JP2007154708A - 飛翔機の制御装置 - Google Patents

Abstract

【課題】圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエンジンを複数搭載する飛翔機において、機体の要求する出力を各ガスタービンエンジンで均等に分担して出力することを可能にする技術を提供する。
【解決手段】パイロットからの機体制御用ＥＣＵ４１に入力される推力制御信号を各ガスタービンエンジン１０を制御するエンジン制御用ＥＣＵ４０Ａ／４０Ｂにも入力し、エンジン制御用ＥＣＵ４０が機体要求出力の情報を取得できるようにする。各エンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力の半分の出力を各ガスタービンエンジン１０から出力すべく、ガスタービンエンジン１０の回転数を制御する。
【選択図】図３

Description

本発明は、複数のガスタービンエンジンを搭載する飛翔機の推力及び姿勢を制御する装置に関するものである。

飛翔機においては、エンジン故障時の安全性を確保するために、複数のエンジンを搭載し、いくつかのエンジンが故障した場合でも残りの正常なエンジンで飛行を継続することができるようになっていることが一般的である。

例えば、特許文献１には、エンジンの故障が検出された場合、故障したエンジンの出力に応じて残りのエンジンの操作不可限界を増大させることによって、残りのエンジンで飛行を継続させることができるようにした２フリータービンエンジンヘリコプターが開示されている。
特表平８−５０２８０５号公報 特開２００５−１０５９５１号公報 特開２００５−１０６０１６号公報 特開２００５−９０３００号公報

ガスタービンエンジンによって生成される圧縮空気を利用して浮上や飛行などに必要な推力を発生する飛翔機では、圧縮空気の圧力比を一定とすることで推力の制御性を向上させることができる。従って、このような飛翔機においてはガスタービンエンジンの制御方法として圧力比一定制御を採用することが好ましい。

しかし、ガスタービンエンジンの場合、同一の圧力比でも出力が異なる複数のエンジン作動点が存在する。そのため、複数のガスタービンエンジンの各々に対して、等しい圧力比を目標圧力比とする圧力比一定制御を行ったとしても、各ガスタービンエンジンの出力が均等になるとは限らない。

その結果、各ガスタービンエンジンの状態にアンバランスが生じ、複数のガスタービンエンジンを搭載した本来の目的である冗長性・信頼性・安全性などのメリットが損なわれる虞があった。

本発明はこのような問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエンジンを複数備えた飛翔機において、各ガスタービンエンジンから均等に出力を取り出すことを可能にする技術を提供することにある。

上記目的を達成するための本発明の飛翔機の制御装置は
複数のガスタービンエンジンと、
前記各ガスタービンエンジンから抽気される圧縮空気がそれぞれ流通する抽気流路と、
前記各抽気流路を流通する圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、
前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生装置と、
前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御装置と、
前記推力発生装置に供給される圧縮空気の量を制御する推力用流量制御装置と、
前記姿勢制御装置に供給される圧縮空気の量を制御する姿勢制御用流量制御装置と、
前記各ガスタービンエンジンをそれぞれ制御するエンジン制御手段と、
運転者からの推力制御信号及び姿勢制御信号に基づいて前記推力用流量制御装置及び前記姿勢制御用流量制御装置を制御する機体制御手段と、
を備えた飛翔機の制御装置であって、
前記各エンジン制御手段は、前記運転者からの推力制御信号を入力可能とし、入力された推力制御信号に基づいて前記各ガスタービンエンジンを制御することを特徴とする。

このように構成された飛翔機の制御装置においては、従来では機体制御手段にのみ入力されていた運転者からの推力制御信号（例えばスロットル信号など）が各エンジン制御手段にも入力されるようになっている。これにより、各エンジン制御手段は、運転者が機体に要求している推力の大きさを知ることができるので、その推力を発生させるために必要な総出力を算出し、その総出力を各ガスタービンエンジンで均等に出力するように各ガスタービンエンジンを制御することができる。

これにより、圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエンジンを複数備えた飛翔機において、各ガスタービンエンジンから均等に出力を取り出すことが可能になる。

各ガスタービンエンジンから均等に出力を取り出すことを可能とする飛翔機の制御装置としては、
複数のガスタービンエンジンと、
前記各ガスタービンエンジンから抽気される圧縮空気がそれぞれ流通する抽気流路と、
前記各抽気流路を流通する圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、
前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生装置と、
前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御装置と、
前記推力発生装置に供給される圧縮空気の量を制御する推力用流量制御装置と、
前記姿勢制御装置に供給される圧縮空気の量を制御する姿勢制御用流量制御装置と、
前記各ガスタービンエンジンをそれぞれ制御するエンジン制御手段と、
運転者からの推力制御信号及び姿勢制御信号に基づいて前記推力用流量制御装置及び前記姿勢制御用流量制御装置を制御する機体制御手段と、
を備えた飛翔機の制御装置であって、
前記各エンジン制御手段は、各々のエンジン制御信号を相互に通信し合い、全てのエンジン制御信号に基づいて前記各ガスタービンエンジンを制御するようにしたものであってもよい。

このように構成された飛翔機の制御装置の場合は、従来では各々独立に各ガスタービンエンジンを制御していた各エンジン制御手段が、各々のエンジン制御信号を相互に通信し合うようになっている。これにより、各エンジン制御手段は、各々が制御しているガスタービンエンジン（以下、「自エンジン」という）の出力と、他のエンジン制御手段が制御しているガスタービンエンジン（以下、「他エンジン」という）の出力との両方を知ることができる。そのため、現在運転者が機体に要求している推力を発生させるために必要な総出力を、自エンジンの出力と他エンジンの出力の和として算出することができる。

各エンジン制御手段は、この総出力を各ガスタービンで均等に出力するように各ガスタービンエンジンを制御することによって、圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエンジンを複数備えた飛翔機においても各ガスタービンエンジンから均等に出力を取り出すことが可能になる。

本発明の飛翔機の制御装置により、圧力比一定制御によって制御されるガスタービンエ
ンジンを複数備えた飛翔機においても各ガスタービンエンジンから均等に出力を取り出すことができる。これにより、各ガスタービンエンジンの状態が均等になるため、双発構成による冗長性や安全性を確保することが可能になる。

以下に図面を参照して、この発明を実施するための最良の形態を例示的に詳しく説明する。但し、この最良の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、特に特定的な記載がない限りはこの発明の範囲をそれらのみに限定する趣旨のものではない。

図１は、本実施例に係る飛翔機１の外観を示す図である。飛翔機１には、機体前後にそれぞれ２つずつ推力発生器２（以下、「ファン」という）が備えられている。また、機体前後左右それぞれに１つずつリアクションジェットノズル３（以下、「ノズル」という）が備えられている。乗員席４の下方には駆動源５が備えられている。

ファン２は、圧縮空気によって駆動され、機体に対してほぼ垂直上方に推力を発生するものである。ノズル３は、圧縮空気を大気中に噴出することで得られる反力を利用して、機体の姿勢を変更するものである。駆動源５は、ノズル３及びファン２の動力源としての圧縮空気を生成するものである。

図２は、ファン２の概略構成を示す図である。ファン２は、主にタービン２１、減速機２２、推力発生用ファン２３から構成されている。圧縮空気はタービン２１に導かれて膨張し、その際に発生するエネルギーによりタービン２１を回転駆動する。タービン２１の回転運動は減速機２２によって適度な回転速度に減速された上で推力発生用ファン２３に伝達され、推力発生用ファン２３が高速回転する。推力発生用ファン２３が高速回転することで機体下方への空気流が生み出され、これにより機体に対してほぼ垂直上方に推力が発生する。この推力を利用することで、飛翔機１の飛行や垂直方向の離着陸が可能になる。

図３は駆動源５の概略構成を示す図である。駆動源５は第１ガスタービンエンジン１０Ａと第２ガスタービンエンジン１０Ｂの２基の一軸式ガスタービンエンジンを備えており、２基のうち一方が故障した場合であっても残りの１基だけで機体の要求出力に応え得るように冗長性を確保した双発構成となっている。これにより飛翔機１の安全性を向上させている。以下、第１ガスタービンエンジン１０Ａ及び第２ガスタービンエンジン１０Ｂで共通の機能や構成要素に関する記述においては、誤解を生じない場合に限り第１、第２、Ａ、Ｂという表記を省略する。

ガスタービンエンジン１０はコンプレッサ１１、燃焼器１２、タービン１３を備えている。コンプレッサ１１とタービン１３とは回転軸１４によって連結されている。コンプレッサ１１に吸入された空気はコンプレッサ１１によって圧縮され、燃焼器１２へ導かれる。燃焼器１２において燃料噴射弁４３から供給される燃料と混合され、燃焼が行われる。ここで得られた高温・高圧の燃焼ガスはタービン１３を駆動した後、ガスタービンエンジン１０の外部へ排出される。

燃料噴射弁４３は電気配線を介して後述するエンジン制御用ＥＣＵ４０に接続されており、エンジン制御用ＥＣＵ４０の出力する制御信号に従って燃焼器１２に燃料を噴射する。

コンプレッサ１１には抽気流路１５が接続されており、コンプレッサ１１によって生成
された圧縮空気の一部が抽気流路１５から取り出されるようになっている。抽気流路１５は逆止弁１６を介して集合空気流路１７に接続されており、コンプレッサ１１から抽気された圧縮空気が集合空気流路１７に集合するようになっている。逆止弁１６は、圧縮空気がコンプレッサ１１から集合空気流路１７の方へ流通することを許容するが、集合空気流路１７からコンプレッサ１１の方へ流通することを禁止する弁である。これにより、２基のガスタービンエンジン１０の一方から抽気された圧縮空気が他方のガスタービンエンジン１０の出力に干渉することを防止している。

このようにガスタービンエンジン１０の出力は圧縮空気の形で取り出され、集合空気流路１７を経由してノズル３及びファン２に供給され、機体の姿勢を変更したり推力を発生させるための動力源となる。

集合空気流路１７は４本の推力用空気流路１８と接続され、各推力用空気流路１８はファン２と接続されている。推力用空気流路１８の途中には、推力用空気流路１８の流路面積を変更可能な流量制御弁１９が設けられている。流量制御弁１９の開度を変更することによってファン２に導かれる圧縮空気の流量を調整することで、ファン２によって発生する推力の大きさを変更することができる。

例えば、浮上時のように大きな推力を必要とする場合には、流量制御弁１９の開度を大きくすることによって大量の圧縮空気がファン２に導かれるようにする。一方、着陸時のように推力を絞る場合には、流量制御弁１９の開度を小さくすることによってファン２に導かれる圧縮空気の量を減少させる。

流量制御弁１９は電気配線を介して後述する機体制御用ＥＣＵ４１と接続されており、機体制御用ＥＣＵ４１の出力する制御信号に従って流量制御弁１９の開度を変更する。

ここで、圧縮空気の大気圧に対する圧力比（以下、単に「圧力比」という）が一定の場合、推力用空気流路１８からファン２に導かれる圧縮空気の流量は主に流量制御弁１９の開度に依って決まる。従って、圧縮空気の圧力比が一定の場合、ファン２によって発生する推力の大きさを主に流量制御弁１９の開度を調整することによって制御することができる。

このような推力の制御性を考慮して、本実施例では、圧縮空気の圧力比を一定とする圧力比一定制御によってガスタービンエンジン１０を制御するようにしている。

集合空気流路１７は４本の姿勢制御用空気流路３１と接続され、各姿勢制御用空気流路３１はノズル３と接続されている。姿勢制御用空気流路３１の途中には、姿勢制御用空気流路３１を流通する圧縮空気の量を変更可能な電磁弁３２が設けられている。電磁弁３２を用いて圧縮空気を噴出する方向の組み合わせを変更することで、機体の姿勢を変更することができる。

電磁弁３２は電気配線を介して機体制御用ＥＣＵ４１と接続されており、機体制御用ＥＣＵ４１の出力する制御信号に従って圧縮空気を噴出するノズル３の組み合わせを変更する。

以上のように構成された飛翔機１には、第１ガスタービンエンジン１０Ａを制御する第１エンジン制御用ＥＣＵ４０Ａ、第２ガスタービンエンジン１０Ｂを制御する第２エンジン制御用ＥＣＵ４０Ｂ、飛翔機１の推力及び姿勢を制御する機体制御用ＥＣＵ４１が備えられている。

エンジン制御用ＥＣＵ４０及び機体制御用ＥＣＵ４１は、それぞれＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ、バックアップＲＡＭなどから構成される電子制御コンピュータユニットである。

ガスタービンエンジン１０には、回転軸１４の回転速度を検出する回転角センサ４２の他、図３には図示していない各種センサとして、コンプレッサ１１に吸入される大気の圧力Ｐ０（以下、「大気圧」という）を検出する圧力センサ、コンプレッサ１１に吸入される大気の温度Ｔ０（以下、「大気温度」という）を検出する温度センサ、コンプレッサからタービン側に流れる圧縮空気の圧力Ｐ３（以下、「コンプレッサ出口圧力」という）を検出する圧力センサ、コンプレッサからタービン側に流れる圧縮空気の温度Ｔ３（以下、「コンプレッサ出口温度」という）を検出する温度センサ、タービンに流入する燃焼ガスの温度Ｔ４（以下、「タービン入り口温度」という）を検出する温度センサなどが備えられている。

これらの各種センサは電気配線を介してエンジン制御用ＥＣＵ４０に接続されており、その出力信号がエンジン制御用ＥＣＵ４０入力されるようになっている。エンジン制御用ＥＣＵ４０は各種センサから入力される信号に基づいて、予め設定されたスケジュールに従って燃焼器１２に噴射すべき燃料量を演算する。そして、この燃料量の燃料を燃料噴射弁４３から燃焼器１２に供給すべく燃料噴射弁４３に対して制御信号を出力する。

機体制御用ＥＣＵ４１には、パイロットからの推力制御信号（スロットル信号など）や姿勢制御信号（操舵信号など）、機体姿勢情報（ジャイロ信号など）などが入力されるようになっている。機体制御用ＥＣＵ４１はこれらの信号に基づいて流量制御弁１９や電磁弁３２に対して制御信号を出力する。これにより、パイロットの意図した推力を発生させたり、パイロットの意図した機体姿勢に保つようになっている。

以下、ガスタービンエンジン１０の作動特性について説明する。

図４は、ガスタービンエンジン１０の動作にかかわる圧縮空気の流れを示す図である。

コンプレッサ１１には流量Ｇａ（以下、「全空気流量」という）の大気（大気圧Ｐ０、大気温度Ｔ０）が吸入され、圧縮された後、抽気流路１５から出力として流量Ｇｃ（以下、「抽気流量」という）の圧縮空気が取り出され、残りの流量Ｇｔ（以下、「タービン側空気流量」という）の圧縮空気（コンプレッサ出口圧力Ｐ３、コンプレッサ出口温度Ｔ３）が燃焼器１２に導かれる。燃焼器１２では燃料噴射弁４３から燃料噴射量Ｇｆの燃料が供給され、圧縮空気と混合して燃焼する。燃焼器１２からは流量Ｇ４（以下、「タービンガス流量」という）の燃焼ガス（タービン入り口圧力Ｐ４、タービン入り口温度Ｔ４）が排出され、タービン１３に流入してタービン１３を回転駆動する。これにより、タービン１３及びコンプレッサ１１は回転数Ｎ１で回転する。タービン１３を回転駆動した燃焼ガスはガスタービンエンジン１０の外部へ排出される。

図５は、ガスタービンエンジン１０の動作特性を示す図である。図５において、横軸は全空気流量Ｇａに対応し、縦軸は圧力比Ｐ３／Ｐ０を表している。なお、図５中、θは大気温度Ｔ０／標準大気温度、δは大気圧Ｐ０／標準大気圧である。実線で示す曲線は、定格回転数をＮ＝１００％として各回転数毎にコンプレッサ１１の示す特性を表す。斜線を施した領域は、コンプレッサのサージング発生領域を表す。

図５に示すように、目標圧力比で定格回転数の作動点が定格出力点（最大出力点）となる。しかし、回転数及び全空気流量が定格出力点とは異なっていても、圧力比が定格出力点と同一になる作動点が複数存在する。すなわち、出力を圧縮空気の形で取り出す１軸式ガスタービンエンジンの場合、圧力比を一定の目標圧力比とすべく圧力比一定制御を行っ
たとしても、回転数に応じて出力が異なることになる。

そのため、本実施例のようにガスタービンエンジン１０を双発構成にしている場合、２基のガスタービンエンジン１０に対して同一の目標圧力比を設定して圧力比一定制御を行ったとしても、２基のガスタービンエンジン１０の出力は等しくなるとは限らない。従って、機体の要求する出力（以下、「機体要求出力」という）を２基のガスタービンエンジン１０で常に均等に分担して出力することは難しい。大きな出力を負担している方のガスタービンエンジンは劣化が速くなるため、２基のガスタービンエンジン１０の状態にアンバランスが生じ、双発構成による冗長性が損なわれる虞があった。

それに対し、本発明の本旨であるガスタービンエンジン１０の出力制御においては、エンジン制御ＥＣＵ４０が機体要求出力に基づいて目標回転数を制御できるようにした。すなわち、各エンジン制御ＥＣＵ４０は機体要求出力の半分の出力を各ガスタービンエンジン１０によって均等に出力すべく目標回転数を設定することができる。これにより、２基のガスタービンエンジン１０は圧力比一定制御の下であっても同一回転数で運転されることになるため、双方の出力が均等になり、２基のガスタービンエンジン１０の耐久性・信頼性・冗長性を確保することが可能になる。

このようなガスタービンエンジン１０の出力制御を実現するために、本発明のガスタービンエンジン１０の出力制御ルーチンには、エンジン制御用ＥＣＵ４０が機体要求出力を取得するための工程が組み込まれている。

本実施例の場合は、通常は機体制御用ＥＣＵ４１にのみ入力されるパイロットからの推力制御信号が、エンジン制御用ＥＣＵ４０にも入力されるようになっている。これによりエンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力を取得することができるようになる。

以下、本実施例の場合のガスタービンエンジン１０の出力制御について、図６のフローチャートに基づいて説明する。

図６のフローチャートはガスタービンエンジン１０の出力制御を行うためのルーチン（以下、「メインルーチン」という）を示すフローチャートであり、エンジン制御用ＥＣＵ４０によって所定期間毎に繰り返し実行される。

まず、ステップ６０１において、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、ガスタービンエンジン１０の状態を検出する。具体的にはガスタービンエンジン１０に備えられた回転角センサ４２などの各種センサから、ガスタービンエンジン１０の回転数Ｎ１、大気圧Ｐ０、大気温度Ｔ０、コンプレッサ出口圧力Ｐ３、コンプレッサ出口温度Ｔ３、タービン入り口温度Ｔ４を検出する。

ステップ６０２では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出する。機体要求出力ＰＳ＿ｔは後述する機体要求出力ＰＳ＿ｔ演算サブルーチンを実行することで算出される。

ステップ６０３では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、前記ステップ６０２で算出した機体要求出力ＰＳ＿ｔに基づいてガスタービンエンジン１基当たりの目標出力ＰＳ＿ｓを算出する。本実施例では、機体要求出力ＰＳ＿ｔを２基のガスタービンエンジン１０で均等に分担して出力するようにするため、１基当たりの目標出力ＰＳ＿ｓは機体要求出力ＰＳ＿ｔの半分に設定される（ＰＳ＿ｓ←１／２×ＰＳ＿ｔ）。

ステップ６０４では、前記ステップ６０３で算出した目標出力ＰＳ＿ｓに対応する目標
全空気流量Ｇａを算出する。目標全空気流量Ｇａは後述する目標全空気流量Ｇａ演算サブルーチンを実行することで算出される。

ステップ６０５では、前記ステップ６０４において算出した目標全空気流量Ｇａに応じて、図５のガスタービンエンジンの動作特性に基づいて目標回転数Ｎｓを算出する（Ｎｓ←ｆ７（Ｇａ））。ここで、関数ｆ７は、図５のガスタービンエンジンの動作特性に基づいて、圧力比一定の条件下で目標全空気流量Ｇａに応じた目標回転数Ｎｓを算出する関数である。図７は、この圧力一定の条件下での目標全空気流量Ｇａと目標回転数Ｎｓとの関係を示す図である。図７の横軸は全空気流量Ｇａを表し、縦軸は目標回転数Ｎｓを表す。関数ｆ７は図５に基づいて予め求められており、目標空気流量Ｇａに応じて目標回転数Ｎｓを求める関数又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されている。

ステップ６０６では、前記ステップ６０５において算出した目標回転数Ｎｓとメインルーチンの最初のステップ６０１において検出した現在回転数Ｎ１との差に応じて、燃料噴射弁４３から燃焼器１２に供給される燃料噴射量Ｇｆを補正する。これにより、各ガスタービンエンジン１０は目標回転数Ｎｓで運転されるようになる。燃料噴射量Ｇｆは後述する燃料噴射量Ｇｆ演算サブルーチンを実行することで算出される。

以上が本実施例に係るガスタービンエンジン１０の出力制御の概略である。

以下、各ステップで実行されるサブルーチンについて説明する。

図８は機体要求出力ＰＳ＿ｔ演算サブルーチンを示すフローチャートである。

まず、ステップ８０１において、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、推力制御信号Ａを検出する。推力制御信号Ａはパイロットから機体制御用ＥＣＵ４１に入力される推力制御信号が分岐されてエンジン制御用ＥＣＵ４０にも入力されたものであり、パイロットが機体に要求している推力の大きさを表す。推力制御信号としてはスロットル信号などを例示することができる。

ステップ８０２では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、前記ステップ８０１で検出した推力制御信号Ａから機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出する（ＰＳ＿ｔ←ｆ９（Ａ））。ここで、関数ｆ９は、推力制御信号Ａに応じた機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出する関数である。図９は、この推力制御信号Ａと機体要求出力ＰＳ＿ｔとの関係を示す図である。図９の横軸は推力制御信号Ａを表し、縦軸は機体要求出力ＰＳ＿ｔを表す。関数ｆ９は予め実験により求められており、推力制御信号Ａに応じて機体要求出力ＰＳ＿ｔを求める関数又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されている。

エンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出して本サブルーチンの実行を終了する。

図１０は目標全空気流量Ｇａ演算サブルーチンを示すフローチャートである。

まず、ステップ１０１では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、目標抽気流量Ｇｃ＿ｔを算出する。具体的には、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、前記ステップ６０３で算出したガスタービンエンジン１基あたりの目標出力ＰＳ＿ｓを、抽気流路１５から取り出すべき圧縮空気の流量（抽気流量Ｇｃ）に換算する。出力と圧縮空気の流量との換算式は理論的に求められており、数１のように表される。

数１において、Ｊは熱の仕事当量、Ｃｐは比熱、κは比熱比、Ｐ３／Ｐ０は圧力比、Ｔ３はコンプレッサ出口温度、Ｇｃは抽気流量、ＰＳ＿ｓは抽気出力を表している。数１の換算式は目標出力ＰＳ＿ｓ、コンプレッサ出口温度Ｔ３及び圧力比Ｐ３／Ｐ０に応じて目標抽気流量Ｇｃ＿ｔを算出する関数ｆ１又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されており、エンジン制御用ＥＣＵ４０はこの関数ｆ１又はマップに基づいて目標抽気流量Ｇｃ＿ｔを算出する（Ｇｃ＿ｔ←ｆ１（ＰＳ＿ｓ，Ｔ３，Ｐ３／Ｐ０））。

ステップ１０２では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、タービン側空気流量Ｇｔを算出する。タービン側空気流量Ｇｔは後述するタービン側空気流量Ｇｔ演算サブルーチンを実行することで算出される。

ステップ１０３では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、目標全空気流量Ｇａを算出する。図４に示したように、コンプレッサ１１で生成された圧縮空気は、一部（抽気流量Ｇｃ）が抽気流路１５から出力として取り出され、残り（タービン側空気流量Ｇｔ）が燃焼用の空気として燃焼器１２に導かれることから、目標全空気流量Ｇａは、前記ステップ１０１で算出した目標抽気流量Ｇｃ＿ｔに前記ステップ１０２で算出したタービン側空気流量Ｇｔを加えたものとして算出することができる（Ｇａ←Ｇｃ＿ｔ＋Ｇｔ）。

エンジン制御用ＥＣＵ４０は目標全空気流量Ｇａを算出して本サブルーチンの実行を終了する。

図１１はタービン側空気流量Ｇｔ演算サブルーチンを示すフローチャートである。

まず、ステップ１１１では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、タービンガス流量Ｇ４を算出する。タービンガス流量Ｇ４に関しては、数２のような関係が成り立つことが知られている。

数２において、Ｑ４はタービン流量係数、Ｇ４はタービンガス流量、Ｔ４はタービン入り口温度、Ｐ４はタービン入り口圧力、Ｐ３はコンプレッサ出口圧力を表している。タービン流量係数Ｑ４はタービンに固有の数値である。タービン流量係数Ｑ４はタービンにおける圧縮空気の膨張率に依存して変化する値であるが、本実施例のガスタービンエンジン１０の運転領域においては、タービン流量係数Ｑ４はほぼ一定値となる。

また、タービン流量係数Ｑ４は数２の第２項によって定義される量であるが、本実施例
のガスタービンエンジン１０の場合、コンプレッサ出口圧力Ｐ３とタービン入り口圧力Ｐ４とはほぼ等しいと考えることができる。これは、燃焼器１２において燃料噴射弁４３から燃料が供給されたとしても、圧縮空気の圧力は燃焼器１２を通過する前後でほとんど変化しないからである。従って、タービン入り口圧力Ｐ４はコンプレッサ出口圧力Ｐ３で近似することができ、数２の第３項が成立することになる。

このことから、タービン入り口温度Ｔ４及びコンプレッサ出口圧力Ｐ３とタービンガス流量Ｇ４との間には数３に示すような関係が成立することになる。

数３の関係式はタービン入り口温度Ｔ４及びコンプレッサ出口圧力Ｐ３に応じてタービンガス流量Ｇ４を算出する関数ｆ３又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されており、エンジン制御用ＥＣＵ４０はこの関数ｆ３又はマップに基づいてタービンガス流量Ｇ４を算出する（Ｇ４←ｆ３（Ｔ４，Ｐ３））。

ステップ１１２では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、タービン側空気流量Ｇｔを算出する。タービンガス流量Ｇ４は、タービン側空気流量Ｇｔと燃料噴射量Ｇｆの和と考えられるので、タービン側空気流量Ｇｔは前記ステップ１１１で算出したタービンガス流量Ｇ４から、現在エンジン制御用ＥＣＵ４０が燃料噴射弁４３に出力している制御信号から検出可能な燃料噴射量Ｇｆを減算して求めることができる（Ｇｔ←Ｇ４−Ｇｆ）。

エンジン制御用ＥＣＵ４０はタービン側空気流量Ｇｔを算出して本サブルーチンの実行を終了する。

図１２は燃料噴射量Ｇｆ演算サブルーチンを示すフローチャートである。

まず、ステップ１２１において、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、回転数偏差ΔＮを算出する。回転数偏差ΔＮは、前記ステップ６０５で算出した目標回転数Ｎｓと前記ステップ６０１で検出した現在のガスタービンエンジン１０の回転数Ｎ１との差である（ΔＮ←Ｎｓ−Ｎ１）。

ステップ１２２では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、目標回転数Ｎｓと現在の回転数Ｎ１との大小関係を比較する。具体的には、前記ステップ１２１で算出した回転数偏差ΔＮが０より小さいか否かを判定する。

ステップ１２２において肯定判定された場合（ΔＮ＜０）、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、現在の回転数Ｎ１は目標回転数Ｎｓと比較して過大であると判定し、燃料噴射量を減量してガスタービンエンジン１０の回転数を減少させる。具体的には、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、ステップ１２３において回転数偏差ΔＮの大きさに応じた燃焼噴射補正量ΔＧｆを算出し、続くステップ１２４において現在の燃料噴射量Ｇｆから燃料噴射補正量ΔＧｆを減算して新たな燃料噴射量Ｇｆを算出する。

一方、ステップ１２２において否定判定された場合（ΔＮ＞０）、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、現在の回転数Ｎ１は目標回転数Ｎｓと比較して過少であると判定し、燃料噴射量を増量してガスタービンエンジン１０の回転数を増加させる。具体的には、エンジン制
御用ＥＣＵ４０は、ステップ１２５において回転数偏差ΔＮの大きさに応じた燃料噴射補正量ΔＧｆを算出し、続くステップ１２６において現在の燃料噴射量Ｇｆに燃料噴射補正量ΔＧｆを加算して新たな燃料噴射量Ｇｆを算出する。

エンジン制御用ＥＣＵ４０は目標回転数Ｎｓに応じた燃料噴射量Ｇｆを算出して本サブルーチンの実行を終了する。

図１３は、燃料噴射量Ｇｆ演算サブルーチンを実行する燃料噴射制御系を示す図である。

図１３において、ガスタービンエンジン１０に備えられた回転数センサ４２によって現在のガスタービンエンジン１０の回転数Ｎ１が検出され、回転数偏差演算器４４に入力される。回転数偏差演算器４４は、現在の回転数Ｎ１と目標回転数Ｎｓとの差ΔＮを算出し、算出結果を燃料噴射量演算器４５に入力する。燃料噴射量演算器４５は、回転数偏差ΔＮの大きさに応じて燃料噴射補正量ΔＧｆを算出し、回転数偏差ΔＮの正負に応じて現在の燃料噴射量Ｇｆに対して燃料噴射補正量ΔＧｆを増減することにより、新しい燃料噴射量Ｇｆを算出する。エンジン制御用ＥＣＵ４０は、新しい燃料噴射量Ｇｆによる燃料噴射を実施すべく燃料噴射弁４３に対して制御信号を出力する。

エンジン制御用ＥＣＵ４０によって以上説明したような出力制御を行うことにより、各ガスタービンエンジン１０は圧力比一定制御の下で同一回転数で運転されることになり、機体要求出力を２基のガスタービンエンジン１０によって均等に分担して出力することが可能になる。

次に、本発明の上記実施例１とは異なる実施例を説明する。本実施例と実施例１との相違点は、エンジン制御用ＥＣＵ４０が機体要求出力を取得するための手段のみである。従って、以下の説明では実施例１と共通する構成要素に関する説明は適宜省略する。

図１４は、本実施例の場合の駆動源５の概略構成を示す図である。実施例１の場合の駆動源５の構成と異なる点は、本実施例では、パイロットからの推力制御信号はエンジン制御用ＥＣＵ４０には入力されず、通常通り機体制御用ＥＣＵ４１にのみ入力されている。その代わり、各エンジン制御用ＥＣＵ４０は、各エンジン制御用ＥＣＵ４０が制御しているガスタービンエンジン１０の出力制御情報を相互に通信し合うことができるようになっている。

すなわち、第１エンジン制御用ＥＣＵ４０Ａは、第１ガスタービンエンジン１０Ａに対する出力制御信号を第２エンジン制御用ＥＣＵ４０Ｂに送信するとともに、第２エンジン制御用ＥＣＵ４０Ｂから送信されてくる第２ガスタービンエンジン１０Ｂに対する出力制御信号を受信する。第２エンジン制御用ＥＣＵ４０Ｂについても同様である。

これにより、各エンジン制御用ＥＣＵ４０は、各エンジン制御用ＥＣＵ４０が制御しているガスタービンエンジン１０（以下、「自エンジン」という）の出力と、他方のエンジン制御用ＥＣＵ４０が制御しているガスタービンエンジン１０（以下、「他エンジン」という）の出力を知ることができ、自エンジンの出力と他エンジンの出力の和として機体要求出力を取得することが可能になっている。

本実施例の場合にエンジン制御用ＥＣＵ４０によって行われるガスタービンエンジン１０の出力制御ルーチンは、実施例１における出力制御ルーチンのメインルーチン（図６）のステップ６０２で実行される機体要求出力ＰＳ＿ｔ演算サブルーチンの内容が異なるだ
けで、他のルーチンについては実施例１の場合と共通である。

以下、本実施例の場合の機体要求出力ＰＳ＿ｔ演算サブルーチンについて図１５のフローチャートに基づいて説明する。

まず、ステップ１５１において、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、他エンジンの出力ＰＳ＿ｏを検出する。これは他方のエンジン制御用ＥＣＵ４０から送信されてくる他エンジンの出力制御信号を受信することによってエンジン制御用ＥＣＵ４０に入力される。

ステップ１５２において、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、全空気流量Ｇａを算出する。具体的には、図５のガスタービンエンジンの動作特性に基づいて、現在のガスタービンエンジン１０の回転数Ｎ１、圧力比Ｐ３／Ｐ０、大気温度Ｔ０、大気圧Ｐ０に応じて、全空気流量Ｇａを算出する（Ｇａ←ｆ５（Ｎ１，Ｐ３／Ｐ０，Ｔ０，Ｐ０））。ここで、関数ｆ５は、図５のガスタービンエンジンの動作特性に基づいて、圧力比一定の条件下で回転数Ｎ１に応じた全空気流量Ｇａを算出する関数である。関数ｆ５は図５に基づいて予め求められており、回転数Ｎ１に応じて全空気流量Ｇａを求める関数又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されている。

ステップ１５３では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、タービン側空気流量Ｇｔを算出する。タービン側空気流量Ｇｔは前記したタービン側空気流量Ｇｔ演算サブルーチンを実行することで算出される。

ステップ１５４では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、抽気流量Ｇｃを算出する。図４に示したように、コンプレッサ１１で生成された圧縮空気は、一部（抽気流量Ｇｃ）が抽気流路１５から出力として取り出され、残り（タービン側空気流量Ｇｔ）が燃焼用の空気として燃焼器１２に導かれることから、抽気流量Ｇｃは、前記ステップ１５２で算出した全空気流量Ｇａから前記ステップ１５３で算出したタービン側空気流量Ｇｔを減算したものとして算出することができる（Ｇｃ←Ｇａ−Ｇｔ）。

ステップ１５５では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、自エンジン出力ＰＳ＿ｍを算出する。具体的には、前記ステップ１５４で算出した抽気流量Ｇｃを、ガスタービンエンジン１０の出力に換算する。出力と圧縮空気の流量との換算式は前記した数１を用いることができる。但し、ここでは、数１の換算式は、抽気流量Ｇｃ、圧力比Ｐ３／Ｐ０、コンプレッサ出口温度Ｔ３に応じて自エンジン出力ＰＳ＿ｍを算出する関数ｆ４又はマップとしてエンジン制御用ＥＣＵ４０内のＲＯＭに記憶されており、エンジン制御用ＥＣＵ４０はこの関数ｆ４又はマップに基づいて自エンジン出力ＰＳ＿ｍを算出する（ＰＳ＿ｍ←ｆ４（Ｇｃ，Ｐ３／Ｐ０，Ｔ３））。ここで、関数ｆ４は前記した関数ｆ１の逆関数であり、数４のように表される。

数４において、Ｊは熱の仕事当量、Ｃｐは比熱、κは比熱比、Ｐ３／Ｐ０は圧力比、Ｔ３はコンプレッサ出口温度、Ｇｃは抽気流量、ＰＳ＿ｍは自エンジン出力を表している。

ステップ１５６では、エンジン制御用ＥＣＵ４０は、機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出する。具体的には、前記ステップ１５１において検出した他エンジン出力ＰＳ＿ｏと、前記ステップ１５５において算出した自エンジン出力ＰＳ＿ｍとの和として機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出する（ＰＳ＿ｔ←ＰＳ＿ｍ＋ＰＳ＿ｏ）。

エンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力ＰＳ＿ｔを算出して本サブルーチンの実行を終了する。

これによりエンジン制御用ＥＣＵ４０は機体要求出力を取得することが可能になり、この機体要求出力に基づいて図６のステップ６０３以降のステップ及びサブルーチンを順次実行することにより、機体要求出力の半分の出力を各ガスタービンエンジン１０によって均等に分担して出力すべく目標回転数を設定することができる。その結果、２基のガスタービンエンジン１０は圧力比一定制御の下で同一回転数で運転されることになるので、双方の出力が均等になり、２基のガスタービンエンジン１０の耐久性・信頼性・冗長性を確保することが可能になる。

なお、以上述べた実施例は本発明を説明するための一例であって、本発明の本旨を逸脱しない範囲内において上記の実施形態には種々の変更を加え得ることはもちろんである。特に、上記実施例では２基のガスタービンエンジンを備えた飛翔機の制御装置について説明を行ったが、ガスタービンエンジンの搭載個数は２基に限られるものではなく、２基以上のガスタービンエンジンを備えた飛翔機に関しても上記実施例と同様の制御を実施することが可能である。

本発明の実施例に係る飛翔機の外観を示す図である。 本発明の実施例に係る推力発生器（ファン）の概略構成を示す図である。 本発明の実施例１に係る駆動源の概略構成を示す図である。 本発明の実施例に係るガスタービンエンジンの動作にかかわる圧縮空気の流れを示す図である。 本発明の実施例に係るガスタービンエンジンの動作特性を示す図である。 本発明の実施例に係るガスタービンエンジンの出力制御ルーチンを示すフローチャートである。 本発明の実施例１に係る全空気流量と回転数との関係を示す図である。 本発明の実施例１に係る機体要求出力演算サブルーチンを示すフローチャートである。 本発明の実施例１に係る推力制御信号と機体要求出力との関係を示す図である。 本発明の実施例に係る目標全空気流量演算サブルーチンを示すフローチャートである。 本発明の実施例に係るタービン側空気流量演算サブルーチンを示すフローチャートである。 本発明の実施例に係る燃料噴射量演算サブルーチンを示すフローチャートである。 本発明の実施例に係る燃料噴射制御系を示す図である。 本発明の実施例２に係る駆動源の概略構成を示す図である。 本発明の実施例２に係る機体要求出力演算サブルーチンを示すフローチャートである。

符号の説明

１・・・飛翔機
２・・・推力発生器
３・・・リアクションジェットノズル
４・・・乗員席
５・・・駆動源
１０Ａ／Ｂ・・・第１／２ガスタービンエンジン
１１Ａ／Ｂ・・・第１／２コンプレッサ
１２Ａ／Ｂ・・・第１／２燃焼器
１３Ａ／Ｂ・・・第１／２タービン
１４Ａ／Ｂ・・・第１／２回転軸
１５Ａ／Ｂ・・・第１／２抽気通路
１６Ａ／Ｂ・・・第１／２逆止弁
１７・・・集合空気流路
１８・・・推力用空気流路
１９・・・流量制御弁
２１・・・ファン駆動用タービン
２２・・・減速器
２３・・・ファン
３１・・・姿勢制御用空気流路
３２・・・電磁弁
４０Ａ／Ｂ・・・第１／２エンジン制御ＥＣＵ
４１・・・機体制御ＥＣＵ
４２Ａ／Ｂ・・・第１／２回転角センサ
４３Ａ／Ｂ・・・第１／２燃料噴射弁

Claims (2)

1. 複数のガスタービンエンジンと、
   前記各ガスタービンエンジンから抽気される圧縮空気がそれぞれ流通する抽気流路と、
   前記各抽気流路を流通する圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、
   前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生装置と、
   前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御装置と、
   前記推力発生装置に供給される圧縮空気の量を制御する推力用流量制御装置と、
   前記姿勢制御装置に供給される圧縮空気の量を制御する姿勢制御用流量制御装置と、
   前記各ガスタービンエンジンをそれぞれ制御するエンジン制御手段と、
   運転者からの推力制御信号及び姿勢制御信号に基づいて前記推力用流量制御装置及び前記姿勢制御用流量制御装置を制御する機体制御手段と、
   を備えた飛翔機の制御装置において、
   前記各エンジン制御手段は、前記運転者からの推力制御信号を入力可能とし、入力された推力制御信号に基づいて前記各ガスタービンエンジンを制御することを特徴とする飛翔機の制御装置。
2. 複数のガスタービンエンジンと、
   前記各ガスタービンエンジンから抽気される圧縮空気がそれぞれ流通する抽気流路と、
   前記各抽気流路を流通する圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、
   前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生装置と、
   前記集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御装置と、
   前記推力発生装置に供給される圧縮空気の量を制御する推力用流量制御装置と、
   前記姿勢制御装置に供給される圧縮空気の量を制御する姿勢制御用流量制御装置と、
   前記各ガスタービンエンジンをそれぞれ制御するエンジン制御手段と、
   運転者からの推力制御信号及び姿勢制御信号に基づいて前記推力用流量制御装置及び前記姿勢制御用流量制御装置を制御する機体制御手段と、
   を備えた飛翔機の制御装置において、
   前記各エンジン制御手段は、各々のエンジン制御信号を相互に通信し合い、全てのエンジン制御信号に基づいて前記各ガスタービンエンジンを制御することを特徴とする飛翔機の制御装置。
   

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