JP6633962B2

JP6633962B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置

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Publication number: JP6633962B2
Application number: JP2016075551A
Authority: JP
Inventors: 誠手塚
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: US20160305345A1; US10309249B2; JP2016205373A

Description

この発明は航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置に関する。

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・エンジンにあっては、エンジンを制御するため、低圧タービンの回転数Ｎ１、高圧タービンの回転数Ｎ２、高圧タービンに接続される高圧圧縮機の出口圧力Ｐ３など多くの運転パラメータを検出する検出手段（センサ）が配置される。

また、それらの検出手段に異常が生じると制御に支障を来たすことから、検出手段の出力に基づいて運転パラメータを推定（算出）し、推定された運転パラメータを検出手段の出力と比較して検出手段に故障が生じたか否か判定するのが望ましい。

そこで特許文献１に記載されるように、高圧タービン回転数検出手段と吸気温検出手段の出力の関係に基づいて低圧タービンの回転数Ｎ１の推定値を運転パラメータとして算出し、算出された運転パラメータを低圧タービン回転数検出手段の出力と比較して低圧タービン回転数検出手段の正否を判別することが提案されている。

特開２００６−９６８４号公報

特許文献１記載の技術によって低圧タービンの回転数Ｎ１の推定値を算出することが可能であるが、エンジンにファンブレードの破損などの異常が生じた場合、低圧タービン回転数検出手段が故障すると、低圧タービンが過回転となる虞があることから、低圧タービン回転数検出手段の正否を判定して低圧タービンの過回転を防止する必要がある。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、低圧タービン回転数検出手段の正否を判定すると共に、その検出手段が正常ではないと判定されるときも低圧タービンが過回転となるのを防止するようにした航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を提供することにある。

上記した課題を解決するために、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・エンジンの制御装置において、前記低圧タービンの回転数Ｎ１を検出する低圧タービン回転数検出手段と、前記高圧タービンの回転数Ｎ２を検出する高圧タービン回転数検出手段と、前記航空機の位置する高度ＡＬＴを検出する高度検出手段と、前記航空機の機速Ｍｎを検出する機速検出手段と、前記低圧タービン回転数検出手段の正否を判定する低圧タービン回転数検出手段正否判定手段と、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定し、前記設定された上限制限値に基づいて前記高圧タービンの回転数を制御する制御手段とを備えると共に、前記制御手段は、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として前記第１の値より低い第２の値を前記高度検出手段と機速検出手段の出力とに基づいて設定する上限値変更手段を備え、前記低圧タービン回転数検出手段正否判定手段によって前記低圧タービン回転数検出手段が正常ではないと判定されたとき、前記上限値変更手段を介して前記上限制限値を前記第２の値に変更する如く構成した。

請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、前記第２の値は、前記高度検出手段の出力から検出される前記航空機の高度ＡＬＴが増加するにつれて減少するように設定される如く構成した。

請求項４に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、前記第２の値は、前記機速検出手段の出力から検出される前記航空機の機速Ｍｎが減少するにつれて減少するように設定される如く構成した。

請求項５に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、前記高度検出手段の正否を判定する高度検出手段正否判定手段と前記機速検出手段の正否を判定する機速検出手段正否判定手段を備えると共に、前記制御手段は、高度検出手段正否判定手段または機速検出手段正否判定手段によって前記高度検出手段と機速検出手段の少なくともいずれかが正常ではないと判定されたとき、前記上限制限値を前記第２の値より低い第３の値に変更する如く構成した。

請求項１に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、前記航空機の位置する高度ＡＬＴを検出する高度検出手段と、前記航空機の機速Ｍｎを検出する機速検出手段と、前記低圧タービン回転数検出手段の正否を判定する低圧タービン回転数検出手段正否判定手段と、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定し、前記設定された上限制限値に基づいて前記高圧タービンの回転数を制御する制御手段とを備えると共に、前記制御手段は、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として前記第１の値より低い第２の値を前記高度検出手段と機速検出手段の出力とに基づいて設定する上限値変更手段を備え、前記低圧タービン回転数検出手段正否判定手段によって前記低圧タービン回転数検出手段が正常ではないと判定されたとき、前記上限値変更手段を介して前記上限制限値を前記第２の値に変更する如く構成したので、第１の値を適宜な値に設定することで、高圧タービンの回転数を第１の値以下に抑制しつつ、低圧タービンの回転数によって決定されるエンジンの出力（推力）が所望の値となるように制御することが可能となると共に、エンジンにファンのブレードの破損などの異常が生じるなどしたときは、第１の値より低い第２の値に変更することで低圧タービンが過回転となるのを確実に防止することができる。また、上記した効果に加え、エンジンの出力を決定する低圧タービンの回転数（と高圧タービンの回転数）に影響する主要な運転パラメータである高度ＡＬＴと機速Ｍｎに基づいて第２の値を設定することで、第２の値を適正に設定できると共に、その状況においてもエンジンの出力（推力）の低下を最小限に抑えることができる。

請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、第２の値は、高度検出手段の出力から検出される航空機の高度ＡＬＴが増加するにつれて減少するように設定される如く構成したので、上記した効果に加え、エンジンの出力の低下を最小限に抑えることができる。

請求項４に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、第２の値は、機速検出手段の出力から検出される航空機の機速Ｍｎが減少するにつれて減少するように設定される如く構成したので、上記した効果に加え、エンジンの出力の低下を最小限に抑えることができる。

請求項５に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、高度検出手段と機速検出手段の正否を判定する正否判定手段を備えると共に、制御手段は、高度検出手段と機速検出手段の少なくともいずれかが正常ではないと判定されたとき、上限制限値を第２の値より低い第３の値に変更する如く構成したので、上記した効果に加え、上限制限値の大きな変更をこの段階まで遅延させることでエンジンの出力（推力）の大幅な低下をこの段階まで遅延させることができると共に、第３の値を適宜設定することで、高度検出手段あるいは機速検出手段が正常ではない状態においても、低圧タービンの過回転を確実に防止することができる。

この発明の実施形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンおよびその制御装置を全体的に示す概略図である。図１に示す制御装置の動作（処理）を示すブロック図である。図２の動作（処理）を説明するグラフ図である。同様に図２の動作（処理）を説明するグラフ図である。

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・エンジンおよびその制御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・エンジンの制御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の前段部にはＢＯＶ（Bleed 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ＢＯＶ８４を介して抽気され、ダクト２２に放出される。

ＢＯＶ８４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。ＢＯＶ８４の付近にはＢＯＶ位置センサ８６が設けられてＢＯＶ８４の位置（開度）を示す信号を出力する。

さらに、高圧圧縮機２４と燃焼器２６の境界付近にはキャビン用の抽気バルブ（Bleed Valve）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抽気バルブ９０を介して抽気され、キャビンなどの機体側に送られる。抽気バルブ９０は機体側からの指令によって動作する電磁バルブによって開度が制御される。

ＥＣＵ６０は機体のコックピットに着座する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ＥＣＵ６０のその動作（処理）を機能的に説明するブロック図である。図示の処理は所定時間ごとに実行される。

以下、説明すると、ＥＣＵ６０は、Ｎ１センサ（低圧タービン回転数検出手段）６２の正否を判定するＮ１センサ正否判定ブロック（手段）６０ａと、制御ブロック（手段）６０ｂとを備える。

Ｎ１センサ正否判定ブロック６０ａにおいては、レンジチェック、断線あるいは短絡チェック、チャンネル間の出力比較などを行うと共に、特許文献１記載の技術より得られる推定値あるいは適宜に設定される基準値と比較することで、Ｎ１センサ６２の出力が正常であるか否か判定する。

制御ブロック６０ｂには高圧タービン４０の回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定する第１値設定ブロック６０ｂ１が接続され、制御ブロック６０ｂは第１値設定ブロック６０ｂ１で設定された第１の値を入力することで、高圧タービン４０の回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定し、設定された第１の値に基づいて高圧タービン４０の回転数Ｎ２を制御すると共に、結果的に低圧タービン４２の回転数Ｎ１を許容回転数以内に抑制する。

また、制御ブロック６０ｂは上限制限値変更ブロック（手段）６０ｂ２を備える。上限制限値変更ブロック６０ｂ２は、高度センサ８０と機速センサ８２の出力を入力し、それら入力値ＡＬＴ，Ｍｎに基づいて特性（３次元マップ）６０ｂ２１を検索して第２の値を設定し、選択回路６０ｂ２２に出力する。

図３は特性６０ｂ２１のうちの高度ＡＬＴに対する高圧タービンの回転数Ｎ２（第２の値に相当）を示すグラフであり、図４は特性６０ｂ２１のうちの機速Ｍｎに対する高圧タービンの回転数Ｎ２（第２の値に相当）を示すグラフである。図３では機速Ｍｎを、図４では高度ＡＬＴを種々変えて示す。

図３に示す如く、高圧タービンの回転数Ｎ２（第２の値に相当）は、高度センサ８０の出力から検出される（エンジン１０が搭載される）航空機の高度ＡＬＴが増加するにつれて減少するように設定される。

また、図４に示す如く、高圧タービンの回転数Ｎ２（第２の値に相当）は、機速センサ８２の出力から検出される（エンジン１０が搭載される）航空機の機速Ｍｎが減少するにつれて減少するように設定される。

図示の如く、上限制限値変更ブロック６０ｂ２（換言すれば制御ブロック６０ｂ）は、高度センサ８０の正否を判定する高度センサ正否判定ブロック（手段）６０ｂ２３と、機速センサ８２の正否を判定する機速センサ正否判定ブロック（手段）６０ｂ２４とを備える。

高度センサ正否判定ブロック６０ｂ２３と機速センサ正否判定ブロック６０ｂ２４のいずれかで当該のセンサが正常ではない（異常）と判定されたとき、その出力はＯＲ回路６０ｂ２５を介して選択回路６０ｂ２２に送られる。

また、上限制限値変更ブロック６０ｂ２には、高圧タービン４０の回転数Ｎ２の上限制限値として第３の値を設定する第３値設定ブロック６０ｂ２６が接続され、第３値設定ブロック６０ｂ２６の出力も選択回路６０ｂ２２に送られる。選択回路６０ｂ２２は制御ブロック６０ｂの指令に応じて動作する。

図２に示す構成において、制御ブロック６０ｂは、Ｎ１センサ正否判定ブロック６０ａによってＮ１センサ６２が正常ではない（異常）と判定されたとき、選択回路６０ｂ２２を動作させて第２の値を入力することで上限制限値として第１の値より低い第２の値に変更する。

また、制御ブロック６０ｂは、高度センサ正否判定ブロック６０ｂ２３と機速センサ正否判定ブロック６０ｂ２４のいずれかで当該のセンサが正常ではない（異常）と判定されたとき、選択回路６０ｂ２２を動作させて第３値設定ブロック６０ｂ２６で設定された第３の値を入力することで、高圧タービン４０の回転数Ｎ２の上限制限値として第２の値よりも更に低い第３の値を設定する。

図２に示す構成において、制御ブロック６０ｂは、よって設定された第１から第３の値のいずれかに基づいて高圧タービン４０の回転数Ｎ２の制御値を算出して出力する。

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１０の制御装置において、前記低圧タービン４２の回転数Ｎ１を検出する低圧タービン回転数検出手段（Ｎ１センサ）６２と、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と、前記低圧タービン回転数検出手段の正否を判定する低圧タービン回転数検出手段正否判定手段（Ｎ１センサ正否判定手段（ブロック））６０ａと、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定し、前記設定された上限制限値に基づいて前記高圧タービン４０の回転数Ｎ２を制御する制御手段（ブロック）６０ｂを備えると共に、前記制御手段は、前記低圧タービン回転数検出手段正否判定手段によって前記低圧タービン回転数検出手段が正常ではないと判定されたとき、前記上限制限値を前記第１の値より低い第２の値に変更する如く構成したので、第１の値を適宜な値に設定することで、高圧タービン４０の回転数Ｎ２を第１の値以下に抑制しつつ、低圧タービン４２の回転数Ｎ１によって決定されるエンジン１０の出力（推力）が所望の値となるように制御することが可能となると共に、エンジン１０にファン１２のブレードの破損などの異常が生じるなどしたときは、第１の値より低い第２の値に変更することで低圧タービン４２が過回転となるのを確実に防止することができる。

また、前記航空機の位置する高度ＡＬＴを検出する高度検出手段（高度センサ）８０と前記航空機の機速Ｍｎを検出する機速検出手段（機速センサ）８２とを備えると共に、前記制御手段は、前記第２の値を前記高度検出手段と機速検出手段の出力とに基づいて設定する上限値変更手段を備える如く構成したので、上記した効果に加え、エンジン１０の出力を決定する低圧タービン４２の回転数Ｎ１（と高圧タービン４０の回転数Ｎ２）に影響する主要な運転パラメータである高度ＡＬＴと機速Ｍｎに基づいて第２の値を設定することで、第２の値を適正に設定できると共に、その状況においてもエンジン１０の出力（推力）の低下を最小限に抑えることができる。

また、前記第２の値は、前記高度検出手段の出力から検出される前記航空機の高度ＡＬＴが増加するにつれて減少するように設定される如く構成したので、上記した効果に加え、エンジン１０の出力の低下を最小限に抑えることができる。

また、前記第２の値は、前記機速検出手段の出力から検出される前記航空機の機速Ｍｎが減少するにつれて減少するように設定される如く構成したので、上記した効果に加え、エンジン１０の出力の低下を最小限に抑えることができる。

また、前記高度検出手段の正否を判定する高度検出手段正否判定手段（高度センサ正否判定ブロック（手段））６０ｂ２３と前記機速検出手段の正否を判定する機速検出手段正否判定手段（機速センサ正否判定ブロック（手段））６０ｂ２４を備えると共に、前記制御手段は、高度検出手段正否判定手段または機速検出手段正否判定手段によって前記高度検出手段と機速検出手段の少なくともいずれかが正常ではないと判定されたとき、前記上限制限値を前記第２の値より低い第３の値に変更する如く構成したので、上記した効果に加え、上限制限値の大きな変更をこの段階まで遅延させることでエンジン１０の出力（推力）の大幅な低下をこの段階まで遅延させることができると共に、第３の値を適宜設定することで、高度センサ８０あるいは機速センサ８２が正常ではない状態においても、低圧タービン４２の過回転を確実に防止することができる。

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。

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）、６０ａＮ１センサ正否判定ブロック（手段）、６０ｂ制御ブロック（手段）、６０ｂ２上限制限値変更ブロック（手段）、６０ｂ２３高度センサ正否判定ブロック（手段）、６０ｂ２４機速センサ正否判定ブロック（手段）、６２Ｎ１センサ（低圧タービン回転数検出手段）、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、８０高度センサ（高度検出手段）、８２機速センサ（機速検出手段）、８６ＢＯＶ位置センサ

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・エンジンの制御装置において、前記低圧タービンの回転数Ｎ１を検出する低圧タービン回転数検出手段と、前記高圧タービンの回転数Ｎ２を検出する高圧タービン回転数検出手段と、前記航空機の位置する高度ＡＬＴを検出する高度検出手段と、前記航空機の機速Ｍｎを検出する機速検出手段と、前記低圧タービン回転数検出手段の正否を判定する低圧タービン回転数検出手段正否判定手段と、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として第１の値を設定し、前記設定された上限制限値に基づいて前記高圧タービンの回転数を制御する制御手段とを備えると共に、前記制御手段は、前記高圧タービンの回転数Ｎ２の上限制限値として前記第１の値より低い第２の値を前記高度検出手段と機速検出手段の出力とに基づいて設定する上限値変更手段を備え、前記低圧タービン回転数検出手段正否判定手段によって前記低圧タービン回転数検出手段が正常ではないと判定されたとき、前記上限値変更手段を介して前記上限制限値を前記第１の値より低い第２の値に変更することを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
前記第２の値は、前記高度検出手段の出力から検出される前記航空機の高度ＡＬＴが増加するにつれて減少するように設定されることを特徴とする請求項１記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
前記第２の値は、前記機速検出手段の出力から検出される前記航空機の機速Ｍｎが減少するにつれて減少するように設定されることを特徴とする請求項１記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
前記高度検出手段の正否を判定する高度検出手段正否判定手段と機速検出手段の正否を判定する機速検出手段正否判定手段を備えると共に、前記制御手段は、前記高度検出手段正否判定手段または機速検出手段正否判定手段によって前記高度検出手段と機速検出手段の少なくともいずれかが正常ではないと判定されたとき、前記上限制限値を前記第２の値より低い第３の値に変更することを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。