JP2997319B2 - 圧縮機の非対称エアフローを用いたストール及びサージ制御 - Google Patents
圧縮機の非対称エアフローを用いたストール及びサージ制御Info
- Publication number
- JP2997319B2 JP2997319B2 JP8535189A JP53518996A JP2997319B2 JP 2997319 B2 JP2997319 B2 JP 2997319B2 JP 8535189 A JP8535189 A JP 8535189A JP 53518996 A JP53518996 A JP 53518996A JP 2997319 B2 JP2997319 B2 JP 2997319B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- value
- flow
- processing
- compressor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/001—Testing thereof; Determination or simulation of flow characteristics; Stall or surge detection, e.g. condition monitoring
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
-
- 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
- F05D2270/10—Purpose of the control system to cope with, or avoid, compressor flow instabilities
- F05D2270/101—Compressor surge or stall
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、圧縮機のストールやサージの検出技術及び
動的制御即ちダイナミックな制御技術に関し、例えばガ
スタービンエンジンにおけるこのような検出及び制御技
術に関する。
動的制御即ちダイナミックな制御技術に関し、例えばガ
スタービンエンジンにおけるこのような検出及び制御技
術に関する。
従来の技術 正常かつ安定したフロー条件の下で運転される動的圧
縮機では、圧縮機内のフローは、実質的に環状方向の領
域即ち環帯で均一、つまり、軸対称である。また、環帯
平均流量は、安定している。しかし、質量流量に対する
圧縮機の圧力上昇の相関図（定速パフォーマンスマッ
プ）におけるピーク圧力上昇に非常に近い領域で圧縮機
が運転されると、圧縮機の圧力変動すなわち摂動によっ
て、定速パフォーマンスマップにおいて流体学的に不安
定となる領域に入るおそれがある。この不安定な領域
は、旋回失速即ちストール及び／又はサージとして知ら
れている。圧縮機のパフォーマンスマップ上では、サー
ジ／失速線としてこの領域の境界が示されている。これ
らの不安定要素は、圧縮機の性能を低下させ、永久的な
損傷につながる可能性があるため、回避する必要があ
る。
縮機では、圧縮機内のフローは、実質的に環状方向の領
域即ち環帯で均一、つまり、軸対称である。また、環帯
平均流量は、安定している。しかし、質量流量に対する
圧縮機の圧力上昇の相関図（定速パフォーマンスマッ
プ）におけるピーク圧力上昇に非常に近い領域で圧縮機
が運転されると、圧縮機の圧力変動すなわち摂動によっ
て、定速パフォーマンスマップにおいて流体学的に不安
定となる領域に入るおそれがある。この不安定な領域
は、旋回失速即ちストール及び／又はサージとして知ら
れている。圧縮機のパフォーマンスマップ上では、サー
ジ／失速線としてこの領域の境界が示されている。これ
らの不安定要素は、圧縮機の性能を低下させ、永久的な
損傷につながる可能性があるため、回避する必要があ
る。
旋回サージは、二次元現象として捉えることができ
る。旋回サージは、流路の環帯周囲を回転して、圧縮機
を流通する流れを減少させ、あるいは逆行させたりする
局在領域を結果として生じさせる。この領域は、失速セ
ルと呼ばれ、通常、圧縮機を通って軸方向に伸びる。旋
回失速は、圧縮機からの排出量の減少（環帯の平均昇圧
及び平均流体質量によって計測した場合）につながる。
更に、失速セルは、環帯を回転しながら圧縮機ブレード
に負荷を与えたり、負荷を取り除いたりするため、疲労
破壊を引き起こすおそれがある。
る。旋回サージは、流路の環帯周囲を回転して、圧縮機
を流通する流れを減少させ、あるいは逆行させたりする
局在領域を結果として生じさせる。この領域は、失速セ
ルと呼ばれ、通常、圧縮機を通って軸方向に伸びる。旋
回失速は、圧縮機からの排出量の減少（環帯の平均昇圧
及び平均流体質量によって計測した場合）につながる。
更に、失速セルは、環帯を回転しながら圧縮機ブレード
に負荷を与えたり、負荷を取り除いたりするため、疲労
破壊を引き起こすおそれがある。
一方、サージは、圧縮機を通る環帯平均流量内の振動
を特徴とする一次元現象である。苛酷なサージの条件下
では、圧縮機内で流れの逆行が起こる可能性がある。両
タイプの不安定要素を回避することが必要であり、特に
航空機においてこのことは重要である。
を特徴とする一次元現象である。苛酷なサージの条件下
では、圧縮機内で流れの逆行が起こる可能性がある。両
タイプの不安定要素を回避することが必要であり、特に
航空機においてこのことは重要である。
実際の装置では、運転時の昇圧が最大昇圧に近ければ
近いほど、与えられた摂動のレベルに絶えられずに、旋
回失速及びサージの領域に入ってしまう可能性が高くな
る。旋回失速が起こると、高昇圧で効率的な軸対称の運
転状態から、低減昇圧で非効率的な非軸対称の運転状態
への突然の変化（ロータの１〜３回転以内）が起こる。
圧縮機の運転を軸対称に戻す、即ち旋回失速領域を除く
には、圧縮機性能グラフ上の操作線を実際失速が起こっ
たところより低くすることが必要である。実際の装置で
は、失速を回避するか、または失速状態から回復するに
は、圧縮機の運転を一旦停止して、再始動することが必
要となる場合がある。このことは、失速ヒステリシスと
呼ばれる。
近いほど、与えられた摂動のレベルに絶えられずに、旋
回失速及びサージの領域に入ってしまう可能性が高くな
る。旋回失速が起こると、高昇圧で効率的な軸対称の運
転状態から、低減昇圧で非効率的な非軸対称の運転状態
への突然の変化（ロータの１〜３回転以内）が起こる。
圧縮機の運転を軸対称に戻す、即ち旋回失速領域を除く
には、圧縮機性能グラフ上の操作線を実際失速が起こっ
たところより低くすることが必要である。実際の装置で
は、失速を回避するか、または失速状態から回復するに
は、圧縮機の運転を一旦停止して、再始動することが必
要となる場合がある。このことは、失速ヒステリシスと
呼ばれる。
圧縮機は、潜在的な不安定性を有するために、通常失
速マージンを設けて運転される。失速マージンは、その
時点での流量においての、最大昇圧即ち失速時の昇圧
と、圧縮機の動作ライン上における圧力と、比率の尺度
である。理論上は、失速マージンが大きくなるほど、大
きな摂動に対しても圧縮機システムが失速及びサージを
起こさずに耐えることができるようになる。従って、失
速及びサージを引き起こすと予想される摂動が生じるよ
うな条件下での運転を避けるために、十分な失速マージ
ンを組込むことが設計目標である。航空機の動力となる
ガスタービンエンジンでは、15％から30％の失速マージ
ンが一般的である。最大昇圧よりも低い昇圧で圧縮機を
運転すると、運転効率及び性能は低減されるため、失速
マージンを増加すると圧縮機性能は低減し、圧縮機性能
を向上させると失速マージンは減少する。
速マージンを設けて運転される。失速マージンは、その
時点での流量においての、最大昇圧即ち失速時の昇圧
と、圧縮機の動作ライン上における圧力と、比率の尺度
である。理論上は、失速マージンが大きくなるほど、大
きな摂動に対しても圧縮機システムが失速及びサージを
起こさずに耐えることができるようになる。従って、失
速及びサージを引き起こすと予想される摂動が生じるよ
うな条件下での運転を避けるために、十分な失速マージ
ンを組込むことが設計目標である。航空機の動力となる
ガスタービンエンジンでは、15％から30％の失速マージ
ンが一般的である。最大昇圧よりも低い昇圧で圧縮機を
運転すると、運転効率及び性能は低減されるため、失速
マージンを増加すると圧縮機性能は低減し、圧縮機性能
を向上させると失速マージンは減少する。
発明の開示 本発明は、圧縮機のストール及びサージを制御するこ
とを目的とする。
とを目的とする。
本発明によれば、周方向のフローの非対称レベルの変
動が、流入（環状領域での）入口平均フローの変動タイ
ムレート、即ち時間に対する変動率から測定されて圧縮
機のブリードフローが制御され、これにより圧縮機の総
フロー量が調整される。
動が、流入（環状領域での）入口平均フローの変動タイ
ムレート、即ち時間に対する変動率から測定されて圧縮
機のブリードフローが制御され、これにより圧縮機の総
フロー量が調整される。
本発明によれば、周方向における空間パターンまたは
その他の圧縮機フローにおける非対称性の尺度が、複数
の圧縮機流入口センサから決定され、そのパターンは、
フロー特性における非対称性のレベルを表す第一のター
ム、即ち非対称性レベルを多項式で表した場合における
第１項へと変形される。また、この第１項は、平均圧縮
機フローにおける時間変化率を表す第２項に加算され
る。
その他の圧縮機フローにおける非対称性の尺度が、複数
の圧縮機流入口センサから決定され、そのパターンは、
フロー特性における非対称性のレベルを表す第一のター
ム、即ち非対称性レベルを多項式で表した場合における
第１項へと変形される。また、この第１項は、平均圧縮
機フローにおける時間変化率を表す第２項に加算され
る。
本発明の一形態によれば、第１項は、第一空間フーリ
エ係数|SFC1|に比例しており、この係数は、周方向のガ
スフロー特性における非対称性のレベルを表す。
エ係数|SFC1|に比例しており、この係数は、周方向のガ
スフロー特性における非対称性のレベルを表す。
本発明の他の形態によれば、第１項は、第一空間フー
リエ係数|SFC1|の二乗に比例する。第２項は、圧縮機の
総フロー量の時間変化率に比例する。この時間変化率
は、例えば、圧縮機のフロー通路に設けられた圧力セン
サによって測定される。これら二つの信号（ターム）
は、適当な係数をかけて加算され、ブリード制御信号Ac
onが生成される。このブリード制御信号は、Aconを領
域、αを|SFC1|2、δを環状平均質量流量の時間変化率
として、Acon＝k1α＋k2δとして表される。
リエ係数|SFC1|の二乗に比例する。第２項は、圧縮機の
総フロー量の時間変化率に比例する。この時間変化率
は、例えば、圧縮機のフロー通路に設けられた圧力セン
サによって測定される。これら二つの信号（ターム）
は、適当な係数をかけて加算され、ブリード制御信号Ac
onが生成される。このブリード制御信号は、Aconを領
域、αを|SFC1|2、δを環状平均質量流量の時間変化率
として、Acon＝k1α＋k2δとして表される。
本発明の他の形態によれば、二つの項の和に対して積
分がなされる。この積分は、非対称性の瞬間レベルと圧
縮機の最大所望レベルとの間の差の一時的積分を表す。
分がなされる。この積分は、非対称性の瞬間レベルと圧
縮機の最大所望レベルとの間の差の一時的積分を表す。
本発明の他の形態によれば、積分項の大きさは、二つ
の限界値（最大／最小）の間に制限される。
の限界値（最大／最小）の間に制限される。
本発明のある実施形態における特徴は、直接的なフロ
ー測定に代えて、圧力センサのアレイを用いてフロー通
路内のフロー特性を検出することである。フローを直接
測定するデバイスは、通常圧力測定デバイスよりも信頼
性が低く、また、全世界的な用途で用いることは非常に
困難である。圧力センサは、苛酷な環境で動作する制御
システムにも、より容易に用いることができる。
ー測定に代えて、圧力センサのアレイを用いてフロー通
路内のフロー特性を検出することである。フローを直接
測定するデバイスは、通常圧力測定デバイスよりも信頼
性が低く、また、全世界的な用途で用いることは非常に
困難である。圧力センサは、苛酷な環境で動作する制御
システムにも、より容易に用いることができる。
本発明に係るストール及びサージコントローラは、回
転ストール及び／又はサージのおそれがある圧縮機を有
するどのような圧縮（ポンプ）システムにも用いること
ができる。その例として、ガスタービンエンジン、空調
システムや冷凍システム等の冷却システム等が挙げられ
る。本発明は、種々のタイプの圧縮機に用いることがで
き、軸流圧縮機、工業用ファン、遠心圧縮機、遠心冷却
器、ブロワー等に用いることができる。
転ストール及び／又はサージのおそれがある圧縮機を有
するどのような圧縮（ポンプ）システムにも用いること
ができる。その例として、ガスタービンエンジン、空調
システムや冷凍システム等の冷却システム等が挙げられ
る。本発明は、種々のタイプの圧縮機に用いることがで
き、軸流圧縮機、工業用ファン、遠心圧縮機、遠心冷却
器、ブロワー等に用いることができる。
本発明の他の特徴は、ブリードシステムが非対称性フ
ロー特性、環状平均フローの時間変化率を表す特性、の
いずれにも応答することができる点である。したがっ
て、これらの回転ストール及びサージ減少の特性を、コ
ントローラへの入力として結合することができる。
ロー特性、環状平均フローの時間変化率を表す特性、の
いずれにも応答することができる点である。したがっ
て、これらの回転ストール及びサージ減少の特性を、コ
ントローラへの入力として結合することができる。
本発明の上記目的や、その他の目的、利点、特徴は、
以下の例示的な詳細な説明、添付図面を参照すると一層
明瞭となる。
以下の例示的な詳細な説明、添付図面を参照すると一層
明瞭となる。
図面の簡単な説明 図１は、本発明に係るストール制御システムを用いた
モータ駆動ダイナミック圧縮機の機能ブロック図であ
る。
モータ駆動ダイナミック圧縮機の機能ブロック図であ
る。
図2A,Bは、正常時及びストール状態における軸流圧縮
機の軸方向速度の周方向変動を示すグラフである。
機の軸方向速度の周方向変動を示すグラフである。
図3Aは、回転ストール時における、圧縮機流入口周方
向位置に対するガス静圧を表すグラフである。
向位置に対するガス静圧を表すグラフである。
図3B,Cは、空間フーリエ係数の算出に用いられ、図3A
に示される概略空間分布を表す第１調和波形及び第２調
和波形のグラフである。
に示される概略空間分布を表す第１調和波形及び第２調
和波形のグラフである。
図４は、圧縮機の流入口や環状領域における、相異な
る８つの位置における回転ストールの成長時における、
圧縮機の回転数に対する周方向位置を示す、静圧オフセ
ットのグラフである。
る８つの位置における回転ストールの成長時における、
圧縮機の回転数に対する周方向位置を示す、静圧オフセ
ットのグラフである。
図５は、ストール制御システムのない圧縮機における
フロー制限に対する関数として、圧力非対称性（第１フ
ーリエ係数の値により示される）のレベルを示すグラフ
である。
フロー制限に対する関数として、圧力非対称性（第１フ
ーリエ係数の値により示される）のレベルを示すグラフ
である。
図６は、図５で用いられるのと同様で、かつ、圧縮機
のフローを|SFC1|2と圧縮機フローの環状平均時間変化
率との関数として流出させる圧縮機におけるグラフであ
る。
のフローを|SFC1|2と圧縮機フローの環状平均時間変化
率との関数として流出させる圧縮機におけるグラフであ
る。
図７は、図６で用いられるのと同様で、かつ、圧縮機
のフローを、|SFC1|2、物質流量の時間変化率、|SFC1|
の設定値と実際の値との差、との関数として流出させる
圧縮機におけるグラフである。
のフローを、|SFC1|2、物質流量の時間変化率、|SFC1|
の設定値と実際の値との差、との関数として流出させる
圧縮機におけるグラフである。
図８は、本発明に係るストール／サージ制御システム
を有する高バイパスガスタービンエンジンの機能ブロッ
ク図である。
を有する高バイパスガスタービンエンジンの機能ブロッ
ク図である。
図９は、圧縮機の前段のエンジン吸入口での複数の静
圧センサを示した、図８の９−９断面図である。
圧センサを示した、図８の９−９断面図である。
図10は、本発明の一実施形態に係る変換関数である。
図11A,B,Cは、圧縮機が軸対象フローから完全に成長
した回転ストールへと変換する際における、第１〜第３
空間フーリエ係数の大きさを、時間（圧縮機の回転とし
て測定）の関数として示したグラフである。
した回転ストールへと変換する際における、第１〜第３
空間フーリエ係数の大きさを、時間（圧縮機の回転とし
て測定）の関数として示したグラフである。
発明の最適実施形態 図１に、絞り弁10からの吐出フローの変動が可能であ
る、簡素なテストシステムを示す。特に、このシステム
は、ガスタービンエンジンに類似した圧縮システムダイ
ナミクスを有する。プリナム12は、モータ20によって回
転される軸方向圧縮ブレード16からの圧縮されたフロー
を受ける。サーボ制御ブリードバルブ24もまたプリナム
12からのフローを許容するが、そのフロー領域は、位置
制御信号Aconを指令する信号処理装置26により制御され
ている。信号処理装置26は、一以上の総圧力センサ28及
び／又は静圧センサ29からの複数の圧力信号を受ける。
この点は以下に記述する。
る、簡素なテストシステムを示す。特に、このシステム
は、ガスタービンエンジンに類似した圧縮システムダイ
ナミクスを有する。プリナム12は、モータ20によって回
転される軸方向圧縮ブレード16からの圧縮されたフロー
を受ける。サーボ制御ブリードバルブ24もまたプリナム
12からのフローを許容するが、そのフロー領域は、位置
制御信号Aconを指令する信号処理装置26により制御され
ている。信号処理装置26は、一以上の総圧力センサ28及
び／又は静圧センサ29からの複数の圧力信号を受ける。
この点は以下に記述する。
本発明によれば、信号処理装置26は、以下の制御式に
よって動作する。
よって動作する。
Acon＝K1α＋K2δ …（１） ここで、αは、フロー特性の非対称性の瞬間レベル、
δは、環状平均質量流量の時間変化率、K1,K2はゲイン
定数である。
δは、環状平均質量流量の時間変化率、K1,K2はゲイン
定数である。
従って、信号処理装置26は、ブリードバルブ24の制御
領域Aconを、ガスフローの瞬間的な非対称性と、環状平
均質量流量の時間変化率と、をそれぞれ反映した二つの
項の和として制御する。
領域Aconを、ガスフローの瞬間的な非対称性と、環状平
均質量流量の時間変化率と、をそれぞれ反映した二つの
項の和として制御する。
非対称性を表す関数は、種々の方法及び手段で決定す
ることが可能であり、そのほとんどの場合において、ガ
スフロー内に、フローの非対称性を示すガスフロー特性
の測定が可能であるセンサを周方向に複数配置すること
が必要である。場合によっては、システムに十分精通し
ているのであれば、一つのセンサによって非対称性レベ
ルを識別することも可能である。
ることが可能であり、そのほとんどの場合において、ガ
スフロー内に、フローの非対称性を示すガスフロー特性
の測定が可能であるセンサを周方向に複数配置すること
が必要である。場合によっては、システムに十分精通し
ているのであれば、一つのセンサによって非対称性レベ
ルを識別することも可能である。
図１に示されるように、本発明の一実施形態によれ
ば、圧縮機の流入口の周囲に配置された静圧センサ29の
アレイによって、αを決定することが可能である。静圧
センサの出力Sa1−Sanは、第一空間フーリエ係数即ちSF
C1の算出に用いられる。このSFC1は、フローの非対称性
の数学的表現である。この非対称性の他の表現は、例え
ば、空間的にセンサ入力を平均化して環状領域周辺のセ
ンサ出力の変動の空間二乗平均平方根値（root mean sq
uare:RMS）を測定することや、その他のフロー非対称性
の有用な数値化手法によって得ることができる。この実
施形態では、αをSFC12の大きさとしている。
ば、圧縮機の流入口の周囲に配置された静圧センサ29の
アレイによって、αを決定することが可能である。静圧
センサの出力Sa1−Sanは、第一空間フーリエ係数即ちSF
C1の算出に用いられる。このSFC1は、フローの非対称性
の数学的表現である。この非対称性の他の表現は、例え
ば、空間的にセンサ入力を平均化して環状領域周辺のセ
ンサ出力の変動の空間二乗平均平方根値（root mean sq
uare:RMS）を測定することや、その他のフロー非対称性
の有用な数値化手法によって得ることができる。この実
施形態では、αをSFC12の大きさとしている。
第２項は、環状平均物質流量の時間変化率、δに比例
する。図１に示される実施形態では、δは、圧力センサ
29からの複数の総圧力信号ST1−STNから、信号処理装置
26によって算出される。また、信号処理装置26は、環状
平均フローの時間変化率を算出する。特に、圧縮機の種
々のフロー特性が適切なものであれば、平均質量流量を
示す信号を得るために、プローブ（測定子）を用いるこ
ともできる。実際のセンサの配列や、圧縮機のガスフロ
ー特性の測定方法は、フロー測定における当業者により
用いられている種々の測定技術のいずれを用いてもよ
い。例えば、高音ワイヤアネモメータ即ち風速計、軸方
向に離間した静圧差分タップ（differential static pr
essure taps）等が挙げられる。
する。図１に示される実施形態では、δは、圧力センサ
29からの複数の総圧力信号ST1−STNから、信号処理装置
26によって算出される。また、信号処理装置26は、環状
平均フローの時間変化率を算出する。特に、圧縮機の種
々のフロー特性が適切なものであれば、平均質量流量を
示す信号を得るために、プローブ（測定子）を用いるこ
ともできる。実際のセンサの配列や、圧縮機のガスフロ
ー特性の測定方法は、フロー測定における当業者により
用いられている種々の測定技術のいずれを用いてもよ
い。例えば、高音ワイヤアネモメータ即ち風速計、軸方
向に離間した静圧差分タップ（differential static pr
essure taps）等が挙げられる。
信号処理装置26は、K1α,K2δのそれそれを加算し
て、Acon、即ち所望のブリードバルブ開放エリアを求め
る。ゲイン定数K1,K2は、周知の制御手法により、圧縮
機と制御信号との間の特定の物理的及び数学的関係に基
づいて選択される。特に、K1は常に正であるが、K2は負
の値ともなり得る。
て、Acon、即ち所望のブリードバルブ開放エリアを求め
る。ゲイン定数K1,K2は、周知の制御手法により、圧縮
機と制御信号との間の特定の物理的及び数学的関係に基
づいて選択される。特に、K1は常に正であるが、K2は負
の値ともなり得る。
通常の圧縮機動作の間、ガスフローの非対称性は比較
的小さく、環状平均質量フローは比較的一定であるの
で、α、δの双方ともに非常に小さく、従ってブリード
バルブの制御信号は、実質的にブリードバルブを閉鎖さ
せるものとなる。圧縮機が、ストール制御されていない
状態で、ストールラインを越えて動作すると、フローの
非対称性を表す値αは、動作限界レベルにまで上昇す
る。ストール制御信号処理装置26がある場合は、ブリー
ドバルブ24を開放するように指令し、圧縮機のガスフロ
ー総量を大きくし、圧縮機の動作性が実際に維持される
ようになる。
的小さく、環状平均質量フローは比較的一定であるの
で、α、δの双方ともに非常に小さく、従ってブリード
バルブの制御信号は、実質的にブリードバルブを閉鎖さ
せるものとなる。圧縮機が、ストール制御されていない
状態で、ストールラインを越えて動作すると、フローの
非対称性を表す値αは、動作限界レベルにまで上昇す
る。ストール制御信号処理装置26がある場合は、ブリー
ドバルブ24を開放するように指令し、圧縮機のガスフロ
ー総量を大きくし、圧縮機の動作性が実際に維持される
ようになる。
信号処理装置26は、また、環状平均物質流量における
摂動の増加を示す信号をも受ける。これらの摂動は、上
記のような制御式ではδで示され、ブリードバルブを開
放あるいは閉鎖させるようにし、これにより、圧縮機の
総フローを調整して圧縮機の安定性を維持する。
摂動の増加を示す信号をも受ける。これらの摂動は、上
記のような制御式ではδで示され、ブリードバルブを開
放あるいは閉鎖させるようにし、これにより、圧縮機の
総フローを調整して圧縮機の安定性を維持する。
上述した（１）式に示される制御式による、２成分を
用いての信号処理によるブリードバルブ動作の効果は、
図５、６に明瞭に示される。図５は、可変吐出口フロー
限流を行う装置における、上記制御を行わないときの圧
縮機システムにおける応答特性を示す。限流を行ってフ
ローが絞られ、圧縮機がストール状態に近づくにつれ
て、算出されるフロー非対称性即ちSFC1は、ライン34で
示される、０付近の正常動作レベルから、Ａにおけるス
トールの発生時での大きな値Ｃにまで急上昇している。
さらに、大きなヒステリシスが出現している。正常エン
ジン動作へと復帰するためには、このようなヒステリシ
スを抑制する必要がある。
用いての信号処理によるブリードバルブ動作の効果は、
図５、６に明瞭に示される。図５は、可変吐出口フロー
限流を行う装置における、上記制御を行わないときの圧
縮機システムにおける応答特性を示す。限流を行ってフ
ローが絞られ、圧縮機がストール状態に近づくにつれ
て、算出されるフロー非対称性即ちSFC1は、ライン34で
示される、０付近の正常動作レベルから、Ａにおけるス
トールの発生時での大きな値Ｃにまで急上昇している。
さらに、大きなヒステリシスが出現している。正常エン
ジン動作へと復帰するためには、このようなヒステリシ
スを抑制する必要がある。
図６に、上記例と同様の可変吐出口フロー限流を行う
装置において、上述した本発明の実施形態に係る上記信
号処理装置26を用いたブリードバルブ制御装置を備えた
ものにおける動作を示す。ストールがＡで発生した場
合、図５に示されるように、上記制御動作によって、上
述のヒステリシスが除去され、かつフローの非対称性も
非常に抑えられていることが示される。絞りを図６のＡ
で示される位置に開くことで、サージの発生後即座に、
あるいはサージを予測したうえで、正常のエンジン動作
に復帰することができる。ガスガービンエンジンでの実
際の軸流フロー圧縮機の動作では、上記２ターム制御式
によるブリード制御システムは、圧縮機セクションにお
ける最初のストールまたはサージパターンの出現及び成
長に迅速に応答して、ブリードバルブを開き、これによ
り、不安定性の成長を制御し、エンジンの動作を安定状
態に維持する。
装置において、上述した本発明の実施形態に係る上記信
号処理装置26を用いたブリードバルブ制御装置を備えた
ものにおける動作を示す。ストールがＡで発生した場
合、図５に示されるように、上記制御動作によって、上
述のヒステリシスが除去され、かつフローの非対称性も
非常に抑えられていることが示される。絞りを図６のＡ
で示される位置に開くことで、サージの発生後即座に、
あるいはサージを予測したうえで、正常のエンジン動作
に復帰することができる。ガスガービンエンジンでの実
際の軸流フロー圧縮機の動作では、上記２ターム制御式
によるブリード制御システムは、圧縮機セクションにお
ける最初のストールまたはサージパターンの出現及び成
長に迅速に応答して、ブリードバルブを開き、これによ
り、不安定性の成長を制御し、エンジンの動作を安定状
態に維持する。
また、上述した制御式で、第１項、第２項に加えて、
第３項を上記制御式に追加してもよく、この第３項は、
圧縮機の動作において非対称性フローが所定のしきい値
を超えた場合に、ブリードバルブ24を開く。この追加さ
れる積分項は、K3∫（αｋ−α１）dt|0 amaxとして示さ
れる。ただし、αｋはフローの非対称性における所定の
しきい値、α１は瞬間フロー非対称性、K3はゲイン定
数、amaxはブリードバルブ最大開放領域を示す。
第３項を上記制御式に追加してもよく、この第３項は、
圧縮機の動作において非対称性フローが所定のしきい値
を超えた場合に、ブリードバルブ24を開く。この追加さ
れる積分項は、K3∫（αｋ−α１）dt|0 amaxとして示さ
れる。ただし、αｋはフローの非対称性における所定の
しきい値、α１は瞬間フロー非対称性、K3はゲイン定
数、amaxはブリードバルブ最大開放領域を示す。
上述したように、追加された積分項は、最低値が０で
最大値がamaxとなる。従って、αがα１より大きい場
合、積分項の値が０未満となることはない。また、X1が
αk1よりも大きい場合、積分項はamaxよりも大きい値を
とることはない。本発明の実施形態では、周知の“アン
チ−ウインドアップ（anti−windup）”制御ロジックを
用いることで、上記制限がなされる。
最大値がamaxとなる。従って、αがα１より大きい場
合、積分項の値が０未満となることはない。また、X1が
αk1よりも大きい場合、積分項はamaxよりも大きい値を
とることはない。本発明の実施形態では、周知の“アン
チ−ウインドアップ（anti−windup）”制御ロジックを
用いることで、上記制限がなされる。
この第３の積分項は、少量のフロー非対称性が常に存
在することを示すものである。ここでの少量のフロー非
対称性は、常に存在するとともに、圧縮機が適切に動作
している状態で、ストール状態に近づいて行くにつれて
モノトースリー（monotosly）に増加していく。αｋと
α１との差を用いることで、この項は、所望の最小スト
ールマージンを示すように選択されたしきい値αｋより
も瞬間フロー非対称性が大きくなったときにのみ、補正
信号を与えるようになる。上述したように、フロー非対
称性は、種々の方法により測定可能であり、その一つが
上述したSFC1計算である。本実施形態で用いられてい
る、積分項をも用いた制御式を下記（２）式に示す。
在することを示すものである。ここでの少量のフロー非
対称性は、常に存在するとともに、圧縮機が適切に動作
している状態で、ストール状態に近づいて行くにつれて
モノトースリー（monotosly）に増加していく。αｋと
α１との差を用いることで、この項は、所望の最小スト
ールマージンを示すように選択されたしきい値αｋより
も瞬間フロー非対称性が大きくなったときにのみ、補正
信号を与えるようになる。上述したように、フロー非対
称性は、種々の方法により測定可能であり、その一つが
上述したSFC1計算である。本実施形態で用いられてい
る、積分項をも用いた制御式を下記（２）式に示す。
Acon＝K1α１＋K2δ＋K3∫（αｋ−α１）dt|0 amax…
（２） ただし、αは瞬間フロー非対称性、δは環状平均質量
流量の時間変化率、K1,K2,K3は、ゲイン定数、αｋは非
対称性に対する所定のしきい値、amaxはブリードバルブ
最大領域である。
（２） ただし、αは瞬間フロー非対称性、δは環状平均質量
流量の時間変化率、K1,K2,K3は、ゲイン定数、αｋは非
対称性に対する所定のしきい値、amaxはブリードバルブ
最大領域である。
動作時には、制御多項式におけるこれらの３つの項
は、たとえストールが生じる寸前であるというような極
端な条件下であっても、圧縮機内のストール及びサージ
の発生の減少に非常に効果がある。圧縮機における瞬間
フロー条件に対応する第１、２項と、ストールマージン
が減少された状態（即ち非対称レベルのしきい値より上
の状態）で圧縮機が作動している期間と、を組み合わせ
ることで、圧縮機は非対称性のしきい値レベルαｋ以下
の状態で動作するようになる。その結果、図７に示され
るように、圧縮機の動作性及び安定性が大きく向上す
る。従って、ストールマージンレベルは、コントローラ
によって最小となるようにされる。このコントローラ
は、制御不能なストールラインを超えての動作を禁止す
るので、本発明の実施形態にかかるコントローラは、上
述した２つの項を用いた制御に比較すると、アクチュエ
ータ動作帯への要求（actuator bandwith requirement
s）が非常に小さくなって、圧縮機の動作性が大きく向
上している。
は、たとえストールが生じる寸前であるというような極
端な条件下であっても、圧縮機内のストール及びサージ
の発生の減少に非常に効果がある。圧縮機における瞬間
フロー条件に対応する第１、２項と、ストールマージン
が減少された状態（即ち非対称レベルのしきい値より上
の状態）で圧縮機が作動している期間と、を組み合わせ
ることで、圧縮機は非対称性のしきい値レベルαｋ以下
の状態で動作するようになる。その結果、図７に示され
るように、圧縮機の動作性及び安定性が大きく向上す
る。従って、ストールマージンレベルは、コントローラ
によって最小となるようにされる。このコントローラ
は、制御不能なストールラインを超えての動作を禁止す
るので、本発明の実施形態にかかるコントローラは、上
述した２つの項を用いた制御に比較すると、アクチュエ
ータ動作帯への要求（actuator bandwith requirement
s）が非常に小さくなって、圧縮機の動作性が大きく向
上している。
図７に示されるように、３つの項を用いたコントロー
ラでは、ライン36に示されるように、吐出フロー制限や
擾乱のレベルにかかわらず、非対称性のレベルが特定の
レベルαｋを超えることはない。本発明における、この
３つの項を有する制御式に基づいたコントローラを用い
ると、理論的には、図１の試験システムにおいては、実
質上ストールが生じることはない。
ラでは、ライン36に示されるように、吐出フロー制限や
擾乱のレベルにかかわらず、非対称性のレベルが特定の
レベルαｋを超えることはない。本発明における、この
３つの項を有する制御式に基づいたコントローラを用い
ると、理論的には、図１の試験システムにおいては、実
質上ストールが生じることはない。
図2A,Bに、軸流圧縮機の流入口における二つの状態を
示す。なお、各図では、圧縮機をディスク30として概略
的に示した。図2Aは、軸方向のフロー内に、パフォーマ
ンスをあまり低くすることのない、非対称性が少量存在
する状態を示す。
示す。なお、各図では、圧縮機をディスク30として概略
的に示した。図2Aは、軸方向のフロー内に、パフォーマ
ンスをあまり低くすることのない、非対称性が少量存在
する状態を示す。
図2Bに、同じ圧縮機において、パフォーマンスを低下
させる回転ストールが存在する状態を示す。回転ストー
ルは、ストールに関連するものであり、瞬時的に表す
と、図3Aのようになる。このパターンは、軸を中心に回
転し、空間的に繰り返される、一様ではない圧力パター
ンを生成する。図４には、静圧センサ29のための、周方
向に異なる８つの位置からの静圧における非定常成分を
示す。この図は、圧縮機の−４〜＋６の回転における回
転ストールを示し、通常の回転ストールの発生時におけ
る周方向の位置を示すように、それぞれオフセットされ
ている。特に、各ライン32の周期特性において、各周方
向位置において記録された圧力の位相差に沿って、回転
パターンが示されている。さらに、ロータが数回転する
までに、圧縮機の状態は、非対称フローから完全に成長
したストールへと遷移した。
させる回転ストールが存在する状態を示す。回転ストー
ルは、ストールに関連するものであり、瞬時的に表す
と、図3Aのようになる。このパターンは、軸を中心に回
転し、空間的に繰り返される、一様ではない圧力パター
ンを生成する。図４には、静圧センサ29のための、周方
向に異なる８つの位置からの静圧における非定常成分を
示す。この図は、圧縮機の−４〜＋６の回転における回
転ストールを示し、通常の回転ストールの発生時におけ
る周方向の位置を示すように、それぞれオフセットされ
ている。特に、各ライン32の周期特性において、各周方
向位置において記録された圧力の位相差に沿って、回転
パターンが示されている。さらに、ロータが数回転する
までに、圧縮機の状態は、非対称フローから完全に成長
したストールへと遷移した。
図１のシステムでは、システムが回転ストール状態に
近づくように、制限バルブ10を閉じてもよい。図3Aは、
回転ストール時におけるｎ静圧センサ29からの環状領域
周囲の静圧のマップを示す。この空間パターンは、いく
つかのフーリエ係数に解くことが可能であり、これによ
り、ｎ調和波形のサインθ、コサインθのパターンに関
連する成分の振幅が特定される。周期パターンであれ
ば、いずれも容易にそのフーリエ成分に解くことができ
ることは周知である。図3B,Cに、第１及び第２フーリエ
空間調和成分に関連する波形を示す。
近づくように、制限バルブ10を閉じてもよい。図3Aは、
回転ストール時におけるｎ静圧センサ29からの環状領域
周囲の静圧のマップを示す。この空間パターンは、いく
つかのフーリエ係数に解くことが可能であり、これによ
り、ｎ調和波形のサインθ、コサインθのパターンに関
連する成分の振幅が特定される。周期パターンであれ
ば、いずれも容易にそのフーリエ成分に解くことができ
ることは周知である。図3B,Cに、第１及び第２フーリエ
空間調和成分に関連する波形を示す。
図11A−Ｃに、回転ストールへの典型的な遷移状態に
おける第１、第２、第３調和成分（SFC1,SFC2,SFC3）の
値を示す。本発明の好適実施形態では、第１調和成分の
値の二乗が用いられており、図11Aに示されるように、
制御がなされない場合には、|SFC1|の値は、圧縮機が数
回転するとその最大値に達することが示される。上述し
た本発明のどの実施形態においても、図11Aの信号の値
に応答するようになっているので、ストールコントロー
ラがある場合には、非対称性の値は、常に実質的に低い
レベルにあり、ヒューリスティックな意味から、即ち発
見的な見地においては、パフォーマンスを低下させる回
転ストールは出現することはない。何故なら、ストール
セルが成長するに十分に回転するまでには、コントロー
ラが作動して、フロー擾乱を抑えるに十分なまでにブリ
ードバルブを開くからである。
おける第１、第２、第３調和成分（SFC1,SFC2,SFC3）の
値を示す。本発明の好適実施形態では、第１調和成分の
値の二乗が用いられており、図11Aに示されるように、
制御がなされない場合には、|SFC1|の値は、圧縮機が数
回転するとその最大値に達することが示される。上述し
た本発明のどの実施形態においても、図11Aの信号の値
に応答するようになっているので、ストールコントロー
ラがある場合には、非対称性の値は、常に実質的に低い
レベルにあり、ヒューリスティックな意味から、即ち発
見的な見地においては、パフォーマンスを低下させる回
転ストールは出現することはない。何故なら、ストール
セルが成長するに十分に回転するまでには、コントロー
ラが作動して、フロー擾乱を抑えるに十分なまでにブリ
ードバルブを開くからである。
図８に、本発明を適用することが可能な、現在の高バ
イパスガスタービンエアロエンジン40を示す。このエン
ジンは、通常、デジタルコントローラ（Full Authority
Digital Electronic Control:FADEC）42によって制御
される。このFADECは、エンジンへの燃料フロー量を、
パワーレバーアドバンス（Power Lever Advance:PLA）
及びその他のエンジン動作条件、例えばN1、ファン44の
速度、及び圧縮機速度N2等、の関数として制御する。吸
入口温度や外気圧等のその他のパラメータを用いて燃料
フローを調整することも可能である。エンジンは、圧縮
機ブリードバルブ48を有する。互いに異なる圧縮機段に
おいてこれらのバルブを設けることも可能である。これ
らのバルブは、多くの目的で用いられている。
イパスガスタービンエアロエンジン40を示す。このエン
ジンは、通常、デジタルコントローラ（Full Authority
Digital Electronic Control:FADEC）42によって制御
される。このFADECは、エンジンへの燃料フロー量を、
パワーレバーアドバンス（Power Lever Advance:PLA）
及びその他のエンジン動作条件、例えばN1、ファン44の
速度、及び圧縮機速度N2等、の関数として制御する。吸
入口温度や外気圧等のその他のパラメータを用いて燃料
フローを調整することも可能である。エンジンは、圧縮
機ブリードバルブ48を有する。互いに異なる圧縮機段に
おいてこれらのバルブを設けることも可能である。これ
らのバルブは、多くの目的で用いられている。
この例では、エンジンは、複数の静圧センサ50を、高
圧圧縮機の直前で、互いに軸方向に離間した二つの位置
に設けている。図９に、これらのセンサのとりうるレイ
アウトを示す。この図では、上流側静圧センサを52で示
し、下流側静圧センサを53で示す。圧縮機ブレード（ロ
ータブレードを一つだけ示している）は、54で示され、
これらはディスク56に設けられている。センサ28、29
は、信号処理装置（SP）49に信号Sa1−San、Sb1−Sbnを
送る。信号処理装置49は、サーボ制御ブリードバルブ48
を制御するためのブリード制御領域信号Aconを生成す
る。上記信号処理装置は、コンピュータ、メモリ、入出
力デバイスを有して、図10に示される、以下に説明する
制御ステップを実行する。
圧圧縮機の直前で、互いに軸方向に離間した二つの位置
に設けている。図９に、これらのセンサのとりうるレイ
アウトを示す。この図では、上流側静圧センサを52で示
し、下流側静圧センサを53で示す。圧縮機ブレード（ロ
ータブレードを一つだけ示している）は、54で示され、
これらはディスク56に設けられている。センサ28、29
は、信号処理装置（SP）49に信号Sa1−San、Sb1−Sbnを
送る。信号処理装置49は、サーボ制御ブリードバルブ48
を制御するためのブリード制御領域信号Aconを生成す
る。上記信号処理装置は、コンピュータ、メモリ、入出
力デバイスを有して、図10に示される、以下に説明する
制御ステップを実行する。
上述したように、ブリードバルブの開口度や領域は、
α（|SFC1|2）の大きさ、圧縮機フローの環状平均時間
変化率の値δから、所望の制御安定性に応じて決定され
る。また、この制御関数（Acon＝K1α＋K2δ）に、上述
の積分項を追加することも可能である。その一例とし
て、図10に、静圧アレイから上記第１項及び第２項をV
1,V2として生成する概略機能ブロック図を示す。この概
略機能ブロック図は、上述した、|SFC1|の予め選択され
た設定値と実測値との差の積分値を用い、かつ、その積
分値を最大レベルと最小レベルとの間に制限している。
α（|SFC1|2）の大きさ、圧縮機フローの環状平均時間
変化率の値δから、所望の制御安定性に応じて決定され
る。また、この制御関数（Acon＝K1α＋K2δ）に、上述
の積分項を追加することも可能である。その一例とし
て、図10に、静圧アレイから上記第１項及び第２項をV
1,V2として生成する概略機能ブロック図を示す。この概
略機能ブロック図は、上述した、|SFC1|の予め選択され
た設定値と実測値との差の積分値を用い、かつ、その積
分値を最大レベルと最小レベルとの間に制限している。
環状平均静圧は、出力Sa1−San、Sb1−Sbnの関数であ
り、これらの出力は、帯域フィルタによりフィルタリン
グされる。好ましくは、フィルタ範囲は、ロータの回転
周波数の0.01〜１倍のオーダーとする。図示のように合
計された出力は、物質流量（総フロー）の時間変化率を
示す。V2の値を得る為に、上記合計値には、ブロック53
においてスケーリングファクタ即ち乗算定数K2が乗算さ
れる。
り、これらの出力は、帯域フィルタによりフィルタリン
グされる。好ましくは、フィルタ範囲は、ロータの回転
周波数の0.01〜１倍のオーダーとする。図示のように合
計された出力は、物質流量（総フロー）の時間変化率を
示す。V2の値を得る為に、上記合計値には、ブロック53
においてスケーリングファクタ即ち乗算定数K2が乗算さ
れる。
静圧信号Sb1−Sbnは、SFC計算ブロック58で用いら
れ、SFC1の実数値及び虚数値が算出される。このSFC値
（spatia1 Fourier coefficient）は、周知の数学的手
法を用いて解かれて、圧力パターン［例えば図3AのＰ
（θ）］がその調和成分へが導かれる。ただし、この実
施形態では、第１調和成分SFC1のみが用いられる。SFC1
の実数成分及び虚数成分は、フィルタ57にかけられて実
数値R1と虚数値I1信号が得られ、これらの値は、|SFC1|
の値の決定に用いられる。
れ、SFC1の実数値及び虚数値が算出される。このSFC値
（spatia1 Fourier coefficient）は、周知の数学的手
法を用いて解かれて、圧力パターン［例えば図3AのＰ
（θ）］がその調和成分へが導かれる。ただし、この実
施形態では、第１調和成分SFC1のみが用いられる。SFC1
の実数成分及び虚数成分は、フィルタ57にかけられて実
数値R1と虚数値I1信号が得られ、これらの値は、|SFC1|
の値の決定に用いられる。
ブロック59における計算によって、|SFC1|の値が決定
し、この値は、加算ジャンクション60に送られる。|SFC
1|は、ブロック60において、設計値（|SFC1|des）に加
算され、ブロック62においてK4からのフィードバック値
がさらに加算され、その後にブロック64において積分さ
れる。ブロック64における積分結果は、最小／最大リミ
ッタ66に入力される。V4とV5との間の差は、加算機（su
mmer）67で算出され、その結果のエラーまたは差は、ブ
ロック63でK4が乗算された後に加算機62へと送られる。
この加算機62では、積分機64への入力が小さくされ、こ
れにより、V4の実際の値が制限値を超えることがないよ
うに、V4の大きさが小さくされる。このことが、上述し
たようなアンチ−ウインドアップ機能として作用する。
し、この値は、加算ジャンクション60に送られる。|SFC
1|は、ブロック60において、設計値（|SFC1|des）に加
算され、ブロック62においてK4からのフィードバック値
がさらに加算され、その後にブロック64において積分さ
れる。ブロック64における積分結果は、最小／最大リミ
ッタ66に入力される。V4とV5との間の差は、加算機（su
mmer）67で算出され、その結果のエラーまたは差は、ブ
ロック63でK4が乗算された後に加算機62へと送られる。
この加算機62では、積分機64への入力が小さくされ、こ
れにより、V4の実際の値が制限値を超えることがないよ
うに、V4の大きさが小さくされる。このことが、上述し
たようなアンチ−ウインドアップ機能として作用する。
V5の値は、ブロック69でK3が乗算されてV6の値が得ら
れる。この第３の値V1は、指令されたブリード領域の生
成に用いられ、かつ、|SFC1|から算出される。即ち、ブ
ロック68で|SFC1|を二乗し、ブロック70で係数K2を乗算
することで算出される。V1,V2,V6は、73で加算されて、
ブリードバルブ48を駆動するためのアクチュエータ信号
Aconが得られる。
れる。この第３の値V1は、指令されたブリード領域の生
成に用いられ、かつ、|SFC1|から算出される。即ち、ブ
ロック68で|SFC1|を二乗し、ブロック70で係数K2を乗算
することで算出される。V1,V2,V6は、73で加算されて、
ブリードバルブ48を駆動するためのアクチュエータ信号
Aconが得られる。
以上、本発明を例示的実施形態に基づいて説明した
が、当業者には、本発明の趣旨及び範囲を逸脱すること
なく、上述した特徴、要素、機能等に、種々の変更、付
加、組み合わせを行うことが可能であることはいうまで
もない。
が、当業者には、本発明の趣旨及び範囲を逸脱すること
なく、上述した特徴、要素、機能等に、種々の変更、付
加、組み合わせを行うことが可能であることはいうまで
もない。
フロントページの続き (72)発明者 ギスリング，ダニエル エル. アメリカ合衆国，コネチカット 06040, マンチェター，バックランド ヒルズ ドライヴ 299，アパートメント ナン バー19332 (72)発明者 ネット，カール エヌ. アメリカ合衆国，コネチカット 06084, トールランド，パイン ヒル ロード 64 (72)発明者 ワング，ファ オー. アメリカ合衆国，コネチカット 06279, ウイリィングトン，シザー ロード 80，アパートメント 96 (56)参考文献 特開 平２−286899（ＪＰ，Ａ) 実開 平４−119389（ＪＰ，Ｕ) 実開 昭53−87906（ＪＰ，Ｕ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F04D 27/02 F02K 3/06 F02C 7/057
Claims (32)
- 【請求項１】圧縮機のコントローラにおいて、 圧縮機のフロー軸の周囲の流体フロー通路での流体のフ
ロー特性を検出して、前記流体のフローの周方向におけ
る非対称性を表す第一の信号を生成する第一の手段と、 前記フロー通路内の前記流体の質量流量の時間変化率を
表す第二の信号を供給する第二の手段と、 前記第一の信号に基づいて、該第一の信号を数学的に処
理して得られる、前記周方向の非対称性の大きさを表す
値を有した第一の処理信号を供給する手段と、前記第一
の処理信号に前記第二の信号を加えて制御信号を生成す
る手段と、をそれぞれ備えた信号処理手段と、 前記制御信号の大きさの関数として前記流体フローを調
整する第三の手段と、を有することを特徴とするコント
ローラ。 - 【請求項２】前記第一の処理信号は、前記周方向の非対
称性を、第１空間フーリエ係数を用いて表していること
を特徴とする請求項１記載のコントローラ。 - 【請求項３】前記第一の処理信号は、前記周方向の非対
称性を、第１空間フーリエ係数の二乗により表している
ことを特徴とする請求項２記載のコントローラ。 - 【請求項４】前記第一の手段は、前記フロー通路の周囲
にそって設けられた複数の静圧センサを有することを特
徴とする請求項２記載のコントローラ。 - 【請求項５】前記第二の手段は、前記フロー通路に設け
られた総圧センサを有することを特徴とする請求項３記
載のコントローラ。 - 【請求項６】前記信号処理装置は、前記第一の処理信号
の積分値を表す第二の処理信号を供給する手段と、前記
第一の処理信号と前記第二の処理信号と前記第二の信号
とをそれぞれ加えて前記制御信号を生成する手段と、を
有することを特徴とする請求項１記載のコントローラ。 - 【請求項７】前記信号処理装置は、前記第一の処理信号
と前記第一の処理信号の格納値との差の積分値を表す第
二の処理信号を供給する手段と、前記第一の処理信号と
前記第二の処理信号と前記第二の信号とをそれぞれ加え
て前記制御信号を生成する手段と、を有することを特徴
とする請求項１記載のコントローラ。 - 【請求項８】前記信号処理装置は、前記積分値が第一の
範囲よりも小さいときには、前記第二の処理信号の値を
０以上である一定の最小値とし、前記積分値が第一の範
囲よりも大きいときには、前記第二の処理信号の値を一
定の最大値とすることを特徴とする請求項７記載のコン
トローラ。 - 【請求項９】前記第一の処理信号は、前記周方向の非対
称性を第一空間フーリエ係数を用いて表していることを
特徴とする請求項６記載のコントローラ。 - 【請求項１０】前記第一の信号値は、前記非対称性を表
す値の二乗値により表され、 前記信号処理手段は、前記周方向の非対称性を表す値と
前記周方向の非対称性を表す値の格納値との差の積分値
を表す第二の処理信号を供給する手段と、前記第一処理
信号と前記第二処理信号と前記第二の信号とをそれぞれ
加えて前記制御信号を生成するための手段と、を更に有
することを特徴とする請求項１記載のコントローラ。 - 【請求項１１】前記第一の処理信号は、前記周方向の非
対称性を表す第一空間フーリエ係数であることを特徴と
する請求項10記載のコントローラ。 - 【請求項１２】前記第一の手段は、前記フロー通路に周
方向に沿って設けられた複数の静圧センサを含むことを
特徴とする請求項11記載のコントローラ。 - 【請求項１３】前記第二の手段は、前記フロー通路に設
けられた総圧センサを含むことを特徴とする請求項12記
載のコントローラ。 - 【請求項１４】圧縮機のコントローラにおいて、 圧縮機のフロー軸に関する周方向の各位置における静圧
を表す第一のフロー信号をそれぞれ生成する、第一のプ
ローブ手段を複数有し、 前記フロー通路内の前記液体の物質流量の時間変化率を
表す第二のフロー信号を供給する第二のプローブ手段を
有し、 信号処理手段を有し、この信号処理手段は、前記第一の
フロー信号に基づいて前記圧縮機のフロー軸に関する周
方向の非対称性の大きさを表す値を有した非対称性信号
を供給する手段と、前記値の二乗を表す第一の処理信号
を供給する手段と、前記第一の処理手段と前記第二の信
号との和を表す制御信号を生成する手段と、をそれぞれ
備え、 前記圧縮機内の質量流量の大きさを前記制御信号の大き
さの関数として変化させることで、前記非対称性信号の
値を減少させるための手段を有することを特徴とするコ
ントローラ。 - 【請求項１５】前記信号処理手段は、 前記非対称性信号の所望の大きさを表す第一の値を格納
するための手段と、前記非対称性信号の値と前記第一の
値との差を表す処理エラー信号を供給するための手段
と、 前記処理エラー信号を積分することで積分信号を供給す
るための手段と、 前記第一の処理信号と前記第二の信号と前記積分信号と
の和の大きさを前記制御信号の大きさとして与える手段
と、をそれぞれ有することを特徴とする請求項14記載の
コントローラ。 - 【請求項１６】前記信号処理手段は、前記処理エラー信
号を積分して前記積分信号を供給することで、第二の処
理信号を供給し、かつ、前記第二の処理信号の大きさに
基づいて、あらかじめ格納された二つの格納値の一方を
選択するための手段を更に有することを特徴とする請求
項15記載のコントローラ。 - 【請求項１７】前記非対称性信号は、前記第一の空間フ
ーリエ係数の大きさを表すことを特徴とする請求項16記
載のコントローラ。 - 【請求項１８】ガスタービンエンジンにおいて、 前記エンジンの圧縮段の流入口内での圧縮機のフロー軸
の周囲のフロー通路でのエアフローを検出して、前記エ
アフロー通路の周方向でのそれぞれ異なった位置におけ
る複数の静圧信号を生成するための第一の手段を有し、 前記エアフローの質量流量の時間変化率を表す第二の信
号を供給するための第二の手段を有し、 信号処理手段を有し、この信号処理手段は、前記静圧信
号に基づいて前記軸に関する前記エアフローの周方向の
非対称性の大きさを表す値を有した非対称性信号を供給
するための手段と、前記非対称性信号の二乗を表す第一
の処理信号を供給するための手段と、前記第一の処理信
号に前記第二の信号を加えて制御信号を生成するための
手段と、をそれぞれ備え、 前記制御信号の大きさの関数として前記物質流量を調整
することで、前記非対称性信号の値を減少させるための
第三の手段を有することを特徴とするガスタービンエン
ジン。 - 【請求項１９】前記信号処理手段は、 前記非対称性信号の値と前記非対称性信号のための格納
値との間の差の積分値を表す第二の処理信号を生成する
ための手段と、 前記第一の処理信号と前記第二の処理信号と前記第二の
信号との和を表す値を前記制御信号に与えるための手段
と、 前記格納値を格納するための手段と、を有することを特
徴とする請求項18記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２０】前記第二の処理信号は、前記積分信号が
しきい値より低いときには第一の値をとり、前記積分信
号が前記しきい値より大きいときには第二の値をとるこ
とを特徴とする請求項19記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項２１】圧縮機流入口を備えた回転圧縮機と、エ
ンジン制御装置と、を有するガスタービンエンジンにお
いて、 前記圧縮機流入口の周囲に設けられてその設置位置にお
ける静圧信号をそれぞれ供給する、複数の静圧センサ
と、 前記圧縮機内の平均総フローを表す総圧信号を供給する
ための総圧センサと、を有し、 前記エンジン制御装置は、各静圧信号及び前記総圧信号
を受けて、前記静圧信号から得られるフロー非対称性を
第１フーリエ空間係数により表すフロー非対称性信号を
供給するための信号処理装置と、前記非対称性信号の二
乗を表す第一の処理信号を供給するための手段と、前記
総圧の時間変化率を表す時間変化率信号を供給するため
の手段と、前記第一の処理信号と前記時間変化率との和
を表す制御信号を供給するための手段と、をそれぞれ備
え、 さらに、前記第一の信号の大きさを減少させるために前
記制御信号の大きさの関数として圧縮機フローを吐出さ
せる、圧縮機ブリードバルブを有することを特徴とする
ガスタービンエンジン。 - 【請求項２２】圧縮機流入口を備えた回転圧縮機と、エ
ンジン制御装置と、を有するガスタービンエンジンにお
いて、 前記圧縮機流入口の周囲に設けられてその設置位置にお
ける静圧信号をそれぞれ供給する、複数の静圧センサ
と、 前記圧縮機内の平均総フローを表す総圧信号を供給する
ための総圧センサと、を有し、 前記エンジン制御装置は、各静圧信号及び前記総圧信号
を受けて前記静圧信号から得られるフロー非対称性を第
１フーリエ空間係数により表すフロー非対称性信号を供
給するための信号処理装置と、前記フロー非対称性信号
の所望の大きさを表す第一の値を格納するための手段
と、前記非対称性信号の二乗を表す第一の処理信号を供
給するための手段と、前記非対称性信号と前記第一の値
との差を表す第二の処理信号を供給するための手段と、
前記総圧信号の時間変化率を表す微分信号を供給するた
めの手段と、前記第二の処理信号を積分して積分信号を
生成するための手段と、前記第一の処理信号と前記微分
信号と前記積分信号の和を表す制御信号を供給するため
の手段と、を有し、 前記第一の信号の大きさを減少させるように、前記制御
信号の大きさの関数として圧縮機フローを吐出させる圧
縮機ブリードバルブを有することを特徴とするガスター
ビンエンジン。 - 【請求項２３】回転圧縮機内の圧縮機流体フローを制御
するための方法において、 前記流体フローの周方向に沿った位置における圧縮機流
体フローの静圧を検出して、第一のフロー信号を生成
し、 軸流物質流量を検出して、フロー通路内の前記流体の物
質流量の時間変化率を表す第二のフロー信号を生成し、 前記第一の信号に基づいて、前記軸の周囲の前記流体フ
ローの周方向における非対称性の大きさを表す値を有す
る第一の処理信号を供給し、 前記第一の処理信号に対して前記第二の信号を加えて制
御信号を生成し、 前記制御信号の大きさの関数として前記物質流量の大き
さを変えることで、前記第一の処理信号の値を小さくす
ることを特徴とする方法。 - 【請求項２４】前記第一の処理信号は、前記周方向の非
対称性の大きさの二乗を表すことを特徴とする請求項23
記載の方法。 - 【請求項２５】前記周方向の非対称性の大きさは、第一
空間フーリエ係数であることを特徴とする請求項24記載
の方法。 - 【請求項２６】前記第一の処理信号の積分値を表す第二
の処理信号を生成し、かつ、前記第一の処理信号と前記
第二の処理信号と前記第二の信号とを加えて前記制御信
号を生成することを特徴とする請求項23記載の方法。 - 【請求項２７】前記積分値が第一の数値範囲よりも小さ
い値であるときは、前記積分値を０以上の一定値に制限
し、かつ、前記積分値が前記第一の数値範囲よりも大き
いときは、前記積分値を一定の最大定数値に制限するこ
とで、前記第二の処理信号値を生成することを特徴とす
る請求項26記載の方法。 - 【請求項２８】フロー軸を有するフロー通路を備えた圧
縮機を有する圧縮機システムのストール及びサージコン
トローラであって、 圧縮機を流通するフローを監視する手段を有し、この手
段は、 前記圧縮機のフロー通路内を流通する流体の周方向の非
対称性を検出して、この非対称性の大きさに対応するパ
ラメータａを生成する手段と、 前記圧縮機のフロー通路を流通する物質流量の時間変化
率の摂動を検出して、前記摂動のサイズに対応するパラ
メータｄを生成する手段と、 アクチュエータ手段と、を有し、 前記アクチュエータ手段は、以下の式 Ａ＝k1α＋k2δ ただしＡは前記アクチュエータシステムにより生成され
るフロー乱れの量に対応し、k1は非対称性パラメータα
に対する所定のゲイン、k2は物質流量擾乱時間変化率パ
ラメータδに対する所定のゲインを表す を含んだ制御式に従って、前記パラメータａとパラメー
タｄとの和に応答して前記圧縮機のフロー通路内のフロ
ーフィールドを調整することを特徴とするコントロー
ラ。 - 【請求項２９】前記非対称性パラメータａは、前記圧縮
機のフロー通路内のフロー特性の周方向非対称性の第一
空間フーリエ係数（|SFC1|）の大きさの二乗であること
を特徴とする請求項28記載のコントローラ。 - 【請求項３０】前記制御式は、αｋをαの格納値、k3を
所定のゲインとして、Ａ＝k1α＋k2δ＋k3∫（αｋ−
α）dtであることを特徴とする請求項28記載のコントロ
ーラ。 - 【請求項３１】前記Ａには、αｋをαの格納値、k3を所
定のゲインとして、積分項k3∫（αｋ−α）dtが加えら
れ、かつ、前記積分項は、所定の最小値と所定の最大値
とが設定されていることを特徴とする請求項28記載のコ
ントローラ。 - 【請求項３２】前記αの値は、前記積分値と前記所定の
最大値との差を減少させるように調整されることを特徴
とする請求項31記載のコントローラ。
Applications Claiming Priority (4)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US35576394A | 1994-12-14 | 1994-12-14 | |
| US08/355,763 | 1994-12-14 | ||
| US355763 | 1994-12-14 | ||
| PCT/US1995/017145 WO1997000381A1 (en) | 1994-12-14 | 1995-11-02 | Compressor stall and surge control using airflow asymmetry measurement |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10502992A JPH10502992A (ja) | 1998-03-17 |
| JP2997319B2 true JP2997319B2 (ja) | 2000-01-11 |
Family
ID=23398743
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8535189A Expired - Fee Related JP2997319B2 (ja) | 1994-12-14 | 1995-11-02 | 圧縮機の非対称エアフローを用いたストール及びサージ制御 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5915917A (ja) |
| EP (1) | EP0839285B1 (ja) |
| JP (1) | JP2997319B2 (ja) |
| AU (1) | AU1183997A (ja) |
| DE (1) | DE69521816T2 (ja) |
| WO (1) | WO1997000381A1 (ja) |
Families Citing this family (195)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6141951A (en) * | 1998-08-18 | 2000-11-07 | United Technologies Corporation | Control system for modulating bleed in response to engine usage |
| US6289274B1 (en) | 1999-08-13 | 2001-09-11 | United Technologies Corporation | Fuzzy logic based fuel flow selection system |
| DE19951476A1 (de) * | 1999-10-26 | 2001-05-03 | Wilo Gmbh | Rotorpaketbefestigung auf Keramikwelle |
| US6364602B1 (en) * | 2000-01-06 | 2002-04-02 | General Electric Company | Method of air-flow measurement and active operating limit line management for compressor surge avoidance |
| FR2804732B1 (fr) * | 2000-02-03 | 2002-04-12 | Snecma | Procede de detection precoce des instabilites aerodynamiques dans un compresseur de turbomachine |
| DE10012380A1 (de) * | 2000-03-14 | 2001-09-20 | Man Turbomasch Ag Ghh Borsig | Verfahren zum Schutz eines Turbokompressors vor Betrieb im instabilen Arbeitsbereich |
| US6582183B2 (en) | 2000-06-30 | 2003-06-24 | United Technologies Corporation | Method and system of flutter control for rotary compression systems |
| US6506010B1 (en) * | 2001-04-17 | 2003-01-14 | General Electric Company | Method and apparatus for compressor control and operation in industrial gas turbines using stall precursors |
| JP2002364582A (ja) * | 2001-06-11 | 2002-12-18 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 軸流圧縮機におけるストール予知方法 |
| US6503048B1 (en) * | 2001-08-27 | 2003-01-07 | Compressor Controls Corporation | Method and apparatus for estimating flow in compressors with sidestreams |
| DE10152026A1 (de) * | 2001-10-23 | 2004-02-19 | Mtu Aero Engines Gmbh | Warnung vor Pumpgrenze oder Schaufelschaden bei einer Turbomaschine |
| DE10163649B4 (de) * | 2001-12-21 | 2013-04-25 | Mtu Aero Engines Gmbh | Turboverdichter und Gasturbine mit Einlaufschwingungswarnung bei Axialschwingung der Luftsäule im Einlauf sowie Auswerteverfahren hierfür |
| JP4069675B2 (ja) * | 2002-05-22 | 2008-04-02 | 株式会社日立プラントテクノロジー | ターボ圧縮機およびその容量制御方法 |
| KR100667599B1 (ko) | 2002-08-23 | 2007-01-16 | 요크 인터내셔널 코포레이션 | 원심압축기의 회전실속 검출 방법, 그 보정 방법 및 보정 장치 |
| US7003426B2 (en) * | 2002-10-04 | 2006-02-21 | General Electric Company | Method and system for detecting precursors to compressor stall and surge |
| US6871487B2 (en) * | 2003-02-14 | 2005-03-29 | Kulite Semiconductor Products, Inc. | System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines |
| US7356999B2 (en) * | 2003-10-10 | 2008-04-15 | York International Corporation | System and method for stability control in a centrifugal compressor |
| US7905102B2 (en) | 2003-10-10 | 2011-03-15 | Johnson Controls Technology Company | Control system |
| US7159401B1 (en) * | 2004-12-23 | 2007-01-09 | Kulite Semiconductor Products, Inc. | System for detecting and compensating for aerodynamic instabilities in turbo-jet engines |
| US7465145B2 (en) * | 2005-03-17 | 2008-12-16 | United Technologies Corporation | Tip clearance control system |
| US7668704B2 (en) * | 2006-01-27 | 2010-02-23 | Ricardo, Inc. | Apparatus and method for compressor and turbine performance simulation |
| JP4890095B2 (ja) | 2006-05-19 | 2012-03-07 | 株式会社Ｉｈｉ | ストール予兆検知装置及び方法、並びにエンジン制御システム |
| US7704178B2 (en) | 2006-07-05 | 2010-04-27 | United Technologies Corporation | Oil baffle for gas turbine fan drive gear system |
| US8667688B2 (en) | 2006-07-05 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Method of assembly for gas turbine fan drive gear system |
| US10107231B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared architecture |
| US9976437B2 (en) | 2006-08-15 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Epicyclic gear train |
| US8753243B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Ring gear mounting arrangement with oil scavenge scheme |
| US8858388B2 (en) | 2006-08-15 | 2014-10-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine gear train |
| US7827803B1 (en) | 2006-09-27 | 2010-11-09 | General Electric Company | Method and apparatus for an aerodynamic stability management system |
| US8104262B2 (en) | 2006-10-12 | 2012-01-31 | United Technologies Corporation | Dual function cascade integrated variable area fan nozzle and thrust reverser |
| US9328695B2 (en) | 2006-10-12 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Variable fan nozzle using shape memory material |
| US9328666B2 (en) | 2006-10-12 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle assisted gas turbine engine restarting |
| US20080273961A1 (en) | 2007-03-05 | 2008-11-06 | Rosenkrans William E | Flutter sensing and control system for a gas turbine engine |
| US11486311B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-11-01 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US11242805B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-02-08 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US11149650B2 (en) | 2007-08-01 | 2021-10-19 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US8844265B2 (en) | 2007-08-01 | 2014-09-30 | United Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US11346289B2 (en) | 2007-08-01 | 2022-05-31 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US20150377123A1 (en) | 2007-08-01 | 2015-12-31 | United Technologies Corporation | Turbine section of high bypass turbofan |
| US9494084B2 (en) | 2007-08-23 | 2016-11-15 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan variable area nozzle for low fan pressure ratio |
| US10167813B2 (en) | 2007-08-23 | 2019-01-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with fan variable area nozzle to reduce fan instability |
| US9701415B2 (en) | 2007-08-23 | 2017-07-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with axial movable fan variable area nozzle |
| US9957918B2 (en) | 2007-08-28 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front architecture |
| US20140157754A1 (en) | 2007-09-21 | 2014-06-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine compressor arrangement |
| US10151248B2 (en) | 2007-10-03 | 2018-12-11 | United Technologies Corporation | Dual fan gas turbine engine and gear train |
| US20140174056A1 (en) | 2008-06-02 | 2014-06-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with low stage count low pressure turbine |
| US8973364B2 (en) | 2008-06-26 | 2015-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with noise attenuating variable area fan nozzle |
| US9885313B2 (en) | 2009-03-17 | 2018-02-06 | United Technologes Corporation | Gas turbine engine bifurcation located fan variable area nozzle |
| GB0915616D0 (en) * | 2009-09-08 | 2009-10-07 | Rolls Royce Plc | Surge margin regulation |
| US10041442B2 (en) | 2010-06-11 | 2018-08-07 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle |
| US9995174B2 (en) | 2010-10-12 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Planetary gear system arrangement with auxiliary oil system |
| US10605167B2 (en) | 2011-04-15 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine front center body architecture |
| US9239012B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-01-19 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
| US9631558B2 (en) | 2012-01-03 | 2017-04-25 | United Technologies Corporation | Geared architecture for high speed and small volume fan drive turbine |
| US9410608B2 (en) | 2011-06-08 | 2016-08-09 | United Technologies Corporation | Flexible support structure for a geared architecture gas turbine engine |
| US9506422B2 (en) | 2011-07-05 | 2016-11-29 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
| US9909505B2 (en) | 2011-07-05 | 2018-03-06 | United Technologies Corporation | Efficient, low pressure ratio propulsor for gas turbine engines |
| US9938898B2 (en) | 2011-07-29 | 2018-04-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan bearing arrangement |
| US9334802B2 (en) | 2011-10-31 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine thermal management system |
| US9416677B2 (en) | 2012-01-10 | 2016-08-16 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine forward bearing compartment architecture |
| US9004849B2 (en) | 2012-01-10 | 2015-04-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine forward bearing compartment architecture |
| US10125724B2 (en) | 2012-01-17 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Start system for gas turbine engines |
| US20130186058A1 (en) | 2012-01-24 | 2013-07-25 | William G. Sheridan | Geared turbomachine fan and compressor rotation |
| US9970352B2 (en) | 2012-01-27 | 2018-05-15 | United Technologies Corporation | Turbomachine fan clutch |
| US9447694B2 (en) | 2012-01-30 | 2016-09-20 | United Technologies Corporation | Internal manifold for turning mid-turbine frame flow distribution |
| US8443582B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-05-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with geared turbofan and oil thermal management system |
| US9845726B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US20130192240A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system for a gas turbine engine |
| US20150345426A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-12-03 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
| US8402741B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
| US8935913B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-01-20 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
| US8366382B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-02-05 | United Technologies Corporation | Mid-turbine frame buffer system |
| US10400629B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
| US9816442B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-11-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US9593628B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-03-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle with ice management |
| US20130192195A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Eric J. Wehmeier | Gas turbine engine with compressor inlet guide vane positioned for starting |
| US8863491B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing configuration |
| US8869508B2 (en) | 2012-01-31 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine variable area fan nozzle control |
| US10415468B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-09-17 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system |
| US10724431B2 (en) | 2012-01-31 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
| US9611859B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-04-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
| US9476320B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-10-25 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine aft bearing arrangement |
| US20150192070A1 (en) | 2012-01-31 | 2015-07-09 | United Technologies Corporation | Geared turbofan gas turbine engine architecture |
| US9394852B2 (en) | 2012-01-31 | 2016-07-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
| US10018116B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine buffer system providing zoned ventilation |
| US9169781B2 (en) | 2012-01-31 | 2015-10-27 | United Technologies Corporation | Turbine engine gearbox |
| US10145266B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-12-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine shaft bearing arrangement |
| US9835052B2 (en) | 2012-01-31 | 2017-12-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
| US20130192251A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Peter M. Munsell | Buffer system that communicates buffer supply air to one or more portions of a gas turbine engine |
| US10113434B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-10-30 | United Technologies Corporation | Turbine blade damper seal |
| US20130192191A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Frederick M. Schwarz | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
| US10502135B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Buffer system for communicating one or more buffer supply airs throughout a gas turbine engine |
| US8375699B1 (en) | 2012-01-31 | 2013-02-19 | United Technologies Corporation | Variable area fan nozzle with wall thickness distribution |
| US10287914B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section and bearing support features |
| US20130192198A1 (en) | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Lisa I. Brilliant | Compressor flowpath |
| US10240526B2 (en) | 2012-01-31 | 2019-03-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with high speed low pressure turbine section |
| US10837367B2 (en) | 2012-02-28 | 2020-11-17 | Raytheon Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| US9856745B2 (en) | 2012-02-28 | 2018-01-02 | United Technologies Corporation | Acoustic treatment in an unducted area of a geared turbomachine |
| US10309232B2 (en) | 2012-02-29 | 2019-06-04 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine with stage dependent material selection for blades and disk |
| US9297270B2 (en) | 2012-02-29 | 2016-03-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine driving multiple fans |
| US10060390B2 (en) | 2012-02-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Bypass duct with angled drag links |
| US10107191B2 (en) | 2012-02-29 | 2018-10-23 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with reduced fan noise |
| US8790075B2 (en) | 2012-03-30 | 2014-07-29 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine geared architecture axial retention arrangement |
| US10138809B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with a high ratio of thrust to turbine volume |
| US10125693B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-11-13 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with power density range |
| US10018119B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-07-10 | United Technologies Corporation | Geared architecture with inducer for gas turbine engine |
| US10036351B2 (en) | 2012-04-02 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three co-rotating turbines |
| US9074485B2 (en) | 2012-04-25 | 2015-07-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three turbines all counter-rotating |
| US10036350B2 (en) | 2012-04-30 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with three turbines all co-rotating |
| US20150308351A1 (en) | 2012-05-31 | 2015-10-29 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
| US8572943B1 (en) | 2012-05-31 | 2013-11-05 | United Technologies Corporation | Fundamental gear system architecture |
| US9476323B2 (en) | 2012-05-31 | 2016-10-25 | United Technologies Corporation | Turbine gear assembly support having symmetrical removal features |
| US9328818B2 (en) | 2012-09-21 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Gear carrier flex mount lubrication |
| US8753065B2 (en) | 2012-09-27 | 2014-06-17 | United Technologies Corporation | Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine |
| US9863319B2 (en) | 2012-09-28 | 2018-01-09 | United Technologies Corporation | Split-zone flow metering T-tube |
| US9624834B2 (en) | 2012-09-28 | 2017-04-18 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
| US20160138474A1 (en) | 2012-09-28 | 2016-05-19 | United Technologies Corporation | Low noise compressor rotor for geared turbofan engine |
| US11585293B2 (en) | 2012-10-01 | 2023-02-21 | Raytheon Technologies Corporation | Low weight large fan gas turbine engine |
| US10036316B2 (en) | 2012-10-02 | 2018-07-31 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with high compressor exit temperature |
| CA2886359C (en) | 2012-10-08 | 2018-11-27 | United Technologies Corporation | Geared turbine engine with relatively lightweight propulsor module |
| EP2909460A4 (en) | 2012-10-09 | 2016-07-20 | United Technologies Corp | IMPROVED OPERATING REDUCED DOUBLE FLOW REACTOR ENGINE COMPRISING VARIABLE COMPRESSOR SECTION GUIDELINES |
| US9920653B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-03-20 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
| US9932933B2 (en) | 2012-12-20 | 2018-04-03 | United Technologies Corporation | Low pressure ratio fan engine having a dimensional relationship between inlet and fan size |
| US10436120B2 (en) | 2013-02-06 | 2019-10-08 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle for an elongated gear turbofan with high bypass ratio |
| WO2014158439A1 (en) | 2013-03-12 | 2014-10-02 | United Technologies Corporation | Flexible coupling for geared turbine engine |
| US10605172B2 (en) | 2013-03-14 | 2020-03-31 | United Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
| US11719161B2 (en) | 2013-03-14 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Low noise turbine for geared gas turbine engine |
| US9624827B2 (en) | 2013-03-15 | 2017-04-18 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
| US10724479B2 (en) | 2013-03-15 | 2020-07-28 | United Technologies Corporation | Thrust efficient turbofan engine |
| WO2014151785A1 (en) | 2013-03-15 | 2014-09-25 | United Technologies Corporation | Turbofan engine bearing and gearbox arrangement |
| US10287917B2 (en) | 2013-05-09 | 2019-05-14 | United Technologies Corporation | Turbofan engine front section |
| US9436188B2 (en) * | 2013-05-24 | 2016-09-06 | GM Global Technology Operations LLC | Systems and methods for detecting compressor surge |
| EP3019725B1 (en) | 2013-07-07 | 2020-04-22 | United Technologies Corporation | Fan drive gear system manifold radial tube filters |
| US20150300264A1 (en) | 2013-09-30 | 2015-10-22 | United Technologies Corporation | Geared turbofan architecture for regional jet aircraft |
| EP3058202A4 (en) | 2013-10-16 | 2017-06-28 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine with targeted modular efficiency |
| US10267228B2 (en) | 2013-10-31 | 2019-04-23 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
| US10502163B2 (en) | 2013-11-01 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
| EP3063385A4 (en) | 2013-11-01 | 2017-07-12 | United Technologies Corporation | Geared turbofan arrangement with core split power ratio |
| US8869504B1 (en) | 2013-11-22 | 2014-10-28 | United Technologies Corporation | Geared turbofan engine gearbox arrangement |
| US9976489B2 (en) | 2013-12-16 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine for long range aircraft |
| US9739205B2 (en) | 2013-12-23 | 2017-08-22 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with a gearbox upstream of a fan drive turbine |
| PL3097291T3 (pl) | 2014-01-20 | 2021-07-19 | United Technologies Corporation | Silnik turbospalinowy z przekładnią redukcyjną ze zmniejszoną wielkością zbiornika oleju |
| EP3108114B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-12-08 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108105B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-05-12 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015178974A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-26 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126454A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108109B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-13 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine fan blade |
| WO2015175045A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126774A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015126449A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP4279747A3 (en) | 2014-02-19 | 2024-03-13 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blades |
| WO2015126453A1 (en) | 2014-02-19 | 2015-08-27 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP4279706A3 (en) | 2014-02-19 | 2024-02-28 | RTX Corporation | Turbofan engine with geared architecture and lpc blade airfoils |
| US10465702B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-11-05 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10584715B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-03-10 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10495106B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9599064B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-03-21 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10557477B2 (en) | 2014-02-19 | 2020-02-11 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US9567858B2 (en) | 2014-02-19 | 2017-02-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| WO2015175044A2 (en) | 2014-02-19 | 2015-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108103B1 (en) | 2014-02-19 | 2023-09-27 | Raytheon Technologies Corporation | Fan blade for a gas turbine engine |
| US10385866B2 (en) | 2014-02-19 | 2019-08-20 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3108110B1 (en) | 2014-02-19 | 2020-04-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| EP3575551B1 (en) | 2014-02-19 | 2021-10-27 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil |
| US10280843B2 (en) | 2014-03-07 | 2019-05-07 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with integral front support and carrier |
| US9879608B2 (en) | 2014-03-17 | 2018-01-30 | United Technologies Corporation | Oil loss protection for a fan drive gear system |
| US9828943B2 (en) | 2014-06-09 | 2017-11-28 | United Technologies Corporation | Variable area nozzle for gas turbine engine |
| US9976490B2 (en) | 2014-07-01 | 2018-05-22 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator |
| US10060289B2 (en) | 2014-07-29 | 2018-08-28 | United Technologies Corporation | Geared gas turbine engine with oil deaerator and air removal |
| EP3045676A1 (de) * | 2015-01-13 | 2016-07-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Vermeidung eines rotierenden Strömungsabrisses |
| US9333603B1 (en) | 2015-01-28 | 2016-05-10 | United Technologies Corporation | Method of assembling gas turbine engine section |
| US9915225B2 (en) | 2015-02-06 | 2018-03-13 | United Technologies Corporation | Propulsion system arrangement for turbofan gas turbine engine |
| US9470093B2 (en) | 2015-03-18 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Turbofan arrangement with blade channel variations |
| US10371168B2 (en) | 2015-04-07 | 2019-08-06 | United Technologies Corporation | Modal noise reduction for gas turbine engine |
| US9874145B2 (en) | 2015-04-27 | 2018-01-23 | United Technologies Corporation | Lubrication system for gas turbine engines |
| US10458270B2 (en) | 2015-06-23 | 2019-10-29 | United Technologies Corporation | Roller bearings for high ratio geared turbofan engine |
| US10267233B2 (en) | 2015-10-23 | 2019-04-23 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for monitoring lubrication pump operation during windmilling |
| US10233773B2 (en) | 2015-11-17 | 2019-03-19 | United Technologies Corporation | Monitoring system for non-ferrous metal particles |
| US10508562B2 (en) | 2015-12-01 | 2019-12-17 | United Technologies Corporation | Geared turbofan with four star/planetary gear reduction |
| US10047757B2 (en) | 2016-06-22 | 2018-08-14 | General Electric Company | Predicting a surge event in a compressor of a turbomachine |
| US10669948B2 (en) | 2017-01-03 | 2020-06-02 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbofan with non-epicyclic gear reduction system |
| US10738646B2 (en) | 2017-06-12 | 2020-08-11 | Raytheon Technologies Corporation | Geared turbine engine with gear driving low pressure compressor and fan at common speed, and failsafe overspeed protection and shear section |
| US10724445B2 (en) | 2018-01-03 | 2020-07-28 | Raytheon Technologies Corporation | Method of assembly for fan drive gear system with rotating carrier |
| US11092020B2 (en) | 2018-10-18 | 2021-08-17 | Raytheon Technologies Corporation | Rotor assembly for gas turbine engines |
| US10815904B2 (en) * | 2019-03-06 | 2020-10-27 | General Electric Company | Prognostic health management control for adaptive operability recovery for turbine engines |
| US11199437B2 (en) * | 2019-04-19 | 2021-12-14 | Purdue Research Foundation | Utilization of fast-response pressure measurements to nonintrusively monitor blade vibration in axial compressors |
| US11629649B2 (en) | 2020-05-11 | 2023-04-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with speed sensor |
| US11781506B2 (en) | 2020-06-03 | 2023-10-10 | Rtx Corporation | Splitter and guide vane arrangement for gas turbine engines |
| US11725594B2 (en) | 2020-08-31 | 2023-08-15 | General Electric Company | Hybrid electric engine speed regulation |
| US20220252007A1 (en) * | 2021-02-08 | 2022-08-11 | General Electric Company | Active compressor stall recovery |
| US11814968B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-11-14 | Rtx Corporation | Gas turbine engine with idle thrust ratio |
| US11719245B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-08-08 | Raytheon Technologies Corporation | Compressor arrangement for a gas turbine engine |
| US11754000B2 (en) | 2021-07-19 | 2023-09-12 | Rtx Corporation | High and low spool configuration for a gas turbine engine |
| US11719165B2 (en) * | 2021-11-03 | 2023-08-08 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Air inlet strut for aircraft engine |
| US20240017823A1 (en) * | 2022-07-18 | 2024-01-18 | Textron Innovations Inc. | Optimizing usage of supplemental engine power |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4550564A (en) * | 1984-03-19 | 1985-11-05 | United Technologies Corporation | Engine surge prevention system |
| DE3544821A1 (de) * | 1985-12-18 | 1987-06-19 | Gutehoffnungshuette Man | Verfahren zum regeln von turbokompressoren zur vermeidung des pumpens |
| US4781524A (en) * | 1987-02-12 | 1988-11-01 | Man Gutehoffnungshuette Gmbh | Method and apparatus for detecting pressure surges in a turbo-compressor |
| US4967550A (en) * | 1987-04-28 | 1990-11-06 | Rolls-Royce Plc | Active control of unsteady motion phenomena in turbomachinery |
| US5275528A (en) * | 1990-08-28 | 1994-01-04 | Rolls-Royce Plc | Flow control method and means |
| DE4140597C1 (en) * | 1991-12-10 | 1993-05-19 | Zollmann Gmbh, 7419 Sonnenbuehl, De | Tool chuck with inner coolant feed duct - has tool abutting seal exchangeable from outside in tool surrounding recess in clamping nut |
| JPH06147189A (ja) * | 1992-11-11 | 1994-05-27 | Hitachi Ltd | 圧縮機の旋回失速防止装置 |
-
1995
- 1995-11-02 US US08/676,387 patent/US5915917A/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-02 AU AU11839/97A patent/AU1183997A/en not_active Abandoned
- 1995-11-02 JP JP8535189A patent/JP2997319B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1995-11-02 DE DE69521816T patent/DE69521816T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-11-02 WO PCT/US1995/017145 patent/WO1997000381A1/en active IP Right Grant
- 1995-11-02 EP EP95944859A patent/EP0839285B1/en not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69521816T2 (de) | 2002-04-04 |
| EP0839285B1 (en) | 2001-07-18 |
| EP0839285A2 (en) | 1998-05-06 |
| JPH10502992A (ja) | 1998-03-17 |
| AU1183997A (en) | 1997-01-15 |
| US5915917A (en) | 1999-06-29 |
| DE69521816D1 (de) | 2001-08-23 |
| WO1997000381A1 (en) | 1997-01-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP2997319B2 (ja) | 圧縮機の非対称エアフローを用いたストール及びサージ制御 | |
| US6582183B2 (en) | Method and system of flutter control for rotary compression systems | |
| US8087870B2 (en) | Controlling operation of a compressor to avoid surge | |
| US8661832B2 (en) | Surge margin regulation | |
| US5306116A (en) | Surge control and recovery for a centrifugal compressor | |
| US5618160A (en) | Turbomachinery with variable angle fluid guiding devices | |
| US5851103A (en) | Turbomachinery with variable angle fluid guiding devices | |
| JP2619360B2 (ja) | ターボ圧縮機のサージング防止装置 | |
| EP0777828B1 (en) | Compressor stall avoidance | |
| Asadzadeh et al. | Centrifugal compressor active surge controller design based on fuzzy type II | |
| JPH0816479B2 (ja) | 圧縮機のサ−ジング防止装置 | |
| US5269136A (en) | Sub-idle stability enhancement and rotating stall recovery | |
| JP2008223613A (ja) | 過給機付き内燃機関の制御装置 | |
| JPH06288390A (ja) | ターボ送風機あるいは圧縮機配管系の運転制御方法 | |
| Lin et al. | Investigation on Broadening Compressor Surge Margin by Using Active Magnetic Bearing | |
| STOICESCU et al. | Automated Multi-Reference Control for Centrifugal Compressor | |
| Parikh et al. | Computational Flow Field Assessment of the Inlet Region of Centrifugal Compressor Under Unsteady Flow Conditions Near Surge | |
| Kane | Aeromechanical response of an axial compressor in stall | |
| Sakata et al. | Interaction between surge behavior and internal flow field in an axial-flow compressor | |
| JPH0658295A (ja) | 圧縮機の制御装置 | |
| Hosny et al. | A Study of Active Dither Control of Aerodynamic Instabilities in Axial-Compressors | |
| Okada et al. | Stall inception process and prospects for active hub-flap control in three-stage axial flow compressor | |
| JPH06272695A (ja) | 圧縮機の制御装置 | |
| Abbott | 0m Royal Aircraft Establishment, Pyestock. SFarnborough, Hants, GUl4 OLS, UK | |
| Alone et al. | Understanding the Steady and Transient Behavior of the Moderately Loaded High Speed Axial Flow Compressor Stage at Off-Design Conditions |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |