JP3988705B2 - 一軸式ガスタービン機関の制御装置及び飛行体 - Google Patents

Description

本発明は、ガスタービン機関の制御装置に関するものであり、特に、要求出力に応えるべく、複数基のガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに好適に用いられるものに関する。

飛行体では、一般的に、特許文献１に記載されているようなターボシャフトと呼ばれる二軸式のガスタービン機関を動力源として使用している。そして、二軸式ガスタービン機関を駆動源とするヘリコプター等の飛行体の概略構成図を示したのが図６である。

図６に示すように、二軸式ガスタービン機関１００の機関出力軸である出力タービン１２０の回転軸１７０が減速機２００を介してロータ３００を駆動するようになっており、機関制御系は、ロータ３００の負荷を調整するところのコレクティブピッチの変化があっても機関出力軸１７０の回転、即ちロータ３００の回転が一定となるようにガスジェネレータ１１０の作動を促すことで機関の出力調整を行うものである。

一方、このような飛行体においては、図６に示したように二軸式ガスタービン機関１００を２基搭載しているものがある。これは、機体の安全性確保の観点から、もし飛行中に２基のガスタービン機関１００の内の１基が故障した場合には、他方のガスタービン機関１００の出力を増加させ飛行継続を可能とするものである。

但し、このように、ガスタービン機関１００は、本来、１基で機体の要求推力に応えるための出力を発生させることができるものであるため、２基ともに正常で、２基のガスタービン機関１００で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関１００は、必然的に部分負荷運転を行わざるを得ないことになる。
特開平８−１２１１９１号公報 特開平６−１９９２９６号公報 特開平７−１９０６８号公報

しかしながら、図６に示した飛行体における機体の推力制御をロータ３００の回転数、すなわち出力タービン１２０の回転数で制御する場合であって、２基の二軸式ガスタービン機関１００各々にて部分負荷を行っている状態から、２基の二軸式ガスタービン機関１００の内の１基が故障した場合には以下のような問題が生ずる。

二軸式ガスタービン機関１００の機関出力は主にガスジェネレータ１１０の回転数で決まるものであるが、２基のガスタービン機関１００で出力分配を行い機体の要求出力に応える場合においては、各々のガスジェネレータ１１０の回転数を下げての運転となる。

そのため、２基のガスタービン機関１００の正常運転状態から、２基のガスタービン機関１００の内１基が故障した場合には、他方のガスタービン機関１００のみで機体要求出力に応える必要があるので、ガスタービン機関１基当たりの出力を増加させるために、ガスジェネレータ１１０の回転数を上昇させる必要がある。

そして、ガスジェネレータ１１０の回転数が上昇するには、それ相応の時間を要するので、かかる期間において、機体が推力不足状態に陥り、ひいては機体の高度低下を招くお
それがある。

但し、かかる場合においても、ヘリコプターのように比較的慣性力の大きなロータを回転させて推力を発生させるものは、短時間の出力低下ではロータの回転数の変化は少ないので、さほど問題とはならないが、慣性力の小さな小径ファンにて推力を発生させる飛行体においては、ガスタービン機関の機関出力の低下は、即ファンの回転数の低下に至り、推力が低下して飛行体の高度低下に至るおそれがあるので問題である。

本発明は、上記した問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、要求出力に応えるべく、複数基のガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムにおいて、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができるガスタービン機関の制御装置を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明に係る一軸式ガスタービン機関の制御装置にあっては、要求出力に応えるべく、複数基の一軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに適用される一軸式ガスタービン機関の制御装置において、燃焼器に供給する燃料量を機関回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、前記複数基の内の他の一軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の一軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段と、を備え、前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記燃料供給量調節手段は前記燃焼器に供給する燃料量を増量させることを特徴とする。

要求出力に応えるべく、複数基の一軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムとしては、例えば、機体の安全性確保の観点から２基の一軸式ガスタービン機関を備え、当該２基の一軸式ガスタービン機関の回転軸各々を１台の減速機に接続し、当該１台の減速機を推力発生手段たるファンに接続した飛行体のように、機体の要求出力に応えるべく、２基の一軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出してファンを回転させるものを例示することができる。

このような、飛行体においては、本来、１基で機体の要求出力に応えるための出力を発生し得るものであるため、２基ともに正常で、２基のガスタービン機関で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関は、必然的に部分負荷運転を行わざるを得ないことになる。

そして、２基のガスタービン機関がともに正常で、２基のガスタービン機関各々が部分負荷を行っている状態から、２基のガスタービン機関の内の１基が故障して所望の出力を発生させることができないようになった場合には、直ちに１基のガスタービン機関で機体の要求出力に応えることができずに、ファンの回転数が低下し、機体が推力不足状態に陥るおそれがあるが、本発明に係る一軸式ガスタービン機関の制御装置においては、異常信号入力手段が他の一軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の一軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力した場合には、燃料供給量調節手段が燃焼器に供給する燃料量を増量させることにより、機関回転数が略一定となるようにするので、機関出力を低下させないかあるいは低下時間を短くすることができ、ファンの回転数も略一定となり推力不足状態になるのを防止できる。

また、本発明に係る飛行体においては、複数基の一軸式ガスタービン機関と、当該複数基の一軸式ガスタービン機関に接続され、当該複数基の一軸式ガスタービン機関の機関出力を取り出す１台の減速機と、当該減速機に接続され推力を発生する推力発生用ファンと
、前記複数基の一軸式ガスタービン機関各々に併設され、当該一軸式ガスタービン機関の運転状態を制御する複数の機関制御装置と、を備えた飛行体において、前記機関制御装置は、燃焼器に供給する燃料量を機関回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、前記複数の機関制御装置の内の他の機関制御装置から出力される当該他の機関制御装置を併設する一軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段と、を備え、前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記燃料供給量調節手段は前記燃焼器に供給する燃料量を増量させることを特徴とする。

このように、異常信号入力手段が他の一軸式ガスタービン機関に併設された機関制御装置から出力される当該他の一軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力した場合には燃料供給量調節手段が燃焼器に供給する燃料量を増量させることにより、機関回転数が略一定となるようにするので、機関出力を低下させないかあるいは低下時間を短くすることができ、推力発生用ファンの回転数も略一定となり推力不足状態になるのを防止できる。

また、前記複数基の一軸式ガスタービン機関各々に備えられコンプレッサから排出される圧縮空気を流通させる複数の抽気流路と、当該複数の抽気流路を流通する圧縮空気を大気中に噴出する複数の噴出手段と、を更に備えることが好適である。

このようにすることで、コンプレッサから排出される圧縮空気を抽気し、噴出手段が当該圧縮空気を大気に噴出することで得られる空気の反力を利用して飛行体の姿勢を調節することができるので、推力発生用ファンの傾斜やファン間の推力差を利用して姿勢を調節するのと比較するとシステムの簡素化を図ることができるからである。

また、前記複数の抽気流路各々に備えられた複数の逆止弁と、当該逆止弁の下流の抽気流路を流通する圧縮空気を集合させる集合空気流路と、当該集合空気流路に連通し当該集合空気流路を流通する圧縮空気を前記複数の噴出手段各々に流通させる複数の噴出用空気流路と、を更に備えることが好適である。

このように複数の抽気流路各々に逆止弁を備えることにより、噴出手段に流入する圧縮空気を複数のガスタービン機関から均等に取り出すことができるので、複数のガスタービン機関の信頼性を偏らせないようにすることができる。

また、前記噴出手段に流入する圧縮空気の圧力の変動を防止するように前記集合空気流路にアキュムレータを備えることが好適である。圧縮空気の圧力の変動を防止することで、精度よく飛行体の姿勢を調節することができるからである。

また、前記複数の噴出用空気流路各々に備えられ前記噴出手段に流入する圧縮空気の量を調節する複数の噴出空気量調節弁と、前記推力発生用ファンのファンブレードのピッチ角を調節して発生する推力を調節する推力調節手段と前記複数の噴出空気量調節弁の開度を調節して前記複数の噴出手段から噴出される圧縮空気の量を調節し当該飛行体の姿勢を調節する姿勢調節手段とを有する推進力制御装置と、を更に備えることが好適である。

このようにすることで、飛行中においても、機体の推力、姿勢制御とは独立してガスタービン機関の運転状態を制御することができるので、機関回転数を確実に略一定にできる等、精度よくガスタービン機関の運転状態を制御することができる。

以上説明したように、本発明に係る一軸式ガスタービン機関の制御装置によれば、要求
出力に応えるべく、複数基のガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムにおいても、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。

また、機体の姿勢制御にコンプレッサから排出される圧縮空気を利用することによりシステムの簡素化を図ることができる。また、その際、圧縮空気を複数基のガスタービン機関から均等に利用するので、ガスタービン機関の信頼性が偏ることを防止することができる。

以下に図面を参照して、この発明を実施するための最良の形態を例示的に詳しく説明する。ただし、この最良の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、特に特定的な記載がない限りは、この発明の範囲をそれらのみに限定する趣旨のものではない。

図１は、本実施の形態に係るガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示す図である。本図に示すように、当該飛行体は、２基の一軸式ガスタービン機関１のそれぞれの機関出力軸が１つの減速機２に接続されており、当該１つ減速機２が２つの推力発生手段たるファン３に接続されている。すなわち、飛行体の要求出力に応えるべく、２基のガスタービン機関１の機関出力を１台の減速機２を介して取り出すシステムである。このように２基のガスタービン機関１を使用しているのは、システムの安全性を考慮したものである。すなわち、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障したとしても、残りの１基のガスタービン機関１で機体の要求出力に応え得るようにしてシステムの安全性を向上させている。

一軸式ガスタービン機関１は、コンプレッサ１１、燃焼器１２、コンプレッサ駆動タービン１３を備えている。そして、コンプレッサ１１に吸入された空気（吸気）はコンプレッサ１１にて圧縮され、燃焼器１２において、燃料噴射装置（図示省略）により供給される燃料と混合されて燃焼し、その燃焼ガスはコンプレッサ１１と回転軸１４で直結されたコンプレッサ駆動タービン１３を駆動させた後に機関外部へ排出される。

減速機２は、２基のガスタービン機関１の回転軸１４、すなわち機関出力軸の端部に形成された２個の軸平行歯車２１と、当該２個の軸平行歯車２１に噛み合う軸平行歯車２２と、当該軸平行歯車２２を端部に有する中間軸２３と、当該中間軸２３の他方の端部に備えられた交さ軸歯車２４と、当該交さ軸歯車２４と噛み合う交さ軸歯車２５と、当該交さ軸歯車２５を中間部に有する中間軸２６と、当該中間軸２６の両端部のそれぞれに備えられた２個の交さ軸歯車２７と、当該交さ軸歯車２７各々と噛み合う交さ軸歯車２８と、当該交さ軸歯車２８が備えられた出力軸２９を具備する。

そして、出力軸２９の端部には推力を発生する推力発生用ファン３が接続されている。当該ファン３には、ファンブレードのピッチ角を変更可能な機構が備えられており、当該ファンにて発生する推力の大きさはファンブレードの回転数とピッチ角によって決定されるものである。

また、ガスタービン機関１のコンプレッサ１１には、抽気流路１５が接続されており、コンプレッサ１１にて発生した圧縮空気の一部が抽気流路１５へ排出されるようになっている。そして、各ガスタービン機関１の抽気流路１５各々は、集合空気流路３１に接続されており、各コンプレッサ１１から抽気された圧縮空気は当該集合空気流路３１に集合するようになっている。なお、各抽気流路１５の途中には逆止弁１６が備えられており、圧縮空気がコンプレッサ１１から集合空気流路３１の方へ流通することを許容するが、集合
空気流路３１からコンプレッサ１１の方へ流通することを許容しないようになっている。

集合空気流路３１は、ｎ本の噴出用空気流路３２と接続されており、このｎ本の噴出用空気流路３２各々には、後述するＥＣＵからの指令に基づき駆動される当該噴出用空気流路３２内の流路面積を変更可能な制御器である電磁弁（噴出空気量調節弁）３３を介して、噴出手段としてのノズル３４が連結されている。

そして、ｎ個のノズル３４は、少なくとも飛行体の６軸方向（Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸、ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸）に配置されており、飛行体は、電磁弁３３を介して圧縮空気を大気中に噴出することで得られる空気の反力を利用して、機体の姿勢を規定位置に保つことが可能となっている。これにより、ファンの傾斜やファン間の推力差を利用して姿勢制御を行う場合に比してシステムの簡素化を図っている。

また、機体の姿勢制御に必要な空気量を２つのガスタービン機関１から均等に取り出すために、上述した逆止弁１６を設けており、姿勢制御のために電磁弁３３が作動することにより抽気流路１５及び集合空気流路３１内の圧力変動の発生を防止するためにアキュムレータ３５を配置している。

以上述べたように構成された飛行体には、各ガスタービン機関１に併設されてガスタービン機関１を制御するための機関制御装置としての第１電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）４０と、推力調整のためのファンブレードピッチ角と姿勢制御のための電磁弁３３を制御する推進力制御装置としての第２電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）４１が設置されている。これらのＥＣＵ４０、４１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ、バックアップＲＡＭなどからなる算術論理演算回路である。

ＥＣＵ４０には、ガスタービン機関１の回転軸１４の回転速度を検出する回転角センサ１７等の各種センサが電気配線を介して接続され、上記した各種センサの出力信号がＥＣＵ４０に入力されるようになっている。そして、例えば、回転角センサ１７は、回転軸１４近傍に配置されて所定回転角度毎（例えば６０度毎）にパルス信号を発生するものであり、ＥＣＵ４０は、一定時間毎に入力されたパルス信号を基に、回転軸１４の回転数（以下、「機関回転数」ともいう。）Ｎを算出する。また、ＥＣＵ４０には、各種センサからの出力信号を基に燃焼器１２に噴射すべき燃料量を演算し、当該演算された燃料量の指令値が燃料供給アクチュエータ（図示省略）に出力され、当該指令値を基に燃料噴射装置が制御されるようになっている。

また、各ＥＣＵ４０は、各種センサからの出力信号を基にガスタービン機関１が故障して所望の出力を発生させることができるかどうかを検出する機関異常検出器（図示省略）を有しており、当該機関異常検出器でガスタービン機関１が故障して所望の出力を発生させることができないと検出した場合は、他方のＥＣＵ４０へ、異常信号であるエマージェンシー（以下、「ＥＭＧ」という。）信号を出力するようになっている。一方、ガスタービン機関１が故障していないと検出した場合は、他方のＥＣＵ４０にＥＭＧ信号を出力しない。

また、各ＥＣＵ４０には、上述のようにして出力された他方のガスタービン機関１に併設されたＥＣＵ４０からのＥＭＧ信号を入力する異常信号入力手段たる異常信号入力器（図示省略）を有しており、当該異常信号入力器がＥＭＧ信号を入力すると、ＥＣＵ４０は、ＥＭＧ信号をＯＦＦからＯＮに切り替える。つまり、ＥＭＧ信号がＯＦＦである場合は他方のガスタービン機関１は正常であることを示し、ＥＭＧ信号がＯＮである場合は他方のガスタービン機関１は正常でないことを示す。

なお、ガスタービン機関１が故障しているか否かは、燃焼器１２に所定の燃料量を供給しているにもかかわらず回転軸１４の回転数Ｎが所定回転数を上回らないこと、回転軸１４の回転数Ｎが所定回転数に達しているにもかかわらずコンプレッサ１１の出口圧力が所定の圧力を下回ることを検出することにより判別することができる。

このように構成された飛行体の推力は、ファン３の回転数とファンブレードのピッチ角によって決定される。例えば、ファン３の回転数が一定であるとすると、ファンブレードのピッチ角が深くなるほど、ファンを流れる空気量が増加するので発生する推力も増加することになる。かかる場合、ファン３を駆動させるためのガスタービン機関１の負荷が高くなるため、ファン回転数を一定に保つためには、ガスタービン機関１の機関出力も増加させる必要がある。逆に、ファンブレードのピッチ角が浅くなるほど、ファンを流れる空気量が減少するので発生する推力も減少することになる。かかる場合は、ガスタービン機関１の負荷が低くなるため、ファン回転数を一定に保つためには、ガスタービン機関１の機関出力も減少させる必要がある。

そして、本実施の形態に係る飛行体においては、上述したように２基のガスタービン機関１を搭載し、両機関からの均等出力で必要な推力に応えるものである。また、各ガスタービン機関１の一連の運転は各ＥＣＵ４０により予め設定されたスケジュールに基づいて行われる。もし、ＥＣＵ４１にて制御されることによりファンブレードのピッチ角が変更されて機体に必要な推力が変更になったとしても、各ＥＣＵ４０が作動することにより各ガスタービン機関１の機関回転数が一定に保たれるように制御される。

例えば、各ＥＣＵ４０において、上述したように機関回転数Ｎを算出して、入力するようになっている。そして、ＥＣＵ４０ではこれらの入力信号をもとに予め設定されたスケジュールに基づいて、ガスタービン機関１の燃焼器１２へ供給する燃料量を決定するものである。本実施の形態では、推力を発生するファン３のブレードピッチ角が変更となったとしても基本的に機関回転数を一定とすべく燃料噴射装置を作動させ、ガスタービン機関１へ適正な燃料量を供給するようになっている。即ち、機関回転数が目標値より低い場合にはＥＣＵ４０は燃料噴射量を増量させ機関回転数を目標値とするように作動する。逆に、機関回転数が目標値より高い場合には燃料噴射量を減量させ、機関回転数を目標値とするように作動するものである。

一方、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障し、所望の機関出力を発生させることができなくなった場合には、正常な方のガスタービン機関１のみで機体の要求出力に応える必要がある。本実施の形態のガスタービン機関１は上述したように本来１基でも機体の要求出力に応え得る出力を発生できるものを使用しているため出力的には問題はないが、２基共に正常な状態から１基が故障して異常となった時に、正常な機関側の出力を増加させる必要がある。

そこで、本実施の形態においては、各ＥＣＵ４０内に機関異常検出器及び異常信号入力器を備えるようにして、各ＥＣＵ４０間を通信等の手段で結ぶことで他方のガスタービン機関１の故障の把握を可能にしている。そして、２基共に正常な状態から１基が故障して異常となった時には、正常なガスタービン機関１に併設されたＥＣＵ４０の異常信号入力器が、他方のＥＣＵ４０からのＥＭＧ信号を入力し、以下に説明するごとく供給する燃料量を予め設定されたスケジュールに基づいて増量させるようにする。その結果、正常なガスタービン機関１の機関回転数の変動が最小限に抑制され、機体の推力の変動が最小限に抑制される。

そして、燃焼器１２へ供給する燃料量を制御するにあたっては、図２のフローチャートに示した燃料噴射量制御ルーチンにしたがって実行する。この制御ルーチンは、一定時間
の経過毎に割り込み処理としてＥＣＵ４０内の燃料供給量調節手段が実行するようにするものである。

まず、ステップ（以下、単に「Ｓ」と記載する場合もある。）１００において、機関回転数ＮとＥＭＧ信号を読込む。その後、Ｓ１０１へ進み、本ステップにおいて、前回供給された燃料量を基に制御対象であるガスタービン機関１の現在の出力ＰＳ^−１を求める。これは、ガスタービン機関１の特性を基に予め設定された図３に示すようなマップから算出するものである。

その後、Ｓ１０２へ進み、ガスタービン機関１故障時のバックアップ（以下、「ＢＵ」という。）処理を行ったか否かを示すＢＵ信号が０であるか否かを判別する。このＢＵ信号は、他方のガスタービン機関１が正常であれば、初期値としてＢＵ＝０となっているものであり、他方のガスタービン機関１が故障した場合には、ＢＵ＝１となる。そして、本ステップでＢＵ＝０と判別された場合はＳ１０３へ進み、ＢＵ＝０ではないと判別された場合はＳ１０７へ進む。

Ｓ１０３においては、Ｓ１００にて読込んだＥＭＧ信号がＯＮであるか、つまり他方のガスタービン機関１が故障して所望の出力を発生させることができないのかどうかを判別する。そして、ＥＭＧ信号がＯＮである場合はＳ１０４へ進み、ＥＭＧ信号がＯＮではない場合はＳ１０７へ進む。

Ｓ１０４においては、他方のガスタービン機関１が故障しているので、制御対象のガスタービン機関１のみで、機体の要求出力に応え得るように、当該ガスタービン機関１にて発生させる出力ＰＳを算出する。これは、Ｓ１０１にて算出したＰＳ^−１を２倍することにより算出するものである。

その後、Ｓ１０５へ進み、供給すべき燃料噴射量Ｇｆを算出する。これは、Ｓ１０４で算出したＰＳと上述した図３に示すようなマップから算出するものである。その後、Ｓ１０６へ進み、他方のガスタービン機関１故障時のバックアップ処理を行うために、ＢＵ＝１として、Ｓ１０８へ進む。

一方、Ｓ１０７へはＢＵ＝０ではない、つまりＢＵ＝１の場合、あるいはＥＭＧ信号がＯＮではない、つまりＥＭＧ信号がＯＦＦである場合に進むため、本ステップにおいては、予め設定されたところのガスタービン機関１定常時の燃料制御を実行して燃料噴射量を算出する。つまり、機関回転数が規定目標回転数になるように燃料の補正制御が行なわれるものである。

Ｓ１０８においては、Ｓ１０５あるいはＳ１０７にて算出した燃料噴射量の信号を出力して本ルーチンの実行を終了する。

なお、本制御ルーチンは周期的に行われるものであるので、一旦Ｓ１０６にてＢＵ＝１となると、次回の処理時にはＳ１０２にて否定判定されてＳ１０７へ進み、定常時の燃料制御が行なわれることとなる。

このようにして、燃料噴射量制御を実行することにより、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障して所望の出力を発生させることができなくなった場合においても、正常なガスタービン機関１に併設されたＥＣＵ４０に、故障したガスタービン機関１に併設されたＥＣＵ４０からＥＭＧ信号が出力され、正常なガスタービン機関１の燃料噴射量が即時に増量されるので、機体の推力の低下を抑制することができる。

また、このようにＥＣＵ４０間の通信等の手段を用いてガスタービン機関１の故障とそれに伴う正常な機関の出力の増加を予測して、フィードフォワード的に燃料量が決定されるので、１基が故障して正常なガスタービン機関１の１基当たりの出力が増加した後の回転数フィードバック制御を行なう場合と比較すると、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。これは、低下した機関回転数を復帰させるのに要する時間よりは燃料噴射量の遅れ時間の方が短いからである。

また、要求出力に応えるべく、複数基のガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムのガスタービン機関として一軸式ガスタービン機関を用いることにより、二軸式ガスタービン機関を用いたシステムにおける、２基の二軸式ガスタービン機関の正常運転状態から２基の二軸式ガスタービン機関の内１基が故障した際の、正常な二軸式ガスタービン機関のガスジェネレータの回転数を上昇させで機体要求出力に応える場合と比較しても、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。これは、二軸式ガスタービン機関のガスジェネレータの回転数を上昇させるのに要する時間よりは燃料噴射量の遅れ時間の方が短いからである。

次に、機体の姿勢制御について説明する。

機体が要求する姿勢制御はガスタービン機関１の圧縮空気の一部を大気へ噴出する際の空気の反力を制御することで可能となる。空気の反力Ｆは、Ｆ＝Ｇ／ｇ×Ｖで表すことが出来る。なお、「Ｇ」は噴出空気流量、「ｇ」は重力加速度、「Ｖ」は噴出速度である。従って、ここで使用されるところの電磁弁３３及びノズル３４の諸元は、機体の姿勢を安定化させるために必要な噴出空気流量及び噴出速度から決定されたものを使用している。

上述したように、姿勢制御に利用する圧縮空気は、ガスタービン機関１のコンプレッサ１１出口部より取り出すようにしているが、本実施の形態では、利用する圧縮空気を両機関から均等に取り出すようにする。これは機体の推力を得るのに必要な出力を両機関から均等に取り出すようにしているために、圧縮空気も均等に取り出すことで、機関ヘのダメージが偏らないことを目的としているものである。そのために、本実施の形態では、コンプレッサ１１からの圧縮空気を一旦逆止弁１６に導くようにし、逆止弁１６を介した後で集合空気流路３１に合流させるようにしている。

上述したように両ガスタービン機関１は一定回転数、等出力で運転されるので、このような逆止弁構成を用いれば、それぞれの機関から均等に圧縮空気を得ることが出来る。又、本実施の形態のような構成とすれば、機関間で圧力差が生じても、他方の機関ヘの空気逆流のような影響を防止することが出来るものである。

次に、本実施の形態に係るガスタービン機関１の作動線について図４を用いて説明する。

ガスタービン機関１の性能特性は一般的に図４に示すコンプレッサマップ上で表現される。横軸は修正空気流量であり、縦軸はコンプレッサ１１に吸入される空気の圧力Ｐ０とコンプレッサ１１から排出される圧縮空気の圧力Ｐ３の圧力比Ｐ３／Ｐ０を示す。又、図４中のパラメータとしてはコンプレッサ１１の回転数を表すが、コンプレッサ１１はコンプレッサ駆動タービン１３で駆動されることから、機関回転数と同じである。

本実施の形態ではファン３の駆動を２基のガスタービン機関１の出力で行うようにしているが、ガスタービン機関１は、本来、１基で機体の要求推力に応え得る出力を発生できるものである。従って、２基のガスタービン機関１で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関１は必然的に部分負荷運転を行わざるを得ないことになる。

また、上述したように、機体の推力は、ファンブレードのピッチ角と回転数によるので、ファン３の回転数を一定に保ったとしても、機関出力はファンブレードのピッチ角によって異なる。そして、ピッチ角が有効作動範囲における最小の場合には推力は殆ど発生しないので、機関出力を絞る必要がある。一方、ピッチ角が最大の場合には大きな推力を要求されるので、機関出力を増加させる必要がある。

また、本実施の形態においては、上述したように、燃料噴射量制御をすることにより、１基のみのガスタービン機関１での運転時、２基での運転時、及びファンブレードのピッチ角の状態によりガスタービン機関１の出力が変化したとしても、機関回転数を一定にすることができるので、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障し、１基のガスタービン機関１のみで機体の要求する推力に応える必要が生じた場合においても、ガスタービン機関１の作動線は、２基の場合と同一の回転数上を移動する。

これらより、２基のガスタービン機関１がともに正常である場合で、ファンブレードのピッチ角が最小の場合と最大の場合の作動線を図４中に示すと図のような点となる。また、１基のガスタービン機関１が故障し、１基のみで機体の要求出力に応えている場合で、ファンブレードのピッチ角が最小の場合と最大の場合の作動線を図４中に示すと図のような点となる。

次に、本実施の形態に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示すと図５のようになる。本図の横軸は経過時間を示している。時間ｔ１までは、２基のガスタービン機関１が正常に運転している状態を示しており、時間ｔ１以降が、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した状態を示している。本実施の形態においては、前述したように基本的に機関回転数を一定とするための燃料噴射量制御を行っているので、ファンによる推力を調整するためのファンブレードのピッチ角の変更、すなわち機体要求出力の変更があっても機関回転数が規定値に保たれる。

一方、時間ｔ１において、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した場合には、正常な他方のガスタービン機関１のみで機体の要求出力に応える必要がある。１基故障時には、機体の要求出力に対して一時的にガスタービン機関１の出力不足となり、機関回転数は低下しようとするが、本実施の形態では、燃料噴射量が増量され、機関出力が増加される。したがって、結果として機関回転数を変化させずに出力復帰させることができる。

実施の形態に係る一軸式ガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示す図である。 実施の形態に係る燃料噴射量制御ルーチンを示すフローチャート図である。 機関出力と燃料噴射量との関係を示す図である。 実施の形態に係るガスタービン機関の作動線をコンプレッサマップ上に示す図である。 実施の形態に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示す図である。 従来技術に係る二軸式ガスタービン機関を備えた飛行体の概略構成を示す図である。

符号の説明

１ ガスタービン機関
２ 減速機
３ ファン
１１ コンプレッサ
１２ 燃焼器
１３ コンプレッサ駆動タービン
１４ 回転軸
１５ 抽気流路
１６ 逆止弁
１７ 回転角センサ
２１、２２ 軸平行歯車
２３、２６ 中間軸
２４、２５、２７、２８ 交さ軸歯車
２９ 出力軸
３１ 集合空気流路
３２ 噴出用空気流路
３３ 電磁弁
３４ ノズル
３５ アキュムレータ
４０ 第１ＥＣＵ
４１ 第２ＥＣＵ

Claims (3)

1. 複数基の一軸式ガスタービン機関と、
   当該複数基の一軸式ガスタービン機関に接続され、当該複数基の一軸式ガスタービン機関の機関出力を取り出す１台の減速機と、
   当該減速機に接続され推力を発生する推力発生用ファンと、
   前記複数基の一軸式ガスタービン機関各々に併設され、当該一軸式ガスタービン機関の運転状態を制御する複数の機関制御装置と、
   を備えた飛行体において、
   前記機関制御装置は、燃焼器に供給する燃料量を機関回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、前記複数の機関制御装置の内の他の機関制御装置から出力される当該他の機関制御装置を併設する一軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段と、を備え、
   前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記燃料供給量調節手段は前記燃焼器に供給する燃料量を増量させる飛行体であって、
   前記複数基の一軸式ガスタービン機関各々に備えられコンプレッサから排出される圧縮空気を流通させる複数の抽気流路と、
   当該複数の抽気流路を流通する圧縮空気を大気中に噴出する複数の噴出手段と、
   前記複数の抽気流路各々に備えられた複数の逆止弁と、
   当該逆止弁の下流の抽気流路を流通する圧縮空気を集合させる集合空気流路と、
   当該集合空気流路に連通し当該集合空気流路を流通する圧縮空気を前記複数の噴出手段各々に流通させる複数の噴出用空気流路と、
   を備えたことを特徴とする飛行体。
2. 前記噴出手段に流入する圧縮空気の圧力の変動を防止するように前記集合空気流路にアキュムレータを備えたことを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
3. 前記複数の噴出用空気流路各々に備えられ前記噴出手段に流入する圧縮空気の量を調節する複数の噴出空気量調節弁と、
   前記推力発生用ファンのファンブレードのピッチ角を調節して発生する推力を調節する推力調節手段と、前記複数の噴出空気量調節弁の開度を調節して前記複数の噴出手段から噴出される圧縮空気の量を調節し当該飛行体の姿勢を調節する姿勢調節手段と、を有する
   推進力制御装置と、
   を更に備えたことを特徴とする請求項１又は２に記載の飛行体。

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