JP2644785B2 - ガスタービンエンジン制御装置 - Google Patents
ガスタービンエンジン制御装置Info
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- JP2644785B2 JP2644785B2 JP62304385A JP30438587A JP2644785B2 JP 2644785 B2 JP2644785 B2 JP 2644785B2 JP 62304385 A JP62304385 A JP 62304385A JP 30438587 A JP30438587 A JP 30438587A JP 2644785 B2 JP2644785 B2 JP 2644785B2
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- temperature
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- engine
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- control device
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/11—Purpose of the control system to prolong engine life
- F05D2270/112—Purpose of the control system to prolong engine life by limiting temperatures
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/30—Control parameters, e.g. input parameters
- F05D2270/303—Temperature
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- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
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制御に係り、特にか
かる制御の際使われるパラメータの合成に関する。
かる制御の際使われるパラメータの合成に関する。
従来の技術 今日のガスタービンエンジンはほとんどが燃料流量や
圧縮機羽根位置などをパイロットの要求（すなわちスロ
ットル位置）、様々な航空機パラメータ（例えば航空機
速度及び高度）、エンジンパラメータ（例えば燃焼器圧
及び排気ガス温度）、及びこれらのパラメータ間に経験
的に成立する関係にもとづいて制御することによりエン
ジン動作を自動制御する電子制御装置を使用している。
この経験的な関係は計画値（スケジュール）の形で制御
装置中に組込まれている。制御装置は大きな冗長性を有
し、エンジン動作をできる限り正常に保ち、例えば測定
機器が故障したり回路が誤動作したりあるいはその他の
理由により主要な制御パラメータが正確に決定できなか
ったりあるいは計算できなかった場合に不要にエンジン
が停止するのを防止する。
圧縮機羽根位置などをパイロットの要求（すなわちスロ
ットル位置）、様々な航空機パラメータ（例えば航空機
速度及び高度）、エンジンパラメータ（例えば燃焼器圧
及び排気ガス温度）、及びこれらのパラメータ間に経験
的に成立する関係にもとづいて制御することによりエン
ジン動作を自動制御する電子制御装置を使用している。
この経験的な関係は計画値（スケジュール）の形で制御
装置中に組込まれている。制御装置は大きな冗長性を有
し、エンジン動作をできる限り正常に保ち、例えば測定
機器が故障したり回路が誤動作したりあるいはその他の
理由により主要な制御パラメータが正確に決定できなか
ったりあるいは計算できなかった場合に不要にエンジン
が停止するのを防止する。
エンジンパラメータ、例えば燃焼器圧の実測値が得ら
れない場合、あるいは実測値が誤っていることがわかっ
ている場合にそのエンジンパラメータの合成値を形成す
ることが公知である。このような燃焼器圧の合成値を求
める手段が本出願人の所有になりデービッド エム・ニ
ュワース及びユージン ダブリュー・ケーニッグの発明
による米国特許第4,212,161号中に開示されている。上
記米国特許では燃焼器圧が既知の全エンジン入口温度、
圧縮機速度及びこれらのパラメータの間に成立するエン
ジンに固有の経験的な関係にもとづいて燃焼器圧と全エ
ンジン入口圧との比を求めることにより合成される。同
様に全入口圧も航空機高度とマッハ数との間に成立する
既知の関係より推定することができる。全入口圧の計算
値に燃焼器圧対全入口圧比を乗算することにより燃焼器
圧の合成値が得られる。
れない場合、あるいは実測値が誤っていることがわかっ
ている場合にそのエンジンパラメータの合成値を形成す
ることが公知である。このような燃焼器圧の合成値を求
める手段が本出願人の所有になりデービッド エム・ニ
ュワース及びユージン ダブリュー・ケーニッグの発明
による米国特許第4,212,161号中に開示されている。上
記米国特許では燃焼器圧が既知の全エンジン入口温度、
圧縮機速度及びこれらのパラメータの間に成立するエン
ジンに固有の経験的な関係にもとづいて燃焼器圧と全エ
ンジン入口圧との比を求めることにより合成される。同
様に全入口圧も航空機高度とマッハ数との間に成立する
既知の関係より推定することができる。全入口圧の計算
値に燃焼器圧対全入口圧比を乗算することにより燃焼器
圧の合成値が得られる。
エンジン制御で重要なパラメータは全エンジン入口温
度である。この全エンジン入口温度はエンジンの動作に
よっては事実上影響されないので燃焼器圧の如きエンジ
ンパラメータと異り航空機パラメータと考えられる。一
般に、全入口温度は温度プローブを使ってエンジン入口
の一又は複数の場所で測定される。しかし、これらのプ
ローブは鳥などの衝突による損傷に対して脆弱である。
またプローブ内に着氷が生じると誤った読取値が得られ
てしまう。従来はエンジン入口温度の良好な読取値が得
られない場合制御装置を最後に得られた信頼できる温度
読取値を使う別な制御モードに切換えていた。これはエ
ンジンが完全に正常に動作可能であっても遮断される場
合があることを意味する。かかる遮断は回避されるのが
望ましく、エンジン入口温度の測定値が欠けたり誤って
いたりする場合でも比較的正常なエンジン動作が維持さ
れるのが望ましい。前記ニュワース他の特許ではエンジ
ン入口温度が不良である場合に燃焼器圧を合成すること
ができない。
度である。この全エンジン入口温度はエンジンの動作に
よっては事実上影響されないので燃焼器圧の如きエンジ
ンパラメータと異り航空機パラメータと考えられる。一
般に、全入口温度は温度プローブを使ってエンジン入口
の一又は複数の場所で測定される。しかし、これらのプ
ローブは鳥などの衝突による損傷に対して脆弱である。
またプローブ内に着氷が生じると誤った読取値が得られ
てしまう。従来はエンジン入口温度の良好な読取値が得
られない場合制御装置を最後に得られた信頼できる温度
読取値を使う別な制御モードに切換えていた。これはエ
ンジンが完全に正常に動作可能であっても遮断される場
合があることを意味する。かかる遮断は回避されるのが
望ましく、エンジン入口温度の測定値が欠けたり誤って
いたりする場合でも比較的正常なエンジン動作が維持さ
れるのが望ましい。前記ニュワース他の特許ではエンジ
ン入口温度が不良である場合に燃焼器圧を合成すること
ができない。
発明が解決しようとする問題点 そこで本発明は航空機パラメータ（エンジンパラメー
タではなく）の値を合成できるガスタービンエンジン制
御装置を提供することを一の目的とする。
タではなく）の値を合成できるガスタービンエンジン制
御装置を提供することを一の目的とする。
本発明の別の目的は全エンジン入口温度の合成値を形
成できるガスタービンエンジン制御装置を提供するにあ
る。
成できるガスタービンエンジン制御装置を提供するにあ
る。
本発明の他の目的は実際のエンジン入口温度の測定値
が信頼できなくなった場合にエンジン全入口温度の合成
値を制御パラメータとして使用するガスタービンエンジ
ン制御装置を提供するにある。
が信頼できなくなった場合にエンジン全入口温度の合成
値を制御パラメータとして使用するガスタービンエンジ
ン制御装置を提供するにある。
問題点を解決するための手段 要約すると、本発明によるガスタービンエンジン制御
システムではエンジンの全入口温度が航空機のマッハ数
とノズル膨張比にもとづいて合成される。エンジンが過
渡的な動作を行なっている場合は全入口温度の合成値は
エンジンが過渡的動作を開始する直前に計算された計算
値に固定される。この温度の合成値は温度の実測値が求
められない場合あるいは信頼できない場合に使われる。
システムではエンジンの全入口温度が航空機のマッハ数
とノズル膨張比にもとづいて合成される。エンジンが過
渡的な動作を行なっている場合は全入口温度の合成値は
エンジンが過渡的動作を開始する直前に計算された計算
値に固定される。この温度の合成値は温度の実測値が求
められない場合あるいは信頼できない場合に使われる。
作用 本発明によるガスタービンエンジン制御装置は測定さ
れたエンジンパラメータとエンジンの全入口温度との比
をあらわす信号を航空機のマッハ数の関数として求め、
この比をエンジンパラメータ測定値をあらわす信号と組
合わせてエンジン全入口温度の概略値をあらわす出力信
号を形成する。
れたエンジンパラメータとエンジンの全入口温度との比
をあらわす信号を航空機のマッハ数の関数として求め、
この比をエンジンパラメータ測定値をあらわす信号と組
合わせてエンジン全入口温度の概略値をあらわす出力信
号を形成する。
エンジン全入口温度の実測値が得られない場合や信頼
できない場合はエンジン全入口温度の概略値又は合成値
が温度実測値のかわりに制御パラメータとして使われ
る。
できない場合はエンジン全入口温度の概略値又は合成値
が温度実測値のかわりに制御パラメータとして使われ
る。
好ましい実施例ではエンジン排気ノズル圧（P5）の周
囲圧（PAMB）に対する比と航空機マッハ数との関係にも
とづいて圧縮機の入口と出口との間における温度上昇比
（T3/T2）が関数発生器により経験的に求められる（２
軸エンジンではこの比は高圧側圧縮機と低圧側圧縮機と
の間における温度上昇比に相当する）。この比に圧縮機
出口における温度実測値（T3）を適宜乗除算することに
より圧縮機入口にけるれ温度合成値（T2SYN）が求めら
れる。
囲圧（PAMB）に対する比と航空機マッハ数との関係にも
とづいて圧縮機の入口と出口との間における温度上昇比
（T3/T2）が関数発生器により経験的に求められる（２
軸エンジンではこの比は高圧側圧縮機と低圧側圧縮機と
の間における温度上昇比に相当する）。この比に圧縮機
出口における温度実測値（T3）を適宜乗除算することに
より圧縮機入口にけるれ温度合成値（T2SYN）が求めら
れる。
正しいマッハ数が求められない場合はマッハ数が航空
機高度にもとづいてスケジュールにより近似ないし合成
される。
機高度にもとづいてスケジュールにより近似ないし合成
される。
本発明ではエンジンが過渡的動作（すなわち加速ある
いは減速）をおこなっている場合にはエンジン入口温度
の合成の際に使われた温度上昇比T3/T2,マッハ数Mn及び
ノズル膨張比P5/PAMBの間の経験的関係は十分には正確
に成立しなくなる。エンジン入口温度T2は比較的ゆっく
りと変化するパラメータであるため、エンジンが過渡的
動作をしている間制御装置はエンジンが過渡的動作を開
始する直前に計算されたエンジン入口温度の合成値を使
用する。
いは減速）をおこなっている場合にはエンジン入口温度
の合成の際に使われた温度上昇比T3/T2,マッハ数Mn及び
ノズル膨張比P5/PAMBの間の経験的関係は十分には正確
に成立しなくなる。エンジン入口温度T2は比較的ゆっく
りと変化するパラメータであるため、エンジンが過渡的
動作をしている間制御装置はエンジンが過渡的動作を開
始する直前に計算されたエンジン入口温度の合成値を使
用する。
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
下の好ましい実施例についての詳細な説明より明らかと
なろう。
下の好ましい実施例について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
一般的に示す２軸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。また電子エンジ
ン制御装置が燃料流量及び圧縮機羽根位置をパイロット
の要求や様々な航空機及びエンジンパラメータにもとづ
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。
一般的に示す２軸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。また電子エンジ
ン制御装置が燃料流量及び圧縮機羽根位置をパイロット
の要求や様々な航空機及びエンジンパラメータにもとづ
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はエンジン自動制
御の鍵となるパラメータとして全エンジン入口温度を使
用する。電子エンジン制御装置は全エンジン入口温度の
合成値を形成しこれをエンジン入口温度の実測値が得ら
れない場合あるいは信頼できない場合に実測値のかわり
に使用する。図示したのは電子エンジン制御装置のうち
かかる動作を行なう部分のみである。
御の鍵となるパラメータとして全エンジン入口温度を使
用する。電子エンジン制御装置は全エンジン入口温度の
合成値を形成しこれをエンジン入口温度の実測値が得ら
れない場合あるいは信頼できない場合に実測値のかわり
に使用する。図示したのは電子エンジン制御装置のうち
かかる動作を行なう部分のみである。
図面を参照するに、航空機のマッハ数を示す信号22が
スイッチ24に供給される。マッハ数は圧縮機入口での圧
力をプローブによって測定しマッハ数と圧力との間に成
立する既知の理論的関係を使って計算されるのが典型的
である。図示を省略した手段によってマッハ数を求める
ための圧力測定値が求まっておりこの値が信頼できると
判断されると信号26がスイッチ24に供給される。この場
合はマッハ数Mnをあらわす信号22はスイッチ24を通過し
て関数発生器28に供給される。
スイッチ24に供給される。マッハ数は圧縮機入口での圧
力をプローブによって測定しマッハ数と圧力との間に成
立する既知の理論的関係を使って計算されるのが典型的
である。図示を省略した手段によってマッハ数を求める
ための圧力測定値が求まっておりこの値が信頼できると
判断されると信号26がスイッチ24に供給される。この場
合はマッハ数Mnをあらわす信号22はスイッチ24を通過し
て関数発生器28に供給される。
一方マッハ数の測定値（すなわちエンジン入口圧）が
得られない場合あるいは信頼できない場合、保護のため
マッハ数の合成値が関数発生器30においてライン32を介
して供給された周囲圧PAMBの関数として形成される。こ
の合成マッハ数をあらわす信号34は関数発生器39からス
イッチ24に供給され、マッハ数信号22が求まらないある
いは信頼できないことをあらわす信号26がスイッチ24に
送られていなければスイッチ24を通過して関数発生器28
に供給される。
得られない場合あるいは信頼できない場合、保護のため
マッハ数の合成値が関数発生器30においてライン32を介
して供給された周囲圧PAMBの関数として形成される。こ
の合成マッハ数をあらわす信号34は関数発生器39からス
イッチ24に供給され、マッハ数信号22が求まらないある
いは信頼できないことをあらわす信号26がスイッチ24に
送られていなければスイッチ24を通過して関数発生器28
に供給される。
また、エンジン排気圧P5が測定されこれをあらわす信
号36がPAMBをあらわす信号39と共に除算器38に供給され
る。除算器38は一般にノズル膨張比と称されるP5のPAMB
に対する比をあらわす信号40を発生する。関数発生器28
は圧縮機12と16との間における温度上昇比をあらわす信
号42を発生する。この比をT3/T2と表記する。この信号4
2は除算器46の分子側に供給される。
号36がPAMBをあらわす信号39と共に除算器38に供給され
る。除算器38は一般にノズル膨張比と称されるP5のPAMB
に対する比をあらわす信号40を発生する。関数発生器28
は圧縮機12と16との間における温度上昇比をあらわす信
号42を発生する。この比をT3/T2と表記する。この信号4
2は除算器46の分子側に供給される。
また高圧側圧縮機の実際の出口温度T3の測定値をあら
わす信号44が除算器46の分母側に供給される。温度プロ
ーブは温度変化に応答するのに時間を要するため除算器
46に供給されたT3の値は除算器46に供給される温度値に
対応する瞬間よりもやや前に測定された温度値をあらわ
す。このため温度上昇比信号42は遅延回路を組込まれた
装置48を通され装置48から除算器46へ供給される温度T3
が実際に測定された瞬間と同じ瞬間の温度上昇計算値を
あらわすように遅延される。かかる遅延は本発明の制御
技術分野では公知である。
わす信号44が除算器46の分母側に供給される。温度プロ
ーブは温度変化に応答するのに時間を要するため除算器
46に供給されたT3の値は除算器46に供給される温度値に
対応する瞬間よりもやや前に測定された温度値をあらわ
す。このため温度上昇比信号42は遅延回路を組込まれた
装置48を通され装置48から除算器46へ供給される温度T3
が実際に測定された瞬間と同じ瞬間の温度上昇計算値を
あらわすように遅延される。かかる遅延は本発明の制御
技術分野では公知である。
T3の実測値は比T3/T2中のT3を相殺するはずであり、
従って除算器46は概略的全エンジン入口温度の逆数をあ
らわす信号52を出力する。信号52は信号52の逆数を計算
する計算器54を通され全エンジン入口温度T2SYNの概略
値あるいは合成値をあらわす信号56が形成される。信号
56はスイッチ58に供給される。
従って除算器46は概略的全エンジン入口温度の逆数をあ
らわす信号52を出力する。信号52は信号52の逆数を計算
する計算器54を通され全エンジン入口温度T2SYNの概略
値あるいは合成値をあらわす信号56が形成される。信号
56はスイッチ58に供給される。
関数発生器28で使われる温度上昇比、ノズル膨張比及
びマッハ数の間の関係はエンジンが所定の最小限度を超
えて加減速している間は信頼できないため、かかるエン
ジンの過渡的動作の際は関数発生器28が求めた温度上昇
比２は使用されない。本実施例では高圧ロータ速度の導
関数N2が計算ないし何らかの手段で決定され、N2の絶対
値がしきい値検出器60に供給される。高圧圧縮機の速度
が所定値Ｘよりも大きな割合で変化していれば正ないし
真信号62がスイッチ58に供給される。正の信号62が供給
された場合はスイッチ58は信号62が正になる直前にすな
わちエンジンが過渡的動作を開始する前に）計算された
合成温度信号56の値をあらわす信号66を出力する。この
信号66は信号62が消滅するまで持続される。信号62が存
在しない場合はスイッチ58は各時点の計算値をあらわす
信号56をそのまま通過させるだけである。
びマッハ数の間の関係はエンジンが所定の最小限度を超
えて加減速している間は信頼できないため、かかるエン
ジンの過渡的動作の際は関数発生器28が求めた温度上昇
比２は使用されない。本実施例では高圧ロータ速度の導
関数N2が計算ないし何らかの手段で決定され、N2の絶対
値がしきい値検出器60に供給される。高圧圧縮機の速度
が所定値Ｘよりも大きな割合で変化していれば正ないし
真信号62がスイッチ58に供給される。正の信号62が供給
された場合はスイッチ58は信号62が正になる直前にすな
わちエンジンが過渡的動作を開始する前に）計算された
合成温度信号56の値をあらわす信号66を出力する。この
信号66は信号62が消滅するまで持続される。信号62が存
在しない場合はスイッチ58は各時点の計算値をあらわす
信号56をそのまま通過させるだけである。
信号68はスイッチ58を通された入口温度の合成値をあ
らわす信号であり低圧圧縮機12の入口に設けられたプロ
ーブにより測定された実際の全エンジン入口温度をあら
わす信号72と共に別のスイッチ70に供給される。図示を
省略した手段により、測定温度信号72が使用不能ないし
信頼できないか否かが判定される。判定結果が「イエ
ス」であれば正値あるいは真値信号74がスイッチ70に供
給されスイッチ70は出力信号76として合成全入口温度信
号68を出力する。そうでなければスイッチ70の出力信号
76は実測温度信号72になる。いずれにしても信号76が実
際の入口温度を示すにせよ合成入口温度を示すにせよ電
子エンジン制御装置の制御パラメータとして使われる。
らわす信号であり低圧圧縮機12の入口に設けられたプロ
ーブにより測定された実際の全エンジン入口温度をあら
わす信号72と共に別のスイッチ70に供給される。図示を
省略した手段により、測定温度信号72が使用不能ないし
信頼できないか否かが判定される。判定結果が「イエ
ス」であれば正値あるいは真値信号74がスイッチ70に供
給されスイッチ70は出力信号76として合成全入口温度信
号68を出力する。そうでなければスイッチ70の出力信号
76は実測温度信号72になる。いずれにしても信号76が実
際の入口温度を示すにせよ合成入口温度を示すにせよ電
子エンジン制御装置の制御パラメータとして使われる。
温度上昇比T3/T2のみが本発明で使用可能な唯一の温
度上昇比ではない。すなわち、T2を含み、T2と、航空機
マッハ数と、その他の例えばノズル膨張比の如き決定可
能なパラメータとの間の経験的関係より計算することが
できる任意の温度比を使うことができる。かかる温度比
は場合々々で適当な実測温度で除算されたり乗算されて
エンジン全入口温度の合成値あるいはその逆数値が求め
られる。
度上昇比ではない。すなわち、T2を含み、T2と、航空機
マッハ数と、その他の例えばノズル膨張比の如き決定可
能なパラメータとの間の経験的関係より計算することが
できる任意の温度比を使うことができる。かかる温度比
は場合々々で適当な実測温度で除算されたり乗算されて
エンジン全入口温度の合成値あるいはその逆数値が求め
られる。
以上、本発明を好ましい実施例について説明したが、
本発明の思想及び要旨内において他にも様々な変形及び
省略が可能である。
本発明の思想及び要旨内において他にも様々な変形及び
省略が可能である。
図は本発明による制御装置を有する２軸ガスタービンエ
ンジンの概略的ブロック図である。 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、２……マッハ数信号、24,58,70……
スイッチ、26,62,74……信号、28,30……関数発生器、3
2……ライン、34……合成マッハ数信号、36……エンジ
ン排気圧信号、38,46,48……除算器、39……周囲圧信
号、40……P5/PAMB信号、42,50……温度上昇比信号、44
……T3信号、52,56,66,68……1/T2SYN信号、54……計算
器、60……しきい値検出器、72……T2信号、76……出力
信号。
ンジンの概略的ブロック図である。 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、２……マッハ数信号、24,58,70……
スイッチ、26,62,74……信号、28,30……関数発生器、3
2……ライン、34……合成マッハ数信号、36……エンジ
ン排気圧信号、38,46,48……除算器、39……周囲圧信
号、40……P5/PAMB信号、42,50……温度上昇比信号、44
……T3信号、52,56,66,68……1/T2SYN信号、54……計算
器、60……しきい値検出器、72……T2信号、76……出力
信号。
Claims (6)
- 【請求項１】圧縮機と、燃焼器と、タービンとを有する
航空機推進用ガスタービンエンジンを制御するための、
エンジン全入口温度T2を合成する手段を備えたガスター
ビンエンジン制御装置であって： 該エンジン全入口温度T2以外の動作中の該エンジンのエ
ンジン温度Ｔを検出して該温度Ｔをあらわす第１の信号
を形成する手段と； 該航空機のマッハ数Mnをあらわす信号を形成する手段
と； 該マッハ数信号に応じてマッハ数Mnにおける温度Ｔとエ
ンジン全入口温度T2との比をあらわす第２の信号を経験
的に形成する第１の関数発生器と； 該第１の信号と該第２の信号とを結合してエンジン全入
口温度T2の近似値（T2SYN）をあらわす出力信号を形成
する手段とよりなることを特徴とする制御装置。 - 【請求項２】該温度Ｔは圧縮機出口温度T3であり、該経
験的に形成される比はT3/T2又はT2/T3であることを特徴
とする特許請求の範囲第１項記載の制御装置。 - 【請求項３】エンジン排気圧P5及び周囲圧PAMBを検出し
て膨張比P5/PAMBを計算する手段を含み、該第１の関数
発生器は該膨張比P5/PAMBに応答動作することを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載の制御装置。 - 【請求項４】該温度Ｔは圧縮機出口温度T3であることを
特徴とする特許請求の範囲第３項記載の制御装置。 - 【請求項５】該検出された温度T2をあらわす該第１の信
号と温度T2の近似値T2SYNをあらわす該出力信号とを供
給されると共に該温度T2が使用可能でかつ信頼できるか
否かをあらわす第３の信号を供給される第１のスイッチ
手段を含み、該第１のスイッチ手段は該第３の信号が温
度T2が使用可能で信頼できることを示している場合温度
T2をあらわす出力信号を出力する一方該第３の信号が温
度T2が使用不能あるいは信頼できないことを示した場合
近似値T2SYNをあらわす出力信号を出力する手段を含む
ことを特徴とする特許請求の範囲第４項記載の制御装
置。 - 【請求項６】温度T2の近似値T2SYNをあらわす該出力信
号を該関数発生手段から供給されて近似値T2SYNをあら
わす信号を該第１のスイッチ手段に供給する第２のスイ
ッチ手段と； 該第２のスイッチ手段に圧縮機が所定値よりも大きな割
合で加速又は減速をしているか否かをあらわす第３の信
号を供給する手段とを含み、該第２のスイッチ手段は該
第３の信号が圧縮機が所定値よりも大きな割合で加減速
動作をしている場合該加減速動作の直前に該第２のスイ
ッチ手段に供給された近似値T2SYNの値をあらわす一定
値の信号を通過させる手段を含んでいることを特徴とす
る特許請求の範囲第５項記載の制御装置。
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