JP2005509794A5 - - Google Patents

Description

ガスタービンエンジン制御システムに加速計画を適用するための方法および装置

関連出願の相互参照
本出願は発明の名称“ガスタービンエンジン制御システムのための適用加速計画”として2001年11月15日出願された、米国仮特許出願第60/335,387号に対する優先権を主張する。この出願はその全てが参照によってここに取り入れられる。

政府保有権利の陳述
米国政府は本発明に対する支払いを完了した実施権と、米国陸軍省によって決定された条項DAAH10-99-2-0005で規定される、正当な条件で特許所有者に第三者に実施権を許諾することを要求する、限定された状況下の権利とを有する。

発明の背景
１． 発明の分野
本開示はガスタービンエンジンに使用される制御装置に係り、より詳しくは、航空機コンピュータの非揮発性メモリに記憶させた加速計画を適用することでエンジンサージ現象を防ぐシステムを備えたヘリコプター用制御装置に関する。

２． 関連技術の背景
ガスタービンエンジンの運転中、“サージ”として知られる状態に直面することがある。一般にエンジンサージとは圧縮機動翼速度と吸込み空気との間の不適合と認識されている。このエンジンサージは、典型的にはエンジン失速に至る不具合の前兆である。エンジンサージは大きい突発性の出力損失、空気の圧力損失、温度上昇および機械的振動によって特徴付けられる。この機械的振動は温度上昇も加わりガスタービンエンジン、特にタービン動翼にかなりの応力を生じさせる。エンジンサージは他の運転条件のもとでも生じているが、加速中に起こることが最も多い。

エンジンサージ現象を確実に生じさせない、従来の試みは航空機の飛行制御用計算機に記憶された燃料流量割合あるいは加速計画を確立することに努力を集中してきた。加速計画は、従来エンジン製造者によって提供され、長い時間をかけて開発される。この加速計画は燃料流量を調節することで、エンジンに生じるサージ、失速、過熱を防ぐことができる。この加速計画はエンジンの運転特性の関数であり、従って、特定のエンジンモデルに特有あるいは固有のものである。この加速計画は、典型的には検出された速度発電機速度（NG）と、エンジン入口空気温度と圧力との関数としての速度発電機速度要求変化率（NDOT_Demand）を表わす。この計画は線形でなく複素形である。計画が複素形であるのはエンジンが圧縮機の失速状態では部分的に運転しないようにする必要があるためである。

それゆえ、例えば、従来技術の燃料制御が加速計画を用いて予めプログラムされるものとすれば、燃料流量が計画通りの要求に従って維持されていれば、理論的にはエンジンはサージを伴わないで加速される。注目すべきはサージに陥った状態で燃料が過剰にエンジンに分配されるのであれば、エンジンは確実にサージ状態に留まるか、あるいは複合サージに見舞われるという、ことである。従って、先行技術の制御装置は、典型的にはサージ限界として知られる安全率を有する。このサージ限界は加速計画を導く際に考慮され、エンジンはサージが起こる前に、予め決められた割合の追加燃料流量を受け入れることができる。

エンジン制御は新しいエンジンの運転特性を得るために設計され、その特性を実際に果たすことが可能である。しかし、エンジン及び/又は付属する燃料計量システムの特性は、システムが年月を経たとき、時間と共に変化する。従って、加速計画及び/又はサージ限界が最初のうちは妥当な値であっても、エンジン及び/又は燃料制御の性能低下が生じたときはもはやエンジンがサージを発生しないという、保証はない。

モリソン（Morrison）に付与された米国特許第4,490,791号明細書は、加速計画を変更あるいは適合することで経時的な部材の摩耗に適応する従来のシステムおよび方法を開示している。サージに直面した場合、加速計画はエンジンサージに応じてサージ限界をそれまでよりも上げて適用区分がより低い値に又は徐々に減らされる。ここに開示されたシステムはサージ中、圧縮機出口圧力の減少率を感知し、サージ限界を上げるために予めプログラムされた燃料流量のための加速計画を変更する。それゆえ、メモリ内に記憶された加速計画の限界点にそれぞれに対応する、“変更子”の記憶された適用加速計画が与えられる。この変更子は初期には１に等しい目盛係数である。

しかし、サージに直面した場合、加速計画の限界点に対応する変更子はサージが検出される都度、予め選択された比率で徐々に減らされる。加速計画から与えられる燃料流量についての情報は変更子で乗算され、その結果、検出されたサージに続くそれ以後の加速はサージ点周辺の修正された僅かな速度域内で修正される。

加速計画を適用する別のシステムおよび方法は2002年7月12日に出願された発明の名称“エンジンサージ識別方法”、米国特許出願番号第10/194,811号に開示される。この明細書の開示はその全てが参照によってここに取り入れられる。ここに開示されたシステムは加速計画を適用したときのいつわりのエンジンサージと真のエンジンサージとを識別する。

従来技術による装置は多くのサージ現象が発生するのを防ぐことが可能であるが、加速計画を適用することで起こるエンジンの応答遅れを殆ど考慮しない。結果として、航空機は飛行に用いられた後、典型的にはメンテナンスのために着陸し、エンジンは航空機が飛行可能と宣せられる前に、修理される。

従って、将来のサージ現象を防ぐために加速計画を変更し、エンジン応答時間に与える影響を最小に保ち、これにより航空機が次回の計画されるメンテナンス時期まで飛行することができ、さらに、修理時間を減少するという、取り組みが必要になる。

発明の概要
本発明の開示はエンジン応答時間に与える影響を最小に保ちながら、エンジンサージ現象が発生するのを防ぐために航空機コンピュータの非揮発性メモリに記憶された加速計画を適用するエンジンサージ回避システムおよび方法に関する。ここに開示されたサージ回避装置および方法はこの目的のためにNDOT 計画および中間圧縮機（P_2.5）抽気計画の双方を最も好ましい態様で適用することにより達成される。

本発明の好ましい実施例に従って初期サージ後のガスタービンエンジンに生じるサージ現象を防ぐ方法が開示される。ガスタービンエンジンは、典型的には順次流体連通している低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービンおよび低圧タービンを備える。本発明方法はガスタービンエンジンの過渡限界温度を確定し、燃焼器出口ガス温度を算定することを含む。次に、算定された燃焼器出口ガス温度は確定された過渡限界温度と比較される。算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度より低い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために低圧圧縮機抽出空気流量割合計画が変更される。これに代わる方法では、燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度より高い場合、エンジンサージ回避限界を修正するためにエンジン燃料流量割合計画が変更される。

ここに開示される方法は、さらに燃焼器出口ガス温度をエンジンハウジングに動作可能に取り付けられたセンサ手段を用いて測定する過程を含むことを想定する。これに代わる方法では、本発明方法は、さらに複数のエンジン運転パラメータを測定し、熱力学的エンジンモデルと複数のエンジン運転パラメータを用いて燃焼器出口ガス温度を算定することを含むようにしてもよい。複数の運転パラメータは、これに限られないが、構成要素の運転温度、構成要素の入口および出口空気/ガス温度又は圧力、シャフト、軸受速度又はギア回転速度およびエンジンシャフトトルクのようなパラメータを含む。このエンジンモデルは測定された運転パラメータに基づく構成要素の効率と未知の運転パラメータを算定するように適用し、かつ使用することができる。

現状では、エンジン燃料流量計画を変更する前に、算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度より高い場合、燃料流量計画に従って最大許容修正値が確定され、燃料流量計画に従って最大許容修正値が満たされたか、否かについて決定されることを想定する。この最大許容修正値が満たされた場合、低圧圧縮機抽出空気流量割合計画はエンジンサージ限界を修正するために変更される。

エンジン燃料流量割合計画を変更する過程は算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度より高い場合、エンジンコアシャフト速度を算定することを含む。

好ましくは、低圧圧縮機抽出空気流量計画は低圧圧縮機シャフト速度の全範囲にわたって抽気弁の開度を規定する。さらに、燃料流量計画はエンジンコアシャフト速度の全範囲にわたってエンジンコアシャフトの加速率を規定する。代表的な実施例では、エンジンの加速率とコアシャフト速度は低圧圧縮機入口空気温度に基づいて補正される。

本開示は初期サージ後のガスタービンに生じるサージ現象を防ぐためのシステムにも向けられる。前記のように、ガスタービンエンジンは、好ましくは順次流体連通している低圧圧縮機、高圧圧縮機、燃焼器、高圧タービンおよび低圧タービンを備える。代表的なシステムはガスタービンエンジンの過渡限界温度を確定する機構と、燃焼器出口ガス温度を算定する機構と、算定された燃焼器出口ガス温度を確定された過渡限界温度と比較する装置とを備える。このシステムは算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度よりも低い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶された低圧圧縮機抽出空気流量割合計画を変更する機構を備える。このシステムは算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度よりも高い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶されたエンジン燃料流量割合計画を変更する構成要素を備える。

好ましい実施例において、このシステムは、さらにエンジンハウジングに動作可能に取り付けられたセンサを備える。これに代わるものでは、複数のエンジン運転パラメータを測定し、測定されたパラメータに基づいて熱力学的エンジンモデルを用いて燃焼器出口ガス温度を算定する機構を備える。

当業者は本発明がエンジン応答時間に与える影響を最小に保ちながら、エンジンサージ現象の発生を防ぐことを容易に理解することができる。

本明細書に開示された制御装置に関するこれらの、そして他の固有の特徴は以下の説明、添付図面ならびに添付請求の範囲の記載から容易に明らかになる。

削除（００２２に含む）

好ましい実施例の詳細な説明
さて、同じ参照符号が本発明の類似要素を表わす図面を参照すると、図１には模範的な航空機ガスタービン10の図式的表示が示されている。このガスタービンエンジン10は低圧圧縮機12、高圧圧縮機14、環状燃焼器16を含む、順次流体連通している複数の構成要素を備える。ガスタービンエンジン１0は、さらに例えば１段からなる高圧タービン18と、例えば１段からなる低圧タービン20と、独立している燃料噴射器（図示せず）を有する、アフターバーナ又はオーグメンタ22と、アフターバーナと協働する可変面積排気ノズル24とを備える。

低圧圧縮機12、高圧圧縮機14、高圧タービン18および低圧タービン12はそれぞれ従来形式の、周方向に等間隔に配置された動翼列と、この動翼列と協働する静翼列又はノズル列を有する。高圧タービン18はコアシャフト又はロータ26によって強固に高圧圧縮機14に連結されている。低圧タービン２０は低圧圧縮機シャフト又はロータ28によって低圧圧縮機12に強固に連結されている。

複数の従来形式の燃料噴射器30は燃焼器16の上流側入口の円周上に取り付けられ、従来形式の燃料制御弁32と流体連通するように配置される。燃料制御弁32は適切な圧力に昇圧され、燃料噴射器30に計量された燃料を送るために燃料制御弁32に供給される燃料34aを収容する燃料タンク34と連結される。

このガスタービンエンジン10は、またどんな従来形式でも採用することができるプログラム式コントローラ36を有する。このコントローラ36は燃料制御弁32の動作を制御し、燃焼器16への燃料流量（W_fと呼ぶ）を計量するために燃料制御弁32と適切なやり方で電気的に接続される。

正常な運転では、流線38で示される空気は低圧圧縮機12に流入し、高圧圧縮機14を通って加圧され、燃焼器16内で燃料34aと混合され、流線40で示される高温燃焼ガスを発生するために適切に点火される。燃焼ガス40は燃焼器16から排出され、高圧圧縮機14を駆動するエネルギを燃焼ガス40から取り出す高圧タービン18に流入する。望まれるとき、ガスタービンエンジン10が推力を増すために追加燃料をアフターバーナ22内へ導入して点火してもよい。この場合、排気ノズル24が従来形式によってエンジン10を制御して使用するために可変面積排気ノズル24の排気面積を変える、コントローラ36に適切に動作可能に接続される。

このガスタービンエンジン10には多様なエンジン運転状態を検出するために様々な種類のセンサが従来と同様な方法でコントローラ36に動作可能に接続される。例えば、エンジン運転中、コアロータ26の回転速度（NG）を検出するためにガスタービンエンジン10は高圧圧縮機14の動翼の半径方向先端のようないずれかの位置にコアロータ26に隣接しているコアシャフト速度センサ42を備える。この速度センサ42はコントローラ36において使用するNGを表す適切な電気信号を与える。コアロータ速度NGは実速度であり、エンジン制御中に使用するためにコントローラ36においてコアロータ速度を補正する従来からの手段である。コアロータ速度NGcの補正は高圧圧縮機14に流入する空気38の温度を測定し、それに見合う電気信号をコントローラ36へ与える温度センサ44によってなし遂げられる。これは低圧圧縮機12と高圧圧縮機14との間に適切に取り付けられる。このコアロータ速度NGは、典型的には検出値を圧縮機入口絶対温度の平方根で割り、標準日温度に基づいて標準化することで補正される。

センサ43は低圧圧縮機の速度（NL）を検出するのに使用することができ、速度信号は運転温度を示すためにコントローラ36において補正される。

先に述べたように、一般にサージは圧縮機動翼速度と吸込みエンジン空気との不適合と認識されており、エンジン失速に至る不具合の前兆である。ガスタービンエンジンに生じる失速状態の発生を感知するために多様な技術が開発されている。一般に、穏やかなエンジン失速は次の異常の1種類又はそれ以上によって現われる。これは異常なエンジン音、急速な排ガス温度の変動、回転数（RPM）の変動、エンジン圧力比の低下又は変動、圧縮機の脈動による振動、あるいは出力レベルの推移に対する不十分なエンジン応答である。激烈なエンジン失速は過大なエンジン音、エンジンの入口及び/又は排気口における火炎、蒸気又は煙を通じて現われ、エンジン誤作動又はエンジン故障が伴う。（例えば、“航空機ガスタービンエンジン技術（Aircraft Gas Turbine Engine Technology）、第2版、1979、アイ、イ、トリーガ（I.E. Treager）、マグロウ-ヒルズ社（Mcgraw-Hill, Inc.）、123-126頁参照）。

エンジンサージを検出する知られた先行技術はエンジン制御パラメータを実エンジンパラメータと比較する技術を含む。例えば、エンジン制御によって要求されるエンジン速度の変化率（NDOT_demand）とエンジン速度の実変化率（NDOT_actual）との差の存在はサージ状態を現わす可能性がある。別の技術はエンジンサージを検出するのにエンジンの固有の特徴を使い、燃焼器のバーナ圧力を測定することに主に頼るものである。特に、この技術は燃焼器のバーナ圧力に生じる過渡的急上昇を感知することに頼る。一般には、より複雑な第３の技術は個別に重要度を見極め、かつ補償する多数のエンジンパラメータと航空機機体パラメータを利用する。

しかし、サージを検出するシステムと方法は本出願の目的ではなく、本発明のサージ回避システムの模範的な実施例はここに開示されるサージ回避論理を実行する前にサージ検出システム（SDS）から信号を受け入れる。SDSの出力はサージ標識（SRGFLG）信号である。SRGFLG信号はエンジン失速の発生を回避するため、あるいはエンジン失速から復旧するために記憶された加速計画を適用するべく使用する、制御システム又はサージ回避システムへの入力信号として利用される。もちろん、SRGFLG信号はパイロットに対して音声及び/又は可視像によりサージ指示を与えるために利用してもよい。

ここで、参照番号100で示される、従来の“適用”サージ回避システムの機能ブロック図を示す図2を参照する。図2に示されるように、サージ回避システム100は将来のサージを回避するためにサージ現象の生じた後にエンジン加速計画を変更する（減少させる）。エンジン運転中、サージ回避システムが働くとき、減少値の大きさはゼロに設定される。サージ検出システム（図示せず）がサージの発生を検出すると直ちにサージ標識は0から1へ移行する。これに応答してサージ回避論理回路110が3点においてサージ回避変更子120を減少させる。この変更子120 はサージ現象（NGc#サージ）に対応する速度発電機シャフト速度に従って補正された最も近い点では20%減少し、NGc#サージ前後の対照させた点では10％だけ減少する。サージ回避論理回路110は出力増加時に変更子の全ての点を1.0（即ち、ゼロまでの減少値）にリセットする。注目すべきはサージ回避変更子120が0.5 又は50%という、下限値を有することである。変更子120は加速計画に適用され、それに応じてエンジン制御装置は燃料流量を調節する。このサージ回避装置はサージ現象が再発するのを防ぐことが可能であるが、加速計画の適用によって生じるエンジン応答が遅くなることへの影響は殆どない。

図3を参照すると、参照符号200で示される、本開示のサージ回避方法のためのフローチャートが図示される。図3に示されるように、SDSによってサージ現象が検出されると、燃焼器出口ガスT_4.0の過渡温度が予め確定された限界温度と比較される。燃焼器出口ガスT_{4 .0}の過渡温度はエンジンハウジングに動作可能に取り付けられた温度センサを用いて直接検出される。あるいは燃焼器出口ガスT_4.0は、例えば発明の名称“適用航空熱力学エンジンモデル（Adaptive Aero-Thermodynamic Engine Model）” 米国特許出願第09/963,221号に開示されるような適用エンジンモデルを用いて予測/算定することができる。この明細書の開示はその全てが参照によってここに取り入れられる。本出願で議論されるように、予測値T_4,0は時間をかけて生じた摩耗で引き起こされる構成要素の効率変動で変化する可能性がある。

図6は低圧圧縮機効率および高圧タービン効率が2%低下したときに生じるT_4,0と定常状態出力（HP）の変化をグラフで表わす。注目すべきは予め確定された過渡限界温度はエンジン製造者によって確定され、エンジン設計に応じて各々固有の値を取ることである。しかし、過渡限界温度は運転データと運転経験に基づいて調整することができる。

エンジンが初期サージ現象の前に、その過渡限界温度より低温で運転している場合、一時的により多量の抽出空気を取り入れるべく計画するのに十分な能力上の余裕がある。従って、限界温度を超えていないのであれば、圧縮機入口抽気弁計画は過渡抽出空気をより増加し/計画するように適用する。過渡抽出空気を増加することは、エンジン応答時間に逆の影響を与えることなく、過渡サージ限界をより上げることが可能で、エンジンサージ現象を防ぐことができる。過渡温度は過渡抽出空気を増すように計画する結果として幾分上昇するが、エンジンは限界温度以下でなお運転することができる。

エンジンが初期サージ現象の前に、その過渡限界温度で運転している場合、より多量の過渡抽出空気を計画することが関与する温度上昇のために専らNDOT加速計画を適用することに頼ることになる。図3に示されるように、NDOT計画を適用する前に、その下限値に到達したか（即ち、その下限が満たされたか）、否かを決定するのに変更子を再吟味するのが好ましい。下限が満たされていなければ、NDOT計画を適用する。このNDOT計画は先に開示されるように、例えば、モリソン（Morrison）に付与された米国特許第4,490,791号明細書に開示される技術のような知られたいずれかの適用技術を用いて適用することができる。NDOTを下げる方法によってもエンジンサージ現象を防ぐことが可能であるが、エンジン応答時間が遅くなって無駄に時間を費やす。しかし、この方法は確実に運転温度を下げ、その結果、エンジン性能が低下し、その後のサージに直面するような場合には応答時間を一段と遅れさせないで、抽出空気を次のサージ現象を防ぐのに使用することが可能になる。図5aおよび図5bはP_2.5における基準線と適用される計画の比較をそれぞれ示す。

ここに開示される方法は過渡サージおよび限界温度の双方を与えるためにNDOTとP_2.5の抽気計画を最も望ましい値に調整する。このP_2.5抽気計画の適用値はエンジン性能試験に基づいて予め決定することができ、運転経験に基づいて調整することができる。上述のように、図5bは適用P_2.5抽気弁計画についての実例を示す。図5bに示されるグラフ表示は補正された低圧圧縮機速度が補正された低圧圧縮機速度（NLc）の約73％を超えた状態になったとき、より多量の抽出空気が供給できるように適用された計画が右側へシフトすることを表わす。

図4を参照すると、図3に示されるサージ回避方法200に基づいてP_2.5抽気弁計画又はNDOT加速計画のいずれかを適用する、本開示の制御装置の図式的表示が示される。NGcを表わす信号がNDOT_demandedを決定するためにNGcに対するNDOT_demandedを表わす計画に与えられる。作戦遂行運転形態を表わす第１曲線と正常運転モードを表わす第２曲線の２つの曲線が計画に与えられる。NDOT_combat又はNDOT_normalを表わす信号は加算回路210に与えられる。NDOT_combatからNDOT_normalの値を引き、この答を表わす出力信号が多重論理回路220に与えられる。

サージ回避手順200による指示通りに減少させたNGcを表わす信号もサージ回避変更子230に与えられる。NGcとの相関関係を保つ、この変更子を表わす信号は多重論理回路220に与えられる。この多重論理回路220の出力は加算回路240に与えられ、NDOT_normalと加算される。ここで得られる値は燃焼器への燃料流量を調節するために燃料制御装置（図示せず）に与えられる。同時に、NLcを表わす信号が指令された抽気弁開度を出力として与える、抽気弁計画250に与えられる。

本発明は好ましい実施例について説明されたが、当業者が様々な変更及び/又は変形が添付の請求の範囲により定義される本発明の精神あるいは範囲から離れず本発明に従ってなし得ることは容易に理解することができる。

当業者が本発明を実施し、使用するを容易に理解できるように、図面を参照する。
図１は典型的なガスタービンエンジンと、それに用いる典型的な燃料制御装置の図式的表示である。 図２は従来の加速計画適用技術を示す機能ブロック図である。 図３は本開示に係る適用加速計画論理を表わすフローチャートである。 図４は本開示に係るサージ回避装置を示す機能ブロック図である。 図５ａは基準線と適用燃料流量加速計画との比較を示すグラフである。 図５ｂは基準線と適用P_2.5抽気弁加速計画との比較を示すグラフである。 図６は低圧圧縮機効率および高圧タービン効率の双方の効率が2%以下としたときに生じるT_4.0と定常状態の出力（HP）の変化を表わすグラフである。

Claims (16)

1. 初期サージ後のガスタービンエンジンに生じるサージ現象を防ぐ方法であって、
   ａ） ガスタービンエンジンの過渡限界温度を確定する過程と、
   ｂ） 燃焼器出口ガス温度を算定する過程と、
   ｃ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度と前記確定された過渡限界温度とを比較する過程と、
   ｄ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度が前記確定された過渡限界温度より低い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶された低圧圧縮機抽出空気流量割合計画を変更する過程と、
   ｅ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度が前記確定された過渡限界温度より高い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶されたエンジン燃料流量割合計画を変更する過程とを含む方法。
2. さらに、前記燃焼器出口ガス温度をエンジンハウジングに動作可能に取り付けられたセンサ手段を用いて測定する過程を含む請求項１記載の方法。
3. さらに、
   ａ） 複数のエンジン運転パラメータを測定する過程と、
   ｂ） 熱力学的エンジンモデルと前記複数のエンジン運転パラメータとを用いて燃焼器出口ガス温度を算定する過程とを含む請求項１記載の方法。
4. さらに、エンジン燃料流量計画を変更する前に、前記算定された燃焼器出口ガス温度が前記確定された過渡限界温度より高い場合、
   ａ） 前記燃料流量計画に従って最大許容修正値を確定する過程と、
   ｂ） 前記燃料流量計画に従って前記最大許容修正値が満たされたか否かを決定する過程と、
   ｃ） 前記燃料流量計画に従って前記最大許容修正値が満たされた場合、エンジンサージ限界を修正するために前記低圧圧縮機抽出空気流量割合計画を変更する過程とを含む請求項１記載の方法。
5. エンジン燃料流量割合計画を変更する過程が前記算定された燃焼器出口ガス温度が前記確定された過渡限界温度より高い場合、前記エンジンの高圧圧縮機の速度を算定する過程を含む請求項１記載の方法。
6. 前記低圧圧縮機抽出空気流量割合計画が低圧圧縮機シャフト速度の全範囲にわたって抽気弁の開度を規定する請求項１記載の方法。
7. 前記燃料流量割合計画がエンジンコアシャフト速度の全範囲にわたって前記エンジンコアシャフトの加速率を規定する請求項１記載の方法。
8. 前記エンジンの加速率とコアシャフト速度とが低圧圧縮機入口空気温度に基づいて補正される請求項７記載の方法。
9. 初期サージ後のガスタービンエンジン内に生じるサージ現象を防ぐシステムであって、前記ガスタービンエンジンは順次流体流通している低圧圧縮機と、高圧圧縮機と、燃焼器と、高圧タービンと低圧タービンとを備え、
   ａ） ガスタービンエンジンの過渡限界温度を確定する手段と、
   ｂ） 燃焼器出口ガス温度を算定する装置と、
   ｃ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度と前記確定された過渡限界温度とを比較する手段と、
   ｄ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度が前記確定された過渡限界温度より低い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶された低圧圧縮機抽出空気流量割合計画を変更する手段と、
   ｅ） 前記算定された燃焼器出口ガス温度が確定された過渡限界温度より高い場合、エンジンサージ回避限界を修正するために非揮発性コンピュータメモリに記憶されたエンジン燃料流量割合計画を変更する手段とを備えるシステム。
10. さらに、前記燃焼器出口ガス温度をエンジンハウジングに動作可能に取り付けられたセンサを用いて測定する手段を備える請求項９記載のシステム。
11. さらに、
    ａ） 複数のエンジン運転パラメータを測定する装置と、
    ｂ） 熱力学的エンジンモデルと前記複数のエンジン運転作動パラメータとを用いて前記燃焼器出口ガス温度を算定する装置とを備える請求項９記載のシステム。
12. さらに、
    ａ） 前記燃料流量計画に従って最大許容修正値を確定する手段と、
    ｂ） 前記燃料流量計画に従って前記最大許容修正値が満たされたか、否かを決定する手段と、
    ｃ） 前記燃料流量計画に従って前記最大許容修正値が満たされた場合、前記エンジンサージ限界を修正するために前記低圧圧縮機抽出流量割合計画を変更する手段とを備える請求項９記載のシステム。
13. さらに、前記エンジンの高圧圧縮機の速度を算定する手段を備える請求項９記載のシステム。
14. 前記低圧圧縮機抽出空気流量割合計画が低圧圧縮機シャフト速度の全範囲にわたって抽気弁の開度を規定する請求項９記載のシステム。
15. 前記燃料流量割合計画がエンジンコアシャフト速度の全範囲にわたって前記エンジンコアシャフトの加速率を規定する請求項９記載のシステム。
16. 前記エンジンの加速率とコアシャフト速度とが低圧圧縮機入口空気温度に基づいて補正される請求項１５記載のシステム。