JP4527257B2 - ガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法 - Google Patents
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Description
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンにおいてタービンの入口部分の温度を推定する方法に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
ガスタービンエンジンにおいては、エンジン寿命に大きな影響を及ぼすタービンの過温度を避けるため、タービン入口部分の温度を常時監視することが望ましいが、このタービン入口温度は極めて高温(1000℃以上)となるために実測することが困難である。そこで、従来、測定可能な他の部位の温度、具体的にはタービン出口温度(排気温度)などからタービン入口温度を推定する方法が採用されている(特開昭64−32026号公報参照)。
【0003】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、複軸式のガスタービンエンジンにおいて低圧側のタービン出口温度(排気温度)から高圧側のタービン入口温度を推定する方法では、飛行条件(高度及び機速)に応じて高圧軸及び低圧軸の両回転数の相関関係が変化すると、高圧側のタービン入口温度と低圧側のタービン出口温度との相関関係も変化するため、推定精度が低下する不都合が生じる。
【0004】
これに対して、低圧側のタービン入口温度をもとに高圧側のタービン入口温度の推定を行うようにすると、推定精度を高めることが可能になる。しかしながら、低圧側のタービン入口温度を測定するセンサは、周辺部品による制約から容易に配置し得るものではなく、しかも測定温度が比較的高いために寿命が短くなる不都合が生じる。
【0005】
本発明は、このような従来技術の問題点を解消するべく案出されたものであり、その主な目的は、センサの配置が容易でかつ測定温度が低い部位の温度をもとにして高精度な推定が可能なように構成されたガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法を提供することにある。
【0006】
【課題を解決するための手段】
このような目的を果たすためになされた本発明は、航空機におけるガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法であって、前記ガスタービンエンジンは、コンプレッサ(2)と高圧タービン(3)とを連結する高圧軸(4)と、前記コンプレッサの上流側のファン(6)と前記高圧タービンの下流側の低圧タービン(5)とを連結する低圧軸(7)とを有するものであり、前記低圧タービンの出口温度及び前記低圧軸の回転数を測定し、該低圧軸の回転数に所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られた補正値を前記低圧タービンの出口温度に上乗せして前記高圧タービンの入口温度を算出するものとした。
【0007】
これによると、タービン入口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を高めることができる。しかも実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回転数で済み、いずれもセンサの配置が容易で、かつ測定温度が低いのでセンサの寿命も十分に長くなる。特に航空機に適用する場合には、すべてのフライトエンベロープで高精度な推定が可能となる。
【0008】
さらに、低圧タービンの入口温度をもとにした推定方法と同等の推定精度が得られる。
【0009】
なお、ここで得られたタービン入口温度は、タービンの過温度を回避するための燃料流量の制御や回転数の制御などのタービン入口温度に基づいた各種の制御に用いる他、メンテナンス時期の判定など、多様な用途に用いることができる。
【0010】
【発明の実施の形態】
以下に添付の図面を参照して本発明の構成を詳細に説明する。
【0011】
図1は、本発明が適用されたガスタービンエンジンの制御装置を示している。ここでは、ガスタービンエンジン1が、コンプレッサ2及び高圧タービン3を連結する高圧軸4と、低圧タービン5及びファン6を連結する低圧軸7とを有し、低圧軸7の回転数(エンジン回転数)Nを回転数検出部8で測定すると共に、低圧タービン5の出口部分の温度(タービン出口温度)TEGを温度検出部9で測定し、補正値計算ブロック11にてエンジン回転数Nに基づいて算出された補正値ΔTをタービン出口温度TEGに上乗せして、高圧タービン3の入口部分12の温度(タービン入口温度)TTIを算出するようになっている。これにより得られたタービン入口温度TTIは、燃料流量制御器15において燃料流量の制御に用いられる。
【0012】
補正値計算ブロック11にて算出される補正値ΔTは、エンジン回転数Nに比例して増減し、エンジン回転数Nに所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られ、タービン入口温度TTIは次式で示すことができる。
TTI=TEG+a・N+b (式1)
ここで、補正値ΔTは(a・N+b)で表されており、定数a及びbは実験あるいはシミュレーションにより得ることができる。
【0013】
補正値計算ブロック11では、回転数検出部8で得られたエンジン回転数Nをもとにして、40ms制御サイクル毎に補正値(a・N+b)を生成する。加算点14では、温度検出部9で得られたタービン出口温度TEGに、補正値計算ブロック11で得た補正値ΔTを加えてタービン入口温度TTIを生成する。
【0014】
燃料流量制御器15では、加算点14からのタービン入口温度TTIをもとにして、このタービン入口温度TTIが予め設定された上限値を超えないように燃料計量弁16を操作して燃焼器17に送られる燃料流量が調整される。
【0015】
図2は、タービン入口温度TTIが1055℃のときのエンジン回転数Nとタービン出口温度TEGとの関係を示している。図中の直線が示す式は、次のように表すことができる。
TTI=TEG−(−0.0179・N+878.7)+1055 (式2)
これより式1中の定数a及びbは次のように定めれば良い。
a=0.0179×1055
b=−878.7×1055
【0016】
【実施例】
図3は、図4に示すフライトエンベロープ内の各ポイントでの推定精度を示している。比較例1は、低圧タービン5の入口部分の温度TLPをもとに次式により推定したものである。
TTI=TLP+301
比較例2は、タービン出口温度(排気温度)TEGをもとに次式により推定したものである。
TTI=TEG+491
図3から明らかなように、本発明による実施例はすべてのフライトエンベロープポイントで高精度な推定が可能であり、特に比較例1に示した低圧タービン側のタービン入口温度による推定方法と同等の精度を得ることができる。
【0017】
【発明の効果】
このように本発明によれば、タービン入口温度とタービン出口温度との相関関係からエンジン回転数による変動要素が排除されるため、タービン入口温度の推定精度を高める上に顕著な効果が得られる。しかも実測を要する量が、タービン出口温度及びエンジン回転数で済み、センサ配置が容易になると共に測定温度が低いのでセンサの寿命が長くなる利点が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明によるタービン入口温度推定方法が適用されたガスタービンエンジンの制御装置を示すブロック図。
【図2】エンジン回転数とタービン出口温度との関係を示すグラフ。
【図3】フライトエンベロープポイント毎の推定精度を示すグラフ。
【図4】図3のフライトエンベロープポイントを示すグラフ。
【符号の説明】
1 ガスタービンエンジン
3 高圧タービン
4 高圧軸
5 低圧タービン
7 低圧軸
8 回転数検出部
9 温度検出部
11 補正値計算ブロック
12 タービン入口部分
Claims (1)
- 航空機におけるガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法であって、
前記ガスタービンエンジンは、コンプレッサと高圧タービンとを連結する高圧軸と、前記コンプレッサの上流側のファンと前記高圧タービンの下流側の低圧タービンとを連結する低圧軸とを有するものであり、
前記低圧タービンの出口温度及び前記低圧軸の回転数を測定し、該低圧軸の回転数に所定の比例定数を乗じた値に所定の定数を加えることで得られた補正値を前記低圧タービンの出口温度に上乗せして前記高圧タービンの入口温度を算出することを特徴とするガスタービンエンジンのタービン入口温度推定方法。
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