JP3439823B2 - ガスタービンエンジン作動方法 - Google Patents
ガスタービンエンジン作動方法Info
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Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
が水を吸引する間にガスタービンエンジンを動作する方
法及びその方法によって動作することができるガスータ
ービンエンジンに関する。
が水を吸引する間にガスタービンエンジンを動作する方
法及びその方法によって動作することができるガスータ
ービンエンジンに関する。
【０００２】
【従来の技術】航空機に取り付けられるガスタービンエ
ンジンは、通常、雨、あられ、または雪の場合に十分に
作動することができる。これらの条件の下でエンジンに
よって吸い込まれる水は、エンジンの圧縮器を通る間に
蒸発される。その結果、エンジン燃焼室に入る空気に
は、余り液体の水がなくなる。
ンジンは、通常、雨、あられ、または雪の場合に十分に
作動することができる。これらの条件の下でエンジンに
よって吸い込まれる水は、エンジンの圧縮器を通る間に
蒸発される。その結果、エンジン燃焼室に入る空気に
は、余り液体の水がなくなる。
【０００３】しかしながら、吸い込まれた水がエンジン
の有効な動作を阻害することがある場合がある。これら
の状態において共通して言えることは、エンジンが最小
のアイドルで、すなわち、最も低く設定された飛行動力
で激しい雨、あられ及び雪を通過することである。典型
的には、これは、航空機の着陸直前において、エンジン
の動力による航空機の降下中に生じる。これらの場合、
吸い込まれた水は、エンジンの動作に３つの悪影響を与
える。
の有効な動作を阻害することがある場合がある。これら
の状態において共通して言えることは、エンジンが最小
のアイドルで、すなわち、最も低く設定された飛行動力
で激しい雨、あられ及び雪を通過することである。典型
的には、これは、航空機の着陸直前において、エンジン
の動力による航空機の降下中に生じる。これらの場合、
吸い込まれた水は、エンジンの動作に３つの悪影響を与
える。
【０００４】（ａ）エンジンが停止することがある。こ
れは、電子制御機構を有する最新のエンジンではなく水
力学的な燃料流制御機構を有する古い設計のエンジンの
特性である。
れは、電子制御機構を有する最新のエンジンではなく水
力学的な燃料流制御機構を有する古い設計のエンジンの
特性である。
【０００５】（ｂ）エンジンがフレームアウトする。最
小限のアイドル状態に関連する低い燃焼圧及び温度と共
にエンジンの燃焼室内の液相の水の存在が燃焼を停止す
る結果を招く。
小限のアイドル状態に関連する低い燃焼圧及び温度と共
にエンジンの燃焼室内の液相の水の存在が燃焼を停止す
る結果を招く。
【０００６】（ｃ）エンジンの高圧圧縮器がサージし、
それによって動作を停止する。これは、圧縮器のワーキ
ングラインが水の蒸発によって上昇し、水に対して圧縮
器によって行われる特別の作動による結果として生じ
る。
それによって動作を停止する。これは、圧縮器のワーキ
ングラインが水の蒸発によって上昇し、水に対して圧縮
器によって行われる特別の作動による結果として生じ
る。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】本発明の目的は、エン
ジンが水を吸い込む間エンジンへの悪影響を防止するよ
うにガスタービンエンジンを作動させる方法を提供する
ことである。
ジンが水を吸い込む間エンジンへの悪影響を防止するよ
うにガスタービンエンジンを作動させる方法を提供する
ことである。
【０００８】本発明の他の目的は、このような悪影響を
防止するようなガスタービンエンジンを提供することで
ある。
防止するようなガスタービンエンジンを提供することで
ある。
【０００９】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、圧縮装
置によって水を含んだ空気を吸い込む間に空気圧縮装置
と燃焼装置とを含むガスタービンエンジンを作動させる
方法は、前記圧縮装置から放出された空気中の水の存在
を検出し、この水の検出によって前記燃焼室への燃料の
供給を増大させ、前記圧縮装置から前記燃焼装置へ水を
含んだ空気を放出する前に前記圧縮装置内の水の大部分
が蒸発されることを保証するのに十分な程度に前記エン
ジン及び前記圧縮装置の回転速度を増大させる段階を有
する。
置によって水を含んだ空気を吸い込む間に空気圧縮装置
と燃焼装置とを含むガスタービンエンジンを作動させる
方法は、前記圧縮装置から放出された空気中の水の存在
を検出し、この水の検出によって前記燃焼室への燃料の
供給を増大させ、前記圧縮装置から前記燃焼装置へ水を
含んだ空気を放出する前に前記圧縮装置内の水の大部分
が蒸発されることを保証するのに十分な程度に前記エン
ジン及び前記圧縮装置の回転速度を増大させる段階を有
する。
【００１０】本発明の他の観点によれば、ガスタービン
エンジンは、圧縮装置と、燃焼装置と、前記圧縮装置か
ら放出された空気中の水の存在を検出するようになって
いる検出装置と、水が検出された場合に、前記燃焼室へ
の燃料の供給を増大させ、前記圧縮装置から前記燃焼装
置へ水を含んだ空気を放出する前に前記圧縮装置内の水
の大部分が蒸発されることを保証するのに十分な程度
に、前記エンジン及び前記圧縮装置の回転速度を増大さ
せるように前記検出装置の出力に従って前記燃焼室への
燃料の供給を制御する制御装置とを有する。
エンジンは、圧縮装置と、燃焼装置と、前記圧縮装置か
ら放出された空気中の水の存在を検出するようになって
いる検出装置と、水が検出された場合に、前記燃焼室へ
の燃料の供給を増大させ、前記圧縮装置から前記燃焼装
置へ水を含んだ空気を放出する前に前記圧縮装置内の水
の大部分が蒸発されることを保証するのに十分な程度
に、前記エンジン及び前記圧縮装置の回転速度を増大さ
せるように前記検出装置の出力に従って前記燃焼室への
燃料の供給を制御する制御装置とを有する。
【００１１】
【実施例】以下、本発明の一実施例を図面を参照して詳
細に説明する。
細に説明する。
【００１２】図１を参照すると、参照符号１０で支持さ
れたダクトファンガスタービンエンジンは、軸線方向の
流れに直列に、ファンダクト１２に含まれるファン１１
と、中圧及び高圧圧縮器１３及び１４と、燃焼装置１５
と、高圧、中圧及び低圧タービン１６、１７及び１８
と、排出ノズル１９とを有する。
れたダクトファンガスタービンエンジンは、軸線方向の
流れに直列に、ファンダクト１２に含まれるファン１１
と、中圧及び高圧圧縮器１３及び１４と、燃焼装置１５
と、高圧、中圧及び低圧タービン１６、１７及び１８
と、排出ノズル１９とを有する。
【００１３】ガスタービンエンジン１０は、従来の方法
で作動し、その作動によってファン１１によってエンジ
ンに引かれる空気が２つの流れに分割される。第１の流
れは、ファンダクト１２を通って排出され、推進スラス
トを提供する。第２の流れは中圧圧縮器１３に向けら
れ、そこで空気が圧縮される。この空気は、高圧圧縮器
１４に送られ、そこで燃焼装置１５に送られる前にさら
に圧縮される。燃焼装置１５で空気は燃料と混合され、
混合体が燃焼される。その結果生じる燃焼生成物は、ノ
ズル１９を通って排出される前に高圧、中圧及び低圧タ
ービン１６、１７及び１８を通って追加の推進スラスト
を提供する。
で作動し、その作動によってファン１１によってエンジ
ンに引かれる空気が２つの流れに分割される。第１の流
れは、ファンダクト１２を通って排出され、推進スラス
トを提供する。第２の流れは中圧圧縮器１３に向けら
れ、そこで空気が圧縮される。この空気は、高圧圧縮器
１４に送られ、そこで燃焼装置１５に送られる前にさら
に圧縮される。燃焼装置１５で空気は燃料と混合され、
混合体が燃焼される。その結果生じる燃焼生成物は、ノ
ズル１９を通って排出される前に高圧、中圧及び低圧タ
ービン１６、１７及び１８を通って追加の推進スラスト
を提供する。
【００１４】高圧タービン１６及び高圧圧縮器１４の回
転部分は、軸２０によって相互に接続される。同様に、
中圧タービン１７及び中圧圧縮器１３は、軸２１によっ
て、低圧タービン１８及びファン１１は軸２２によって
相互に接続される。軸２０、２１及び２２は、同心的で
あり、タービン部分１６、１７及び１８からの駆動力を
圧縮部分１１、１３及び１４にそれぞれ伝達する。
転部分は、軸２０によって相互に接続される。同様に、
中圧タービン１７及び中圧圧縮器１３は、軸２１によっ
て、低圧タービン１８及びファン１１は軸２２によって
相互に接続される。軸２０、２１及び２２は、同心的で
あり、タービン部分１６、１７及び１８からの駆動力を
圧縮部分１１、１３及び１４にそれぞれ伝達する。
【００１５】ダクトファンガスタービンエンジン１０
は、従来の装置（図示せず）によって航空機で作動する
ように搭載されている。エンジン１０の作動中には、フ
ァン１１によってエンジン１０に引かれる空気に水が存
在する気候状態でも作動する必要がある。水は、蒸気の
形態である場合があり、この場合、エンジン１０の動作
にほとんど影響を与えない。しかしながら、それが液体
の小滴の形態、すなわち、雨、または凍った小滴、すな
わち、ひょう、みぞれまたは雪の形態であることもあ
る。
は、従来の装置（図示せず）によって航空機で作動する
ように搭載されている。エンジン１０の作動中には、フ
ァン１１によってエンジン１０に引かれる空気に水が存
在する気候状態でも作動する必要がある。水は、蒸気の
形態である場合があり、この場合、エンジン１０の動作
にほとんど影響を与えない。しかしながら、それが液体
の小滴の形態、すなわち、雨、または凍った小滴、すな
わち、ひょう、みぞれまたは雪の形態であることもあ
る。
【００１６】多くの作動状態において、エンジン１０
は、液体の小滴または凍った小滴である水を吸い込んだ
ときにも十分に作動することができる。空気が圧縮装置
１１、１３及び１４に入ると直ぐに、それが圧縮される
につれて温度が上昇する。これは凍った小滴を迅速に融
解し、その結果、液体の小滴を蒸発させる。高圧圧縮器
１４から最終的に排出される空気は、実質的に液体の形
態の水を含まない。その結果、空気が燃焼装置１５に入
るとき、空気に液相の水は含まれず、燃焼装置１５内で
起こる燃焼に悪影響を与えない。
は、液体の小滴または凍った小滴である水を吸い込んだ
ときにも十分に作動することができる。空気が圧縮装置
１１、１３及び１４に入ると直ぐに、それが圧縮される
につれて温度が上昇する。これは凍った小滴を迅速に融
解し、その結果、液体の小滴を蒸発させる。高圧圧縮器
１４から最終的に排出される空気は、実質的に液体の形
態の水を含まない。その結果、空気が燃焼装置１５に入
るとき、空気に液相の水は含まれず、燃焼装置１５内で
起こる燃焼に悪影響を与えない。
【００１７】しかしながら、着陸前の航空機の降下中
に、ガスタービエンジン１０が最小限のアイドルで作動
するならば、圧縮装置１１、１３及び１４は、低い回転
速度で作動する。その結果、空気が、燃焼装置１５に水
を搬送する前に液相の水をすべて蒸発することはできな
い。これは、例えば、強い降雨の間に生じる。
に、ガスタービエンジン１０が最小限のアイドルで作動
するならば、圧縮装置１１、１３及び１４は、低い回転
速度で作動する。その結果、空気が、燃焼装置１５に水
を搬送する前に液相の水をすべて蒸発することはできな
い。これは、例えば、強い降雨の間に生じる。
【００１８】もし、液相の水が燃焼装置１５に入るなら
ば、燃焼室１５で生じる燃焼を消す危険性がある。圧縮
装置１１、１３、１４から排出された空気中の液相の水
の存在を検出するために、図２に示すような熱電対２３
が燃焼室２３に隣接して設けられている。
ば、燃焼室１５で生じる燃焼を消す危険性がある。圧縮
装置１１、１３、１４から排出された空気中の液相の水
の存在を検出するために、図２に示すような熱電対２３
が燃焼室２３に隣接して設けられている。
【００１９】燃焼室１５は、ほぼ従来の形状であり、そ
の上流端に複数の空気入口２５を有する環状燃焼室２４
を有する。燃焼が行われる燃焼室の内側２７に燃料を送
るために燃料噴射器２６が各空気入口２５に設けられて
いる。
の上流端に複数の空気入口２５を有する環状燃焼室２４
を有する。燃焼が行われる燃焼室の内側２７に燃料を送
るために燃料噴射器２６が各空気入口２５に設けられて
いる。
【００２０】燃焼室２４は、エンジン１０のケーシング
の部分２８によって半径方向に間隔を置いて離れた関係
で包囲されている。このような全部で３つの熱電対の内
の１つである熱電対２３がケーシング部分２８と燃焼室
２４との間に形成された環状の空間２９に突出するよう
にケーシング部分２８に配置されている。他の残りの熱
電対（図示せず）は、３つのすべての熱電対が互いに円
周方向に等間隔だけ離れるように環状空間２９内に突出
するように配置されている。
の部分２８によって半径方向に間隔を置いて離れた関係
で包囲されている。このような全部で３つの熱電対の内
の１つである熱電対２３がケーシング部分２８と燃焼室
２４との間に形成された環状の空間２９に突出するよう
にケーシング部分２８に配置されている。他の残りの熱
電対（図示せず）は、３つのすべての熱電対が互いに円
周方向に等間隔だけ離れるように環状空間２９内に突出
するように配置されている。
【００２１】熱電対２３は、燃焼室２４の冷却を行うた
めに環状空間２９を通って流れる空気の温度を測定す
る。燃焼室２４の壁の開口部３０は、さらに燃焼室２４
の冷却を行うと共に燃焼プロセスに加わるようにするた
めに空気が空間２９から燃焼室の内側２７に流れ込むこ
とができるようにする。
めに環状空間２９を通って流れる空気の温度を測定す
る。燃焼室２４の壁の開口部３０は、さらに燃焼室２４
の冷却を行うと共に燃焼プロセスに加わるようにするた
めに空気が空間２９から燃焼室の内側２７に流れ込むこ
とができるようにする。
【００２２】環状空間２９に流れる空気は、高圧圧縮器
１４から排出された空気流の一部であり、その大部分
は、その開口部３０を通って燃焼室２４に流れ込む。前
述したように空気流の残りは、その上流端の空気の入口
２５を通って燃焼室２４に流れ込む。その結果、環状空
間２９を通って流れる空気流の温度は、燃焼室２４に流
れ込む空気の温度を代表して示すものである。
１４から排出された空気流の一部であり、その大部分
は、その開口部３０を通って燃焼室２４に流れ込む。前
述したように空気流の残りは、その上流端の空気の入口
２５を通って燃焼室２４に流れ込む。その結果、環状空
間２９を通って流れる空気流の温度は、燃焼室２４に流
れ込む空気の温度を代表して示すものである。
【００２３】高圧圧縮器１４から放出される空気の温度
と空気内の水の小滴の存在との間には直接的な関係があ
ることが観察される。基本的には、液体の小滴が空気に
存在するとき、空気と水の混合物の温度は、特定の混合
物の飽和温度にまで降下する。
と空気内の水の小滴の存在との間には直接的な関係があ
ることが観察される。基本的には、液体の小滴が空気に
存在するとき、空気と水の混合物の温度は、特定の混合
物の飽和温度にまで降下する。
【００２４】従って、高圧圧縮器１４から排出された空
気及び水の混合物の測定温度と空気内の液相の水量との
間に直接的な関係がある。その結果、熱電対２３からの
出力信号は、燃焼室２４に入る空気内の水量の大きさに
直接関係する。
気及び水の混合物の測定温度と空気内の液相の水量との
間に直接的な関係がある。その結果、熱電対２３からの
出力信号は、燃焼室２４に入る空気内の水量の大きさに
直接関係する。
【００２５】燃焼室２４が影響を受けないように許容さ
れる液体の水の量は、図３に示すチャートから分かるよ
うに、燃焼室２４内の圧力並びにその空気入口の温度に
関係する。与えられた燃焼室２４の内圧において、燃焼
が十分に維持されるために必要な最低限の入口温度があ
る。
れる液体の水の量は、図３に示すチャートから分かるよ
うに、燃焼室２４内の圧力並びにその空気入口の温度に
関係する。与えられた燃焼室２４の内圧において、燃焼
が十分に維持されるために必要な最低限の入口温度があ
る。
【００２６】燃焼室内２４内の圧力は、一連の圧力トラ
ンスジューサによって決定され、その１つ３１が図２に
示すように、燃焼室２４の上流端に配置されている。図
４にＰAで示された圧力トランスジューサ３１からの信
号は、燃焼室２４で十分に燃焼するように受けられる水
と空気の混合物に関する燃焼室の空気入口温度Ｔと燃焼
室の内圧Ｐとの間の関係がプログラムされている装置３
２に送られる。その装置３２は、出力信号ＴMINを送
り、その信号は、有効な燃焼を維持するために燃焼室２
４に入る空気において受け入れられる最低温度である。
この信号ＴMINは、コンパレータ３３に送られ、コンパ
レータ３３は、この信号ＴMINと熱電対２３によって測
定された、燃焼室２４に入る実際の空気の温度ＴAとを
比較する。
ンスジューサによって決定され、その１つ３１が図２に
示すように、燃焼室２４の上流端に配置されている。図
４にＰAで示された圧力トランスジューサ３１からの信
号は、燃焼室２４で十分に燃焼するように受けられる水
と空気の混合物に関する燃焼室の空気入口温度Ｔと燃焼
室の内圧Ｐとの間の関係がプログラムされている装置３
２に送られる。その装置３２は、出力信号ＴMINを送
り、その信号は、有効な燃焼を維持するために燃焼室２
４に入る空気において受け入れられる最低温度である。
この信号ＴMINは、コンパレータ３３に送られ、コンパ
レータ３３は、この信号ＴMINと熱電対２３によって測
定された、燃焼室２４に入る実際の空気の温度ＴAとを
比較する。
【００２７】ＴAがＴMINより高いならば、それ以上の動
作は行われない。しかしながら、ＴAがＴMINより低いな
らば、出力信号はメインエンジン電子制御ユニット３４
に送られる。このユニットは、特に燃料インジェクタ２
６への燃料流を制御する。もし、制御ユニット３４が、
ＴAがＴMINより低いことを示す信号を受けるならば、燃
料噴射器２６への燃料流を増大させる命令を送る。
作は行われない。しかしながら、ＴAがＴMINより低いな
らば、出力信号はメインエンジン電子制御ユニット３４
に送られる。このユニットは、特に燃料インジェクタ２
６への燃料流を制御する。もし、制御ユニット３４が、
ＴAがＴMINより低いことを示す信号を受けるならば、燃
料噴射器２６への燃料流を増大させる命令を送る。
【００２８】燃料噴射器２６への燃料流を増加すること
によって、エンジン１０の速度が増加し、圧縮装置１
１、１３及び１４の速度が増加する。これは２つの効果
をもたらす。第１にファンの回転速度が増加し、それに
よって、エンジン１０に入る液体及び凍った水に遠心力
を与え、それらをファンダクト１２に入れ、中圧圧縮器
１３から離すようにする。第２に中圧及び高圧圧縮器１
３内の空気の温度を上昇させ、それによって空気によっ
て搬送された水を蒸発させる。
によって、エンジン１０の速度が増加し、圧縮装置１
１、１３及び１４の速度が増加する。これは２つの効果
をもたらす。第１にファンの回転速度が増加し、それに
よって、エンジン１０に入る液体及び凍った水に遠心力
を与え、それらをファンダクト１２に入れ、中圧圧縮器
１３から離すようにする。第２に中圧及び高圧圧縮器１
３内の空気の温度を上昇させ、それによって空気によっ
て搬送された水を蒸発させる。
【００２９】図４に全体として示される制御装置の種々
のパラメータは、燃料噴射器２６への燃料流の増大が、
圧縮装置１１、１３及び１４の水を完全に蒸発させるよ
うな十分なものになるように選択される。その結果、高
圧圧縮器１４から放出された空気には、液体の水がなく
なる。もちろん、これは、図４に示す制御装置が、空気
に水がないことの確認を受けるように熱電対２３によっ
て温度ＴAの上昇が検出される。
のパラメータは、燃料噴射器２６への燃料流の増大が、
圧縮装置１１、１３及び１４の水を完全に蒸発させるよ
うな十分なものになるように選択される。その結果、高
圧圧縮器１４から放出された空気には、液体の水がなく
なる。もちろん、これは、図４に示す制御装置が、空気
に水がないことの確認を受けるように熱電対２３によっ
て温度ＴAの上昇が検出される。
【００３０】燃焼装置１５の作動困難を引き起こす燃焼
室２４の圧力ＰAの低い水準は、最小限のアイドルで生
じる傾向がある。その結果、もしエンジン１０が強い
雨、ひょうまたは雪において作動するならば、温度ＴA
は、図４に示した制御装置の作動を起動するのに十分に
低い水準まで落ちることがある。制御装置は、エンジン
１０の作動を維持することを保証する。
室２４の圧力ＰAの低い水準は、最小限のアイドルで生
じる傾向がある。その結果、もしエンジン１０が強い
雨、ひょうまたは雪において作動するならば、温度ＴA
は、図４に示した制御装置の作動を起動するのに十分に
低い水準まで落ちることがある。制御装置は、エンジン
１０の作動を維持することを保証する。
【００３１】本発明において、圧縮装置から排出された
空気中の水の存在は、熱電対２３からの出力信号によっ
て示されるが、もし所望ならば、他の検出用の装置を使
用することもできることは理解できよう。例えば、燃焼
室２４の圧力と噴射器２６への燃料流との間に関係があ
る。その圧力は、燃焼室２４に入る空気中の水の量によ
って影響を受ける。その結果、圧力を監視し、燃料流の
制御によってその圧力が関連値以上に留まることを保証
することによって水が燃焼室２４に入らないことを保証
する。
空気中の水の存在は、熱電対２３からの出力信号によっ
て示されるが、もし所望ならば、他の検出用の装置を使
用することもできることは理解できよう。例えば、燃焼
室２４の圧力と噴射器２６への燃料流との間に関係があ
る。その圧力は、燃焼室２４に入る空気中の水の量によ
って影響を受ける。その結果、圧力を監視し、燃料流の
制御によってその圧力が関連値以上に留まることを保証
することによって水が燃焼室２４に入らないことを保証
する。
【００３２】ある環境において、エンジン１０は、大量
の水を吸引するとき、エンジンが有効に作用し続けるこ
とを保証するために追加的な方法を実行することが望ま
しい。これは、もし高圧圧縮器１４を空気中の大量の水
が通過するとき、それをサージする傾向があれば、特に
望ましい。これらの環境において、（もしブリード弁が
まだ存在しないならば）ブリード弁３５を有する中圧又
は高圧圧縮器１３、１４を提供することが望ましい。熱
電対２３が、高圧圧縮器１４から排出された空気中の水
の存在を示すとき、ブリード弁３５が開放され、前述し
たように、燃料インジェクタ２６への燃料の供給が増加
される。ブリード弁３５の開放は、２つの効果をもたら
す。第１に圧縮器を通過する水の一部は、ブリード弁を
通って逃げ、それによって高圧圧縮器１４から最終的に
放出される水の量を減少する。第２に、圧縮器１３及び
１４からの空気の放出は、それらのサージのマージンを
改良する。前に述べたように、圧縮器中の水の存在は、
水を蒸発させるために動作が行われるとき、それらのサ
ージマージンを減少させる傾向がある。圧縮器からの空
気の放出は、サージマージンを回復させ、それによって
圧縮器をサージしにくくさせる。
の水を吸引するとき、エンジンが有効に作用し続けるこ
とを保証するために追加的な方法を実行することが望ま
しい。これは、もし高圧圧縮器１４を空気中の大量の水
が通過するとき、それをサージする傾向があれば、特に
望ましい。これらの環境において、（もしブリード弁が
まだ存在しないならば）ブリード弁３５を有する中圧又
は高圧圧縮器１３、１４を提供することが望ましい。熱
電対２３が、高圧圧縮器１４から排出された空気中の水
の存在を示すとき、ブリード弁３５が開放され、前述し
たように、燃料インジェクタ２６への燃料の供給が増加
される。ブリード弁３５の開放は、２つの効果をもたら
す。第１に圧縮器を通過する水の一部は、ブリード弁を
通って逃げ、それによって高圧圧縮器１４から最終的に
放出される水の量を減少する。第２に、圧縮器１３及び
１４からの空気の放出は、それらのサージのマージンを
改良する。前に述べたように、圧縮器中の水の存在は、
水を蒸発させるために動作が行われるとき、それらのサ
ージマージンを減少させる傾向がある。圧縮器からの空
気の放出は、サージマージンを回復させ、それによって
圧縮器をサージしにくくさせる。
【図１】本発明の方法によって作動するダクトファンガ
スタービンの上半分の断面図である。
スタービンの上半分の断面図である。
【図２】図１のダクトファンガスタービンエンジンの燃
焼室部分の断面側面図である。
焼室部分の断面側面図である。
【図３】図２に示す燃焼室の測定された入口温度及び圧
力に対する、空気中の液相水量の効果を示す図である。
力に対する、空気中の液相水量の効果を示す図である。
【図４】図１に示すダクトファンガスタービンエンジン
の燃料制御装置の概略図である。
の燃料制御装置の概略図である。
１０ ダクトファンガスタービンエンジン
１４ 高圧圧縮器
１５ 燃焼装置
２３ 温度センサ
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(56)参考文献 特開 平２−33419（ＪＰ，Ａ)
特開 昭53−51323（ＪＰ，Ａ)
特公 平６−102992（ＪＰ，Ｂ２)
特公 平５−87656（ＪＰ，Ｂ２)
特公 平４−57852（ＪＰ，Ｂ２)
特公 平２−32457（ＪＰ，Ｂ２)
特公 昭61−32484（ＪＰ，Ｂ２)
米国特許5265414（ＵＳ，Ａ)
米国特許3925980（ＵＳ，Ａ)
原貞夫，航空工学講座第12巻ジェット
エンジン（運用編），日本，社団法人
日本航空技術協会，1973年12月15日，第
112頁
(58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名)
F01D 1/00 - 25/36
F02C 1/00 - 9/58
F23R 3/00 - 7/00
Claims (12)
- 【請求項１】 空気圧縮装置と燃焼装置とを含むガスタ
ービンエンジンを、前記圧縮装置によって水を含んだ空
気を吸い込む間に作動させる方法において、前記圧縮装
置から放出された空気中の水の存在を検出し、この水の
検出によって前記燃焼装置への燃料の供給を少なくとも
増大させ、前記圧縮装置から前記燃焼装置へ水を含んだ
空気を放出する前に前記圧縮装置内の水の大部分が蒸発
されることを保証するのに十分な程度に前記エンジン及
び前記圧縮装置の回転速度を増大させる段階を有するガ
スタービンエンジン作動方法。 - 【請求項２】 前記圧縮装置から放出された空気内の水
の存在の検出は、前記圧縮装置から前記燃焼装置へ放出
される空気と水の混合物の温度を測定することによって
達成される請求項１に記載のガスタービンエンジン作動
方法。 - 【請求項３】 前記燃焼装置内の圧力を測定し、測定値
を使用して前記圧力と前記温度との間の所定の関係か
ら、前記圧縮装置から前記燃焼装置に排出される空気と
水の混合物の温度について前記燃焼装置の十分な作動の
ために受け入れられる最低の値を計算し、測定温度が前
記計算された温度より低い場合に、前記燃焼装置への燃
料の供給を増大する請求項２に記載のガスタービンエン
ジンの作動方法。 - 【請求項４】 前記圧縮装置は、ブリード弁を備え、前
記ブリード弁は、前記燃焼装置への燃料の供給の増大と
同時に開放し、前記圧縮装置から空気を逃がす請求項１
に記載のガスタービンエンジン作動方法。 - 【請求項５】 圧縮装置と、燃焼装置と、前記圧縮装置
から前記燃焼装置へ放出された空気中の水の存在を検出
する検出装置と、水の存在が検出された場合に、前記燃
焼装置への燃料の供給を増大させ、前記圧縮装置から前
記燃焼装置へ水を含んだ空気を放出する前に前記圧縮装
置内の水の大部分が蒸発されることを保証するのに十分
な程度に前記エンジン及び前記圧縮装置の回転速度を増
大させるように、前記検出装置の出力に従って前記燃焼
装置への燃料の供給を制御する制御装置とを有するガス
タービンエンジン。 - 【請求項６】 前記検出装置は、温度センサである請求
項５に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項７】 前記温度センサは、熱電対である請求項
６に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項８】 前記エンジンは、前記燃焼装置の圧力を
表す出力信号を送る圧力検出装置を備えている請求項５
に記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項９】 前記圧力と前記温度との間の所定の関係
から、前記圧縮装置から前記燃焼装置に排出される空気
の温度について前記燃焼装置の十分な作動のために受け
入れられる最低の値を前記圧力検出装置の出力信号から
計算する装置を具備し、前記制御装置は、測定温度が前
記計算された温度より低い場合に前記燃焼装置への燃料
の供給を増大させる請求項８に記載のガスタービンエン
ジン - 【請求項１０】 前記圧縮装置は、複数のブリード弁を
具備し、前記制御装置は、前記圧縮装置からの空気を放
出するために前記ブリード弁を開放すると同時に前記燃
焼装置への燃料の供給を増大する請求項５に記載のガス
タービンエンジン。 - 【請求項１１】 前記エンジンは、ダクトファンガスタ
ービンエンジンである請求項５に記載のガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項１２】 前記ブリード弁は、前記圧縮装置の高
圧部分に配置されている請求項１０に記載のガスタービ
ンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| GB939305414A GB9305414D0 (en) | 1993-03-16 | 1993-03-16 | Gas turbine engine water ingestion |
| GB9305414:6 | 1993-03-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06299870A JPH06299870A (ja) | 1994-10-25 |
| JP3439823B2 true JP3439823B2 (ja) | 2003-08-25 |
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ID=10732160
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP04534194A Expired - Fee Related JP3439823B2 (ja) | 1993-03-16 | 1994-03-16 | ガスタービンエンジン作動方法 |
Country Status (5)
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|---|---|
| US (1) | US5471831A (ja) |
| EP (1) | EP0616118B1 (ja) |
| JP (1) | JP3439823B2 (ja) |
| DE (1) | DE69401149T2 (ja) |
| GB (1) | GB9305414D0 (ja) |
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5930990A (en) * | 1996-05-14 | 1999-08-03 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| US5867977A (en) * | 1996-05-14 | 1999-02-09 | The Dow Chemical Company | Method and apparatus for achieving power augmentation in gas turbines via wet compression |
| SE512313C2 (sv) | 1998-06-03 | 2000-02-28 | Valinge Aluminium Ab | Låssystem samt golvskiva |
| US6634165B2 (en) | 2000-12-28 | 2003-10-21 | General Electric Company | Control system for gas turbine inlet-air water-saturation and supersaturation system |
| US6715916B2 (en) * | 2001-02-08 | 2004-04-06 | General Electric Company | System and method for determining gas turbine firing and combustion reference temperatures having correction for water content in fuel |
| US6644009B2 (en) * | 2001-12-20 | 2003-11-11 | General Electric Co. | Methods and apparatus for operating gas turbine engines |
| US6708496B2 (en) | 2002-05-22 | 2004-03-23 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Humidity compensation for combustion control in a gas turbine engine |
| US6715295B2 (en) | 2002-05-22 | 2004-04-06 | Siemens Westinghouse Power Corporation | Gas turbine pilot burner water injection and method of operation |
| GB2397395B (en) | 2003-01-16 | 2006-04-05 | Rolls Royce Plc | Controlling the fuel supply to a combustor of a gas turbine engine |
| DE102007008296A1 (de) * | 2007-02-16 | 2008-08-21 | Alstom Technology Ltd. | Verfahren zur automatischen Regelung einer oder mehrerer Feuerungstemperaturen einer Gasturbinenanlage und Verfahren zur Bestimmung des Wassergehalts im Abgas einer Gasturbinenanlage |
| GB2447238B (en) * | 2007-03-07 | 2009-11-18 | Rolls Royce Plc | Method for detecting ice ingestion in a gas turbine engine |
| FR2964144B1 (fr) * | 2010-08-30 | 2012-09-28 | Snecma | Detection d'une ingestion d'eau ou de grele dans une turbomachine |
| FR2966531B1 (fr) * | 2010-10-26 | 2012-11-30 | Snecma | Procede de commande d'une turbomachine |
| US8839663B2 (en) * | 2012-01-03 | 2014-09-23 | General Electric Company | Working fluid sensor system for power generation system |
| US9803555B2 (en) * | 2014-04-23 | 2017-10-31 | General Electric Company | Fuel delivery system with moveably attached fuel tube |
| GB201711689D0 (en) | 2017-07-20 | 2017-09-06 | Rolls Royce Plc | Ice detection |
| GB201820301D0 (en) | 2018-12-13 | 2019-01-30 | Rolls Royce Plc | Water and ice detection |
Family Cites Families (5)
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|---|---|---|---|---|
| US3925980A (en) * | 1972-09-15 | 1975-12-16 | Bendix Corp | Control apparatus particularly for a plurality of compressor bleed valves of gas turbine engine |
| US4060980A (en) * | 1975-11-19 | 1977-12-06 | United Technologies Corporation | Stall detector for a gas turbine engine |
| US4128995A (en) * | 1976-10-18 | 1978-12-12 | General Electric Company | Method and apparatus for stabilizing an augmenter system |
| US4603546A (en) * | 1985-07-16 | 1986-08-05 | Rolls-Royce Limited | Control systems for gas turbine aeroengines |
| FR2681377B1 (fr) * | 1991-09-18 | 1995-01-20 | Snecma | Systeme de protection contre l'extinction d'une turbomachine en cas d'ingestion d'eau massive ou de greles. |
-
1993
- 1993-03-16 GB GB939305414A patent/GB9305414D0/en active Pending
-
1994
- 1994-02-04 DE DE69401149T patent/DE69401149T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1994-02-04 EP EP94300863A patent/EP0616118B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-02-17 US US08/197,830 patent/US5471831A/en not_active Expired - Lifetime
- 1994-03-16 JP JP04534194A patent/JP3439823B2/ja not_active Expired - Fee Related
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 原貞夫，航空工学講座第１２巻ジェットエンジン（運用編），日本，社団法人 日本航空技術協会，１９７３年１２月１５日，第１１２頁 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| DE69401149D1 (de) | 1997-01-30 |
| US5471831A (en) | 1995-12-05 |
| GB9305414D0 (en) | 1993-05-05 |
| EP0616118A1 (en) | 1994-09-21 |
| EP0616118B1 (en) | 1996-12-18 |
| DE69401149T2 (de) | 1997-04-03 |
| JPH06299870A (ja) | 1994-10-25 |
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