JP2021503055A - 飛行機ガスタービンエンジンの着氷防止システムの制御方法 - Google Patents

Abstract

本発明は航空機用ガスタービンエンジンの制御方法、特に、航空機用ガスタービンエンジンの吸気口（空気取り入れ口）の着氷防止システムの制御方法に関する。飛行機ガスタービンエンジンの空気取り入れ口の着氷防止システムの制御方法は、飛行機の着氷の記録を含み、飛行機システムから、ハウジングに設置されたガスタービンエンジンの電子制御装置への、着氷データの伝送を含み、ガスタービンエンジン圧縮機からの加熱空気排出口の生成を含み、もし、飛行機着氷データが利用できる場合、電子制御装置による、圧縮機からガスタービンエンジン空気取り入れ口への加熱空気の供給を確保する、スライド弁開度の制御信号の提供を含む。この方法では、飛行機システムから電子制御装置へのデータ伝送の有用性は追加で監視され、エンジン吸気口温度Tengine inletはガスタービンエンジン空気取り入れ口に設置された変換器を使って計測され、上記計測されたエンジン吸気口温度Tengine inletは設定された限界値Tlimiting valueと比較され、飛行機システムからのデータ伝送の失敗が検出され、かつ現在Tengine inletがTlimiting valueより小さい場合、加熱空気は圧縮機からガスタービンエンジンの空気取り入れ口へと供給される。さらに加えて、この方法では、設定された限界値Tlimiting valueは１０℃と等しい。さらに加えて、エンジン吸気口温度Tengine inletと設定された限界値Tlimiting valueを比較し、飛行機システムからのデータ伝送のためのシステムの有用性は、エンジン電子制御装置によって監視される。さらに、飛行機システムから電子制御装置への上記データは、バイポーラシーケンシャルコードインタフェースに従って、コード通信線を介して伝送される。従って、請求の範囲の発明の公知な特徴と関連して、上述した特徴で特徴づけられた提案した発明の実施は、飛行機およびエンジンの着氷データ伝送システムの不具合の場合、エンジン電子制御装置におけるエンジン吸気口温度計測によって、着氷状態でのガスタービンエンジンの動作信頼性が向上する。

Description

発明の詳細な説明

本発明は航空機用ガスタービンエンジンの制御方法、特に、航空機用ガスタービンエンジンの吸気口（空気取り入れ口）の着氷防止システムの制御方法に関する。

気温が低く、湿度が高い大気圏内を、飛行機が飛行する場合には、飛行機の表面やその動力装置に氷が着氷する場合がある。氷の着氷は、重量を増加させるだけではなく、飛行機の空気力学を実質的に損なう。さらに、航空機用ガスタービンエンジンの吸気口および／または圧縮機の着氷は効率の低下および圧縮機の運転安定性の余裕度の低下をもたらし、氷が破損した場合には、そのブレードの故障を引き起こす可能性がある。そのため、現在の飛行機及び航空機用ガスタービンエンジンは、熱着氷防止システムを幅広く使用している。

タービンジェットエンジンナセルの空気取り入れ口から氷を除去する電気着氷防止システムの制御方法（特許ＲＵ ２５０１７１、ＩＰＣ Ｂ６４Ｄ １５／１２、２０１３年１２月２０日発行）。類似物として取り上げた該方法の本質は、航空機中央制御ユニットからの外部の飛行状況（外部飛行条件）の入手可能なデータの取得、得られた飛行状況に相当する熱制御モデルの生成、および選択した熱制御モデルに基づく抵抗加熱素子への必要な電力の供給を含む。

プロトタイプの欠点は、電気加熱システムの複雑さと、抵抗素子及び電気通信回線のトラブルシューティングを含む、長い保守労働時間とである。更に、採用された熱モデルに基づく着氷防止システムの作動効率は、高い信頼性と堅牢性を前提としているが、外部飛行条件パラメータの変換器の故障又は飛行機中央制御ユニットからのデータ伝送システムの潜在的故障がある場合に、必ずしも提供されない。

飛行機用ガスタービンエンジンの空気取り入れ口の着氷防止システムの制御方法は、プロトタイプとして使用されている（特許ＥＰ ３０３４８１３、ＩＰＣ Ｆ０１Ｄ２１／００、Ｆ０２Ｃ７／０４７が２０１６年６月２２日に発行）が知られている。

上述した方法では、飛行機着氷が示され、多数の温度変換器のデータに依存して、飛行機システムからガスタービンエンジンの電子制御装置への飛行機着氷のデータ伝送、および圧縮機からガスタービンエンジンの空気取り入れ口への加熱空気の供給を確保するスライド弁の開度の制御信号を電子制御装置は供給する。

公知方法の欠点は、空気取り入れ口の温度状態を監視するための、多数の追加の温度変換器に関する、複雑さ、過剰なコストおよび運転費である。

請求項にかかる発明の技術的課題は、飛行機着氷データ伝送の不具合時における、着氷状態のガスタービンエンジンの信頼性の向上である。

飛行機用ガスタービンエンジン空気取り入れ口の着氷防止システムの制御方法は、飛行機の着氷を記録するステップと、飛行機システムからハウジングに設置されたガスタービンエンジンの電子制御装置への着氷データ伝送ステップと、ガスタービンエンジン圧縮機からの加熱空気排出路の形成ステップと、もし、飛行機の着氷データが利用できるならば、電子制御装置は、上記圧縮機からガスタービンエンジンの空気取り入れ口への加熱空気の供給を確保する、スライド弁の開度の制御信号を供給するステップとを含み、本発明によると更に、飛行機システムからエンジン電子制御装置への、データ伝送の有用性は監視されており、エンジン吸気口温度T_{engine inlet}は、ガスタービンエンジンの空気取り入れ口に設置された変換器により計測され、上記空気取り入れ口で上記計測された空気温度T_{engine inlet}は、設定された限界値T_{limiting value}と比較され、飛行機システムからのデータ伝送が検出され、かつ現在のT_{engine inlet}がT_{limiting value}より小さい場合、加熱空気は圧縮機から上記ガスタービンエンジン空気取り入れ口へ供給されることにより、技術的成果が達成される。

また、本発明によれば、設定された限界値T_{limiting value}は１０℃と等しい。

更に、本発明によれば、エンジン電子制御装置において、エンジン吸気口温度T_{engine inlet}を計測し、計測されたエンジン吸気口温度T_{engine inlet}を限界値T_{limiting value}と比較し、飛行機システムからのデータ伝送システムの有用性を監視する。

更に、本発明によれば、飛行機システムから上記電子制御装置への上記データは、バイポーラシーケンシャルコードインタフェースに従って、コード通信線を介して伝送される。

提案した本発明では、プロトタイプと対比して、飛行機システムからエンジン電子制御装置へのデータ伝送の有用性は監視される点が異なり、エンジン吸気温度T_{engine inlet}はガスタービンエンジンの空気取り入れ口に設置された変換器によって計測される点が異なり、計測されたエンジン吸気温度T_{engine inlet}は設定された限界値T_{limiting value}と比較される点が異なり、飛行機システムからのデータ伝送の検出、かつ現在のT_{engine inlet}がT_{limiting value}より小さい場合に、加熱空気は圧縮機からガスタービンエンジン空気取り入れ口へ供給される点が異なり、これは、エンジン電子制御装置において、エンジン吸気温度の計測結果のためにエンジンが着氷し、かつ、飛行機システムによる飛行機のデータ伝送の失敗の場合に、エンジン着氷防止システムの動作を可能にする。

また、プロトタイプと異なり、設定された限界値T_{limiting value}は１０℃と等しいことにより、圧縮機のブレードおよびナセルが氷結を起こす可能性を除去できる。

さらに、プロトタイプと異なり、エンジン電子制御装置において、エンジン吸気温度T_{engine inlet}と設定された限界値T_{limiting value}とを比較し、飛行機システムからのデータ伝送のためのシステムの有用性は監視される。これは、コード通信線に不良がある場合、追加の計測システムと変換器なしに、自動制御装置に含まれる標準的な手段を用いて、可能性のあるエンジン着氷の診断を可能にする。

さらに、プロトタイプと異なり、飛行機システムから電子制御装置へのデータは、バイポーラシーケンシャルコードインタフェースに従って、コード通信線を介して伝送される。

図面は、請求の方法を実施する装置の構造概略図を示す。

ユニット１は飛行機の着氷を検出（診断）し、ユニット１の出力部からの着氷の存在の出力信号はユニット２の入力部へ供給される。

例えば、着氷中に変化するセンサの共振周波数の計測結果に基づいた機械的指標、または、電気熱、超音波、静電容量、光学、などの様々な着氷指標は、着氷検出ユニットで使用されてもよい。

ユニット２は一般的な飛行機器制御システム（以降、ＧＡＥＣＳ）であり、制御、警告、並びに、エンジン電子制御装置−ユニット４への着氷情報の受信および着氷データの伝送を含む、飛行機システムの工学的状態の監視を確保する。

一般的に、ＧＡＥＣＳは一般的な飛行機機器の工学的状態の制御および監視（飛行および地上）のために設計される。また、油圧システム、酸素システム、着陸装置の展開および格納、燃料システム、推進動力ユニット、補助動力ユニット、翼着氷防止システム、防火システムなどの飛行機システムの状態で必要な情報を、ＧＡＥＣＳはインタフェース接続された機器および乗務員に提供する。

素子３は、ユニット２からユニット４の入力部への着氷データ伝送を確保する電気通信回線である。上記データは、バイポーラシーケンシャルコードとして送信される。

ユニット４はエンジン電子制御装置、例えば、ＦＡＤＥＣタイプである。これは、ガスタービンエンジンの全ての動作モードの制御を確保する、特別な目的の電子デジタルコンピュータである。

他の機能に加えて、エンジン電子制御装置もまた、ユニット５を使用してエンジン吸気温度T_{engine inlet}を計測し、計測したエンジン吸気口温度T_{engine inlet}は設定された限界値T_{limiting value}と比較され、着氷データ伝送の有用性は監視される。飛行機システムからデータ伝送を検出し、かつ、現在のT_{engine inlet}がT_{limiting value}より小さい場合に、圧縮機から加熱空気を供給するため、関連する制御信号が生成される。

ユニット５はエンジン吸気温度変換器（トランスデューサ）である。該変換器はエンジン吸気口の通気路内に設置され、エンジン電子制御装置（ユニット４）とインタフェース接続する基本的な情報変換器の標準セットの構成部品である。

この装置は次のように動作する。

着氷状態での飛行機の飛行では、関連する着氷信号は、ユニット１の出力部で生成され、飛行機機器の制御システムの入力部、すなわちユニット２の入力部に供給される。その結果、着氷情報は、エンジン電子制御装置の入力部に、バイポーラシーケンシャルコードインタフェースとして、コード通信線を介して供給される。

着氷信号を受信した場合、エンジン電子制御装置は自動的に、圧縮機からガスタービンエンジン空気取り入れ口への複数のパイプラインを介した加熱空気の供給を確保（動作）する制御信号を生成する。加熱効果は除氷をもたらす。

例えば、通信回線３が断線したなどで、着氷データの伝送が失敗した場合、電子制御装置はただちにこの失敗を検出し、エンジン吸気口温度T_{engine inlet}を計測し、計測されたエンジン吸気口温度T_{engine inlet}を設定された限界値T_{limiting value}と比較する。飛行機システムからのデータ伝送を検出し、かつ現在のT_{engine inlet}がT_{limiting value}より小さい場合、加熱空気は圧縮機からガスタービンエンジン空気取り入れ口に供給される。したがって、着氷データ伝送のための飛行機システムの不具合時において、着氷状態（条件）におけるガスタービンの確実な動作が確保される。

適用可能と期待されるガスタービンエンジンとして、フィールドベンチテストは請求の範囲の方法の機能的有用性を完全に確認した。

請求項に記載の方法を実施するための方法は、インタフェース、検出器、アクチュエータおよびエンジンを備えた特別な目的のリアルタイムデジタルコンピュータ並びに飛行機システムとして、期待されたエンジン電子制御装置である。上記エンジン電子制御装置は、飛行機システムからの暗号化された１００ｋｂｐｓで３２ｂｉｔ単位の６４パケットの受信能力を確保している。

また、上記期待されたエンジン電子制御装置は、コックピットからのコマンドにて、強制的に空気取り入れ口着氷防止システムを手動起動させる機能を提供する。

上記エンジン吸気温度は、環境空気温度によって決まる金属のオーム抵抗の特性変化を動作原理とした、測温抵抗体を用いて計測される。しかし、一般的な異なる動作原理をもつ変換器を用いてもよい。

吸気口加熱用空気は、期待されたエンジンの、高圧圧縮機の中間段階から取った。

ＧＡＥＣＳ動作としてふるまう装置は、サービステストベンチ機器であった。

したがって、上記特徴に特徴づけられる提案した発明の実施は、請求の範囲にかかる発明の公知な特徴と関連することで、エンジン電子制御装置におけるエンジン吸気温度計測費によって、飛行機とエンジンの着氷データ伝送システムの不良における、着氷状態でのガスタービンエンジンの動作信頼性を向上させる。

請求の方法を実施する装置の構造概略図を示す。

Claims (4)

1. 飛行機用ガスタービンエンジン空気取り入れ口の着氷防止システムの制御方法は、
   飛行機の着氷を記録するステップと、
   飛行機システムから、ハウジングに設置されたガスタービンエンジンの電子制御装置への、着氷データ伝送ステップと、
   ガスタービンエンジン圧縮機からの加熱空気排出口の生成ステップと、
   もし、飛行機の上記着氷データが利用できる場合、上記電子制御装置による、上記圧縮機から上記ガスタービンエンジン空気取り入れ口への加熱空気を確保する、スライド弁開度の制御信号の供給ステップと、を含み、
   上記飛行機システムから上記エンジン電子制御装置への上記データ伝送の有用性は追加で監視されることと、
   上記ガスタービンエンジン空気取り入れ口に設置された変換器を使用して、エンジン吸気口温度T_{engine inlet}を計測することと、
   計測された上記エンジン吸気温度T_{engine inlet}は、設定された限界値T_{limiting value}と比較されることと、
   上記飛行機システムからのデータ伝送の失敗が検出され、かつ現在のT_{engine inlet}がT_{limiting value}より小さい場合、加熱空気は上記圧縮機から上記ガスタービンエンジン空気取り入れ口へ供給されることと、を特徴とする制御方法。
2. 設定された上記限界値T_{limiting value}は１０℃と等しいことを特徴とする請求項１に記載の制御方法。
3. 上記エンジン吸気口温度T_{engine inlet}を計測することと、
   上記計測された空気温度を設定された上記限界値T_{limiting value}と比較することと、
   上記飛行機システムからの上記データ伝送の監視することとは、上記エンジン電子制御装置において実行されることを特徴とする請求項１に記載の制御方法。
4. 上記飛行機システムから上記電子制御装置への上記データは、バイポーラシーケンシャルコードインタフェースに従って、コード通信線を介して伝送されること、を特徴とする請求項３に記載の制御方法。