JP2633272B2

JP2633272B2 - ガスタービンエンジンの制御装置及び方法

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Publication number: JP2633272B2
Application number: JP62304384A
Authority: JP
Inventors: クラコスキーレオン; エフラプラッドリチャード
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1986-12-08
Filing date: 1987-12-01
Publication date: 1997-07-23
Anticipated expiration: 2012-07-23
Also published as: EP0274340B1; DE3763656D1; EP0274340A3; US4765133A; CA1275719C; EP0274340A2; JPS63150435A

Description

【発明の詳細な説明】産業上の利用分野本発明はガスタービンエンジンのエンジン制御システ
ム及び方法に関する。

従来の技術ガスタービンエンジンの燃料制御システムはエンジン
排気圧のエンジン空気取入口全圧に対する比P₅／P₂で定
義されるエンジン圧力比（EPR）の如きエンジンパラメ
ータにもとづいて閉ループ動作を行なう。すなわち、望
ましいあるいは基準のEPRがスロットル設定状態及び周
囲の大気状態にもとづいて計算されてエンジンの実際の
EPRと比較され、その結果に応じて燃料供給量がEPRの誤
差をゼロにするように変化される。基準EPRあるいは実
際のEPRの計算に必要な信号のいずれかが検出できない
ような場合には制御動作は別の制御モード、例えばエン
ジンが２軸ガスタービンエンジンであるような場合は低
圧コノプレッサの速度N₁に基いてなされることを余儀な
くされる。このような場合、N₁の基準値（N_1REF）が大
気状態及びスロットル設定状態にもとづいて計算され
る。このN_1REFは実際のN₁と比較され、その結果に応じ
て燃料供給量がN₁とN_1REFとの誤差をゼロにするように
変化される。しかし、これらの異なった基準値の特性は
異なっているため制御モードの切換えに際しエンジン速
度が一時的に急変する可能性がある。これを「バンプ」
と称する。バンプは航空機のパイロットや乗客に不安を
与えるばかりでなくエンジンの動作状態を変化させてい
る際、例えばパイロットが緊急にエンジン出力を全開に
しているような際に生じるとエンジンが期待通りに応答
せず危険な状態を生じさせる。

ユナイテッドテクノロジーズコーポレーションの
プラットアンドホイットニー部門が製造しているPW
2037形２軸エンジンではかかる制御モードの変化が生じ
た場合に新たな基準パラメータを故障の瞬間に故障した
基準パラメータの値に適合させることによりバンプを除
去している。より詳細には、EPRが主モードでありN₁が
バックアップモードである場合EPRに基いた制御動作が
なされている間N₁の値を連続的にモニタし、EPR制御モ
ードが故障すると故障の直前のN₁の値を制御に使い、N
_1REFの値をこのN₁の値い等しくなるように適合させる。
EPR制御モードが故障した直後の望ましいN₁の値（すな
わち適合されたN_1REFの値）が故障前のN₁の値とほゞ同
じであればバンプは事実上除去される。これはエンジン
が定常状態で動作している際にあるいはゆっくりした加
減速動作をしている際にEPR制御モードが故障した場合
に相当する。一方EPR制御モードの故障がエンジンが大
きく状態を変化させ始めるあたりで生じると、EPR制御
モードの故障が生じた時点におけるエンジン速度と、EP
R制御モードの故障が生じた時点における新たなスロッ
トル設定位置におけるEPRに対応した望ましいエンジン
速度（N_1REF）とが大きく異なるためバンプは除去され
ずに残る。これに応じてフォールトロジックが過大な補
償を行ないその結果エンジン推力が大きく低下してしま
う。

発明が解決しようとする問題点そこで本発明の一の目的はガスタービンエンジンの制
御モードを第１のエンジンパラメータにもとづいたモー
ドから別のエンジンパラメータにもとづいたモードに切
換える際切換えに伴って生じるエンジン動作への影響が
最小化されるガスタービンエンジンの燃料制御システム
及び方法を提供するにある。

本発明の別の目的はガスタービンエンジンの制御モー
ドを一の制御モードからの他の制御モードにエンジンが
加減速動作している最中においてもエンジン動作への影
響が最小になるように移行させることのできるガスター
ビンエンジンの燃料制御システム及び方法を提供するに
ある。

問題点を解決するための手段要約すると、本発明は燃料流量をエンジン圧力比の如
き主パラメータの関数である計画値（スケジュール）に
もとづいて制御し、主パラメータモードでの制御動作が
不安定になった場合には圧縮機速度の如き副パラメータ
の関数である別の計画値にもとづいて制御に切換えるガ
スタービンエンジンの制御装置を提供する。制御モード
を副パラメータにもとづいた制御に切換える場合、副パ
ラメータの計画値は主パラメータの最後に得られた良好
な値に等しくなるようにトリムを加えられて下方修正さ
れ、これにより制御モードが切換えられる際のエンジン
出力レベルの急変が回避される。下方修正のためのトリ
ム量は限られている。すなわち、主制御モードでの制御
動作がエンジンが過渡的動作をしている最中に故障した
場合、下方修正のためのトリム量は副パラメータの基準
値の計画値と主制御モードが故障する直前に主パラメー
タと副パラメータとの間に成立する既知の関係にもとづ
いて計算された副パラメータの計画値との差に等しくな
るように制限される。このように下方修正のためのトリ
ム量を制限することによりエンジンが過渡的動作をして
いる最中に制御モードの切換えが生じた場合でも主制御
モードから副制御モードへの移行は滑らかに行なわせる
ことが可能になる。

作用本発明によるガスタービンエンジンの制御装置は燃料
流量を主パラメータ計画値に基づいて制御し、主パラメ
ータを信頼性をもって決定することができなくなると副
パラメータ計画値にもとづいた制御に切換えるが、その
際主パラメータと副パラメータとの間に成立する既知の
関係にもとづいてエンジンを動作させるのに望ましい副
パラメータの値を連続して計算し、主パラメータが失わ
れた場合副パラメータ基準値の計画値と主パラメータが
使えなくなる直前の副パラメータ計算値との差を使って
副パラメータ基準値の計画値に加えられる下方修正トリ
ム量の大きさを制限する。

本発明制御技術では下方修正トリム量の限界値が主パ
ラメータ計画値にもとづいて新たなスロットル設定状態
における副パラメータの所望値の推定値を使うことによ
り常時計算される。主パラメータを使う制御モードがエ
ンジンが過渡的動作をしている最中に故障した場合、こ
の推定値は主パラメータ制御モードが故障した瞬間には
（特に過渡的状態において副パラメータが比較的ゆっく
りと変化する場合に）副パラメータの実際の値とかなり
異なっている可能性があり、むしろ主パラメータが失わ
れなかった場合に新たなスロットル設定値で要求される
副パラメータの値にはるかに近い。

好ましい実施例では主パラメータはEPRであり副パラ
メータにはエンジン速度が使われる。EPRに問題が生じ
ると制御装置は制御パラメータをエンジン速度経過値に
切換えて燃料流量の制御を行なう。速度計画値はEPR計
画値とは同じではないため補正しなければスロットルを
動かさなくても切換えの瞬間にエンジン速度が急変して
しまう。本発明は制御装置ではEPRに問題が生じると速
度計画値がEPRが使えなくなる直前のエンジン速度の計
画値と実際値との差に等しい値を有するトリムを加えら
れ、スロットル設定状態に対応するEPRを速度計画値と
の差が補償される。これにより動作モードを切換えた前
後で同一のエンジン速度が指定される。このトリム量は
EPRが使えなくなった時点における実際のエンジン速度
ではなくEPRに問題が生じる前にEPR計画値にもとづいて
計算されたスロットル設定位置に対応する望ましいエン
ジン速度の推定値を使って計算されたトリム値以下に制
限される。このようにする理由はエンジンが状態を変化
させている最中においては実際のエンジン速度はスロッ
トル位置の変化に応じてEPR計画値が指定する速度より
もはかるに低いためである。この制限を設けなければエ
ンジンが過渡的状態にある最中にEPRに問題が生じた場
合におけるトリムが過大になる危険がある。

実施例本発明の以上の及びその他の目的，特徴及び利点は以
下に図面を参照しながら行なう好ましい実施例の詳細な
説明より明らかとなろう。

以下の説明では本発明の一実施例として参照符号10で
概括的に示す２軸ターボファンガスタービンエンジンを
考える。エンジン10は低圧タービン14にシャフトを介し
て結合された低圧圧縮機12と；高圧タービン18にシャフ
トを介して結合された高圧圧縮機16と；高圧圧縮機と高
圧タービンとの間に配設された燃焼部20とよりなる。複
数の燃料ノズル22が燃焼部20の燃焼器24に燃料を噴射す
る。ノズル22へ供給される燃料の流量は弁26により変化
される。

電子エンジン制御装置が燃料流量をパイロットの要求
（スロットル設定）や様々な航空機及びエンジンパラメ
ータにともとづいてまた様々なパラメータ間に成立する
理論的及び経験的関係式に従って自動制御する。本実施
例では電子エンジン制御装置による燃料流量制御の際の
主制御モードの動作はエンジン出口圧（P₅）に対するエ
ンジン入口圧（P₂）の比として定義されるエンジン圧力
比（EPR）にもとづいて実行される。図示したように、
入口圧P₂をあらわす信号28と出口圧P₅をあらわす信号30
とが除算器32に供給される。除算器32はエンジン圧力比
EPRをあらわす信号34を出力し、信号34はブロック36で
示した燃料制御部分に供給される。この燃料制御部分36
は実際のEPRと比較されるエンジン圧力比の計画値であ
るEPRスケジュールを格納している。制御部分36は信号3
8を燃料ノズル弁26に送って燃料流量を制御し実際のEPR
がその時のスロットル設定に対応したEPRスケジュール
と一致するようにエンジン速度を変化させる。

主燃料制御パラメータであるEPR、あるいはEPRスケジ
ュールが使用できなくなった場合あるいは信頼できなく
なった場合（このような状態を以下EPRモード故障と称
する）、制御部分36は燃料流量制御を副燃料制御パラメ
ータである低圧側圧縮機速度N₁にもとづいた制御に切換
える。図面を参照するに、制御部分40が低圧側圧縮機基
準速度計画値N_1REFをあらわすスケジュールされた出力
信号42を連続的に発生する。この基準速度は現在の状態
及び現在のスロットル設定下においてエンジンが許容す
る最大速度である。実際の低圧圧縮機の速度N₁をあらわ
す信号44が減算器46においてN_1REFから減算され、得ら
れた差をあらわす信号48がスイッチ50に供給される。勿
論エンジンはまだEPRにもとづいて制御されている状態
にあるが、N₁は制御部分中に組込まれたEPRスケジュー
ルよりEPRの関数となる。

EPRモード故障が生じると信号52がスイッチ50に供給
される。信号52が存在しなければスイッチ50の出力53は
信号48の各時点での計算値になりロー選択ゲート54に供
給される。一方スイッチ50に信号52が供給されるとスイ
ッチ50の出力信号53はスイッチ50に信号52が供給される
直前の信号48の計算値に対応する信号56になる。これ以
降はこの時の信号48の値がロー選択ゲート54に連続的に
供給される。

関数発生器58は航空機のマッハ数M_nをあらわす信号60
及びEPRスケジュールをあらわす制御部分36からの信号6
1を連続的に供給される。関数発生器58はこれらの入力
信号にもとづいて低圧圧縮機入口温度に対して補正され
た低圧圧縮機速度をあらわす信号62（N_EC₂）を発生す
る。本発明の技術分野で周知のように、補正された低圧
圧縮機速度をあらわす信号62と適当な乗数信号64（低圧
圧縮機入口温度の関数）とが乗算器66に供給され低圧側
ロータ速度（N_E）の推定値をあらわす信号68が求められ
る。この低圧側ロータの推定速度信号68は減算器70でN
_1REFより減算され、得られた差信号72がスイッチ74に供
給される。

EPRモード故障が生じると信号76がスイッチ74に供給
される。信号76が存在しない場合はスイッチ74は各時点
の信号72の計算値をそのまま通過させる。一方信号76が
供給されるとスイッチ74の出力信号78はスイッチ74が信
号76を供給される直前の信号72の計算値をあらわす信号
80に等しくなる。すなわち、信号78の値はN_1REFと、EPR
スケジュール及び現時点のエンジンスロットル設定値に
もとづいて推定された低圧ロータ速度との差をあらわ
す。この低圧ロータ速度の推定値は各時点の低圧ロータ
速度N₁にもとづくものではない。そこで、スロットルを
動かした直後かつエンジンが以前の速度から新たな速度
へ移行する前にEPRスケジュールが使用不能あるいは信
頼できなくなった場合でも推定圧縮機速度N_Eをあらわす
信号68は新たなスロットル設定に対応したEPRスケジュ
ールで使われる速度に略等しくなる。これに対し、速度
信号44はEPRモード故障の際の実際のエンジン速度であ
り、これはスロットル設定及びEPRスケジュールにもと
づいた望ましい速度と大きく異なっている。

速度差信号78及び53はいずれもロー選択ゲート54に供
給され２つの信号のうちより低レベルの信号が出力信号
82として選択されてハイ選択ゲート84に供給される。こ
のハイ選択ゲート84には信号82の他に信号86が供給され
る。この信号86は常にゼロとされる。そこで信号82が負
の場合ハイ選択ゲート84の出力信号88はゼロになる。そ
れ以外の場合は信号88の値は信号82の値と等しくなる。
このハイ選択ゲート84を設けることにより信号88（N
_1REFトリム）が負になることが回避される。信号88が負
になる事態は減速中にEPRモード故障が生じた場合に発
生する。信号88が負になると信号92の値がN_1REFよりも
大きくなるが、N_1REFはエンジンの安全な運転に際し許
容される低圧圧縮機の最大速度であるためかかる事態は
避けねばならない。この結果、N_1REFには負のトリムの
みが加えられる。

信号88の値は減算器90中にN_1REFより減算され、その
結果形成された差信号92が現在の実際の低圧側圧縮機速
度をあらわす信号44と共に減算器94に供給される。こう
して得られた実際のエンジン速度N₁と望ましいエンジン
速度との差をあらわす信号92が制御部分36に供給され
る。EPR信号34あるいは制御部分36中に格納されているE
PRスケジュールが使えなくなったりあるいは信頼できな
くなった場合、制御部分36は弁26を制御して燃料流量を
誤差信号96がゼロになるように変化させる。

定常状態で運転中のエンジンに「バンプ」が生じるの
を回避するには制御システムのトリム制限機構がエンジ
ンの定常動作中にEPRモード故障が生じた場合にトリム
動作に影響しないことが必要である。これは信号68の値
がEPRモードにおいてスロットル設定に対応する圧縮機
速度の値よりも常に小である場合に保証される。従っ
て、関数発生器58で使用されるマッハ数曲線はEPRモー
ド故障が生じた場合にN_EがEPRスケジュールで指定され
る速度を決して超えないように、好ましくはそれよりや
や小になるように選択される。

本実施例では主パラメータをEPRとしたが、本発明はE
PR以外の主パラメータ（例えばファン圧力比あるいは加
重ファン／エンジン圧力比）を使用する場合にも適用で
きるのは勿論である。

エンジンを動作させる際に制御システムで必要とされ
るパラメータのあるものが故障した場合、そのパラメー
タの実測値のかわりに合成値を計算して使用することが
公知である。例えば、燃焼室圧を本出願人が所有するデ
ービットエム．ニュワース他の米国特許第4,212,161
号により合成することが可能である。本制御システムで
はN₁の合成値（以下N_1SYNと記す）を計算しN₁の実測値
が得られない場合や信頼できない場合に使用するのが好
ましい。

別の制御モードに急に切換える場合、パラメータの実
測値から合成値への切換えの際に「バンプ」が発生する
可能性がある。第２図の制御理論はかかるバンプを除去
する技術を示す。第２図の例では合成されるパラメータ
はN₁である。N₁の合成値は最も新しい有効な情報にもと
づいて計算され、常に更新されており、N₁の実測値が使
用不能になったり信頼できなくなったりした場合（N₁故
障）いつでも使用することができる。なお、第２図の回
路は本発明に関連するが、特許請求の範囲に記載の発明
では無く、また第１図の制御装置に必須なものでは無
い。第２図を参照するに、航空機のマッハ数と、低圧圧
縮機入口での温度について補正された高圧圧縮機速度
（N₂C₂）とが関数発生器200に供給される。関数発生器2
00は定圧圧縮機入口での温度について補正された定圧圧
縮機速度の推定値（N_1SYNC₂）をあらわす出力信号202を
出力する。信号202の値はマッハ数と補正高圧圧縮機速
度との間に成立するエンジンの定常動作特性にもとづい
て経験的に導かれた関係より求められる。

本発明の技術分野で周知の如く、低圧圧縮機の速度推
定値信号202と適当な乗数信号204（これは第１図の乗算
器64の場合の乗数と同じ）とが乗算器205に供給されて
低圧ロータ速度（N_1SYN）の推定値ないし合成値をあら
わす信号206が得られる。N_1SYNの値をあらわす信号206
はエンジンの定常状態動作の際の高圧ロータと低圧ロー
タとの間の経験的関係にもとづいており、信号206は補
償器208を通される。エンジンが過渡的動作を行なう際
補正高圧ロータ速度N₂C₂の動的特性が出力N_1SYNC₂の特
性と置換えられる。定常状態では補償器208は作用しな
い。このような補償器は本発明の技術分野では周知であ
る。

補償器208よりライン99上に出力されるN_1SYN出力信号
99はN₁の実測値をあらわす信号44と共に減算器100に連
続的に供給される。減算器100より出力される信号99と4
4の差信号102はN₁が故障している（すなわち使用できな
いか信頼できない）か否かをあらわす信号106と共にス
イッチ104に供給される。

信号106がN₁が正常であることを示している場合、ス
イッチ104の出力信号108はN₁とN_1SYNの各時点での差の
計算値をあらわす。一方、信号106がN₁が不良であるこ
とを示した場合は出力信号108はスイッチ104に故障を告
げる信号が供給される直前のN₁とN_2SYNとの差の計算値
をあらわす信号110に等しくなる。いずれにせよ、スイ
ッチ104の出力信号108はN_1SYNをあらわす信号99と共に
減算器112に送られ減算器112の出力信号114がN₁の実測
値をあらわす信号44と共に別のスイッチ116に送られ
る。

故障指示信号106はまたスイッチ116にも供給される。
信号106がN₁が正常であることを指示していればN₁をあ
らわす信号44はスイッチ116を通過し出力信号118として
出力される。一方N₁が不良であれば信号118はN₁の推定
値をあらわす信号114と同じ値をとる。好ましい実施例
では信号118が第１図減算器94に供給される信号44を置
換える。

本発明によればN₁が故障した瞬間（すなわちN_1SYNの
使用に切換えた瞬間）に出力信号114の値が、及びこれ
に伴って信号118の値も、実質的に故障の直前に得られ
た正常なN₁の測定値に等しくされる。その結果、切換え
の瞬間にバンプが生じることはなく、エンジンはN_1SYN
の関数として連続的に制御される。

以上説明した実際のエンジン速度から合成エンジン速
度への切換えの際のバンプを除去する方法は任意の実測
パラメータを使用したエンジン制御からそのパラメータ
の合成値を使用したエンジン制御に制御パラメータを切
換える場合にも有効であることは明らかである。

本発明の思想及び要旨内で様々な変形や省略が可能で
ある。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明になる制御装置を使用した２軸ガスター
ビンエンジンの概略的ブロック図、第２図は第１図の制
御回路に付加してもよい制御回路の実施例を示す図であ
る。 10…ガスタービンエンジン、12…低圧圧縮機、14…低圧
タービン、16…高圧圧縮機、18…高圧タービン、20…燃
焼部、22…燃料ノズル、24…燃焼室、26…燃料ノズル
弁、28…P₂信号、30…P₅信号、32…除算器、34…EPR信
号、36,40…制御部分、38,53,56,78,80,82,86,88,92,10
2,106,108,110,114,118,202,204,206…信号、42…N_1REF
信号、44…N₁信号、46,70,90,94,100,112…減算器、48,
72…差信号、50,74,104,116…スイッチ、52,76…EPRモ
ード故障信号、54,84…ゲート、58,200…関数発生器、6
0…マッハ数信号、61…EPRスケジュール信号、62…N_EC₂
信号、64…乗数信号、66,205…乗算器、68…N_E信号、96
…誤差信号、99…ライン、208…補償器。

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】圧縮機（12,16）と、燃焼器（24）と、タ
ービン（14,18）とを有する航空機用ガスタービンエン
ジン（10）において、エンジンの動作を第１のパラメー
タの実際値（34）を連続して求め、該第１のパラメータ
の基準値である計画値を該第１のパラメータの実際値
（34）と比較し、該第１のパラメータの実際値と計画値
との差がゼロになるように燃焼器へ供給される燃料の流
量を変化させ、該第１のパラメータの計画値又は実際値
が求められず従って、第１のパラメータが失われたと考
えられる場合には圧縮機速度である第２のパラメータの
基準値（42）の計画値と圧縮機速度の実際値との差がゼ
ロになるように燃料流量を変化させ、その際圧縮機速度
基準値の計画値と該第１のパラメータが失われる直前に
求められた圧縮機速度の実際値（44）との差として定義
されるトリム値（88）を計算して圧縮機速度基準値の計
画値に加える動作を行なうことにより制御する制御装置
（36）を使った航空機用ガスタービンエンジンの制御方
法であって：圧縮機速度の推定値を第１のパラメータの計画値の関数
として連続して推定し（58,60,61,62,64,66,68）；圧縮機基準速度の計画値（42）と該圧縮機速度の推定値
（68）との間の差（72）を連続して計算し（70）；該第１のパラメータが失われた場合、圧縮機基準速度計
画値に加えられる計算された該トリム値（88）を該第１
のパラメータが失われる直前に先行の段階で連続して計
算された圧縮機基準速度の計画値と圧縮機速度の推定値
との差（72）よりも小になるように制限する（54）段階
を有することを特徴とする方法。
【請求項２】エンジン圧力比が該第１のパラメータとし
て使われ、該圧縮機速度を連続して推定する段階は圧縮
機速度をエンジン圧力比の計画値（61）の関数として推
定する過程（58,66）を含むことを特徴とする特許請求
の範囲第１項記載の方法。
【請求項３】該圧縮機速度を連続して推定する段階は圧
縮機速度をエンジン圧力比の計画値（61）及び航空機マ
ッハ数の関数として推定する過程（58,66）を含むこと
を特徴とする特許請求の範囲第２項記載の方法。
【請求項４】該エンジン（10）は２軸ターボファンエン
ジンであり、該第２のパラメータとして低圧圧縮機の速
度が使われることを特徴とする特許請求の範囲第１項記
載の方法。
【請求項５】該連続して計算される差（72）は圧縮機速
度基準値の計画値と該第１のパラメータにもとづいた制
御モードにおいて要求される圧縮機速度との差を下回ら
ないことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の方
法。
【請求項６】圧縮機（12,16）と、燃焼器（24）と、タ
ービン（14,18）と、第１のパラメータの実際値を連続
して測定する手段（28,30,32）とを有する航空機用ガス
タービンエンジン（10）を制御するための、該第１のパ
ラメータの実際値を該第１のパラメータの基準値の計画
値と比較するための手段（36）と；該第１のパラメータ
の計画値又は実際値が求められず従って第１のパラメー
タが失われたと考えられる場合に第１の信号（52,76）
を発生する手段と；該第１の信号が発生されていない場
合に第１のパラメータの実際値と計画値との差をゼロに
するように燃焼器（24）へ供給される燃料の流量を連続
して変調する手段（26,36）と；第１のトリム（53）を
圧縮機基準速度の計算値と該第１のパラメータが失われ
る直前に求められた圧縮機の実際の速度との差として計
算する手段とを含む航空機用ガスタービンエンジン制御
装置であって：１）第１の信号を供給される手段（74）と;2）圧縮機速
度を該第１のパラメータの計画値の関数として連続して
推定する手段（58,66）と;3）トリム限界値を圧縮機基
準速度計画値と圧縮機速度推定値との差として連続して
計算する計算手段（70）と;4）該第１の信号の供給に応
じて該計算手段（70）により該第１の信号が供給される
直前に計算されたトリム限界値をあらわす第２の信号
（78）を発生する手段（74,80）とを含むトリム限界値
決定手段と；該第１のトリム（53）とトリム限界値（78）のうち小さ
い方を選択して該第１の信号（52,76）が供給された場
合に圧縮機基準速度計画値に加える手段（54）とを有
し；該変調手段は該第１の信号が発生された場合に燃焼器に
供給される燃料の流量を実際の圧縮機速度とトリムされ
た圧縮機基準速度の計画値（92）との差がゼロになるよ
うに変化させる手段（94,36,26）を含むことを特徴とす
る装置。
【請求項７】該第１のパラメータはエンジン圧力比（3
4）であることを特徴とする特許請求の範囲第６項記載
の装置。
【請求項８】該推定手段は圧縮機速度の値をエンジン圧
力比（61）の計画値と航空機のマッハ数（60）の関数と
して連続して推定する手段を含むことを特徴とする特許
請求の範囲第７項記載の装置。
【請求項９】該制御装置は低圧圧縮機（12）と高圧圧縮
機（16）とを備えた２軸ターボファンエンジン（10）と
協働し、該第２のパラメータとして低圧圧縮機の速度が
使われることを特徴とする特許請求の範囲第７項記載の
装置。