JP4270176B2

JP4270176B2 - 飛翔機の制御装置

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Publication number: JP4270176B2
Application number: JP2005206002A
Authority: JP
Inventors: 大喜福田
Original assignee: Toyota Motor Corp
Current assignee: Toyota Motor Corp
Priority date: 2005-07-14
Filing date: 2005-07-14
Publication date: 2009-05-27
Anticipated expiration: 2025-07-14
Also published as: JP2007022268A; US7599767B2; US20070129856A1

Description

本発明は、２基のガスタービンエンジンを搭載する飛翔機の推力及び姿勢制御を行う制御装置に関するものである。

特許文献１においては、２フリータービンエンジンヘリコプターにおいて、エンジン故障が検出されると、故障エンジンの出力に応じて、残りのエンジンのエンジン操作不可限界が増大される技術が提案されている。

一般的に、２基のエンジンで推力を得るヘリコプターなどの飛翔機においては、エンジン故障時の安全性を考慮し、エンジン１基故障した場合でも、他方の１基で飛行を継続することができるようになっており、エンジン出力は、本来１基でも機体の運行に支障のない出力のものが選定される。

したがって、エンジンが故障に至らない状態においては、機体の要求出力を２基のエンジンで供給することになるので必然的にエンジン１基あたりの出力は低出力状態で運転されることになる。

ガスタービンエンジンは低負荷状態で運転すると燃費が極端に悪化するので、機体としては２基のエンジン運転時のエンジン低負荷状態の撚費改善が重要課題である。

これに対し、エンジンの撚費改善策として、エンジン１基故障時などの緊急時にエンジンのＯＥＩ（One Engine Inoperative）出力を使用する方法がある。この方法は、エンジン１基故障時に正常なエンジンの回転速度及び夕一ビン入口温度を定格出力点のそれより上昇させ、より大きいエンジン出力を発生させることでエンジン１基での飛行を可能とするものである。
特表平８−５０２８０５号公報特開２００４−２６０３４号公報特開２００４−９８７５２号公報特開２００５−１２５９７６号公報

本来、ＯＥＩ出力（緊急時出力）を利用することを前提としたエンジンでは、上述したように、緊急時に定格出力運転状態より回転速度及びタービン入口温度を上昇させて出力向上を計るため、回転速度及び温度が規定値まで上昇しないと、期待する出力が得られない。それゆえ、緊急時にはできる限り早くエンジンを緊急出力運転が可能な状態にすることが重要である。

しかしながら、本来、緊急時にＯＥＩ出力を使用することを前提としたシステムでは、エンジン１基故障直後に、正常な他方のエンジンの回転速度はまだ規定値まで上昇していない。そのため、この状態において、機体側の要求出力がエンジン発生出力より大きいとエンジンが過負荷状態となり、ＯＥＩ出力を発生出来る回転速度まで上昇ができない、あるいは非常に所要時間が長くなるという問題が発生する。

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、緊急時に緊急時出力（ＯＥＩ出力）で推力及び姿勢制御を行う飛翔機に適用される制御装置
において、早期に緊急時出力を発揮させることができる技術を提供することにある。

上記目的を達成するために、本発明に係る飛翔機の制御装置においては、２基のガスタービンエンジンと、各々のエンジンから抽気される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、前記集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御手段と、を備え、２基のエンジンがともに正常な場合には両エンジンの均等出力で機体の推力及び姿勢制御を行い、２基のエンジンの内の１基のエンジンが故障した場合には正常な残り１基のエンジンの出力を緊急時出力まで上昇させて機体の推力及び姿勢制御を行う飛翔機の制御装置であって、１基のエンジンが故障した場合には、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を、２基のエンジンがともに正常な場合に使用するエンジン出力よりも減少させることを特徴とする。

この飛翔機においては、エンジンが故障することを想定し、２基のエンジンを搭載し、２基のエンジンがともに正常な場合には両エンジンの均等出力で機体の推力及び姿勢制御を行い、２基のエンジンの内の１基のエンジンが故障した場合には正常な残り１基のエンジンの出力を緊急時出力まで上昇させて機体の推力及び姿勢制御を行う。

その際、エンジンの制御装置としては、緊急時出力時には、２基のエンジンがともに正常な場合の均等出力時よりも、エンジン回転速度及びタービン入口温度を上昇させることが好適である。

このように、緊急時出力時に、均等出力時よりもエンジン回転速度及びタービン入口温度を上昇させて出力上昇を図る場合には、回転速度及びタービン入口温度が規定値まで上昇しないと、期待する出力が得られない。それゆえ、エンジン１基故障直後に、正常な残りのエンジンの回転速度はすぐには規定値まで上昇していないため、機体側の要求出力がエンジン発生出力より大きいとエンジンが過負荷状態となり、緊急時出力を発生できる回転速度まで上昇ができない、あるいは非常に所要時間が長くなる。

本発明に係る飛翔機の制御装置においては、１基のエンジンが故障した場合には、正常な残り１基のエンジンが緊急時出力を出力できるようになるまで、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を、２基のエンジンがともに正常な場合に使用するエンジン出力よりも減少させる。これにより、均等出力から緊急時出力に移行するまでの間に、エンジンの負荷を軽くすることができるので、早期にエンジン回転速度を上昇させることができる。その結果、早期に緊急時出力を発揮させることができる。

なお、機体の推力及び姿勢制御に使用できるエンジン出力を減少させると、機体としては、利用できる最大出力が制限されるため、推力及び姿勢制御に影響が出る。しかしながら、エンジン１基故障発生から残った他方のエンジンが緊急時出力を出力開始できるまでの時間は短時間であるので機体への影響はそれほど無く、逆に短時間で緊急時出力を出力開始できる効果の方が大きい。

また、上述した本発明に係る飛翔機の制御装置において、例えば、１基のエンジンが故障した場合に、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を一定量だけ減少させることが好適である。これにより、均等出力から緊急時出力に移行するまでの間に、確実にエンジンの負荷を軽くすることができるので、早期にエンジン回転速度を上昇させることができ、早期に緊急時出力を発揮させることができる。

また、１基のエンジンが故障した場合に、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、正常な残り１基のエンジンの回転速度に応じて機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を減少させることが好適である。

エンジン回転速度が上昇するにつれて、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を上昇させることができる。それゆえ、均等出力から緊急時出力に移行するまでの間に、エンジン回転速度が上昇するのに応じて、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力の制限量を減少させることで、エンジン出力の制限量を一定にする場合よりも飛行性能を向上できるとともに、エンジン出力を制限しない場合よりも早期にエンジン回転速度を上昇させることができ、早期に緊急時出力を発揮させることができる。

以上説明したように、本発明によれば、早期に緊急時出力を発揮させることができる。

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、本発明の最良の形態に係る飛翔機１の外観を示す図である。本図に示すように、当該飛翔機１は、機体前後それぞれに２つずつ推力発生器（推力発生手段）２を、機体前後左右それぞれに１つずつリアクションジェットノズル（以下、単に「ノズル」という。）３を備えており、乗員席４の下方には駆動源５が備えられている。

駆動源５の構成の概略を示したのが図２であり、第１ガスタービンエンジン（＃１）と第２ガスタービンエンジン（＃２）の２基のガスタービンエンジン（以下、単に「エンジン」という場合もある。）１０を備えている。

エンジン１０は、コンプレッサ１１、燃焼器１２、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で直結されたタービン１３を駆動させた後に機関外部へ排出される。

また、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、各エンジン１０の抽気流路１５各々は、集合空気流路１７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１７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１７の方へ流通することを許容し、集合空気流路１７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。そして、これにより、２基のエンジンからの圧縮空気が干渉しないようになっている。

集合空気流路１７は、４本の推力用空気流路１８と接続されている。そして、この４本の推力用空気流路１８それぞれには、後述するＥＣＵからの指令に基づき駆動され、当該推力用空気流路１８内の流路面積を変更可能な空気流量制御弁１９が備えられている。ま
た、４本の推力用空気流路１８それぞれは、推力発生器２と連結されている。

推力発生器２の構成の概略を示したのが図３であり、推力発生器２は、主にタービン２１、減速機２２、ファン２３とから構成されている。そして、推力用空気流路１８から流入した圧縮空気が膨張する際のエネルギーによりタービン２１が回転駆動され、減速機２２により減速させられてファン２３が回転する。そして、ファン２３が高速に回転し、機体下方への空気流を生み出すことで、機体に対してほぼ垂直上方に推力を発生する。この推力発生器２が発生する推力によって、飛翔機１は、垂直方向に離陸／着陸することができる。

また、集合空気流路１７は、４本の姿勢調整用空気流路３１と接続されている。そして、この４本の姿勢調整用空気流路３１それぞれには、ＥＣＵからの指令に基づき駆動され、当該姿勢調整用空気流路３１内の流路面積を変更可能な電磁弁３２が備えられている。また、４本の姿勢調整用空気流路３１それぞれは、姿勢制御手段としてのノズル３と連結されている。このノズル３は、圧縮空気を大気中に噴出するものであり、当該ノズル３から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、機体の姿勢を所望の位置に変更することが可能となっている。

機体の推力あるいは姿勢制御に必要な圧縮空気は、２基のエンジン間の干渉を防止するために、一旦、逆止弁１６を介した後取り出される。そして、それぞれのエンジンからの圧縮空気は、集合空気流路１７で集合させられた後、空気流量制御弁１９あるいは電磁弁３２に導かれる。

ここで、２基のエンジン１０を使用しているのは、安全性を考慮したものである。すなわち、２基のエンジン１０の内の１基が故障したとしても、残りの１基のエンジン１０で機体の要求出力に応え得るようにして安全性を向上させている。

以上述べたように構成された飛翔機１には、各エンジン１０に併設されてエンジン１０を制御するための第１電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）４０と、
空気流量制御弁１９および電磁弁３２を制御して機体の推力及び姿勢制御を行う第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Ｅ
ＣＵ４０、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。

第１ＥＣＵ４０には、エンジン１０の回転軸１４の回転速度を検出する回転角センサ４２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第１ＥＣＵ４０に入力されるようになっている。回転角センサ４２は、例えば、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、第１ＥＣＵ４０は、一定時間毎に入力されたパルス信号を基に、回転軸１４の回転速度、すなわち１分あたりの回転軸１４の回転数（以下、「回転数」という場合もある。）Ｎを算出する。

また、第１ＥＣＵ４０は、回転角センサ４２などか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、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。

本実施例に係る飛翔機１においては、２基のエンジン１０がともに正常に作動する場合には、両エンジンからの均等出力で機体の要求出力に応えるようにする。そして、第１ＥＣＵ４０は、エンジン出力が変化したとしても、基本的にエンジン回転数を定格回転数（
Ｎ＝１００％）の一定とすべく燃料噴射装置を作動させ、エンジンヘ適正な燃料を供給するようになっている。つまり、エンジン回転数が定格回転数より低い場合には、第１ＥＣＵ４０は燃料噴射量を増量させ、逆に、エンジン回転数が定格回転数より高い場合には燃料噴射量を減量させ、エンジン回転数を定格回転数とするように作動するものである。

図４に示したのが、コンプレッサの一般的な特性であり、本図に示すようにコンプレッサの特性はエンジン回転数Ｎ毎に実線で示すような特性として表すことができる。これは、コンプレッサの回転数Ｎを一定とした場合にコンプレッサから取り出す空気流量Ｇａが多いとコンプレッサの出口の圧力Ｐ３は下がり、コンプレッサから取り出す空気流量Ｇａが少なくなるとコンプレッサの出口の圧力Ｐ３は上昇するような特性を持っていることを示している。

そして、本実施例に係る飛翔機１において、２基のエンジン１０がともに正常に作動する場合には、機体から要求される出力に応じて、図４に示した定格回転数（Ｎ＝１００％）の曲線に沿った出力に制御される。

なお、図４中、θは大気温度／標準大気温度であり、δは大気圧力（Ｐ０）／標準大気圧力を示す値である。また、コンプレッサから取り出す空気流量Ｇａ等毎にいかなる範囲にてサージングが発生するかを表す領域であるサージ領域、およびタービン入口温度（Ｔ４）の許容温度リミットを図４に示している。また、例えばＮ＝８０％は、定格回転数（Ｎ＝１００％）の８０％の回転数であることを示す。

また、各第１ＥＣＵ４０は、各種センサからの出力信号を基にエンジン１０が故障して所望の出力を発生させることができないかどうかを検出するエンジン異常検出器（図示省略）を有しており、当該エンジン異常検出器でエンジン１０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、他方のエンジンの第１ＥＣＵ４０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、エンジン１０が故障していないと検出した場合は、他方の第１ＥＣＵ４０にＥＭＧ信号を出力しない。

また、各第１ＥＣＵ４０には、上述のようにして出力された他方のエンジン１０に併設された第１ＥＣＵ４０からのＥＭＧ信号を入力するＥＭＧ信号入力器（図示省略）を有しており、当該ＥＭＧ信号入力器がＥＭＧ信号を入力すると、第１ＥＣＵ４０は、ＥＭＧフラグをＯＦＦからＯＮに切り替える。つまり、ＥＭＧフラグがＯＦＦである場合は他方のエンジン１０は正常であることを示し、ＥＭＧフラグがＯＮである場合は他方のエンジン１０は正常でないことを示す。

なお、エンジン１０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エンジン回転数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。

そして、本実施例に係る飛翔機１においては、上述したように、２基のエンジン１０を搭載し、両エンジンが正常に作動している場合においては、両エンジンからの均等出力で要求出力に応えるようにする。

一方、２基のエンジン１０の内の１基が故障し、所望のエンジン出力を発生させることができなくなった場合には、正常な残りのエンジン１０のみで機体の要求出力に応える必要がある。本実施例に係る飛翔機１においては、このような緊急時の運転方法として、通常の運転では使用しないところの緊急時出力運転を可能とする。つまり、１基が故障した
場合、正常な方のエンジン１０の回転数を５％程度上昇させ、さらにタービン１３の入口温度（Ｔ４）を許容温度リミット（Ｔ４＝１００％）に対して５％程度上昇させるようにする。すなわち、エンジン回転数をＮ＝１０５％の一定にし、タービン１３の入口温度（Ｔ４）を最大１０５％にする。そして、このようにすることで、緊急時のエンジン１基あたりの出力を、使用制限無しに連続して使用できる最大定格出力に対して、最大で３０％ほど増加させるＯＥＩ（One Engine Inoperative）出力を使用する。

ヘリコプターのような比較的大きな飛翔機においては、２基のエンジンの内の１基が故障したような緊急時に、何処でも着陸するというわけにはいかないので、エンジン１基が故障した時にも、ある程度飛行を継続させることが要求される。このため、エンジンの出力はある程度余裕を持った設計となっているのが現状である。これに対し、本実施例に係る飛翔機１のような小型の飛翔機（最大乗車定員４名以内）においては、比較的小さいスペースでも着陸が可能であり、エンジン１基が故障したような緊急時にも、早期に着陸することができるので、エンジンの出力にそれ程余裕を持たせる必要がない。

かかる事項に鑑み、本実施例に係るエンジン１０は、図１に示すような小型の飛翔機に限定して適用するものとし、使用制限無しに連続して使用できる最大定格出力を１００％とした場合に、２基のエンジンの内の１基が故障したような緊急時の出力を、時間限定（約２．５分）で１３０％に出力可能にするものである。

本来、エンジン１基でもある程度飛行を継続させることができるものが選定されるヘリコプターのような比較的大きな飛翔機においては、エンジン１００％の出力（最大定格出力）点が、エンジン１基で機体が飛行する場合にエンジンに要求される最高出力となる。そして、機体が要求する出力を２基のエンジンで供給することになる場合には、エンジン１基当りの最高出力は最大定格出力の５０％となる。

一方、本実施例に係る飛翔機１では、１基が故障したような緊急時には、エンジンのＯＥＩ出力を使用し、機体が飛行するのに必要な出力を、最大１３０％の出力点で出力させるようにするので、２基とも正常で、２基で機体の要求出力を供給する場合には、エンジン１基あたりの出力は、最大で、最大定格出力の６５％の出力とすればよい。

そして、このように構成された飛翔機１においては、各第１ＥＣＵ４０は、燃焼器１２へ供給する燃料量を以下のように制御する。

概略としては、ＥＭＧフラグがＯＦＦである場合には、エンジン回転数が定格回転数（Ｎ＝１００％）の一定となるように、燃料噴射装置を介してエンジンヘ適正な燃料を供給する。つまり、かかる場合においては、機体からの要求出力に応じて、最大定格出力を上限として（タービン入口温度Ｔ４を、許容温度リミット（Ｔ４＝１００％）を上限として）、エンジン目標回転数を定格回転数としたまま、エンジン出力が変更される。

一方、ＥＭＧフラグがＯＮである場合には、機体からの要求出力に応じて、最大定格出力の１３０％を上限として（タービン入口温度Ｔ４を、許容温度リミットの１０５％を上限として）、エンジン回転数が１０５％の一定となるように、エンジンヘの供給燃料量を制御する。

具体的には、図５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各第１ＥＣＵ４０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。）１０１において、ＥＭＧ
フラグを読込む。その後、Ｓ１０２へ進み、各種センサの出力信号に基づいて、エンジン回転数Ｎ、大気温度Ｔ０、大気圧力Ｐ０、コンプレッサ出口温度Ｔ３、コンプレッサ出口圧力Ｐ３、タービン入口温度Ｔ４などの、エンジン運転状態を把握するためのエンジン状態量を検出する。

その後、Ｓ１０３へ進み、ＥＭＧフラグがＯＮであるか否かを判別する。そして、肯定判定された場合にはＳ１０４へ進み、最大エンジン回転数（Ｎｍａｘ）を１０５％、最大タービン入口温度（Ｔ４ｍａｘ）を１０５％に設定する。一方、否定判定された場合にはＳ１０５へ進み、最大エンジン回転数（Ｎｍａｘ）を１００％、最大タービン入口温度（Ｔ４ｍａｘ）を１００％に設定する。

その後、Ｓ１０６に進んで、実際のエンジン回転数（実回転数）と目標回転数の偏差を演算し、Ｓ１０７において、Ｓ１０６にて演算した回転数の偏差に基づいて燃料噴射量Ｇｆを演算する。つまり、実回転数Ｎが目標回転数と同じである場合は、前回の燃料噴射量値を今回の燃料噴射量Ｇｆとして算出する。一方、実回転数が目標回転数と異なり、実回転数が目標回転数より低い場合には、燃料噴射量を前回より増量させるように補正し、逆に、実回転数が目標回転数より高い場合には燃料噴射量を前回より減量させるように補正する。その補正量は、回転数偏差を予め定められたマップに代入することにより演算するものである。

その後、Ｓ１０８へ進み、Ｓ１０７で演算した燃料噴射量Ｇｆを、次回噴射されるべき量として設定する。

以下に機体の推力及び姿勢制御について述べる。

本実施例は双発エンジン構成であり、両エンジンが正常な場合においては、両エンジンでの最大出力は１３０％となり、機体側要求出力１００％を上回るため支障はない。これに対し、エンジン１基故障時には、故障直後のエンジン出力はそのままでは６５％まで低下することになるので、機体側要求出力を満足しないことになる。

したがって、エンジン故障時には、速やかにＯＥＩ出力運転が可能な運転条件（回転数で５％，タービン入口温度で５％ｕｐ）に移行する必要があるが、エンジン出力＜機体要求出力の条件では、エンジンが過負荷状態となり、指定回転数まで上昇ができない、あるいは非常に所要時間が長くなるという問題が発生する。

エンジンの回転数を上昇、加速させるためには、下記の式（１）を参照すると、タービン出力は、コンプレッサの消費馬力、エンジン出力及び機械損失の和を上回る必要がある。
加速エネルギー＝タービン出力−コンプレッサ消費馬力−エンジン出力−機械損失・・・（１）
ここで、（１）式中のコンプレッサ消費馬力、機械損失はエンジンの運転状態で一義的に決まるものである。

上述した事項に鑑み、本実施例においては、エンジン１基故障時に、残ったエンジンの緊急出力（ＯＥＩ出力）運転への移行を促進するために、（１）式中のエンジン出力、つまり機体の推力及び姿勢制御に使用するためのエンジン出力を一時的に減少させるものとする。

第１エンジンの第１ＥＣＵ４０は、第２ＥＣＵ４１に対して＃１ＥＭＧ信号および＃１Ｒｅａｄｙ信号を出力し、第２エンジンの第１ＥＣＵ４０は、第２ＥＣＵ４１に対して＃
２ＥＭＧ信号および＃２Ｒｅａｄｙ信号を出力する。

なお、＃１ＥＭＧ信号および＃２ＥＭＧ信号は、上述したＥＭＧ信号と同一である。また、＃１Ｒｅａｄｙ信号と＃２Ｒｅａｄｙ信号は、エンジン１基故障後に残った正常なエンジンがＯＥＩ出力運転を実施することが可能となった場合に、その正常なエンジンの第１ＥＣＵ４０から出力されるものである。例えば、第１エンジンが故障した場合、残った第２エンジンがＯＥＩ出力運転を実施することが可能な運転条件（回転数で５％、タービン入口温度で５％ｕｐ）に至ると、第２エンジンの第１ＥＣＵ４０から＃２Ｒｅａｄｙ信号が出力される。

第２ＥＣＵ４１は、上述のようにして出力されたＥＭＧ信号を入力するＥＭＧ信号入力器（図示省略）を有しており、当該ＥＭＧ信号入力器がＥＭＧ信号を入力すると、第２ＥＣＵ４０は、そのエンジン１０のＥＭＧフラグをＯＦＦからＯＮに切り替える。つまり、ＥＭＧフラグがともにＯＦＦである場合は両エンジン１０は正常であることを示し、いずれかのＥＭＧフラグがＯＮである場合はそのエンジン１０は正常でないことを示す。

また、第２ＥＣＵ４１は、Ｒｅａｄｙ信号を入力するＲｅａｄｙ信号入力器（図示省略）を有しており、当該Ｒｅａｄｙ信号入力器がＲｅａｄｙ信号を入力すると、第２ＥＣＵ４１は、ＲｅａｄｙフラグをＯＦＦからＯＮに切り替える。つまり、いずれかのＲｅａｄｙフラグがＯＮである場合は、そのエンジン１０はＯＥＩ出力運転を実施することが可能であることを示す。

具体的には、図６のフローチャートに示した機体制御ルーチンにしたがって飛翔機１の機体を制御する。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第２ＥＣＵ４１が実行するようにするものである。

まず、Ｓ２０１において、ＥＭＧフラグがＯＮになっているか否かを判別する。そして、肯定判定された場合には、いずれかのエンジンが故障しているので、Ｓ２０２へ進み、正常なエンジンのＲｅａｄｙフラグがＯＮになっているか否かを判別する。

Ｓ２０１にて否定判定された場合及びＳ２０２にて肯定判定された場合にはＳ２０３に進み、Ｔ＿ＰＳ＝１の処理を行う。一方、Ｓ２０２にて否定判定された場合にはＳ２０４に進み、Ｔ＿ＰＳ＝０の処理を行う。

ここで、Ｔ＿ＰＳ信号は機体側で使用できる最大出力値の判別用として使用されるものであり、２基のエンジンが共に正常である場合、あるいは、エンジン１基故障発生後他方のエンジンのＯＥＩ出力運転が可能である場合には、機体の推力及び姿勢制御に使用できるエンジン出力を１００％とすることができるのでＴ＿ＰＳ＝１の信号状態とする。その他の状態、つまり、エンジン１基故障発生後他方のエンジンのＯＥＩ出力運転が不可能である場合には、機体側で使用できるエンジン出力を１００％とすることができないのでＴ＿ＰＳ＝０の信号状態とする。

Ｓ２０５においては、Ｔ＿ＰＳ＝１であるか否かを判別する。そして、肯定判定された場合には、両エンジンが正常、若しくはエンジン１基故障状態であっても他方のエンジンがＯＥＩ出力運転可能状態にあることになるので、機体推力及び姿勢制御では１００％エンジン出力を使用する制御を行うものである。

一方、Ｓ２０５において否定判定された場合には、エンジンが１基故障状態にあり、かつ、正常なエンジン側がまだＯＥＩ出力運転ができる状態になっていないことになるので、機体側の推力及び姿勢制御で利用できる最大出力を７０％程度に制限する制御を行う。

この制御ルーチンにしたがって機体の制御をした場合の、エンジン１基故障から緊急運転に移行するまでの一連の動作の概要を示したのが図７である。

このように、エンジン１基故障発生後他方のエンジンのＯＥＩ出力運転が不可能である場合には、機体側の推力及び姿勢制御に使用できるエンジン出力の最大出力を７０％程度に制限することで、エンジンに対する負荷が過負荷になることを防止することができる。これにより、エンジンのＯＥＩ出力運転への移行をスムーズに行い、ＯＥＩ出力運転移行時間の短縮を図ることができる。

なお、機体側の推力及び姿勢制御に使用できる最大出力を７０％程度に制限する制御を行うと、機体としては、利用できる最大出力が制限されるため、推力及び姿勢制御に影響が出る。しかしながら、エンジン１基故障発生から残った他方のエンジンが緊急時出力を発揮できるようになるまでの間は０．５ｓｅｃ程度であるので機体への影響はそれほど無く、逆に短時間でＯＥＩ出力運転を開始できる効果の方が大きくなる。

本実施例は、実施例１に対してエンジン１基故障発生からＯＥＩ出力運転への移行の際の、機体側出力減少方法のみ異なり、その他の構成は実施例１と同じなので、その詳細な説明は省略する。

本実施例においては、図８に示すように、両エンジンの第１ＥＣＵ４０より、機体制御を行う第２ＥＣＵ４１に対し、各エンジンの回転数信号が入力されるようになっている。

そして、エンジン１基故障発生からＯＥＩ出力運転に移行するまでの間の機体側で使用するエンジン出力制限量を、正常な残りのエンジンの回転数に応じてきめ細かに行うようにする。

エンジン故障発生時に特に問題となるのは、故障発生直後であり、この時点において機体側から大きな出力を要求されると、エンジンは緊急出力運転を行うための回転数まで上昇が困難になる、もしくは規定回転数までの所要時間が非常に長くなる等の問題が発生する。これを避けるために実施例１では、大まかに一定量の負荷量制限を行い出力復帰時間の短縮を図るようにした。

しかしながら、実際には、エンジンの回転数上昇に伴いエンジン出力は増加するので、飛翔機の飛行性を向上させるには、一定量の負荷量制限より、回転数の上昇に伴い負荷制限量を低減させる方が望ましい。

そこで、本実施例では、第２ＥＣＵ４１ヘエンジン回転数信号を取り込むようにし、エンジン１基故障後の正常なエンジンの回転数（Ｎｍ）の上昇にしたがって負荷制限量の低減を行うようにするものである。

具体的には、図９のフローチャートに示した機体制御ルーチンにしたがって飛翔機１の機体を制御する。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第２ＥＣＵ４１が実行するようにするものである。

まず、Ｓ３０１において、両エンジンの回転速度などといった両エンジンの状態量を検出する。その後、Ｓ３０２に進み、＃１ＥＭＧフラグがＯＮになっているか否かを判別する。そして、肯定判定された場合には、第１エンジンが故障しているので、Ｓ３０３へ進み、正常な第２エンジンの回転数Ｎ２をＮｍに代入する。

一方、Ｓ３０４において否定判定された場合には、第１エンジンは故障していないので、第２エンジンが故障しているかどうか、つまり＃２ＥＭＧフラグがＯＮになっているか否かを判別する。そして、肯定判定された場合には、第２エンジンが故障しているので、Ｓ３０５へ進み、正常な第１エンジンの回転数Ｎ１をＮｍに代入する。

ここで、第１エンジン故障時には第２エンジンの回転数を上昇させる必要が有り、又、第２エンジン故障時には第１エンジンの回転数を上昇させる必要がある。したがって、これまでの処理においては、ＥＭＧ信号を判別して、＃１ＥＭＧ信号ＯＮ時には第２エンジンの回転数であるＮ２をＮｍに代入して使用する。又、＃２ＥＭＧ信号ＯＮ時には第１エンジンの回転数であるＮ１をＮｍに代入して使用するようにしている。

Ｓ３０６〜Ｓ３１０の処理は、上述したＳ２０２〜Ｓ２０６の処理と各々同一であるのでその詳細な説明は省略する。

Ｓ３０９にて判定された場合、つまり機体側で１００％のエンジン出力を使用することができないと判定された場合には、Ｓ３１１へ進み、出力制限量を、図１０に示すようにエンジン回転数：Ｎｍで求まるところのＳ＿ＰＳに設定する。そして、Ｓ３１２へ進み、Ｓ３１１で設定したＳ＿ＰＳ、（例えば、７０％〜９０％範囲内）のエンジン出力を機体側で使用するように制御する。

このように上述した機体制御ルーチンにしたがって飛翔機１の推力及び姿勢制御を行うことで、エンジン回転数信号の上昇に伴い機体側の使用可能馬力は増加することになるので、機体の推力、姿勢制御に利用できるエンジン出力が増加し飛行性能は向上する。又、実際のエンジン出力も回転数の上昇と共に増加するのでシステム上は特に問題ない。

図１１に本実施例に係る機体制御ルーチンを使用した場合の飛翔機の動作の概要を示す。結果として、エンジン加速エネルギーの一部が機体側に使用されるエンジン出力として利用されることになるので、エンジン１基故障発生から緊急出力運転開始までの所要時間は実施例１より若干悪化するものの、機体側で利用可能なパワーが実質増加することになるので、機体トータルとしての飛行性能は向上する。

実施例に係る飛翔機の概略構成を示す図である。実施例１に係るガスタービンエンジンなどの概略構成を示す図である。推力発生器の概略構成を示す図である。実施例に係るガスタービンエンジンの作動をコンプレッサマップ上に示す図である。実施例に係る燃料噴射量制御ルーチンを示すフローチャートである。実施例１に係る機体制御ルーチンを示すフローチャートである。実施例１に係る飛翔機の動作の概要を時系列に示す図である。実施例２に係るガスタービンエンジンなどの概略構成を示す図である。実施例２に係る機体制御ルーチンを示すフローチャートである。エンジン回転数ＮｍとＳ＿ＰＳの相関関係を示す図である。実施例２に係る飛翔機の動作の概要を時系列に示す図である。

符号の説明

１飛翔機
２推力発生器
３リアクションジェットノズル
４乗員席
５駆動源
１０ガスタービンエンジン
１１コンプレッサ
１２燃焼器
１３タービン
１４回転軸
１５抽気流路
１６逆止弁
１７集合空気流路
１８推力用空気流路
１９空気流量制御弁
３１姿勢調整用空気流路
３２電磁弁
４０第１ＥＣＵ
４１第２ＥＣＵ
４２回転角センサ

Claims

２基のガスタービンエンジンと、
各々のエンジンから抽気される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、
前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を集合させて流通させる集合空気流路と、
当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、
前記集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して姿勢制御を行う姿勢制御手段と、を備え、
２基のエンジンがともに正常な場合には両エンジンの均等出力で機体の推力及び姿勢制御を行い、２基のエンジンの内の１基のエンジンが故障した場合には正常な残り１基のエンジンの出力を緊急時出力まで上昇させて機体の推力及び姿勢制御を行う飛翔機の制御装置であって、
１基のエンジンが故障した場合には、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、前記推力発生手段及び前記姿勢制御手段に供給される流量を減少させることで、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を、２基のエンジンがともに正常な場合に使用するエンジン出力よりも減少させることを特徴とする飛翔機の制御装置。
前記飛翔機は、前記緊急時出力時には、２基のエンジンがともに正常な場合の均等出力時よりも、エンジン回転速度及びタービン入口温度が上昇させられることを特徴とする請求項１に記載の飛翔機の制御装置。
１基のエンジンが故障した場合に、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を一定量だけ減少させることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔機の制御装置。
１基のエンジンが故障した場合に、正常な残り１基のエンジンが前記緊急時出力を出力できるようになるまで、正常な残り１基のエンジンの回転速度に応じて機体の推力及び姿勢制御に使用するエンジン出力を減少させることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔機の制御装置。