JP2017141820A

JP2017141820A - ガスタービンエンジンの気流の乱れ調節

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Publication number: JP2017141820A
Application number: JP2017009053A
Authority: JP
Inventors: ブライアン・フランシス・ネスティコ; Brian Francis Nestico; ブライアン・ケイ・ケストナー; K Kestner Brian; ブランドン・ウェイン・ミラー; Wayne Miller Brandon
Original assignee: General Electric Co
Current assignee: General Electric Co
Priority date: 2016-02-02
Filing date: 2017-01-23
Publication date: 2017-08-17
Anticipated expiration: 2037-01-23
Also published as: EP3203033A1; JP6505143B2; CN107023404A; CA2955461C; CA2955461A1; US20170218842A1; CN107023404B

Abstract

【課題】航空機のガスタービンエンジンの気流の乱れを調節するシステム及び方法を提供する。【解決手段】ガスタービンエンジン１０は、直列流れ順に、圧縮機セクション２２、２４と、燃焼セクション２６と、タービンセクション２８、３０を具備し、エンジン気流６０は、ガスタービンエンジン１０の圧縮機セクション２２、２４、燃焼セクション２６、及びタービンセクション２８、３０を通り流れ、気流の乱れを調節する方法は、エンジン気流経路６４へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を判定することを含み得る。さらに、乱れ状況を調節するため、エンジン気流経路６４内に少なくとも部分的に位置する可変案内静翼１０４の複数のセクターのうち少なくとも一つのセクターを制御することを含み得る。【選択図】図１

Description

本主題は一般に、ガスタービンエンジン内の気流の乱れを調節することに関する。

ガスタービンエンジンは一般に、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクション、及び排気セクションを有するコアを具備する。作動中、エンジン気流が圧縮機セクションの吸気口に供給され、そこで一つ又は複数の軸流圧縮機が、空気が燃焼セクションに到達するまで、空気を徐々に圧縮する。燃料が圧縮された空気と混合し、燃焼セクション内で燃焼し、燃焼ガスを供給する。燃焼ガスは、燃焼セクションからタービンセクションへ送られる。燃焼セクションを通る燃焼ガスの流れは、圧縮機セクションを駆動し、次に、排気セクションを通り、例えば外気へと送られる。

多くの場合、ガスタービンエンジンの作動中にストール状態が発生するのを防ぐため、十分なストールマージンが圧縮機セクション内で維持されるべきである。作動中、ガスタービンエンジンは、ガスタービンエンジンの迎え角、横風、又はその他の吸気口の異常による、周方向の、又は局地的な流れの乱れのような、圧縮機セクションの吸気口でのエンジン気流経路内の気流の乱れに遭遇し得る。気流の乱れは作動中に非常に不均一になり得るため、圧縮機セクションの一部が適切なストール圧比以下に置かれる。

ガスタービンエンジンにおいて所望のストールマージンを維持するための一つの方法は、圧縮機セクションへの吸気口で可変案内静翼を閉じ、それによってストール状況を十分引き起こす圧力を下回るよう圧縮機セクションの気流及び気圧を低減する。しかしながら、可変案内静翼を閉じることにより、ガスタービンエンジンの総合効率が下がり得る。

米国特許第３３９２５８５号公報

本発明の態様および利点は、以下の説明に部分的に述べられても、説明から明らかになっても、または本発明の実施を介して学ばれてもよい。

本開示のある例示的態様は、航空機のガスタービンエンジンにおける気流の乱れを調節する方法に関する。ガスタービンエンジンは、直列流れ順に、圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクションを具備する。エンジン気流は、ガスタービンエンジンの圧縮機セクション、燃焼セクション、タービンセクションを通り流れ得る。ガスタービンエンジンの一つ又は複数の部材が、エンジン気流経路（例えば、可変案内静翼又はストラット）内へ少なくとも部分的に延在し得る。本方法は、エンジン気流経路へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を判定することを含み得る。本方法はさらに、乱れ状況を調節するため、エンジン気流経路内に少なくとも部分的に位置する可変案内静翼の複数のセクターのうちの少なくとも一つのセクターを制御すること含む。複数のセクターの各セクターは、複数の、個々の可変案内静翼を具備し得る。

本開示のその他の例示的態様は、ガスタービンエンジンの気流経路における気流の乱れを調節するよう構成された、ガスタービンエンジン、装置、機器、及びその他のシステムに関する。これらの本開示の例示的態様に関して、変更及び修正はなされ得る。

様々な実施形態の、これらの及び他の特徴、態様および利点は、以下の説明および添付の特許請求の範囲を参照してより理解されるであろう。本明細書に組み込まれ、その一部分を構成する添付の図面は、本開示の実施形態を図示し、明細書とともに諸原理を説明する働きをする。

その最良の形態を含み、当業者を対象とする、本発明の完全で実施可能な程度の開示は、添付図面を参照して、本明細書に述べられる。
図１は、本主題の例示的実施形態によるガスタービンエンジンの概略横断面図である。図２は、本開示の例示的実施形態による例示的ガスタービンエンジンの前方端部の概略横断面図である。図３は、本開示の例示的実施形態による例示的ガスタービンエンジンにおいて、案内静翼が取り付けられた列の軸方向図である。図４は、本開示の例示的実施形態による例示的ガスタービンエンジンにおいて、個々に取り付けられた案内静翼の概略図である。図５は、本開示の例示的実施形態による制御システムにおいて使用される例示的制御装置を示す。図６は、本開示の例示的実施形態による例示的制御スキームの略図を示す。図７は、本開示の例示的実施形態による例示的ガスタービンエンジンにおける可変案内静翼の縦方向列を示す。図８は、本開示の例示的実施形態による、ピッチ及び非ピッチ位置にある例示的ガスタービンエンジンの可変案内静翼の、ピッチ軸に沿った図である。図９は、本開示の例示的実施形態による、例示的方法のフロー図を示す。図１０は、本開示の例示的実施形態による、例示的方法のフロー図を示す。

ここで、本発明の実施形態が詳細に参照され、その一つ又は複数の実施例が図面に示されている。各実施例は本発明を説明するために提供され、本発明を限定するものではない。実際には、本発明の範囲または趣旨から逸脱することなく、本発明に修正や変更をすることができることが、当事者には明らかとなろう。例えば、ある実施形態の一部分として図示され記載された特徴は、さらなる実施形態を生み出すために別の実施形態で使用し得る。そのため、本発明は添付の請求項およびその等価物の範囲内でのこのような修正および変更を網羅している。

本開示の例示的態様は、リアルタイムでガスタービンエンジンの気流の乱れを調節することに関する。気流の乱れは、ガスタービンエンジンの作動中に非常に不均一になり得るため、圧縮機セクションの一部が適切なストール圧比以下に置かれる。そのため、気流の乱れを考慮するにはストールマージンヘッドルームの増加が必要になり得る。ストールマージンヘッドルームを増加させる一つの方法は、圧縮機セクションへの吸気口で可変案内静翼を閉じ、それによってガスタービンエンジンの圧縮機セクション内の気圧及び気流を低減させることである。しかしながら、ストールマージンヘッドルームを増加させるために可変案内静翼を閉じると、ガスタービンエンジンの総合効率が下がり得る。

本開示の例示的態様におけるガスタービンエンジンと方法は、ガスタービンエンジンのコア気流経路内の気流の乱れをリアルタイムで判定することによって、及び、気流の乱れ判定に基づいて可変案内翼の複数のセクターのうちの、少なくとも一つのセクターを調節することによりガスタービンエンジンのコア気流経路内の気流の乱れを調節することによって、航空機のガスタービンエンジンの作動効率を上げることができる。圧縮機セクションのコア気流経路から得られたリアルタイム圧力測定値は、ガスタービンエンジンのコア気流経路の乱れ状況の判定をするのに使用され得る。コア気流経路の特定のセクターにおける気流の乱れは次に、そのセクターの可変案内静翼を調節することによって調節され得る。ストールマージンヘッドルームを維持するためにガスタービンエンジンの可変案内静翼全てを調節するのに比べ、ガスタービンエンジンの特定のセクターにおける気流の乱れを調節することにより、ガスタービンエンジンの総合効率を上げつつ、安全に作動するために十分なストールマージンヘッドルームが維持され得る。

本開示の特定の態様では、ガスタービンエンジンの可変案内静翼の配列部は、個々の可変案内静翼の複数のセクターに分けられ得る。可変案内静翼の各セクターは、気流の乱れに応じて、セクターの個々の可変案内静翼をそれぞれ開閉するよう制御され得る。例えば、ある実施形態では、一つ又は複数の圧力検出装置は、ガスタービンエンジンのコア気流経路へ延在する様々な部品へ一体化され得る。圧力検出装置は、可変案内静翼の各セクターに関する圧力測定値を取り出すよう構成され得る。乱れ状況判定は、圧力検出装置から得られたリアルタイムの圧力測定値を基になされ得る。例えば、セクターを横切る不均一な圧力プロファイルは、気流の乱れが一つ又は複数のセクターに存在していると示すことができる。個々の案内静翼のセクターは次に、開閉し、そのセクターに関する気流の乱れ状況を調節するよう制御され得る。例えば、より低い圧力プロファイルが測定された特定のセクターの個々の案内静翼は、そのセクターの個々の案内静翼を閉じ、それによってそのセクターを通る気流を減らし、さらに、そのセクターの気流の乱れを低減するよう制御され得る。

このようにして、本開示の例示的態様におけるガスタービンエンジンと方法は、リアルタイムの気流の乱れ状況に基づいてガスタービンエンジンの気流の流れを調節する技術的効果を有することができる。さらに、これによって、作動の安全性に必要となる十分なストールマージンを維持しつつ、ガスタービンエンジンの総合効率を上げることができる。

ここで、添付の図面に１つ以上の実施例が示された、本発明の実施形態の詳細を参照する。詳細の説明は、数字および文字表示を用いて図面中で特徴を示す。図面および説明中の同様または類似の表示は、本発明の同様または類似の部品を示すために用いられている。本明細書で使用される場合、用語「第１の」、「第２の」および「第３の」は、一方の構成要素を他方と区別するために交換可能に用いられ、且つ、それぞれの構成要素の位置または重要性を表すことを意図しない。用語「上流」および「下流」は、流体経路における流体の流れに関して相対的な方向を指す。例えば、「上流」は、流体が流れてくる方向を指し、「下流」は流体が流れていく方向を指す。本明細書で使用される場合、用語「最適化」又は「最適化された」は、以前の動作状態に対する動作状態の向上を明確にすることを指す。例えば、動作状態の向上により、より効率的になり、燃費が下がり、動作を行うのに必要な時間が短縮され、又は安全性が上がり得る。

ここで図面を参照すると、同一の番号は、図面を通して同じ要素を示す。図１は、本開示の例示的実施形態におけるガスタービンエンジンの概略横断面図である。さらに特には、図１の実施形態については、ガスタービンエンジンは高バイパスターボファンジェットエンジン１０であり、ここでは「ガスタービンエンジン１０」と称される。本開示の態様例は、本開示の範囲から逸脱することなく、その他の好適なガスタービンエンジンに使用され得る。

図１の通り、ガスタービンエンジン１０は、軸方向Ａ（参照として設けた、長手方向中心線１２に平行に延在する）と、径方向Ｒを画定する。ガスタービンエンジン１０はまた周方向（図示なし）を画定する。一般に、ガスタービンエンジン１０は、ファンセクション１４及びコアエンジン１６を具備し、ファンセクション１４は、コアエンジン１６と機械的に連通するよう構成され、コアエンジン１６と流れ連通するよう位置する。

図示された例示的コアエンジン１６は一般に、環状吸気口２０を画定する実質的に管状の外部ケーシング１８を具備する。外部ケーシング１８は、直列流れ関係に、ブースターすなわち低圧（ＬＰ）圧縮機２２および高圧（ＨＰ）圧縮機２４を具備する圧縮機セクション、燃焼セクション２６、高圧（ＨＰ）タービン２８及び低圧（ＬＰ）タービン３０を具備する圧縮機セクション、及びジェット排気ノズルセクション３２を収容する。高圧（ＨＰ）シャフト又はスプール３４は、ＨＰタービン２８をＨＰ圧縮機２４に駆動的に連結する。低圧（ＬＰ）シャフト又はスプール３６は、ＬＰタービン３０をＬＰ圧縮機２２に駆動的に連結する。

さらに、図示された実施形態については、ファンセクション１４は、離間してディスク４２に結合された複数のファン動翼４０を有する可変ピッチファン３８を具備する。図示された通り、ファン動翼４０はディスク４２から一般に径方向Ｒに沿って外側に延在する。ファン動翼４０及びディスク４２はともに、動力ギアボックス４４の向こうのＬＰシャフト３６によって長手方向中心線１２を中心に回転可能である。動力ギアボックス４４は、ＬＰシャフト３６の回転速度を調節するための複数のギアを具備する。さらに、図示された実施形態については、可変ピッチファン３８のディスク４２は、空気力学的に輪郭形成された回転可能なフロントハブ４６によって被覆されており、複数のファン動翼４０を通る気流を増進させる。

さらに図１のガスタービンエンジン１０を参照すると、例示的ガスタービンエンジン１０はさらに、周方向に離間した複数の出口案内静翼５０を具備する。複数の出口案内静翼５０は、ファン３８の下流に、軸方向Ａに沿って位置し、一般に径方向Ｒに沿って、コアエンジン１６の外部ケーシング１８から外側に延在する。各出口案内静翼５０は、圧力中心５２（図２に図示）と、径方向Ｒに実質的に平行に延在するピッチ軸Ｐを画定する。特に、図示された実施形態については、ガスタービンエンジン１０は、ファンセクション１４及び／又は出口案内静翼５０を囲む外部ケーシングを具備しない。したがって、図示された実施形態については、ガスタービンエンジン１０は、ダクト無単一ファンガスタービンエンジン１０と称され得る。

図示された例示的ガスタービンエンジン１０については、ファンセクション１４、又はさらに特には、ファンセクション１４のファン動翼４０の回転が、ガスタービンエンジン１０の推進力の大部分を供給する。さらに、複数の出口案内静翼５０は、ファンセクション１４の効率を上げるだけでなく、その他の利点、例えば、ガスタービンエンジン１０によって発生するノイズ量を低減させるためにも提供される。

ガスタービンエンジン１０の作動中、空気の量５６が、ファンセクション１４の複数の動翼４０を通過する。空気の量５６の第１部分、すなわち、空気の第１部分６０は、圧縮機セクション、燃焼セクション２６、タービンセクション、及び排気セクション３２を通り延在するエンジン気流経路６４へ導かれるか、又は送られる。さらに、空気の量５６の第２部分、例えば、空気の第２部分６２は、コアエンジン１６の周りを流れ、コアエンジン１６をバイパスする。空気の第２部分６２と空気の第１部分６０比率は、一般にバイパス比として知られる。

さらに図１を参照すると、空気の第１部分６０の圧力は、ＬＰ圧縮機２２を通り、その後ＨＰ圧縮機２４を通り送られるにつれ、増加する。圧縮された空気の第１部分６０は次いで、燃焼セクション２６に供給され、そこでそれが燃料と混ざり、燃焼し、燃焼ガス７４を供給する。燃焼ガス７４はＨＰタービン２８を通って送られ、そこで、燃焼ガス７４からの熱エネルギー及び／又は運動エネルギーの一部が、外側ケーシング１８に結合されたＨＰタービン静翼７６、及びＨＰシャフト又はスプール３４に結合されたＨＰタービン動翼７８の連続段を介して抽出され、その結果、ＨＰシャフト又はスプール３４の回転をもたらし、それによってＨＰ圧縮機２４の作動を補助する。燃焼ガス７４は、次いでＬＰタービン３０を通って送られ、そこで、熱及び運動エネルギーの第二の部分が、燃焼ガス７４から、外側ケーシング１８に結合されたＬＰタービン静翼８０、及びＬＰシャフト又はスプール３６に結合されたＬＰタービン動翼８２の連続段を介して抽出され、その結果、ＬＰシャフト又はスプール３６の回転をもたらし、それによってＬＰ圧縮機２２の作動及び／又はファン３８の回転を補助する。燃焼ガス７４は、その後、コアエンジン１６のジェット排気ノズルセクション３２を通って送られ、ファンセクション１４によって提供される推進力を補う推進力を提供する。

環状吸気口２０の下流には、一つ又は複数の入口案内静翼１００がある。ある例示的実施形態では、入口案内静翼１００が開閉するよう構成され、それによって圧縮機セクションを通り延在するエンジン気流経路６４への空気の第１部分６０の流れを制限し得る。ある例示的実施形態では、入口案内静翼１００は、例えば図３及び４に図示された本開示の例示的実施形態における搭載された案内静翼４００になり得る。

入口案内静翼１００の下流には、外部ケーシング１８をコアエンジン１６に機械的に結合するよう構成された、一つ又は複数のストラット１０２がある。ストラット１０２は、エンジン気流経路６４内に延在し、空気の第１部分６０がストラット１０２を越えて流れる。ある例示的実施形態では、ストラット１０２は、圧力測定値を得るよう構成される。ストラット１０２の下流には、一つ又は複数の可変案内静翼１０４がある。可変案内静翼１０４は開閉するよう構成され、それによって、圧縮機セクションを通り延在するエンジン気流経路６４内への、空気の第１部分６０の流れを制限する。ある例示的実施形態では、可変案内静翼１０４は、例えば図面の通り、本開示の例示的実施形態での、搭載された可変案内静翼４００になり得る。ある実施形態では、可変案内静翼１０４の周方向配列部がエンジン気流経路６４内へ延在し得り、可変案内静翼１０４の周方向配列部のセクターは、例えば図７に示されるように、開閉するよう制御され得る。

１、可変抽気バルブ１１０は、ＬＰ圧縮機２２に下流にある。可変抽気バルブ１１０は、ＬＰ圧縮機２２下流のエンジン気流経路６４において圧力を低減させるため開き得る。ある実施形態では、可変抽気バルブ１１０は、エンジン気流経路６４内のＬＰ圧縮機２２下流の圧縮された空気が、外気へと送られるよう開き得り、それによって、エンジン気流経路６４内の圧力が下がり、ガスタービンエンジン１０の動作性が向上し、ＬＰ圧縮機２２のストールマージンが増加し、又は、ＬＰ圧縮機２２とＨＰ圧縮機２４の間の気流ミスマッチを軽減し得る。別の実施形態では、可変抽気バルブ１１０は、圧縮された空気を送るよう開き、ガスタービンエンジン１０の様々な部品を冷却し得る。

さらに図１を参照すると、可変コア吸気口装置１１２は、空気の第２部分６２の流路において、環状吸気口２０の下流に位置する、二次気流経路である。可変コア吸気口装置１１２は、空気の第２部分６２からの追加空気をエンジン気流経路６４へと流すよう、開き得る。別の実施形態では、可変コア吸気口装置１１２は、ガスタービンエンジン１０のエンジン気流経路６４に流れる空気の第１部分６０を増減させるために開閉し得る、環状吸気口２０に一体化された並進吸気口スロットルとなり得る。別の実施形態では、可変コア吸気口装置１１２は、ＬＰ圧縮機２２下流のエンジン気流経路６４からの圧縮された空気を、ＬＰ圧縮機２２上流のエンジン気流経路６４へと送るよう、開閉され得るバルブ付気流経路となり得る。ある実施形態では、一つ又は複数の可変コア吸気口装置１１２は、気流の乱れに応じて開閉するよう同期された一つ又は複数の局地的ドアになり得る。

ここで図２を参照すると、図１の例示的ガスタービンエンジン１０の前方端部の拡大横断面図が与えられる。図示の通り、ガスタービンエンジン１０は、可変案内静翼１０４を調節するよう構成された少なくとも一つの制御機構１０６を具備する。ある例示的実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、複数の制御機構１０６を具備し得り、個々の制御機構１０６はそれぞれ、個々の可変案内静翼１０４又はその他の気流経路部材を調節するよう構成される。

図３は、図１の例示的ガスタービンエンジンにおける個々の案内静翼１０４の配列の軸方向図である。図示の通り、複数の個々の案内静翼１０４は、ＬＰ圧縮機２２上流のエンジン気流経路６４において配置される周方向配列部に構成される。図３に図示される通り、搭載された五つの案内静翼４００は、図４に関して下記に細かく詳細が述べられる通り、個々の案内静翼１０４の配列部に含まれている。図４に関して下記に細かく詳細が述べられる通り、搭載された個々の案内静翼４００はそれぞれ、圧力検出装置と共に構成される。図３の通り、圧力検出装置は、搭載された個々の案内静翼４００を通り延在する一つ又は複数のタップ２０２と、一つ又は複数のタップ２０２からの気圧を測定するよう構成された一つ又は複数の局所変換器２０４を具備する。しかしながら、圧力検出装置は、本発明の範囲又は趣旨から逸脱することなく圧力を検出するよう構成された、いかなる好適な装置にもなり得ることが当事者にとっては明らかであろう。図３の通り、局所変換器２０４は、空気圧を示すデータをデジタル通信バス２０６へ送るよう構成される。デジタル通信バス２０６は次に、空気圧を示すデータをコントローラ２０８へ送る。コントローラ２０８は次に、局所変換器２０４によって送られた空気圧を示すデータに基づいて、可変ジオメトリ位置要求２１０を決定する。コントローラ２０８は次に、可変ジオメトリ位置要求２１０に基づいて、様々なアクチュエータ及びバルブ２１２を制御する。

図４は、本開示の例示的実施形態における例示的ガスタービンエンジンの、搭載された個々の案内静翼４００の略図である。搭載された案内静翼４００は、可変案内静翼１０４又は固定案内静翼１００になり得る。図４に図示される通り、搭載された案内静翼４００は、一般に、前縁４１０、正圧側４２０、及び負圧側４３０で「涙」の形状を有する、非対称の翼形部形状で構成され得る。しかしながら、その他の例示的実施形態では、搭載された案内静翼４００は代わりに、その他の好適な対称又は非対称形状又は構成を画定し得る。いくつかの実装において、前縁４１０は、環状吸気口２０の下流を流れる空気の第１部分６０が、正圧側４２０及び負圧側４３０を越えて流れ、ＬＰ圧縮機２２へと続く前に、まずは前縁４１０に最初に接触するように、エンジン気流経路６４内に構成され得る。

さらに図４を参照すると、一つ又は複数の前縁タップ４１２、正圧側タップ４２２及び／又は負圧側タップ４３２は、搭載された案内静翼４００に一体化されている。前縁タップ４１２、正圧側タップ４２２、及び負圧側タップ４３２は、破線で図示されている。図４に図示される通り、二つの前縁吸気口４１４は、前縁４１０に沿って径方向に離間しており、空気の第１部分６０からの空気が、前縁吸気口４１４に入り、前縁タップ４１２を通って局所変換器２０４（図４には図示なし）へ流れる。別の実施形態では、一つの前縁吸気口４１４及び前縁タップ４１２が、前縁４１０に一体化され得る。別の実施形態では、三つ以上の前縁吸気口４１４及び前縁タップ４１２が前縁４１０に一体化され得る。

さらに図４を参照すると、二つの正圧側吸気口４２４は、正圧側４２０に沿って軸方向に離間しており、空気の第１部分６０からの空気が正圧側吸気口４２４に入り、正圧側タップ４２２を通って局所変換器２０４（図４には図示なし）へ流れる。別の実施形態では、一つの正圧側吸気口４２４及び正圧側タップ４２２が、正圧側４２０に一体化されている。別の実施形態では、三つ以上の正圧側吸気口４２４及び正圧側タップ４２２が正圧側４２０に一体化され得る。

さらに図４を参照すると、二つの負圧側吸気口４３４は、負圧側４３０に沿って軸方向に離間しており、空気の第１部分６０からの空気が、負圧側吸気口４３４に入り、負圧側タップ４３２を通って局所変換器２０４（図４には図示なし）へ流れる。負圧側吸気口４３４は、破線で図示されている。別の実施形態では、一つの負圧側吸気口４３４及び負圧側タップ４３２は、負圧側４３０に一体化されている。別の実施形態では、三つ以上の負圧側吸気口４３４及び負圧側タップ４３２が負圧側４３０に一体化されている。

さらに図４を参照すると、ある実施形態では、局所変換器２０４（図示なし）は、正圧側タップ４２２と負圧側タップ４３２の間の圧力差異の測定値を与えるよう構成され得る。別の実施形態では、局所変換器２０４（図示なし）は、正圧側タップ４２２と負圧側タップ４３２からの絶対圧の測定値を与えるよう構成され得る。

図５は、本開示の例示的実施形態による制御システムにおいて使用される例示的制御装置を示す。図示の通り、制御装置５００は、一つ又は複数のプロセッサ５１２及び一つ又は複数の記憶装置５１４を具備し得る。一つ又は複数のプロセッサ５１２は、マイクロプロセッサ、マイクロコントローラ、集積回路、論理装置、又はその他の好適な処理装置といった、いかなる好適な処理装置も具備し得る。一つ又は複数の記憶装置５１４は、非一時的なコンピュータ可読媒体、ＲＡＭ、ＲＯＭ、ハードドライブ、フラッシュドライブ、又はその他の記憶装置を含むがこれらに限らない、一つ又は複数のコンピュータ可読媒体を含み得る。

一つ又は複数の記憶装置５１４は、一つ又は複数のプロセッサ５１２によって実行され得るコンピュータ可読指示部５１６を含む、一つ又は複数のプロセッサ５１２によってアクセス可能な情報を記憶し得る。指示部５１６は、一つ又は複数のプロセッサ５１２によって実行される場合、一つ又は複数のプロセッサ５１２に動作を実行させるいかなるセットの指示部にもなり得る。指示部５１６は、好適なプログラミング言語で書かれたソフトウェアで実行され得るか、又はハードウェアで実行され得る。いくつかの実施形態では、指示部５１６は一つ又は複数のプロセッサ５１２によって実行され得り、一つ又は複数のプロセッサに、図１０に関して述べられる通り可変案内静翼のセクターを制御して乱れ状況を調節するための動作といった動作を実行させる。

図５を参照すると、記憶装置５１４はさらに、プロセッサ５１２によってアクセスされ得るデータ５１８を記憶し得る。データ５１８は、例えば、動作パラメータ、エンジン気流経路から得た圧力測定値、及びその他のデータを含み得る。データ２１８はまた、乱れ状況を判断するためのモデルやアルゴリズムといった、本開示の態様例における例示的方法を行うのに使用されるモデルやアルゴリズムに関連したデータを含み得る。

制御装置５００はさらに、通信インターフェイス５２０を含み得る。通信インターフェイス５２０は、通信ネットワーク５４０を介して航空機システムと通信するよう構成され得る。例えば、通信インターフェイス５２０は、タップ２０２や局所変換器２０４といった圧力検出装置によって得られる、圧力を示したデータを受け取り得る。ある実施形態では、通信インターフェイス５２０は、一つ又は複数のアクチュエータを有するエンジン制御システム５５０へ制御指令を提供し、可変案内静翼１０４、可変抽気バルブ１１０、及び可変コア吸気口装置１１２などの、しかしこれらに限らない、ガスタービンエンジン１０の様々な部品を制御し得る。通信インターフェイス５２０は、例えば、トランスミッタ、レシーバ、ポート、コントローラ、アンテナ、又はその他の好適な部品を含む、もう一つの他の装置と連動するための、好適な部品を含み得る。

ここで述べられる技術は、コンピュータベースのシステムだけでなく、行うべき動作やそのようなシステムへ送られる、又はそのようなシステムから送られる情報を作成する。コンピュータベースのシステムの本来の柔軟性により、部品間でタスクや機能性を様々に構成、組合せ、及び分割できることを当事者は理解するであろう。例えば、ここで述べられるプロセスは、単一のコンピュータ装置又は組み合わせて機能する複数のコンピュータ装置を使用して実行され得る。データベース、メモリ、指示、及びアプリケーションは、単一システム上で実行され得るか、又は複数のシステムにわたって分配され得る。分配された部品は、順次、又は平行して動作し得る。

図６は、本開示の例示的実施形態におけるガスタービンエンジン制御スキーム６００の概略を図示する。ガスタービンエンジン制御スキーム６００は、図５の制御装置５００によって実施され得る。図６の通り、リアルタイムモデルベース最適化部６０２は、図示されたガスタービンエンジン１０の様々な部品を制御するのに使用される可変ジオメトリトリムを決定し得る。リアルタイムモデルベース最適化部６０２によって決められた可変ジオメトリトリムは、可変ジオメトリ基準スケジュールと比較され、可変ジオメトリ要求を決定し得り、それが可変案内静翼１０４、可変抽気バルブ１１０、及び可変コア吸気口装置１１２のようなガスタービンエンジン１０における可変ジオメトリ部品に送られる。

本開示の特定の態様において、最小ストールマージン（ＳＭ_MIN ）は、可変ジオメトリトリムを決定するため、リアルタイムモデルベース最適化部６０２において使用され得る。ＳＭ_MIN は、気流乱れ判定部６０６及び公称ストールマージン要件６０８に基づいて、ストールマージン調節部６０４によって決定され得る。ある実施形態では、公称ストールマージン要件６０８は、基準スケジュール又はルックアップテーブルから決定され得る。ストールマージン調節部６０４は、気流乱れ判定部６０６に基づいて公称ストールマージン要件６０８を調節することにより、ＳＭ_MIN を決定し得る。図６の通り、気流乱れ判定部６０６は、基準圧力較正値６１０及び吸気値圧力測定を基にすることができる。ある実施形態では、吸気口圧力測定値は、本開示の例示的実施形態において搭載された案内静翼４００又は、その他の、気流経路において搭載された部品のような、エンジン気流経路における一つ又は複数の圧力検出装置によって得ることができる。

さらに特には、吸気口圧力測定値を利用し、その吸気口圧力測定値を基準圧力較正値６１０と比較して、気流乱れ判定部６０６が、気流の乱れがガスタービンエンジン１０のエンジン気流経路６４において存在しているかどうかを判断し得る。ストールマージン調節部６０４は次いで、気流乱れ判定部６０６に基づいて公称ストールマージン要件６０８を調節し、ガスタービンエンジン１０の可変ジオメトリ部品を制御するため、リアルタイムモデルベース最適化部６０２によって使用されるＳＭ_MIN を決定し得る。例えば、リアルタイムモデルベース最適化部は、可変案内静翼１０４に可変ジオメトリ要求を送り、ＬＰ圧縮機２２への気流を制限し、それにより、ＳＭ_MIN を満たすようストールマージンを増加させることができる。さらに、リアルタイムモデルベース最適化部は、可変抽気バルブ１１０に開くよう可変ジオメトリ要求を送り、それにより、ＳＭ_MIN を満たすようＬＰ圧縮機２２の圧力を低減させ、ストールマージンを増加させることができる。このようにして、ＳＭ_MIN は、エンジン気流経路６４内の気流の乱れを考慮してリアルタイムで調節され得る。そうすることによって、ガスタービンエンジン１０は、気流の乱れを考慮して十分なストールマージンを提供し、それによって圧縮機失速の可能性を低減しつつ、ガスタービンエンジン１０の効率を増加させ得る、改良された状態で作動され得る。

さらに図６の通り、リアルタイムモデルベース最適化部６０２によって決められた可変ジオメトリトリムはまた、公称／基準可変ジオメトリスケジュール６１２を基にしている。公称／基準可変ジオメトリスケジュール６１２は、ガスタービンエンジン１０のパーセント修正速度（ＰＣＮＲ）に基づき得る。公称／基準可変ジオメトリスケジュール６１２はまた、熱管理システム（ＴＭＳ）フロー要件６１４にも基づき得る。ＴＭＳフロー要件６１４は、ガスタービンエンジン１０の様々な部品を冷却するのに必要となる、圧縮された空気の量を示す。ＴＭＳフロー要件６１４は、動力ギアボックスの動力（ＰＧＢＰＷＲ）、動力ギアボックスの効率（ＰＧＢＥＦＦ）、可変周波数ジェネレータの動力（ＶＳＦＧＰＷＲ）、可変周波数ジェネレータの効率（ＶＳＦＧＥＦＦ）、油温（ＯＩＬＴＥＭＰ）やその他のインプットといった、複数のインプットに基づき得る。こうしたインプットに基づいて、動力ギアボックス及び可変周波数ジェネレータのようなガスタービンエンジン１０の様々な部品を冷却するのに必要とされるＴＭＳフロー要件６１４が決定され得る。

ＴＭＳフロー要件６１４はまた、可変ジオメトリトリムを決めるため、リアルタイムモデルベース最適化部６０２によって使用され得る。例えば、ある実施形態では、ＴＭＳフロー要件６１４は、抽気フローバルブ１１０を開き、可変周波数ジェネレータなどを冷却するため、ガスタービンエンジン１０の部品へ圧縮された空気を送るよう、リアルタイムモデルベース最適化部６０２によって使用され得る。このようにして、リアルタイムモデルベース最適化部６０２は、乱れ状況判定６０６に基づいた安全な方法でエンジンを作動させるのに十分なＳＭ_MIN をも提供する、最適化された方法で、ＴＭＳフロー要件６１４を満たすことができる。例えば、リアルタイムモデルベース最適化部６０２は、抽気フローバルブ１１０を開いて、ＬＰ圧縮機２２内の気圧を下げてＳＭ_MIN を達成することができ、さらに、開いている抽気フローバルブ１１０からの圧縮された空気を使用し、ＴＭＳフロー要件６１４によって決められた通りにガスタービンエンジン１０の部品を冷却する。

さらに図６を参照すると、リアルタイムモデルベース最適化部６０２はまた、ストール圧比（ＰＲ_STALL ）、ストール修正フロー、（ＷＣ_STALL ）、及びリニアエンジンモデル６２０に基づき得る。リニアエンジンモデル６２０は、ガスタービンエンジン１０に関連する、シャフトトルク、ロータ速度、温度、圧力などの、検知されたパラメータだけでなく、推力、気流、ストールマージン、タービン吸気口温度などの計算されたパラメータを推定するのに使用される、複雑なマルチパラメータモデルとなり得る。計算されたパラメータは、例えば、これらに限らないが、環境条件、動力設定パラメータ、及びリニアエンジンモデル６２０に入力される第２制御パラメータ（例えば、可変ジオメトリ位置、可変抽気バルブ位置、等）に基づいている。いくつかの実施形態では、リニアエンジンモデル６２０は、物理学ベースの空気熱力学モデルになり得る。

図６の通り、リニアエンジンモデル６２０は、トラッキングフィルタ６１６とデータを交換し得る。トラッキングフィルタ６１６は、ガスタービンエンジン１０に関して測定された一つ又は複数の動作パラメータを示すエンジンセンサからのシグナルを受け取ることができ、測定された動作パラメータとリニアエンジンモデル６２０によって推定された動作パラメータの間の差異を比較するよう構成され得る。トラッキングフィルタ６１６は、リニアエンジンモデル６２０のパラメータを調節又は調整し、測定された動作パラメータと、リニアエンジンモデル６２０によって決められた動作パラメータ値が一致するように構成され得る。このようにして、部品摩耗、部品効率、及び／又は部品欠陥における変化に関わらず、リニアエンジンモデル６２０が継続して正確にガスタービンエンジン１０を示していることがトラッキングフィルタ６１６によって確実となる。

さらに図６を参照すると、トラッキングフィルタ６１６は、エンジンにおけるターボ機器部品の劣化（ｄｅｔｅｒ）レベルを決定し得る。ＰＲ_STALL 及びＷＣ_STALL は次に、低下レベル６１８のストール境界線を調節することによって決定され得る。

さらに図６を参照すると、リアルタイムモデルベース最適化部によって決められた可変ジオメトリ要求は、エンジン気流経路６４における気流の乱れを調節するために使用され得る。例えば、リアルタイムモデルベース最適化部６０２は、可変コア吸気口装置１１２が開閉するよう可変ジオメトリ要求を送り、それによって、気流の乱れを低減するためにエンジン気流経路６４への追加空気を許可する。いくつかの実施形態では、図７に関して下記に細かく詳細が述べられている通り、リアルタイムモデルベース最適化部６０２は、可変ジオメトリ要求を可変案内静翼１０４のセクターに送り、エンジン気流経路６４の気流の乱れを調節し得る。

ここで図７を参照すると、本開示の例示的実施形態における例示的ガスタービンエンジンの可変案内静翼の配列部の軸方向図が示される。図７の通り、可変案内静翼１０４は、ガスタービンエンジン１０の回転軸を中心に周方向に離間している。下記図８に関して細かく詳細が述べられる通り、個々の可変案内静翼１０４はそれぞれ、エンジン気流経路６４を通って流れる空気の第１部分６０を制限するか、又は許可するよう、ピッチ軸を中心に回転し、開閉し得る。本開示の態様によると、可変案内静翼１０４の配列部は、複数のセクターにわかれ得る。図７に図示される通り、個々の可変案内静翼１０４の四つのセクターである、第１セクター７０２、第２セクター７０４、第３セクター７０６、第４セクター７０８が示されている。別の実施形態では、図７には示されていないが、セクターの数は、二つ以上のセクターになり得る。本開示の範囲から逸脱することなく、その他の好適なセクター数が使用され得る。

本開示の態様例によると、各セクターの可変案内静翼１０４は、そのセクターの他の可変案内静翼と共に開閉し、そのセクターに関する気流の乱れ状況を調節し得る。ここで使用される通り、可変案内静翼に関する「開く」という用語は、エンジン気流経路６４を通って流れ得る空気の第１部分６０が増加するよう、可変案内静翼のピッチを調節することを意味する。ここで使用される通り、可変案内静翼に関する「閉じる」という用語は、エンジン気流経路６４を通って流れ得る空気の第１部分６０が減少するよう、可変案内静翼のピッチを調節することを意味する。

本開示の態様例によると、本開示の例示的実施形態における圧力検出装置は、エンジン気流経路６４内に気流の乱れがあるかを決定するための測定値を得るために使用され得る。ある実施形態では、一つ又は複数の、搭載された案内静翼４００が、各セクターに関する圧力測定値を得るよう構成される。例えば、第１セクター７０２のような各セクターは、第１セクター７０２及び複数の可変案内静翼１０４に関する圧力測定値を得るよう構成された、搭載された案内静翼４００を有し得る。図６に関して上記に細かく詳細が述べられる通り、乱れ状況判定部６０６は、搭載された案内静翼４００から得られた圧力測定値から決定され得る。さらに、図６に関して上記に細かく詳細が述べられる通り、可変ジオメトリ要求は次に、乱れ状況判定部６０６に基づいて開閉するよう、第１セクター７０２の可変案内静翼１０４を制御するのに使用され得る。

図７の通り、個々の案内静翼１０４の各セクターは、その他のセクターからは独立して調節され得る。例えば、図７に図示された通り、セクター７０２の個々の案内静翼１０４は開いており、一方でセクター７０４、７０６、及び７０８の個々の案内静翼１０４は閉じている。このようにして、第１セクター７０２の個々の案内静翼１０４は、第１セクター７０２に関する気流の乱れを調節するよう制御され得る。

ここで図８を参照すると、ピッチ軸Ｐに沿って個々の可変案内静翼１０４の横断面図が与えられる。図８の実施形態については、可変案内静翼１０４は、一般に「涙」型を有する非対称の翼形部として構成される。しかしながら、その他の例示的実施形態では、可変案内静翼１０４は代わりに、その他のいかなる好適な対称又は非対称の形状又は構成も画定し得る。

図示の通り、可変案内静翼１０４は、ピッチ軸Ｐを中心に回転するよう構成される。図８は、非ピッチ位置８０４における可変案内静翼１０４を示し、ピッチ位置８０６における可変案内静翼１０４を破線で示す。ピッチ角８０２とは、ここで使用される通り、可変案内静翼の非ピッチ位置８０４とピッチ位置８０６の間に画定される角度を指す。図１に関して細かい詳細が上述される通り、エンジン気流経路６４を通り流れる空気の第１部分６０は、下流方向に向かい、ＬＰ圧縮機２２内へ流れる前に可変案内静翼１０４を越えて流れる。図１に関して細かい詳細が上述される通り、図２に関して細かい詳細が上述される通り、可変案内静翼１０４は、制御機構１０６によってピッチ軸Ｐを中心に回転するよう構成され得る。例えば、可変案内静翼１０４は、所望のピッチ角８０２まで、制御機構１０６によってピッチ軸Ｐを中心に回転するよう構成され得る。図１に関して細かい詳細が上述される通り、図６に関して細かい詳細が上述される通り、可変案内静翼１０４は、可変ジオメトリ要求によって、所望のピッチ角８０２まで調節され得る。

図９は、本開示の例示的実施形態における例示的方法（９００）のフロー図を示す。図９は、図に示された制御装置５００のような、一つ又は複数の制御装置によって実行され得る。さらに、図９は、図示及び説明の目的のためにある特定の順序で実施されるステップを示す。ここで提供される開示内容を利用すれば、ここで開示されるいかなる方法の様々なステップも、本開示の範囲から逸脱することなく、様々なやり方で修正、適合、拡大、再編成、及び／又は省略され得ることが、当事者には理解できるだろう。

（９０２）で、本方法は、圧力検出装置から測定値を得ることを含み得る。圧力測定値は、例えば、図に示される本開示の例示的実施形態における、例えば搭載された案内静翼４００によって得られ得る。あるいは、測定値はその他のいかなる好適な圧力検出装置からも得られ得る。

（９０４）で、本方法は、ガスタービンエンジンに関する乱れ状況を決定することを含み得る。例えば、乱れ状況が、ＬＰ圧縮機２２の一部が失速状態を引き起こすのに十分な気圧以下であるような、ガスタービンエンジン１０の外周面における空気圧差異である場合がある。乱れ状況は、図６に図示されている通り、吸気口圧力測定値及び基準圧力較正値６１０に基づいて、乱れ状況判定部６０６によって決定され得る。

（９０６）では、本方法は、乱れ状況に基づいたストールマージンを決定することを含み得る。ストールマージンは、例えば、乱れ状況判定部６０６に基づいた公称ストールマージン６０８を調節することによって、決定され得る。例えば、公称ストールマージンは、エンジン気流経路６４内の気流の乱れを考慮してストールマージンのヘッドルームを十分提供するよう、増加し得る。

（９０８）では、エンジン制御パラメータは、ストールマージンに基づいて決定され得る。エンジン制御パラメータは、可変案内静翼１０４、可変抽気バルブ１１０、又は可変コア吸気口装置１１２などのガスタービンエンジン１０の部品の、最適化された位置を決めるのに使用され得る可変ジオメトリトリムになり得る。

（９１０）では、ガスタービンエンジンの部品は、エンジン制御パラメータに基づいて制御され得る。例えば、図７に図示された可変案内静翼１０４の配列部は、図６に示される通り、可変ジオメトリ要求によって制御され得る。可変ジオメトリ要求は、可変案内静翼１０４の配列部の所望ピッチと可変ジオメトリ基準スケジュールに基づいて決定され得る。可変案内静翼１０４の配列部は次いで、開いてＬＰ圧縮機２２内へ流れる空気の第１部分６０を増加させ、又は閉じて減少させ、それによって、ＬＰ圧縮機２２の下流で気圧を上昇又は下降させる。次に、これによって、ガスタービンエンジン１０を予測ストールラインに近づけて、又は予測ストールラインから離して作動させることができ、それによって、ストールマージンを増加又は減少させる。それによって、方法９００の例示的態様においては、ガスタービンエンジン１０は、気流の乱れに基づいて調節された、ガスタービンエンジン１０のストールマージンで作動され得る。

図１０は、本開示の例示的実施形態における例示的方法（１０００）のフロー図を示す。図１０は、図に示された制御装置５００のような一つ又は複数の制御装置によって実行され得る。さらに、図１０は、図示及び説明の目的のためにある特定の順序で実施されるステップを示す。ここで提供される開示内容を利用すれば、ここで開示されるいかなる方法の様々なステップも、本開示の範囲から逸脱することなく、様々なやり方で修正、適合、拡大、再編成、及び／又は省略され得ることが、当事者には理解できるだろう。

（１００２）では、本方法は圧力センサ装置からの測定値を得ることを含み得る。圧力測定値は、例えば図に示された本開示の例示的態様における、搭載された案内静翼４００によって得られ得る。あるいは、測定値はその他のいかなる好適な圧力検出装置からも得られ得る。

（１００４）では、本方法は、ガスタービンエンジンに関する乱れ状況を判定することを含む。例えば、乱れ状況が、ＬＰ圧縮機２２の一部が失速状態を引き起こすのに十分な気圧以下であるような、ガスタービンエンジン１０の外周面における空気圧差異である場合がある。乱れ状況は、図６に図示されている通り、吸気口圧力測定値及び基準圧力較正値６１０に基づいて、乱れ状況判定部６０６によって決定され得る。

（１００６）では、本方法は、乱れ状況を調節するため、可変案内静翼のセクターを制御することを含む。例えば、可変案内静翼１０４のセクターは、図に示される通り、そのセクターに関する気流の乱れに応じて開閉するよう制御され得る。このようにして、可変案内静翼のセクターは、セクターに関する気流の乱れを調節し得る。

記載したこの記述は、例を用いて、最良の形態を含むこの発明を開示して、且つ、いかなる当業者に対しても、任意の装置またはシステムを作成し用いることおよび任意の組み込まれた方法を実行することを含んだこの発明の実施をすることができるようにもする。特許を受けることができるこの発明の範囲は、特許請求の範囲によって規定され、当業者が想到する他の実施例を含みうる。そうした他の実施例は、特許請求の範囲の字義どおりの用語と異なるものではない構造的要素を有する場合、または特許請求の範囲の字義どおりの用語と実体のない差異をもつ同等の構造的要素を含む場合、特許請求の範囲の範囲内であることが意図される。

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。

［実施態様１］
航空機のガスタービンエンジンの気流の乱れを調節する方法であって、前記ガスタービンエンジンが直列流れ順に圧縮機セクションと燃焼セクションとタービンセクションとを備え、前記圧縮機セクションと燃焼セクションとタービンセクションが少なくとも部分的にエンジン気流経路を画定し、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を判定するステップと、
前記乱れ状況を調節するために少なくとも部分的に前記エンジン気流経路内に位置する可変案内静翼の複数のセクターのうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップとを備え、各セクターが複数の個々の可変案内静翼を備える、方法。

［実施態様２］
前記複数のセクターのうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼を開閉するステップを備える、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様３］
前記複数のセクターのうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの個々の可変案内静翼を、前記少なくとも一つのセクターのその他の個々の可変案内静翼と共に、それぞれ制御するステップを備える、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様４］
前記乱れ状況を調節するステップが、前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路へ少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を低減させるステップを備える、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様５］
前記複数のセクターのうち少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記複数のセクターの少なくとも別の一つのセクターから独立して、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼を制御するステップを備える、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様６］
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況が、前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路内の不均一な圧力プロファイルを備える、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様７］
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路へ少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を判定するステップが、一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた一つ又は複数の測定値に少なくとも部分的に基づく、実施態様１に記載の前記方法。

［実施態様８］
前記一つ又は複数の圧力検出装置が、前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に、少なくとも部分的に一体化された、実施態様７に記載の前記方法。

［実施態様９］
前記一つ又は複数の圧力検出装置が一つ又は複数のタップ及び一つ又は複数の局所変換機を備える、実施態様７に記載の前記方法。

［実施態様１０］
前記一つ又は複数の圧力検出装置が複数の圧力検出装置を備え、前記複数の圧力検出装置が前記複数のセクターの各々に関する圧力を測定するよう構成された少なくとも一つの圧力検出装置を備える、実施態様７に記載の前記方法。

［実施態様１１］
前記ガスタービンエンジンがさらにコントローラを備え、前記コントローラが前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた一つ又は複数の測定値を受け取るよう構成され、前記コントローラが前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた前記一つ又は複数の測定値に、少なくとも部分的に基づいて前記乱れ状況を判定するよう構成された、実施態様１０に記載の前記方法。

［実施態様１２］
前記コントローラが、少なくとも部分的に前記乱れ状況に基づいて前記可変案内静翼の少なくとも一つのセクターを制御するよう構成された、実施態様１１に記載の前記方法。

［実施態様１３］
前記可変案内静翼の少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記コントローラから前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼に関する一つ又は複数のアクチュエータへ制御シグナルを送るステップを備える、実施態様１１に記載の前記方法。

［実施態様１４］
航空機のガスタービンエンジンシステムであって、
直列流れ順に、圧縮機セクションと燃焼セクションとタービンセクションとを備えるガスタービンエンジンで、前記圧縮機セクションと燃焼セクションとタービンセクションが少なくとも部分的に前記ガスタービンエンジンのエンジン気流経路を画定するガスタービンエンジンと、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材と、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に少なくとも部分的に一体化された一つ又は複数の圧力検出装置と、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路内に少なくとも部分的に位置する可変案内静翼の複数のセクターで、各セクターが複数の個々の可変案内静翼を備える可変案内静翼の複数のセクターと、
航空機に配置された一つ又は複数のプロセッサと一つ又は複数の記憶装置を備えるコントローラで、前記一つ又は複数の記憶装置が、前記一つ又は複数のプロセッサによって実行された場合に、前記一つ又は複数のプロセッサに動作を行わせる指示を記憶するコントローラと、を備えるガスタービンエンジンシステムであって、前記動作が、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を、前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた測定値に少なくとも部分的に基づいて判定するステップと、
前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を調節するため、前記可変案内静翼の複数のセクターのうちの少なくともひとつのセクターを制御するステップとを備える、ガスタービンエンジン。

［実施態様１５］
前記一つ又は複数の圧力検出装置が複数の圧力検出装置を備え、前記複数の圧力検出装置が前記複数のセクターの各々に関する圧力を測定するよう構成された少なくとも一つの圧力検出装置を備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

［実施態様１６］
前記可変案内静翼の少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼を開閉するステップを備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

［実施態様１７］
前記乱れ状況を調節するステップが、前記ガスタービンエンジンの前記エンジン気流経路に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を低減させるステップを備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

［実施態様１８］
前記可変案内静翼の少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの個々の可変案内静翼を、前記少なくとも一つのセクターのその他の個々の可変案内静翼と共に、それぞれ制御するステップを備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

［実施態様１９］
前記複数のセクターのうち少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記複数のセクターのその他の少なくとも一つのセクターから独立して、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼を制御するステップを備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

［実施態様２０］
前記一つ又は複数の圧力検出装置が一つ又は複数のタップと一つ又は複数の局所変換機を備える、実施態様１４に記載の前記ガスタービンエンジンシステム。

１０ガスタービンエンジン
１２長手方向または軸方向の中心線
１４ファンセクション
１６コアエンジン
１８外部ケーシング
２０環状吸気口
２２低圧圧縮機
２４高圧圧縮機
２６燃焼セクション
２８高圧タービン
３０低圧タービン
３２ジェット排気ノズルセクション
３４高圧シャフト／スプール
３６低圧シャフト／スプール
３８可変ピッチファン
４０ファン動翼
４２ディスク
４４動力ギヤボックス
４６回転可能なフロントハブ
５０出口案内静翼
５２圧力中心
５６空気の量
６０空気の第１部分
６２空気の第２部分
６４エンジン気流経路
７４燃焼ガス
７６タービン静翼
７８タービン動翼
８０タービン静翼
８２タービン動翼
１００入口案内静翼
１０２ストラット
１０４可変案内静翼
１０６制御メカニズム
１１０可変抽気バルブ
１１２可変コア吸気口装置
２０２タップ
２０４局気変換器
２０６デジタル通信パス
２０８コントローラ
２１０可変ジオメトリ位置要求
２１２アクチュエータ又はバルブ
４００搭載された案内静翼
４１０前縁
４１２前縁タップ
４１４前縁吸気口
４２０正圧側
４２２正圧側タップ
４２４正圧側吸気口
４３０負圧側
４３２負圧側タップ
４３４負圧側吸気口
５００制御装置
５１２プロセッサ
５１４記憶装置
５１６指示
５１８データ
５２０通信インターフェース
５５０エンジン制御システム
６００ガスタービンエンジン制御スキーム
６０２リアルタイムモデルベース最適化部
６０４ストールマージン調節部
６０６気流乱れ判定部
６０８公称ストールマージン要件
６１０基準圧力較正値
６１２公称／基準可変ジオメトリスケジュール
６１４熱管理システムフロー要件
６１６トラッキングフィルタ
６１８劣化レベルのストール境界線を調節する
６２０リニアエンジンモデル
７００可変案内静翼の配列部
７０２第１セクター
７０４第２セクター
７０６第３セクター
７０８第４セクター
８０２ピッチ角
８０４非ピッチ位置
８０６ピッチ位置

Claims

航空機のガスタービンエンジン（１０）の気流の乱れを調節する方法（１０００）であって、前記ガスタービンエンジン（１０）が直列流れ順に圧縮機セクション（２２、２４）と燃焼セクション（２６）とタービンセクション（２８、３０）とを備え、前記圧縮機セクション（２２、２４）と燃焼セクション（２６）とタービンセクション（２８、３０）が少なくとも部分的にエンジン気流経路（６４）を画定し、
前記方法（１０００）が、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を判定するステップ（１００４）と、
前記乱れ状況を調節するために少なくとも部分的に前記エンジン気流経路（６４）内に位置する可変案内静翼（１０４）の複数のセクター（７００）のうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップ（１００６）と
を備え、各セクターが複数の個々の可変案内静翼（１０４）を備える、方法（１００）。
前記複数のセクター（７００）のうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼（１０４）を開閉するステップを備える、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記複数のセクター（７００）のうちの少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記少なくとも一つのセクターの個々の可変案内静翼（１０４）を、前記少なくとも一つのセクターのその他の個々の可変案内静翼（１０４）と共に、それぞれ制御するステップを備える、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記乱れ状況を調節するステップが、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）へ少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を低減させるステップを備える、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記複数のセクター（７００）のうち少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記複数のセクター（７００）の少なくとも別の一つのセクターから独立して、前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼（１０４）を制御するステップを備える、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）へ少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況が、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）内の不均一な圧力プロファイルを備える、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）へ少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を判定するステップが、一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた一つ又は複数の測定値に少なくとも部分的に基づく、請求項１に記載の前記方法（１０００）。
前記一つ又は複数の圧力検出装置が、前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に、少なくとも部分的に一体化された、請求項７に記載の前記方法（１０００）。
前記一つ又は複数の圧力検出装置が一つ又は複数のタップ（２０２）及び一つ又は複数の局所変換機（２０４）を備える、請求項７に記載の前記方法（１０００）。
前記一つ又は複数の圧力検出装置が複数の圧力検出装置を備え、前記複数の圧力検出装置が前記複数のセクター（７００）の各々に関する圧力を測定するよう構成された少なくとも一つの圧力検出装置を備える、請求項７に記載の前記方法（１０００）。
前記ガスタービンエンジン（１０）がさらにコントローラ（５００）を備え、前記コントローラ（５００）が前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた一つ又は複数の測定値を受け取るよう構成され、前記コントローラ（５００）が前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた前記一つ又は複数の測定値に、少なくとも部分的に基づいて前記乱れ状況を判定するよう構成された、請求項１０に記載の前記方法（１０００）。
前記コントローラ（５００）が、少なくとも部分的に前記乱れ状況に基づいて前記可変案内静翼（１０４）の少なくとも一つのセクターを制御するよう構成された、請求項１１に記載の前記方法（１０００）。
前記可変案内静翼（１０４）の少なくとも一つのセクターを制御するステップが、前記コントローラ（５００）から前記少なくとも一つのセクターの前記可変案内静翼（１０４）に関する一つ又は複数のアクチュエータ（１０６）へ制御シグナルを送るステップを備える、請求項１１に記載の前記方法（１０００）。
航空機のガスタービンエンジン（１０）システムであって、
直列流れ順に、圧縮機セクション（２２、２４）と燃焼セクション（２６）とタービンセクション（２８、３０）とを備えるガスタービンエンジン（１０）で、前記圧縮機セクション（２２、２４）と燃焼セクション（２６）とタービンセクション（２８、３０）が少なくとも部分的に前記ガスタービンエンジン（１０）のエンジン気流経路（６４）を画定するガスタービンエンジン（１０）と、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）に少なくとも部分的に延在する一つ又は複数の部材と、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に少なくとも部分的に一体化された一つ又は複数の圧力検出装置と、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）内に少なくとも部分的に位置する可変案内静翼（１０４）の複数のセクター（７００）で、各セクターが複数の個々の可変案内静翼（１０４）を備える可変案内静翼（１０４）の複数のセクターと、
航空機に配置された一つ又は複数のプロセッサ（５１２）と一つ又は複数の記憶装置（５１４）を備えるコントローラ（５００）で、前記一つ又は複数の記憶装置（５１４）が、前記一つ又は複数のプロセッサ（５１２）によって実行された場合に、前記一つ又は複数のプロセッサ（５１２）に動作を行わせる指示（５１６）を記憶するコントローラ（５００）と、を備えるガスタービンエンジン（１０）システムであって、前記動作が、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する乱れ状況を、前記一つ又は複数の圧力検出装置によって得られた測定値に少なくとも部分的に基づいて判定するステップと、
前記ガスタービンエンジン（１０）の前記エンジン気流経路（６４）に少なくとも部分的に延在する前記一つ又は複数の部材に関する前記乱れ状況を調節するため、前記可変案内静翼（１０４）の複数のセクター（７００）のうちの少なくともひとつのセクターを制御するステップと
を備える、ガスタービンエンジン（１０）。
前記一つ又は複数の圧力検出装置が複数の圧力検出装置を備え、前記複数の圧力検出装置が前記複数のセクターの各々に関する圧力を測定するよう構成された少なくとも一つの圧力検出装置を備える、請求項１４に記載の前記ガスタービンエンジン（１０）システム。