JP2923311B2 - 航空機用エンジンの出力制御装置 - Google Patents
航空機用エンジンの出力制御装置Info
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- 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
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/50—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/15—Control or regulation
- F02K1/16—Control or regulation conjointly with another control
- F02K1/17—Control or regulation conjointly with another control with control of fuel supply
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- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
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- 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
- F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
- F05D2270/051—Thrust
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- 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
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- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
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- Control Of Turbines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、航空機用のガスタービン・エンジンに関
し、詳しくは、ガスタービン・エンジンの制御システム
に関する。
し、詳しくは、ガスタービン・エンジンの制御システム
に関する。
［従来の技術及び発明が解決しようとする課題］ 周知のように、一般的なガスタービン・エンジンの制
御システムでは、エンジンの動作を最適にするために、
燃料流量を調節することによってエンジンを制御してい
る。
御システムでは、エンジンの動作を最適にするために、
燃料流量を調節することによってエンジンを制御してい
る。
このような制御システムを、特定の民間航空機又は軍
事用航空機に応用するためには、特別な制限がある。例
えば、戦闘機は、過酷な加速又は減速のために、エンジ
ンの推力変化に対応するエンジン出力の変化を必要とす
る、激しい機動に耐えることが出来なければならない。
これらの機動を達成するために、パイロットは、通常、
「ボディー（bodeies）」、「チョップ（chops）」又は
「スナップ（snaps）」と呼ばれる急激な出力レバーの
移動を実行しなければならない。これらの出力レバーの
移動は、極端なエンジン回転速度、温度及び気流の偏位
を生ずる。従って、このような戦闘機用のエンジン制御
装置は、出来る限り迅速に、最大のエンジン応答性を提
供しなければならない。
事用航空機に応用するためには、特別な制限がある。例
えば、戦闘機は、過酷な加速又は減速のために、エンジ
ンの推力変化に対応するエンジン出力の変化を必要とす
る、激しい機動に耐えることが出来なければならない。
これらの機動を達成するために、パイロットは、通常、
「ボディー（bodeies）」、「チョップ（chops）」又は
「スナップ（snaps）」と呼ばれる急激な出力レバーの
移動を実行しなければならない。これらの出力レバーの
移動は、極端なエンジン回転速度、温度及び気流の偏位
を生ずる。従って、このような戦闘機用のエンジン制御
装置は、出来る限り迅速に、最大のエンジン応答性を提
供しなければならない。
戦闘機に使用されるエンジンの例としては、本発明の
出願人であるユナイテッド テクノロジーズ コーポレ
ーションの一部門であるプラット アンド ホィットニ
ー エアクラフトによって製造されているF100エンジン
がある、F100エンジンは、ファン・ジェット・エンジン
の形状の多軸式の軸流タービン動力装置である。このエ
ンジンは、ファン又は低圧圧縮機が、高圧圧縮機のロー
タ同軸になっている。ファン及び高圧圧縮機のいずれ
も、ロータ羽根が回転している間に角度を調節できるベ
ーンを有する。また、このエンジンは、面積を変えるこ
とができる排気ノズルも有する。
出願人であるユナイテッド テクノロジーズ コーポレ
ーションの一部門であるプラット アンド ホィットニ
ー エアクラフトによって製造されているF100エンジン
がある、F100エンジンは、ファン・ジェット・エンジン
の形状の多軸式の軸流タービン動力装置である。このエ
ンジンは、ファン又は低圧圧縮機が、高圧圧縮機のロー
タ同軸になっている。ファン及び高圧圧縮機のいずれ
も、ロータ羽根が回転している間に角度を調節できるベ
ーンを有する。また、このエンジンは、面積を変えるこ
とができる排気ノズルも有する。
動作中において、ファン及び高圧圧縮機のロータの回
転速度は、高速（中間又は軍事用の出力）から低速（部
分出力（part power）又はアイドル出力）まで変わる。
エンジン出力の急激な変化を達成するためには、エンジ
ンの燃焼室に供給される燃料の量を変えながら、それぞ
れのロータの回転速度で、ファン及び高圧圧縮機のベー
ンの位置を変えるだけでなく、可変排気ノズルの面積も
変える。例えば、所望の推力における「チョップ」は、
エンジンの燃焼室に供給される燃料の量を減じるととも
に、排気ノズルの面積を増大させることによって、軍事
用出力状態、例えば、12,000（1bs）の推力から4,000
（1bs）の推力に出力を減じるように、エンジンを予め
設定しておく。ファン及び高圧圧縮機のロータの回転速
度、タービンの温度及び空気流量は、対応する推力プロ
フィールに従って減少する。同様に、動力装置が部分出
力から軍事用出力へ変化するときに、ロータの回転速
度、温度及び空気流量を増加させることも重要である。
転速度は、高速（中間又は軍事用の出力）から低速（部
分出力（part power）又はアイドル出力）まで変わる。
エンジン出力の急激な変化を達成するためには、エンジ
ンの燃焼室に供給される燃料の量を変えながら、それぞ
れのロータの回転速度で、ファン及び高圧圧縮機のベー
ンの位置を変えるだけでなく、可変排気ノズルの面積も
変える。例えば、所望の推力における「チョップ」は、
エンジンの燃焼室に供給される燃料の量を減じるととも
に、排気ノズルの面積を増大させることによって、軍事
用出力状態、例えば、12,000（1bs）の推力から4,000
（1bs）の推力に出力を減じるように、エンジンを予め
設定しておく。ファン及び高圧圧縮機のロータの回転速
度、タービンの温度及び空気流量は、対応する推力プロ
フィールに従って減少する。同様に、動力装置が部分出
力から軍事用出力へ変化するときに、ロータの回転速
度、温度及び空気流量を増加させることも重要である。
ジェットエンジンの制御には、より高い出力又はより
低い出力が要求されるときに起こる「ブートストラップ
（boot strap）」プロセスがある。周知の制御装置は、
スロットル出力レバーの角度（PLA）の変化に応答し
て、燃料流量を増加又は減少させることによって、出力
の増加又は減少の要求を開始する。燃料流量の変化は、
燃焼室出口の状態を介して、出力の変化を生ずる。これ
らの変化にのみ対応して、エンジン軸の回転速度が変わ
り、ファンの可変ベーン（FVV）の位置、高圧圧縮室の
可変ベーン（HCVV）及び排気ジェットノズルの面積（A
J）など、圧縮システムのジオメトリーが調節される。
そのため、過渡出力状態では、エンジンの適応性が悪く
なり、エンジンの応答もゆっくりしたものになる。ま
た、燃料の流量の変化に応答して、ガス流路の可変エン
ジン・パラメータを制御するシステムは、多量の燃料消
費及び圧縮システムの不安定性によって証明されるよう
に、エンジンの性能は最適とはいえない。
低い出力が要求されるときに起こる「ブートストラップ
（boot strap）」プロセスがある。周知の制御装置は、
スロットル出力レバーの角度（PLA）の変化に応答し
て、燃料流量を増加又は減少させることによって、出力
の増加又は減少の要求を開始する。燃料流量の変化は、
燃焼室出口の状態を介して、出力の変化を生ずる。これ
らの変化にのみ対応して、エンジン軸の回転速度が変わ
り、ファンの可変ベーン（FVV）の位置、高圧圧縮室の
可変ベーン（HCVV）及び排気ジェットノズルの面積（A
J）など、圧縮システムのジオメトリーが調節される。
そのため、過渡出力状態では、エンジンの適応性が悪く
なり、エンジンの応答もゆっくりしたものになる。ま
た、燃料の流量の変化に応答して、ガス流路の可変エン
ジン・パラメータを制御するシステムは、多量の燃料消
費及び圧縮システムの不安定性によって証明されるよう
に、エンジンの性能は最適とはいえない。
従って、本発明は、エンジンの全空気流量と圧縮比の
関数として、エンジンの全推力を調整するために、単一
のパラメータを使用する、ガスタービン・エンジン用の
アクティブ・ジオメトリー制御システムを提供すること
を目的とする。
関数として、エンジンの全推力を調整するために、単一
のパラメータを使用する、ガスタービン・エンジン用の
アクティブ・ジオメトリー制御システムを提供すること
を目的とする。
また、本発明は、可変圧縮システムのジオメトリー・
パラメータによって、圧縮機の燃料流量とガス流路の可
変パラメーターを予め同時に設定する、ガスタービンエ
ンジン用のアクティブ・ジオメトリー制御システムを提
供することを目的とする。
パラメータによって、圧縮機の燃料流量とガス流路の可
変パラメーターを予め同時に設定する、ガスタービンエ
ンジン用のアクティブ・ジオメトリー制御システムを提
供することを目的とする。
また、本発明は、圧縮システムの空気流量を調整する
と同時に、エンジンのロータの回転速度の偏位を最小に
する、アクティブ・ジオメトリー制御システムを提供す
ることを目的とする。
と同時に、エンジンのロータの回転速度の偏位を最小に
する、アクティブ・ジオメトリー制御システムを提供す
ることを目的とする。
さらに、本発明は、高圧軸に可変面積ベーンを有する
ガスタービン・エンジン、又はファンに可変面積ベーン
を有する２軸ファン・ジェット・エンジン用に改良され
た論理制御において、出力レバー入力に応答して迅速に
推進応答を保証すると同時に、エンジンが静止状態で動
作するときに、最適のTSFC（推力燃料消費率（thrust s
pecific fuel consumption））を保証する制御論理を提
供することを目的とする。
ガスタービン・エンジン、又はファンに可変面積ベーン
を有する２軸ファン・ジェット・エンジン用に改良され
た論理制御において、出力レバー入力に応答して迅速に
推進応答を保証すると同時に、エンジンが静止状態で動
作するときに、最適のTSFC（推力燃料消費率（thrust s
pecific fuel consumption））を保証する制御論理を提
供することを目的とする。
［課題を達成するための手段及び作用］ 本発明の第１の実施例によれば、ガス流路の可変エン
ジン構成要素と、可変面積排気ノズルと、高温の排気ガ
スを発生させる燃焼器とを有する航空機のエンジン出力
制御システムは、航空機のパラメーター信号を入力する
手段と、ガス流路の可変エンジン構成要素の排気面積と
燃焼器への燃料流量を示す信号などのエンジン・パラメ
ーター信号を入力する手段とを有する。また、パラメー
ター信号を入力するとともに、選択したエンジン出力レ
ベルの制御を示す信号に応答して、エンジンに、燃焼器
の燃料流量と排気ノズルの面積、及びガス流路の可変エ
ンジン構成要素を同時に選択する信号を出力する制御装
置も含まれる。
ジン構成要素と、可変面積排気ノズルと、高温の排気ガ
スを発生させる燃焼器とを有する航空機のエンジン出力
制御システムは、航空機のパラメーター信号を入力する
手段と、ガス流路の可変エンジン構成要素の排気面積と
燃焼器への燃料流量を示す信号などのエンジン・パラメ
ーター信号を入力する手段とを有する。また、パラメー
ター信号を入力するとともに、選択したエンジン出力レ
ベルの制御を示す信号に応答して、エンジンに、燃焼器
の燃料流量と排気ノズルの面積、及びガス流路の可変エ
ンジン構成要素を同時に選択する信号を出力する制御装
置も含まれる。
また、本発明の第２の実施例によれば、２軸式のガス
タービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転速
度パラメータの関数として、燃料流量及び高圧圧縮機の
可変ベーンを制御する。このパラメータは、マッハ数、
エンジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置
の関数である。高圧圧縮機の軸の回転速度を固定し、低
圧圧縮機の回転速度の目標値を設定して、出力レバーの
要求によって指令される出力レベルを達成することによ
り、過渡状態（加速及び減速）が達成される。また、定
常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機への回転速
度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転速度と高圧
圧縮機の可変ベーンの位置を同時に調節することによっ
て、達成される。また、航空機又はエンジンの動作変数
の関数としてリセットすることが出来るタイマーを使用
し、推力目標値が達成された後、しばらくの間、定常状
態に調節される。さらに、エンジンの消耗及び航空機付
属品のための抽出出力などの外部の影響に従って、固定
状態が偏位しないように、上述した論理に、出力レバー
の位置の関数として、高圧圧縮機の回転速度を固定する
手段が提供される。
タービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転速
度パラメータの関数として、燃料流量及び高圧圧縮機の
可変ベーンを制御する。このパラメータは、マッハ数、
エンジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置
の関数である。高圧圧縮機の軸の回転速度を固定し、低
圧圧縮機の回転速度の目標値を設定して、出力レバーの
要求によって指令される出力レベルを達成することによ
り、過渡状態（加速及び減速）が達成される。また、定
常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機への回転速
度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転速度と高圧
圧縮機の可変ベーンの位置を同時に調節することによっ
て、達成される。また、航空機又はエンジンの動作変数
の関数としてリセットすることが出来るタイマーを使用
し、推力目標値が達成された後、しばらくの間、定常状
態に調節される。さらに、エンジンの消耗及び航空機付
属品のための抽出出力などの外部の影響に従って、固定
状態が偏位しないように、上述した論理に、出力レバー
の位置の関数として、高圧圧縮機の回転速度を固定する
手段が提供される。
さらに、本発明の第３の実施例によれば、２軸式のガ
スタービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転
速度パラメータの関数として、燃料流量及びファンの可
変ベーンを制御する。このパラメータは、マッハ数、エ
ンジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置の
関数である。N1を固定し、Waの目標値を設定して、出力
レバーの要求によって指令される出力レベルを達成する
ことにより、過渡状態（加速及び減速）が達成される。
また、定常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機へ
の回転速度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転速
度とファンの可変ベーンの位置を同時に調節することに
よって、達成される。また、航空機又はエンジンの動作
変数の関数としてリセットすることが出来るタイマーを
使用し、いったん推力目標値が達成されると、定常状態
に調節される。さらに、エンジンの消耗及び航空機付属
品のための抽出出力などの外部の影響に従って、固定状
態が偏位しないように、上述した論理に、出力レバーの
位置の関数として、低圧圧縮機の回転速度を固定する手
段が提供される。
スタービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転
速度パラメータの関数として、燃料流量及びファンの可
変ベーンを制御する。このパラメータは、マッハ数、エ
ンジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置の
関数である。N1を固定し、Waの目標値を設定して、出力
レバーの要求によって指令される出力レベルを達成する
ことにより、過渡状態（加速及び減速）が達成される。
また、定常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機へ
の回転速度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転速
度とファンの可変ベーンの位置を同時に調節することに
よって、達成される。また、航空機又はエンジンの動作
変数の関数としてリセットすることが出来るタイマーを
使用し、いったん推力目標値が達成されると、定常状態
に調節される。さらに、エンジンの消耗及び航空機付属
品のための抽出出力などの外部の影響に従って、固定状
態が偏位しないように、上述した論理に、出力レバーの
位置の関数として、低圧圧縮機の回転速度を固定する手
段が提供される。
［実施例］ 以下、添付図面を参照して、本発明の実施例を説明す
る。
る。
第１図は、従来の２軸式ジェットエンジン10を示して
いる。ジェットエンジン10は、N1軸12とN2軸17を有す
る。N1軸12は、低圧タービン16によって駆動するファン
14を有し、N2軸17は、高圧圧縮機18と高圧タービン20を
有する。高圧圧縮機及び高圧タービンは、ガスジェネレ
ータ又はエンジンコアと呼ばれる場合もある。圧縮機出
口とタービン入口との間には従来の燃焼器22が配置され
ている。燃焼器22は、タービンを駆動して推力を発生さ
せるのに十分なガスを活動させるために、エンジンの作
動媒体を加熱及び加速する役割を果たす。高圧軸及び低
圧軸は、互いに機械的に接続されているのではなく、そ
れぞれ独立して回転する。また、ジェットエンジンは、
低圧タービンから排出されたガスを導入するオーグメン
タウイング24を有する。ガスは、排気ノズル26を介し
て、ジェットエンジンから排気される。従来のように、
排気ノズルの位置を制御して、排気口の面積（AJ）を変
えるために、アクチュエータ28が使用される。
いる。ジェットエンジン10は、N1軸12とN2軸17を有す
る。N1軸12は、低圧タービン16によって駆動するファン
14を有し、N2軸17は、高圧圧縮機18と高圧タービン20を
有する。高圧圧縮機及び高圧タービンは、ガスジェネレ
ータ又はエンジンコアと呼ばれる場合もある。圧縮機出
口とタービン入口との間には従来の燃焼器22が配置され
ている。燃焼器22は、タービンを駆動して推力を発生さ
せるのに十分なガスを活動させるために、エンジンの作
動媒体を加熱及び加速する役割を果たす。高圧軸及び低
圧軸は、互いに機械的に接続されているのではなく、そ
れぞれ独立して回転する。また、ジェットエンジンは、
低圧タービンから排出されたガスを導入するオーグメン
タウイング24を有する。ガスは、排気ノズル26を介し
て、ジェットエンジンから排気される。従来のように、
排気ノズルの位置を制御して、排気口の面積（AJ）を変
えるために、アクチュエータ28が使用される。
また、第１図は、後術するように、アクティブ・ジオ
メトリー制御システム29も示している。従来のように、
制御システム29は、様々な構成部材、エンジン及び航空
機内のセンサー30からの信号を入力する。エンジン・パ
ラメータは、制御システム29によって使用され、エンジ
ンの飛行包囲線図上の最適なエンジン動作を達成するた
めに、選択された所定のスケジュールに従って、指令信
号を出力し、燃焼器22の燃料流量と排気ノズル26の面積
を制御する。後術するように、本発明によるアクティブ
・ジオメトリー制御システム29は、燃焼器22の燃料流量
と排気ノズル26の面積の制御に特徴があり、この制御
は、ガス流路可変パラメータの制御と同時に行われる。
メトリー制御システム29も示している。従来のように、
制御システム29は、様々な構成部材、エンジン及び航空
機内のセンサー30からの信号を入力する。エンジン・パ
ラメータは、制御システム29によって使用され、エンジ
ンの飛行包囲線図上の最適なエンジン動作を達成するた
めに、選択された所定のスケジュールに従って、指令信
号を出力し、燃焼器22の燃料流量と排気ノズル26の面積
を制御する。後術するように、本発明によるアクティブ
・ジオメトリー制御システム29は、燃焼器22の燃料流量
と排気ノズル26の面積の制御に特徴があり、この制御
は、ガス流路可変パラメータの制御と同時に行われる。
ファン14及び高圧圧縮器18のいずれも、全閉から全開
まで位置を調節できる多数のベーンを有する。周知のよ
うに、これらの可変式ベーンは、エンジン出力と応答性
を最適にするようにプログラムされたスケジュールに従
って、調節することが出来る。パイロットは、スロット
ルレバー32の位置又は角度を変えることによって、エン
ジン出力を制御する。スロットルレバー32の角度及びそ
の変化率は、エンジンに供給される出力量の決定因子で
ある。これを示す信号は、ライン34を介して制御システ
ム29に供給され、制御システム29によって、出力レバー
32の角度とその変化率を決定することが出来る。制御シ
ステム29は、エンジン・パラメータ36、38、40を制御す
るために、ジェットエンジンに信号を供給する。
まで位置を調節できる多数のベーンを有する。周知のよ
うに、これらの可変式ベーンは、エンジン出力と応答性
を最適にするようにプログラムされたスケジュールに従
って、調節することが出来る。パイロットは、スロット
ルレバー32の位置又は角度を変えることによって、エン
ジン出力を制御する。スロットルレバー32の角度及びそ
の変化率は、エンジンに供給される出力量の決定因子で
ある。これを示す信号は、ライン34を介して制御システ
ム29に供給され、制御システム29によって、出力レバー
32の角度とその変化率を決定することが出来る。制御シ
ステム29は、エンジン・パラメータ36、38、40を制御す
るために、ジェットエンジンに信号を供給する。
第２図は、第１図のアクティブ・ジオメトリー制御シ
ステム29を詳細に示す図である。近年の航空機は、航空
機パラメータを監視し、燃料流量と他のエンジン・パラ
メータを選択するための多数のパラメータ・スケジュー
ルによって、プログラムされた電子式エンジン制御装置
を使用している。本発明による制御システムは、デジタ
ル電子形式で使用することが好ましいが、ハードウエア
及びソフトウエアを適当に変形して、アナログ電子式、
油圧式、あるいは、機械式手段に使用することも出来
る。
ステム29を詳細に示す図である。近年の航空機は、航空
機パラメータを監視し、燃料流量と他のエンジン・パラ
メータを選択するための多数のパラメータ・スケジュー
ルによって、プログラムされた電子式エンジン制御装置
を使用している。本発明による制御システムは、デジタ
ル電子形式で使用することが好ましいが、ハードウエア
及びソフトウエアを適当に変形して、アナログ電子式、
油圧式、あるいは、機械式手段に使用することも出来
る。
最適な形式では、本発明による制御システムは、デジ
タル式で使用され、本明細書中で詳述する機能を達成す
るために必要なハードウエア及びソフトウエアが含まれ
る。パラメータセンサ、デジタル／アナログコンバー
タ、アナログ／デジタルコンバータ、及び使用可能な従
来のコンピュータについては、本発明を明確に説明する
ために、図示することを省略する。また、明確化のた
め、第２図の制御システムにおいて、多数の関数発生器
は、符号のない軸線で概略的に示した。従来のように、
各々の関数発生器の縦座標のパラメータは、その記号の
後に符号を付けるとともに、横座標のパラメータがそれ
に先行する。さらに、図示した幾つかのパラメータは、
エンジン内の一定の基準位置（2,2.5）に関して修正で
きる（Ｃ）周知のパラメータに対応する。従って、N2C
2.5（測定値）は、エンジン内の位置2.5についてのN2軸
の修正回転速度の測定値を示す。本明細書中で使用する
用語の注釈を以下に示す。
タル式で使用され、本明細書中で詳述する機能を達成す
るために必要なハードウエア及びソフトウエアが含まれ
る。パラメータセンサ、デジタル／アナログコンバー
タ、アナログ／デジタルコンバータ、及び使用可能な従
来のコンピュータについては、本発明を明確に説明する
ために、図示することを省略する。また、明確化のた
め、第２図の制御システムにおいて、多数の関数発生器
は、符号のない軸線で概略的に示した。従来のように、
各々の関数発生器の縦座標のパラメータは、その記号の
後に符号を付けるとともに、横座標のパラメータがそれ
に先行する。さらに、図示した幾つかのパラメータは、
エンジン内の一定の基準位置（2,2.5）に関して修正で
きる（Ｃ）周知のパラメータに対応する。従って、N2C
2.5（測定値）は、エンジン内の位置2.5についてのN2軸
の修正回転速度の測定値を示す。本明細書中で使用する
用語の注釈を以下に示す。
後述するように、本発明によるアクティブ・ジオメト
リー制御システムは、エンジン性能を最適にするため
に、可変ガス流路構成要素のジオメトリーを選択すると
ともに、主燃焼室の燃料流量を独立に調整して使用する
ことを特徴とする。従って、ターボ・ジェット及びター
ボ・ファン・ガスタービン・エンジンの推力応答性及び
圧縮システムの安定性が改良されている。上述したよう
に、従来のジェットエンジン制御システムは、パイロッ
トによって操作された出力レバー又はスロットル角の変
化に応答して、燃焼器に燃料を供給する。増加した燃料
は、エンジン動力を変化させ、ジェットノズルの面積に
加えて、ファン又は低圧圧縮機の可変ベーンの位置及び
高圧圧縮機の可変ベーンの位置を変化させる。ロータが
回転速度を速める、従って、ガス流路構成要素が十分に
反応できる前に、燃料の流量を増加（又は減少）する方
法は、「ブート ストラッピング（boot strapping）」
として知られている。この方法は、ジェットエンジンに
よって過渡出力を生ずることができる速さを制御する。
リー制御システムは、エンジン性能を最適にするため
に、可変ガス流路構成要素のジオメトリーを選択すると
ともに、主燃焼室の燃料流量を独立に調整して使用する
ことを特徴とする。従って、ターボ・ジェット及びター
ボ・ファン・ガスタービン・エンジンの推力応答性及び
圧縮システムの安定性が改良されている。上述したよう
に、従来のジェットエンジン制御システムは、パイロッ
トによって操作された出力レバー又はスロットル角の変
化に応答して、燃焼器に燃料を供給する。増加した燃料
は、エンジン動力を変化させ、ジェットノズルの面積に
加えて、ファン又は低圧圧縮機の可変ベーンの位置及び
高圧圧縮機の可変ベーンの位置を変化させる。ロータが
回転速度を速める、従って、ガス流路構成要素が十分に
反応できる前に、燃料の流量を増加（又は減少）する方
法は、「ブート ストラッピング（boot strapping）」
として知られている。この方法は、ジェットエンジンに
よって過渡出力を生ずることができる速さを制御する。
しかし、本発明によるアクティブ・ジオメトリー制御
システムでは、ファン及び高圧圧縮機の可変ベーンの位
置、ジェットノズルの面積、及び燃料流量が、要求され
る出力に応答して、同時に制御される。この制御システ
ムは、エンジンの応答に先立って、偏位の減少又は軸の
回転速度により、一方又は両方の圧縮システムの空気流
量を調節する。第２図は、高圧圧縮機の可変ベーンの位
置及び燃焼器の燃料流量を制御する両アクチュエータの
ために、制御信号を発生させる制御システムを示してい
る。第３図は、排気ガス生ノズルの面積を調節するため
の信号を発生する制御システムを詳細に示す図である。
第４図は、ファンの可変ベーンの位置制御信号を発生す
る制御システムを詳細に示す図である。
システムでは、ファン及び高圧圧縮機の可変ベーンの位
置、ジェットノズルの面積、及び燃料流量が、要求され
る出力に応答して、同時に制御される。この制御システ
ムは、エンジンの応答に先立って、偏位の減少又は軸の
回転速度により、一方又は両方の圧縮システムの空気流
量を調節する。第２図は、高圧圧縮機の可変ベーンの位
置及び燃焼器の燃料流量を制御する両アクチュエータの
ために、制御信号を発生させる制御システムを示してい
る。第３図は、排気ガス生ノズルの面積を調節するため
の信号を発生する制御システムを詳細に示す図である。
第４図は、ファンの可変ベーンの位置制御信号を発生す
る制御システムを詳細に示す図である。
高圧圧縮器18の可変ベーンの位置を調節するために
は、制御システムは、エンジンの空気流量パラメータの
値を計算するとともに、エンジンが加速中か減速中か、
及びその大きさを決定しなければならない。スロットル
又は出力レバー32は、主要な機構であり、航空機のパイ
ロットは、この出力レバー32によって、エンジン出力変
化を要求する。出力レバー32の角度（PLA）を示す信号
は、エンジンの空気流量スケジュール機構44に供給され
る。スケジュール機構44には、エンジン入口の圧力（PT
2）、飛行速度（マッハ数）及びエンジン入口の温度（T
T2）を含む航空機からの多数の信号も入力される。スケ
ジュール機構44によって、予め設定されたエンジンの空
気流量の値が、関数発生器46に導入され、N1軸の回転速
度の修正値（N1C2R）を要求する。
は、制御システムは、エンジンの空気流量パラメータの
値を計算するとともに、エンジンが加速中か減速中か、
及びその大きさを決定しなければならない。スロットル
又は出力レバー32は、主要な機構であり、航空機のパイ
ロットは、この出力レバー32によって、エンジン出力変
化を要求する。出力レバー32の角度（PLA）を示す信号
は、エンジンの空気流量スケジュール機構44に供給され
る。スケジュール機構44には、エンジン入口の圧力（PT
2）、飛行速度（マッハ数）及びエンジン入口の温度（T
T2）を含む航空機からの多数の信号も入力される。スケ
ジュール機構44によって、予め設定されたエンジンの空
気流量の値が、関数発生器46に導入され、N1軸の回転速
度の修正値（N1C2R）を要求する。
関数発生器48は、高圧圧縮器18の可変ベーンの位置の
要求値（HCVV（REF））を出力する。この参照値（HCVV
（REF））は、接続点50において、その微分値（DHCVV）
に加算される。微分値DHCVVは、N2軸の修正回転速度の
参照値（N2C2.5（REF））、及び新しい出力レベルが要
求される。（N2C2.5（LOCK））ときに測定されたN2C2.5
の値から、接続部52において生じた、高圧圧縮機の回転
速度センサの値の修正値（DN2C2.5（BASE））から成
る。この高圧圧縮機18の回転速度センサの値の修正値
は、可変ベーンの利得（GVV）発生器54によって、ファ
ンのロータの修正回転速度の要求値N1C2Rの関数として
変換される。
要求値（HCVV（REF））を出力する。この参照値（HCVV
（REF））は、接続点50において、その微分値（DHCVV）
に加算される。微分値DHCVVは、N2軸の修正回転速度の
参照値（N2C2.5（REF））、及び新しい出力レベルが要
求される。（N2C2.5（LOCK））ときに測定されたN2C2.5
の値から、接続部52において生じた、高圧圧縮機の回転
速度センサの値の修正値（DN2C2.5（BASE））から成
る。この高圧圧縮機18の回転速度センサの値の修正値
は、可変ベーンの利得（GVV）発生器54によって、ファ
ンのロータの修正回転速度の要求値N1C2Rの関数として
変換される。
加速／減速選別器56は、出力レバー32の角度とN2軸の
修正回転速度の測定値を示す信号を入力し、これらの信
号から、出力要求（N2C2.5LOCK及びN1C2LOCK）の開始時
におけるN1軸及びN2軸の修正回転速度の値を発生させ
る。N1C2.5の固定値は、接続部58において、N2軸の修正
回転速度の測定値に加えられ、N2C2.5の微分値（DN2C
2.5）を算出する。この信号は、比例積分トリム（propo
rtional and integral trim）回路60に供給される。比
例積分トリム回路60は、従来の方法で、HCVVの修正信号
を発生する。また、測定されたN2軸の修正回転速度の極
めて迅速な変化を検出する回路も含まれる。微分回路62
は、測定されたN2軸の修正回転速度を入力し、微分値dN
2C2.5を出力する。この微分dN2C2.5は、比例トリム回路
64に供給される。この比例トリム回路64のHCVV出力信号
は、従来の比例制御方法で形成される。比例トリム回路
64と比例積分トリム回路60の両方の出力信号は、接続部
66に供給される。接続部66では、これらの信号が加算さ
れ、高圧圧縮機の可変ベーンの位置（HCVV（TRIM））の
ためのトリム又は修正信号を発生させる。この修正信号
は、接続部68に供給され、接続部68でHCVV（REF）信号
に加算されて、高圧圧縮機の可変ベーンの位置の目標値
（HCVV（TARGET））を発生させる。
修正回転速度の測定値を示す信号を入力し、これらの信
号から、出力要求（N2C2.5LOCK及びN1C2LOCK）の開始時
におけるN1軸及びN2軸の修正回転速度の値を発生させ
る。N1C2.5の固定値は、接続部58において、N2軸の修正
回転速度の測定値に加えられ、N2C2.5の微分値（DN2C
2.5）を算出する。この信号は、比例積分トリム（propo
rtional and integral trim）回路60に供給される。比
例積分トリム回路60は、従来の方法で、HCVVの修正信号
を発生する。また、測定されたN2軸の修正回転速度の極
めて迅速な変化を検出する回路も含まれる。微分回路62
は、測定されたN2軸の修正回転速度を入力し、微分値dN
2C2.5を出力する。この微分dN2C2.5は、比例トリム回路
64に供給される。この比例トリム回路64のHCVV出力信号
は、従来の比例制御方法で形成される。比例トリム回路
64と比例積分トリム回路60の両方の出力信号は、接続部
66に供給される。接続部66では、これらの信号が加算さ
れ、高圧圧縮機の可変ベーンの位置（HCVV（TRIM））の
ためのトリム又は修正信号を発生させる。この修正信号
は、接続部68に供給され、接続部68でHCVV（REF）信号
に加算されて、高圧圧縮機の可変ベーンの位置の目標値
（HCVV（TARGET））を発生させる。
本発明による制御システムでは、高圧圧縮機の可変ベ
ーンの位置の目標値を、関数発生器70及び72によって決
定された最小及び最大可能値と比較する。この高圧圧縮
機の可変ベーンの位置の目標値を示す信号は、目標値が
上限又は下限を越えるか否かによって調節される。これ
は、高圧圧縮機の可変ベーンの位置の信号（HCVV）の基
準の調節値又は基準値である。
ーンの位置の目標値を、関数発生器70及び72によって決
定された最小及び最大可能値と比較する。この高圧圧縮
機の可変ベーンの位置の目標値を示す信号は、目標値が
上限又は下限を越えるか否かによって調節される。これ
は、高圧圧縮機の可変ベーンの位置の信号（HCVV）の基
準の調節値又は基準値である。
また、第１図の制御システムは、減速タイマー74を含
む回転要求（slew request）回路に特徴がある。減速タ
イマー74は、航空機の姿勢及び飛行速度（マッハ数）を
示す信号を入力するとともに、加速／減速選別回路56か
ら、出力レバー指令信号の開始時からの経過時間を示す
エネイブル信号を入力する。後術するように、第１図の
制御システムは、減速タイマー回路が、予め設定した時
間（例えば20秒）内に出力レバー32の角度が変化しない
ことを決定した場合に、自動的にエンジン・パラメータ
を再形成して、定常状態モードになる。
む回転要求（slew request）回路に特徴がある。減速タ
イマー74は、航空機の姿勢及び飛行速度（マッハ数）を
示す信号を入力するとともに、加速／減速選別回路56か
ら、出力レバー指令信号の開始時からの経過時間を示す
エネイブル信号を入力する。後術するように、第１図の
制御システムは、減速タイマー回路が、予め設定した時
間（例えば20秒）内に出力レバー32の角度が変化しない
ことを決定した場合に、自動的にエンジン・パラメータ
を再形成して、定常状態モードになる。
関数発生器76は、N2C2.5（MEASURED）信号を入力し
て、定常状態における高圧圧縮機の可変ベーンの位置
（HCVVSS）に対応する信号を供給する。この信号は、高
圧圧縮機の可変ベーンの位置を要求する信号HCVV（RE
Q）に加算されて、高圧圧縮機の可変ベーン誤差信号HCV
V（ERR）を発生する。回転誤差回路78は、回転要求信号
に応答して、接続部80HCVVERR信号を供給する。この信
号は、接続部80において、HCVV（BASE）信号に加算され
る。後述するように、回転要求回路は、出力レバー角を
示す信号の変化の開始時からの経過時間に依存して、HC
VV（REQ）信号を修正する。選択した時間（例えば20
秒）内にスロットルが動いた場合に、エンジンは、過渡
状態であると考えられ、従って、HCVV（BASE）信号が調
節される。その時間の終了時に、回転誤差回路78によっ
てHCVV（REQ）信号が修正され、高圧圧縮機の可変ベー
ンの位置を、関数発生器76によって供給された所定の定
常状態位置まで回転させ、それによってN2軸ロータの回
転速度を減少させる。変化率制限（rate limit）回路81
は、修正HCVV（BASE）信号を入力し、その信号の変化率
を、航空機の姿勢、飛行速度、エンジン入口温度及びフ
ァン圧力比から関数発生器82によって予め設定された選
択制限変化率（preselected rate limits）と比較す
る。このようにして、制御装置は、高圧圧縮機のベーン
のアクチュエータにHCVV要求信号を出力する。
て、定常状態における高圧圧縮機の可変ベーンの位置
（HCVVSS）に対応する信号を供給する。この信号は、高
圧圧縮機の可変ベーンの位置を要求する信号HCVV（RE
Q）に加算されて、高圧圧縮機の可変ベーン誤差信号HCV
V（ERR）を発生する。回転誤差回路78は、回転要求信号
に応答して、接続部80HCVVERR信号を供給する。この信
号は、接続部80において、HCVV（BASE）信号に加算され
る。後述するように、回転要求回路は、出力レバー角を
示す信号の変化の開始時からの経過時間に依存して、HC
VV（REQ）信号を修正する。選択した時間（例えば20
秒）内にスロットルが動いた場合に、エンジンは、過渡
状態であると考えられ、従って、HCVV（BASE）信号が調
節される。その時間の終了時に、回転誤差回路78によっ
てHCVV（REQ）信号が修正され、高圧圧縮機の可変ベー
ンの位置を、関数発生器76によって供給された所定の定
常状態位置まで回転させ、それによってN2軸ロータの回
転速度を減少させる。変化率制限（rate limit）回路81
は、修正HCVV（BASE）信号を入力し、その信号の変化率
を、航空機の姿勢、飛行速度、エンジン入口温度及びフ
ァン圧力比から関数発生器82によって予め設定された選
択制限変化率（preselected rate limits）と比較す
る。このようにして、制御装置は、高圧圧縮機のベーン
のアクチュエータにHCVV要求信号を出力する。
また、N1軸又はN2軸の修正回転速度の測定値は、燃料
流量回路84、86に入力され、この燃料流量回路84、86
は、出力レバー角の大きさと関連して、燃料流量／燃焼
器圧力比（WF/PB）を示す信号を予め設定する。変化率
制限回路88は、関数発生器90に従って、燃料流量／燃焼
器圧力比の要求信号を制限する。変化率制限回路88によ
って使用されるパラメータは、変化率制限回路81によっ
て、高圧圧縮機の可変ベーンの要求信号の限界の決定に
使用されるパラメータと同様である。燃焼器の圧力を示
す信号は、燃焼器22内の燃焼機構への燃料流量ととも
に、接続部92に供給される。
流量回路84、86に入力され、この燃料流量回路84、86
は、出力レバー角の大きさと関連して、燃料流量／燃焼
器圧力比（WF/PB）を示す信号を予め設定する。変化率
制限回路88は、関数発生器90に従って、燃料流量／燃焼
器圧力比の要求信号を制限する。変化率制限回路88によ
って使用されるパラメータは、変化率制限回路81によっ
て、高圧圧縮機の可変ベーンの要求信号の限界の決定に
使用されるパラメータと同様である。燃焼器の圧力を示
す信号は、燃焼器22内の燃焼機構への燃料流量ととも
に、接続部92に供給される。
第３図に示すように、第１図の制御システムは、排気
ジェットノズルの面積を選択生する回路を含む。アフタ
ー・バーナーを使用しない操作では、関数発生器94は、
出力レバー角、航空機の姿勢、飛行速度、エンジン入口
温度、及びエンジン入口圧力の関数として、排気ジェッ
ト面積基準値（AJBASE）を設定する。この信号は、ジェ
ット面積モード及びトリム選別回路96に供給される。ジ
ェット面積モード及びトリム選別回路96は、エンジンの
過渡又は定常モードに依存して、排気ジェット面積の基
準器（AJ BASE）を提供する。選別回路96は、ノズルの
面積の定常状態値を示す信号を入力する。また、関数発
生器98によって、Pb/P2、及びAJ（BASE）信号のために
使用されるパラメータと同じ幾つかのパラメータなどの
コア・エンジン・パラメータの関数として、過渡ノズル
面積調節信号（AJ（TRANS））が設定される。過渡ノズ
ル面積調節信号（AJ（TRANS））は、主として、第２図
のタイマー回路74によって設定された指定時間内の減速
中において、N1C2信号を高い値に保持する原因となる。
要求された排気ノズル面積は、さらに、選別回路96にお
いて、比例積分トリム回路100、及び比例トリム回路102
によって修正される。第２図の加速／減速選別回路56に
よって設定されたN1C2（LOCK）信号は、N1C2（MEAS）と
比較され、DN1C2信号を発生する。比例積分トリム回路1
00は、このDN1C2信号を入力して、排気ノズル面積微分
信号DAJ1を発生する。比例トリム回路102は、N1C2（MEA
S）信号の導関数である第２の排気ノズル面積微分信号D
AJ2を供給する。DAJ1信号及びDAJ2信号は、接続部101で
加算され（AJ TRIM）、AJモード及びトリム選別回路96
に供給される。AJ（TRIM）信号及びAJ（TRANS）信号の
値は、最終的に、N1C2信号の値をN1C2（LOCK）の値に調
節する。
ジェットノズルの面積を選択生する回路を含む。アフタ
ー・バーナーを使用しない操作では、関数発生器94は、
出力レバー角、航空機の姿勢、飛行速度、エンジン入口
温度、及びエンジン入口圧力の関数として、排気ジェッ
ト面積基準値（AJBASE）を設定する。この信号は、ジェ
ット面積モード及びトリム選別回路96に供給される。ジ
ェット面積モード及びトリム選別回路96は、エンジンの
過渡又は定常モードに依存して、排気ジェット面積の基
準器（AJ BASE）を提供する。選別回路96は、ノズルの
面積の定常状態値を示す信号を入力する。また、関数発
生器98によって、Pb/P2、及びAJ（BASE）信号のために
使用されるパラメータと同じ幾つかのパラメータなどの
コア・エンジン・パラメータの関数として、過渡ノズル
面積調節信号（AJ（TRANS））が設定される。過渡ノズ
ル面積調節信号（AJ（TRANS））は、主として、第２図
のタイマー回路74によって設定された指定時間内の減速
中において、N1C2信号を高い値に保持する原因となる。
要求された排気ノズル面積は、さらに、選別回路96にお
いて、比例積分トリム回路100、及び比例トリム回路102
によって修正される。第２図の加速／減速選別回路56に
よって設定されたN1C2（LOCK）信号は、N1C2（MEAS）と
比較され、DN1C2信号を発生する。比例積分トリム回路1
00は、このDN1C2信号を入力して、排気ノズル面積微分
信号DAJ1を発生する。比例トリム回路102は、N1C2（MEA
S）信号の導関数である第２の排気ノズル面積微分信号D
AJ2を供給する。DAJ1信号及びDAJ2信号は、接続部101で
加算され（AJ TRIM）、AJモード及びトリム選別回路96
に供給される。AJ（TRIM）信号及びAJ（TRANS）信号の
値は、最終的に、N1C2信号の値をN1C2（LOCK）の値に調
節する。
航空機のブレードに、燃焼器の圧力（PB）のようなガ
ス・ジェネレータ最小供給圧力が要求される場合に、N1
C2の作動値で開いたノズルに燃焼器の最小圧力が供給さ
れない場合には、第２の比例及び積分トリム回路104が
供給される。燃焼器の圧力最小値をエンジンの値と比較
することによって、燃焼器の圧力微分信号（DPB）が発
生する。この信号は、回路104に入力され、排気面積ダ
ウントリム（downtrim）信号を発生する。排気面積ダウ
ントリム信号は、排気ノズルを閉じることによって、フ
ァン出口の圧力を修正し、最小要求値に対応する燃焼器
の圧力を上昇させる。選択した時間（例えば20秒）の経
過後、回転要求回路は、すべての過渡排気面積トリム信
号を形成して、提供される最適な定常状態性能をゼロに
設定する。N1軸の回転速度の固定値（N1C2（LOCK））
が、開いた排気ノズルで得られない場合には、第１図の
制御システムは、ファンの可変ベーン（FVV）を閉じ
て、N1軸の回転速度を増加させる回路から成る。
ス・ジェネレータ最小供給圧力が要求される場合に、N1
C2の作動値で開いたノズルに燃焼器の最小圧力が供給さ
れない場合には、第２の比例及び積分トリム回路104が
供給される。燃焼器の圧力最小値をエンジンの値と比較
することによって、燃焼器の圧力微分信号（DPB）が発
生する。この信号は、回路104に入力され、排気面積ダ
ウントリム（downtrim）信号を発生する。排気面積ダウ
ントリム信号は、排気ノズルを閉じることによって、フ
ァン出口の圧力を修正し、最小要求値に対応する燃焼器
の圧力を上昇させる。選択した時間（例えば20秒）の経
過後、回転要求回路は、すべての過渡排気面積トリム信
号を形成して、提供される最適な定常状態性能をゼロに
設定する。N1軸の回転速度の固定値（N1C2（LOCK））
が、開いた排気ノズルで得られない場合には、第１図の
制御システムは、ファンの可変ベーン（FVV）を閉じ
て、N1軸の回転速度を増加させる回路から成る。
第４図は、ファンのベーンのアクチュエータにファン
の可変ベーン位置要求信号を供給する第１図の制御シス
テムの一部分を簡略化したブロック図である。関数発生
器106は、測定されたN1軸の修正回転速度（N1C2）を示
す信号を入力し、これから、ファン可変ベーン位置信号
の基準値を設定する。また、排気ノズル面積及び許容で
きる排気ノズル最大面積を示す信号が、接続部108に入
力される。関数発生器110は、０値から１値まで回転さ
せるトリム・オーソリティー・インデックス（authorit
y index）を出力する。０値はFVVのゼロ位置のトリムに
対応する。この回路は、排気面積とファンの可変位置の
トリムの両方が同時に十分に活動しないで、可能な不安
定な相互作用を避けることを保証する。N1C2LOCK信号値
とN1軸の修正回転速度の測定値N1C2（MEAS）との差から
生ずる、N1軸の修正回転速度の測定値の微分値DN1C
2は、比例積分トリム回路112に供給される。比例積分ト
リム回路112は、トリム・オーソリティー・インデック
ス信号及びファンの可変ベーン基準信号と加算する場合
に、ファンの可変ベーン位置要求信号から成る。
の可変ベーン位置要求信号を供給する第１図の制御シス
テムの一部分を簡略化したブロック図である。関数発生
器106は、測定されたN1軸の修正回転速度（N1C2）を示
す信号を入力し、これから、ファン可変ベーン位置信号
の基準値を設定する。また、排気ノズル面積及び許容で
きる排気ノズル最大面積を示す信号が、接続部108に入
力される。関数発生器110は、０値から１値まで回転さ
せるトリム・オーソリティー・インデックス（authorit
y index）を出力する。０値はFVVのゼロ位置のトリムに
対応する。この回路は、排気面積とファンの可変位置の
トリムの両方が同時に十分に活動しないで、可能な不安
定な相互作用を避けることを保証する。N1C2LOCK信号値
とN1軸の修正回転速度の測定値N1C2（MEAS）との差から
生ずる、N1軸の修正回転速度の測定値の微分値DN1C
2は、比例積分トリム回路112に供給される。比例積分ト
リム回路112は、トリム・オーソリティー・インデック
ス信号及びファンの可変ベーン基準信号と加算する場合
に、ファンの可変ベーン位置要求信号から成る。
この制御システムでは、排気ノズルが定常状態位置ま
で回転されるか、あるいは、再加速中に排気ノズルが閉
じるときに、トリム・オーソリティー値がゼロまで回転
されるので、ファンの可変ベーンの位置の信号値（FV
V）が自動的にゼロに調節される。また、スロットル入
力を使用することにより、燃料流量、ファンの可変ベー
ンの位置及び高圧圧縮機の可変ベーンの位置とともにノ
ズル面積を同期させる。この同期により、ファンと高圧
圧縮機の動作ラインの両方を制御する独特の方法が提供
される。この点が、本発明の従来技術と異なる点であ
る。さらに、ファン又は低圧ロータの回転速度が高く維
持されるので、極端に速いエンジン過渡推力が可能であ
る。上述した制御システムは、圧縮システムのジオメト
リーを介して空気流量によって、及び燃料流量によっ
て、エンジン全出力を制御出来る。本発明によるターボ
・ジェット・エンジン及びターボ・ファン・ガスタービ
ン・エンジンの推力応答性及び圧縮システム安定性を、
第５図を参照して説明する。
で回転されるか、あるいは、再加速中に排気ノズルが閉
じるときに、トリム・オーソリティー値がゼロまで回転
されるので、ファンの可変ベーンの位置の信号値（FV
V）が自動的にゼロに調節される。また、スロットル入
力を使用することにより、燃料流量、ファンの可変ベー
ンの位置及び高圧圧縮機の可変ベーンの位置とともにノ
ズル面積を同期させる。この同期により、ファンと高圧
圧縮機の動作ラインの両方を制御する独特の方法が提供
される。この点が、本発明の従来技術と異なる点であ
る。さらに、ファン又は低圧ロータの回転速度が高く維
持されるので、極端に速いエンジン過渡推力が可能であ
る。上述した制御システムは、圧縮システムのジオメト
リーを介して空気流量によって、及び燃料流量によっ
て、エンジン全出力を制御出来る。本発明によるターボ
・ジェット・エンジン及びターボ・ファン・ガスタービ
ン・エンジンの推力応答性及び圧縮システム安定性を、
第５図を参照して説明する。
第５図は、高圧圧縮機の可変ベーンの位置（HVCC）
と、線114によって示された高圧圧縮機の修正回転速度
（N2C2.5）との間の定常状態関係を示す図である。エン
ジンが高出力で作動（点116）、低出力（点118）に減速
する指令を入力する場合、本発明による制御システム
は、高圧圧縮機の修正回転速度が実質的に一定に維持さ
れるように、エンジンを形成する。その後の加速又は減
速への出力要求は、ライン120に沿って偏位に対応す
る。従って、高圧圧縮機のファンの回転速度が増加又は
減速するのを待つことなく、エンジンから急激な推力応
答を得ることが出来る。偏位ライン126を形成する点122
及び124で示されるように、この瞬間的応答は、他の出
力レベルでも得ることが出来る。
と、線114によって示された高圧圧縮機の修正回転速度
（N2C2.5）との間の定常状態関係を示す図である。エン
ジンが高出力で作動（点116）、低出力（点118）に減速
する指令を入力する場合、本発明による制御システム
は、高圧圧縮機の修正回転速度が実質的に一定に維持さ
れるように、エンジンを形成する。その後の加速又は減
速への出力要求は、ライン120に沿って偏位に対応す
る。従って、高圧圧縮機のファンの回転速度が増加又は
減速するのを待つことなく、エンジンから急激な推力応
答を得ることが出来る。偏位ライン126を形成する点122
及び124で示されるように、この瞬間的応答は、他の出
力レベルでも得ることが出来る。
本発明によるシステムは、エンジンの作動状態を監視
することも出来る。エンジンが過渡状態にある場合、即
ち、前の出力要求からの経過時間が、予め選択した値よ
りも小さい場合には、この制御システムは、過渡の割合
（rate）と燃焼システムの空力安定性との最適と組み合
わせを提供する。一方、エンジンが定常状態にある場合
に、この制御システムは、第６図に示すように、過渡モ
ードの高圧圧縮機の可変ベーンの位置から、定常状態の
高圧圧縮機の可変ベーンの位置に自動的に調節すること
によって、特定の燃料消費及び圧縮システムの空力安定
性などのエンジン性能を最適の組み合わせにする。
することも出来る。エンジンが過渡状態にある場合、即
ち、前の出力要求からの経過時間が、予め選択した値よ
りも小さい場合には、この制御システムは、過渡の割合
（rate）と燃焼システムの空力安定性との最適と組み合
わせを提供する。一方、エンジンが定常状態にある場合
に、この制御システムは、第６図に示すように、過渡モ
ードの高圧圧縮機の可変ベーンの位置から、定常状態の
高圧圧縮機の可変ベーンの位置に自動的に調節すること
によって、特定の燃料消費及び圧縮システムの空力安定
性などのエンジン性能を最適の組み合わせにする。
線128は、第５図と同じ方法で、高圧圧縮機の可変ベ
ーンの位置（HCVV）と高圧圧縮機の修正回転速度（N2C
2.5）との間の関係を示している。例えば、エンジンが
高出力（点130）で作動していて、減速の指令を入力す
る場合には、この制御システムは、高圧圧縮機の修正回
転速度（N2C2.5LOCK）の値を固定して、可変ベーンの位
置が、偏位ライン131に沿って一時的な設定値132に到達
するように調節する。この一時的な設定値は、一定出力
要求（N1C2＝一定）の作動ラインに対応する曲線134上
にもある。その後の出力要求が、選択した時間内に入力
されない場合には、この制御システムは、高圧圧縮機の
修正回転速度と高圧圧縮機の可変ベーンの位置を、最適
なエンジン性能に対応する値（点136）に調節する。
ーンの位置（HCVV）と高圧圧縮機の修正回転速度（N2C
2.5）との間の関係を示している。例えば、エンジンが
高出力（点130）で作動していて、減速の指令を入力す
る場合には、この制御システムは、高圧圧縮機の修正回
転速度（N2C2.5LOCK）の値を固定して、可変ベーンの位
置が、偏位ライン131に沿って一時的な設定値132に到達
するように調節する。この一時的な設定値は、一定出力
要求（N1C2＝一定）の作動ラインに対応する曲線134上
にもある。その後の出力要求が、選択した時間内に入力
されない場合には、この制御システムは、高圧圧縮機の
修正回転速度と高圧圧縮機の可変ベーンの位置を、最適
なエンジン性能に対応する値（点136）に調節する。
従来のシステムと比較して、本発明により同時に排気
面積を設定することが有利な点を、第７図に示す。曲線
138、140、142及び144は、ロータの回転速度の一定値に
対応するファンのロータの修正回転速度N1C2を有する排
気面積（AJ）の関数として、正味推進力を示す。現在の
制御システムでは、排気面積（AJ）を殆ど又は全く増加
させることなく、中間の推力から（低推力（線146）ま
で）減速させると、低圧ロータ（N1）の転速度の減速の
度合いが大きくなる。エンジンの推力が実質的に中間の
推力（Ａ）に戻るために、N1軸の回転速度は実質的に増
加しなければならないので、スロットルの応答は逆にな
る。ロータの回転速度の大きな偏位は、ロータの低サイ
クル疲労（LCF）寿命を著しく減じる。また、より小さ
い低出力排気面背は、低速度圧縮機の安定性を減じる。
面積を設定することが有利な点を、第７図に示す。曲線
138、140、142及び144は、ロータの回転速度の一定値に
対応するファンのロータの修正回転速度N1C2を有する排
気面積（AJ）の関数として、正味推進力を示す。現在の
制御システムでは、排気面積（AJ）を殆ど又は全く増加
させることなく、中間の推力から（低推力（線146）ま
で）減速させると、低圧ロータ（N1）の転速度の減速の
度合いが大きくなる。エンジンの推力が実質的に中間の
推力（Ａ）に戻るために、N1軸の回転速度は実質的に増
加しなければならないので、スロットルの応答は逆にな
る。ロータの回転速度の大きな偏位は、ロータの低サイ
クル疲労（LCF）寿命を著しく減じる。また、より小さ
い低出力排気面背は、低速度圧縮機の安定性を減じる。
対照的に、本発明のアクティブ・ジオメトリー制御シ
ステムは、排気面積を設定して、他のエンジン・パラメ
ータと同時に開く。線148で示すように、同一レベルの
低推力を、より速い低圧ロータの回転速度（Ｃ）におい
て得ることが出来る。推力レベルはロータの回転速度の
減少に依存するのみならず、むしろより大きな排気面積
によって影響されるので、本発明の制御システムを用い
た場合の低推力におけるロータの回転速度は、従来の制
御システムで得られる場合よりも速い。従って、本発明
のアクティブ・ジオメトリー制御システムは、エンジン
軸の回転速度が変化しなくてもよいので、推力応答をめ
ざましい改良する。減少したロータの回転速度の偏位
は、対応して、ロータ低サイクル疲労（LCF）寿命を増
加する。さらに、低推力レベルにおける、より大きな排
気面積は、圧縮システムの安定性を高める。より大きな
排気面積（AJ）は、バイパス管によって、低圧圧縮機の
背圧を減じる。低圧チービンは、低出力で「チョークさ
れない（un−choked）」ので、対応するノズル圧力の減
少は、高圧圧縮機の動作ラインを低くして、高圧圧縮機
の安定性を高める。
ステムは、排気面積を設定して、他のエンジン・パラメ
ータと同時に開く。線148で示すように、同一レベルの
低推力を、より速い低圧ロータの回転速度（Ｃ）におい
て得ることが出来る。推力レベルはロータの回転速度の
減少に依存するのみならず、むしろより大きな排気面積
によって影響されるので、本発明の制御システムを用い
た場合の低推力におけるロータの回転速度は、従来の制
御システムで得られる場合よりも速い。従って、本発明
のアクティブ・ジオメトリー制御システムは、エンジン
軸の回転速度が変化しなくてもよいので、推力応答をめ
ざましい改良する。減少したロータの回転速度の偏位
は、対応して、ロータ低サイクル疲労（LCF）寿命を増
加する。さらに、低推力レベルにおける、より大きな排
気面積は、圧縮システムの安定性を高める。より大きな
排気面積（AJ）は、バイパス管によって、低圧圧縮機の
背圧を減じる。低圧チービンは、低出力で「チョークさ
れない（un−choked）」ので、対応するノズル圧力の減
少は、高圧圧縮機の動作ラインを低くして、高圧圧縮機
の安定性を高める。
本発明によるアクティブ・ジオメトリー制御システム
は、すべてのガス流路可変パラメータ及びガス・ジェネ
レータ（主エンジン燃焼器）の燃料流量パラメータを同
時に設定する概念を利用する。加速中の燃料流量の速度
制限とHCVV（REQ）速度制限を同時に行うことは、独自
の制御と高圧圧縮機の動作ラインの能力の調節を提供す
る。減速タイマーによって設定された時間の経過前にエ
ンジン再加速指令が行われ、制御システムが定常状態に
おける高圧圧縮機の可変ベーンの位置を設定しない場合
には、出力がロータの回転速度の加速に依存しないの
で、極端に速い推力加速が可能である。
は、すべてのガス流路可変パラメータ及びガス・ジェネ
レータ（主エンジン燃焼器）の燃料流量パラメータを同
時に設定する概念を利用する。加速中の燃料流量の速度
制限とHCVV（REQ）速度制限を同時に行うことは、独自
の制御と高圧圧縮機の動作ラインの能力の調節を提供す
る。減速タイマーによって設定された時間の経過前にエ
ンジン再加速指令が行われ、制御システムが定常状態に
おける高圧圧縮機の可変ベーンの位置を設定しない場合
には、出力がロータの回転速度の加速に依存しないの
で、極端に速い推力加速が可能である。
同様に、本発明の最適な形式の実施例を示したが、本
発明の範囲内に含まれる限り、様々な形式で他の変更が
可能である。特に、本発明は、適当な変更、及び従来の
ハードウエア及びソフトウエアにより、１軸エンジンに
使用することが出来る。また、可変排気ノズル面積の２
軸エンジンについて説明したが、本発明の制御システム
は、容易に、固定排気ノズル面積のエンジンに適用する
ことが出来る。
発明の範囲内に含まれる限り、様々な形式で他の変更が
可能である。特に、本発明は、適当な変更、及び従来の
ハードウエア及びソフトウエアにより、１軸エンジンに
使用することが出来る。また、可変排気ノズル面積の２
軸エンジンについて説明したが、本発明の制御システム
は、容易に、固定排気ノズル面積のエンジンに適用する
ことが出来る。
次に、第８図及び第９図を参照して、本発明の第２の
実施例を説明する。
実施例を説明する。
本発明の目的を十分に正しく評価するために、第８図
には、ガスジェネレータの典型的な動作ライン、即ち、
高圧圧縮機の回転速度N2に対してプロットした高圧圧縮
機の可変ベーンHCVVを示している。線Ａは、ガスジェネ
レータの通常の動作ラインを示している。この図からわ
かるように、出力又は目標推力Fnは、回転速度N2の増加
とともに増加する。この高圧圧縮機の可変ベーンHCVVの
関係を示す特定のプロットにおいて、ベーンは、高出力
状態で開き、低出力状態で閉じ、それらの間で調節され
る。
には、ガスジェネレータの典型的な動作ライン、即ち、
高圧圧縮機の回転速度N2に対してプロットした高圧圧縮
機の可変ベーンHCVVを示している。線Ａは、ガスジェネ
レータの通常の動作ラインを示している。この図からわ
かるように、出力又は目標推力Fnは、回転速度N2の増加
とともに増加する。この高圧圧縮機の可変ベーンHCVVの
関係を示す特定のプロットにおいて、ベーンは、高出力
状態で開き、低出力状態で閉じ、それらの間で調節され
る。
動作ラインは、典型的にエンジン及び航空機の動作変
数の関数として制御される、燃料とベーンの制御の結果
を統合することによって明示されている。本発明によれ
ば、高圧圧縮機の空気流量が、一定又は殆ど一定のN2で
修正されるように、HCVVを制御することによって、急激
な過渡状態を発生させることが出来る。線Ｂは、より低
い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡的減速を示し
ている。この図からわかるように、高圧圧縮機のアクテ
ィブ・コントローラAHCCは、N2を一定（線Ｂ）に保持す
るとともに、エンジンが目標値（点Ｃ）を達成するま
で、高圧圧縮機の可変ベーンHCVVを修正するのに役立
つ。ボディーが実行された場合、単に再び高圧圧縮機の
可変ベーンHCVVに調節して、曲線Ｂに沿って制御するこ
とによって、エンジンが高出力（点Ｅ）まで加速され
る。
数の関数として制御される、燃料とベーンの制御の結果
を統合することによって明示されている。本発明によれ
ば、高圧圧縮機の空気流量が、一定又は殆ど一定のN2で
修正されるように、HCVVを制御することによって、急激
な過渡状態を発生させることが出来る。線Ｂは、より低
い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡的減速を示し
ている。この図からわかるように、高圧圧縮機のアクテ
ィブ・コントローラAHCCは、N2を一定（線Ｂ）に保持す
るとともに、エンジンが目標値（点Ｃ）を達成するま
で、高圧圧縮機の可変ベーンHCVVを修正するのに役立
つ。ボディーが実行された場合、単に再び高圧圧縮機の
可変ベーンHCVVに調節して、曲線Ｂに沿って制御するこ
とによって、エンジンが高出力（点Ｅ）まで加速され
る。
上記の例でボデー機動が実行されない場合には、N2軸
は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所定
の時間が経過した後、高圧圧縮機のアクティブ・コント
ローラAHCCは、高圧圧縮機の可変ベーンHCVVと燃料流量
を調節して、動作ライン（曲線Ａ）へのセッティング
を、この例ではN1ライン（N1＝4500RPM）に沿って、点
Ｇで示される定常状態動作点まで戻す。これは、推力燃
料消費比TSFC及び安定性の見地から、最適のエンジン性
能の状態である。
は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所定
の時間が経過した後、高圧圧縮機のアクティブ・コント
ローラAHCCは、高圧圧縮機の可変ベーンHCVVと燃料流量
を調節して、動作ライン（曲線Ａ）へのセッティング
を、この例ではN1ライン（N1＝4500RPM）に沿って、点
Ｇで示される定常状態動作点まで戻す。これは、推力燃
料消費比TSFC及び安定性の見地から、最適のエンジン性
能の状態である。
上記の例は、選択したN2回転速度のセッテングにおけ
る過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作ラ
インに沿ったどの点でも起こる。
る過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作ラ
インに沿ったどの点でも起こる。
本発明の実施例では、燃料制御及び高圧圧縮機のアク
ティブ・コントローラAHCCは、電子的デジタル式のコン
トローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
テクロノジーズ コーポレーションのハミルトン スタ
ンダード ディビッジョンによって製造されている燃料
制御モデル＃EEC−106を使用するか、あるいは油圧機械
式、電気機械式などの他の手段によって行うことが出来
る。当業者によって最適であると考えられるように、い
ったん関数の論理が理解されれば、現在の技術を実施し
て、本発明を達成することが出来る。
ティブ・コントローラAHCCは、電子的デジタル式のコン
トローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
テクロノジーズ コーポレーションのハミルトン スタ
ンダード ディビッジョンによって製造されている燃料
制御モデル＃EEC−106を使用するか、あるいは油圧機械
式、電気機械式などの他の手段によって行うことが出来
る。当業者によって最適であると考えられるように、い
ったん関数の論理が理解されれば、現在の技術を実施し
て、本発明を達成することが出来る。
上述したことからわかるように、燃料制御は、エンジ
ンの燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によっ
て、ガスジェネレータ（N2）動作ラインを達成するため
に行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるよう
な急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメ
ータN1の関数として、エンジンの加速及び減速モードを
自動的に制御する。従って、N1は、出力レバー角αの関
数として、予め設定される。出力レバー角は、HCVV及び
燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量及び圧力
比を適当に予め設定することによって、自動的にエンジ
ン推力を設定する。従って、この場合、N1燃料流量及び
HCVVの両方を予め設定するための主制御パラメータとし
て使用される。
ンの燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によっ
て、ガスジェネレータ（N2）動作ラインを達成するため
に行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるよう
な急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメ
ータN1の関数として、エンジンの加速及び減速モードを
自動的に制御する。従って、N1は、出力レバー角αの関
数として、予め設定される。出力レバー角は、HCVV及び
燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量及び圧力
比を適当に予め設定することによって、自動的にエンジ
ン推力を設定する。従って、この場合、N1燃料流量及び
HCVVの両方を予め設定するための主制御パラメータとし
て使用される。
本発明が特に効果的である一般的な２軸式軸流タイプ
のファン・ジェット・エンジン210を、第９図に示す。
図示したように、高圧軸は、多数の段の圧縮器212から
成る。圧縮器212は、第１段タービン214によって駆動さ
れ、シャフト216によって第１段タービン214に連結され
ている。
のファン・ジェット・エンジン210を、第９図に示す。
図示したように、高圧軸は、多数の段の圧縮器212から
成る。圧縮器212は、第１段タービン214によって駆動さ
れ、シャフト216によって第１段タービン214に連結され
ている。
低圧軸218は、ファン／低圧圧縮器の組み合わせから
成る。ファンの部分は外側の環状通路から排出し、低圧
圧縮器は高圧圧縮器入口に排出する。低圧タービン・ス
テージ22は、シャフト224によって接続されたファン／
低圧圧縮器218を駆動する役割を果たす。燃焼器セクシ
ョンとタービン・セクションとの間には、適当な燃焼器
223が組み込まれている。燃焼器223では、燃料が燃焼さ
れ、タービン214を駆動して推力を発生させるための作
動媒体を供給する。燃料は、後術するスロットルバルブ
225によって、燃焼器に送られる。
成る。ファンの部分は外側の環状通路から排出し、低圧
圧縮器は高圧圧縮器入口に排出する。低圧タービン・ス
テージ22は、シャフト224によって接続されたファン／
低圧圧縮器218を駆動する役割を果たす。燃焼器セクシ
ョンとタービン・セクションとの間には、適当な燃焼器
223が組み込まれている。燃焼器223では、燃料が燃焼さ
れ、タービン214を駆動して推力を発生させるための作
動媒体を供給する。燃料は、後術するスロットルバルブ
225によって、燃焼器に送られる。
このエンジンは、適当なオーグメンタウイング226及
び適当な可変ジェットノズル228を使用することが出来
る。また、このエンジンには、ファン及び高圧圧縮器の
入口に、それぞれ可変ベーン230及び236を備え付けるこ
とが出来る。
び適当な可変ジェットノズル228を使用することが出来
る。また、このエンジンには、ファン及び高圧圧縮器の
入口に、それぞれ可変ベーン230及び236を備え付けるこ
とが出来る。
本発明を理解するために、このエンジンの詳細な理解
は必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの
説明は省略する。しかし、本発明が、高圧圧縮器の入口
及び／又は他のステージ可変ベーンを有する単一又は多
段の２軸式エンジンに適用できることを理解することは
必要である。
は必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの
説明は省略する。しかし、本発明が、高圧圧縮器の入口
及び／又は他のステージ可変ベーンを有する単一又は多
段の２軸式エンジンに適用できることを理解することは
必要である。
電子式のデジタル・コントローラは、４つの別個の回
路Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺから成る。これらの回路の各々が、
測定された多数の変数に応答するとともに、これらの信
号は、必要とされるところに分配されるように、これら
の回路の各々に組み入れられる。
路Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺから成る。これらの回路の各々が、
測定された多数の変数に応答するとともに、これらの信
号は、必要とされるところに分配されるように、これら
の回路の各々に組み入れられる。
回路Ｗでは、エンジンの空気流量が、出力レバーの位
置α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マッハ数の関数
として、予め設定される。関数発生器240の出力が、関
数発生器242に入力され、N1要求信号を設定する。このN
1要求信号が、HCVVの参照位置8HCVVREF）及びHCVV誤差
信号（DHCVV）の両方を予め設定する、制御パラメータ
となる。DHCVV信号は、利得制御装置244及びN2回転速度
誤差信号（DN2BASE）を介して、利得（ゲイン）（第８
図のN1ラインの傾斜部）を応用することによって、誘導
される。N2回転速度誤差信号DN2BASEは、予め請託され
たN2参照値（N2REF）とN2固定値（第８図の例では線
Ｂ）との間の誤差信号として発生する。N2固定値は、AH
CCの回路Ｘの加速／減速選別器248によって設定され
る。N2固定値は、出力レバーの位置が、各々の出力レバ
ー角について一貫して所定の推力を達成し、逆に、抽出
出力又は消耗によるエンジン性能の変化によって影響さ
れないことを保証する。N2固定値は、出力レバー角信号
と実際のN2との混合値である。
置α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マッハ数の関数
として、予め設定される。関数発生器240の出力が、関
数発生器242に入力され、N1要求信号を設定する。このN
1要求信号が、HCVVの参照位置8HCVVREF）及びHCVV誤差
信号（DHCVV）の両方を予め設定する、制御パラメータ
となる。DHCVV信号は、利得制御装置244及びN2回転速度
誤差信号（DN2BASE）を介して、利得（ゲイン）（第８
図のN1ラインの傾斜部）を応用することによって、誘導
される。N2回転速度誤差信号DN2BASEは、予め請託され
たN2参照値（N2REF）とN2固定値（第８図の例では線
Ｂ）との間の誤差信号として発生する。N2固定値は、AH
CCの回路Ｘの加速／減速選別器248によって設定され
る。N2固定値は、出力レバーの位置が、各々の出力レバ
ー角について一貫して所定の推力を達成し、逆に、抽出
出力又は消耗によるエンジン性能の変化によって影響さ
れないことを保証する。N2固定値は、出力レバー角信号
と実際のN2との混合値である。
目標値、即ち、出力レバーの位置に対応する所望の推
力は、DHCVVとHCVVREFとHCVVトリムを加算したものであ
る。HCVVトリム信号は、N2固定値と実際のN2を加算する
加算器250からの回転速度誤差信号（DN2）である。DN2
信号は、比例積分制御装置252に供給される。比例積分
制御装置252は、N2回転速度信号を調節して、エンジン
が目標値（第８図の例の線Ｂ）まで減速したときに、N2
回転速度信号をが、一定又は実質的に一定の値を維持す
るように保証する。
力は、DHCVVとHCVVREFとHCVVトリムを加算したものであ
る。HCVVトリム信号は、N2固定値と実際のN2を加算する
加算器250からの回転速度誤差信号（DN2）である。DN2
信号は、比例積分制御装置252に供給される。比例積分
制御装置252は、N2回転速度信号を調節して、エンジン
が目標値（第８図の例の線Ｂ）まで減速したときに、N2
回転速度信号をが、一定又は実質的に一定の値を維持す
るように保証する。
関数発生器254及び256によって設定された最大及び最
小HCVV値入力は、測定されたN2の関数として、HCVV基準
信号を制限する。これらの制限は、HCVVのベーンの開閉
を調節して、N2圧縮器のマップの規定された境界内にと
どまらせる。必要に応じて、又はベーンが開いたり閉じ
たりするのが早すぎないことを保証するために、加算器
259の出力に適用される姿勢、マッハ数、PT2及び、TT2
のような、幾つかのエンジン及び／又は航空器の動作パ
ラメータの関数として、調節できる速度制限器257を設
けることが出来る。
小HCVV値入力は、測定されたN2の関数として、HCVV基準
信号を制限する。これらの制限は、HCVVのベーンの開閉
を調節して、N2圧縮器のマップの規定された境界内にと
どまらせる。必要に応じて、又はベーンが開いたり閉じ
たりするのが早すぎないことを保証するために、加算器
259の出力に適用される姿勢、マッハ数、PT2及び、TT2
のような、幾つかのエンジン及び／又は航空器の動作パ
ラメータの関数として、調節できる速度制限器257を設
けることが出来る。
制御装置の回路Ｙは、目標値に到達した後、所定の時
間後に、エンジンをその動作ライン（第８図の線Ａ）に
戻す役割を果たす。タイマー260に設定される時間は、
姿勢及び／又は航空機のマッハ数の関数として、予め選
択することが出来る。タイマーの終了時に、HCVVは、そ
れらの暫定的な位置から、定常状態設定値（HCVVSS）ま
で、回転される。定常状態設定値（HCVVSS）は、関数発
生器262によって、N2測定値の関数として設立される。
コントローラ264は、HCVVSSの関数、HCVVの位置のフィ
ードバック信号、及び回転要求信号（slew request sig
−nal）（タイマー260の出力）である。HCVVとWFが調節
されると、N2値は、定常状態動作ライン（第８図に示す
例の点Ｇ）まで戻る。
間後に、エンジンをその動作ライン（第８図の線Ａ）に
戻す役割を果たす。タイマー260に設定される時間は、
姿勢及び／又は航空機のマッハ数の関数として、予め選
択することが出来る。タイマーの終了時に、HCVVは、そ
れらの暫定的な位置から、定常状態設定値（HCVVSS）ま
で、回転される。定常状態設定値（HCVVSS）は、関数発
生器262によって、N2測定値の関数として設立される。
コントローラ264は、HCVVSSの関数、HCVVの位置のフィ
ードバック信号、及び回転要求信号（slew request sig
−nal）（タイマー260の出力）である。HCVVとWFが調節
されると、N2値は、定常状態動作ライン（第８図に示す
例の点Ｇ）まで戻る。
燃料流量は、回路Ｚによって調節される。回路Ｚは、
回路Ｗ内の関数発生器242によって発生したN1要求信号
の関数として、WF/PB信号を発生させることによって、
燃料流量を予め設定する。ここで、WFは燃料流量（ポン
ド／時）であり、PBは高圧圧縮器の出口の圧力又はエン
ジンの燃焼室の圧力である。
回路Ｗ内の関数発生器242によって発生したN1要求信号
の関数として、WF/PB信号を発生させることによって、
燃料流量を予め設定する。ここで、WFは燃料流量（ポン
ド／時）であり、PBは高圧圧縮器の出口の圧力又はエン
ジンの燃焼室の圧力である。
関数発生器270は、N2測定値の関数として、WF/PB値を
予め設定する役割を果たす。WF/PBは、高度、マッハ
数、PT2及びTT2のような幾つかのエンジン及び／又は航
空器の動作変数の関数として、関数発生器272に示すよ
うに制限される割合である。その後、適当な倍率器274
によって、WF/PB要求値にPB測定値を掛け合わせて、燃
料流量（WF）信号を発生し、スロットルバルブ225を駆
動するとともに、エンジンの燃焼器への燃料流量を調節
する。
予め設定する役割を果たす。WF/PBは、高度、マッハ
数、PT2及びTT2のような幾つかのエンジン及び／又は航
空器の動作変数の関数として、関数発生器272に示すよ
うに制限される割合である。その後、適当な倍率器274
によって、WF/PB要求値にPB測定値を掛け合わせて、燃
料流量（WF）信号を発生し、スロットルバルブ225を駆
動するとともに、エンジンの燃焼器への燃料流量を調節
する。
燃料流量の変化とHCVV（REQ）率の変化を同期させる
ことは、独自の制御と提供するとともに、特にエンジン
推力の加速中に、高圧圧縮器の動作ラインの能力を調節
する。エンジンが、前に高出力、及び減速タイマーがHC
VVSSを予め設定することを許容する前に行われた推力再
加速であった場合には、出力が重要な高圧ロータの回転
速度再加速に依存しないので、極端に速い推力加速が可
能である。
ことは、独自の制御と提供するとともに、特にエンジン
推力の加速中に、高圧圧縮器の動作ラインの能力を調節
する。エンジンが、前に高出力、及び減速タイマーがHC
VVSSを予め設定することを許容する前に行われた推力再
加速であった場合には、出力が重要な高圧ロータの回転
速度再加速に依存しないので、極端に速い推力加速が可
能である。
次に、第10図及び第11図を参照して、本発明の第３の
実施例を説明する。
実施例を説明する。
第10図には、低圧圧縮機の回転速度N1に対してプロッ
トした低圧圧縮機の可変ベーンLCVVの典型的な動作ライ
ンを示している。ファン及び低圧圧縮機の単一のロータ
であり、同一のシャフトによって連結されているので、
ファン及び低圧圧縮機の回転速度は明らかに同一であ
る。線Ａは、低圧圧縮機の通常の動作ラインを示してい
る。この図からわかるように、目標推力Fn又はWaは、回
転速度N1の増加とともに増加する。Waは、全入口温度及
び圧力の関数として標準化した修正空気流量パラメータ
である。この低圧圧縮機の可変ベーンLCVVの関数を示す
特定のプロットにおいて、ベーンは、高出力状態で開
き、低出力状態で閉じ、それらの間で調節される。
トした低圧圧縮機の可変ベーンLCVVの典型的な動作ライ
ンを示している。ファン及び低圧圧縮機の単一のロータ
であり、同一のシャフトによって連結されているので、
ファン及び低圧圧縮機の回転速度は明らかに同一であ
る。線Ａは、低圧圧縮機の通常の動作ラインを示してい
る。この図からわかるように、目標推力Fn又はWaは、回
転速度N1の増加とともに増加する。Waは、全入口温度及
び圧力の関数として標準化した修正空気流量パラメータ
である。この低圧圧縮機の可変ベーンLCVVの関数を示す
特定のプロットにおいて、ベーンは、高出力状態で開
き、低出力状態で閉じ、それらの間で調節される。
動作ライン（線Ａ）は、典型的にエンジン及び航空機
の動作変数の関数として制御される、燃料とベーンの制
御の結果を統合することによって明示されている。本発
明によれば、低圧圧縮機の空気流量が、一定又は殆ど一
定のN1で修正されるように、LCVVを制御することによっ
て、急激な過渡状態を発生させることが出来る。線Ｂ
は、より低い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡的
減速を示している。この図からわかるように、低圧圧縮
機のアクティブ・コントローラ（ALCC）は、N1を一定
（線Ｂ）に保持するとともに、エンジンが目標値（点
Ｃ）を達成するまで、高圧圧縮機の可変ベーンLCVVを修
正するのに役立つ。ボディーが実行された場合、単に再
び低圧圧縮機の可変ベーンLCVVを調節して、線Ｂに沿っ
て制御することによって、エンジンが高出力（点Ｅ）ま
で加速される。
の動作変数の関数として制御される、燃料とベーンの制
御の結果を統合することによって明示されている。本発
明によれば、低圧圧縮機の空気流量が、一定又は殆ど一
定のN1で修正されるように、LCVVを制御することによっ
て、急激な過渡状態を発生させることが出来る。線Ｂ
は、より低い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡的
減速を示している。この図からわかるように、低圧圧縮
機のアクティブ・コントローラ（ALCC）は、N1を一定
（線Ｂ）に保持するとともに、エンジンが目標値（点
Ｃ）を達成するまで、高圧圧縮機の可変ベーンLCVVを修
正するのに役立つ。ボディーが実行された場合、単に再
び低圧圧縮機の可変ベーンLCVVを調節して、線Ｂに沿っ
て制御することによって、エンジンが高出力（点Ｅ）ま
で加速される。
上記の例でボディー機動が実行されない場合には、N1
軸は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所
定の時間が経過した後、低圧圧縮機のアクティブ・コン
トローラALCCは、低圧圧縮機の可変ベーンLCVVと燃料流
量を調節して、動作ライン（線Ａ）へのセッティング
を、一定のWaのライン（この例では線Ｈ）に沿って、点
Ｇで示される定常状態動作点まで戻す。これは、推力燃
料消費比TSFC及び安定性の見地から、最適のエンジン性
能の状態である。
軸は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所
定の時間が経過した後、低圧圧縮機のアクティブ・コン
トローラALCCは、低圧圧縮機の可変ベーンLCVVと燃料流
量を調節して、動作ライン（線Ａ）へのセッティング
を、一定のWaのライン（この例では線Ｈ）に沿って、点
Ｇで示される定常状態動作点まで戻す。これは、推力燃
料消費比TSFC及び安定性の見地から、最適のエンジン性
能の状態である。
上記の例は、選択したN1回転速度のセッティングにお
ける過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作
ラインに沿ったどの点でも起こる。
ける過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作
ラインに沿ったどの点でも起こる。
本発明の実施例では、燃料制御及び低圧圧縮機のアク
ティブ・コントローラALCCは、電子的デジタル式のコン
トローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
テクノロジーズ コーポレーションのハミルトン スタ
ンダード ディビッジョンによって製造されている燃料
制御モデル＃EEC−104を使用するか、あるいは、油圧機
械式、電気機械式などの他の手段によって行うことが出
来る。当業者によって最適であると考えられるように、
いったん関数の論理が理解されれば、現在の技術を実施
して、本発明を達成することが出来る。
ティブ・コントローラALCCは、電子的デジタル式のコン
トローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
テクノロジーズ コーポレーションのハミルトン スタ
ンダード ディビッジョンによって製造されている燃料
制御モデル＃EEC−104を使用するか、あるいは、油圧機
械式、電気機械式などの他の手段によって行うことが出
来る。当業者によって最適であると考えられるように、
いったん関数の論理が理解されれば、現在の技術を実施
して、本発明を達成することが出来る。
上述したことからわかるように、燃料制御は、エンジ
ンの燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によっ
て、ガスジェネレータ（N2）動作ラインを達成するため
に行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるよう
な急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメ
ータN1の関数として、エンジンの加速及び減速モードを
自動的に制御する。従って、N1は、出力レバー角αの関
数として、予め設定される。出力レバー角は、LCVV及び
燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量及び圧力
比を適当に予め設定することによって、自動的にエンジ
ン推力を設定する。従って、この場合、N1は、燃料流量
及びLCVVの両方を予め設定するための主制御パラメータ
として使用される。
ンの燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によっ
て、ガスジェネレータ（N2）動作ラインを達成するため
に行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるよう
な急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメ
ータN1の関数として、エンジンの加速及び減速モードを
自動的に制御する。従って、N1は、出力レバー角αの関
数として、予め設定される。出力レバー角は、LCVV及び
燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量及び圧力
比を適当に予め設定することによって、自動的にエンジ
ン推力を設定する。従って、この場合、N1は、燃料流量
及びLCVVの両方を予め設定するための主制御パラメータ
として使用される。
第11図に示すように、本実施例において特に効果的で
ある一般的な２軸式軸流タイプのファン・ジェット・エ
ンジンは、実質的に第９図に示すものと同じである。
ある一般的な２軸式軸流タイプのファン・ジェット・エ
ンジンは、実質的に第９図に示すものと同じである。
本発明を理解するために、このエンジンの詳細な理解
は必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの
説明は省略する。しかし、本発明による制御装置は、フ
ァン及び低圧圧縮機の入口に可変ベーンを有する単一又
は多軸のエンジンに適用できる。
は必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの
説明は省略する。しかし、本発明による制御装置は、フ
ァン及び低圧圧縮機の入口に可変ベーンを有する単一又
は多軸のエンジンに適用できる。
電子式のデジタル・コントローラは、４つの別個の回
路Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺから成る。これらの回路の各々が、
測定された多数の変数に応答するとともに、これらの信
号は、必要とされるところに分配されるように、これら
の回路の各々に組み入れられる。
路Ｗ、Ｘ、Ｙ及びＺから成る。これらの回路の各々が、
測定された多数の変数に応答するとともに、これらの信
号は、必要とされるところに分配されるように、これら
の回路の各々に組み入れられる。
回路Ｗでは、エンジンの空気流量を、出力レバーの位
置α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マッハ数の関数
として、予め設定することによって、出力レバーの入力
に従って目標推力新郷を得る。関数発生器340の出力
は、関数発生器342に入力され、N1要求信号を設定す
る。このN1要求信号は、関数発生器344に入力されて、L
CVVの参照位置（HCVVREF）設定する制御パラメータとな
る。LCVV（REF）信号及びLCVV（TRIM）信号が、加算器3
45に加算され、この値が、LCVVの目標値となる。LCVVの
目標値は、入口状態に修正された実際のN1値の関数とし
て、それぞれ関数発生器346及び348によって、最小及び
最大制限値まで制限される。LCVVの目標値を設定する加
算器345の出力は、LCVV要求信号（LCVVREQ）である。ブ
ロック図のブロック349で示されるように、LCVVREQ信号
は、姿勢、マッハ数、PT2及び／又はTT2の関数として、
関数発生器351によって、制限される速さにすることが
出来る。上述したことからわかるように、第10図の例で
は、加算器345の出力である目標信号Ｃは、LCVVを調節
して、適当なWa値を達成するとともに、N1を一定に維持
（線Ｂに沿って設定）することによって、達成される。
置α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マッハ数の関数
として、予め設定することによって、出力レバーの入力
に従って目標推力新郷を得る。関数発生器340の出力
は、関数発生器342に入力され、N1要求信号を設定す
る。このN1要求信号は、関数発生器344に入力されて、L
CVVの参照位置（HCVVREF）設定する制御パラメータとな
る。LCVV（REF）信号及びLCVV（TRIM）信号が、加算器3
45に加算され、この値が、LCVVの目標値となる。LCVVの
目標値は、入口状態に修正された実際のN1値の関数とし
て、それぞれ関数発生器346及び348によって、最小及び
最大制限値まで制限される。LCVVの目標値を設定する加
算器345の出力は、LCVV要求信号（LCVVREQ）である。ブ
ロック図のブロック349で示されるように、LCVVREQ信号
は、姿勢、マッハ数、PT2及び／又はTT2の関数として、
関数発生器351によって、制限される速さにすることが
出来る。上述したことからわかるように、第10図の例で
は、加算器345の出力である目標信号Ｃは、LCVVを調節
して、適当なWa値を達成するとともに、N1を一定に維持
（線Ｂに沿って設定）することによって、達成される。
回路Ｘでは、加速／減速選別器論理350は、出力レバ
ーの移動の関数として、N1の値を固定する。加算器352
は、このN1固定値をN1測定値と比較して、N1誤差信号を
供給する。この差が、比例積分制御装置354に入力さ
れ、LCVVを微調整して、N1をN1固定値（第10図の線Ｂ）
に調節する。
ーの移動の関数として、N1の値を固定する。加算器352
は、このN1固定値をN1測定値と比較して、N1誤差信号を
供給する。この差が、比例積分制御装置354に入力さ
れ、LCVVを微調整して、N1をN1固定値（第10図の線Ｂ）
に調節する。
回路Ｙの減速タイマー356は、加速／減速選別器350か
らの減速信号によって動作する。減速タイマー356の値
は、姿勢及びマッハ数の関数として設定される。減速タ
イマー356によって生じた信号の終了時に、LCVVは、現
在の位置から定常状態設定値（LCVVSS）まで回転する。
定常状態設定値（LCVVSS）は、LCVV（REQ）及びLCVVSS
を設定するタイマー減速356の関数であるLCVVERRを除去
して、実際のN1の関数として、関数発生器360によって
予め設定される。加算器366は、フィードバックライン3
68を介して、LCVVのベーンの位置の関数として、LCVVの
定常状態信号を予め設定する。この関数は、N1を通常の
定常状態動作速度（第10図の例では点Ｇ）まで減少させ
る。
らの減速信号によって動作する。減速タイマー356の値
は、姿勢及びマッハ数の関数として設定される。減速タ
イマー356によって生じた信号の終了時に、LCVVは、現
在の位置から定常状態設定値（LCVVSS）まで回転する。
定常状態設定値（LCVVSS）は、LCVV（REQ）及びLCVVSS
を設定するタイマー減速356の関数であるLCVVERRを除去
して、実際のN1の関数として、関数発生器360によって
予め設定される。加算器366は、フィードバックライン3
68を介して、LCVVのベーンの位置の関数として、LCVVの
定常状態信号を予め設定する。この関数は、N1を通常の
定常状態動作速度（第10図の例では点Ｇ）まで減少させ
る。
燃料流量は、回路Ｚによって調節される。回路Ｚは、
回路Ｗ内の関数発生器342によって発生したN1要求信号
の関数として、WF/PB信号を発生させることによって、
燃料流量を予め設定する。ここで、WFは燃料流量（ポン
ド／時）であり、PBは高圧圧縮器出口の圧力又はエンジ
ンの燃焼室の圧力である。
回路Ｗ内の関数発生器342によって発生したN1要求信号
の関数として、WF/PB信号を発生させることによって、
燃料流量を予め設定する。ここで、WFは燃料流量（ポン
ド／時）であり、PBは高圧圧縮器出口の圧力又はエンジ
ンの燃焼室の圧力である。
関数発生器370は、入口値に修正されたN2測定値の関
数として、WF/PBの最大値及び最小値を予め設定する役
割を果たす。WF/PBは、高度、マッハ数、PT2及びTT2の
ような幾つかのエンジン及び／又は航空器の動作変数の
関数として、関数発生器372に示すように制限される割
合である。その後、適当な倍率器374によって、WF/PB要
求値にPB測定値を掛け合わせて、燃料流量（WF）信号を
発生し、スロットルバルブ225を駆動するとともに、エ
ンジンの燃焼器への燃料流量を調節する。
数として、WF/PBの最大値及び最小値を予め設定する役
割を果たす。WF/PBは、高度、マッハ数、PT2及びTT2の
ような幾つかのエンジン及び／又は航空器の動作変数の
関数として、関数発生器372に示すように制限される割
合である。その後、適当な倍率器374によって、WF/PB要
求値にPB測定値を掛け合わせて、燃料流量（WF）信号を
発生し、スロットルバルブ225を駆動するとともに、エ
ンジンの燃焼器への燃料流量を調節する。
燃料流量の変化とLCVV（REQ）率の変化を同期させる
ことは、独自の制御と提供するとともに、特にエンジン
推力の減速中に、低圧圧縮器の動作ラインの能力を調節
する。エンジンが、前に高出、及び減速タイマーがLCVV
SSを予め設定することを許容する前に行われた推力再加
速であった場合には、出が重要な低圧ロータの回転速度
再加速に依存しないので、極端に速い推力加速が可能で
ある。
ことは、独自の制御と提供するとともに、特にエンジン
推力の減速中に、低圧圧縮器の動作ラインの能力を調節
する。エンジンが、前に高出、及び減速タイマーがLCVV
SSを予め設定することを許容する前に行われた推力再加
速であった場合には、出が重要な低圧ロータの回転速度
再加速に依存しないので、極端に速い推力加速が可能で
ある。
［発明の効果］ 上述したように、本発明によれば、従来のものと比較
して、実速に最大のエンジン応答性を与える航空機用の
エンジンの出力制御装置を提供することが出来る。ま
た、本発明によれば、高圧軸に可変面積ベーンを有する
ガスタービン・エンジン、又は可変面積ベーンを有する
２軸式ファン・ジェット・エンジン用の論理制御におい
て、出力レバー入力に応答して、迅速な応答を保証でき
るとともに、エンジンが静止状態で動作するときに、最
適のTSFCを保証することが出来る。
して、実速に最大のエンジン応答性を与える航空機用の
エンジンの出力制御装置を提供することが出来る。ま
た、本発明によれば、高圧軸に可変面積ベーンを有する
ガスタービン・エンジン、又は可変面積ベーンを有する
２軸式ファン・ジェット・エンジン用の論理制御におい
て、出力レバー入力に応答して、迅速な応答を保証でき
るとともに、エンジンが静止状態で動作するときに、最
適のTSFCを保証することが出来る。
第１図は、本発明によるアクティブ・ジオメトリー制御
システムを使用するガスタービン・エンジンの概略図、 第２図は、第１図のアクティブ・ジオメトリー制御シス
テムの一部を示すブロック図、 第３図は、第１図の制御システムの第２の部分を示すブ
ロック図、 第４図は、第１図の制御システムの第３の部分を示すブ
ロック図、 第５図は、高圧圧縮機の修正回転速度の関数として、高
圧圧縮機のベーンの位置の関数を示す図、 第６図は、第１図の制御システムの定常状態応答までの
過渡状態を示す図、 第７図は、ファンのロータの選択した回転速度について
の、排気面積に対するエンジンの正味推力を示す図、 第８図は、本発明の第２の実施例を説明するために、高
圧圧縮機の回転速度（N2）をその入口状態について修正
した値に対して、高圧圧縮機の可変ベーン（HCVV）の位
置をプロットした、高圧軸動作ラインを示す図、 第９図は、本発明の第２の実施例による制御装置とガス
タービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示す
ブロック図、 第10図は、本発明の第３の実施例を説明するために、低
圧圧縮機の回転速度（N1）をその入口状態について修正
した値に対して、低圧圧縮機の可変ベーン（LCVV）の位
置をプロットした、低圧軸動作ラインを示す図、 第11図は、本発明の第３の実施例による制御装置とガス
タービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示す
ブロック図である。 10……ジェットエンジン、12……N1軸 14……ファン、16……低圧タービン 18……高圧圧縮機、20……高圧タービン 22……燃焼器、24……オーグメンタウイング 26……排気ノズル、28……アクチュエータ 29……アクティブ・ジオメトリー制御システム 30……センサー、32……スロットルレバー 44……エンジンの空気流量スケジュール機構 46、48……関数発生器 54……可変ベーンの利得発生器 56……加速／減速選別器 60……比例積分トリム回路、62……微分回路 64……比例トリム回路 70、72、76、82、90……関数発生器 74……減速タイマー、78……回転誤差回路 81、88……変化率制限回路 84、86……燃料流量回路 94、98……関数発生器 96……ジェット面積モード及びトリム選別回路 100、104、112……比例積分トリム回路 102……比例トリム回路 106、110……関数発生器
システムを使用するガスタービン・エンジンの概略図、 第２図は、第１図のアクティブ・ジオメトリー制御シス
テムの一部を示すブロック図、 第３図は、第１図の制御システムの第２の部分を示すブ
ロック図、 第４図は、第１図の制御システムの第３の部分を示すブ
ロック図、 第５図は、高圧圧縮機の修正回転速度の関数として、高
圧圧縮機のベーンの位置の関数を示す図、 第６図は、第１図の制御システムの定常状態応答までの
過渡状態を示す図、 第７図は、ファンのロータの選択した回転速度について
の、排気面積に対するエンジンの正味推力を示す図、 第８図は、本発明の第２の実施例を説明するために、高
圧圧縮機の回転速度（N2）をその入口状態について修正
した値に対して、高圧圧縮機の可変ベーン（HCVV）の位
置をプロットした、高圧軸動作ラインを示す図、 第９図は、本発明の第２の実施例による制御装置とガス
タービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示す
ブロック図、 第10図は、本発明の第３の実施例を説明するために、低
圧圧縮機の回転速度（N1）をその入口状態について修正
した値に対して、低圧圧縮機の可変ベーン（LCVV）の位
置をプロットした、低圧軸動作ラインを示す図、 第11図は、本発明の第３の実施例による制御装置とガス
タービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示す
ブロック図である。 10……ジェットエンジン、12……N1軸 14……ファン、16……低圧タービン 18……高圧圧縮機、20……高圧タービン 22……燃焼器、24……オーグメンタウイング 26……排気ノズル、28……アクチュエータ 29……アクティブ・ジオメトリー制御システム 30……センサー、32……スロットルレバー 44……エンジンの空気流量スケジュール機構 46、48……関数発生器 54……可変ベーンの利得発生器 56……加速／減速選別器 60……比例積分トリム回路、62……微分回路 64……比例トリム回路 70、72、76、82、90……関数発生器 74……減速タイマー、78……回転誤差回路 81、88……変化率制限回路 84、86……燃料流量回路 94、98……関数発生器 96……ジェット面積モード及びトリム選別回路 100、104、112……比例積分トリム回路 102……比例トリム回路 106、110……関数発生器
フロントページの続き (72)発明者 ジュアン エイ．マルコス アメリカ合衆国，フロリダ州，ジュピタ ー，クリス レイン 1110 (56)参考文献 特開 昭54−142411（ＪＰ，Ａ) 米国特許3719047（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F02K 1/16 F02C 9/50
Claims (27)
- 【請求項１】選択可能な値を有するガス流路可変構成要
素と、高温排気ガスを発生する燃焼器と、可変面積排気
ノズルとを有する航空機用エンジンの出力制御装置にお
いて、航空機パラメータ信号を入力する手段と、ガス流
路可変構成要素の値、排気ノズルの面積及び燃焼器の燃
料流量を示す信号を入力する手段と、前記パラメータ信
号を入力し、選択したエンジン出力レベルを示す信号に
応答して、前記燃焼器の燃料流量及び前記排気ノズル面
積を選択すると同時に前記ガス流路可変構成要素の値を
選択する信号を、前記構成要素に供給する制御手段とを
有し、 更に、前記ガス流路可変エンジン構成要素が、エンジン
・ファンを含み、該エンジン・ファンが、低圧タービン
によって駆動されるロータに取り付けられ、調節可能に
配置されるベーンを有することを特徴とする航空機用エ
ンジンの出力制御装置。 - 【請求項２】選択可能な値を有するガス流路可変構成要
素と、高温排気ガスを発生する燃焼器と、可変面積排気
ノズルとを有する航空機用エンジンの出力制御装置にお
いて、航空機パラメータ信号を入力する手段と、ガス流
路可変構成要素の値、排気ノズルの面積及び燃焼器の燃
料流量を示す信号を入力する手段と、前記パラメータ信
号を入力し、選択したエンジン出力レベルを示す信号に
応答して、前記燃焼器の燃料流量及び前記排気ノズル面
積を選択すると同時に前記ガス流路可変構成要素の値を
選択する信号を、前記構成要素に供給する制御手段とを
有し、 更に、前記ガス流路可変エンジン構成要素が、圧縮機を
含み、該圧縮機が、低圧タービンによって駆動されるロ
ータに取り付けられ、調節可能に配置されるベーンを有
することを特徴とする航空機用エンジンの出力制御装
置。 - 【請求項３】前記制御手段が、さらに、タイマーと、定
常状態のエンジン動作か過渡状態のエンジン動作かを識
別する手段から成り、前記制御手段が、選択したタイマ
ー時間内に第１及び第２のエンジン出力レベル信号が入
力された場合に、さらに、圧縮機タービンの回転速度を
維持する信号を供給することを特徴とする、請求項２項
記載の装置。 - 【請求項４】前記制御手段が、前記タイマー時間の終了
時に、前記エンジンを定常状態の動作まで回転させる信
号を供給することを特徴とする、請求項３項記載の装
置。 - 【請求項５】可変面積排気ノズルと、タービンによって
駆動するロータに固定された可変ベーンを有するファン
と、高圧タービンによって駆動するロータに固定された
可変ベーンを有する高圧圧縮機と、高温排気ガスを発生
させる燃焼器とを有する航空機用の２軸式ガスタービン
・エンジンの出力制御装置において、 ファンの可変ベーンの位置、高圧圧縮機の可変ベーンの
位置、排気ノズルの面積及び燃焼器の燃料流量を示す各
々のパラメータ信号を入力する手段と、 前記パラメータ信号を入力し、選択したエンジン出力レ
ベルを示す信号に応答して、ファン及び高圧圧縮機の回
転速度、燃焼器の燃料流量、及び前記排気ノズルの面積
を選択すると同時に、ファンの可変ベーンの位置及び高
圧圧縮機の可変ベーンの位置を選択する信号を供給する
制御手段とから成る、航空機用の２軸式ガスタービン・
エンジンの出力制御装置。 - 【請求項６】前記制御手段が、タイマーと、定常状態の
エンジン動作か過渡状態のエンジン作動かを識別する手
段とを含み、選択したタイマー時間内に第１及び第２の
エンジン出力レベル信号が入力された場合に、前記圧縮
機の回転速度を維持する信号を供給することを特徴とす
る、請求項５項記載の装置。 - 【請求項７】前記制御手段が、前記タイマー時間の終了
時に、前記エンジンを定常状態の動作まで回転させる信
号を供給することを特徴とする、請求項６項記載の装
置。 - 【請求項８】選択値を有するガス流路可変構成要素と、
高温排気ガスを発生する燃焼器とを有する、航空機用エ
ンジンの出力制御装置において、 航空機パラメータ信号を入力する手段と、 前記ガス流路可変構成要素の値を示す信号と前記燃焼器
の燃料流量を示す信号を入力する手段と、 前記パラメータ信号を入力して、選択したエンジン出力
レベルを示す信号に応答して、前記燃焼器の燃料流量を
選択すると同時に、前記ガス流路可変構成要素の値を選
択する信号を、前記構成要素に供給する制御手段とを有
し、 更に、前記ガス流路可変エンジン構成要素が、エンジン
・ファンを含み、該エンジン・ファンが、低圧タービン
によって駆動されるロータに取り付けられ、調節可能に
配置されるベーンを有することを特徴とする航空機用エ
ンジンの出力制御装置。 - 【請求項９】迅速な加速及び減速動作モード中に、航空
機推進用ガスタービン・エンジンを制御する装置におい
て、 前記ガスタービン・エンジンは、高圧圧縮機と該高圧圧
縮機を駆動する第１のタービンから成る第１の軸と、低
圧圧縮機と該低圧圧縮機を駆動する第２のタービンから
成るとともに前記第１の軸に空力的に連結された第２の
軸と、前記エンジンへの燃料の流量を調節する燃料流量
調節手段と、前記高圧圧縮機への空気流量を調節する可
変ベーンと、前記エンジンを制御して、所定の高圧圧縮
機の定常状態動作曲線上を、前記第１の軸と第２の軸の
回転速度が所定の関係にあるように動作させる手段と、
出力レバーとから成り、 前記制御装置は、前記出力レバーの位置に応答して、推
力値を設定し、前記エンジンが、迅速に加速及び減速す
るように調節する手段と、 エンジン及び航空機の動作変数に応答して、所望の低圧
圧縮機の修正回転速度（N1）を要求する第１の信号を発
生する追加の制御手段と、 前記第１の信号と予め選択した高圧圧縮機の固定修正回
転速度に応答して、前記可変ベーンからの所望の空気流
量を発生させる手段と、 前記出力レバーに応答して、定数N2を選択する手段と、
比例積分制御装置を含むとともに前記選択された定数N2
とN2測定値の差に応答して、前記出力レバーによって設
定された前記推力値まで、前記エンジンを加速又は減速
するために、前記可変ベーンを調節する手段と、 タイマー時間に応答して、前記所望の低圧圧縮機の修正
回転速度の関数として、前記燃料流量調節手段と前記可
変ベーンの両方を調節し、前記エンジンが前記高圧圧縮
機の定常状態動作曲線上を動作するように戻す手段とか
ら成ることを特徴とする、ガスタービン・エンジンの制
御装置。 - 【請求項１０】前記制御装置が、N2測定値に応答して、
前記可変ベーンの開いた位置及び閉じた位置を制限する
ことによって、前記可変ベーンを流れる空気流量を最大
値及び最小値にする手段を含むことを特徴とする、請求
項９項記載の装置。 - 【請求項１１】前記追加の制御手段のための前記エンジ
ン及び航空機の動作変数が、航空機のマッハ数、及び前
記高圧圧縮機入口の全圧力を含むことを特徴とする、請
求項10項記載の装置。 - 【請求項１２】前記エンジンの動作変数が、前記高圧圧
縮機入口の全温度を含むことを特徴とする、請求項11項
記載の装置。 - 【請求項１３】航空機の姿勢とマッハ数、及び前記高圧
圧縮機入口で測定された全圧力及び全温度に応答して、
前記可変ベーンの動程の割合を制限する手段を含むこと
を特徴とする、請求項12項記載の装置。 - 【請求項１４】前記エンジンが燃焼器を含み、前記タイ
マー信号に応答して燃料流量を調節する前記手段が、前
記要求された低圧圧縮機の修正回転速度N1とN1測定値の
関数に応答して、第２の信号（Wf/PB）を発生する手段
と、Wf/PBの被乗数と前記燃焼器の測定圧力に応答し
て、前記燃料流量調節手段を制御する手段とを含むこと
を特徴とする、請求項13項記載の装置。 - 【請求項１５】前記タイマー信号が、航空機の姿勢及び
マッハ数の関数として、修正されることを特徴とする、
請求項10項記載の装置。 - 【請求項１６】高圧圧縮機とタービンの組み合わせとフ
ァン／低圧圧縮機とタービンの組み合わせとから成り互
いに空力的に連結された一対の軸と、前記タービンを駆
動するために燃料及び空気を燃焼させる燃焼器と、前記
燃焼器への燃料の流量を調節する燃料流量調節手段と、
前記ファン／低圧圧縮器への空気流量を調節する可変面
積ベーンと、出力レバーとを有する、航空機推進用のガ
スタービン・エンジンの制御装置において、 低圧圧縮機の定常状態動作ライン上で動作するように制
御する手段と、 前記出力レバーの位置に応答し、予め選択した低圧圧縮
機の回転速度パラメータに応答して、迅速な加速及び減
速を調節し、前記可変ベーンと前記燃料流量手段を制御
する手段と、 多数のエンジン及び航空機の変数に応答して、N1要求信
号を発生させる第１の手段と、 出力レバーの位置と、N1測定値と、比例積分制御装置を
含むN1測定値に応答して、前記可変ベーンを調節して、
一定の低圧圧縮機の回転速度に沿って、前記出力レバー
の位置によって選択された目標値まで、前記エンジンを
加速又は減速する手段と、 前記予め選択した低圧圧縮機の回転速度パラメータに応
答して、前記燃料調節手段と前記可変ベーンを制御し
て、前記エンジンを、前記低圧圧縮機の定常状態動作曲
線上で動作させるように戻す追加の制御手段と、 前記追加の制御手段を、予め設定した時間に到達するま
で、駆動するタイマ手段とから成る、ガスタービン・エ
ンジンの制御装置。 - 【請求項１７】前記低圧圧縮機回転速度パラメータが、
出力レバーの位置とエンジン動作変数の関数であること
を特徴とする、請求項16項記載の装置。 - 【請求項１８】前記エンジン動作変数が、前記ファン／
低圧圧縮機入口で測定された全圧力であることを特徴と
する、請求項17項記載の装置。 - 【請求項１９】前記エンジン動作変数が、前記ファン／
低圧圧縮機入口で測定された全温度であることを特徴と
する、請求項17項記載の装置。 - 【請求項２０】前記低圧圧縮機の回転速度パラメータ
が、航空機動作変数の関数であることを特徴とする、請
求項17項記載の装置。 - 【請求項２１】前記航空機動作変数が、マッハ数である
ことを特徴とする、請求項20項記載の装置。 - 【請求項２２】前記航空機動作変数が、姿勢であること
を特徴とする、請求項21項記載の装置。 - 【請求項２３】前記低圧圧縮機の回転速度パラメータ
が、航空機のマッハ数及び姿勢、前記ファン／低圧圧縮
機入口で測定されたエンジンの全圧力及び全温度、及び
パイロットレバーの位置の関数であることを特徴とす
る、請求項16項記載の装置。 - 【請求項２４】前記予め設定した時間が、航空機の姿勢
及びマッハ数の関数として変化することを特徴とする、
請求項23項記載の装置。 - 【請求項２５】測定された低圧圧縮機の回転速度に応答
して、前記可変ベーンの最小及び最大位置を制限する手
段を含むことを特徴とする、請求項24項記載の装置。 - 【請求項２６】前記燃料流量調節手段のための制御装置
が、N1要求値及び高圧圧縮機回転速度の測定値の関数に
応答して、Wf/PB信号を発生し、前記Wf/PB信号と燃焼器
圧力の測定値を掛け合わせて、Wf信号を発生し、前記燃
料調節手段を制御することを特徴とする、請求項25項記
載の装置。 - 【請求項２７】選択値を有するガス流路可変構成要素
と、高温排気ガスを発生する燃焼器とを有する、航空機
用エンジンの出力制御装置において、 航空機パラメータ信号を入力する手段と、 前記ガス流路可変構成要素の値を示す信号と前記燃焼器
の燃料流量を示す信号を入力する手段と、 前記パラメータ信号を入力して、選択したエンジン出力
レベルを示す信号に応答して、前記燃焼器の燃料流量を
選択すると同時に、前記ガス流路可変構成要素の値を選
択する信号を、前記構成要素に供給する制御手段とを有
し、 更に、前記ガス流路可変エンジン構成要素が、圧縮機を
含み、該圧縮機が、低圧タービンによって駆動されるロ
ータに取り付けられ、調節可能に配置されるベーンを有
することを特徴とする航空機用エンジンの出力制御装
置。
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