JP4171610B2 - エンジン始動装置をモニタするシステム及び方法 - Google Patents
エンジン始動装置をモニタするシステム及び方法 Download PDFInfo
- Publication number
- JP4171610B2 JP4171610B2 JP2002140856A JP2002140856A JP4171610B2 JP 4171610 B2 JP4171610 B2 JP 4171610B2 JP 2002140856 A JP2002140856 A JP 2002140856A JP 2002140856 A JP2002140856 A JP 2002140856A JP 4171610 B2 JP4171610 B2 JP 4171610B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- data
- engine
- performance
- gas turbine
- met
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Classifications
-
- 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
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/26—Starting; Ignition
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02N—STARTING OF COMBUSTION ENGINES; STARTING AIDS FOR SUCH ENGINES, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F02N11/00—Starting of engines by means of electric motors
-
- 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
- F05D2220/00—Application
- F05D2220/50—Application for auxiliary power units (APU's)
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
Description
【発明が属する技術分野】
本発明は、一般的にはガスタービンエンジンに関し、より具体的には、かかるエンジンにおけるエンジン始動装置の性能をモニタすることに関する。
【0002】
【発明の背景】
ガスタービンエンジンは、各種の航空、船舶、及び産業の用途に用いられる。一般的に、ガスタービンエンジンは、加圧空気を燃焼器に供給する圧縮機を含み、燃焼器中で空気は燃料と混合され、混合気が点火されて高温の燃焼ガスを発生する。これらのガスは、下流のタービンセクションに流れ、該タービンセクションがガスからエネルギーを取り出して、圧縮機を駆動し有用な仕事を行なう。多くの用途において、ガスタービンエンジンは、その通常運転の一部として様々な保守作業が日常的に行なわれる。かかる保守サービスの提供に役立つようにするために、多くの場合、モニタシステムを用いて、ガスタービンエンジンのモニタリング診断が行なわれる。一般的に、これらのシステムは、傾向を診断するために用いられる関連する傾向及び故障データを収集する性能モニタ装置を含む。傾向分析診断において、エンジン性能及び/又は状態全体を表わす所定のプロセスデータ(排気ガス温度、燃料流量、ロータ速度、及びこれに類するものなど)が、ガスタービンエンジンのパラメータ基準線と比較される。生の傾向データのパラメータ基準線からの偏りが少しでもあれば、保守を必要とする現在又は将来の状態を示している可能性がある。
【0003】
例えば、民間航空路線で現在運航されている最新の航空機は、一般的に、モニタリング診断で用いるために飛行デジタルデータを収集するための機載データ取得システムを用いている。かかるシステムにおいては、航空機及びエンジン全体にわたって配置されている多くのセンサが、航空機及びそのエンジンの性能を表わすデータ信号を提供する。それらのデータは、機中で記録され、後で地上の整備要員によりアクセスすることが可能であり、又はそれに代えてリアルタイム処理のために飛行運行中に地上位置に遠隔送信することも可能である。エンジン状態モニタリング技術は、一般的にスクリーニング処理を用いて、様々な運転段階を識別し、次に関心のある飛行段階の間の特定のデータを取り出す。現在、データ収集は、離陸、上昇、及び安定した巡航のような飛行段階の間に行なわれているが、その理由は、これらの段階がエンジンの異常が検知される可能性が最も高い段階だからである。これらの手法は、主要なエンジン構成部品中の異常を検出するのには非常に有効であるが、エンジン始動装置の構成部品の状態をモニタするにはそれほど効果的ではない。エンジン始動装置に保守が必要であることを予測できることは、信頼性及び迅速処理性を非常に向上させることになる。
【0004】
従って、ガスタービンエンジンにおける性能不良の可能性があるエンジン始動装置の構成部品を効果的にモニタできることが望ましい。
【特許文献1】
米国特許5,845,483号公報
【0005】
【発明の概要】
上述の必要性は、複数のセンサを用いてガスタービンエンジンの運転及び性能に関連するデータを感知する、ガスタービンエンジンにおけるエンジン始動装置の性能をモニタするための方法及びシステムを提供する本発明により満たされる。感知データからの選択データパラメータが、エンジン始動シーケンスの間に連続してサンプリングされる。次に、データパラメータは、所定の基準のセットが満たされたかどうかを判定するために評価され、基準のセットの各々が満たされているときエンジン始動装置の選択性能データ及びデータサンプリング時間が捕捉される。エンジン始動装置の捕捉性能データは、正規化され、次に、ガスタービンエンジンのパラメータ基準線と比較される。
【0006】
本発明及び従来技術に勝るその利点は、添付図面を参照して以下の詳細な説明及び添付の特許請求の範囲を読むことにより明らかになるであろう。
【0007】
本発明と見なされる主題は、本明細書の冒頭部分に具体的に示しまた明確に請求している。しかしながら、本発明は、添付の図面の図に関連してなされる以下の説明を参照することにより最も良く理解することができる。
【0008】
【発明の実施の形態】
同一の参照符号が様々な図を通して同じ要素を表わしている図面を参照すると、図1は、航空機14に搭載されたガスタービンエンジン12におけるエンジン始動装置の状態をモニタするためのシステム10のブロック線図を示す。図1には、1つのエンジン12のみを示しているが、航空機14はそれに搭載される追加のエンジンを設けることができることに注目されたい。以下の説明から明らかなように、かかる追加のエンジンに対するデータ収集は、エンジン12に対するデータ収集と全く同じ方法で達成される。従って、エンジン12及びその関連の装置のみをここでは説明することにする。さらに、エンジン12は、単に実施例として、航空機に関して説明していることに注目されたい。航空用途に加えて、本発明は、船舶及び産業用途を含むガスタービンエンジンの他の用途に適用可能である。
【0009】
システム10は、他の制御装置を用いることも可能であるが、全自動デジタルエンジン制御装置(FADEC)のような電子制御装置(ECU)16と機載の航空機データボックス18とを含む。通常のエンジンデータセンサ20及び航空機データセンサ21のセットが、エンジン12及び/又は航空機14の運転及び性能に関連する選択データパラメータを感知するために、エンジン12及び航空機14全体にわたって分散配置される。エンジンデータセンサ20及び航空機データセンサ21は、関心のあるデータパラメータをモニタする任意のセンサ群を含むことができる。空気速度及び高度のような航空機パラメータに加えて、エンジンパラメータには、一般的に、排気ガス温度、エンジン燃料流量、コア速度、圧縮機吐出圧力、タービン排気圧力、ファン速度等が含まれるであろう。
【0010】
ECU16は、業界では公知のように、エンジンデータセンサ20及び航空機データセンサ21からの信号を受ける。ECU16はまた、航空機パイロットにより制御されるスロットル22からの推力要求信号を受ける。これらの入力に応じて、ECU16は、エンジン12への燃料流量を計量する油圧機械式装置(HMU)24のようなエンジンアクチュエータを作動させる指令信号を発生する。HMU24は、当業者には周知の装置である。ECU16はまた、データ信号を航空機データボックス18に出力する。航空機データボックス18は、飛行データ記録装置、高速アクセス記録装置、又は任意の他の形式の飛行中データ蓄積装置のような任意の通常の装置とすることができ、データ信号を記憶するための比較的大きなデータ記憶容量を有する。航空機データボックス18はまた、航空機データセンサ21から信号を受ける。
【0011】
業界では公知のように、エンジン12は、エンジンの歯車装置に取り付けられたエンジンのタービンスタータを有するエンジン始動装置を含む。エンジン始動シーケンスの間、高圧の補助空気がスタータに供給されて、歯車装置によってエンジンコアを回転させる。ECU16は、燃料供給及び可変装置の調節をスケジュールして、エンジン始動シーケンスを完了させ、エンジン12をアイドリング運転状態にする。一般的に、補助空気源は、航空機14の尾部に通常設置される補助動力装置(APU)、地上のカート又は別のエンジンからのクロス抽気である。
【0012】
システム10は、エンジン始動装置の性能特性をモニタするための、データ信号を処理するアルゴリズムを含む。モニタリング・アルゴリズムは、多くの方法で実行されることができる。例えば、モニタリング・アルゴリズムは、データ信号がECU16により受信されるとそれらを処理するECU16で実行されることができる。若しくは、モニタリング・アルゴリズムは、航空機データボックス18で実行されることができる。この場合には、データ信号は、航空機データボックス18に転送された後に処理されることになる。さらに別の方法は、パーソナルコンピュータ又は作業端末コンピュータのような地上ステーションのコンピュータ26でモニタリング・アルゴリズムを実行することである。飛行中に航空機データボックス18に記憶されたデータ信号は、処理するために地上ステーションのコンピュータにダウンロードされる。この転送は、フロッピー(登録商標)ディスク、CD−ROM、又は他の光学式媒体、磁気テープ又は類似のもののような取り外し可能なコンピュータ可読媒体、或いは無線通信リンクの使用を含む任意の種類のリンク28により、飛行後に行なうことができる。リアルタイム処理をするために飛行運行中に地上ステーションのコンピュータ26に直接データ信号を遠隔送信することも可能である。いずれの実行の場合でも、モニタリング・アルゴリズムは、装置(ECU、航空機データボックス、又は地上ステーションのコンピュータ)に記憶されており、その装置によりアクセスすることができるか、又は別法としてモニタリング・アルゴリズムは、装置の適当なドライブ中に挿入された取り外し可能なコンピュータ可読媒体によりアクセスすることもできる。モニタリング・アルゴリズムは、インターネット又は別のコンピュータネットワークを介してアクセスすることも可能である。ここに用いられる、「コンピュータ可読媒体」の用語は、それから記憶されたデータをコンピュータ又は類似の装置により読み取ることができる任意の媒体のことを一般的にいう。この用語には、前述のフロッピー(登録商標)ディスク及びCD−ROMのような取り外し可能な媒体だけでなく、各ECU16、航空機データボックス18、或いは地上ステーションのコンピュータ26中のハードディスク又は集積回路記憶装置のような取り外しできない媒体も含まれる。
【0013】
ここで図2を参照すると、モニタリング・アルゴリズムをより詳細に説明している。アルゴリズムは、エンジン始動シーケンスが開始されるときはいつでもスタートされる。ブロック100で示す第1の段階は、エンジンデータセンサ20及び航空機データセンサ21の出力を連続してモニタすることである。次に、ブロック102で、データセンサ20及び航空機データセンサ21により感知された選択データパラメータが、連続してサンプリングされる。一般的に、データパラメータは、30〜60ミリセカンド毎のような高い頻度でサンプリングされて、大量のデータポイントを収集する。いずれのデータパラメータをサンプリングするかは、多くの要因に左右されて変わる可能性がある。ここでは、単に実施例として、モニタリング・アルゴリズムを、コア速度、燃料流量、排気ガス温度(EGT)急昇、圧縮機吐出圧力(PS3)急昇、及びピーク排気ガス温度を選択したデータパラメータとして説明する。しかしながら、本発明は、これらの特定のデータパラメータに限定されるのではなく、任意の適当なデータパラメータのセットを用いることができることに注目されたい。
【0014】
次に、ブロック104〜110に示すように、各選択データパラメータは、規定の基準が満たされたかどうかを判定するために評価される。モニタリング・アルゴリズムのこの部分の目的は、エンジン始動装置の性能特性をモニタするための、エンジン始動シーケンスにおける特定の段階すなわち時間を識別することである。各場合において、基準がブロック104〜110の何れにおいても満たさていれば、その場合にはモニタリング・アルゴリズムはブロック112に進み、そこで選択したエンジン及び航空機データと基準が満たされるときの時間とが、捕捉され記憶される。つまり、各特定の決定基準のセットが満たされると、その時のエンジン及び航空機データは、対応するデータサンプリング時間と共に捕捉され記憶される。基準がブロック104〜110のいずれかにおいて満たされなければ、その場合にはモニタリング・アルゴリズムはブロック102に戻るので、データパラメータはブロック104〜110の各々に対する基準が満たされるまで連続してサンプリングされる。
【0015】
ここで再び、単に実施例として、選択データパラメータが決定基準のセットと対照して評価される7つのエンジン始動シークエンス段階を用いることにより、モニタリング・アルゴリズムを説明する。データパラメータは、ブロック104において「開始」決定基準と対照して、ブロック105において「始動回転」決定基準と対照して、ブロック106において「燃料オン」決定基準と対照して、ブロック107において「EGT急昇」決定基準と対照して、ブロック108において「PS3急昇」決定基準と対照して、ブロック109において「ピークEGT」決定基準と対照して、またブロック110において「エンジンアイドリング」決定基準と対照して評価される。従って、決定ブロック104〜110の各々は、エンジン始動シーケンスの異なる段階すなわち時間においてデータを捕捉する。より具体的には、ブロック104の開始決定基準は、エンジン始動シーケンスが最初に開始されるときにデータを捕捉するようになっている。例えば、開始決定基準は、1)始動弁が開いている、とすることができる。このただ一つの基準が満たされ(エンジン始動シーケンスが開始したことを表わす)ていれば、その場合にはその特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。
【0016】
ブロック105の始動回転決定基準は、エンジンコアが比較的低い回転速度に達したエンジン始動シーケンスの早期段階の間にデータを捕捉するようになっている。例えば、始動回転決定基準は、1)始動弁が開いている、2)コア速度が最大コア速度の22%より大きいか又はそれに等しい、とすることがすることができる。これらの基準の両方が満たされていれば、その場合にはその特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。
【0017】
ブロック106の決定基準に基づく燃料は、エンジン燃料流量が所定のレベルに達した時間に関する。例えば、決定基準に基づく燃料は、1)始動弁が開いている、2)コア速度が最大コア速度の25%より大きいか又はそれに等しい、及び、3)燃料流量が250ポンド/時より大きいか又はそれに等しい、とすることができる。これらの基準の全てが満たされていれば、その場合にはその特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。ブロック107のEGT急昇決定基準は、EGTがエンジン始動シーケンスの一定の段階の間に所定の率で変化しているかどうかに関する。同様に、ブロック108のPS3急昇決定基準は、PS3がエンジン始動シーケンスの一定の段階の間に所定の率で変化しているかどうかに関する。例えば、EGT急昇決定基準は、1)始動弁が開いている、2)コア速度が最大コア速度の59%より小さいか又はそれに等しい、及び、3)燃料流量が250ポンド/時より大きいか又はそれに等しい、及び、4)EGT変化率が10℃/秒より大きいか又はそれに等しい、とすることができる。PS3急昇決定基準は、1)始動弁が開いている、2)コア速度が最大コア速度の59%より小さいか又はそれに等しい、3)燃料流量が250ポンド/時より大きいか又はそれに等しい、及び、4)PS3の変化率が5psi/秒より大きいか又はそれに等しい、とすることができる。いずれの場合にも、基準の全てが満たされていれば、その場合にはその特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。
【0018】
ブロック109のピークEGT決定基準は、EGTがピークに達した時間に関する。ピークEGT決定基準は、EGT値を2つの前のサンプリング時間t−1及びt−2のEGT値と比較することにより、任意の所定のサンプリング時間に対して判定することができる。従って、2つの基準は、1)サンプリング時間tにおけるEGTがサンプリング時間t−1におけるEGTより小さい、及び、2)サンプリング時間t−1におけるEGTがサンプリング時間t−2におけるEGTより大きい、となることになる。これらの基準の両方が満たされていれば、その場合にはEGTはサンプリング時間t−1でピークに達したということが推測されて、その特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。ブロック110のエンジンアイドリング決定基準は、エンジンがアイドリングに達した時間に関しており、エンジン始動シーケンスの終わりを意味する。例えば、エンジンアイドリング決定基準は、1)コア速度が最大コア速度の59%より大きいか又はそれに等しい、とすることができる。このただ一つの基準が満たされていれば、その場合にはその特定の時間における関連するエンジン及び航空機データが、ブロック112において捕捉され記憶される。
【0019】
ブロック112において捕捉したデータパラメータは、ブロック102においてサンプリングされたデータと必ずしも同じではないが、同じデータパラメータの1つ又はそれ以上を多くの段階で用いることができる。データパラメータのセットが異なっていてもよい理由は、データが異なる理由で用いられるからである。ブロック102においてデータをサンプリングする目的は、傾向をみるためにデータを収集するエンジン始動シーケンスの段階を識別することであり、一方、ブロック112においては、その目標は、エンジン始動装置の性能をモニタするための傾向分析診断に用いられるデータを捕捉することである。従って、ブロック112において捕捉されるデータパラメータは、エンジン始動装置の性能に関連するものとなる。ブロック112において捕捉される好ましいデータパラメータの実施例には、ファン速度、コア速度、EGT、燃料流量、及びスタータ空気圧力のようなエンジンデータと、高度、周囲圧力、及び周囲温度のような航空機データとが含まれる。本発明は、これらのデータパラメータに限定されず、これらのデータパラメータは単に実施例として示していることを指摘しておく。
【0020】
ブロック112で捕捉したデータパラメータは、エンジン始動シーケンスの各段階におけるものと必ずしも同じではない。一般的に、各段階で収集されるデータパラメータは、その特定の段階でのデータを捕捉する理由に左右されるであろう。例えば、エンジン始動シーケンスの開始においてデータを捕捉する目的は、その後の傾向分析に対する時間基準線を確定することである。従って、1つの可能な手法は、ブロック104で開始基準が満たされていることに対応して、全ての選択エンジン及び航空機データパラメータを捕捉することである。その後、これらのデータパラメータ(特にエンジン関連データ)の種々のサブセットを、ブロック105〜110についての特定の決定基準が満たされることに対応して捕捉することができる。
【0021】
次に、各データパラメータに対する捕捉データは、ブロック114に示すように、正規化されて、基準データと対照して傾向がみられ、エンジン始動装置の性能を判定する。捕捉データは先ず正規化されるので、データは異なる周囲条件(例えば、異なる高度、温度、補助空気圧力、等々)で収集された可能性がある基準データと比較することができる。正規化したデータは以前の始動シーケンスからの類似のデータと比較される。現在の正規化したデータが過去の値から偏ることは、エンジン始動装置の有効性の劣化を示している。
【0022】
上述のことは、エンジン始動装置の性能をモニタするための方法及びシステムを説明してきたものである。本発明の特定の実施形態を説明してきたが、添付の特許請求の範囲に記載するような本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、実施形態に対する種々の変更をなし得ることは、当業者には明らかであろう。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に限縮するものではない。
【図面の簡単な説明】
【図1】 ガスタービンエンジンにおけるエンジン始動装置の状態をモニタするシステムの概略線図。
【図2】 エンジン始動装置の性能特性をモニタするためのアルゴリズムを示すフローチャート。
【符号の説明】
10 エンジン始動装置の性能をモニタするシステム
12 ガスタービンエンジン
14 航空機
16 電子制御装置(ECU)
18 航空機データボックス
20 エンジンデータセンサ
21 航空機データセンサ
22 航空機パイロットにより制御されるスロットル
24 油圧機械式装置
26 地上ステーションのコンピュータ
28 リンク
Claims (16)
- ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記エンジン始動装置の選択データを捕捉するときのデータサンプリング時間を捕捉する段階をさらに含むことを特徴とする方法。 - 始動弁を含むガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
複数のセンサ(20、21)を用いて前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関するデータを感知する段階と、
前記ガスタービンエンジン(12)のエンジン始動シーケンスを開始させる段階と、
該エンジン始動シーケンスの間に前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
所定の基準のセットが満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記基準のセットの各々が満たされているときエンジン始動装置の選択性能データ及びデータサンプリング時間を捕捉する段階と、
前記エンジン始動装置の捕捉性能データを正規化する段階と、
該エンジン始動装置の正規化した性能データを前記ガスタービンエンジン(12)のパラメータ基準線と比較することにより、前記エンジン始動装置の正規化した性能データの傾向をみる段階と、
を含むことを特徴とする方法。 - 前記データパラメータは、コア速度、燃料流量、排気ガス温度、及び圧縮機吐出圧力のうちの1つ又はそれ以上を含むことを特徴とする、請求項1又は請求項2に記載の方法。
- 前記基準は、エンジン始動シーケンスの所定の段階に対応することを特徴とする、請求項1又は請求項2に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記ガスタービンエンジン(12)は始動弁を含み、前記基準は、前記始動弁が開いていることを含むことを特徴とする方法。 - 前記基準は、コア速度が所定の値を超えていることを含むことを特徴とする、請求項1又は請求項2に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記基準は、燃料流量が所定の値を超えていることを含むことを特徴とする方法。 - ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記基準は、排気ガス温度が所定の変化率を超えていることを含むことを特徴とする方法。 - ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記基準は、圧縮機吐出圧力が所定の変化率を超えていることを含むことを特徴とする方法。 - ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と 、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記基準は、排気ガス温度がピーク温度になっていることを含むことを特徴とする方法。 - 前記エンジン始動装置の選択性能データは、ファン速度、コア速度、排気ガス温度、燃料流量、スタータ空気圧力、高度、飛行速度、及び周囲温度のうちの1つ又はそれ以上を含むことを特徴とする、請求項1又は請求項2に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記エンジン始動装置の捕捉性能データを正規化する段階をさらに含むことを特徴とする方法。 - ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタする方法であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知する段階と、
エンジン始動シーケンスの間に、前記感知データから選択データパラメータを連続してサンプリングする段階と、
規定の基準が満たされたかどうかを判定するために前記データパラメータを評価する段階と、
前記規定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択データを捕捉する段階と、
を含み、
前記エンジン始動装置の捕捉性能データを前記ガスタービンエンジン(12)のパラメータ基準線と比較することにより、前記エンジン始動装置の捕捉性能データの傾向をみる段階をさらに含むことを特徴とする方法。 - 前記1つの基準のセットは、前記始動弁が開いていることを含むことを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- 前記基準のセットの1つは、前記ガスタービンエンジン(12)がアイドリングに達していることに関連することを特徴とする、請求項2に記載の方法。
- ガスタービンエンジン(12)におけるエンジン始動装置の性能をモニタするためのシステム(10)であって、
前記ガスタービンエンジン(12)の運転及び性能に関連するデータを感知するための複数のセンサ(20、21)と、
エンジン始動シーケンスの間に前記データセンサ(20、21)から選択データパラメータを連続してサンプリングするための手段(16、18、26)と、
特定の基準が満たされたかどうかを判断するために前記データパラメータを評価するための手段(16、18、26)と、
前記特定の基準が満たされているときエンジン始動装置の選択性能データを捕捉するための手段(16、18、26)と、
を含み、
前記エンジン始動装置の選択性能データを捕捉するときのデータサンプリング時間を捕捉するための手段(16、18、26)をさらに含むことを特徴とするシステム(10)。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/861,336 US6470258B1 (en) | 2001-05-18 | 2001-05-18 | System and method for monitoring engine starting systems |
US09/861336 | 2001-05-18 |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2003090232A JP2003090232A (ja) | 2003-03-28 |
JP2003090232A5 JP2003090232A5 (ja) | 2005-08-25 |
JP4171610B2 true JP4171610B2 (ja) | 2008-10-22 |
Family
ID=25335523
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002140856A Expired - Fee Related JP4171610B2 (ja) | 2001-05-18 | 2002-05-16 | エンジン始動装置をモニタするシステム及び方法 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6470258B1 (ja) |
EP (1) | EP1260690B1 (ja) |
JP (1) | JP4171610B2 (ja) |
DE (1) | DE60234287D1 (ja) |
Families Citing this family (40)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6498978B2 (en) * | 2001-05-18 | 2002-12-24 | General Electric Company | System and method for monitoring thermal state to normalize engine trending data |
US6942451B1 (en) | 2003-06-03 | 2005-09-13 | Hamilton Sundstrand Corporation | Damping system for an expendable gas turbine engine |
US7194866B1 (en) | 2003-06-20 | 2007-03-27 | Hamilton Sundstrand Corporation | Static structure for an expendable gas turbine engine |
US6943699B2 (en) | 2003-07-23 | 2005-09-13 | Harris Corporation | Wireless engine monitoring system |
US8438858B1 (en) | 2003-08-20 | 2013-05-14 | Hamilton Sundstrand Corporation | Rotational system for an expendable gas turbine engine |
US7072797B2 (en) | 2003-08-29 | 2006-07-04 | Honeywell International, Inc. | Trending system and method using monotonic regression |
US7231180B2 (en) * | 2004-03-24 | 2007-06-12 | Honeywell International, Inc. | Aircraft engine sensor network using wireless sensor communication modules |
US7216489B2 (en) * | 2004-05-26 | 2007-05-15 | Honeywell International, Inc. | System and method for lightoff detection in turbine engines |
US7140240B2 (en) * | 2004-06-21 | 2006-11-28 | Hamilton Sundstrand | Electric engine start system with inspection mode |
US7254491B2 (en) * | 2004-06-28 | 2007-08-07 | Honeywell International, Inc. | Clustering system and method for blade erosion detection |
US7506517B2 (en) * | 2004-11-23 | 2009-03-24 | Honeywell International, Inc. | System and method for turbine engine startup profile characterization |
US20060129301A1 (en) * | 2004-12-14 | 2006-06-15 | General Electric Company | Method and apparatus for assessing gas turbine acceleration capability |
US7693643B2 (en) * | 2005-02-14 | 2010-04-06 | Honeywell International Inc. | Fault detection system and method for turbine engine fuel systems |
US7191084B2 (en) * | 2005-04-20 | 2007-03-13 | General Electric Company | Method and apparatus for gas turbine engine ignition systems |
US7577549B2 (en) * | 2005-07-18 | 2009-08-18 | General Electric Company | System and method for trending exhaust gas temperature in a turbine engine |
US7369932B2 (en) * | 2006-05-04 | 2008-05-06 | Honeywell International, Inc. | System and method for turbine engine fault detection using discrete event system modeling |
CN103948979B (zh) | 2008-06-26 | 2017-06-16 | 甘布罗伦迪亚股份公司 | 用于监控流体连接的完整性的方法和装置 |
US9121769B2 (en) * | 2008-08-20 | 2015-09-01 | United Technologies Corporation | Sensor and antenna arrangement |
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 |
US8370045B2 (en) * | 2009-08-14 | 2013-02-05 | Lockheed Martin Corporation | Starter control valve failure prediction machine to predict and trend starter control valve failures in gas turbine engines using a starter control valve health prognostic, program product and related methods |
US9053468B2 (en) * | 2011-04-07 | 2015-06-09 | General Electric Company | Methods and systems for monitoring operation of equipment |
US20130212210A1 (en) * | 2012-02-10 | 2013-08-15 | General Electric Company | Rule engine manager in memory data transfers |
FR2998003B1 (fr) * | 2012-11-12 | 2014-11-07 | Snecma | Procede de surveillance d'une sequence d'allumage d'un moteur de turbomachine |
US10309317B2 (en) * | 2013-06-21 | 2019-06-04 | Hamilton Sundstrand Corporation | Air turbine starter pressure monitor system |
GB201313140D0 (en) * | 2013-07-23 | 2013-09-04 | Rolls Royce Engine Control Systems Ltd | System for performing staging control of a multi-stage combustor |
CN104343476B (zh) * | 2013-07-24 | 2016-06-08 | 中国国际航空股份有限公司 | 飞机辅助动力单元涡轮效率监控方法和装置 |
US10192368B2 (en) | 2013-10-07 | 2019-01-29 | Ge Aviation Systems Limited | Method for diagnosing an auxiliary power unit fault |
FR3018546B1 (fr) * | 2014-03-13 | 2022-01-21 | Snecma | Procede de surveillance de l'etat d'un moteur par surveillance des gaz d'echappement |
US10553120B2 (en) * | 2014-09-15 | 2020-02-04 | L3 Technologies, Inc. | Fail safe aircraft monitoring and tracking |
US9952612B2 (en) | 2015-03-03 | 2018-04-24 | Caterpillar Inc. | Power system having zone-based load sharing |
CA3000595A1 (en) | 2015-09-30 | 2017-04-06 | Bombardier Inc. | Method of and system for presenting an operating status of an aircraft engine |
US10454525B2 (en) | 2016-06-20 | 2019-10-22 | Ge Aviation Systems Llc | Communication of signals over fuel lines in a vehicle |
US10587307B2 (en) | 2016-06-20 | 2020-03-10 | Ge Aviation Systems, Llc | Transmission of power and communication of signals over fuel and hydraulic lines in a vehicle |
US20180209295A1 (en) * | 2016-10-11 | 2018-07-26 | General Electric Company | Starter controller |
US10266278B2 (en) | 2016-10-11 | 2019-04-23 | Unison Industries, Llc | Starter issue detection |
US10598095B2 (en) | 2016-10-11 | 2020-03-24 | Unison Industries, Llc | Integrated starter for aerial vehicle |
US11225915B2 (en) | 2017-11-16 | 2022-01-18 | General Electric Company | Engine core speed reducing method and system |
CN113291488B (zh) * | 2021-04-30 | 2022-01-04 | 浙江长龙航空有限公司 | 一种整体驱动发电机性能监控方法及装置 |
US12061937B2 (en) * | 2022-06-22 | 2024-08-13 | Allegro Microsystems, Llc | Methods and apparatus for sensor data consistency |
CN115577575B (zh) * | 2022-12-08 | 2023-03-14 | 太仓点石航空动力有限公司 | 基于压比指标的压气机性能衰退识别方法及系统 |
Family Cites Families (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4215412A (en) * | 1978-07-13 | 1980-07-29 | The Boeing Company | Real time performance monitoring of gas turbine engines |
GB8729962D0 (en) * | 1987-12-23 | 1988-02-03 | Smiths Industries Plc | Engine monitoring |
US5107674A (en) * | 1990-03-30 | 1992-04-28 | General Electric Company | Control for a gas turbine engine |
US5583420A (en) * | 1993-10-01 | 1996-12-10 | Lucas Aerospace Power Equipment Corporation | Microprocessor controller for starter/generator |
GB2291199A (en) * | 1994-07-09 | 1996-01-17 | Rolls Royce Plc | Steady state sensor |
US5748500A (en) * | 1995-11-14 | 1998-05-05 | Electric Power Research Institute, Inc. | System to assess the starting performance of a turbine |
US5845483A (en) * | 1996-04-10 | 1998-12-08 | General Electric Company | Windmill engine starting system with fluid driven motor and pump |
US6466858B1 (en) * | 2000-11-02 | 2002-10-15 | General Electric Company | Methods and apparatus for monitoring gas turbine engine operation |
US6498978B2 (en) * | 2001-05-18 | 2002-12-24 | General Electric Company | System and method for monitoring thermal state to normalize engine trending data |
-
2001
- 2001-05-18 US US09/861,336 patent/US6470258B1/en not_active Expired - Lifetime
-
2002
- 2002-05-15 DE DE60234287T patent/DE60234287D1/de not_active Expired - Lifetime
- 2002-05-15 EP EP02253389A patent/EP1260690B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2002-05-16 JP JP2002140856A patent/JP4171610B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1260690B1 (en) | 2009-11-11 |
US6470258B1 (en) | 2002-10-22 |
DE60234287D1 (de) | 2009-12-24 |
EP1260690A2 (en) | 2002-11-27 |
EP1260690A3 (en) | 2004-12-08 |
JP2003090232A (ja) | 2003-03-28 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP4171610B2 (ja) | エンジン始動装置をモニタするシステム及び方法 | |
JP4171609B2 (ja) | エンジン性能をモニタする方法、そのシステム及びプログラム記録媒体 | |
US7197430B2 (en) | Method and apparatus for determining engine part life usage | |
US7584618B2 (en) | Controlling air flow to a turbine shroud for thermal control | |
Eustace et al. | Fault signatures obtained from fault implant tests on an F404 engine | |
EP2256319B1 (en) | Methods and systems for turbine line replaceable unit fault detection and isolation during engine startup | |
JP4780870B2 (ja) | 可変飛行データ収集方法及びシステム | |
US20170175646A1 (en) | Method and system for stall margin modulation as a function of engine health | |
US11333077B2 (en) | Systems and methods for transferring mechanical power in a turbine engine | |
WO2008152346A1 (en) | Engine health monitoring | |
EP3992929A1 (en) | System and method for transmission of engine fault data | |
WO2018186927A1 (en) | Method and system for adjusting an operating parameter as a function of component health | |
EP3702599B1 (en) | Auxiliary power unit power compressor health state diagnostic system and method | |
US20210301732A1 (en) | Start-up system and method for rotor bow mitigation | |
EP4276296A1 (en) | Monitoring engine operation | |
EP3772630B1 (en) | Heat exchanger blockage detection | |
US10822112B2 (en) | Slope-based event detection for turbine engines | |
CN111720218A (zh) | 涡轮发动机的信号响应监测 | |
Meher-Homji et al. | Condition monitoring and diagnostic aspects of gas turbine transient response | |
US20240043110A1 (en) | System and method for addressing redundant sensor mismatch in an engine control system | |
EP4332708A1 (en) | Engine control system and method with artificial intelligence sensor training | |
US20220237959A1 (en) | System and method for tracking engine and aircraft component data | |
US20240060426A1 (en) | Systems and methods for determining gas turbine engine operating margins | |
Eustace et al. | Fault signatures obtained from fault implant tests on an F404 engine | |
Hedges et al. | The Boeing 777-300/PW4098 flying test-bed program |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20050210 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050210 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20071002 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20071227 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20080715 |
|
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20080811 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110815 Year of fee payment: 3 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20110815 Year of fee payment: 3 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20120815 Year of fee payment: 4 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20130815 Year of fee payment: 5 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |