JP4146049B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
この発明は航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置に関する。
【0002】
【従来の技術】
航空機用エンジンの制御装置にあっては、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、例えば、マッハ数、圧力高度、外気温度などのデータは、一般に、エンジン入口に取り付けられた温度センサ、圧力センサなどのエンジン入口センサ群の出力信号から求めている。
【0003】
また、機体搭載コンピュータを装備する航空機の場合、エンジン制御装置は機体搭載コンピュータ側で求めたエンジン入口条件データをそのまま入力しているが、その場合でも、通信などの故障によって機体搭載コンピュータのデータを入力できないときのバックアップ用として、エンジン入口に取り付けられたエンジン入口センサ群を必要としている。
【0004】
そのために、従来技術にあっては、図1に想像線で示す如く、エンジン(ターボファン・エンジン)10の空気取り入れ口66の付近に温度センサ68を設けて流入空気温度(「T1」という)を検出すると共に、想像線で示す如く、圧力センサ70を設けて流入空気圧力(「P1」という)を検出している。
【0005】
【発明が解決しようとする課題】
このように、エンジン入口センサ、即ち、温度センサ68,圧力センサ70などはエンジン10の空気取り入れ口66に位置するため、FOD(Foreign
Ojbect Damage)あるいは氷結などの問題がある。即ち、エンジン入口センサは、鳥、霰などとの衝突に耐えるほど強度を必要とすると共に、ヒータなどの加熱手段を必要とすることから、一般に高価である。
【0006】
従って、かかるエンジン入口センサ群を除去し、他のセンサ出力に基づいてエンジン入口条件データを推定するのが望ましい。
【0007】
尚、米国特許第4,249,238号公報において、センサに故障あるいは異常動作が生じたとき、代替センサ出力から必要とするパラメータを推定することが知られている。しかしながら、この技術にはセンサの一部を除去して他のセンサ出力から必要とするデータを代替的に推定するという技術思想が見られないと共に、推定手法自体も設計したエンジンモデルをリアルタイムに更新しつつ行うものであって、構成において複雑となる憾みがあった。
【0008】
従って、この発明の目的は上記した課題を解消することにあり、エンジン入口センサを除去し、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件データを論理で求めることを可能とすると共に、構成においても比較的簡易な航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を提供することにある。
【0009】
また、エンジン制御装置でもエンジン入口条件データを演算して機体搭載コンピュータの演算結果と比較し、機体搭載コンピュータの故障を検知するのが望ましい。
【0010】
従って、この発明の第2の目的は、エンジン入口センサを除去して他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件データを論理で求めると共に、機体搭載コンピュータの演算結果と比較して機体搭載コンピュータの故障を検知するようにした航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を提供することにある。
【0011】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、請求項1項にあっては、少なくとも1個のタービン(より具体的には低圧タービンおよび高圧タービン)を有する航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置において、前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービンの回転数を検出する低圧タービン回転数検出手段、前記高圧タービンの回転数を検出する高圧タービン回転数検出手段)、前記タービンの入口側の圧力(より具体的には高圧圧縮機の出力圧)を検出する圧力検出手段、大気圧を検出する大気圧検出手段、および前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段)、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定するエンジン入口条件データ推定手段を備える如く構成した。
【0012】
これにより、エンジン入口センサ出力に代え、タービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段)、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定することが可能となり、エンジン入口センサを除去することができる。
【0013】
さらに、米国特許第4,249,238号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【0014】
請求項2項にあっては、前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータに接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段、前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段、および前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段を備える如く構成した。
【0015】
これにより、請求項1項で述べた作用、効果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【0016】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面に即してこの発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を説明する。
【0017】
図1はその装置を全体的に示す概略図である。
【0018】
尚、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの4種が知られているが、以下、2軸のターボファン・エンジンを例にとって説明する。
【0019】
図1において、符号10はターボファン・エンジン(以下「エンジン」という)を示し、符号10aはエンジン本体を示す。エンジン10は機体(図示せず)の適宜位置にマウントされる。
【0020】
エンジン10はファン(ファン動翼)12を備え、ファン12は高速で回転しつつ外気から空気を吸引する。ファン12にはロータ12aが一体的に形成され、ロータ12aは対向して配置されたステータ14と共に低圧圧縮機16を構成し、そこで吸引した空気を圧縮しつつ後方に圧送する。
【0021】
尚、ファン12の付近にはセパレータ20によってダクト(バイパス)22が形成され、吸引された空気の大部分は後段(コア側)で燃焼させられることなく、ダクト22を通ってエンジン後方に噴出させられる。ファン排気は、その反作用としてエンジン10が搭載される機体(図示せず)に推力(スラスト)を生じさせる。推力の大部分は、このファン排気によって生じる。
【0022】
低圧圧縮機16で圧縮された空気は後段の高圧圧縮機24に送られ、そこでロータ24aおよびステータ24bによってさらに圧縮された後、後段の燃焼器26に送られる。
【0023】
燃焼器26は燃料ノズル28を備え、燃料ノズル28にはFCU(Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット)30で調量された燃料が圧送される。即ち、FCU30は燃料調量バルブ32を備え、燃料ポンプ(ギヤポンプ)34によって機体の適宜位置に配置された燃料タンク36から汲み上げられた燃料は、燃料調量バルブ32で調量された後、燃料供給通路38を通って燃料ノズル28に供給される。
【0024】
噴霧された燃料は高圧圧縮機24から圧送された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタ(図1で図示省略)および点火プラグ(図示せず)で点火されて燃焼する。混合気は一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続する。
【0025】
燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン40に送られ、高圧タービン40を高速回転させる。高圧タービン40は前記した高圧圧縮機のロータ24aに高圧タービン軸40aを介して接続され、前記ロータ24aを回転させる。
【0026】
高温高圧ガスは、高圧タービン40を回転駆動した後、低圧タービン42に送られ、低圧タービン42を比較的低速で回転させる。低圧タービン42は前記した低圧圧縮機16のロータ12aに低圧タービン軸42a(軸40aと同心二軸構造)を介して接続されており、前記ロータ12aを回転させる。
【0027】
低圧タービン42を通過した高温高圧ガス(タービン排気)は、ダクト22を通ってそのまま排出されるファン排気と混合させられてジェットノズル44からエンジン後方に噴出される。
【0028】
エンジン本体10aの外部下面の前側寄りには、アクセサリ・ドライブ・ギアボックス(以下「ギアボックス」という)50がステー50aを介して取り付けられると共に、ギアボックス50の前端には一体的に構成されたスタータおよびジェネレータ(以下「スタータ」と総称する)52が取り付けられる。尚、ギアボックス50の後端には前記したFCU30が配置される。
【0029】
エンジン10の始動時、スタータ52によって軸56が回転させられると、その回転は駆動軸58(および図示しないベベルギアなどのギア機構)を介して高圧タービン軸40aに伝えられ、燃焼に必要な空気が燃焼器26に送り込まれる。
【0030】
他方、軸56の回転はPMA(パーマネントマグネット・オルタネータ)60と燃料ポンプ34に伝えられて燃料ポンプ34を駆動し、前記したように燃料を燃料ノズル28を介して噴霧する。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。
【0031】
エンジン10が自立運転回転数に達すると、高圧タービン軸40aの回転が逆に駆動軸58(および図示しないベベルギアなどのギア機構)を介して軸56に伝えられ、燃料ポンプ34を駆動すると共に、PMA60とスタータ52を駆動する。それによって、PMA60は発電すると共に、スタータ52は、機体に電力を供給する。
【0032】
エンジン10において、低圧タービン軸42aの付近にはN1センサ(回転数センサ)62が配置され、低圧タービン回転数(低圧タービン軸42aの回転数)N1に比例する信号を出力すると共に、軸56の付近にはN2センサ(回転数センサ)64が配置され、高圧タービン回転数(高圧タービン軸40aの回転数)N2に比例する信号を出力する。
【0033】
また、ECU(Electronic Control Unit 。電子制御ユニット。後述)の内部にはP0センサ(圧力センサ)72が設けられ、大気圧P0に比例する信号を出力すると共に、ロータ24aの下流にはP3センサ(圧力センサ)74が配置されて高圧圧縮機24の出力圧P3に比例する信号を出力する。
【0034】
さらに、高圧タービン40と低圧タービン42の間の適宜位置にはITTセンサ(温度センサ)76が配置され、その部位の温度(エンジン代表温度)ITTに比例する信号を出力する。
【0035】
尚、先に述べた如く、この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置においては、エンジン本体10aの前面の空気取り入れ口66の付近に配置されて流入空気の温度T1を検出する温度センサ68と、同様にその付近に配置されて流入空気の圧力P1を検出する圧力センサ70を除去するようにした。
【0036】
エンジン本体10aの上部位置には前記したECU(符号80で示す)が配置される。上記したセンサ群の出力は、ECU80に送られる。
【0037】
図2は、ECU80および前記したFCU30の構成を全体的に示すブロック図である。
【0038】
前記したセンサ群に加え、機体操縦席(コックピット。図示せず)付近に設置されたスロットルレバー(スラストレバー)82の付近にはTLAセンサ(スロットルレバー位置センサ)84が配置され、パイロット(操縦者)が入力したスロットルレバー位置(操作者要求出力)TLAに比例する信号を出力する。TLAセンサ84の出力もECU80に入力される。尚、図2において各センサ(P0センサ、TLAセンサなど)は、その検出対象名(P0、TLAなど)で示す。
【0039】
さらに、FCU30の適宜位置にはFMVPセンサ(バルブ位置センサ。図2で図示省略)が設けられ、燃料調量バルブ32のバルブ位置FMVPに比例する信号を出力する。FMVPセンサの出力もECU80に入力される。
【0040】
さらに、ECU80には、通信インターフェース・ユニット88を介して前記したスロットルレバー82以外の機器のパイロット選択指令90、前記した機体搭載コンピュータ(Air Data Computer 。以下「ADC」という)92からのデータ、および第2のエンジン(図示せず)のECU94からのデータが入力(あるいは出力)されると共に、コックピット内のディスプレイ96に接続されてECU80のデータを表示させる。
【0041】
ECU80はCPU80aを備え、CPU80aは入力値に基づき、スロットルレバー位置(操作者要求出力)TLAに応じた低圧タービン軸回転数(低圧タービン回転数)N1となるように、エンジン10に供給すべき燃料流量の指令値(操作量)を、トルクモータ98への通電電流指令値として算出してFCU30に送る。
【0042】
さらに、ECU80は検出された低圧タービン回転数N1および高圧タービン回転数N2の値のいずれかが所定値(例えば、それぞれの最高回転数の107%相当値)を超えるか否か監視し、検出された低圧タービン回転数N1および高圧タービン回転数N2のいずれかが所定値を超えるときはオーバースピードと判断し、エンジン10に供給すべき燃料流量が所定値、より具体的には零あるいは最小となるようにトルクモータ98への通電電流指令値を決定してFCU30に送る。
【0043】
FCU30は低圧燃料ポンプ100を備え、燃料タンク36(図2で図示省略)から汲み上げられた燃料は、フィルタ(およびオイルクーラ)102を経て前記した燃料ポンプ34で高圧化されて燃料調量バルブ32に送られる。トルクモータ98は燃料調量バルブ32に接続され、そのスプール位置を決定する。従って、高圧ポンプ34を介して圧送された燃料は、燃料調量バルブ32でそのスプール位置に応じた流量に調節(調量)される。
【0044】
調量された燃料は、シャットオフバルブ104、ドレーンバルブ106およびシャットオフ機構108を介して前記した燃料ノズル28に供給される。
【0045】
尚、低圧タービン軸42aには非常停止スイッチ110が接続されており、低圧タービン軸42aが何らかの理由から変位するとオンし、シャットオフ機構108を動作させて燃料ノズル28への燃料供給を機械的に遮断する。同様に、ソレノイド112が設けられ、パイロット選択指令90に応じてシャットオフバルブ104を動作させて燃料ノズル28への燃料供給を遮断する。
【0046】
さらに、ECU80においてCPU80aは、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、より具体的には、マッハ数Mn、圧力高度ALT、および外気温度(より具体的には全温度TAT、真大気温度SAT)などのデータを論理に基づいて推定(演算)する。
【0047】
この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の特徴は、このようなエンジン制御に必要なエンジン入口条件データを論理に基づいて推定(演算)することにあるので、以下その点に焦点をおいて説明する。
【0048】
図3はその推定動作を示すフロー・チャートである。
【0049】
以下説明すると、S10において、検出した大気圧P0に基づいた近似関数から圧力高度ALTを算出する。圧力高度ALTはこのように、地上からの離間距離ではなく、大気圧に関連した値として算出する。尚、検出した大気圧P0をそのまま用いるが、温度などに応じて適宜補正した値を用いても良い。
【0050】
次いでS12に進み、全温度TATと流入空気温度T1はほぼ等しいものとみなすことができるため、流入空気温度T1を適宜な値に仮定する。
【0051】
前記したようにこの実施の形態においては流入空気温度T1を検出するセンサ(および流入空気圧力P1を検出するセンサ)を除去していることから、流入空気温度T1を実測していないが、一般に、流入空気温度T1と全温度TATは、ほぼ等しいとみなすことから、このように仮定する。
【0052】
ここで、外気温度について説明すると、高速機の場合、外気温度を測定する温度センサにあっては、受感部に衝突した空気が断熱圧縮されて温度上昇をもたらすため、大気の真の温度より高い値を示す。この温度を全温度TATという。それに対し、大気の真の温度を真大気温度SATという。
【0053】
全温度TATと真大気温度SATの間には以下のような関係がある。
SAT=TAT/(1+0.2KMn2 )
上記で、K:係数、Mn:マッハ数である。従って、先ずマッハ数を算出し、それから真大気温度(外気温度)SATを算出する。
【0054】
次いでS14に進み、仮定した流入空気温度T1と低圧タービン回転数N1と高圧タービン回転数N2からマップ1を検索してマッハ数Mnを推定する。図4にマップ1の特性を示す。図示の如き特性を予め実験により求めておく。
【0055】
尚、同図においてθは大気温度比を示し、以下のように算出される。
θ=T1/TSTD
上記で、T1:流入空気温度、TSTD:所定温度であり、共に〔°K〕で示す。TSTDは、例えば288.15〔°K〕である。
【0056】
また、同図では最小マッハ数(Mn=0)と最大マッハ数(Mn=0.9)のみ示すが、破線で示す如く、その間に種々の値を設定しておくものとする(尚、補間演算を用いても良い)。
【0057】
マッハ数Mnは以下のように示される。
Mn=ω/√κRT
上記で、ω:平均流速、κ:比熱比、R:ガス定数、T:理想気体の温度である。
【0058】
次いでS16に進み、推定したマッハ数Mnと検出大気圧P0から図示の如き物理的な近似式を用いてから流入空気圧力P1を算出する。
【0059】
次いでS18に進み、算出した流入空気圧力P1と高圧圧縮機出力圧P3と高圧タービン回転数N2からマップ2を検索して流入空気温度T1を推定する。図5にマップ2の特性を示す。図示の如き特性も予め実験により求めておく。
【0060】
次いでS20に進み、先にS12で仮定した流入空気温度T1とS18で推定した流入空気温度T1が一致(より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致)するか否か判断し、否定されるときはS12に戻り、仮定値が推定値に収束するまで以上の処理を繰り返す。
【0061】
他方、S20で肯定されるときはS22に進み、流入空気温度T1とマッハ数Mnから図示の如き物理的な近似式を用いて真大気温度SATを算出する。
【0062】
次いでS24に進み、前記した通信インターフェース・ユニット88を介してADC92からデータ、即ち、ADC92が演算(あるいは検出)したエンジン入口条件データを入力する。
【0063】
次いでS26に進み、ECU80で算出したエンジン入口条件データと、ADC92が演算(あるいは検出)したエンジン入口条件データが一致(より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致)するか否か判断する。
【0064】
S26で否定されるときはS28に進み、ADC92(あるいはその通信系)系に故障が生じたと判定し、必要に応じてコックピット内のディスプレイ96への表示などを介してADC故障検知をパイロットに報知すると共に、肯定されるときはADC92(あるいはその通信系)系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【0065】
この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置は上記の如く、エンジン入口センサ(温度センサ68,圧力センサ70など)出力に代え、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン10の入口条件データを論理で求めるようにしたので、エンジン入口センサ(温度センサ68,圧力センサ70など)を除去することができる。
【0066】
さらに、米国特許第4,249,238号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【0067】
さらに、上記に加え、ADC92あるいはその通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【0068】
尚、上記においてS24以降の処理は必須ではない。即ち、エンジン入口条件データの論理演算は、ADC92の故障検知を実行すると否とに関わらず、行っても良い。
【0069】
図6は、この発明の第2の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置、特にその動作を示す、図3と同様のフロー・チャートである。
【0070】
先に述べた第1の実施の形態においてはエンジン入口条件データの論理演算として収束計算を用いたが、第2の実施の形態ではその演算にニューロ関数を用いるようにした。
【0071】
以下説明すると、S100において運転データ(いわゆるフライトエンベロープ)またはシミュレーションデータに基づいて作成したニューロ関数を用い、同図に示す如く、検出大気圧P0と高圧圧縮機出力圧P3と低圧タービン回転数N1と高圧タービン回転数N2(あるいはその微分値)などから、マッハ数Mnを推定する。
【0072】
図7は推定用のニューロ関数の作成を示す説明図である。
【0073】
ニューロ関数は、運転データ(いわゆるフライトエンベロープ)または過渡的なシミュレーションの計算結果を入力値、教師データとして学習に用いつつ、予め十分に学習しておく。ネットワークは図示の如く3層とし、しきい値関数として、シグモイド関数を用いる。ネットワークへの入出力は、スケーリング行列を用いて基準化する。同図の下部に計算フローを示す。ここでは、学習率、慣性項係数、ニューロン数、しきい値関数などをチューニングパラメータとする。
【0074】
次いでS102に進み、第1の実施の形態と同様に、検出大気圧P0から近似関数を用いて圧力高度ALTを算出する。
【0075】
次いでS104に進み、第1の実施の形態と同様に、マッハ数Mnと検出大気圧P0から物理的な近似式を用いて流入空気圧力P1を算出する。
【0076】
次いでS106に進み、第1の実施の形態と同様に、算出した流入空気圧力P1と高圧圧縮機出力圧P3と高圧タービン回転数N2からマップ2を検索して流入空気温度T1を推定する。
【0077】
次いでS108に進み、第1の実施の形態と同様に、推定した流入空気温度T1とマッハ数Mnから物理的な近似式を用いて真大気温度SATを算出する。
【0078】
次いでS110に進んでADC92が演算(あるいは検出)したエンジン入口条件データを入力し、S112に進んでECU80で算出したエンジン入口条件データと、ADC92が演算(あるいは検出)したエンジン入口条件データが一致(より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致)するか否か判断する。
【0079】
S112で否定されるときはS114に進み、ADC92(あるいはその通信系)系に故障が生じたと判定し、必要に応じてコックピット内のディスプレイ96への表示などを介してADC故障検知をパイロットに報知すると共に、肯定されるときはADC92(あるいはその通信系)系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【0080】
第2の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置も、第1の実施の形態と同様に、エンジン入口センサ出力に代え、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン10の入口条件データを論理で求めるようにしたので、エンジン入口センサを除去することができる。
【0081】
さらに、上記に加え、ADC92あるいはその通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【0082】
さらに、米国特許第4,249,238号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。また、S110以降の処理が必須ではないことも第1の実施の形態と異ならない。
【0083】
尚、第2の実施の形態においてニューロ関数を用いたが、それに限られるものではなく、近似関数であればどのような関数を用いても良い。
【0084】
上記の如く、この実施の形態にあっては、少なくとも1個のタービン(より具体的には低圧タービン(42)および高圧タービン(40))を有する航空機用ガスタービン・エンジン(ターボファン・エンジン10)の制御装置において、前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービンの回転数(低圧タービン(軸)回転数N1)を検出する低圧タービン回転数検出手段(N1センサ62)、前記高圧タービンの回転数(高圧タービン(軸)回転数N2)を検出する高圧タービン回転数検出手段(N2センサ64))、前記タービンの入口側の圧力(より具体的には高圧圧縮機出力圧P3)を検出する圧力検出手段(P3センサ74)、大気圧(大気圧P0)を検出する大気圧検出手段(P0センサ72)、および前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段)、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度(外気温度(より詳しくは全温度TAT、真大気温度SAT))を含むエンジン入口条件データ、より詳しくはマッハ数Mn、圧力高度ALT、および外気温度(より詳しくは全温度TAT、真大気温度SAT)などのデータを推定するエンジン入口条件データ推定手段(ECU80,S10からS22,S100からS108)を備える如く構成した。
【0085】
さらに、前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータ(ADC92)に接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段(S24,S110)、前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段(S26,S112)、および前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段(S28,S114)を備える如く構成した。
【0086】
尚、上記した実施の形態において、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エンジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンなどであっても良い。
【0087】
【発明の効果】
請求項1項にあっては、エンジン入口センサ出力に代え、タービン回転数検出手段(より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段)、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定することが可能となり、エンジン入口センサを除去することができる。
【0088】
さらに、米国特許第4,249,238号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【0089】
請求項2項にあっては、請求項1項で述べた作用、効果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【図面の簡単な説明】
【図1】この発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を全体的に示す概略図である。
【図2】図1装置の中のECUおよびFCUの構成を示す説明ブロック図である。
【図3】図1の装置の動作を示すフロー・チャートである。
【図4】図3フロー・チャートで使用されるマップ1の特性を示す説明グラフである。
【図5】図3フロー・チャートで使用されるマップ2の特性を示す説明グラフである。
【図6】この発明の第2の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置、特にその動作を示す、図3と同様のフロー・チャートである。
【図7】図6フロー・チャートで使用されるニューロ関数の作成手法を示す説明グラフである。
【符号の説明】
10 航空機用ガスタービン・エンジン(ターボファン・エンジン)
12 ファン
12a ロータ
14 ステータ
16 低圧圧縮機
24 高圧圧縮機
24a ロータ
24b ステータ
26 燃焼器
28 燃料ノズル
30 FCU(Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット)
32 燃料調量バルブ
40 高圧タービン
40a 高圧タービン軸
42 低圧タービン
42a 低圧タービン軸
62 N1センサ(低圧タービン回転数検出手段)
64 N2センサ(高圧タービン回転数検出手段)
76 ITTセンサ
72 P0センサ(大気圧検出手段)
74 P3センサ(圧力検出手段)
80 ECU(Electronic Control Unit 。電子制御ユニット)
80a CPU
82 スロットルレバー
92 機体搭載コンピュータ(ADC)
98 トルクモータ
Claims (2)
- 少なくとも1個のタービンを有する航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置において、
a.前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段、
b.前記タービンの入口側の圧力を検出する圧力検出手段、
c.大気圧を検出する大気圧検出手段、
および
d.前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定するエンジン入口条件データ推定手段、
を備えることを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。 - 前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータに接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、
e.前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段、
f.前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段、
および
g.前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段、
を備えることを特徴とする請求項1項記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
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US20050200349A1 (en) * | 2004-03-15 | 2005-09-15 | Brant Duke | Method and apparatus of determining gas turbine shaft speed |
US7552005B2 (en) * | 2004-03-16 | 2009-06-23 | Honeywell International Inc. | Method for fault diagnosis of a turbine engine |
JP4434834B2 (ja) * | 2004-05-26 | 2010-03-17 | 本田技研工業株式会社 | ガスタービン・エンジンの制御装置 |
US7826954B2 (en) * | 2004-06-25 | 2010-11-02 | Honda Motor Co., Ltd. | System for monitoring sensor outputs of a gas turbine engine |
JP4657800B2 (ja) * | 2005-05-16 | 2011-03-23 | 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 |
US9273614B2 (en) * | 2005-09-12 | 2016-03-01 | Industrial Turbine Company (Uk) Limited | Determination of a signal indicative of shaft power |
US8504276B2 (en) * | 2008-02-28 | 2013-08-06 | Power Systems Mfg., Llc | Gas turbine engine controls for minimizing combustion dynamics and emissions |
FR2932850B1 (fr) * | 2008-06-23 | 2010-08-13 | Snecma | Procede et systeme de determination de la position angulaire d'un rotor de turboreacteur. |
GB0813561D0 (en) * | 2008-07-24 | 2008-09-03 | Rolls Royce Plc | Developments in or relating to power demand management |
US8131384B2 (en) * | 2008-11-03 | 2012-03-06 | United Technologies Corporation | Design and control of engineering systems utilizing component-level dynamic mathematical model with multiple-input multiple-output estimator |
US8090456B2 (en) * | 2008-11-03 | 2012-01-03 | United Technologies Corporation | System and method for design and control of engineering systems utilizing component-level dynamic mathematical model |
FR2939924B1 (fr) * | 2008-12-15 | 2012-10-12 | Snecma | Identification de defaillances dans un moteur d'aeronef |
US8467949B2 (en) * | 2009-05-29 | 2013-06-18 | Honeywell International Inc. | Methods and systems for turbine line replaceable unit fault detection and isolation during engine startup |
US20110018273A1 (en) * | 2009-07-27 | 2011-01-27 | Rolls-Royce Corporation | Starter/generator integrated into compressor of turbine engine |
US8745990B2 (en) * | 2009-07-27 | 2014-06-10 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine with integrated electric starter/generator |
US8668434B2 (en) * | 2009-09-02 | 2014-03-11 | United Technologies Corporation | Robust flow parameter model for component-level dynamic turbine system control |
US8315741B2 (en) * | 2009-09-02 | 2012-11-20 | United Technologies Corporation | High fidelity integrated heat transfer and clearance in component-level dynamic turbine system control |
JP5016706B2 (ja) | 2009-11-04 | 2012-09-05 | 川崎重工業株式会社 | 航空機用始動発電装置 |
US8560203B2 (en) * | 2010-07-30 | 2013-10-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Aircraft engine control during icing of temperature probe |
JP5548080B2 (ja) * | 2010-09-16 | 2014-07-16 | 本田技研工業株式会社 | 航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置 |
US9869249B2 (en) | 2012-01-31 | 2018-01-16 | United Technologies Corporation | Speed sensor probe location in gas turbine engine |
US20130192242A1 (en) * | 2012-01-31 | 2013-08-01 | Todd A. Davis | Speed sensor probe location in gas turbine engine |
EP3967862A1 (en) * | 2013-03-15 | 2022-03-16 | Raytheon Technologies Corporation | Speed sensor probe location in gas turbine engine |
KR101633169B1 (ko) * | 2014-01-24 | 2016-06-24 | 두산중공업 주식회사 | 시동시 가스 터빈 엔진의 제어 방법 및 제어 장치 |
US9828106B2 (en) | 2015-06-18 | 2017-11-28 | Honeywell International Inc. | Aircraft gas turbine propulsion engine control without aircraft total air temperature sensors |
US20160370236A1 (en) * | 2015-06-22 | 2016-12-22 | Rosemount Aerospace Inc. | Aircraft total air temperature anomaly detection |
US10801361B2 (en) | 2016-09-09 | 2020-10-13 | General Electric Company | System and method for HPT disk over speed prevention |
CN110501759B (zh) * | 2019-07-03 | 2022-02-22 | 中国商用飞机有限责任公司 | 飞机的多源大气数据参数的处理方法及处理系统 |
US11629649B2 (en) | 2020-05-11 | 2023-04-18 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine with speed sensor |
US11859561B2 (en) * | 2021-12-07 | 2024-01-02 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for determining aircraft engine inlet total pressure |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4077204A (en) * | 1973-10-23 | 1978-03-07 | Nissan Motor Company, Limited | Control system for a gas turbine engine |
JPS5534292B2 (ja) * | 1974-06-13 | 1980-09-05 | ||
JPS5722027Y2 (ja) * | 1975-12-08 | 1982-05-13 | ||
US4228650A (en) * | 1978-05-01 | 1980-10-21 | United Technologies Corporation | Simulated parameter control for gas turbine engine |
US4249238A (en) | 1978-05-24 | 1981-02-03 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Apparatus for sensor failure detection and correction in a gas turbine engine control system |
GB2126382B (en) * | 1982-08-10 | 1986-01-08 | Nissan Motor | Gas turbine engine control system |
US4748804A (en) * | 1986-12-08 | 1988-06-07 | United Technologies Corporation | Inlet total temperature synthesis for gas turbine engines |
US5394689A (en) * | 1993-09-22 | 1995-03-07 | General Electric Company | Gas turbine engine control system having integral flight Mach number synthesis method |
US5775089A (en) * | 1996-12-23 | 1998-07-07 | Allison Engine Company | Pressure signal synthesis method and system for a gas turbine engine |
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