JP3318611B2 - 航空機ガスタービンエンジンの制御装置 - Google Patents
航空機ガスタービンエンジンの制御装置Info
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- JP3318611B2 JP3318611B2 JP51088193A JP51088193A JP3318611B2 JP 3318611 B2 JP3318611 B2 JP 3318611B2 JP 51088193 A JP51088193 A JP 51088193A JP 51088193 A JP51088193 A JP 51088193A JP 3318611 B2 JP3318611 B2 JP 3318611B2
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- Japan
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- signal
- acceleration
- control device
- acceleration schedule
- schedule
- Prior art date
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)
-
- 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
- F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)
- F05D2270/042—Purpose of the control system to control acceleration (u) by keeping it below damagingly high values
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、航空機エンジンに関し、特にこのようなエ
ンジンのための二段加速スケジュール制御装置に関す
る。
ンジンのための二段加速スケジュール制御装置に関す
る。
発明の背景 ガスタービンエンジンは入力要求に応じて運転されて
いる。入力要求はエンジン出力の変化を生み出す燃料流
量を変更するものである。様々な公知の制御制限条件は
運転の範囲や負荷の変化速度について限界を定めてい
る。
いる。入力要求はエンジン出力の変化を生み出す燃料流
量を変更するものである。様々な公知の制御制限条件は
運転の範囲や負荷の変化速度について限界を定めてい
る。
正確な圧縮機サージ限界が設けられ、エンジン材料は
過度の温度レベルから保護されている。負荷の変化中
は、熱過渡が起っている。エンジン部品が他の部品より
迅速に熱応答した時は、膨張差が生じる。これによっ
て、連結構造には擦れや熱応力が生ずることがある。
過度の温度レベルから保護されている。負荷の変化中
は、熱過渡が起っている。エンジン部品が他の部品より
迅速に熱応答した時は、膨張差が生じる。これによっ
て、連結構造には擦れや熱応力が生ずることがある。
急速な温度変化によって、部品の露出面は同部品の静
止前に膨張することもある。この膨張は、過渡中に部品
内で熱応力となる。一般に、直接的な破損はないもの
の、歪みの大きさやサイクル数等の関数として疲れ損失
が生じている。
止前に膨張することもある。この膨張は、過渡中に部品
内で熱応力となる。一般に、直接的な破損はないもの
の、歪みの大きさやサイクル数等の関数として疲れ損失
が生じている。
航空機及びそのエンジンは、保証のため又安全運転の
ために特定の応答時間性能を満たしていなければならな
い。従って、エンジンは長期の運転寿命を維持しながら
も、これらの要件を満たすように設計及び又は選定され
ている。また、ある状態では、エンジン及び航空機のよ
り迅速な応答を提供することが時には望ましい。
ために特定の応答時間性能を満たしていなければならな
い。従って、エンジンは長期の運転寿命を維持しながら
も、これらの要件を満たすように設計及び又は選定され
ている。また、ある状態では、エンジン及び航空機のよ
り迅速な応答を提供することが時には望ましい。
予め選択した加速スケジュールをより高いスケジュー
ルに変更する従来の方法は、この要望を満たしてはい
る。しかしながら、この方法はより迅速なスケジュール
の使用を常に招くことになる。より迅速な応答は各サイ
クルについて熱応力を増大させるものである。この従来
技術の応答は今では全ての運転状態で生じているので、
極限サイクルの数を増やし、エンジンの熱断面寿命を著
しく短縮させてしまうのである。
ルに変更する従来の方法は、この要望を満たしてはい
る。しかしながら、この方法はより迅速なスケジュール
の使用を常に招くことになる。より迅速な応答は各サイ
クルについて熱応力を増大させるものである。この従来
技術の応答は今では全ての運転状態で生じているので、
極限サイクルの数を増やし、エンジンの熱断面寿命を著
しく短縮させてしまうのである。
発明の要約 基本の加速スケジュールは全ての通常状態でエンジン
の応答を制限しているが、保証規則を満たすと共に安全
運転を提供するものである。着陸接近中は、滑降経路誤
差を迅速に補正することが望ましい。また、着陸復行を
必要とするならば、より迅速に応答することも望ましい
ことである。
の応答を制限しているが、保証規則を満たすと共に安全
運転を提供するものである。着陸接近中は、滑降経路誤
差を迅速に補正することが望ましい。また、着陸復行を
必要とするならば、より迅速に応答することも望ましい
ことである。
第２のより迅速な加速スケジュールが用意されてい
る。制御制限条件は接近及び着陸復行条件においてのみ
このスケジュールの調停を許可している。
る。制御制限条件は接近及び着陸復行条件においてのみ
このスケジュールの調停を許可している。
第１の加速スケジュールが用意され、かつこの第１の
加速スケジュールよりも高い許容エンジン加速を確立す
る第２の加速スケジュールも用意されている。接近条件
充足信号発生装置は、接近条件が満たされた時に信号を
発する。この第２のより高い加速スケジュールの使用
は、接近条件充足信号が存在している時にのみ許可され
る。
加速スケジュールよりも高い許容エンジン加速を確立す
る第２の加速スケジュールも用意されている。接近条件
充足信号発生装置は、接近条件が満たされた時に信号を
発する。この第２のより高い加速スケジュールの使用
は、接近条件充足信号が存在している時にのみ許可され
る。
第２の加速スケジュールは、パイロットレバーの前進
信号、十分なエンジン速度信号及び適正高度範囲内信号
がさらに存在している時にのみ許可される。
信号、十分なエンジン速度信号及び適正高度範囲内信号
がさらに存在している時にのみ許可される。
図面の簡単な説明 第１図は本制御装置の略図である。
第２図は、各加速スケジュールについての時間対スラ
ストを示す曲線図である。
ストを示す曲線図である。
好適な実施例の説明 第１図を参照すると、低圧ロータ12と高圧ロータ14を
備えたガスタービンエンジン10が示してある。燃焼器16
は燃料を受けるが、その流量はバルブ18で調整される。
排気ガスは、排気ノズル20を通ることによってスラスト
を生み出している。
備えたガスタービンエンジン10が示してある。燃焼器16
は燃料を受けるが、その流量はバルブ18で調整される。
排気ガスは、排気ノズル20を通ることによってスラスト
を生み出している。
エンジン速度センサ22は高圧ロータ14の速度を感知す
る。パラメータセンサ24は初めに制御すべきパラメータ
を感知するものである。そのパラメータとは、好ましく
はエンジン圧力比又は低圧ロータ速度（N1）である。
る。パラメータセンサ24は初めに制御すべきパラメータ
を感知するものである。そのパラメータとは、好ましく
はエンジン圧力比又は低圧ロータ速度（N1）である。
コントローラ26は、パイロット動力レバー角度28や、
入口温度圧力、高度等の他の条件からの要求信号を受け
る。コントローラは、ライン30を通じて比較ポイント32
に進む動力設定用パラメータレバー基準を出力する。こ
こでは、このパラメータ基準は感知されたパラメータ24
と比較され、ライン34を通じて動力誤差を表わす誤差信
号を送出する。補償ロジック36はこの誤差信号を燃料
（ポンド毎時毎秒）のような流量信号に転換し、ライン
38を通じてその信号を高セレクト・ロジック40に進め
る。ここでは、流量信号が最小許容エンジン速度等の他
の信号と比較され、その選択された信号がライン42を通
じ低セレクト・ロジック44に送出される。
入口温度圧力、高度等の他の条件からの要求信号を受け
る。コントローラは、ライン30を通じて比較ポイント32
に進む動力設定用パラメータレバー基準を出力する。こ
こでは、このパラメータ基準は感知されたパラメータ24
と比較され、ライン34を通じて動力誤差を表わす誤差信
号を送出する。補償ロジック36はこの誤差信号を燃料
（ポンド毎時毎秒）のような流量信号に転換し、ライン
38を通じてその信号を高セレクト・ロジック40に進め
る。ここでは、流量信号が最小許容エンジン速度等の他
の信号と比較され、その選択された信号がライン42を通
じ低セレクト・ロジック44に送出される。
燃料（ポンド毎時毎秒）のような選択された低燃料流
量信号は、制御ライン46を通じて積分器48に送られ、そ
こで燃料（ポンド毎時）のような要求流量に変換され
る。この信号はライン50を通じ制御バルブ18に進む。
量信号は、制御ライン46を通じて積分器48に送られ、そ
こで燃料（ポンド毎時）のような要求流量に変換され
る。この信号はライン50を通じ制御バルブ18に進む。
要求信号は何度でも自動的に確立させることができ
る。例えば、低エンジン速度を検出した時この要求信号
の自動確立が起こることがある。応答もパイロット動力
レバー角度PLAに送られたときと同様である。
る。例えば、低エンジン速度を検出した時この要求信号
の自動確立が起こることがある。応答もパイロット動力
レバー角度PLAに送られたときと同様である。
従来の制御装置では、低セレクト・ロジック44に進入
する信号の１つは、加速スケジュールからの出力を有し
ている。しかしながら、ここでは、２つの加速スケジュ
ール、即ち通常使用される低スケジュールと特定の条件
の下でのみ選択される高スケジュールが以下に記載の如
く用意されている。
する信号の１つは、加速スケジュールからの出力を有し
ている。しかしながら、ここでは、２つの加速スケジュ
ール、即ち通常使用される低スケジュールと特定の条件
の下でのみ選択される高スケジュールが以下に記載の如
く用意されている。
第１の低加速スケジュール52は全て通常運転中に使用
されるものである。ここでは、エンジン速度信号（N2）
がライン54を通じて進入し、発生された許容加速信号
（N2DOT）がライン56を通じスイッチ58に進む。エンジ
ン速度信号は通常補正された速度信号である。また、機
械的速度はエンジンの測定温度或いは合成温度のいずれ
かについて補正されている。
されるものである。ここでは、エンジン速度信号（N2）
がライン54を通じて進入し、発生された許容加速信号
（N2DOT）がライン56を通じスイッチ58に進む。エンジ
ン速度信号は通常補正された速度信号である。また、機
械的速度はエンジンの測定温度或いは合成温度のいずれ
かについて補正されている。
また、このスケジュールは、高度信号60によって適切
なものに補正することができる。通常の運転状態の下で
は、スイッチ58はこの高度信号をライン56から選択し、
ライン62を通じて許容RPM毎秒を表わす信号を送出す
る。補償器64はこの信号を燃料（ポンド毎時毎秒）信号
に転換し、これをライン66を通じて低セレクト・ロジッ
ク44に進める。このロジック44は、全ての通常状態中に
エンジンの加速を制限する許容エンジン加速信号を出力
する。
なものに補正することができる。通常の運転状態の下で
は、スイッチ58はこの高度信号をライン56から選択し、
ライン62を通じて許容RPM毎秒を表わす信号を送出す
る。補償器64はこの信号を燃料（ポンド毎時毎秒）信号
に転換し、これをライン66を通じて低セレクト・ロジッ
ク44に進める。このロジック44は、全ての通常状態中に
エンジンの加速を制限する許容エンジン加速信号を出力
する。
低セレクト・ロジック44に進入する他の制限条件は、
この信号よりもしばしば上位であるので、エンジンはほ
とんどの時間この加速スケジュールによって効果的に運
転されるわけである。第２の加速スケジュール68はより
急速な加速を許可する高スケジュールである。このスケ
ジュールが選択されると、ある選ばれた飛行状態中によ
り急速な加速を与えるので、エンジンに対して熱応力の
増大が起こることがわかる。
この信号よりもしばしば上位であるので、エンジンはほ
とんどの時間この加速スケジュールによって効果的に運
転されるわけである。第２の加速スケジュール68はより
急速な加速を許可する高スケジュールである。このスケ
ジュールが選択されると、ある選ばれた飛行状態中によ
り急速な加速を与えるので、エンジンに対して熱応力の
増大が起こることがわかる。
第２の加速スケジュール68に対しては、第１の加速ス
ケジュールの場合と同じく、信号N2がライン70を通じて
進入し、許容加速信号がライン72を介して出て行きスイ
ッチ58に進む。スイッチ58は、ANDゲート76を通って進
むライン74の信号が存在している時にのみ、ライン72か
らの信号を受取る。
ケジュールの場合と同じく、信号N2がライン70を通じて
進入し、許容加速信号がライン72を介して出て行きスイ
ッチ58に進む。スイッチ58は、ANDゲート76を通って進
むライン74の信号が存在している時にのみ、ライン72か
らの信号を受取る。
接近条件充足ロジック78は、接近条件が満たされた時
にのみ、信号をANDゲート76に送出するものである。こ
れら接近条件とは、航空機設計者が通常特定する条件で
ある。即ち、これらの条件には、スラットのセッティン
グ、フラップのセッティング、着陸装置の形態や、これ
らに類する他の因子が含まれる。
にのみ、信号をANDゲート76に送出するものである。こ
れら接近条件とは、航空機設計者が通常特定する条件で
ある。即ち、これらの条件には、スラットのセッティン
グ、フラップのセッティング、着陸装置の形態や、これ
らに類する他の因子が含まれる。
接近条件充足ロジック78を唯一の条件として使用した
場合は、ANDゲート76は満たされ（又はまったく必要で
はない）、高加速スケジュールが選択される。次いで、
低セレクト・ロジック44内で、低加速スケジュールが高
加速スケジュールに替えられる。
場合は、ANDゲート76は満たされ（又はまったく必要で
はない）、高加速スケジュールが選択される。次いで、
低セレクト・ロジック44内で、低加速スケジュールが高
加速スケジュールに替えられる。
高加速スケジュールにおいてエンジンの運転を最小と
するためには、より急速な加速への切換えが許可される
前に追加条件が満たされるべきである。即ち、ロジック
・ボックス80が、運転が予め選択した高度範囲内にある
ことを確認することである。この高度範囲は、航空への
接近や起こりうる着陸腹行が予想される離陸高度エンベ
ロープに基づいている。ロジック・ボックス82は、スロ
ットルが前進位置にあることを確認すれば、着陸時の逆
スラスト制動中により高い加速スケジュールを使用する
のを防止して、より高い加速スケジュールに関連した熱
ひずみの増加を避けることができる。
するためには、より急速な加速への切換えが許可される
前に追加条件が満たされるべきである。即ち、ロジック
・ボックス80が、運転が予め選択した高度範囲内にある
ことを確認することである。この高度範囲は、航空への
接近や起こりうる着陸腹行が予想される離陸高度エンベ
ロープに基づいている。ロジック・ボックス82は、スロ
ットルが前進位置にあることを確認すれば、着陸時の逆
スラスト制動中により高い加速スケジュールを使用する
のを防止して、より高い加速スケジュールに関連した熱
ひずみの増加を避けることができる。
また、閾値速度ロジック84により大きいエンジン速度
を確認すれば、エンジンが十分な速度で運転されてい
て、このより急速な加速時にもエンジン圧縮機のサージ
や失速を避けることが保証される。
を確認すれば、エンジンが十分な速度で運転されてい
て、このより急速な加速時にもエンジン圧縮機のサージ
や失速を避けることが保証される。
更に、エンジン速度以外の感知したパラメータも、こ
の二段加速スケジュールと組合わせて使用することがで
きる。他の可能なパラメータには、燃料流量対バーナや
圧力比や出口ガス温度等が含まれる。
の二段加速スケジュールと組合わせて使用することがで
きる。他の可能なパラメータには、燃料流量対バーナや
圧力比や出口ガス温度等が含まれる。
第２図において、曲線86は通常の低加速スケジュール
の時間（秒）対スラスト（％）を示している。また、曲
線88は高加速スケジュールで運転しているエンジンの運
転時間対スラストを表わしている。この状態の下で滑降
経路を補正するのに用いられるのは実質的に約５秒間と
思われる。５秒程度存在しているこの高加速によって、
通常時よりは幾分か高い熱過渡が存在する。これは、他
の運転と比べ相対的にまれなことであり、更に過渡の全
ポテンシャル時間範囲を通じて存在することはない。
の時間（秒）対スラスト（％）を示している。また、曲
線88は高加速スケジュールで運転しているエンジンの運
転時間対スラストを表わしている。この状態の下で滑降
経路を補正するのに用いられるのは実質的に約５秒間と
思われる。５秒程度存在しているこの高加速によって、
通常時よりは幾分か高い熱過渡が存在する。これは、他
の運転と比べ相対的にまれなことであり、更に過渡の全
ポテンシャル時間範囲を通じて存在することはない。
着陸腹行を必要とする場合は、このより高い加速は長
時間継続するために、幾分か大きな疲れ損失ポテンシャ
ルによってより高い熱応力を招くことになる。しかしな
がら、この種の運転はまったく稀れであり、このような
サイクルが起こることは殆どない。
時間継続するために、幾分か大きな疲れ損失ポテンシャ
ルによってより高い熱応力を招くことになる。しかしな
がら、この種の運転はまったく稀れであり、このような
サイクルが起こることは殆どない。
予め選択した運転モードにおいては、急速な加速に反
発する力が得られる。他の運転モード全てにおいては、
このような加速は低いが安全なレベルに制限されてい
る。より急速な加速に伴うより高い熱応力は予め選択し
たモードの時にのみ生じ、これによって極限サイクル数
を低減することができる。また、これはエンジンの熱断
面寿命を増長させるものでもある。
発する力が得られる。他の運転モード全てにおいては、
このような加速は低いが安全なレベルに制限されてい
る。より急速な加速に伴うより高い熱応力は予め選択し
たモードの時にのみ生じ、これによって極限サイクル数
を低減することができる。また、これはエンジンの熱断
面寿命を増長させるものでもある。
フロントページの続き (72)発明者 プリースト バリー エル アメリカ合衆国コネチカット 06108 イースト ハートフォード ハーバード ドライブ64 (56)参考文献 特開 昭58−214499（ＪＰ，Ａ) 欧州特許出願公開427345（ＥＰ，Ａ １) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) F02C 9/28
Claims (8)
- 【請求項１】感知したエンジンパラメータの関数として
許容エンジン加速信号を確立する第１の加速スケジュー
ルと； 前記感知したエンジンパラメータの関数としてより高い
エンジン加速信号を確立する第２の加速スケジュール
と； 充足された接近条件を表わす接近信号を出力する接近条
件充足信号発生装置と； 高度信号を出力する高度センサと； 前進又は逆進信号を出力するパイロット動力レバー角度
センサと； 感知したエンジン速度信号を出力するエンジン速度セン
サと； 動力要求信号を出力するためのエンジン動力要求手段
と； 前記加速信号の１つからの制限条件に応じて前記要求信
号を限定するための要求信号制限装置と； 前記第１及び第２の加速スケジュールの１つから選択加
速スケジュールを選択するための加速スケジュール選択
装置と； 接近条件充足信号が存在する時にのみ前記第２の加速ス
ケジュールの信号を選択する前記加速スケジュール信号
選択装置と； 前記選択された信号を前記要求信号制限装置に伝送する
伝送手段と； を包含することを特徴とするガスタービン制御装置。 - 【請求項２】請求項１記載の制御装置において、前記感
知したエンジンパラメータが感知したエンジン速度であ
ることを特徴とする制御装置。 - 【請求項３】請求項２記載の制御装置において、前記ガ
スタービンエンジンが高圧ロータと低圧ロータを有し、
かつ前記感知したエンジン速度が前記高圧ロータの感知
した速度であることを特徴とする制御装置。 - 【請求項４】請求項１又は２記載の制御装置において、
前記加速スケジュールセレクタは前進パイロット動力レ
バー角度信号が付随的に存在している時にのみ前記第２
の加速スケジュールを選択することを特徴とする制御装
置。 - 【請求項５】請求項４記載の制御装置において、前記感
知した高度を予め選択した高度範囲と比較し高度範囲内
信号を出力するための高度比較手段を更に包含し、前記
加速スケジュールセレクタは前記高度範囲内信号が付随
的に存在している時にのみ前記第２の加速スケジュール
を選択することを特徴とする制御装置。 - 【請求項６】請求項２又は５記載の制御装置において、
前記感知したエンジン速度を予め選択した最小エンジン
速度と比較し前記最小速度を超えた時に十分速度信号を
出力するための速度比較手段を更に包含し、前記加速ス
ケジュールセレクタは前記十分速度信号が付随的に存在
している時にのみ前記第２の加速スケジュールを選択す
ることを特徴とする制御装置。 - 【請求項７】請求項１記載の制御装置において、前記接
近条件充足信号が適当な位置のフラップ又はスラット信
号を含んでいることを特徴とする制御装置。 - 【請求項８】請求項７記載の制御装置において、前記接
近条件充足信号が適当な位置の着陸装置形態信号を含ん
でいることを特徴とする制御装置。
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US803,854 | 1991-12-09 | ||
| US07/803,854 US5285634A (en) | 1991-12-09 | 1991-12-09 | Aircraft gas turbine engine control |
| PCT/US1992/008465 WO1993012331A1 (en) | 1991-12-09 | 1992-10-02 | Aircraft gas turbine engine control |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH07504011A JPH07504011A (ja) | 1995-04-27 |
| JP3318611B2 true JP3318611B2 (ja) | 2002-08-26 |
Family
ID=25187613
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP51088193A Expired - Lifetime JP3318611B2 (ja) | 1991-12-09 | 1992-10-02 | 航空機ガスタービンエンジンの制御装置 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5285634A (ja) |
| EP (1) | EP0616662B1 (ja) |
| JP (1) | JP3318611B2 (ja) |
| DE (1) | DE69203872T2 (ja) |
| WO (1) | WO1993012331A1 (ja) |
Families Citing this family (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4523693B2 (ja) * | 2000-03-15 | 2010-08-11 | 本田技研工業株式会社 | 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 |
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| FR2879562B1 (fr) * | 2004-12-20 | 2008-05-16 | Airbus France Sas | Dispositif pour emettre une autorisation d'agir sur le fonctionnement d'un moteur d'aeronef et systeme de controle de moteur comportant un tel dispositif |
| US8459038B1 (en) | 2012-02-09 | 2013-06-11 | Williams International Co., L.L.C. | Two-spool turboshaft engine control system and method |
| EP2904251B1 (en) | 2012-10-01 | 2019-06-26 | United Technologies Corporation | Method of defining gas turbine engine control ratings |
| US9099882B2 (en) | 2013-01-18 | 2015-08-04 | Caterpillar Inc. | Turbine engine hybrid power supply |
| GB201321472D0 (en) | 2013-12-05 | 2014-01-22 | Rolls Royce Plc | Control of a gas turbine engine |
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|---|---|---|---|---|
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