JP6633963B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置 - Google Patents

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、通例、スラストレバーの操作角に応じて算出される低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを算出し、その値となるように制御される。

ところで、高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気は圧縮流路からダクト（バイパス）側に抽気するＢＯＶ（Bleed Off Valve。抽気弁）を介して抽気されるが、そのＢＯＶが閉弁される際、開口面積が減少するにつれて抽気量が減り、圧縮流路側を流れる空気量が増加するため、圧縮機出口圧力Ｐ３が過渡的に上昇する。その結果、燃料供給指令値Ｗｆが増加し、低圧タービンの回転数が上昇してエンジンの推力が増大し、乗員に違和感を与えることがある。これは特に、燃料供給指令値Ｗｆを圧縮機出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出するとき、顕著となる。

エンジンの推力の変動については、特許文献１において、燃料供給バルブ（過推力対応バルブ）を調整してその変動を抑制するようにしたガスタービンエンジンの燃料供給制御技術が提案されている。

特表２００８−５３０４４３号公報

特許文献１記載の技術においては、燃料供給バルブ（過推力対応バルブ）を調整してエンジンの推力の変動を抑制しているも、ＢＯＶ（抽気弁）の開閉による空気量の変動は考慮されていないため、それによるエンジンの推力の変動を抑制することができなかった。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制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、前記航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角に応じて前記低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値を算出するＮ１目標値算出手段と、前記算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを算出する燃料供給指令値算出手段と、前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気を抽気するＢＯＶを開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点か否か判定するＢＯＶ開閉指令判定手段と、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを出力する燃料供給指令値出力手段とを備えると共に、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力する如く構成した。また、請求項２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、前記航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角に応じて前記低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値を算出するＮ１目標値算出手段と、前記算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを算出する燃料供給指令値算出手段と、前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気を抽気するＢＯＶを開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点か否か判定するＢＯＶ開閉指令判定手段と、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを出力する燃料供給指令値出力手段とを備えると共に、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力する如く構成した。

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、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆを出力する如く構成した。

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、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記航空機の位置する高度を少なくとも含む前記エンジンの運転状態が所定領域内にあるか否か判別し、前記所定領域内にあると判別される場合、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆを出力すると共に、前記開閉指令の出力を前記記出力時点から所定時間遅延させる如く構成した。

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、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力する如く構成した。

請求項６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、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力する如く構成した。

請求項７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、前記燃料供給指令値算出手段は、前記算出されたＮ１目標値に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機の出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で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・エンジンの制御装置にあっては、航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角に応じて算出された低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆで算出し、高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気を抽気するＢＯＶを開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点か否か判定すると共に、開閉指令の出力時点と判定されるとき、開閉指令の出力時点に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを出力する如く構成したので、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。

即ち、ＢＯＶの開閉指令が出力されてから実際に閉弁（あるいは開弁）するまでタイムラグ（例えば０．５から２．０ｓｅｃ程度）があるため、燃料の増減に対するエンジン応答の遅れがあったとしても、上記のように開閉指令の出力時点に基づいて燃料供給指令値を（フィードフォワード的に）早めに出力することで、結果としてエンジン応答の遅れを補償することができ、エンジンの推力の変動を抑制することができる。また、開閉指令がＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力する如く構成したので、ＢＯＶの開弁による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。即ち、ＢＯＶが閉弁から開弁に変化して空気の一部がダクト（バイパス）側に抽気されることで圧縮流路を流れる空気が減少するため、そのままでは圧縮機出口圧力Ｐ３が過渡的に減少し、低圧タービンの回転数Ｎ１が下降してエンジンの推力が減少することになるが、燃料供給指令値を増量補正して出力することで、その減少を抑制することができ、よってエンジンの推力の変動を抑制することができる。また、請求項２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、開閉指令がＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力する如く構成したので、ＢＯＶの閉弁による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。即ち、ＢＯＶが開弁から閉弁に変化して空気がダクト（バイパス）側に抽気されないことで圧縮流路を流れる空気量が増加するため、そのままでは圧縮機出口圧力Ｐ３が過渡的に上昇し、低圧タービンの回転数Ｎ１が上昇してエンジンの推力が増加することになるが、燃料供給指令値を減量補正して出力することで、その増加を抑制することができ、よってエンジンの推力の変動を抑制することができる。

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、開閉指令の出力時点と判定されるとき、開閉指令の出力時点で燃料供給指令値Ｗｆを出力する如く構成したので、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を一層確実に抑制することができる。

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、開閉指令の出力時点と判定されるとき、航空機の位置する高度を少なくとも含むエンジンの運転状態が所定領域内にあるか否か判別し、所定領域内にあると判別される場合、開閉指令の出力時点で燃料供給指令値Ｗｆを出力すると共に、開閉指令の出力を出力時点から所定時間遅延させる如く構成したので、高度が比較的高く、機速が比較的低いような所定の領域にあるときも、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を一層効果的に抑制することができる。

即ち、発明者は、航空機の位置する高度を少なくとも含むエンジンの運転状態が所定の領域、具体的には高度が比較的高く、機速が比較的低い領域では、ＢＯＶの開閉に応じた燃料供給の補正が遅延し、結果として低圧タービンの回転数Ｎ１が目標値に対してオーバーシュート（あるいはアンダーシュート）してしまうことを知見した。そこで、その領域においてはＢＯＶを閉弁させる開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点と判定されるとき、所定領域内にあるか否か判別し、所定領域内にあると判別される場合、開閉指令が出力されるべき出力時点で燃料供給指令値Ｗｆを出力すると共に、開閉指令の出力を開閉指令が出力されるべき出力時点から所定時間遅延させるように構成したので、それによって所定の領域にあるときも、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を一層効果的に抑制することができる。

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、開閉指令がＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力する如く構成したので、ＢＯＶの開弁による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。

請求項６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、開閉指令がＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力する如く構成したので、ＢＯＶの開弁による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。

請求項７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、算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを高圧タービンに接続される高圧圧縮機の出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出する如く構成したので、特に燃料供給指令値Ｗｆを圧縮機出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出するときも、ＢＯＶの開閉による空気量の変動に対してエンジンの推力の変動を抑制することができる。

この発明の第１実施形態に係る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。 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。 この発明の第２実施形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の動作（処理）を示す、図２と同様なフロー・チャートである。 図４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・エンジンの制御装置を実施するための形態について説明する。
（第１実施形態）

図１は、この発明の第１実施形態に係る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、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（より詳しくはオン・オフソレノイドバルブ）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、より詳しくはその開度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。

さらに、ＥＣＵ６０は第１ＢＯＶの開閉によるエンジンの推力の変動を抑制する動作（処理）を行う。

図２はＥＣＵ６０のその動作（処理）を示すフロー・チャートである。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、Ｓ１０において航空機のコックピットの操縦席に配置される、パイロットによるスラストレバーＴＬ（Thrust Lever）の操作角ＴＬＡ（Thrust Lever Angle）を入力し、Ｓ１２に進み、入力されたスラストレバーの操作角ＴＬＡに応じてＮ１コマンド（低圧タービン４２の回転数Ｎ１の目標値）を算出する。

次いでＳ１４に進み、算出されたＮ１コマンドに基づいて燃料コマンド変化量（燃料コマンド（燃料供給指令値）Ｗｆの変化量）を算出する。燃料コマンド（燃料供給指令値）Ｗｆは具体的には、高圧タービン４０に接続される高圧圧縮機２４の出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出する。燃料コマンド変化量は、その燃料供給指令値Ｗｆ／Ｐ３の微分値を求めることで算出する。

次いでＳ１６に進み、第１ＢＯＶ８４の開閉指令（開閉コマンド）、即ち、第１ＢＯＶ８４の開弁あるいは閉弁指令が出力されるべき出力時点か否か判断（判定）する。

Ｓ１６で第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点と判断されると共に、それが閉弁状態から開弁への開弁指令であると判断されるときはＳ１８に進み、燃料コマンド変化量の増量量を決定し、Ｓ２０に進み、Ｓ１４で算出された燃料コマンド変化量に加算する（燃料コマンド変化量を増加補正する）。

一方、Ｓ１６で第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点と判断されると共に、それが開弁状態から閉弁への閉弁指令であると判断されるときはＳ２２に進み、燃料コマンド変化量の減量量を決定し、Ｓ２４に進み、Ｓ１４で算出された燃料コマンド変化量から減算する（燃料コマンド変化量を減少補正する）。Ｓ１６で開閉指令の出力時点ではないと判断されるときは直ちにＳ２６に進む。

次いでＳ２６に進み、算出された燃料コマンド変化量を上下限値と比較し、それを超えるときは上下限値に制限する。

次いでＳ２８に進み、第１ＢＯＶ８４の開閉指令、即ち、第１ＢＯＶ８４を開弁あるいは閉弁させる開閉指令を出力すると共に、その開閉指令の出力時点に基づいて、より具体的には第１ＢＯＶ８４を開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点で（出力時点と同時に）算出された燃料コマンドＷｆ（より具体的にはＷｆ／Ｐ３）を出力する。

燃料コマンドの出力は具体的には、ＦＣＵ３０によって燃料調整バルブ３２を動作させ、燃料タンク３６から汲み上げられた燃料を燃料供給路３８と燃料ノズル２８を介して燃焼器２６に噴射させることで行う。

図３は図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。

同図を参照して説明すると、時刻ｔ１が第１ＢＯＶ８４を開閉する電磁ソレノイドバルブに対して閉弁指令が出力されるべき出力時点とすると、ＥＣＵ６０によってその時刻で第１ＢＯＶ８４の開閉指令が出力されたとしても、第１ＢＯＶ８４が実際に閉弁する時刻（時刻ｔ２とする）までタイムラグ（例えば０．５から２．０ｓｅｃ程度）がある。

そこで、この実施形態においては、そのタイムラグを見越し、第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点に基づいて早めに（フィードフォワード的に）燃料コマンド（燃料供給指令値）Ｗｆ（より具体的にはＷｆ／Ｐ３）を出力するように構成したので、エンジン１０の応答遅れを補償することができ、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

より詳しくは第１ＢＯＶ８４の出力時点で（出力時刻の時刻ｔ１において同時に）早めに（フィードフォワード的に）燃料コマンド（燃料供給指令値）Ｗｆ（より具体的にはＷｆ／Ｐ３）を出力するように構成したので、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を確実に抑制することができる。尚、図３では第１ＢＯＶ８４を開弁状態から閉弁させる場合を示したが、閉弁状態から開弁させる場合も同様であることはいうまでもない。

このように、第１実施形態においては、第１ＢＯＶ８４を開弁あるいは閉弁させる開閉指令が出力されるべき出力時点か否かと判定（判断）すると共に、開閉指令の出力時点と判定されるとき、その開閉指令の出力時点に基づいて燃料コマンド（燃料供給指令値）Ｗｆ，より詳しくはＷｆ／Ｐ３）を出力、より具体的には、第１ＢＯＶ８４を開弁あるいは閉弁させる開閉指令が出力されるべき出力時点で、より具体的には増減補正された燃料コマンドＷｆ（より具体的にはＷｆ／Ｐ３）を出力する如く構成した。

また、燃料コマンドＷｆを圧縮機出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出するようにしたので、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。ただし、燃料供給指令値Ｗｆを比Ｗｆ／Ｐ３ではなく、Ｗｆとして算出する場合でも、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を確実に抑制することができることは論を俟たない。
（第２実施形態）

図４は、この発明の第２実施形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の動作（処理）を示す、図２と同様なフロー・チャート、図５は図４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。

第１実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第２実施形態においては、第１実施形態と同様、Ｓ１０からＳ１４までの処理を行った後、Ｓ１６に進み、第１ＢＯＶ８４の開閉指令（開閉コマンド）、即ち、第１ＢＯＶ８４の開弁あるいは閉弁指令が出力されるべき出力時点か否か判断（判定）する。

Ｓ１６で第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点と判断されると共に、それが閉弁状態から開弁への開弁指令であると判断されるときはＳ１６ａに進み、所定領域内にあるか否か判断（判別）する。ここで、所定領域は具体的には、高度が比較的高く、機速が比較的低い領域を意味する。

Ｓ１６ａで肯定されるときはＳ１６ｂに進み、Ｓ１６の開閉指令（開弁指令）の出力を所定時間遅延（待機）させ、次いでＳ１８に進み、燃料コマンド変化量の増量を決定し、Ｓ２０に進み、Ｓ１４で算出された燃料コマンド変化量に加算する。

同様に、Ｓ１６で第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点と判断されると共に、それが開弁状態から閉弁への閉弁指令であると判断されるときはＳ１６ｃに進み、上記した所定領域内にあるか否か判断（判別）する。

Ｓ１６ｃで肯定されるときはＳ１６ｄに進み、Ｓ１６の開閉指令（閉弁指令）の出力を所定時間遅延（待機）させ、次いでＳ２２に進み、燃料コマンド変化量の減量を決定し、Ｓ２４に進み、Ｓ１４で算出された燃料コマンド変化量から減算する。尚、Ｓ１６で開閉指令の出力時点ではないと判断されるときは直ちにＳ２６に進むと共に、Ｓ１６ａあるいはＳ１６ｃで否定されるときはＳ１６ｂあるいはＳ１６ｄの処理をスキップする。

次いで、第１実施形態と同様、Ｓ２６に進み、算出された燃料コマンド変化量を上下限値と比較し、それを超えるときは上下限値に制限する。

次いで、Ｓ２８に進み、Ｓ１６の第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力時点で、算出（制限）された燃料コマンドＷｆ（より具体的にはＷｆ／Ｐ３）を出力する。次いでＳ３０に進み、所定時間の経過後に第１ＢＯＶ８４の開閉指令を出力する。

即ち、発明者は、エンジン１０が搭載された航空機が所定の領域、即ち、高度が比較的高く、機速が比較的低い領域を飛行するとき、エンジン１０の応答遅れから、燃料供給の補正によって却って低圧タービン４２の回転数Ｎ１が目標値に対してオーバーシュート（あるいはアンダーシュート）してしまい、よってエンジン推力が大きく変動することを知見した。

そこで、第２実施形態においては、その所定の領域内にあると判別される場合、第１ＢＯＶ８４が開弁あるいは閉弁させる開閉指令が出力されるべき出力時点と判定されるとき、図５に示す如く、開閉指令が出力されるべき時点（時刻ｔ１）から所定時間、例えば時刻ｔ３まで開閉指令の出力を遅延させる如く構成した。

図５を参照して説明すると、同図の末尾に破線で示す如く、第１ＢＯＶ８４の開閉指令の出力を遅延させない場合（時刻ｔ１で出力）、燃料の減量の作用が遅延してエンジン推力が一旦急増した後、減量の作用によって急減する。

それに対し、第２実施形態にあっては上記のように、所定の領域内にある場合、実線で示すように第１ＢＯＶ８４の出力を時刻ｔ３まで遅延させるように構成したので、燃料の減量の作用を意図的に鈍すことができ、それによってエンジン推力を平滑化してその変動を抑制することができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。

上記した如く、第１、第２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、前記航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角（ＴＬＡ指令値）に応じて前記低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値（Ｎ１コマンド）を算出するＮ１目標値算出手段（Ｓ１０，Ｓ１２）と、前記算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値（燃料コマンド）Ｗｆ（より具体的には燃料供給指令値（燃料コマンド）Ｗｆに対する高圧タービン４０に接続される高圧圧縮機２４の出口圧力Ｐ３の比Ｗｆ／Ｐ３）の変化量を算出する燃料供給指令値算出手段（Ｓ１４）と、前記高圧タービン４０に接続される高圧圧縮機２４を流れる空気を抽気するＢＯＶ（第１ＢＯＶ）８４を開弁あるいは閉弁させる開閉指令出力の出力時点か否か判定するＢＯＶ開閉指令判定手段（Ｓ１６）と、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点に基づいて前記燃料供給指令値（燃料コマンド）Ｗｆ／Ｐ３を出力する燃料供給指令値出力手段（Ｓ１８からＳ２８）とを備える如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

即ち、第１ＢＯＶ８４の開閉指令が出力されてから実際に閉弁（あるいは開弁）するまでタイムラグ（例えば０．５から２．０ｓｅｃ程度）があるため、燃料の増減に対するエンジン１０の応答の遅れがあったとしても、上記のように開閉指令の出力時点に基づいて燃料供給指令値を早めに（フィードフォワード的に）に出力することで、結果としてエンジン１０の応答の遅れを補償することができ、エンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を出力する如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を一層確実に抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶ（第１ＢＯＶ）８４を開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を増量補正して出力する如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の開弁による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

即ち、第１ＢＯＶ８４が閉弁から開弁に変化して空気がダクト（バイパス）２２側に抽気されることで圧縮流路を流れる空気量が減少するため、そのままでは圧縮機出口圧力Ｐ３が過渡的に降下し、低圧タービン４２の回転数Ｎ１が上昇してエンジン１０の推力が低下することになるが、燃料供給指令値を増量補正して出力することで、その増加を抑制することができ、よってエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶ（第１ＢＯＶ）８４を閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を減量補正して出力する如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の閉弁による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

即ち、第１ＢＯＶ８４が開弁から閉弁に変化して空気がダクト（バイパス）２２側に抽気されないことで圧縮流路を流れる空気量が増加するため、そのままでは圧縮機出口圧力Ｐ３が過渡的に上昇し、低圧タービン４２の回転数Ｎ１が上昇してエンジン１０の推力が増加することになるが、燃料供給指令値を減量補正して出力することで、その増加を抑制することができ、よってエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき（Ｓ１６）、所定領域内にあるか否か判別し（Ｓ１６ａ，Ｓ１６ｃ）、前記所定領域内にあると判別される場合、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を出力すると共に、前記開閉指令の出力を前記記出力時点から所定時間遅延させる（Ｓ１６ｂ，Ｓ１６ｄ，Ｓ２８，Ｓ３０）如く構成したので、高度が比較的高く、機速が比較的低いような所定の領域にあるときも、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を一層効果的に抑制することができる。

即ち、発明者は、所定の領域、具体的には高度が比較的高く、機速が比較的低い領域では、第１ＢＯＶ８４の開閉に応じた燃料供給の補正が遅延し、結果として低圧タービンの回転数Ｎ１が目標値に対してオーバーシュート（あるいはアンダーシュート）してしまうことを知見したが、上記のように構成することで、所定の領域にあるときも、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を一層効果的に抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶ（第１ＢＯＶ）８４を開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を増量補正して出力する（Ｓ１６，Ｓ１８，Ｓ２０）如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の開弁による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶ（第１ＢＯＶ）８４を閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆ、より具体的にはＷｆ／Ｐ３を減量補正して出力する（Ｓ１６，Ｓ２２，Ｓ２４）如く構成したので、第１ＢＯＶ８４の閉弁による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

また、前記燃料供給指令値算出手段は、前記算出されたＮ１目標値に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機の出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出する（Ｓ１４）如く構成したので、特に燃料供給指令値Ｗｆを圧縮機出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出するときも、第１ＢＯＶ８４の開閉による空気量の変動に対してエンジン１０の推力の変動を抑制することができる。

尚、上記において、第１ＢＯＶ８４の開閉に応じて燃料コマンド変化量を増減補正するように構成したが、第１ＢＯＶ８４に加え、第２ＢＯＶ９０の開閉に応じて増減補正しても良い。

また、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、６０ ＥＣＵ（電子制御ユニット）、６２ Ｎ１センサ、６４ Ｎ２センサ、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、８０ 高度センサ、８２ 機速センサ

Claims (7)

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・エンジンの制御装置において、前記航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角に応じて前記低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値を算出するＮ１目標値算出手段と、前記算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを算出する燃料供給指令値算出手段と、前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気を抽気するＢＯＶを開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点か否か判定するＢＯＶ開閉指令判定手段と、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを出力する燃料供給指令値出力手段とを備えると共に、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力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。
2. 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、前記航空機のコックピットの操縦席に配置されるスラストレバーの操作角に応じて前記低圧タービンの回転数Ｎ１の目標値を算出するＮ１目標値算出手段と、前記算出されたＮ１目標値に基づいて燃料供給指令値Ｗｆを算出する燃料供給指令値算出手段と、前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機を流れる空気を抽気するＢＯＶを開弁あるいは閉弁させる開閉指令の出力時点か否か判定するＢＯＶ開閉指令判定手段と、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを出力する燃料供給指令値出力手段とを備えると共に、前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力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。
3. 前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆを出力することを特徴とする請求項１または２に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
4. 前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令の出力時点と判定されるとき、前記航空機の位置する高度を少なくとも含む前記エンジンの運転状態が所定領域内にあるか否か判別し、前記所定領域内にあると判別される場合、前記開閉指令の出力時点で前記燃料供給指令値Ｗｆを出力すると共に、前記開閉指令の出力を前記出力時点から所定時間遅延させることを特徴とする請求項１または２に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
5. 前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを開弁させる開弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを増量補正して出力することを特徴とする請求項４に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
6. 前記燃料供給指令値出力手段は、前記開閉指令が前記ＢＯＶを閉弁させる閉弁指令であるとき、前記燃料供給指令値Ｗｆを減量補正して出力することを特徴とする請求項４に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
7. 前記燃料供給指令値算出手段は、前記算出されたＮ１目標値に基づいて前記燃料供給指令値Ｗｆを前記高圧タービンに接続される高圧圧縮機の出口圧力Ｐ３に対する比Ｗｆ／Ｐ３で算出することを特徴とする請求項１または２に記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。

Images