JP5550552B2 - コンプレッサにアクティブ安定化を施すようにしたガスタービンの制御 - Google Patents

Description

本発明は特に航空機用エンジンなどのガスタービンの制御システムに関し、この制御システムは、コンプレッサの安定性を向上させるために、ブレード先端気体注入装置（ＡＳＣ‐active surge control）及びアクティブ間隙制御装置（active clearance control‐ＡＣＣ）を備えており、それら装置は高圧コンプレッサに装備することが好ましい。本発明は更に、特に航空機エンジンなどのガスタービンの制御方法に関する。

航空機用ガスタービンエンジンのコンプレッサの動作安定性を確保することは、ガスタービンエンジンの動作を確実なものとする上で重要である。ガスタービンエンジンのコンプレッサの構成要素の内部でストールが発生したならば、それによってガスタービンエンジンのポンピングをもたらし、更には、それによって航空機の損失にもなりかねない。それゆえ、適切な手段を講じて、かかる事象の発生を高い確度をもって防止できるようにしておく必要がある。

一般的に、ガスタービンエンジンの高圧コンプレッサを構成している複数のコンプレッサ段のうちの前方コンプレッサ段は、特にエンジンを加速し始めるときには、その負荷領域のうちの、安定限界下限付近の下方負荷領域で動作しており、このことがコンプレッサ全体の安定性を決定する要因の１つとなっている。ブレード先端気体注入が採用されている場合には、一般的に、エンジンの動作が不安定になったと判断されたときに、気体注入動作を作動状態にして、後方コンプレッサ段から抽出した大きなエネルギーを有する空気を前方へ戻して循環させる帰還注気を行うようにしている。この帰還注気における空気の注入先は、安定限界下限付近で動作している前方コンプレッサ段とすることもあり、また、低圧コンプレサを構成している複数のコンプレッサ段とすることもあるが、いずれの場合も、その空気の注入によって注入先のコンプレッサ段が安定化される。注気動作を作動状態にするか否かの判断は、主として圧力計測値に基づいて行われており、即ち、圧力計測値に特別なアルゴリズムを適用することで、コンプレッサの内部の圧力に変動が発生しているか否かを判定し、それが発生していると判定されたならば、エンジンコントローラを介して注気動作を作動状態にするようにしている。以上の過程は、数ミリ秒から数百ミリ秒の間に実行が完了する。

ただし、状況に反応して帰還注気を開始する際に、エンジンの推力応答特性に遅延が生じないこと、即ち、エンジンにいわゆる「推力ホール」が発生しないことが必要とされており、このことは、監督当局及び／又は航空機メーカーからも要求されている基本的な要件である。これに関して、エンジンシステム全体の動作特性における機械的合理性が十分ではないために、また、高い周波数を検出できるように設計された高感度の圧力計測器の信頼性が十分ではないために、以上の方式は、あらゆる動作状況に成果を上げ得るものとはなっていない。既に安定限界の境界まぎわで動作しているコンプレッサシステムは、空気の抽出が行われるとともに、推力ホールが発生しないように推力を適正レベルに維持すること、即ち、適切な応答特性を確保することが要求されることから、このコンプレッサシステムに瞬間的に大きな負荷が加えられて安定限界の中へ押し込まれる。このとき大きな負荷が加えられるのは、主として次の事実によるものであり、その事実とは、その際にエンジン内を流れる空気流量が急減し、その空気流量の減少を補償するために燃料供給量がそれに対応して急増するということである。そのためタービン温度が上昇することから、コンプレッサの動作マップ内における動作点が上方へ移動し、その結果としてコンプレッサの動作安定余裕度が低下してしまうのである。この技術上の問題は、エンジンレギュレータにいわゆる「予測ロジック」を組込むことにより解決できるので、予測された不安定状態が発生する前に、気体注入動作を作動状態にして十分な安定性を確保するようにすればよい。

また更に、高圧コンプレッサを構成している複数のコンプレッサ段のうちの後方コンプレッサ段は、一般的に、その負荷領域のうちの、安定限界の上限付近の上方負荷領域で動作しており、このこともコンプレッサ全体の安定性を決定する要因の１つとなっている。これに関して、安定性が大きく低下するのは、通常、あまり温まっていないエンジンに大出力を発生させて加速したときや、低負荷レベルでの長時間に亘る待機後にエンジンを加速したときなどである。そのような場合に、状況によっては、ケーシングの熱膨張の進行における時定数と、回転部材の熱膨張の進行における時定数とが大きく相違するために、ロータ側ブレードとケーシングとの間の径方向間隙が、一時的に非常に大きくなろうとすることがある。径方向間隙が非常に大きなものになると、それによってコンプレッサの安定性が一時的に低下することになるが、ケーシングの構成部品をアクティブ調節可能にしたり、及び／又は再調節可能にしておくことで、防止することが可能である。このアクティブ調節は、ケーシングの構成部品に対して、機械的作用、熱的作用、またはその他の公知の様々な形態の作用を及ぼすことによって行われる。また、この調節は、エンジン動作中に連続的に計測され、許容寸法を上回る間隙寸法の計測値に基づいて開始され、それゆえ調節は再調節を必要とする。或いはまた、この調節は、計測している圧力の変動に基づいて開始されることもある。この圧力の変動によって、コンプレッサが不安定状態になろうとしていることを予測し、適宜のアルゴリズムに従って間隙寸法を縮小させるようにする。これら２つの方式は、いずれも高感度センサシステムを使用するものであるが、高感度のセンサは、多くの場合、エンジンの激しい動作に容易に耐え得るものではなく、そのため整備費用がかさむ上に故障も発生しがちである。

現在市場に製品として提供され受け容れられている様々なガスタービンエンジンには、そのコンプレッサシステムにアクティブ安定化を施すために、排気ガスを抽出する抽気手段や、調節用ガイド翼、それに燃料供給量を一時的に絞る絞り手段などが、個別にまたは組合せて用いられている。ただし、それらが作動状態にされるのは、エンジンの不安定状態が発生して、その不安定状態をコントローラが計測により検出した後であって、その検出した不安定状態に対処するための反応動作としてのみ作動状態にされるものであるため、そのとき既にエンジンには、大きな推力の急低下が発生している。また在来のコンプレッサシステムは、安定性の確保レベルが高く設定されており、即ち、ポンピングが発生する確率及び不都合な推力の急低下が発生する確率が可及的に小さくなるように設計されている。

またその他にも、気体注入によりコンプレッサに安定化を施すことを提案している様々な公知の課題解決法が存在している。それら課題解決法において提案されているシステムは、以上に言及したものと実質的に同様のセンサを使用するものであるが、ただし、アルゴリズムを併用して不安定状態の発生を確認するようにしており、その確認がなされた後にはじめて制御を行うようにしたものである。ただし、この種のシステムは、通常、使用するセンサの応答速度が十分に高速でなければ良好に機能することができず、また、使用するセンサは特に、信頼性、反応時間、及び分解能に関する非常に厳しい要求を満たすものでなければならない。

動作中のエンジンに対する間隙寸法の影響についても、以上と同様のことがいえる。これに関しては、巡航飛行中に、エンジンの効率を高めて燃料消費量を低減するために、高圧コンプレッサにおいてケーシングを冷却することで径方向間隙を縮小するということが、唯一現在行われている。エンジンの動作中に間隙寸法を制御することを提案した課題解決法がこれまで数多く存在しているが、ただしそれら課題解決法は、常時、間隙寸法を計測して間隙調節を行うようにしたものである。

コンプレッサの内部圧力の変動を計測するためにも、また、間隙寸法を計測するためにも、いずれも高感度のセンサを用いているため、それによってエンジンの製造コストが増大しているばかりでなく、整備コストも増大しており、その一方で、動作信頼性が低下している。また、そのセンサを設計する際に、検出範囲があまり広くなく、冗長性がなく、それによって、高価なセンサとならないように設計した場合には、計測機器が故障した場合に、そのことがエンジン全体の故障に直結するおそれがある。

従って本発明の目的は、従来技術における上述した技術的問題を解消して、コンプレッサにアクティブ安定化を施すようにした航空機のガスタービンエンジンを制御するための改善した制御システムを実現することにある。

上記目的は、本発明によれば、請求項１の特徴を備えた装置により、また、請求項８の特徴を備えた方法により達成される。本発明の有利な実施の形態及び更なる改良が従属請求項に記載される。

航空機のガスタービンエンジンを制御するための本発明にかかる制御システムは、コンプレッサの安定性を向上させるためのブレード先端気体注入装置（ＡＳＣ‐active surge control）を備えており、該ＡＳＣ装置は必要に応じて作動状態にされるものである。この制御システムは、好ましくは高圧コンプレッサに、アクティブ間隙制御装置（ＡＣＣ）を備えており、該ＡＣＣ装置は、高圧コンプレッサの径方向間隙寸法を最適動作範囲内に保持するものであり、更に、該制御システムは、前記ＡＳＣと前記ＡＣＣの両装置を制御する共通のエンジンコントローラを備えていることを特徴とする。

本発明によれば、従来技術における上述した技術的問題が解消され、コンプレッサにアクティブ安定化を施すようにした航空機のガスタービンエンジンを制御するための改善した制御システムが実現される。

この制御システムにおいては、エンジンのコンプレッサの前方コンプレッサ段に対しては帰還注気を施し、後方コンプレッサ段に対してはアクティブ間隙制御を施すようにしている。これによって、それら２つの安定化技法の利点を最大限に発揮させることができ、また、予め、そのコンプレッサのポンピング限界の設計値を低く設定することが可能になる。本発明に係るこの課題解決法は、パッシブ方式の安定化技法（例えばケーシング・トリートメントなど）と組合せて用いるようにしてもよい。そうすることによって、コンプレッサは、ポンピング限界を低く設定した好適な設計とすることが可能となる。本発明に係るこのアクティブ制御による安定化技法の適用対象は、高圧コンプレッサだけに限定されず、エンジンを構成しているいかなるコンプレッサにこれを適用するようにしてもよく、また、低圧コンプレッサにこれを適用するようにしてもよい。

これらアクティブ間隙制御とブレード先端気体注入のための２つのシステムを、個別に利用することもでき、またそれらを組合せて利用することもできるように、エンジンコントローラには、複数の適当なアルゴリズムが組込まれている。

本発明によれば、帰還注気動作は、常時作動状態にされているのではなく一時的に作動状態にされるものであり、即ち、追加した制御方式に従って、重大な加速操作及び／又は減速操作がまさに実行されようとしているか、ないしは、実行開始されたことが検出されたときに、即座に作動状態にされるものである。それらの検出は、関連するパラメータの値が所定のスレショルド値を超えたか否かを判定することによって、即ち、コンプレッサを安定状態に維持することの必要性が増大するような重大なエンジン状態が発生したか否かを判定することによって行われる。また、特別のアルゴリズムにおいて以下に列挙するパラメータを個別に及び／又は組合せて用いることによって予測を行い、及び／又は、その予測結果に対する反応動作としてエンジンの制御を行うことができるようにしている。用いるパラメータは以下の通りである。
−推力レバー操作位置信号の変化量ないしはその変化速度、
−軸回転数の変化量ないしはその変化速度、
−「レーティングパラメータ」の「コマンド信号」及び／又はその変化量、
−燃料流量の変化量及び／又はその変化速度、
−エンジン及び／又はコンプレッサの吸入及び／又は吐出における圧力及び温度、
−コンプレッサ末端圧力に対する燃料流量の比から得られるパラメータ、
−エンジンのタービン温度及び／又は排気ガス温度、
−計測により得られ、または合成により得られ、及び／又は、そこから更に導出することのできる、その他全てのパラメータ。

また、例えば航空機の迎角の大きさや、その迎角の変化速度、それに兵器発射動作などの航空機の機体に関連した適当なパラメータを用いて、特に低圧コンプレッサに関連したその他の重大な操縦操作についての予測を併せて行い、その予測結果に従って、帰還注気動作を作動状態にするようにするのもよい。

パラメータの値が、所定のスレショルド値以下に再び下がるか、或いは逆に、臨界スレショルド値を上回った場合には、即座に気体注入弁を閉塞して、帰還注気動作を非作動状態に戻すようにする。

また更に、以上の制御を、計測信号に基づいた任意の形態のシステム制御と連係させるようにしてもよい。その場合に重要なことは、むだ時間をできるだけ少なくするために、システムを設計する時点で予め、制御調節部と気体注入箇所との間に存在することになるデッドスペースが、可及的に小さくなるように設計しておくことである。本発明の特に有利な１つの実施の形態では、適宜の大きさの気体貯留空間を気体注入箇所の近傍に用意しておくようにしており、それによって、気体注入動作が必要となったときには、気体注入箇所の近傍に既に、注入するための十分な量の気体が用意されていて、その気体注入動作の影響が、気体経路上の気体抽出箇所の圧力状態へ大きく帰還することがないようにしている。

本発明の特に有利なまた別の実施の形態として、前記予測ロジックが、エンジンコントローラに組込まれているポンピング限界余裕度の予測モデルと、ないしは、エンジンの変動を予測するロジックと、連係しているようにしてもよい。

本発明においては、追加して組込んだ制御方式に従ってケーシングの調節機構を制御することにより、高圧コンプレッサの径方向間隙寸法を、エンジン動作中に常に最適範囲内に保持するようにしている。

制御品質を更に向上させるために、間隙計測センサを装備して、その間隙計測センサから間隙寸法を示す間隙信号をコントローラへ帰還させるようにするのもよい。この間隙制御によって連続的にコンプレッサの十分な安定性を保証することができる。

また、この間隙制御を行うために、以下に列挙する特性を有する単純化した間隙モデルが利用される。
−遠心力によるロータの寸法増大量を考慮に入れていること、
−ロータとケーシングの熱膨張量の瞬間値を考慮に入れていること、
−まさに発生しようとしている熱膨張を予測するものであること、
−このアルゴリズムは、エンジンの熱履歴を記録したロジックと連係させるものであること、
−経時変化（運転時間、及び／または、サイクル回数、及び／または、ガス温度）を検出し、評価し、予測するアルゴリズムと連係するものであること。

以上に加えて更に、多くの場合エンジンコントローラに記録されておりエンジン制御のために用いられている以下のパラメータを、個別にまたは組合せて用いるようにするのもよい。
−推力レバー操作位置信号の変化量及び／又はその変化速度、
−軸回転数の変化量及び／又はその変化速度、
−「レーティングパラメータ」の「コマンド信号」及び／又はその変化量、
−燃料流量の変化量及び／又はその変化速度、
−エンジン及び／又はコンプレッサの吸入及び／又は吐出圧力及び温度、
−コンプレッサ末端圧力に対する燃料流量の比から得られるパラメータ、
−エンジンのタービン温度及び／又は排気ガス温度、
−計測または合成により得られ、及び／又は、そこから更に導出することのできる、その他全てのパラメータ。

また更に、特に本発明を高機動性戦闘機などに適用する場合などには、例えば、Ｇ荷重及び／又は、Ｇ荷重の変化速度などの、航空機の機体に関連した適宜のパラメータを用いて、前記ロジックに更なる最適化を施すのもよい。

現在の電子式コントローラには、ある程度の量のデータを時間とともに記憶しておく機能と、複雑な計算操作を実行する機能とが装備されている。本発明においては、それら機能を利用することで、エンジンの熱履歴を作成することができ、また、必要な入力データを間隙モデルに供給することができる。

このようにセンサシステムと間隙モデルとを連係させることによって、径方向間隙の間隙寸法を高精度で調節することが可能となっており、また、計測機器の一部または全部の故障に対処することのできる冗長性が確保されている。

本発明に係る航空機のガスタービンエンジンの制御方法は以下のステップを含むものである。
−航空機の実状態に応じてケーシング調節機構を制御して高圧コンプレッサの間隙寸法を適合化するステップ、
−更に間隙寸法を計測してその実測値を目標値と比較するステップ、
−重大な加速操作ないし減速操作を検出して、ブレード先端気体注入動作を作動状態にするステップ。

以上において、間隙寸法の調節及び制御は、エンジン動作中にエンジン内で実行されている間隙計測の計測結果に基づいた特別のアルゴリズムに従って実行される。間隙寸法の実際の調節は、機械的作用及び／又は熱的作用を利用して行われ、また、例えば形状記憶合金などの特別の材料を利用して行われる。また更に、この制御は間隙モデルを用いて行われている。それによって、１つには、計測信号の評価を行っており、即ち、実測値と目標値とを比較しており、また、もう１つには、それをバックアップ手段としており、即ち、計測機器の故障に対処するための冗長性を向上させている。また、この間隙モデルは、遠心力による伸張量、熱膨張による伸張量、経時変化による間隙寸法の変化量、それにＧ荷重の作用下における間隙寸法の変化量などを算出するためのアルゴリズムを含んでいるものとするのもよい。更に、間隙モデルを用いて制御を行う制御方法と、エンジン動作中に間隙寸法を計測して制御を行う制御方法とを組合せるようにしてもよい。そうすれば、その間隙寸法の計測値が、間隙モデルを用いて制御を行う制御方法を評価するためのバックアップ手段として機能することになる。

このように１つのコンプレッサに帰還注気とアクティブ間隙制御とを組合せて適用することによって得られる顕著な利点の１つは、排気ガスを抽出する注気手段と、調節用ガイド翼とを、大幅に削減できることである。このことが課題として認識されるのは、エンジンが部分負荷状態にあるときに、また特に、極端な部分負荷動作領域で動作しているとき（始動時）に、帰還注気を行う場合である。それらが大幅に削減されることで、この新規なシステムの利点が顕著となることから、エンジンの複雑度が緩和され、コストが低減され、重量が軽減され、そして信頼性が向上する。

本発明によれば、設計に際して最初から、コンプレッサの構成要素の安定性の確保レベルをその負荷領域の全域に亘ってより低レベルに設定することができるため、それによって効率を格段に高めることができ、また、最適構成とすることで重量を軽減することができる。

本発明の更なる利点として、高価な高感度の機器を付加する必要がないということがあり、そのような機器を付加したならば、信頼性、製造コスト、及び整備コストに悪影響を及ぼすおそれがある。本発明は、本質的にエンジンを動作させるために既に装備されている機器以外のものは、殆ど用いる必要がない。

また、本発明を、圧力計測及び間隙寸法計測を行うようにした制御方法と組合せるようにしてもよく、それによって、高感度の計測を伴う制御方法に必要とされる冗長性を提供することができる。更に、このように冗長性が提供されることによって、必然的に、エンジンの動作信頼性が向上し、設計時にコンプレッサの安定性限界に関する安全余裕をより小さく設定することが可能となる。

更に、本発明に係る課題解決法は、既存のエンジンに対する低コストの改造に適している。

現在開発中のエンジンであるならば、本発明を適用することにより、そのエンジンを、より高い効率とより高い圧力比が得られるように設計することも、また、より低コストで最適構造となるように設計することも可能となる。或いはまた、ポンピング限界に関する安定性の確保レベルを、エンジンないしコンプレッサの動作効率を低下させてしまう高レベルではなく、より低レベルにすることができ、即ち、エンジンの動作形態をより優れたものにすることができる。

これから開発するエンジンであるならば、最初から本発明を適用することにより、そのエンジンをポンピング限界余裕度の小さなものとすることが可能であり、それによって、エンジン効率の設計値をより高い値にすることもでき、また、より大きな設計自由度も得られる。

以下に図面を参照しつつ本発明の好適な実施の形態について詳細に説明し、その説明の中で、本発明をより優れたものとするためのその他の手段についても併せて詳細に説明する。

コンプレッサにアクティブ安定化を施すようにしたガスタービンのための本発明に係る制御システムを示した模式図である。 アクティブ方式のポンピング制御とアクティブ方式のケーシング調節とを組合せて適用した高圧コンプレッサを示した模式図である。 ブレード先端気体注入によるアクティブ安定化のための構成の具体例を示した模式図である。 アクティブ間隙制御のための構成の具体例を示した模式図である。 アクティブ間隙制御の制御方式を示した図である。 ブレード先端気体注入によるアクティブ安定化制御の制御方式を示した図である。

図１は、コンプレッサにアクティブ安定化を施すようにしたガスタービンのための本発明に係る制御システムを示した模式図である。図示の如く、エンジン全体の制御を行うために用いられるエンジン関連データとして、温度Ｔ、圧力Ｐ、回転数計測値ＮＬ及びＮＨ、それに、推力レバー位置ＰＬＡなどのデータが検知されており、それらデータが、本発明に係る制御システムのエンジンコントローラ１の入力パラメータとしても用いられている。それらに加えて更に、航空機の姿勢や操縦操作３を示す航空電子機器２から出力されるデータも併せて参照するように構成するのもよい。従来技法において既に利用されているこれらのパラメータを用いて、本発明に係る制御システムに組込まれているアルゴリズム、間隙モデル、及び予測ロジックが適用される。ブレード先端気体注入装置であるＡＳＣ（アクティブ・サージ・コントロール）装置を制御するための制御信号Ｗ_Ｅと、アクティブ間隙制御装置であるＡＣＣ（アクティブ・クリアランス・コントロール）装置を制御するための制御信号ｈｓｐとを介して、コンプレッサに設けられたそれらＡＳＣ装置及びＡＣＣ装置の制御が行われる。燃料噴射装置ＷＦの制御については、ここでは、その制御が行われていることを述べるにとどめる。

図２は、気体注入ないしは帰還注気によるアクティブ方式のポンピング制御（ＡＳＣ）と、アクティブ方式のケーシング調節（ＡＣＣ）とを組合せて適用した、高圧コンプレッサを示した模式図である。それら制御及び調節を夫々に行うためのＡＳＣ装置及びＡＣＣ装置が、図１に示したエンジンコントローラ１によって制御されるようにしてある。ＡＳＣ装置及びＡＣＣ装置は、このコンプレッサの任意の適宜個所に設けるようにすればよい。

図３は、ブレード先端気体注入によるアクティブ安定化のための構成の具体例を示した模式図である。同図において、コントローラ４は、エンジンコントローラの一部分として構成することも可能であり、対応する複数の圧力計測値５を受取って動作される。コントローラ４は、それら圧力計測値５に基づいて、ただしそれのみならず更に、特に安定限界の近傍における低圧コンプレッサの動作状態を予測するための予測ロジックに基づいて、この低圧コンプレッサの前方コンプレッサ段のブレード先端への圧力空気の注入動作を制御し、この注入動作の制御は、必要に応じて一時的に作動状態とされる帰還注気機構６を介して行われる。また、この帰還注気のための空気の抽出箇所及び注入箇所は、このコンプレッサに対してどのような調節を加えるかに応じて適宜選択される。

図４は、アクティブ間隙制御のための構成の具体例を示した模式図である。同図において、コントローラ４は、間隙計測器７から出力される計測値を受取っており、その計測値に対して、記憶装置に記憶されている間隙モデルを適用し、これらを等しくする。その結果として、間隙調節器８の制御が行われ、その制御によって、高圧コンプレッサのブレード先端間隙寸法が、その時々の動作状態に適合した最適範囲内の寸法とされる。

図５は、アクティブ間隙制御の制御方式を示した図である。同図において、Ａは航空機データ（例えば、ＰＬＡ、飛行モード、Ｍｎ、α、Ｇ荷重など）を表しており、Ｅはエンジン動作状態データ（例えば、Ｎ、Ｔ２、Ｔ２５、Ｔ３、ＥＰＲなど）を表しており、ＴＤは過渡事象検出データ（｜ｄＮ／ｄｔ｜＞スレショルド値、ｔ＜スレショルド値）を表しており、ＴＣは過渡間隙モデル（ｓ＝ｆ（ｔ，Ｑ））を表しており、ＳＣは静的間隙モデル（ｓ＝ｆ（Ｎ，Ｔ２５））を表しており、ＡＬは予測ロジックを表しており、ＣＡは間隙調節アクチュエータを表しており、ＣＳは間隙計測センサを表しており、Ｓは信号検知を表している。この閉ループ制御回路によって、目標値である間隙寸法の最小限度値９と、実測値である実際の間隙寸法の値と比較されている。

図６は、ブレード先端気体注入によるアクティブ安定化制御の制御方式を示した図である。同図において、Ａは航空機データ（例えば、ＰＬＡ、飛行モード、Ｍｎ、α、Ｇ荷重など）を表しており、Ｅはエンジン動作状態データ（例えば、Ｎ、Ｔ２、Ｔ２５、Ｔ３、ＥＰＲなど）を表しており、ＭＤは重大操縦操作検出データ（ｄＮ／ｄｔ＞スレショルド値、Ｐ３／Ｐ２５−ＳＬ＜スレショルド値、ｔ＜スレショルド値）を表しており、ＥＰはエンジン動作保護ロジック（Ｎ２Ｃ＞スレショルド値、ＥＧＴ＞スレショルド値）を表しており、ＩＶは気体注入弁を表しており、ＳＤはストール／ポンピング検出信号を表している。ここでも、目標値であるコンプレッサ目標安定度と、実測値である実際の安定度とを比較するように、閉ループ制御回路が構成されている。

本発明の適用形態は、以上に提示して説明した好適な実施の形態のみに限定されない。むしろ、特許請求の範囲に記載した解決手段の範囲に含まれるが、以上に説明した実施の形態とは基本的に異なった特性を備えた、様々な変更形態とすることが考えられる。

Claims (6)

1. 航空機用エンジンのガスタービンの制御システムであって、少なくとも１つのコンプレッサに設けられ、必要に応じて作動状態にされる、コンプレッサの安定性を向上させるためのブレード先端気体注入装置（ＡＳＣ）を備えた制御システムにおいて、
   該制御システムは、少なくとも１つのコンプレッサに設けられた、アクティブ間隙制御装置（ＡＣＣ）を備えており、該ＡＣＣ装置によって、コンプレッサの径方向間隙寸法を最適動作範囲内に保持できるようにしてあり、更に、該制御システムは、前記ＡＳＣ装置と前記ＡＣＣ装置との両方を制御する共通のエンジンコントローラを備えていて、
   前記エンジンコントローラは、コンプレッサの安定性の変化を予測する前記ＡＳＣ装置のための予測手段と、コンプレッサの径方向間隙寸法を予測する前記ＡＣＣ装置のための予測手段とを備えており、
   該制御システムは、ブレード先端気体注入のための気体注入箇所の近傍に、圧縮空気を貯留する貯留手段を備えることで、デッドタイムを排除するようにしてある、
   ことを特徴とするガスタービンの制御システム。
2. 前記ＡＳＣ装置のための前記予測手段が、ポンピング限界余裕を予測するための予測モデルを含むことを特徴とする請求項１記載のガスタービンの制御システム。
3. 間隙制御のために、機械的、電気的、空圧的、油圧的、及び／または、熱的に調節可能なケーシング構成部品を備えていることを特徴とする請求項１又は２記載のガスタービンの制御システム。
4. 間隙計測のためのセンサを備えていることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項記載のガスタービンの制御システム。
5. 前記ＡＣＣ装置のための前記予測手段が、間隙寸法の制御及び計測信号の評価のための間隙モデルを含むことを特徴とする請求項１乃至４の何れか１項記載のガスタービンの制御システム。
6. 請求項１乃至５の何れか１項記載の航空機用エンジンのガスタービンの制御システムの、制御方法において、
   航空機の実状態に応じてケーシング調節機構を制御して少なくとも１つのコンプレッサの間隙寸法を適合化するステップと、
   更に間隙寸法を計測して実測値を目標値と比較するステップと、
   必要に応じてブレード先端気体注入動作を作動状態にするステップと、
   を含んでいることを特徴とする制御方法。

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