JP6633960B2

JP6633960B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの着火検知装置

Info

Publication number: JP6633960B2
Application number: JP2016075549A
Authority: JP
Inventors: 正治斎藤
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2015-04-17
Filing date: 2016-04-05
Publication date: 2020-01-22
Anticipated expiration: 2036-04-05
Also published as: JP2016205371A; US20160305329A1; US10072579B2

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、６０ＥＣＵ（電子制御ユニット）、６２Ｎ１センサ、６４Ｎ２センサ（高圧タービン回転数検出手段）、７０Ｔ１センサ、７２ＥＧＴセンサ、７４Ｐ０センサ、７６Ｐ１センサ、７８Ｐ３センサ

Claims

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。
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。