JP2020510569A - タービンエンジンのプロペラの速度およびパワーを制御するための方法 - Google Patents

Abstract

本発明は、タービンエンジンのプロペラの速度およびパワーを調整するための方法であって、少なくとも２つの動作モードが実行され、少なくとも２つの動作モードは、プロペラのピッチ（β）が、所望のプロペラの速度の関数として調整され、一方、燃料流が、所望のトルクの関数として調整される、「速度モード」と呼ばれる一方の動作モードと、燃料流量が、所望のプロペラの速度の関数として調整される、「βモード」と呼ばれる他方の動作モードとであり、プロペラのピッチ（β）が、２つの動作モードにおいて、プロペラのピッチを制限する限界の角度（βｍｉｎ）に設定され、ピッチ角度（βｍｉｎ（ｔ））が、リアルタイムで評価される、飛行条件に関するパラメータに基づき、飛行中に連続的に計算および更新される、方法に関する。

Description

本発明は、ターボプロップエンジンのパワー調整に関する。

近年のターボプロップエンジンでは、プロペラの回転速度、および、プロペラに伝達されるパワーは、２つのパラメータ：ターボプロップエンジンのプロペラの設定と、燃焼チャンバ内に注入される燃料の流量、に作用するレギュレータを通してモニタされる。

２つの調整モードが従来使用され、動作のフェイズに応じて交替する。

「速度モード」と呼ばれるモードでは、プロペラの速度が、プロペラの設定角度の制御によって調整される。このモードでは、燃料流量が、プロペラに送達されるトルクまたはパワーを定義するために使用される。

「ベータモード」と呼ばれる別のモードでは、燃料流量により、プロペラの回転速度がモニタされ、プロペラの設定が、飛行条件およびスロットルに基づいて定義される。

この構成では、設定は、概して、最小のピッチに対応するように定義される。この最小のピッチ未満では、プロペラはもはや、推進モードでは動作せず、それにより、もはや、プロペラに伝達されたエネルギを消散しない。

ターボプロップエンジンでは、プロペラの回転速度は、動力装置のエネルギバランスから導出される方程式によって表すことができる。

システムに印加される外部パワーは、パワータービンによって送達されるパワーＰｗ_Ｔ、および、プロペラによって消散されるパワーＰｗ_Ｈであり、この方程式は、このプロペラに加えられるパワーがもはや、バランスが取られていないときの、プロペラ／パワータービン／伝達シャフトのアセンブリの慣性モーメントＪ_Ｔｏｔと、プロペラの回転速度ωｐとを介して、プロペラの運動エネルギの変化を示している。したがって、プロペラの回転速度をモニタするための手段は、注入される燃料の流量と、プロペラによって消散されるパワーとを介して、エンジンによって送達されるパワーを変調するためのものである。

プロペラによって消散されるこのパワーは、以下のように表すことができる。
Ｐｗ_Ｈ＝ＣＰ＊ρ＊ｎ^３＊Ｄ^５

パワー係数は、（ＣＰ）と示され、ρは、空気の密度であり、ｎは、プロペラの回転数（毎分の回転数）であり、Ｄは、プロペラの直径である。

プロペラのパワー係数は、プロペラによって消散されるパワー、そしてひいては、このプロペラの効率を表すためのデータである。

航空機の動作のフェイズの間、パワー係数の低下、または、あるケースでは、ゼロにさえなることが、発生する場合がある。こうして、プロペラの牽引力が相殺され、このため、エンジンによってプロペラに与えられるエネルギが、もはや消散されない。このエネルギの蓄積は、プロペラの動作レンジの外において、プロペラの回転数を増大させる結果となり、プロペラは、このため、超過速度であるものとみなされる。

より重大なケースでは、プロペラ上の相対的な風の作用により、プロペラにさらなるエネルギが伝達され、エンジンの機械的要素へのプロペラのエネルギ入力を反映して、その結果、パワー係数ＣＰの値が負の領域に切り替わる。この自己加速現象は、航空機の振る舞いに関する危険のみならず、航空機の機械的要素に関する危険をも示している。

したがって、設計の間に研究を通して決定されたパワー係数の下限値ＣＰｍｉｎより上にパワー係数ＣＰを維持するために、パワー係数ＣＰに影響するパラメータをモニタすることにより、プロペラの推進動作を保証する必要がある。パワー係数の下限ＣＰｍｉｎは、異なる飛行パラメータ、具体的には速度および高度に基づき、異なる値を取ることができる。パワー係数の下限値ＣＰｍｉｎの表は、このため、これらパラメータに基づいて確立される。

最小パワー係数ＣＰｍｉｎを評価することの困難性が、航空機の製造業者に、パワー係数ＣＰが下限値ＣＰｍｉｎを有するときのプロペラの設定に対応する、最小アバットメント（ａｂｕｔｍｅｎｔ）設定βｍｉｎの選択において、かなりの動作マージンを採用させることになる。パワー調整システムは、したがって、その利用可能な動作レンジの一部が奪われる。この損失は、降下または遅い動きなどの、非常に短いピッチを必要とする動作段階の間にいっそう経験される。したがって、このことは、これら動作のケースにおけるエンジンの速度の維持を失敗させる、制御システムの不安定性を生じさせる。

本発明の概略的な目的は、従来技術の課題を解決することである。

具体的には、本発明の目的は、最小設定値の評価の正確さを増大させ、プロペラが、その動作の推進モードにあるままであることを確実にすることである。

本発明の別の目的は、最小設定値を連続的および反復的に評価し、プロペラが、その動作の推進モードにあるままであることを確実にすることである。

一態様によれば、本発明は、ターボマシンのプロペラの速度およびパワーを調整するための方法であって、少なくとも２つの動作モードが実行され、少なくとも２つの動作モードは、
プロペラの設定（β）が、所望のプロペラの速度に基づいて制御され、一方、燃料流量が、所望のトルクに基づいて制御される、「速度モード」と呼ばれる一方の動作モードと、
燃料流量が、所望のプロペラの速度に基づいて制御される、「βモード」と呼ばれる他方の動作モードとであり、
プロペラの設定が、両方の動作モードにおいて、プロペラの設定を制限するアバットメント角度で定義され、
アバットメント角度が、リアルタイムで評価される、飛行条件に関するパラメータに基づき、飛行中に連続的に計算および更新されることを特徴とする、方法に関する。

そのような方法は、有利には、単独で、または、それらの可能性のあるすべての組合せで取られる、以下の様々な特徴によって遂行される。

アバットメント角度が、リアルタイムで評価される、飛行条件に関するパラメータ、および、設計時に評価された最小パワー係数値に基づき、アバットメント角度を反復的に補正する評価ループによって連続的に計算および更新される。

リアルタイムで評価され、アバットメント角度の連続的な計算および更新で使用される、飛行条件のパラメータが、らせんのマッハ数および／または前進の係数である。

評価ループが、反復毎に、
飛行条件のパラメータを取得することと、
これらパラメータ、および、前の反復におけるアバットメント角度に基づき、これらパラメータ、および、このアバットメント角度に関連付けられたパワー係数を決定することと、
このパワー係数を、設計時に規定された最小パワー係数と比較することと、
この比較ステップの出力におけるエラー信号に従って、補正機能によってアバットメント角度を更新することと
の処理を実行する。

決定ステップの間に、パワー係数の値が、パワー係数の、前もって格納された表に基づいて決定される。

最小パワー係数の値が、１つ以上のパラメータに基づいて変化する。

調整方法が、アバットメント角度を達成したことの検出を含み、この検出が、「速度モード」から「βモード」への切り替えをトリガする。

燃料流量の調整が、パワーモニタループと、プロペラ速度設定ポイントの追跡ループとを実行する。

調整方法が、燃料流量の調整の異なるモードの前記ループに共通の積分器を含む。

本発明は、前述のタイプの調整方法を実行する処理手段を含むターボマシンにも関する。

本発明の他の特性および利点は、純粋に説明的であり、限定的ではなく、また、添付図面に関連して読まれるものとする、以下の記載から現れることになる。

リアルタイムの飛行条件に対応する、アバットメント設定の値βｍｉｎを評価するためのシステムの動作の概略図である。 アバットメント設定βｍｉｎの計算ループで使用される補正器の動作をブロック図の形態で示す概略図である。 反復的に、アバットメント設定βｍｉｎを連続的に評価するための方法のステップのフローチャートの形態の図である。 前進の係数Ｊ、プロペラの半径の７０％でのらせんのマッハ数Ｍｗ、および、プロペラ設定βに基づくプロペラのパワー係数ＣＰのマッピングを示す図である。 βによるアバットメント値の達成を検出するための、βの値とβｍｉｎの値との間の比較システムの動作の概略図である。 燃焼チャンバ内に注入される燃料の流量を調整するためのシステムの動作を示す概略図である。

アバットメント設定の、反復的な、連続的評価
提案されている方法は、フライトの間、リアルタイムで評価される飛行条件に関するパラメータに基づき、最小のアバットメント角度の設定βｍｉｎを連続的に評価し、更新する。

この評価は、ターボプロップエンジンを制御し、このエンジン内のパワーを調整するために、航空機の機上のコンピュータによって行われる。このコンピュータは、図１に示すループ１のタイプのサーボコントロールループを実行する。

サーボコントロールループ１は：
感度の研究により、設計時に最初に決定された最小のらせんのパワー係数ＣＰｍｉｎと、
プロペラの半径の７０％で表されるらせんのマッハ数Ｍｗ（ｔ）と、
前進の係数Ｊ（ｔ）と、
の３つの入力パラメータを含む。

最小パワー係数値ＣＰｍｉｎは、たとえば、すべての飛行条件に関して使用される基準値である。

最小パワー係数値ＣＰｍｉｎは、可変とし、速度または高度などの異なるパラメータに基づき、経時的に異なる別個の値を取ることもできる。

最小パワー係数ＣＰｍｉｎ（ｔ）は、識別されたパワー係数ＣＰ．Ｉｄ（ｔ）とともに、比較器１１に入力される。この比較器１１の出力におけるエラーε（最小パワー係数ＣＰｍｉｎと、識別されたパワー係数ＣＰ．Ｉｄ（ｔ）との間の差）が、補正器１２に入力される。

この保持された補正器１２は、以下の式の積分比例補正器である場合がある。

ここで：
ｚは入力パラメータであり、
Ｔｅ、Ｇａｉｎ２、およびτ_２は、補正器のパラメータである。

補正器１２は、この補正器１２が入力として受信した差のエラーを、アバットメント設定値βｍｉｎ（ｔ）に対応する信号に変換し、この時点ｔにおける飛行条件での、プロペラの動作の推進モードを確実にする。

補正器１２の出力値βｍｉｎ（ｔ）は、次いで、ターボプロップエンジンのパワー調整のために使用されるコンピュータのメモリに入力され、そこで、古いアバットメント設定値を置き換える。

この出力値も、らせんのマッハ数Ｍｗ（ｔ）の瞬時値、および、前進の係数Ｊ（ｔ）とともに、パワー係数ＣＰのマッピングを格納するブロック１３の入力として送信される。

このブロック１３および、このブロック１３が格納するマッピングが、その入力パラメータに基づく最小パワー係数ＣＰ．Ｉｄ（ｔ＋１）の識別を可能とする。係数ＣＰ．Ｉｄ（ｔ＋１）は、次いで、比較器１１にふたたび入力されて、設計時に規定された最小の係数ＣＰｍｉｎと比較される。

この例は、パワー係数値ＣＰのマッピングが、３つのパラメータを考慮する実施形態を説明しているが、限定的ではない。このマッピングを改良または単純化するために、異なる数のパラメータを考慮することが考えられる。

このループは、飛行全体の間、連続的に反復される。

図２を参照すると、補正器１２は、最小パワー係数ＣｐＭｉｎと、識別されたパワー係数ＣｐＩｄとの間の差を入力として受信する。この入力は、２つの静的ゲイン１２１および１２２に入力される。

静的ゲイン１２１の出力は、積分器１２３および加算器１２４に入力される。

加算器１２４は、積分器１２３の出力を、静的ゲイン１２１の出力から減じる。

加算器１２４の出力は、静的ゲイン１２５に入力され、この静的ゲイン１２５の出力は、加算器１２６により、静的ゲイン１２２の出力に加算される。

加算器１２６の出力は、次いで、静的ゲイン１２７に入力され、この静的ゲイン１２７の出力は、加算器１２８に入力され、静的ゲイン１２７の出力を、出力信号βｍｉｎに加算する。

この加算器１２８の出力は、積分器１２９に入力される。この積分器１２９の初期値は、安全値βｍｉｎ０である。

異なる静的ゲイン１２１、１２２の係数は、経験的に調節される。

静的ゲイン１２５および１２７は、補正器のサンプリングおよび計算のピリオドに対応する。

図３は、フローチャートの形態で、同じ方法を示している。

第１のステップ（ステップ１）は、アバットメント設定βｍｉｎを識別するための方法を実施することを可能にするパラメータ、この場合、メモリのアバットメント設定βｍｉｎ（ｔ）、らせんのマッハ数Ｍｗ（ｔ）、および前進の係数Ｊ（ｔ）の取得に対応している。

したがって、システムの初期化の間、第１の反復ピッチは、βｍｉｎの値として、外部のパラメータとは独立した、安全値βｍｉｎ０を取る。

これらパラメータは、第２のステップ（ステップ２）において、パワー係数ＣＰのマッピング１３上の対応するパワー係数ＣＰ．Ｉｄ（ｔ）を識別するために使用される。

設計の際に規定された最小パワー係数値ＣＰｍｉｎ（ｔ）の読取り（ステップ３）の後に、２つのパワー係数の値が、比較器１１に入力される（ステップ４）。

次に、入力情報をアバットメント設定修正設定ポイントβｍｉｎ（ｔ＋１）に変換するために、差が、補正器１２において補正されることになる（ステップ５）。

したがって、最小アバットメント設定βｍｉｎは、連続的に識別されるパワー係数ＣＰ．Ｉｄを、設計において定義された最小パワー係数ＣＰｍｉｎと比較することにより、連続的かつ反復的に計算され、プロペラの動作の推進モードを確実にする。

パワー係数のマッピング
図４を参照すると、ブロック１３で使用されたパワー係数ＣＰのマッピングが、設計段階で決定され、以下の３つの影響力のあるパラメータを考慮する。

−プロペラの半径の７０％に等しい、回転軸からの距離において表される、らせんのマッハ数Ｍｗ。らせんのマッハ数は、ここではＶＴＡＳとして記される飛行速度と、ここではＵｔｉｐとして記される外周のプロペラの速度と、ここではｃｓｏｎとして記される音速との関数として、以下の式に従って表されうる。

Ｕｔｉｐ＝π＊ｎ＊Ｄであり、プロペラの直径Ｄと、回転／秒での、プロペラの回転数ｎとを表している。
−前進の係数Ｊは、飛行速度ＶＴＡＳと、回転数ｎと、らせんの直径Ｄとの関数として、以下の式に従って表すことができる。

−プロペラ設定角度β。

これら３つのパラメータは、条件に基づき、飛行の間、連続的に変化し、このことは、プロペラのパワー係数ＣＰも、航空機の動作のフェイズに従って変化する結果となる。

航空機の製造業者の要求に従って、設計の間にプロペラの製造業者によって規定されたこのパワー係数ＣＰは、このため、パワー係数を表すために選択されたパラメータの変化に基づき、マッピングされる。マッピング１３は、評価の不確実性を最小にするために、プロペラの製造業者により、設計の間に改良され、次いで、航空機の製造業者によって改良される。

パワー係数値ＣＰの異なるセットは、ここでは０．３０から０．８０の間に含まれる、らせんのマッハ数Ｍｗの異なる値に対応する。しかしながら、これら境界は限定的ではなく、らせんのマッハ数Ｍｗの変化が連続的ものであることは明らかであり、この表現は、異なるパラメータの影響を強調することのみを意図している。

アバットメント設定の検出
最小アバットメント設定βｍｉｎのこの識別を使用することは、「速度モード」と呼ばれるパワー調整モードの間に生じ、設定値βに影響を及ぼすことにより、プロペラの回転速度を調節する。

このアバットメント値に達した場合、プロペラの速さ（ｒａｔｅ）を維持することができない。システムは、「速度モード」と呼ばれる調整モードから、「βモード」に切り替えなければならない。

図５を参照すると、一方のモードから他方のモードへの変更は、最小アバットメント設定２の達成を検出するためのシステムによってトリガされる。

アバットメント設定の達成を検出するためのループは：
アバットメント設定βｍｉｎ（ｔ）と、
プロペラ設定β（ｔ）と、
アバットメント設定の更新ピッチΔβｍｉｎと、
ヒステリシス効果を生じる動作のマージンＨと、
の４つの入力パラメータを含んでいる。

ループの入力において、プロペラの設定β（ｔ）と、アバットメント設定βｍｉｎ（ｔ）とが、比較器２１に入力される。この比較器２１は、アバットメント設定βｍｉｎ（ｔ）をプロペラ設定β（ｔ）から減じる。

他の２つの入力、動作のマージンＨとアバットメント設定の更新ピッチΔβｍｉｎとは、加算器２２に入力される。

加算器２２の出力信号は、３つの入力を有するセレクタ２３に入力され、加算器２２の出力信号を出力する。

比較器２１およびセレクタ２３の出力信号は、論理オペレータ２４に入力され、この論理オペレータ２４は、２つの入力信号が等しい場合、出力信号を出す。

設定βとアバットメント設定βｍｉｎとの間の差が、設計時に規定されたマージンに加算されたアバットメント設定の変化量Δβｍｉｎよりも小であるとき、バイナリ信号Ｔｏｐβｍｉｎが、１に関連付けられた論理レベルで出され、ヒステリシス効果を生じさせる。このマージンは、このように、切り替え値の限界において安定した動作のケースにおいて、一方の調整モードから別の調整モードに繰返し切り替わることを避ける。

このことは、以下の方程式によって表すことができる。
ＴｏｐβＭｉｎ＝真 ｉｆ：β＝βＭｉｎ＋ΔβＭｉｎ＋／−Ｈ

この制御変更システムによって出された信号Ｔｏｐβｍｉｎが真であるとき、調整モードが変化し、「速度モード」から「βモード」に切り替わる。

Ｔｏｐβｍｉｎは、積分器２５を介してセレクタ２３に返される。

「速度モード」と「βモード」との間の変更
図６を参照すると、パワー調整システム３が、プロペラ速度設定ポイントに追従するために、燃料流量を変調することを可能にしている。より具体的には、２つの燃料流量の制御ループの存在が詳述されている。

一方のループは、「速度モード」の動作に関連付けられた、燃料流量を介してのパワーの制御３１に対応している。

モータ３１１のパワーの設定ポイントは、測定されたパワー３１２と比較される。差が補正器３１３に入力されて、設定ポイントに追従するようにパワーを調節するために、燃料流量の変化の設定ポイント３１４に変換される。

第２のループは、プロペラの回転数の制御３２、より詳細には、燃料流量を介してのパワーのマッチングによる、プロペラの速さのサポートに対応し、「βモード」の動作に関連付けられる。

設定βがこのモードで定義されるゆえに、プロペラの速さ設定ポイント３２１、したがって、エンジン速度設定ポイントは、測定された速度３２２と比較される。差が補正器３２３に入力されて、エンジン速度設定ポイントに追従するために、燃料流量の変化の設定ポイント３２４に変換される。

アバットメントの検出の出力信号Ｔｏｐβｍｉｎが真として検出されると、これら２つの設定ポイント３１４と３２４とは、オペレータ３３によって比較される。

したがって、もっとも大である燃料流量の変化量の制御を提案している燃料流量の制御ループは、他方の制御ループに対して優勢となり、オペレータ「ｍａｘ」に対応する。

補正器の項（ｔｅｒｍ）の積分器３４は、システムの有効な制御３５と、応答との間の差のみを組み込むために、オペレータｍａｘ３３の後に、ループの終わりに切り替えられ、こうして、システムの「ワインドアップ」効果を避けている。

Claims (10)

1. ターボマシンのプロペラの速度およびパワーを調整するための方法であって、
   少なくとも２つの動作モードが実行され、少なくとも２つの動作モードは、
   プロペラの設定（β）が、所望のプロペラの速度に基づいて制御され、一方、燃料流量が、所望のトルクに基づいて制御される、「速度モード」と呼ばれる一方の動作モードと、
   燃料流量が、所望のプロペラの速度に基づいて制御される、「βモード」と呼ばれる他方の動作モードとであり、
   プロペラの設定（β）が、両方の動作モードにおいて、プロペラの設定を制限するアバットメント角度（βｍｉｎ）で定義され、
   アバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ））が、リアルタイムで評価される、飛行条件に関するパラメータに基づき、飛行中に連続的に計算および更新されることを特徴とする、方法。
2. アバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ））が、リアルタイムで評価される、飛行条件に関するパラメータ、および、設計時に評価された最小パワー係数値（ＣＰｍｉｎ）に基づき、アバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ））を反復的に補正する評価ループ（１）によって連続的に計算および更新されることを特徴とする、請求項１に記載の調整方法。
3. リアルタイムで評価され、アバットメント角度の連続的な計算および更新で使用される、飛行条件のパラメータが、らせんのマッハ数（Ｍｗ（ｔ））および／または前進の係数（Ｊ（ｔ））であることを特徴とする、請求項１または２に記載の調整方法。
4. 評価ループ（１）が、反復毎に、
   飛行条件のパラメータ（Ｍｗ（ｔ））および（Ｊ（ｔ））を取得することと、
   これらパラメータ、および、前の反復におけるアバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ））に基づき、これらパラメータ、および、このアバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ））に関連付けられたパワー係数（ＣＰ．Ｉｄ（ｔ））を決定することと、
   このパワー係数（ＣＰ．Ｉｄ（ｔ））を、設計時に規定された最小パワー係数（ＣＰｍｉｎ）と比較することと、
   この比較ステップの出力におけるエラー信号に従って、補正機能によってアバットメント角度（βｍｉｎ（ｔ＋１））を更新することと、
   の処理を実行することを特徴とする、請求項２に記載の調整方法。
5. 決定ステップの間に、パワー係数（ＣＰ．Ｉｄ（ｔ））の値が、パワー係数（ＣＰ）の、前もって格納された表（１３）に基づいて決定されることを特徴とする、請求項４に記載の調整方法。
6. 最小パワー係数（ＣＰｍｉｎ（ｔ））の値が、１つ以上のパラメータに基づいて変化することを特徴とする、請求項２に記載の調整方法。
7. 調整方法が、アバットメント角度（βｍｉｎ）の達成の検出（２）を含み、この検出が、「速度モード」から「βモード」への切り替えをトリガすることを特徴とする、請求項１から６のいずれか一項に記載の調整方法。
8. 燃料流量の調整（３）が、パワーモニタループ（３１）と、プロペラ速度設定ポイントの追跡ループ（３２）とを実行することを特徴とする、請求項１から７のいずれか一項に記載の調整方法。
9. 調整方法が、燃料流量の調整の異なるモードの前記ループ（３１、３２）に共通の積分器（３４）を含むことを特徴とする、請求項８に記載の調整方法。
10. 請求項１から９のいずれか一項に記載のパワー調整方法を実行する処理手段を含むターボマシン。

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