JP2011043136A - ガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置 - Google Patents

Abstract

【目的】排ガス温度が低い不安定領域であっても、エンジン始動時の噴霧性能低下に伴う白煙が発生することがないようにしたガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置を提供する。
【解決手段】検出された圧縮機の出力圧Ｐ３に基づいてエンジンの始動時の第１の燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３を算出すると共に、検出された流入空気の温度Ｔ１と排ガスの温度ＥＧＴと圧縮機の回転数Ｎ２と流入空気の圧力Ｐ１に基づいてエンジンの始動時の第２の燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔを算出し、検出された排ガスの温度ＥＧＴに基づいて第１の燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３と第２の燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔのいずれかを選択すると共に、選択された燃料流量に基づいて燃料調整弁３２の開閉を制御するように構成する。
【選択図】図２

Description

この発明はガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置、具体的には、エンジン始動時の最適な燃料流量を決定し、その燃料流量を制御する装置に関する。

ガスタービン・エンジンの燃料ノズルにはタービン圧縮機（タービンによって駆動される圧縮機）によって圧縮された空気が送られ、燃料ノズルは燃料供給路から供給される燃料をその圧縮空気で噴霧化して燃焼器に噴射している。タービン圧縮機による圧縮空気のみを用いる燃料ノズルは、エア・ブラスト・ノズルと呼ばれる。

一方、下記特許文献１，２のように、タービン圧縮機とは別の圧縮機によって圧縮された空気も導入するようにした燃料ノズルは、エア・アシスト・ノズルと呼ばれる。エア・アシスト・ノズルではエンジン始動時などタービン回転数が低い場合でも、燃料の噴霧性能が低下することがない点で優れている。

特開昭５４−４７０１８号公報 特開平３−１０５１０４号公報

しかしながら、エア・アシスト・ノズルでは別途の圧縮機を要するため、装置の大型化やコスト増大などの問題があった。そこで、エア・ブラスト・ノズルが着目されることになるが、エア・ブラスト・ノズルではエンジン始動時などタービン回転数が低い場合、噴霧性能が低下するため、適切な燃料流量を供給しないと白煙が発生するといった問題があった。

エア・ブラスト・ノズルの噴霧性能はもっぱら圧縮機の出力圧によるため、エンジン始動時の燃料流量は圧縮機の出力圧に基づいて算出される。

しかしながら、圧縮機の出力圧に基づいて算出される燃料流量は、エンジンのその他の状態パラメータを考慮しないため、排ガス温度が低い不安定領域にあっては必ずしも最適な燃料流量となるわけではなかった。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、排ガス温度が低い不安定領域であっても、エンジン始動時の噴霧性能低下に伴う白煙が発生することがないようにしたガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置を提供することにある。

上記の目的を達成するために、請求項１にあっては、ガスタービン・エンジンの燃焼器に供給される空気を圧縮する圧縮機の出力圧を検出する第１の圧力センサと、前記エンジンの空気取り入れ口の流入空気の温度を検出する第１の温度センサと、前記燃焼器から噴射される燃焼ガスによって回転させられるタービンを通過した排ガスの温度を検出する第２の温度センサと、前記圧縮機の回転数を検出する回転数センサと、前記流入空気の圧力を検出する第２の圧力センサと、少なくとも前記検出された圧縮機の出力圧に基づいて前記エンジンの始動時の第１の燃料流量を算出する第１の始動時燃料流量算出手段と、前記検出された流入空気の温度と排ガスの温度と圧縮機の回転数と流入空気の圧力に基づいて前記エンジンの始動時の第２の燃料流量を算出する第２の始動時燃料流量算出手段と、前記エンジンの燃料供給路に設けられて前記燃焼器に供給される燃料流量を調整する燃料調整弁と、前記検出された排ガスの温度に基づいて前記第１の燃料流量と第２の燃料流量のいずれかを選択すると共に、前記選択された燃料流量に基づいて前記燃料調整弁の開閉を制御する燃料調整弁制御手段とを備える如く構成した。

また、請求項２に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置にあっては、前記第１の始動時燃料流量算出手段は、前記検出された圧縮機の出力圧に加え、前記検出された流入空気の温度に基づいて前記第１の燃料流量を算出する如く構成した。

請求項１に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置にあっては、算出された圧縮機の出力圧に基づいてエンジンの始動時の第１の燃料流量を算出すると共に、検出された流入空気の温度と排ガスの温度と圧縮機の回転数と流入空気の圧力に基づいてエンジンの始動時の第２の燃料流量を算出し、検出された排ガスの温度に基づいて第１の燃料流量と第２の燃料流量のいずれかを選択すると共に、選択された燃料流量に基づいて燃料調整弁の開閉を制御する如く構成、即ち、圧縮機の出力圧に基づいて算出された第１の燃料流量のみをエンジン始動時の燃料流量として画一的に用いるのではなく、排ガスの温度に応じ、流入空気の温度と排ガスの温度と圧縮機の回転数と流入空気の圧力といった種々の状態パラメータに基づいて算出された第２の燃料流量をエンジン始動時の燃料流量として用いる如く構成したので、排ガス温度が低い不安定領域であっても、エンジン始動時の燃料流量を最適なものとすることができる。それにより、エンジン始動時における噴霧性能低下に伴う白煙が発生することを防止することができる。

請求項２に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置にあっては、検出された圧縮機の出力圧に加え、検出された流入空気の温度に基づいて第１の燃料流量を算出する如く構成したので、第１の燃料流量についてエンジン始動時の一層最適な燃料流量を算出することができる。

この発明の実施例に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置の前提となるガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。 図１のＥＣＵ（電子制御ユニット）による始動時燃料流量の算出を説明するブロック図である。 図２の始動時燃料流量切替ブロックにおける燃料流量切替について説明するタイム・チャートである。

以下、添付図面に即してこの発明に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置を実施するための形態について説明する。

図１は、そのガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置の前提となるガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。

図１において、符号１はこの発明に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置を示す。理解の便宜のため、この装置の前提となるガスタービン・エンジンについて説明する。

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・エンジンについて説明する。

図１において、符号１０はターボファン・エンジン（ガスタービン・エンジン。以下「エンジン」という）を示し、符号１０ａはエンジン本体を示す。エンジン１０は航空機（機体。図示せず）の適宜位置にマウントされる。

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（コンプレッサ）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。

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。

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。

燃焼器２６には燃料ノズル２８が備えられ、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニットあるいは燃料制御部）３０で調量された燃料が圧送される。即ち、ＦＣＵ３０は燃料調整弁（ＦＭＶ（Fuel Metering Valve））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、燃料調整弁３２で調量された後、燃料供給路３８を通って燃料ノズル２８に供給される。

燃料調整弁３２は、具体的には、それに接続されるトルクモータ３２ａによって開閉させられると共に、トルクモータ３２ａは後述するＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット）から発せられる指令に基づいて燃料調整弁３２を開閉駆動する。ＥＣＵはパイロットによって操作されるスラストレバー（図示なし）の位置に応じた指令を発する。また、燃料調整弁３２の付近にはその開度を検出する開度センサ３２ｂが設置される。尚、燃料調整弁３２はノーマル・クローズ型の弁である。

また、燃料供給路３８には、燃料遮断弁（ＳＯＶ（Shut Off Valve））３８ａが介挿される。燃料遮断弁３８ａはそれに接続される電磁ソレノイド３８ｂによって開閉させられると共に、電磁ソレノイド３８ｂは後述するＥＣＵから発せられる指令に基づいて燃料遮断弁３８ａを動作させる。具体的には、遮断指令が発せられると、燃料ノズル２８への燃料供給を遮断するように燃料遮断弁３８ａを閉弁させる。また、燃料遮断弁３８ａの付近には、その弁位置を検出する位置センサ３８ｃが設置される。尚、燃料遮断弁３８ａはノーマル・クローズ型の弁である。

燃料ノズル２８には高圧圧縮機２４から圧縮空気が圧送され、燃料供給路３８から供給される燃料はその圧縮空気で噴霧化される。燃料ノズル２８は、高圧圧縮機２４による圧縮空気のみを噴霧化に利用するエア・ブラスト・ノズル型のノズルである。

燃料ノズル２８から噴霧された燃料は、圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグからなるイグニッション装置（図示せず）によって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。

燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン４０に噴射され、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２４ａ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。

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（高圧タービン４０を通過したガスは燃焼器から噴射されるガスに比して低圧となる）、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およびファン１２を回転させる。

低圧タービン４２を通過した排ガス（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。

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。

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、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、前記したように燃料ノズル２８に圧送される。

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と高圧（燃料）ポンプ３４に伝えられて高圧（燃料）ポンプ３４を駆動し、前記したように調量された燃料は燃料ノズル２８に供給され、噴霧化される。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。

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、ＰＭＡ６０とスタータ５２を駆動する。それによって、ＰＭＡ６０は発電すると共に、スタータ５２も発電して機体に電力を供給する。従って、特に機体側の電力負荷が増大すると、スタータ５２による発電量が増大し、高圧タービン軸４０ａの回転負荷が増大することになり、後述する高圧圧縮機回転数に影響を与えることになる。

エンジン１０において、低圧タービン軸４２ａの付近にはＮ１センサ（回転数センサ）６２が配置され、低圧圧縮機回転数（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、高圧圧縮機回転数（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。

またエンジン本体１０ａの前面の空気取り入れ口６６の付近にはＴ１センサ（温度センサ）６８およびＰ１センサ（圧力センサ）７０が配置され、流入空気の温度（航空機の外気温）Ｔ１および圧力Ｐ１に比例する信号を出力すると共に、後述するＥＣＵ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。また、ＥＣＵの内部には温度センサ（図示せず）も設けられてＥＣＵの温度に比例する信号を出力する。大気圧Ｐ０と圧力Ｐ１の比から、航空機の飛行速度を示すマッハ数Ｍｎが算出される。また、大気圧Ｐ０から航空機が飛行する高度ＡＬＴが算出される。

またロータ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と共に、低圧タービン４２の下流の適宜位置にはＥＧＴセンサ（温度センサ）７６が配置され、排ガス温度ＥＧＴ（低圧タービン出口温度）に比例する信号を出力する。さらに、機体の車輪付近にはＷＯＷセンサ（重量センサ）８０が設置され、車輪にかかる重量を示す信号、即ち、機体が地上に接地しているか否かの信号を出力する。

上記したセンサ種の内のいくつかは、安全性向上のため、冗長化される。具体的には、Ｎ１センサは２個、Ｎ２センサは４個、Ｔ１センサは２個、ＥＧＴセンサは８個、Ｐ０センサは２個、Ｐ１センサは２個（機体側からマッハ数Ｍｎ信号が送信され、それを利用して圧力Ｐ１を算出する場合、０個）、Ｐ３センサは２個設けられる。

エンジン本体１０ａの上端位置には前記したＥＣＵ（符号８２で示す）が収納される。上記したエンジン１０の運転状態を示すセンサ群の出力は、ＥＣＵ８２に送られる。

ＥＣＵ８２は、センサ群の出力に基づいて種々のエンジン制御を実行する。その制御の１つとして、ＥＣＵ８２はセンサ群の出力に基づいてエンジン始動時の燃料流量を算出し、算出された燃料流量が燃料ノズル２８（燃焼器２６）に供給されるように燃料調整弁３２の開閉を制御する。このように、前記した始動時燃料制御装置１は、ＥＣＵ８２とセンサ群と燃料調整弁３２から少なくともなる。以下、ＥＣＵ８２による始動時燃料流量の算出について説明する。

図２は、ＥＣＵ８２による始動時燃料流量の算出を説明するブロック図である。ＥＣＵ８２による始動時燃料流量の算出は所定時間、例えば１００ｍｓｅｃごとに実行される。

ＥＣＵ８２は、第１の始動時燃料流量算出ブロック８２ａと第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂと始動時燃料流量切替ブロック８２ｃとを備える。

第１の始動時燃料流量算出ブロック８２ａの基本燃料流量算出ブロック８２ａ１には、高圧圧縮機２４の出力圧Ｐ３が入力され、出力圧Ｐ３に基づいて基本燃料流量ＷｆＰ３Ｃが算出される。具体的には、基本燃料流量Ｗｆと出力圧Ｐ３の比が一定値（６６）をとるという関係の下、基本燃料流量ＷｆＰ３Ｃが算出される。

第１の始動時燃料流量算出ブロック８２ａの燃料補正係数算出ブロック８２ａ２には、流入空気の温度Ｔ１が入力され、温度Ｔ１に基づいて燃料補正係数αが算出される。燃料補正係数αは、標準温度（２８８．１５Ｋ（１５℃））における燃料流量に対する温度補正を行うためのものである。

算出された基本燃料流量ＷｆＰ３Ｃと燃料補正係数αは乗算ブロック８２ａ３で乗算され、第１の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３が算出される。

一方、第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂの温度基準燃料流量算出ブロック８２ｂ１には、流入空気の温度Ｔ１と排ガス温度ＥＧＴが入力され、それら温度パラメータに基づいて予め設定されたマップあるいはデータテーブルを用いて温度基準燃料流量Ｗｆ＿ｓｔ（ｐｐｈ）が算出される。

温度基準燃料流量Ｗｆ＿ｓｔ（ｐｐｈ）はエンジンの熱的状態を考慮して算出されるものであり、図示の如く、流入空気の温度Ｔ１の増加に伴って減少すると共に、排ガス温度ＥＧＴの増加に伴って増加する。即ち、排ガス温度ＥＧＴと流入空気の温度Ｔ１の差が大きい場合、エンジンが熱的に高い状態にあるので、温度基準燃料流量Ｗｆ＿ｓｔ（ｐｐｈ）は小さい値となり、逆に排ガス温度ＥＧＴと流入空気の温度Ｔ１の差が小さい場合、エンジンが熱的に低い状態にあるので、温度基準燃料流量Ｗｆ＿ｓｔ（ｐｐｈ）は大きい値となる。

第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂの回転数基準燃料流量算出ブロック８２ｂ２には、高圧圧縮機回転数Ｎ２とその１回微分値Ｎ２ｄｏｔ（Ｎ２変化率）が入力され、それら回転数パラメータに基づいて予め設定されたマップあるいはデータテーブルを用いて回転数基準燃料流量Ｎ２＿ｍｏｄが算出される。高圧圧縮機回転数Ｎ２の１回微分値Ｎ２ｄｏｔは前段の導関数計算ブロック８２ｂ３で算出される。

回転数基準燃料流量Ｎ２＿ｍｏｄは高圧タービン４０によって駆動される高圧圧縮機２４の圧縮力を考慮して算出されるものであり、高圧圧縮機回転数Ｎ２の増加に伴って増加すると共に、１回微分値Ｎ２ｄｏｔの増加に伴っても増加する。即ち、高圧圧縮機２４の圧縮力が高い場合、回転数基準燃料流量Ｎ２＿ｍｏｄは大きな値となり、逆に高圧圧縮機２４の圧縮力が低い場合、回転数基準燃料流量Ｎ２＿ｍｏｄは小さな値となる。

第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂの圧力補正計算ブロック８２ｂ４には、流入空気の圧力Ｐ１が入力され、圧力Ｐ１に基づいて圧力補正係数βが算出される。圧力補正係数βはＰ１を基準大気圧（１．０３３２ｋｇｆ／ｃｍ^２）で除して得られるものである。

算出された温度基準燃料流量Ｗｆ＿ｓｔ（ｐｐｈ）と回転数基準燃料流量Ｎ２＿ｍｏｄと圧力補正係数βは乗算ブロック８２ｂ５で乗算され、第２の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔが算出される。

第１の始動時燃料流量算出ブロック８２ａで算出された第１の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３と第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂで算出された第２の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔは、始動時燃料流量切替ブロック８２ｃに入力される。また、排ガス温度ＥＧＴも入力される。

始動時燃料流量切替ブロック８２ｃでは、排ガス温度ＥＧＴに基づいて燃料流量切替が実行される。

図３は、その燃料流量切替について説明するタイム・チャートである。

図示のように、排ガス温度ＥＧＴが５３０℃を超えると第２の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔから第１の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３に切り替えられる。即ち、排ガス温度ＥＧＴが５３０℃以下では第２の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔが始動時燃料流量として選択されると共に、排ガス温度ＥＧＴが５３０℃を超えると第１の始動時燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３が始動時燃料流量として選択される。

始動時燃料流量切替ブロック８２ｃからは、そこで選択された始動時燃料流量に応じた燃料調節弁３２の駆動指令値が出力される。燃料調節弁３２はその駆動指令値に基づいて開閉され、選択された始動時燃料流量相当の燃料を燃料ノズル２８に供給する。

上記した如く、この実施例にあっては、ガスタービン・エンジン（１０）の燃焼器（２６）に供給される空気を圧縮する圧縮機（高圧圧縮機２４）の出力圧（Ｐ３）を検出する第１の圧力センサ（Ｐ３センサ７４）と、前記エンジンの空気取り入れ口（６６）の流入空気の温度（Ｔ１）を検出する第１の温度センサ（Ｔ１センサ６８）と、前記燃焼器から噴射される燃焼ガスによって回転させられるタービン（高圧タービン４０、低圧タービン４２）を通過した排ガスの温度（ＥＧＴ）を検出する第２の温度センサ（ＥＧＴセンサ７６）と、前記圧縮機の回転数（Ｎ１、Ｎ２）を検出する回転数センサ（Ｎ１センサ６２、Ｎ２センサ６４）と、前記流入空気の圧力（Ｐ１）を検出する第２の圧力センサ（Ｐ１センサ７０）と、少なくとも前記検出された圧縮機の出力圧に基づいて前記エンジンの始動時の第１の燃料流量（Ｗｆ＿Ｐ３）を算出する第１の始動時燃料流量算出手段（ＥＣＵ８２、第１の始動時燃料流量算出ブロック８２ａ）と、前記検出された流入空気の温度と排ガスの温度と圧縮機の回転数と流入空気の圧力に基づいて前記エンジンの始動時の第２の燃料流量（Ｗｆ＿Ｓｔ）を算出する第２の始動時燃料流量算出手段（ＥＣＵ８２、第２の始動時燃料流量算出ブロック８２ｂ）と、前記エンジンの燃料供給路（３８）に設けられて前記燃焼器に供給される燃料流量を調整する燃料調整弁（３２）と、前記検出された排ガスの温度に基づいて前記第１の燃料流量と第２の燃料流量のいずれかを選択すると共に、前記選択された燃料流量に基づいて前記燃料調整弁の開閉を制御する燃料調整弁制御手段（ＥＣＵ８２、始動時燃料流量切替ブロック８２ｃ）とを備える如く構成した。

即ち、圧縮機（高圧圧縮機２４）の出力圧Ｐ３に基づいて算出された第１の燃料流量Ｗｆ＿Ｐ３のみをエンジン始動時の燃料流量として画一的に用いるのではなく、排ガスの温度ＥＧＴに応じ、流入空気の温度Ｔ１と排ガスの温度ＥＧＴと圧縮機の回転数Ｎ１と流入空気の圧力Ｐ１といった種々の状態パラメータに基づいて算出された第２の燃料流量Ｗｆ＿Ｓｔをエンジン始動時の燃料流量として用いる如く構成したので、排ガス温度ＥＧＴが低い不安定領域であっても、エンジン始動時の燃料流量を最適なものとすることができる。それにより、エンジン始動時における噴霧性能低下に伴う白煙が発生することを防止することができる。

また、前記第１の始動時燃料流量算出手段は、前記検出された圧縮機の出力圧（Ｐ３）に加え、前記検出された流入空気の温度（Ｔ１）に基づいて前記第１の燃料流量（Ｗｆ＿Ｐ３）を算出する如く構成した。

それにより、第１の燃料流量についてエンジン始動時の一層最適な燃料流量を算出することができる。

尚、上記においては２軸のターボファン・エンジンを例にとって説明したが、ターボジェット・エンジン、その他のターボファン・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・エンジンに対してこの発明に係るガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置を適用しても良い。

１０ エンジン、２４ 高圧圧縮機、２６ 燃焼室、３２ 燃料調整弁、４０ 高圧タービン、４２ 低圧タービン、６２ Ｎ１センサ（回転数センサ）、６４ Ｎ２センサ（回転数センサ）、６６ 空気取り入れ口、６８ Ｔ１センサ（第１の温度センサ）、７０ Ｐ１センサ（第２の圧力センサ）、７４ Ｐ３センサ（第１の圧力センサ）、７６ ＥＧＴセンサ（第２の温度センサ）、８２ ＥＣＵ、８２ａ 第１の始動時燃料流量算出ブロック、８２ｂ 第２の始動時燃料流量算出ブロック、８２ｃ 始動時燃料流量切替ブロック

Claims (2)

1. ａ．ガスタービン・エンジンの燃焼器に供給される空気を圧縮する圧縮機の出力圧を検出する第１の圧力センサと、
   ｂ．前記エンジンの空気取り入れ口の流入空気の温度を検出する第１の温度センサと、
   ｃ．前記燃焼器から噴射される燃焼ガスによって回転させられるタービンを通過した排ガスの温度を検出する第２の温度センサと、
   ｄ．前記圧縮機の回転数を検出する回転数センサと、
   ｅ．前記流入空気の圧力を検出する第２の圧力センサと、
   ｆ．少なくとも前記検出された圧縮機の出力圧に基づいて前記エンジンの始動時の第１の燃料流量を算出する第１の始動時燃料流量算出手段と、
   ｇ．前記検出された流入空気の温度と排ガスの温度と圧縮機の回転数と流入空気の圧力に基づいて前記エンジンの始動時の第２の燃料流量を算出する第２の始動時燃料流量算出手段と、
   ｈ．前記エンジンの燃料供給路に設けられて前記燃焼器に供給される燃料流量を調整する燃料調整弁と、
   ｉ．前記検出された排ガスの温度に基づいて前記第１の燃料流量と第２の燃料流量のいずれかを選択すると共に、前記選択された燃料流量に基づいて前記燃料調整弁の開閉を制御する燃料調整弁制御手段と、
   を備えることを特徴とするガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置。
2. 前記第１の始動時燃料流量算出手段は、前記検出された圧縮機の出力圧に加え、前記検出された流入空気の温度に基づいて前記第１の燃料流量を算出することを特徴とする請求項１記載のガスタービン・エンジンの始動時燃料制御装置。

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