JP2016128684A - 可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフト、ターボプロペラエンジンのモデルに基づく制御のための方法及びシステム - Google Patents

Abstract

【課題】可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフト、ターボプロペラエンジンのモデルに基づく制御のための方法及びシステムを提供する。【解決手段】機械的な歯車列でファンプロペラを駆動するガスタービンと、前記ファンプロペラのための専用のピッチ変更機構とを備えている航空機エンジンのための方法及び制御システムが、燃料流量信号入力部と、ピッチ変更機構信号入力部と、ピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）及び燃料流量（Ｗｆ）を少なくとも２つの被制御出力及び一式の制約へと関連付けるための被制御設備とを含む。被制御設備及び／又は制約を第１及び第２の被制御出力のための２つの別個の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離する非干渉制御部と、分離させられた被制御出力からの制約及びお互いからの制約を分離する非干渉制御部とが、制約及び出力を協調的に制御しつつガスタービン及びファンプロペラの協調的な制御をもたらす。【選択図】図１Ａ

Description

本発明は、可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフト、ターボプロペラエンジンのための制御システムに関する。

いくつかのファンエンジン（「プロップファン」エンジンとしても知られる）においては、ファンプロペラの軸線が、ガスエンジンの軸線に対して平行又は同軸である。典型的に、ターボシャフト、ターボプロペラエンジンにおいては、１つ以上のプロペラの軸線が、ガスエンジンの軸線に垂直になる。いずれの構成においても、ファン又はプロペラは、固定のピッチ又は可変のピッチを有することができる。ピッチが可変である場合、エンジンは、専用のピッチ変更機構（ＰＣＭ）を更に有することができる。プロペラ速度（Ｎｒ）は、純粋に機械的な歯車列による変換を介してガスエンジンの出力タービンの軸速度（Ｎ１）に比例し、即ちＮｒ＝Ｋｇｂ＊Ｎ１であり、ここでＫｇｂはギヤ比を表す定数である。ファン又はプロペラ速度Ｎｒを制御することは、出力タービンの速度を制御することと等価である。一般に、推力は、プロペラ速度Ｎｒの関数となり、ガスエンジンの高圧（ＨＰ）タービンの軸速度（Ｎ２）又はエンジン圧力比（ＥＰＲ）のいずれかの関数ともなるように計画される。主たる課題は、外乱並びに内部の既知の変動（これらに限られるわけではないが、可変の抽気弁及び可変の静翼）を除去しつつ、これに限られるわけではないが負荷変化など、これらに限られるわけではないがコア圧力（Ｐｘ）、排気温度（Ｔ）、コア速度（Ｎ２ｄｏｔ）、及び／又はトルク（Ｔｑ）などの一式の有効制約（ａｃｔｉｖｅ ｃｏｎｓｔｒａｉｎ）を所定の限界にとどまるように維持しつつ、プロペラ速度（Ｎｒ）、ＨＰタービン軸速度（Ｎ１）、及び任意のＰＣＭピッチ角の主制御を調整することである。

有効制約を受け入れながらファン又はプロペラとエンジンとを協調的に制御する可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフト、ターボプロペラエンジンのための体系的（ｓｙｓｔｅｍａｔｉｃ）な制御方法及び完結した制御システムが、依然として必要とされている。

米国特許第９，０８１，３７８号明細書

一態様において、実施形態は、機械的な歯車列でファンプロペラを駆動するガスタービンと、ファンプロペラのための専用のピッチ変更機構とを備えている航空機エンジンのための制御システムに関する。制御システムは、燃料流量信号入力部と、ピッチ変更機構信号入力部と、ピッチ変更機構信号入力部からのピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）及び燃料流量（Ｗｆ）燃料流量信号入力部を少なくとも２つの被制御出力、少なくとも１つの制約、及び少なくとも１つの既知の内乱入力に関連付ける被制御設備と、前記被制御設備を前記第１及び第２の被制御出力のための２つの別個の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離するための非干渉（ｄｅｃｏｕｐｌｉｎｇ）制御部と、各々の制約がＳＩＳＯ制御ループへと分離されるように、前記分離させられた被制御出力からの制約及びお互いからの制約を分離するための非干渉制御部と、を備える。前記被制御出力のうちの第１の被制御出力は、プロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）のいずれかであり、前記被制御出力のうちの第２の被制御出力は、エンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、又はエンジントルク（Ｔｑ）である。前記制約は、コア速度（Ｎ２ｄｏｔ）、コア圧力（Ｐｘ）、排気温度（Ｔ）、及びエンジントルク（Ｔｑ）であってよい。

別の態様において、実施形態は、機械的な歯車列でファンプロペラを駆動するガスタービンと、燃料アクチュエータと、ピッチ変更機構アクチュエータとを備えている航空機エンジンを制御する方法に関する。本方法は、燃料流量信号を受信するステップと、ピッチ変更機構信号を受信するステップと、被制御設備において、ピッチ変更機構信号からのピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）及び燃料流量（Ｗｆ）燃料流量信号を少なくとも２つの被制御出力へと関連付けるステップと、前記被制御設備を第１及び第２の被制御出力のための２つの別々の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離するステップと、前記分離させられた被制御出力からの制約及びお互いからの制約を、制約の各々がＳＩＳＯ制御ループへと分離されるように分離するステップと、を含む。前記被制御出力のうちの第１の被制御出力は、プロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）のいずれかであり、前記被制御出力のうちの第２の被制御出力は、エンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、又はエンジントルク（Ｔｑ）である。前記制約は、コア速度（Ｎ２ｄｏｔ）、コア圧力（Ｐｘ）、排気温度（Ｔ）、及びエンジントルク（Ｔｑ）であってよい。

本明細書に記載の技術を、以下の説明を参照し、添付の図面と併せて検討することによって、最もよく理解することができる。

飛行中の航空機の可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための主たる制御の構成のブロック図である。 逆推力の状態又は地上の航空機のいずれかにおける可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための主たる制御の構成のブロック図である。 可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための主たる制御の構成におけるフィードフォワード制御動作のブロック図を示している。 可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための主たる制御の構成におけるピッチ角サーボ制御のブロック図を示している。 可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための主たる制御の構成におけるエンジン燃料流量サーボ制御のブロック図である。 可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンのための制約非干渉制御の構成のブロック図である。 可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフトターボプロップエンジンを複数備える航空機のためのエンジン間の速度位相同期の構成のブロック図である。

本発明は、ファン又はプロペラ（ファンプロペラ）とガスエンジンとを単一の被制御設備として取り扱う制御システムを提供する。この制御システムの構成は、制御対象となるすべての出力及び制約を含み、既知の外乱除去を考慮し、参照値の急激な変化に対して堅固である。したがって、本発明は、可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフト、ターボプロペラエンジン（ダクトがあっても、ダクトがなくてもよい）の制御のための全体的（ｈｏｌｉｓｔｉｃ）且つ分離可能（ｓｅｐａｒａｔａｂｌｅ）な技術的解決策として、完結且つ体系的でありながら簡潔でもある方法及びシステムを提供する。

可変ピッチのファンエンジン又はターボシャフト、ターボプロペラエンジンの一実施形態のための基本的な制御システムの構成が、図１Ａ及び図１Ｂに示されている。図１Ａは、飛行中の航空機の制御システム１０を示し、図１Ｂは、地上又は逆推力の状態の航空機の制御システムの構成１２を示している。

制御入力は、燃料アクチュエータ（燃料流量サーボ制御部６２に統合されている）からの燃料流量（Ｗｆ）２０及びＰＣＭアクチュエータ（ＰＣＭピッチ角サーボ制御部６４に統合されている）からのＰＣＭピッチ角（ＢｅｔａＰ）２２である。他の可変のジオメトリ（ＶＧ）は、既知の外乱入力と考えられる。被制御出力２４のうちの１つは、プロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）（関係Ｎｒ＝Ｋｇｂ＊Ｎ１に基づく）のいずれかであってよく、Ｎｘと称される。第２の被制御出力２６は、エンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、及びエンジントルク（Ｔｑ）のいずれかであってよい。明瞭且つ簡潔にするために、以下の系統的論述に関して本明細書に示される被制御出力２４、２６は、Ｎｘ（第１の被制御出力２４）及びＮ２（第２の被制御出力２６）である。制御の方法論における典型的な制約として、これらに限られるわけではないが最低圧力限界（ＭｉｎＰｘ）、最高圧力限界（ＭａｘＰｘ）、最高温度限界（ＭａｘＴ）、最大トルク限界（ＭａｘＴｑ）、最小速度限界（ＭｉｎＮ２ｄｏｔ）、及び最大速度限界（ＭａｘＮ２ｄｏｔ）など、最小（最低）及び最大（最高）限界を挙げることができる。

被制御出力２４、２６（Ｎ２及びＮｘ）は、制御システムの構成１０、１２においてフィードバックループの基礎を形成する。これらのフィードバック信号は、Ｎ２Ｒｅｆ及びＮｘＲｅｆと称される整形（又は、フィルタ処理）された参照値と組み合わせられる。フィードバック信号と整形された参照値Ｎ２Ｒｅｆ及びＮｘＲｅｆとを組み合わせることによって、トラッキング誤差信号が形成される。トラッキング誤差信号を、参照値トラッキングＳＩＳＯ制御部を通過した後に、空気力学的な負荷の変化の被制御出力２４、２６（Ｎｘ及びＮ２）への影響を考慮することによってもたらされるフィードフォワード制御動作と組み合わせることができる。トラッキングＳＩＳＯ制御部の出力とフィードフォワード制御とを組み合わせることで、疑似入力

３０、３２が形成される。疑似入力から最も要求の厳しい入力を選択するための選択ロジック４８の適用が、制約非干渉制御（ｃｏｎｓｔｒａｉｎｔ ｄｅｃｏｕｐｌｉｎｇ ｃｏｎｔｒｏｌ）及び被制御出力トラッキング制御からもたらされる。制約非干渉制御からもたらされる疑似入力は、疑似入力３０、３２のうちの少なくとも１つを置き換え、主非干渉制御３４のための入力を形成することができる。主非干渉制御の出力は、制御入力コマンドの基礎を形成する。制御入力コマンドは、被制御出力２４、２６及び被制御制約５０を生成する被制御設備２８に加えて、燃料流量サーボ制御部６２及びＰＣＭピッチ角サーボ制御部６４に送られる。

被制御設備２８は、積分器と、アクチュエータと、エンジンの動力学と間の関係を記述する関数要素を備える。本明細書に提示されるシステムによれば、アクチュエータの要素は、一次又は二次の伝達関数を含むことができる。一般性を失うことなく、アクチュエータを、本明細書に提示される系統的論述において、一次の遅れ装置と考えることができる。したがって、制御システムの状態は、エンジンの動的な状態、アクチュエータの状態、及び積分器の状態を含む。

被制御設備２８、即ち制御システム１０、１２の被制御部分又はプロセスは、状態（ｘ）、制御入力（ｕ）、外乱入力（ｄ）、出力（ｙ）、及び制約（ｙ_c）を、ｘ＝［Ｎ₂ Ｎ_x Ｗｆ β_p Ｗｆ_I βｐ_I］^T、

、ｄ＝［ＶＧ₁ ＶＧ₂ ＶＧ₃ ＶＧ₄ ＶＧ₅］^T、ｙ＝［Ｎ₂ Ｎ_x］^T、及びｙ_c＝［Ｐ_x Ｔ Ｔ_q Ｎｄｏｔ］^Tに従って含む。

元の被制御設備２８が、以下の式で表されると仮定する。

サンプルｋにおいて、システムの状態ｘ_k、入力

、外乱ｄ_k、及び出力

が既知である。したがって、偏差変数（ｄｅｖｉａｔｉｏｎ ｖａｒｉａｂｌｅｓ）は、現在の動作状態について表される。

条件からの偏差変数を定義する。

、及び

偏差変数に関するシステムの局所線形モデルを、

として導出することができ、ここでＦ_kは、１つのサンプルについての自由応答であり、

である。

状態更新が明示的には入力に依存しないエンジンの動力学及びアクチュエータの動力学に関連する状態について、

及び

が存在する。
したがって、

及び

である。
積分器について、

であり、ここでＴ_sは、サンプリング時間である。
被制御出力及び制約について、

である。

積分器の入力を被制御設備の制御入力として使用し、アクチュエータ及び積分器によって導入された高い相対次数ゆえに、Ｄ_u＝０且つＤ_cu＝０である。制御システムの状態空間摂動モデルは、以下のとおりである。

定義により、

、及び

であることに注意すべきである。

とし、以下の近似を許容する。

次に、制御方法及びシステムに目を向け、主非干渉制御３４について考察する。プロペラ速度及びエンジン速度の制御のための被制御出力ｙ（２４、２６）が、相対次数３をそれぞれ有する変数Ｎ２（第２の被制御出力２６）及びＮｘ（第１の被制御出力２４）を含むことを想起されたい。したがって、

即ち、

である。

制御入力と被制御出力との間の入出力マッピング又は非干渉行列は、

である。
疑似入力

を導入し、

とすることによって、入出力関係は、

として連続時間領域の所望の動力学へと整形されるべきである。
同等に、サンプリング時間Ｔ_sによる離散時間ドメインにおいては、

、及び

（式５）において

、及び

を置換し、下記の式が得られる。

即ち、

（式７）を（式４）と比較し、下記の式が得られる。

したがって、主非干渉制御３４は、

したがって、非干渉被制御設備２８は、

例えば逆推力動作（図１Ｂに示されるとおり）においてＰＣＭピッチ角２２が計画されたピッチ角参照値３６に従う必要がある場合、主非干渉制御３４は、より低次のシステムへの還元のためにオンライン再構成を行う。元の２ｘ２の主非干渉制御３４、即ち

、或いはよりコンパクトには

から、システムは、被制御設備２８からｕ２ｄｏｔ３８としても知られる

項を分離し、ｕ２ｄｏｔ３８を既知の外乱入力として取り扱う。したがって、システムは、元の２ｘ２の制御を、Ｎ２（第２の被制御出力２６）及びＮｘ（第１の被制御出力２４）のそれぞれについての１ｘ１の制御に変換し、即ち

とし、ここでＰＣＭピッチ角（ＢｅｔａＰ）２２が

を決定する（即ち、

がＢｅｔａＰによってもたらされる参照値の計画に従う）。

この方法において、ＢｅｔａＰ ２２は、速度トラッキング制御入力として機能してはいない。代わりに、制御システムは、ＢｅｔａＰを速度トラッキングのために既知の外乱として取り扱う。したがって、システムは、２つの被制御出力２４、２６をもたらすために、ただ１つの制御入力、即ち燃料アクチュエータからの燃料流量（Ｗｆ）２０を含む。

したがって、制御システム１２は、１つの制御入力（Ｗｆ）によって２つの被制御出力２４、２６（即ち、Ｎ２及びＮｘ）をトラッキングするための妥協を例示化することができる。制御システム１２は、最も要求の厳しい速度トラッキングが満たされ、他の速度トラッキングが自然に脱落するように、最も要求の厳しい

を

及び

の中から選択することができ、

が、２つの速度トラッキングに、非干渉行列Ｅから継承されたそれらの動的関係に比例的に対応して該当する。更に、制御システム１２は、２つの速度トラッキング出力の各々に重み付け係数を適用でき、重み付け係数は、所与の運転状態における２つの被制御出力２４、２６の相対的な優先度に基づく。或いは、制御システム１２は、優先度の低い出力が自然に脱落するように優先度の高い速度トラッキング出力をより多くの努力によって制御することができる。重み付け係数は、非干渉行列Ｅに存在しうるモデル誤差を補償し、被制御出力の優先度問題に対処するために、２つの速度トラッキングに比例的に作用する

の非干渉行列Ｅから継承した自然の比を調節するための柔軟性を追加する。ここで、最も要求の厳しい

は、重み付けされた

の中から選択される。

主非干渉制御３４は、被制御設備２８をＮ２及びＮＸのための２つの別個の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離し、それらの所望の動力学を整形するため、制御システムは、以下のようにｖ１ｄｏｔ ３０及びｖ２ｄｏｔ ３２について表現することができるＮ２及びＮＸのそれぞれのトラッキング４０、４２を向上させる追加のＳＩＳＯ進み／遅れを含むことができる。

設備２８の分離及びその所望の動力学の整形後に、制御システム１０、１２は、被制御出力トラッキング４０、４２を、以下のＳＩＳＯ制御関係の実行によって決定する。

制御システム１０、１２は、所望の分離された動力学の選択によって、伝達関数の第１のオペランド（即ち、

）を決定する。制御システム１０、１２は、所望の出力トラッキングに基づいて伝達関数の第２のオペランドを選択する。
Ｎ_2R−Ｎ₂及びＮ_xR−Ｎ_xが与えられると、主制御システムは、既知の入力

及び

を含む。

ここで図２に示されるとおりの制約非干渉制御４４を参照すると、制御システムは、分離された制御設備４６に基づいて、一般性を失うことなく、すべての制約が相対次数２を有するという仮定を含む。制御疑似入力（例えば、ｖ１ｄｏｔ ３０、ｖ２ｄｏｔ ３２）とすべての制約出力５０との間の入出力マッピングを、以下のように表すことができる。

制御疑似入力（例えば、ｖ１ｄｏｔ ３０、ｖ２ｄｏｔ ３２）と制約出力５０との間の入出力マッピング行列を、以下のように表すことができる。

したがって、

制御システムは、制約トラッキング誤差５２を

として定義することを含む。制約参照値５４が、最大限界、最小限界、又は両方であってよいことに、注意すべきである。

制御システムについての所望の制約トラッキング応答を、以下のように表することができる。

トラッキング動力学の極を、単位円内にλ_cd1及びλ_cd2として設定することができる。したがって、
ｋ_ci,1＝−（λ_cd1＋λ_cd2），ｋ_ci,0＝λ_cd1λ_cd2 （式１５）

を（式１２）に代入すると、

が得られる。

参照値が一定であれば、

及び

である。即ち、

である。

しかしながら、制約参照値５４が時間と共に変化する場合、

である。制御システムは、

、及び

を定義することにより、参照値が３つのサンプルにおいて線形に変化するという仮定を含む。したがって、

即ち、

である。

制御システムの好ましい実施形態では、Ｎｘ ２４の制御の優先度が、Ｎ２ ２６の制御の優先度よりも高く、即ちＮ２ ２６がトレードオフの対象である。したがって、制御システムは、すべての制約及びＮ２を比較することができる。次いで、制御システムは、新しい被制御出力として、ｖ１ｄｏｔ ３０としても知られる

についての要求が最も厳しい変数を選択することができる。

本明細書に提示される制約非干渉制御４４は、可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフト、ターボプロペラエンジンに少なくとも適用可能である。他の用途として、より一般的に、開放ロータのタービンエンジンが挙げられるが、これに限られるわけではない。
Ｎｘ ２４がｖ２ｄｏｔ ３２のみによって制御される場合には、ｉ番目の制約入出力マッピングを、

として表すことができる。Ｎｘ ２４のトラッキングによって決定される項

（例えば、ｖ２ｄｏｔ ３２）が、制約のいずれかについての既知の入力であり、

と表記される。

制御システムは、（式１３）及び（式１７）を比較することによって導出される制約非干渉制御４４を含む。

或いは、

及び

各々の制約トラッキングについて、制御システムは、要求された

を以下のとおりに算出する。

最小及び最大限界５６、最低圧力限界（ＭｉｎＰｘ）、最高圧力限界（ＭａｘＰｘ）、最高温度限界（ＭａｘＴ）、最大トルク限界（ＭａｘＴｑ）、最小速度限界（ＭｉｎＮ２ｄｏｔ）、及び最大速度限界（ＭａｘＮ２ｄｏｔ）として表される制約に鑑み、制御システムは、以下の関係を含む。
ＭａｘＰｘは、

を要求し、
ＭｉｎＰｘは、

を要求し、
ＭａｘＴは、

を要求し、
ＭａｘＴｑは、

を要求し、
ＭａｘＮ２ｄｏｔは、

を要求し、
ＭｉｎＮ２ｄｏｔは、

を要求する。
各々の制約トラッキングは、上述した制約非干渉制御４４に埋め込まれる。

制御システムの選択ロジック４８は、すべての制御制約出力５０及びＮ２ ２６の中から、最も要求の厳しい出力を決定する。次いで、制御システムは、最も要求の厳しい出力（例えば、制御制約５０のいずれか又はＮ２）によって要求された疑似入力

（例えば、ｖ１ｄｏｔ ３０、ｖ２ｄｏｔ ３２）を選択し、その疑似入力をｖ１ｄｏｔになるように割り当てる。

制御参照値整形５８は、主制御参照値（即ち、主制御参照値整形５８Ａ）及び制約制御参照値（即ち、制約制御参照値整形５８Ｂ）の両方について行われる。一般に、制御参照値整形５８は、参照値を１つ以上の所望の軌道にフィットさせる。制御参照値整形５８は、参照値レートスケジューリング並びに参照値の調整、フィルタ処理、及び参照値の予測動作に関連する機能を実行する。

制御システムにおける使用に関して本明細書中で意図されるように、主制御参照値整形５８Ａは、順推力動作又は逆推力動作並びに２つの動作の間に関係する推移に基づいて、Ｎ２及びＮｘの参照値についての参照値レートスケジューリング及び参照値調整の機能を果たす。制約参照値について、制約制御参照値整形５８Ｂは、一定又は可変の制約限界の既知の情報に基づいて、参照値の予測をもたらす。例えば、ＭｉｎＰｘ、ＭａｘＰｘ、ＭａｘＴ、及びＭａｘＴｑは、一定な限界であってよく、ＭａｘＮ２ｄｏｔ及びＭｉｎＮ２ｄｏｔは、変化する限界であってよく、ＭａｘＮ２ｄｏｔ及びＭｉｎＮ２ｄｏｔは、連続型変数であってよい。したがって、制御システムは、Ｎ２ｄｏｔの相対次数内のサンプルについての現在のＮ２ｄｏｔ限界レートの線形な延長となるようなＮ２ｄｏｔ限界の予測を含むことが考えられる。

一般に、制御参照値整形が参照値の変化率を堅固且つ正確に管理する場合、すべての参照値は適切に調整され、フィードバック制御は適切な帯域幅を有し、したがってフィードフォワード制御動作は不要である。しかしながら、外乱が大きい場合には、制御システムは、外乱を除去しつつ制御システムの帯域幅を向上させるために、図１Ｃに示されるとおりのフィードフォワード制御動作を含むことができる。

ここに開示された制御システムにおいて、フィードフォワード制御動作は、制御システム１０、１２への空気力学的負荷６０の変化の影響を効果的に考慮するように働く。空気力学的負荷６０の大きな変化は、航空機の速度及びプロペラの羽根のピッチ角の変化につながる可能性がある。空気力学的負荷６０の変化は、計画されたとおりにあらかじめ知られているかもしれないし、或いは制御システムは、例えばトルクセンサの測定値により、空気力学的な遅れ及び機械的な伝達の遅れを考慮して負荷の変化を推定することができる。制御システムは、負荷変化を対応する速度及びブレードピッチ角の反応変化へとマッピングし、アクチュエータ制御コマンドのための発行された要求に調整を取り入れることができる。この方法で、制御システムは、速度参照値をトラッキングしつつ負荷変化により敏感に応答する。ＰＣＭピッチ角サーボ制御部６４のための順経路補償及びフィードバック経路補償の両方並びにフィードフォワード制御動作のための制御要素の統合が、図１Ｄに示されている。燃料流量サーボ制御部６２のための順経路補償及びフィードバック経路補償の両方のための制御要素の統合が、図１Ｅに示されている。

次に図３を参照すると、複数のエンジン１０２、１０４を備えており、各々のエンジンは自身の制御システム１１０、１１２によって動作する航空機において、制御システム１１０、１１２及び速度位相同期調整器１１４は、一連の制御ステップによってエンジン同士の速度位相同期（即ち、プロペラの相対回転位置）を行う。各々のエンジン制御システム１１０、１１２は、プロペラ速度位相１１６、１１８を測定し、フィルタ処理された位相信号１２０、１２２を他のエンジン制御システムのうちの１つ以上へと送信する。各々のエンジン制御システムは、速度位相同期調整器を含む。１つのエンジン１０２がマスターに指定され、第２のエンジン１０４がスレーブとして指定される。各々のエンジン制御システムは、データバスを介して他のエンジンからの位相信号及びマスターエンジンＩＤを受信する。スレーブエンジンの各々の制御システムは、マスターエンジン１０２からの速度位相信号をスレーブエンジン１０４自身からの速度位相信号と比較することによって速度位相信号の差１２４を算出し、この差を位相差参照値１２６（一般的には、０）と比較して、位相差誤差１２８を生成する。位相差誤差１２８は、速度位相同期調整器１１４へと送られ、速度位相同期調整器１１４が、速度参照値バイアス１３０を算出する。制御システムは、スレーブエンジン速度位相がマスターエンジン速度位相に同期されるように、速度参照値バイアス１３０をスレーブエンジンプロペラ速度参照値に加える。

上述の制御システムは、ファン又はプロペラとガスエンジンとを１つの被制御設備として取り扱い、制御されるべきすべての出力及び制約を含み、公知の外乱除去を考慮し、参照のスケジュールに大きな変化が生じる運転状況をカバーする。したがって、技術的利点として、ダクト付き又はダクトなしの可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフトターボプロペラエンジンを含む可変ピッチのファンエンジン及びターボシャフトターボプロペラエンジンの制御のための全体的且つ分離可能な技術的解決策としての完結且つ体系的でありながら簡潔でもある方法及びシステムが挙げられる。

本明細書に開示の制御システムの構成を、ソフトウェアによる技術的解決策、ハードウエア又はファームウエアによる技術的解決策、並びにそれらの組み合わせなど、当業者にとって公知の任意の方法でもたらすことができることを、理解すべきである。そのような技術的解決策は、当業者にとって公知の適切なプロセッサ、メモリ（本明細書に記載の任意のアルゴリズムを具現化するソフトウェアが、任意の種類の一時的でないメモリに位置することができる）、回路、及び他の構成要素の使用を含むと考えられる。

本明細書においては、本発明を最良の態様を含めて開示するとともに、あらゆる装置又はシステムの製作及び使用並びにあらゆる関連の方法の実行を含む本発明の実施を当業者にとって可能にするために、いくつかの実施例を使用している。本発明の特許可能な技術的範囲は、特許請求の範囲によって定められ、当業者にとって想到される他の実施例も含むことができる。そのような他の実施例は、それらが特許請求の範囲の文言から相違しない構造要素を有しており、或いは特許請求の範囲の文言から実質的には相違しない同等の構造要素を含むならば、特許請求の範囲の技術的範囲に包含される。

２ 相対次数
３ 相対次数
１０ 制御システム（の構成）
１２ 制御システム（の構成）
２２ ＰＣＭピッチ角
２４ 第１の被制御出力
２６ 第２の被制御出力
２８ 被制御設備
３０ 疑似入力
３２ 疑似入力
３４ 主非干渉制御
３６ ピッチ角参照値
４０ 被制御出力トラッキング
４２ 被制御出力トラッキング
４４ 制約非干渉制御
４６ 制御設備
４８ 選択ロジック
５０ 制約出力
５０ 制御制約
５０ 制御制約出力
５０ 被制御制約
５２ 制約トラッキング誤差
５４ 制約参照値
５６ 最大限界
５８ 制御参照値整形
５８Ａ 主制御参照値整形
５８Ｂ 制約制御参照値整形
６０ 空気力学的負荷
６２ 燃料流量サーボ制御部
６４ ＰＣＭピッチ角サーボ制御部
１０２ マスターエンジン
１０４ スレーブエンジン
１１０ 制御システム
１１２ 制御システム
１１４ 速度位相同期調整器
１１６ プロペラ速度位相
１１８ プロペラ速度位相
１２０ 位相信号
１２２ 位相信号
１２６ 位相差参照値
１２８ 位相差誤差
１３０ 速度参照値バイアス

Claims (13)

1. 機械的な歯車列でファンプロペラを駆動するガスタービンと、前記ファンプロペラのための専用のピッチ変更機構とを備えている航空機エンジンのための制御システム（１０、１２、１１０、１１２）であって、
   燃料流量信号入力部（２０）と、
   ピッチ変更機構信号入力部（２２）と、
   少なくとも１つの制約入力部と、
   前記ピッチ変更機構信号入力部（２２）からのピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）、前記燃料流量信号入力部（２０）からの燃料流量（Ｗｆ）、及び前記少なくとも１つの制約入力部からの制約を、第１がプロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）のいずれかであり、第２がエンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、又はエンジントルク（Ｔｑ）である少なくとも２つの被制御出力へと関連付けるための被制御設備（２８）と、
   前記被制御設備（２８）及び前記少なくとも１つの制約の一方を、前記第１及び第２の被制御出力（２４、２６）のための２つの別個の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離するための非干渉制御部（３４、４４）と、
   各々の制約がＳＩＳＯ制御ループへと分離されるように、前記分離させられた被制御出力からの制約及びお互いからの制約を分離するための非干渉制御部（３４、４４）とを備えており、
   前記ガスタービン及び前記ファンプロペラは、前記制約及び前記出力を協調的に制御しつつ協調的に制御される制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
2. 前記ファンプロペラは、前記ガスタービンの軸線に平行である請求項１に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
3. 前記航空機エンジンは、ダクトなしの単一のファンエンジンである請求項２に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
4. 前記航空機エンジンは、ターボシャフト、ターボプロペラエンジンである請求項１に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
5. 速度位相同期部へと送信されるべきプロペラ速度位相（１１６、１１８）を測定するための制御部と、前記航空機エンジンを第２の航空機エンジンに同期させるために速度参照値バイアスを受信してプロペラ速度参照値へと加える制御部と、を更に備える請求項１に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
6. 前記非干渉制御部（３４、４４）は、少なくとも１つの既知の外乱入力を含む請求項１に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
7. 前記ピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）は、既知の外乱入力として取り扱われ、前記非干渉制御部（３４、４４）は、前記燃料流量（Ｗｆ）に基づく単一の被制御入力部を有するように再構成される請求項６に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
8. 前記ファンプロペラは、可変ピッチである請求項１に記載の制御システム（１０、１２、１１０、１１２）。
9. 機械的な歯車列でファンプロペラを駆動するガスタービンと、燃料アクチュエータと、ピッチ変更機構アクチュエータとを備えている航空機エンジンを制御する方法であって、
   燃料流量信号を受信するステップと、
   ピッチ変更機構信号を受信するステップと、
   被制御設備（２８）において、前記ピッチ変更機構信号からのピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）及び燃料流量（Ｗｆ）燃料流量信号を、第１がプロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）のいずれかであり、第２がエンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、又はエンジントルク（Ｔｑ）である少なくとも２つの被制御出力（２４、２６）へと関連付けるステップと、
   前記被制御設備（２８）を、前記第１及び第２の被制御出力（２４、２６）のための２つの別個の単一入力単一出力（ＳＩＳＯ）制御ループへと分離するステップと、
   前記分離させられた被制御出力からの制約及びお互いからの制約を、前記制約及び前記出力を協調的に制御するために分離するステップとを含む方法。
10. 前記航空機エンジンは、ピッチ変更機構アクチュエータを備えており、当該方法は、ピッチ変更機構信号を受信し、前記被制御設備（２８）において、前記ピッチ変更機構信号からのピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）を、第１がプロペラ速度（Ｎｒ）又は出力タービン軸速度（Ｎ１）のいずれかであり、第２がエンジンコア速度（Ｎ２）、エンジン圧力比（ＥＰＲ）、又はエンジントルク（Ｔｑ）である少なくとも２つの被制御出力（２４、２６）へと関連付けるステップを更に含む請求項９に記載の方法。
11. 前記分離するステップにおいて既知の外乱を除去するステップを更に含む請求項９に記載の方法。
12. 前記燃料流量（Ｗｆ）に基づき、前記ピッチ変更機構ピッチ角（ＢｅｔａＰ）を既知の外乱入力として取り扱い、単一の被制御入力を有するように非干渉制御部（３４、４４）を再構成するステップを更に含む請求項１１に記載の方法。
13. 少なくとも、負荷変化の表示又は負荷変化の推定に基づき、エンジン速度及びファンプロペラロータ速度の制御への負荷変化の影響を保証するフィードフォワード制御動作を更に含む請求項９に記載の方法。