JP6636513B2 - 航空機ガスタービンエンジンを完全に停止する許可を通知するための方法および装置 - Google Patents

Description

本発明は、エンジンを完全に停止させる前に、地上で一定持続期間エンジンをアイドリングするために必要である、航空機ガスタービンエンジンの一般的な分野に関する。

航空分野で、エンジンを完全に停止させる前に、一定持続期間「アイドリング」として知られる運転速度でエンジンを作動する必要があることを航空機パイロットのために示すことは、使用マニュアルの中で一般的な方法である。この持続期間は、「エンジンの安定化」と呼ばれ、エンジンの高温部分上（例えば、エンジンの燃焼室の中に燃料を噴射するインジェクタ上）のエンジンのコーキングにおけるオイルまたは燃料の危険性に主に関連する。したがって、エンジンのそのような高温部分の過度なコーキングを回避するために、エンジンを完全に停止する前に、一定持続期間アイドリング速度でエンジンを運転状態にしておくことが推奨される。

このエンジン安定化段階の持続期間は、エンジンの型に応じて一般に事前に定義され、典型的には、３０秒から２分の範囲にある。

しかしながら、一定の安定化持続期間を課すことは、複数の欠点を提起する。特に、エンジンにとって最悪の起こり得る熱状態を包含することが所望される場合、そのとき、安定化持続期間が当然ながら長くなり、それによって、完全にエンジンを停止することができる前に、航空機の乗員にとって不利益となる待ち時間を課す。対照的に、乗員にとってこの制約を最少にするように所望される場合、安定化持続期間はできる限り短くすべきであるが、それによってエンジンを重大なコーキング現象にさらす可能性があり、結局は重大な維持管理費用および時間につながる。

したがって、一定の安定化持続期間の決定に関連する前述の欠点を提起しない完全な停止より前に、航空機ガスタービンエンジンに対して、アイドリング速度で安定化持続期間を決定する方法が必要である。

本発明は、特に、航空機ガスタービンエンジンを完全に停止するための許可を通知する方法を提供することによってこの必要性を満たし、その方法は、エンジンがアイドリング速度を通過したことを検出する後に適用され、
ａ）エンジンの第１の運転パラメータの値を使用して、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、第２のパラメータの値を評価する評価ステップであって、この評価が、前記部分についての熱挙動モデルによって実施される、評価ステップと、
ｂ）第２のパラメータの値を、前記部分のコーキングにつながらない、第２のパラメータの値に相当する所定の閾値と比較する比較ステップと、
ｃ）第２のパラメータの値が、所定の閾値の値よりも低い場合、エンジンを完全に停止する許可を通知する通知ステップと、を含み、あるいは、ステップａ）からｃ）を繰り返す、方法である。

それに応じて、本発明は、航空機ガスタービンエンジンを完全に停止するための許可を通知するための装置を更に提供し、その装置が、
エンジンの第１の運転パラメータの値を使用して、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、第２のパラメータの値を評価するための評価手段であって、この評価が、前記部分についての熱挙動モデルによって実施される、評価手段と、
第２のパラメータの値を、前記部分のコーキングにつながらない、第２のパラメータの値に相当する所定の閾値と比較するための比較手段と、
エンジンを完全に停止する許可を通知する通知手段と、を含む。

したがって、本発明は、実際のエンジン使用に応じてエンジンの安定化持続期間を適合するための音声機構を提供する。コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動のモデルを使用することによって、かつ単にエンジンの運転パラメータの知識を得ることによって、それにより、この機構（エンジンの電子コンピュータの中に直接一体化され得る）は、効果的な方法で、エンジンを完全に停止する前に、パイロットが適用する必要がある必要な持続期間を決定することを可能にする。この機構は、実施するのが簡単であり（この機構が使用する運転パラメータは、エンジンの他の監視機能について既に監視されているパラメータを使用するので、特別な工具または測定装置を必要としない）、エンジンの高温部分の任意の過度なコーキングを回避するために必要とされる持続期間を正確に測定することを可能にする。

したがって、任意の過度なコーキングを回避することによって、本発明の機構は、エンジンを維持管理するために必要な費用および時間を低減することを可能にする。更に、その機構は、このエンジン安定化段階をパイロットにとってできる限り簡単にすることによって、操縦および飛行手順を最適化することを可能にする。最終的に、そのような機構によって、地上の安定化持続期間が遵守されなかった場合、維持管理作業を予測し、長い継続期間を有した安定化段階の数を記載することが可能である。

有利なことに、第２のパラメータの値は、移動時間ウィンドウに亘ってエンジンの第１の運転パラメータの平均値を計算することによって評価され得る。

更に有利なことに、方法は、エンジンがアイドリング速度を通過したことを検出すると、タイマーを開始するステップと、タイマーを開始してから経過した時間が所定の閾値持続期間を超えた場合、エンジンを完全に停止する許可を通知するステップと、を含む。

典型的には、所定の閾値持続期間が、エンジンにとって最悪の起こり得る熱状態を包含することが経験によって知られている持続期間になるように選択される。例えば、この閾値持続期間は、２分に等しい可能性がある。したがって、この追加的ステップは、エンジンの運転パラメータの平均値が所定の閾値未満に低下するために時間を要する場合、安定化持続期間を短くすることができる。

第１のパラメータが、エンジンの以下の運転パラメータ：２つのタービン段の間のガス流のための流路内で測定される温度、エンジンの入口で測定される周囲温度、エンジンのオイル温度、エンジンの燃料温度、およびエンジンの運転速度から選択され得る。

加えて、エンジンを完全に停止することを許可する通知が、１つまたは複数の以下の項目：エンジンを完全に停止する許可、コーキングの危険性なしにエンジンの完全な停止、およびエンジンの完全な停止の許可の前に必要な事前に推定される待機持続期間の表示をパイロットに知らせる視覚ディスプレイの中に存することができる。

航空機のパイロットがスイッチを駆動した結果として、またはアイドリング速度に相当するエンジンの運転速度または関連する温度状態を検出した結果として、エンジンがアイドリング速度を通過したことが検出され得る。

特定の実施形態では、方法の様々なステップが、コンピュータプログラム命令によって決定される。

結局は、本発明は、データ媒体上にコンピュータプログラムを更に提供し、プログラムは、通知装置またはより一般的にはコンピュータ内で実行されるために適切であり、プログラムは、前述の方法のステップを実行するように適合されている命令を含む。

プログラムは、任意のプログラム言語を使用することができ、ソースコード、オブジェクトコード、またはソースコードとオブジェクトコードとの間の中間コードの形式、例えば、部分的にコンパイルされた形式、または他の望ましい形式などであってもよい。

本発明は、前述のコンピュータプログラム命令を含むコンピュータ可読データ媒体を更に提供する。

データ媒体は、プログラムを記憶することができる任意の実在物または装置であってもよい。実施例として、媒体は、例えば、コンパクトディスク（ＣＤ）ＲＯＭまたはマイクロ電子回路ＲＯＭなどの読み出し専用メモリ（ＲＯＭ）など、あるいは例えば、フロッピーディスクまたはハードディスクなどの実際には磁気記録手段など、記憶手段を含むことができる。

更に、データ媒体は、ラジオまたは他の手段によって、電気または光ケーブルを経て伝達され得る電気信号または光信号など、通信可能な媒体であってもよい。本発明のプログラムは、特に、インターネットタイプのネットワークからダウンロードされ得る。

別法として、データ媒体は、プログラムが組み込まれた集積回路であってもよく、回路は、問題の方法の実行の中で実行され、または使用されるように適合される。

本発明は、上記に定義される装置を含む航空機ガスタービンエンジンを更に提供する。

本発明の他の特徴および利点が、限定しない特徴を含む一実施形態を示す、添付の図面を参照して成される以下の説明から明らかになる。

安定化アイドリングについての持続期間を決定するための、本発明の方法の主なステップを示す流れ図である。 本発明の方法の実施を示すグラフである。

図１は、航空機ガスタービンエンジンを完全に停止する許可を通知するための本発明の方法の主なステップを示す流れ図である。

例えば、商用航空機ターボジェットなど、航空機ガスタービンエンジンを完全に停止する許可は、飛行後、および航空機の着陸段階、および地上走行段階に続いて行われる。完全に停止するそのような許可の目的は、エンジンが完全に停止される前のアイドリング中に一定の持続期間エンジンが作動することを保証して、例えば燃焼室の中に燃料を噴射するためのインジェクタなど、エンジンの高温部分のオイルまたは燃料コーキングの任意の危険性を回避するようにすることである。

本発明の方法の目的は、エンジンが完全に停止される前に、エンジンのアイドリング運転のための持続期間を定義することであり、その持続期間は、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、エンジンの特定の運転パラメータの関数として変化する。

この目的のために、図１に示されるように、本発明の方法は、エンジンがアイドリング速度を通過したかどうかを検出することにある第１のステップＥ１０を含む。

アイドリング速度へのこの通過が、航空機パイロットがスイッチを駆動する結果として、またはアイドリング速度に相当するエンジンの運転速度を検出する結果として検出されることが可能であり、そのような検出は、コレクティブピッチ、ガス発生器の速度、タービンの出口温度などの表示など、コンピュータによって確認されるパラメータの１つに基づいて実施され得る。

エンジンがアイドリング速度で運転していることが一旦検出されると、本発明の方法は、ステップＥ２０の間に、エンジンの第１の運転パラメータの値を使用する準備をして、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、第２のパラメータについての値を評価する。

第１のパラメータの値は、連続的に計算され、またはエンジンが停止されようとしていることを表示する事象の結果として計算され得る。

この評価ステップＥ２０の間で使用されるエンジンの第１の運転パラメータは、典型的には、コーキングを受ける可能性がある部分の近傍のエンジン内で測定される温度に相当する。

実施例として、この第１の運転パラメータが、エンジンの以下の運転パラメータ：２つのタービン段の間のガス流のための流路内で測定される温度（以下にＴ４５と呼ばれる）、エンジンの入口で測定される周囲温度、エンジンのオイル温度、エンジンの燃料温度、およびエンジンの運転速度などから選択され得る。

これらの実施例は、航空機の飛行中に既に監視されているパラメータであるという利点がある。典型的には、これらのパラメータについて測定された値が、エンジン調節装置のコンピュータへ飛行中に連続して伝達されて、そのコンピュータの中で分析されるようにする。

第１のパラメータが測定される部分の熱挙動のモデルから、次いで、その部分の熱挙動を特徴とする第２のパラメータのための値が評価される。

熱挙動のこのモデルは、運転パラメータ（部分の近傍のエンジン内で測定される温度など）についての入力値に基づいて、その部分の熱挙動をモデル形成することを可能にする関数である（積分演算子としても公知である）。

第１の運転パラメータが、エンジンの２つのタービン段の間のガス流のための流路の中で測定される温度Ｔ４５である、本発明の応用される実施において、熱挙動モデルが、所定の持続期間（例えば、数分程度）の移動時間ウィンドウに亘って測定される温度Ｔ４５についての値の平均Ｔ４５ＭＧを計算することであることが可能である。

評価ステップＥ２０は、開始からエンジンの完全な停止まで飛行中全体を通して実施され得る。それは、エンジンコンピュータの中に組み込まれた計算ソフトウェア手段によって実施可能であり、したがって、コーキングを受ける可能性がある部分の熱挙動を特徴とする第２のパラメータについての値を連続的に得ることを可能にする（実施例においてＴ４５ＭＧと示される）。

この評価ステップＥ２０と並行して、方法は、ステップＥ２０’で、エンジンがアイドリング速度を通過したことを検出される瞬間からタイマーＣＭを開始する準備をすることができる。

続きのステップＥ３０は、ステップＥ２０で得られた第２のパラメータの値（この実施例では平均値Ｔ４５ＭＧ）を所定の閾値（この実施例ではＴ４５ｔｈｒｅｓｈ）と比較することにある。この比較ステップは、エンジンコンピュータの中に組み込まれた計算ソフトウェアによって実施される。

閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈは、部分のコーキングが発生しないことを事前に確立された第２のパラメータの値に相当する。

この閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈは、マルチエントリテーブル（例えば、エンジンの入口での温度および圧力、オイルの温度、燃料の温度など）から事前に確立され、その時点のエンジンの測定値の関数として、エンジンがアイドリング速度を通過したことが検出される。そのようなテーブルは、典型的には、問題のエンジンと同じ種類のエンジンについての初期の飛行の中で得られたデータに基づいて経験フィードバックによって準備される。

この比較ステップＥ３０の終了時に、ステップＥ４０の間に、第２のパラメータの値Ｔ４５ＭＧが所定の閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈ未満である場合、エンジンコンピュータは、パイロットにエンジンを完全に停止する許可を通知する（ステップＥ５０）。

対照的に、第２のパラメータの値Ｔ４５ＭＧが所定の閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈより高い場合、そのときステップＥ３０およびステップＥ４０が繰り返される。言い換えれば、第２のパラメータの値Ｔ４５ＭＧが所定の閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈより高い場合、エンジンコンピュータは、移動時間ウィンドウに亘って測定された新しい温度の値Ｔ４５から計算される平均Ｔ４５ＭＧと、その値が時間の関数として変化する可能性がある所定の閾値（Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈ）との間で新たな比較を実施する。

平均Ｔ４５ＭＧを評価し、それを所定の閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈと比較するこのプロセスは、平均Ｔ４５ＭＧの値が所定の閾値Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈよりも低くなるまで繰り返され、閾値よりも低くなるとすぐに、コンピュータはパイロットにエンジンを完全に停止する許可を通知する。

更に、タイマーＣＭがステップＥ２０’の間に開始される場合、方法は、ステップＥ４０の間に、タイマーが開始されてから経過した時間が所定の閾値持続期間（典型的には２分程度）を超えるかどうかを確かめる準備をし、閾値持続期間を超えるとすぐに、エンジンのコンピュータはパイロットにエンジンを完全に停止する許可を通知する（ステップＥ５０）。対照的に、経過時間が、所定の閾値持続期間よりも短い場合、そのとき前述のように、ステップＥ２０からＥ４０までが繰り返される。

パイロットにエンジンを完全に停止する許可を通知するステップＥ５０は、様々な形態を取ることができる。特に、エンジンを完全に停止することを許可する通知が、１つまたは複数の以下の項目：エンジンを完全に停止する許可、コーキングの危険性なしにエンジンの完全な停止（停止前の安定化が十分ではない限り危険性が指摘される）、エンジンの完全な停止の許可の前に必要な、事前に推定される待機期間の表示をパイロットに知らせる視覚ディスプレイの中に存することができる。

図２を参照して、方法の前述のステップＥ２０およびＥ３０の実施の説明が以下に続く。

この実施例では、エンジンの第１の運転パラメータが、エンジンの２つのタービン段の間のガス流のための流路の中で測定される温度Ｔ４５であり、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする第２のパラメータが、所定の持続期間の移動時間ウィンドウ内で測定される温度Ｔ４５の値の平均Ｔ４５ＭＧである。

図２は、時間の関数として温度曲線を描くグラフである。この実施例では、連続する線として描かれる測定された温度Ｔ４５の曲線を観察することができる。この温度Ｔ４５に基づいて、エンジンコンピュータは、この実施例では、温度について測定された５つの最も直近の測定に相当する、移動時間ウィンドウに亘る温度の平均値Ｔ４５ＭＧを計算する。この平均値Ｔ４５ＭＧについての曲線は、やはり図２の中に描かれている（この平均値Ｔ４５ＭＧがエンジンの開始から停止まで連続的に計算される）。

次いで、平均値Ｔ４５ＭＧが閾値温度Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈと比較され、閾値温度Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈは、この実施例ではエンジンの停止段階の全体の持続期間に亘って一定であり、約９４０℃に等しい。平均値Ｔ４５ＭＧが、この閾値温度Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈよりも低くなるとすぐに、この実施例では約４３００秒に等しい時間ｔ_ｓｔｏｐで、エンジンコンピュータが、エンジンの完全な停止の許可の通知をパイロットに送る。したがって、エンジンが停止される前のエンジン安定化持続期間は、ｔ_ｓｔｏｐ−ｔ_０によって得られ、それが約２５秒であり、ｔ_０はアイドリング速度を通過した瞬間に相当する。

Claims (9)

1. 航空機ガスタービンエンジンを完全に停止するための許可を通知する方法であって、その方法は、エンジンがアイドリング速度を通過したことを検出する（Ｅ１０）後に適用され、
   ａ）エンジンの第１の運転パラメータ（Ｔ４５）の値を使用して、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、第２のパラメータ（Ｔ４５ＭＧ）の値を評価する評価ステップ（Ｅ２０）であって、この評価が、前記部分についての熱挙動モデルによって実施される、評価ステップ（Ｅ２０）と、
   ｂ）第２のパラメータ（Ｔ４５ＭＧ）の値を、前記部分のコーキングにつながらない、第２のパラメータの値に相当する所定の閾値（Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈ）と比較する比較ステップ（Ｅ３０）と、
   ｃ）第２のパラメータ（Ｔ４５ＭＧ）の値が、所定の閾値（Ｔ４５ｔｈｒｅｓｈ）の値よりも低い場合、エンジンを完全に停止する許可を通知する通知ステップ（Ｅ５０）と、を含み、あるいは、ステップａ）からｃ）を繰り返す、方法。
2. 第２のパラメータの値が、移動時間ウィンドウに亘ってエンジンの第１の運転パラメータの平均値を計算することによって評価される、請求項１に記載の方法。
3. エンジンがアイドリング速度を通過したことを検出すると、タイマー（ＣＭ）を開始するステップ（Ｅ２０’）と、
   タイマーを開始してから経過した時間が所定の閾値持続期間を超えた場合、エンジンを完全に停止する許可を通知するステップ（Ｅ５０）と、を更に含む、請求項１または２に記載の方法。
4. 第１のパラメータが、エンジンの以下の運転パラメータ：２つのタービン段の間のガス流のための流路内で測定される温度、エンジンの入口で測定される周囲温度、エンジンのオイル温度、エンジンの燃料温度、およびエンジンの運転速度から選択される、請求項１から３のいずれか一項に記載の方法。
5. エンジンを完全に停止することを許可する通知が、１つまたは複数の以下の項目：エンジンを完全に停止する許可、コーキングの危険性なしにエンジンの完全な停止、およびエンジンの完全な停止の許可の前に必要な事前に推定される待機持続期間の表示をパイロットに知らせる視覚ディスプレイの中に存する、請求項１から４のいずれか一項に記載の方法。
6. 航空機のパイロットがスイッチを駆動した結果として、またはアイドリング速度に相当するエンジンの運転速度を検出した結果として、エンジンがアイドリング速度を通過したことが検出される、請求項１から５のいずれか一項に記載の方法。
7. プログラムがコンピュータによって実行される場合、請求項１から６のいずれか一項に記載の方法のステップを実行するための命令を含む、コンピュータプログラム。
8. 請求項１から６のいずれか一項に記載の方法のステップを実行するための命令を含むコンピュータプログラムを記憶する、コンピュータ可読データ媒体。
9. 航空機ガスタービンエンジンを完全に停止するための許可を通知するための装置を含む航空機ガスタービンエンジンであって、その装置が、
   エンジンの第１の運転パラメータの値を使用して、コーキングを受ける可能性があるエンジンの部分の熱挙動を特徴とする、第２のパラメータの値を評価するための評価手段であって、この評価が、前記部分についての熱挙動モデルによって実施される、評価手段と、
   第２のパラメータの値を、前記部分のコーキングにつながらない、第２のパラメータの値に相当する所定の閾値と比較するための比較手段と、
   第２のパラメータの値が、所定の閾値の値よりも低い場合に、エンジンを完全に停止する許可を通知するための通知手段と、を含む、航空機ガスタービンエンジン。

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