ
ン出口温度及びエンジン回転数で済み、いずれもセンサ
の配置が容易で、かつ測定温度が低いのでセンサの寿命
も十分に長くなる。特に航空機に適用する場合には、す
べてのフライトエンベロープで高精度な推定が可能とな
る。
ン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動
要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を
高めることができる。しかも実測を要する量が、タービ
ン出口温度及びエンジン回転数で済み、いずれもセンサ
の配置が容易で、かつ測定温度が低いのでセンサの寿命
も十分に長くなる。特に航空機に適用する場合には、す
べてのフライトエンベロープで高精度な推定が可能とな
る。
【０００８】特に、ガスタービンエンジンが複数の回転
軸を有する場合、この複数の回転軸のうちの低圧側の回
転軸（７）の回転数をエンジン回転数とすると良い。こ
れによると、低圧側のタービン入口温度をもとにした推
定方法と同等の推定精度が得られる。この場合、推定対
象となるタービン入口温度は高圧側のタービン入口温度
であり、測定対象となるタービン出口温度は低圧側のタ
ービン出口温度（排気温度）である。
軸を有する場合、この複数の回転軸のうちの低圧側の回
転軸（７）の回転数をエンジン回転数とすると良い。こ
れによると、低圧側のタービン入口温度をもとにした推
定方法と同等の推定精度が得られる。この場合、推定対
象となるタービン入口温度は高圧側のタービン入口温度
であり、測定対象となるタービン出口温度は低圧側のタ
ービン出口温度（排気温度）である。
【０００９】なお、ここで得られたタービン入口温度
は、タービンの過温度を回避するための燃料流量の制御
や回転数の制御などのタービン入口温度に基づいた各種
の制御に用いる他、メンテナンス時期の判定など、多様
な用途に用いることができる。
は、タービンの過温度を回避するための燃料流量の制御
や回転数の制御などのタービン入口温度に基づいた各種
の制御に用いる他、メンテナンス時期の判定など、多様
な用途に用いることができる。
【００１０】
【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。
【００１１】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が、コンプレッサ２及び高圧タービン３
を連結する高圧軸４と、低圧タービン５及びファン６を
連結する低圧軸７とを有し、低圧軸７の回転数（エンジ
ン回転数）Ｎを回転数検出部８で測定すると共に、低圧
タービン５の出口部分の温度（タービン出口温度）ＴEG
を温度検出部９で測定し、補正値計算ブロック１１にて
エンジン回転数Ｎに基づいて算出された補正値ΔＴをタ
ービン出口温度ＴEGに上乗せして、高圧タービン３の入
口部分１２の温度（タービン入口温度）ＴTIを算出する
ようになっている。これにより得られたタービン入口温
度ＴTIは、燃料流量制御器１５において燃料流量の制御
に用いられる。
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が、コンプレッサ２及び高圧タービン３
を連結する高圧軸４と、低圧タービン５及びファン６を
連結する低圧軸７とを有し、低圧軸７の回転数（エンジ
ン回転数）Ｎを回転数検出部８で測定すると共に、低圧
タービン５の出口部分の温度（タービン出口温度）ＴEG
を温度検出部９で測定し、補正値計算ブロック１１にて
エンジン回転数Ｎに基づいて算出された補正値ΔＴをタ
ービン出口温度ＴEGに上乗せして、高圧タービン３の入
口部分１２の温度（タービン入口温度）ＴTIを算出する
ようになっている。これにより得られたタービン入口温
度ＴTIは、燃料流量制御器１５において燃料流量の制御
に用いられる。
【００１２】補正値計算ブロック１１にて算出される補
正値ΔＴは、エンジン回転数Ｎに比例して増減し、エン
ジン回転数Ｎに所定の比例定数を乗じた値に所定の定数
を加えることで得られ、タービン入口温度ＴTIは次式で
示すことができる。 ＴTI＝ＴEG＋ａ・Ｎ＋ｂ （式１） ここで、補正値ΔＴは（ａ・Ｎ＋ｂ）で表されており、
定数ａ及びｂは実験あるいはシミュレーションにより得
ることができる。
正値ΔＴは、エンジン回転数Ｎに比例して増減し、エン
ジン回転数Ｎに所定の比例定数を乗じた値に所定の定数
を加えることで得られ、タービン入口温度ＴTIは次式で
示すことができる。 ＴTI＝ＴEG＋ａ・Ｎ＋ｂ （式１） ここで、補正値ΔＴは（ａ・Ｎ＋ｂ）で表されており、
定数ａ及びｂは実験あるいはシミュレーションにより得
ることができる。
【００１３】補正値計算ブロック１１では、回転数検出
部８で得られたエンジン回転数Ｎをもとにして、４０ｍ
ｓ制御サイクル毎に補正値（ａ・Ｎ＋ｂ）を生成する。
加算点１４では、温度検出部９で得られたタービン出口
温度ＴEGに、補正値計算ブロック１１で得た補正値ΔＴ
を加えてタービン入口温度ＴTIを生成する。
部８で得られたエンジン回転数Ｎをもとにして、４０ｍ
ｓ制御サイクル毎に補正値（ａ・Ｎ＋ｂ）を生成する。
加算点１４では、温度検出部９で得られたタービン出口
温度ＴEGに、補正値計算ブロック１１で得た補正値ΔＴ
を加えてタービン入口温度ＴTIを生成する。
【００１４】燃料流量制御器１５では、加算点１４から
のタービン入口温度ＴTIをもとにして、このタービン入
口温度ＴTIが予め設定された上限値を超えないように燃
料計量弁１６を操作して燃焼器１７に送られる燃料流量
が調整される。
のタービン入口温度ＴTIをもとにして、このタービン入
口温度ＴTIが予め設定された上限値を超えないように燃
料計量弁１６を操作して燃焼器１７に送られる燃料流量
が調整される。
【００１５】図２は、タービン入口温度ＴTIが１０５５
℃のときのエンジン回転数Ｎとタービン出口温度ＴEGと
の関係を示している。図中の直線が示す式は、次のよう
に表すことができる。 ＴTI＝ＴEG−（−０．０１７９・Ｎ＋８７８．７）＋１０５５ （式２） これより式１中の定数ａ及びｂは次のように定めれば良
い。 ａ＝０．０１７９×１０５５ ｂ＝−８７８．７×１０５５
℃のときのエンジン回転数Ｎとタービン出口温度ＴEGと
の関係を示している。図中の直線が示す式は、次のよう
に表すことができる。 ＴTI＝ＴEG−（−０．０１７９・Ｎ＋８７８．７）＋１０５５ （式２） これより式１中の定数ａ及びｂは次のように定めれば良
い。 ａ＝０．０１７９×１０５５ ｂ＝−８７８．７×１０５５
【００１６】
【実施例】図３は、図４に示すフライトエンベロープ内
の各ポイントでの推定精度を示している。比較例１は、
低圧タービン５の入口部分の温度ＴLPをもとに次式によ
り推定したものである。 ＴTI＝ＴLP＋３０１ 比較例２は、タービン出口温度（排気温度）ＴEGをもと
に次式により推定したものである。 ＴTI＝ＴEG＋４９１ 図３から明らかなように、本発明による実施例はすべて
のフライトエンベロープポイントで高精度な推定が可能
であり、特に比較例１に示した低圧タービン側のタービ
ン入口温度による推定方法と同等の精度を得ることがで
きる。
の各ポイントでの推定精度を示している。比較例１は、
低圧タービン５の入口部分の温度ＴLPをもとに次式によ
り推定したものである。 ＴTI＝ＴLP＋３０１ 比較例２は、タービン出口温度（排気温度）ＴEGをもと
に次式により推定したものである。 ＴTI＝ＴEG＋４９１ 図３から明らかなように、本発明による実施例はすべて
のフライトエンベロープポイントで高精度な推定が可能
であり、特に比較例１に示した低圧タービン側のタービ
ン入口温度による推定方法と同等の精度を得ることがで
きる。
【００１７】
【発明の効果】このように本発明によれば、タービン入
口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回
転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温
度の推定精度を高める上に顕著な効果が得られる。しか
も実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回
転数で済み、センサ配置が容易になると共に測定温度が
低いのでセンサの寿命が長くなる利点が得られる。
口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回
転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温
度の推定精度を高める上に顕著な効果が得られる。しか
も実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回
転数で済み、センサ配置が容易になると共に測定温度が
低いのでセンサの寿命が長くなる利点が得られる。
【図１】本発明によるタービン入口温度推定方法が適用
されたガスタービンエンジンの制御装置を示すブロック
図。
されたガスタービンエンジンの制御装置を示すブロック
図。
【図２】エンジン回転数とタービン出口温度との関係を
示すグラフ。
示すグラフ。
【図３】フライトエンベロープポイント毎の推定精度を
示すグラフ。
示すグラフ。
【図４】図３のフライトエンベロープポイントを示すグ
ラフ。
ラフ。
１ ガスタービンエンジン ３ 高圧タービン ４ 高圧軸 ５ 低圧タービン ７ 低圧軸 ８ 回転数検出部 ９ 温度検出部 １１ 補正値計算ブロック １２ タービン入口部分
Claims (2)
- 【請求項１】 タービン出口温度及びエンジン回転数
を測定し、該エンジン回転数に基づく補正値を前記ター
ビン出口温度に上乗せしてタービン入口温度を算出する
ことを特徴とするガスタービンエンジンのタービン入口
温度推定方法。 - 【請求項２】 当該ガスタービンエンジンが複数の回
転軸を有し、該複数の回転軸のうちの低圧側の回転軸の
回転数を前記エンジン回転数とすることを特徴とする請
求項１に記載のガスタービンエンジンのタービン入口温
度推定方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000299382A JP4527257B2 (ja) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2000299382A JP4527257B2 (ja) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2002106364A true JP2002106364A (ja) | 2002-04-10 |
| JP4527257B2 JP4527257B2 (ja) | 2010-08-18 |
Family
ID=18781193
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2000299382A Expired - Lifetime JP4527257B2 (ja) | 2000-09-29 | 2000-09-29 | ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4527257B2 (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004019576A (ja) * | 2002-06-18 | 2004-01-22 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | コジェネレーションプラントの制御装置 |
| 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 |
| JP2012062833A (ja) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置 |
| JP2012167550A (ja) * | 2011-02-09 | 2012-09-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 異常検出装置 |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54137510A (en) * | 1978-04-19 | 1979-10-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine inlet temperature estimation circuit |
| JPH0237120A (ja) * | 1988-07-27 | 1990-02-07 | Toyota Motor Corp | 二軸式ガスタービン機関の制御装置 |
-
2000
- 2000-09-29 JP JP2000299382A patent/JP4527257B2/ja not_active Expired - Lifetime
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS54137510A (en) * | 1978-04-19 | 1979-10-25 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gas turbine inlet temperature estimation circuit |
| JPH0237120A (ja) * | 1988-07-27 | 1990-02-07 | Toyota Motor Corp | 二軸式ガスタービン機関の制御装置 |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2004019576A (ja) * | 2002-06-18 | 2004-01-22 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | コジェネレーションプラントの制御装置 |
| 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 |
| US8483988B2 (en) | 2009-09-29 | 2013-07-09 | Honda Motor Co., Ltd. | Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine |
| JP2012062833A (ja) * | 2010-09-16 | 2012-03-29 | Honda Motor Co Ltd | 航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置 |
| US8731798B2 (en) | 2010-09-16 | 2014-05-20 | Honda Motor Co., Ltd. | Temperature estimation apparatus for aeroplane gas turbine engine |
| JP2012167550A (ja) * | 2011-02-09 | 2012-09-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 異常検出装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4527257B2 (ja) | 2010-08-18 |
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