JP6633960B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置 - Google Patents

航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置 Download PDF

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Description

この発明は航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置に関する。
航空機用ガスタービン・エンジン、例えば燃焼器で空気と燃料の混合気が着火されて生じる燃焼によって噴出される高圧ガスで回転させられる高圧タービンとその下流位置に配置されて高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービンとを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいては、燃焼器で着火が生じたか否か検知する必要がある。
従来、特許文献1に記載されるように、燃焼ガスの火炎状態量のうちの紫外線を検出することで燃焼器での着火を検知することが提案されている。しかしながら、特許文献1に記載される技術では専用の検出手段(センサ)が必要となるためにコスト/重量の増加を免れないことから、特許文献2記載の技術において、エンジン始動時の燃料制御などに使用される排ガス温度(EGT)を検出するEGT検出手段の出力を流用し、点火指令が出力された後の単位回転数当たりの排ガス温度の変化率を求め、それが所定値以上である場合、燃焼器で着火が生じたと判定することが提案されている。
特開平11−326042号公報 特開2009−236122号公報
このように特許文献2記載の技術にあっては、専用の検出手段を用いることなく、燃焼器での着火を検知するように構成しているが、EGT検出手段が故障した場合、着火の検知が不能となる。
従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、EGT検出手段に代え、高圧タービンの回転数を検出する検出手段の出力に基づいて燃焼器での着火を検知するようにした航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置を提供することにある。
上記の目的を達成するために、請求項1にあっては、ガスタービン・エンジンの燃焼器で空気と燃料の混合気が着火されて生じる燃焼によって噴出される高圧ガスで回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービンとを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置において、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と、前記検出された高圧タービンの回転数が所定の回転数閾値以上か否か判定するタービン回転数閾値判定手段と、前記検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出するタービン回転数変化率算出手段と、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が所定の回転数変化率閾値以上か否か判定する回転数変化率閾値判定手段と、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上と判定されるとき、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が所定時間以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上か否か判定する継続時間判定手段と、前記検出された高圧タービンの回転数が前記所定の回転数閾値以上で、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上であると共に、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定時間以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上であると判定されるとき、前記燃焼器で着火が生じたと判定する着火判定手段とを備える如く構成した。
請求項2に係る航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置にあっては、前記タービン回転数変化率算出手段は、前記検出された高圧タービンの回転数の微分値を求めて前記検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出する如く構成した。
請求項1に係る航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置にあっては、検出された高圧タービンの回転数が所定の回転数閾値以上で、算出された高圧タービンの回転数の変化率が所定の回転数変化率閾値以上であると共に、その変化率が所定時間以上継続して所定の回転数変化率閾値以上であると判定されるとき、燃焼器で着火が生じたと判定する如く構成したので、EGT検出手段(センサ)が故障した場合でも、専用の検出手段を用いることなく、燃焼器で混合気が着火したか否かを精度良く検知することができる。さらに、EGT検出手段が正常であってEGT検出手段の出力に基づいて着火が検知されている場合であっても、EGT検出手段の出力による検知と併せて検知することも可能となる。
請求項2に係る航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置にあっては、タービン回転数変化率算出手段は、検出された高圧タービンの回転数の微分値を求めて検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出する如く構成したので、上記した効果に加え、検出された高圧タービンの回転数の変化率を容易に算出することができる。
この発明の実施形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置を全体的に示す概略図である。 図1に示す装置の動作(処理)を示すフロー・チャートである。 図2フロー・チャートの動作(処理)を説明するタイム・チャートである。 同様に、図2フロー・チャートの動作(処理)を説明するタイム・チャートである。
以下、添付図面に即してこの発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置を実施するための形態について説明する。
図1は、その航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置を全体的に示す概略図である。
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・エンジンについて説明する。
図1において、符号10はそのターボファン・エンジン、即ち、航空機用ガスタービン・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は航空機(機体。図示せず)の左右に2基搭載される。
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(コンプレッサ)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。
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。
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。
燃焼器26には燃料ノズル28が備えられ、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は燃料調整バルブ(FMV(Fuel Metering Valve))32を備え、燃料ポンプ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、燃料調整バルブ32で調量された後、燃料供給路38を通って燃料ノズル28に供給される。
燃料調整バルブ32は、それに接続されるトルクモータ32aによって開閉させられる。燃料調整バルブ32の付近にはその開度を検出する開度センサ32bが設置される。また燃料供給路38には、燃料遮断バルブ(SOV(Shut Off Valve))38aが介挿される。燃料遮断バルブ38aはそれに接続される電磁ソレノイド38bによって開閉させられる。
燃料ノズル28は燃料供給路38から供給される燃料を噴霧する。
燃料ノズル28から噴霧された燃料は、高圧圧縮機24から圧送された圧縮空気と燃焼器26で混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグからなるイグニッション装置(図示せず)によって点火(着火)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。
燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン40に噴出され、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24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。
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(高圧タービン軸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およびファン12を回転させる。高圧タービン40を通過したガスは燃焼器26から噴出されるガスに比して低圧となる。
低圧タービン42を通過した排ガス(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。
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)46がステー46aを介して取り付けられると共に、ギアボックス46の前端には一体的に構成されたスタータ・ジェネレータ(以下「スタータ」と略称する)50が取り付けられる。尚、ギアボックス46の後端には前記したFCU30が配置される。
エンジン10の始動時、スタータ50によって軸52が回転させられると、その回転は駆動軸54(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、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、前記したように燃焼器26に圧送される。
他方、軸52の回転はPMA(パーマネントマグネット・オルタネータ)56と燃料(高圧)ポンプ34に伝えられて燃料ポンプ34を駆動し、前記したように調量された燃料は燃料ノズル28に供給され、圧縮空気と混合して霧化される。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。
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54(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52に伝えられ、燃料ポンプ34を駆動すると共に、PMA56とスタータ50を駆動する。
それによって、PMA56は発電すると共に、スタータ50も発電して機体に電力を供給する。従って、特に機体側の電力負荷が増大すると、スタータ50による発電量が増大し、高圧タービン軸の回転負荷が増大して後述する高圧タービン回転数に影響を与えることになる。
エンジン本体10aの上端位置にはECU(Electronic Control Unit。電子制御ユニット)60が配置される。ECU60はCPU,ROM,RAM,I/O(図示せず)などから構成されるマイクロコンピュータを備え、容器に収容されて上端位置に配置される。
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を示す信号を出力すると共に、軸52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を示す信号を出力する。
またエンジン本体10aの前面の空気取入口66の付近にはT1センサ(温度センサ)70が配置され、エンジン入口温度(外気温あるいは流入空気の温度)T1を示す信号を出力すると共に、低圧タービン42の下流の適宜位置にはEGTセンサ(排ガス温度センサ)72が配置され、排ガス温度(低圧タービン出口温度)EGTを示す信号を出力する。
また、ECU60を収容する容器の内部にはP0センサ(圧力センサ)74が配置されて大気圧P0を示す信号を出力すると共に、空気取入口66の付近にはP1センサ(圧力センサ)76が配置されてエンジン入口圧力(空気取入口圧力)P1を示す信号を出力する。さらに、高圧圧縮機24の下流にはP3センサ78が配置されて圧縮機出口圧力(高圧圧縮機24の出口圧力)P3を示す信号を出力する。
上記したエンジン10の運転状態を示すセンサ群の出力は、ECU60に送られる。
機体側には航空機の位置する高度ALT(altitude)を示す出力を生じる高度センサ80と航空機の機速Mn(Mach Number。マッハ数)を示す出力を生じる機速センサ82が設けられ、その出力も機体側のコンピュータからECU60に送られる。
また、高圧圧縮機24、より具体的にはその前段部には第1BOV(Bleed Off Valve。抽気バルブ)84が設けられ、エンジン10の始動時や低出力運転時などに高圧圧縮機24の圧縮流路を流れる圧縮空気の一部は第1BOV84を介して抽気され、ダクト22に放出される。
第1BOV84はECU60の指令によって動作する電磁ソレノイドバルブによって開閉される。第1BOV84の付近には第1BOV位置センサ86が設けられて第1BOV84の位置(開度)を通じて第1BOV84の抽気量を示す信号を出力してECU60に送出する。
さらに、高圧圧縮機24には第2BOV(Bleed Off Valve。抽気バルブ)90が設けられ、機体のキャビンの与圧、空調、翼の除氷、エアシールなどのため高圧圧縮機24の圧縮流路を流れる圧縮空気の一部は第2BOV90を介して抽気され、キャビンなどの機体側に送られる。
第2BOV90は機体のコックピットに着座するパイロットのスイッチの手動操作によって動作する電磁ソレノイドバルブで開閉される。機体側のコンピュータからはそのスイッチの操作、換言すれば第2BOV90の位置(開度)を示す信号がECU60に送出される。ECU60はその信号から高圧圧縮機24を流れる空気の抽気量を検出する。
また、ECU60はパイロットによって操作されるスラストレバーの位置に応じてトルクモータ32aの動作を制御して燃料調整バルブ32を開閉駆動すると共に、電磁ソレノイド38bを励磁・消磁して燃料遮断バルブ38aを開閉して燃料ノズル28への燃料の供給を制御する。
図2は装置の動作、より具体的にはECU60の着火検知動作(処理)を説明するフロー・チャートである。尚、図示のプログラムは所定時間ごとに実行される。
以下、説明すると、S10においてN2センサ64の出力から高圧タービン回転数(高圧タービン40の回転数)N2を検出し(S:処理ステップ)、S12に進み、検出された高圧タービン回転数N2がN2閾値(ウィンドミルの影響も考慮して適宜設定される所定の回転数閾値)以上か否か判定(着火第1判断)する。
S12で否定されるときはS14に進み、エンジン10で混合気の着火が生じていないと判断(判定)する。
即ち、エンジン10の始動時にはスタータ50またはウィンドミルによって高圧タービン軸40aが回転させられ、圧縮空気が生成され、燃料ノズル28から噴霧された燃料と混合する。よって生じた混合気はエキサイタおよび点火プラグからなるイグニッション装置で点火(着火)されて燃焼するはずであるが、その着火が生じていないと判断する。
他方、S12で肯定されるときはS16に進み、検出された高圧タービン回転数N2の微分値を求めて高圧タービン回転数N2の変化率(加速率)を算出し、算出された高圧タービン回転数N2の変化率がN2変化率閾値(適宜設定される所定の回転数変化率閾値)以上か否か判定(着火第2判断)する。
S16で否定されるときはS14に進む一方、肯定されるときはS18に進み、算出された高圧タービン回転数N2の変化率が適宜設定される所定時間(t(ig))以上継続して前記したN2変化率閾値以上か否か判定(着火第3判断)する。
S18で否定されるときはS14に進む一方、肯定されるときはS20に進み、エンジン10の燃焼器26での混合気の着火が生じたと判断(判定)する。
即ち、検出された高圧タービン回転数N2がN2閾値以上で、算出された高圧タービン回転数N2の変化率がN2変化率閾値以上であると共に、算出された高圧タービン回転数N2の変化率が所定時間(t(ig))以上継続してN2変化率閾値以上であると判定されるとき、燃焼器26で混合気の着火が生じたと判定する。
図3と図4は図2フロー・チャートの処理を説明するタイム・チャートである。
同図を参照して図2フロー・チャートの動作(処理)を説明すると、先に述べたようにエンジン10はスタータ50を動作させて始動されるが、図3に示す如く、高圧タービン回転数N2はスタータ50によって上昇し、次いで燃焼器26での燃焼によってさらにアイドル回転数まで上昇するが、不着火時にはある値を超えては上昇しない。従って、そのある値の付近にN2閾値を設定することで着火が生じたか否か判定することができるはずである。
但し、エンジン10をシャットダウンした後、高圧タービン回転数N2が閾値以下に低下する前にエンジン10を再始動させようとする場合、エンジン10はシャットダウンしているために実際は着火していない。それにも関わらず、着火と判断されることも生じ得るため、そのような要因も排除する必要がある。
そこで、知見を重ねたところ、図4に示す如く、高圧タービン回転数N2の変化率を求めて適宜設定されるN2変化率閾値以上か否か判定することで検知可能なことを見出した。しかしながら、エンジン10はスタータ50によって始動されることから、それによる高圧タービン回転数N2の変化を排除する必要がある。
さらに知見を重ねた結果、高圧タービン回転数N2の変化率がN2変化率閾値以上の状態がある時間(所定時間)(t(ig))以上継続するか否か判定することで、スタータ50の作動の場合の時間(t(st))による影響を排除でき、燃焼器26で混合気の着火が生じたか否かを精度良く判定できることを見出した。これにより、EGTセンサ72が故障した場合でも、専用のセンサを用いることなく、燃焼器26で混合気が着火したか否かを精度良く検知することができる。
上記した如く、この実施形態にあっては、ガスタービン・エンジン10の燃焼器26で空気と燃料の混合気が着火されて生じる燃焼によって噴出される高圧ガスで回転させられる高圧タービン40と、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービン42とを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置において、前記高圧タービン40の回転数N2を検出する高圧タービン回転数検出手段(N2センサ64、S10)と、前記検出された高圧タービン40の回転数N2が所定の回転数閾値(N2閾値)以上か否か判定するタービン回転数閾値判定手段(S12)と、前記検出された高圧タービン40の回転数N2の変化率(加速率)を算出するタービン回転数変化率算出手段(S16)と、前記算出された高圧タービン40の回転数N2の変化率が所定の回転数変化率閾値(N2変化率閾値)以上か否か判定する回転数変化率閾値判定手段(S16)と、前記算出された高圧タービン40の回転数N2の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上と判定されるとき、前記算出された高圧タービン40の回転数N2の変化率が所定時間(t(ig))以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上か否か判定する継続時間判定手段(S18)と、前記検出された高圧タービン40の回転数N2が前記所定の回転数閾値以上で、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上であると共に、前記算出された高圧タービン40の回転数の変化率が前記所定時間以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上であると判定されるとき(S12,S16,S18)、前記燃焼器26で着火が生じたと判定する着火判定手段(S20)とを備える如く構成したので、EGTセンサ72が故障した場合でも、専用のセンサを用いることなく、燃焼器26で混合気が着火したか否かを精度良く検知することができる。さらに、EGTセンサ72が正常であってEGTセンサ72の出力に基づいて着火が検知されている場合であっても、EGTセンサ72の出力による検知と併せて検知することも可能となる。
また、前記タービン回転数変化率算出手段は、前記検出された高圧タービンの回転数の微分値を求めて前記検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出する如く構成したので、上記した効果に加え、検出された高圧タービン40の回転数N2の変化率を容易に算出することができる。
尚、上記において、エンジン10を2軸のターボファン・エンジンを例にとって説明したが、エンジン10はそれに限られるものではなく、ターボジェット・エンジン、ターボプロップ・エンジン、ターボシャフト・エンジンであっても良い。さらに、この発明は航空機用ガスタービン・エンジンのみならず、地上発電用のガスタービン・エンジンにも応用可能なものである。
10 航空機用ガスタービン・エンジン(エンジン)、26 燃焼器、40 高圧タービン、42 低圧タービン、50 スタータ・ジェネレータ、60 ECU(電子制御ユニット)、62 N1センサ、64 N2センサ(高圧タービン回転数検出手段)、70 T1センサ、72 EGTセンサ、74 P0センサ、76 P1センサ、78 P3センサ

Claims (2)

  1. 燃焼器で空気と燃料の混合気が着火されて生じる燃焼によって噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービンとを少なくとも備え、航空機の機体にマウントされる航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置において、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と、前記検出された高圧タービンの回転数が所定の回転数閾値以上か否か判定するタービン回転数閾値判定手段と、前記検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出するタービン回転数変化率算出手段と、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が所定の回転数変化率閾値以上か否か判定する回転数変化率閾値判定手段と、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上と判定されるとき、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が所定時間以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上か否か判定する継続時間判定手段と、前記検出された高圧タービンの回転数が前記所定の回転数閾値以上で、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定の回転数変化率閾値以上であると共に、前記算出された高圧タービンの回転数の変化率が前記所定時間以上継続して前記所定の回転数変化率閾値以上であると判定されるとき、前記燃焼器で着火が生じたと判定する着火判定手段とを備えたことを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置。
  2. 前記タービン回転数変化率算出手段は、前記検出された高圧タービンの回転数の微分値を求めて前記検出された高圧タービンの回転数の変化率を算出することを特徴とする請求項1に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置。


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