JP3081215B2 - ガスタービンエンジンの制御装置及びその方法 - Google Patents

ガスタービンエンジンの制御装置及びその方法

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Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、ガスタービンエンジンに係り、特に、エン
ジンの過渡的運転の間にコンプレッサ抽気弁を制御する
装置とその方法に関する。
〔従来の技術〕
従来、技術的に良く知られている様に、ある定常状態
の運転モードから他の運転モードへ出来るだけ速やかに
移動するためには、ガスタービンエンジンを、そのエン
ジンのサージラインに近接して運転してやる必要があ
る。サージラインを越えての運転は、急激な推進損失及
び／若しくはエンジンの過熱を引き起こすことから許容
出来ない。典型的には、エンジン制御では、種々のエン
ジンパラメータがモニターされると共に、制御しようと
する（適切な安全係数を有する）特定のエンジンのサー
ジ特性を考慮しながら、エンジンを自動的に制御するた
めに用いられるエンジンパラメータのスケジュールが含
まれている。
エンジンの定常状態での運転中に、高度、マッハ数及
びエンジンの出力レベル等のパラメータに基づく特定の
スケジュールに従って、コンプレッサの抽気弁を調節す
ることは知られている。過渡時のエンジン運転中におい
ては、定常状態の抽気弁位置は、コンプレッサの実際の
速度変化率とコンプレッサのスケジュールされた最大速
度変化率の比の関数である量だけ余計に開くようにリセ
ットされ、エンジン速度（すなわち、出力レベル）に対
応する様にバイアスされる。実際の変化率がスケジュー
ルされた最大変化率に近づけば近づく程、抽気弁は一層
開放される。かかるシステムは、レオン・クルコスキ
（Leon Krukoski）及びニコラ・ラウダディオ（Nicola
Laudadio）所有の米国特許4,756,152号明細書に開示さ
れている。
〔発明が解決しようとする課題〕
コンプレッサの運転線が失速線に近づけば近づく程、
エンジン性能はより良くなる。理想的には、コンプレッ
サの圧力比は、エンジンの全運転範囲にわたって、失速
線からほぼ一定の安全距離だけ下側に保持されることが
望ましい。エンジンが減速された時、もし抽気弁の抽気
開放面積が変化していない場合には、コンプレッサの圧
力比は上昇する。このことは、失速余裕を減少すること
となる。米国特許4,756,152号に示された関数発生器
は、その様なエンジン減速から引き起こされる圧力比の
上昇を少なくとも部分的に補償するため、圧力比を減少
するための抽気弁を開放する要求を発生する。その要求
は、部分的には、制御システムに組み込まれたコンプレ
ッサ速度の最大変化率に従属する。しかしながら、コン
プレッサ速度の最大変化率のスケジュールを指令するエ
ンジン要求は、しばしば、コンプレッサ抽気要求とは異
なっている。コンプレッサ抽気要求をコンプレッサ速度
の最大変化率のスケジュールと結び付けることは、制御
システム設計者即ちエンジニアが、さもなければ安全余
裕が許容するまで十分に閉止する様に抽気をスケジュー
ルすることの妨げとなる。他の方法である従来の制御シ
ステムも、それに先行する抽気開放／抽気閉止システム
の改良であるという事実にも拘わらず、一貫して小さな
許容できるサージ余裕を備えた過渡時のコンプレッサ運
転曲線を与えていない。
抽気開放面積が増加すると、パイロットの動作はその
様な減少を要求していないにも拘わらず、エンジンは減
速率を低下させる結果を生じる熱力学的な再適合状態と
なる。この望ましくない減速率における低下は制御装置
に抽気開放面積の減少（あるいは、増加をより小さくす
ること）を要求させる。抽気位置の変化は、また、エン
ジン圧力比（EPR）の変化をも生じる。燃料の流れは一
般的にEPRに関係していることから、抽気位置の変化は
燃料速度の変化をもたらす。これらの現象は、以後、
「抽気システム相互作用」と呼ばれ、ある定常状態の位
置から他へ移行する際、好ましくない抽気バルブ及びス
ラストの発振を引き起こす。
従来の技術では、抽気スケジュールをコンプレッサ速
度の最大変化率に結び付けることは、上記で議論した発
振を取り除くという要求と一緒にされ、制御システムは
急激な減速の最初の段階における安全性に対して要求さ
れる以上の安定性を持って設計されることとなってい
た。本発明により低減しあるいは解消しようとすること
は、この様な問題でありそして好ましくないスラスト振
動である。本発明の目的は、エンジンの過渡時におい
て、安全性を犠牲にすることなく、コンプレッサを失速
線により近接させながら運転することを可能とするガス
タービンエンジンのコンプレッサ抽気制御システムを提
供することにある。
本発明の他の目的は、過渡運転を通してコンプレッサ
を比較的一定なサージ余裕を持って運転することの可能
な抽気制御システムを提供することにある。
更に、本発明の他の目的は、エンジンの過渡時を通し
て、コンプレッサがその定常状態動作特性に近接して運
転することが可能な抽気制御システムを提供することに
ある。
本発明のさらに他の目的は、エンジンがある定常状態
運転モードから他の定常状態運転モードに通過するとき
の過渡時のエンジン運転において、抽気開放面積の発振
を避けることのできる抽気制御システムを提供すること
にある。
〔課題を解決するための手段及び作用〕
本発明によれば、エンジンの過渡時において、制御シ
ステムは、コンプレッサ抽気バルブを、飛行条件によっ
てバイアスされ、そしてエンジン出力レベルによ修正さ
れたコンプレッサ速度の変化率を関数として、全開と全
閉位置の間に調整する。より明確には、過渡時のエンジ
ン動作において一貫して小さく、しかし許容できるコン
プレッサのサージ余裕を維持するために、過渡時動作の
ための全閉抽気面積の追加割合が、飛行条件のためにバ
イアスされて、エンジン速度の変化率に基づいて関数発
生器によって決定される。補正係数は、エンジン出力レ
ベルに対応するためにプログラムされた抽気開放面積の
定常状態の割合に追加され、そして、結合された量が抽
気開放面積をリセットするために使用される。関数発生
器の抽気スケジュールは、スケジュールされたエンジン
速度の許容される最大変化率のいずれに対しても独立で
ある。本発明は、特に、高低圧コンプレッサを備えたエ
ンジンの減速時における使用に好適である。高圧コンプ
レッサの減速は低圧コンプレッサにかかる圧力比を上昇
させる原因となり、低圧コンプレッサの動作点をその失
速線により近く移動させる様になる。従って、安全余裕
を減少させることとなる。抽気開放面積の増大は、低圧
コンプレッサにかかる圧力比を減少することにより生じ
るこれらのことを補償し、もって、その動作点をその失
速線からさらに離れて移動する。減速率と失速線に向か
う動作点の移動量との間には直線的な関係がある。この
直線的な関係はエンジンが動作している飛行条件によっ
て変化する。本発明の制御システムにおいて、関数発生
器は、減速率及び飛行条件の両者を補償するために開か
れなければならない抽気量を示す信号を発生する（例え
ば、高度は飛行条件を示すために使われる）。これによ
り、コンプレッサの動作点の失速線に向かう移動を減少
させることができる。
抽気流速は、抽気解放面積と、抽気入口及び出口での
関連ガス圧力との関数である。抽気入力ガス圧力は、エ
ンジンの出力レベルと共に変化する。したがって、減速
中の失速余裕を制御するために、出力レベルの変化を補
償することが必要である。本発明の制御システムでは、
特定の減速率及び歩行条件に対する抽気開放領域の変化
のスケジュールされた量が、エンジン出力に従属する補
正係数によって掛算される。その掛算結果は、最終的に
減速中に抽気開放領域をリセットするために使用され
る。好ましくは、抽気スケジュール及び出力レベル補正
係数が低圧コンプレッサ過渡運転線を、定常状態運転線
よりも小さい一定の小さな割合に維持する。これは、減
速中を通して最小安全レベルに近接した失速余裕を維持
する。
本発明の最適実施例によれば、信号が関数発生器に入
力され、新しい抽気位置信号を発生するために使用され
る前に、ヒステリシスコンストラクトが減速率信号に加
えられる。ヒステリシスコンストラクトは、入出力間の
差が帯域幅と呼ばれる特定値の２分の１を越えるまで信
号定数の出力を保持する関数である。入力が出力と帯域
幅の２分の１よりも大きい時出力は入力と帯域幅の２分
の１との差に等しくなるように設定される。入力が出力
と帯域幅の２分の１との差よりも小さい時、出力は入力
と帯域幅の２分の１の和に等しくなるように設定され
る。ほかの場合には、出力は一定になっている。帯域幅
は、ノイズによる入力の変化及び抽気システム相互作用
の出力への影響が最小になるように選択される。本発明
に関して、パイロットがエンジンを減速させるためにス
ロットルを遅らせると、燃料流量が即座に減少し、コン
プレッサが減速し始める。ヒステリシスコンストラクト
を減速率に加えない場合、制御システムは、単にその時
点での実際の減速率に基づいて抽気流量率を設定するこ
ととなる。従って、パイロットの要求によって減速率が
増加すると、抽気開放面積が増大し、コンプレッサに係
る圧力比を低減させる。結果としての抽気流量はエンジ
ンの熱力学的再適合を生じさせる。この再適合は、減速
率は僅かしか減少しない。減速率の減少に対する制御シ
ステムの応答は、２つある。それは、所望の減速率を維
持するために、燃料制御がさらに燃料流量を低減させる
間中、抽気制御に抽気開放面積を減少せしめさせる。ヒ
ステリシスがないと、エンジンスラスト発振がある。ヒ
ステリシスコンストラクトを減速率に加えることによっ
て、減速率の（選択された帯域幅よりも小さな）小さな
ゆらぎ関数発生器に送られる減速率信号の大きさに変動
を与えない。ヒステリシスコンストラクトは、抽気流量
応答に、選択された帯域幅による減速率の変化を遅らせ
しめ、それによって、減速中の抽気流量発振（従って、
スラスト発振）に対するポテンシャルを低減させる。
〔実施例〕
本発明の好適な実施例として、図面に参照符号10で示
されたツインスプールターボファンガスタービンエンジ
ンを用いる。このエンジンは、軸を介して高圧タービン
14に接続された低圧コンプレッサ12、軸を介して高圧タ
ービン18に接続された高圧コンプレッサ16、及び上記高
圧タービンと上記高圧コンプレッサの間に配置されたバ
ーナ部20から構成されている。抽気弁22は、高低圧コン
プレッサ間に配設され、エンジンのある作動状態の間、
エンジン流路からくるコンプレッサの空気を吐出させる
働きをする。
技術的に良く知られているように、そして本発明の実
施例でもそうであるように、 抽気弁開面積は、例えばバーナ部への燃料流量を制御す
る電子エンジン制御手段によって調節される。その抽気
弁22の制御に直接関連した電子エンジン制御手段の部分
のみが、図面に示されている。また、説明の都合上、そ
れは簡単に示されている。
補正された低ロータ速度N,C,飛行マッハ数（Mn）、及
び飛行高度（ALT）を示す信号は、全て関数発生器24に
与えられる。この関数発生器24は、経験的に開発された
定常状態抽気予定から定常状態抽気位置信号Bssを発生
する。Bssは、完全に閉の状態から100％開の状態までの
どこかにある抽気弁の所望の定常状態位置を示す。
高圧ロータ速度（N2）の変化率は、一定間隔で計算さ
れ、「ヒステリシス」と表記されたブロックによって表
されたヒステリシスコンストラクトに与えられる。ヒス
テリシス26からの出力Ｒは、エンジン作動時の飛行条件
を表している高度信号80と共に、関数発生器28に与えら
れる。関数発生器は、過渡的な抽気位置リセット信号BT
を発生するように設計されている。その信号BTは、減速
中に生ずる失速余裕の損失を無くすために、抽気弁22が
さらにどの程度開放されるべきかを指示する。飛行条件
は、エンジン減速率及び要求された抽気開放面積間の関
係に影響を持つので、エンジン作動時の飛行条件を明ら
かにするために、関数発生器28内で出力信号BTにたいし
てバイアスをかけている。しかし、その関数発生器28
は、エンジン作動時の出力レベルから生ずる差、すなわ
ち所定の抽気開放面積に対する実際の抽気流の差を考慮
していない。
なお、この実施例においては、高度が、出力信号BTを
バイアスするために使用される飛行条件パラメータにな
っている。周囲圧力、エンジンマッハ数あるいはエンジ
ン入力総合圧力等の他のパラメータもまた、使用可能で
ある。
これらの差を考慮するために、関数発生器32は、その
入力として、エンジン出力レベルを示すパラメータであ
る補正された低圧コンプレッサ速度N1Cを持つ。その関
数発生器32は、ここで補正係数として参照される信号Ｆ
を発生する。補正係数Ｆ及び過渡的抽気位置リセット信
号BTが、掛算器34で共に掛算される。掛算器34の出力B
CTは、以下に補正された過渡的抽気位置リセット信号と
して参照される。BCTは、減速による失速余裕の損失を
最小化するために要求される付加的抽気開放面積であ
る。
もし、エンジン出力レベルが、関数発生器28内の実験
的曲線に基づくエンジン出力レベルとたまたま同一であ
る場合、その時のＦの値は、1.0であり、BTはBCTに等し
い。もしそうでなければ、Ｆは1.0の他の値をとる。BCT
の値は、完全に開放された抽気面積に対する割合すなわ
ちパーセントを表す。従って、もしBCTが0.3であれば、
それは、減速による失速余裕の損失を補償するために、
抽気開放面積を、その完全開放面積の30％に等しい量だ
け大きくせねばならないということを意味する。
補正された過渡的抽気位置リセット信号BCTは、レー
ト制限器36を通過し、加算器において定常状態抽気位置
信号BSSに加算される。結合された信号BSS＋BCTは、低
値選択ゲート40に入力される。この低値選択ゲートに
は、1.0の値を有する信号を入力する様に構成されてい
る。したがって、低値選択ゲートからの出力である低値
選択ゲート出力信号42は、弁22が完全に開放されること
を意味する1.0よりも決して大きくない。出力信号42は
選択回路44に与えられる。この選択回路の機能を以下に
説明する。
フィードバック信号FSは、抽気弁22から線48を介して
決定回路46に送られる。決定回路46は、フィードバック
信号FSが有効でないか、信頼できない時のみ、信号50を
セレクタ44に送る。有効でないまたは信頼できないこと
は、抽気弁の現在位置すなわち開放面積が信頼性を持っ
て決定され得ないことを意味する。もし、選択回路44が
そのような信号を受けなければ、それは、フィードバッ
ク信号FSが良好（Ｇ）であり、選択回路出力信号52が、
1.0の値より低いすなわち定常状態抽気位置信号（BSS）
と補正された過渡的抽気位置リセット信号（BCT）の合
計であるところの信号42の値を有することを意味する。
選択回路出力信号52は、抽気弁の位置をリセットするた
めに使用される。他方、もし、信号50が選択回路44に送
られる場合には、それは、フィードバック信号（FS）が
不良（Ｂ）すなわち信頼できないことを意味する。その
時、選択回路出力信号52は、計算機56の出力信号54に等
価である。
計算機56は、低圧コンプレッサの速度NC1及びバーナ
圧力PBの変化率を表す信号を受け取る。これら２つの入
力に基づいて、計算機56は抽気弁が完全に開放されてい
るかあるいは完全に閉成されているかを決定する。従っ
て、信号54は抽気弁が完全に閉成されるべきであること
を意味する0.0であるか、抽気弁が完全に開放されるべ
きであることを意味する1.0である。フィードバック位
置信号48が信頼できるとき、抽気はBCTによって示され
る増大量と定常状態抽気信号BSSに従って位置付けられ
る。そのような増大量は、エンジンが減速ではなく加速
を意味するＲの全負値に対して0.0（例えば、BCT＝0.
0）である。
減速率が落ち、パイロットが突然減速途中で加速を求
める状況において、補正された過渡抽気位置信号BCTの
値は速やかに前値から減少する。もし、BCTが突然減少
あるいは除去されると、エンジンの安定性は維持されな
い。速度制御器36はBCTの値の減少が加算器38に印加さ
れる速度を制御すなわち制限するために設けられてい
る。これは、ある条件下で、抽気弁があまりに急速に閉
じるのを防止する。
第２図は第１図に示されたものと同様のエンジンの低
圧コンプレッサの減速応答を説明するグラフである。低
圧コンプレッサにかかる圧力比が縦軸にプロットされ、
コンプレッサを介する補正された流量速度が横軸にプロ
ットされている。コンプレッサの失速線はグラフ上にSL
で表示され、定常状態運転線はSSで表示されている。失
速は、ハッチング領域で生ずる。失速余裕（例えば、失
速線と定常状態運転線との間の垂直距離）は全ての定常
状態運転線に対してかなり一定である。過渡運転線の特
性は幾つかの特徴を明確にするために誇張されている。
グラフにはスケールが示されていない。
減速の初期に、エンジンは定常位置“a"で運転されて
おり、定常状態“b"にエンジンを減速するために、パイ
ロットが突然スロットルを動かしたと仮定する。もし、
抽気がなければ、過渡運転線はグラフにNBで示された線
を追従する。その場合、エンジンサージすなわち失速
が、失速線に点“c"で出会う時に起こる。PAで示された
曲線は過渡運転線を表している。その線は、米国特許4,
756,152号に開示された従来の制御システムを有するエ
ンジンのコンプレッサによるものである。典型的なスナ
ップ（例えば、突然の）減速に対して、定常状態と過渡
運転線間の差であるエクスカーションは初め毎秒約15％
で成長する。このエクスカーションの成長は抽気弁が開
放されるや否や停止し逆転する。従来の制御システムの
制限によって、抽気は望ましい程速やかには開放されな
い。過渡の途中段階の間は、実際に要求される以上抽気
が必要である。
本発明の制御システムを用いて減速中に起こる運転線
はPIで示されている。本発明の制御システムでは、過渡
運転線PIが減速モードの大部分で望ましい所に入り込む
ようになっている。第２図に示されているように、減速
モードの初期にその初期エクスカーション後に定常状態
運転線に実質的に並行な線をたどる。それは、減速モー
ドの大部分に渡って、定常状態運転線よりも圧力比で約
５％下にある。
定常状態運転線よりも上のエクスカーションは減速開
始後の抽気弁の開放遅れによる。この遅れに寄与する要
素の１つは、ヒステリシスコンストラクトの減速率への
適用である。本発明の制御システムは、減速率がヒステ
リシスの帯域幅を越えるまでは過渡抽気リセット要求を
出さない。このスレッショルド値に達すると、抽気弁が
開放され、エクスカーションの成長が逆転する。従来の
制御システムでは、本発明のスレッショルドよりも大き
なスレッショルドを越えなければならない。
単一スプール型エンジンでは、定常状態位置から他の
状態への滑らかな移行の問題は、エンジンの減速時より
もむしろ加速中に生ずる。本発明がそのような場合にも
適用できることは明らかである。
〔発明の効果〕
本発明によれば、エンジンの過渡時において、安全性
を犠牲にすることなく、コンプレッサを失速線により近
接させながら運転することができる。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明の制御システムを含むツインスプール
型ガスタービンエンジンの概略構成図出ある。 第２図は、従来技術に対する本発明の利点を説明するた
めに、代表的コンプレッサ応答を示している図である。 10……ガスタービンエンジン 12……低圧コンプレッサ 14……低圧タービン 16……高圧コンプレッサ 18……高圧タービン
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 9/18 F02C 9/28

Claims (13)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】コンプレッサ及びコンプレッサ抽気弁を有
    するガスタービンエンジンにおいて、エンジンの過渡状
    態中に上記抽気弁を制御する装置であって、上記制御装
    置は、 エンジンの過渡状態中に、上記コンプレッサ運転線がコ
    ンプレッサ失速線方向へ移行するのを低減させるために
    用いる過渡抽気リセット位置信号を、上記過渡状態中に
    発生する関数発生手段、 エンジンの出力レベルに応じて、過渡抽気リセット位置
    信号の補正係数を発生する手段、 上記補正係数を過渡抽気リセット位置信号に印加し、補
    正された過渡抽気リセット位置信号を発生する手段、 エンジンの定常状態の運転に適した定常状態抽気位置信
    号を発生する手段、 上記定常状態抽気位置信号を上記補正された過渡抽気位
    置信号に加算し、結合信号を生成する手段、及び、 上記結合信号に応答し、上記結合信号値の関数として、
    エンジンの過渡状態中に上記抽気弁の位置を調節する手
    段を有し、 上記過渡抽気リセット位置信号は、１）コンプレッサの
    速度変化率の関数で、２）コンプレッサ速度の最大許容
    変化率のスケジュールとは独立して、３）エンジンが作
    動している飛行条件を表しているパラメータによってバ
    イアスされている値を有することを特徴とするタービン
    エンジンの抽気弁制御装置。
  2. 【請求項２】高圧コンプレッサ、低圧コンプレッサ、及
    びコンプレッサ抽気弁を有するガスタービンマルチスプ
    ール型エンジンにおいて、エンジンの減速中に上記抽気
    弁を制御する装置であって、上記制御装置は、 上記複数のコンプレッサの第１のコンプレッサの速度変
    化率を表わす第１の信号を発生する手段、 上記第１信号を入力として有し、第２の信号を出力とし
    て有するヒステリシス手段、 上記エンジンの出力レベルを表わす第３の信号を生成す
    る手段、 上記第２信号に応答し、飛行条件を表わすパラメータに
    よってバイアスされた過渡抽気調節信号を、エンジン減
    速中に発生する関数発生手段、 上記第３信号に応答して、エンジン出力レベルの関数で
    ある過渡抽気調節補正係数を発生する手段、 上記補正係数を過渡抽気調節信号に印加し、補正された
    過渡抽気調節信号を発生する手段、 エンジンの定常状態での運転に適した定常状態抽気位置
    信号を発生する手段、 上記補正された過渡抽気調節信号を上記定常状態抽気位
    置信号に加算し、結合信号を生成する手段、及び 上記結合信号に応答し、上記結合信号の値の関数とし
    て、エンジンの減速中に上記抽気弁の位置を調節する手
    段、 から構成されていることを特徴とするガスタービンエン
    ジンの制御装置。
  3. 【請求項３】上記エンジン出力レベルを表わす手段が、
    上記複数のコンプレッサの１つの速度であることを特徴
    とする請求項２に記載のガスタービンエンジンの制御装
    置。
  4. 【請求項４】上記抽気弁が低圧コンプレッサの出口抽気
    弁であり、上記第１信号が高圧コンプレッサの速度変化
    率を表わし、さらに上記第３信号が低圧コンプレッサの
    速度を表わしていることを特徴とする請求項３に記載の
    ガスタービンエンジンの制御装置。
  5. 【請求項５】飛行条件を表わすパラメータが高度である
    ことを特徴とする請求項２に記載のガスタービンエンジ
    ンの制御装置。
  6. 【請求項６】高圧コンプレッサ、低圧コンプレッサ及び
    上記複数のコンプレッサの１つと関連づけられたコンプ
    レッサ抽気弁を有するガスタービンエンジンを制御する
    方法であって、上記方法は、 定常状態抽気位置信号の関数として、エンジンの定常状
    態運転中の抽気弁の位置を設定し、上記複数コンプレッ
    サの１つを、定常状態運転線に沿って運転せしめる段階
    と、 １）コンプレッサ速度の最大許容変化率のスケジュール
    とは独立して、２）エンジンが作動している飛行条件を
    表わしているパラメータによってバイアスされ、上記１
    つのコンプレッサの速度変化率の関数である過渡抽気位
    置調節信号を発生する段階と、 上記バイアスされた過渡抽気調節信号をエンジン出力レ
    ベルに対して補正する段階と、 上記定常状態信号と上記補正された過渡調節信号を加算
    し、エンジンの減速中に上記信号の和の関数として上記
    抽気弁位置を調節する段階と、を有することを特徴とす
    るガスタービンエンジンの制御方法。
  7. 【請求項７】上記コンプレッサの上記１つの速度変化率
    を表わす信号を発生する段階、及びヒステリシス概念を
    上記率信号に与え、ヒステリシス出力信号を生成する段
    階を有し、上記の過渡抽気位置調節信号を発生する段階
    が、上記ヒステリシス出力信号の関数として上記過渡抽
    気調節信号を発生する段階を有することを特徴とする請
    求項６に記載のガスタービンエンジンの制御方法。
  8. 【請求項８】上記コンプレッサの上記１つが、低圧コン
    プレッサであり、上記抽気弁が低圧コンプレッサの出口
    に配置され、さらに上記抽気調節信号をエンジン出力レ
    ベルに対して補正する段階が、低圧コンプレッサ速度の
    関数である補正係数を発生する段階及び上記バイアスさ
    れた過渡抽気調節信号を上記補正係数と掛算する段階を
    有することを特徴とする請求項７に記載のガスタービン
    エンジンの制御方法。
  9. 【請求項９】エンジンの減速中に上記抽気弁位置を調節
    する段階では、減速期間の大半において、定常状態の運
    転線にほぼ並行で、かつその線上またはその線よりも下
    側にある運転線にそって、上記コンプレッサの上記１つ
    が運転されることを特徴とする請求項７に記載のガスタ
    ービンエンジンの制御方法。
  10. 【請求項１０】上記コンプレッサの上記１つが低圧コン
    プレッサであることを特徴とする請求項９に記載のガス
    タービンエンジンの制御方法。
  11. 【請求項１１】上記抽気弁が上記低圧コンプレッサの出
    口に配置されていることを特徴とする請求項10に記載の
    ガスタービンエンジンの制御方法。
  12. 【請求項１２】抽気弁の位置を検知し、それを示すフィ
    ードバック信号を発生する段階を有し、さらに、フィー
    ドバック信号が使用不可又は信頼性に欠けるか否かを決
    定する段階、及びフィードバック信号が使用不可または
    信頼性に欠ける時に、フィードバック信号による開閉の
    調整を行わずに抽気弁を運転する段階を有することを特
    徴とする請求項10に記載のガスタービンエンジンの制御
    方法。
  13. 【請求項１３】エンジンの減速中、突然に加速を要求さ
    れた時、あまりに急速な抽気弁開放速度を防止するため
    に、エンジン減速中の抽気弁の調節速度が制限されるこ
    とを特徴とする請求項12に記載のガスタービンエンジン
    の制御方法。
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