JPH02115558A

JPH02115558A - 航空機用エンジンの出力制御装置

Info

Publication number: JPH02115558A
Application number: JP1244876A
Authority: JP
Inventors: Robert R Pollak; ロバート　アール．ポラック; Syed J Khalid; シード　ジェイ．カーリッド; A Marcos Juan; ジュアン　エイ．マルコス
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1988-09-20
Filing date: 1989-09-20
Publication date: 1990-04-27
Anticipated expiration: 2014-07-26
Also published as: KR950013204B1; DE363301T1; KR900005052A; EP0363301B1; JP2923311B2; DE68928159T2; DE68928159D1; EP0363301A1

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】［産業上の利用分野］本発明は、航空機用のガスタービン・エンジンに関し、
詳しくは、ガスタービン・エンジンの制御システムに関
する。

［従来の技術及び発明が解決しようとする課題］周知の
ように、−膜内なガスタービン・エンジンの制御システ
ムでは、エンジンの動作を最適にするために、燃料流量
を調節することによってエンジンを制御している。

このような制御システムを、特定の民間航空機又は軍事
用航空機に応用するためには、特別な制限がある。例え
ば、戦闘機は、過酷な加速又は減速のために、エンジン
の推力変化に対応するエンジン出力の変化を必要とする
、激しい機動に耐えることが出来なければならない。こ
れらの機動を達成するために、パイロットは、通常、「
ボディー　（ｂｏｄｉｅｓ）　Ｊ、［チョップ（ｃｈｏ
ｐｓ）　Ｊ又は［スナップ（ｓｎａｐｓ）　Ｊと呼ばれ
る急激な出力レバーの移動を実行しなければならない。

これらの出力レバーの移動は、極端なエンジン回転速度
、温度及び気流の偏位を生ずる。従って、このような戦
闘機用のエンジン制御装置は、出来る限り迅速に、最大
のエンジン応答性を提供しなければならない。

戦闘機に使用されるエンジンの例としては、本発明の出
願人であるユナイテッド　チクノロシーズ　コーポレー
ションの一部門であるプラットアンド　ホイットニー　
エアクラフトによって製造されているＦ１００エンジン
がある。Ｐ１００エンジンは、ファン・ジェット・エン
ジンの形状の多軸式の軸流タービン動力装置である。こ
のエンジンは、ファン又は低圧圧縮機が、高圧圧縮機の
ロータと同軸になっている。ファン及び高圧圧縮機のい
ずれも、ロータ羽根が回転している間に角度を調節でき
るベーンを有する。また、このエンジンは、面積を変え
ることができる排気ノズルも有する。

動作中において、ファン及び高圧圧縮機のロータの回転
速度は、高速（中間又は軍事用の出力）から低速（部分
出力（ｐａｒｔ　ｐｏｗｅｒ）又はアイドル出力）まで
変わる。エンジン出力の急激な変化を達成するためには
、エンジンの燃焼室に供給される燃料の量を変えながら
、それぞれのロータの回転速度で、ファン及び高圧圧縮
機のベーンの位置を変えるだけでなく、可変排気ノズル
の面積も変える。例えば、所望の推力における「チョッ
プ」は、エンジンの燃焼室に供給される燃料の量を減じ
るとともに、排気ノズルの面積を増大させることによっ
て、軍事用出力状態、例えば、１２，０００（ｌｂｓ）
の推力から４．０００　（１ｂｓ）の推力に出力を減じ
るように、エンジンを予め設定しておく。ファン及び高
圧圧縮機のロータの回転速度、タービンの温度及び空気
流量は、対応する推力プロフィールに従って減少する。

同様に、動力装置が部分出力から軍事用出力へ変化する
ときに、ロータの回転速度、温度及び空気流量を増加さ
せることも重要である。

ジェットエンジンの制御には、より高い出力又はより低
い出力が要求されるときに起こる「ブートストラップ（
ｂｏｏｔ　５ｔｒａｐ）　Ｊプロセスがある。

周知の制御装置は、スロットル出力レバーの角度（ＰＬ
Ａ）の変化に応答して、燃料流量を増加又は減少させる
ことによって、出力の増加又は減少の要求を開始する。

燃料流量の変化は、燃焼室出口の状態を介して、出力の
変化を生ずる。これらの変化にのみ対応して、エンジン
軸の回転速度が変わり、ファンの可変ベーン（ＦＶＶ）
の位置、高圧圧縮室の可変ベーン（Ｈｃｖｖ）及び排気
ジェットノズルの面積（ＡＪ）など、圧縮システムのジ
オメトリ−が調節される。そのため、過渡出力状態では
、エンジンの適応性が悪くなり、エンジンの応答もゆっ
くりしたものになる。また、燃料の流量の変化に応答し
て、ガス流路の可変エンジン・パラメータを制御するシ
ステムは、多量の燃料消費及び圧縮システムの不安定性
によって証明されるように、エンジンの性能は最適とは
いえない。

従って、本発明は、エンジンの全空気流量と圧縮比の関
数として、エンジンの全推力を調整するために、単一の
パラメータを使用する、ガスタービン・エンジン用のア
クティブ・ジオメトリ−制御システムを提供することを
目的とする。

また、本発明は、可変圧縮システムのジオメトリ−・パ
ラメーターによって、圧縮機の燃料流量とガス流路の可
変パラメーターを予め同時に設定する、ガスタービンエ
ンジン用のアクティブパジオメトリー制御システムを提
供することを目的とする。

また、本発明は、圧縮システムの空気流量を調整すると
同時に、エンジンのロータの回転速度の偏位を最小にす
る、アクティブ・ジオメトリ−制御システムを提供する
ことを目的とする。

さらに、本発明は、高圧軸に可変面積ベーンを有するガ
スタービン・エンジン、又はファンに可変面積ベーンを
有する２軸フアン・ジェット・エンジン用に改良された
論理制御において、出力レバー入力に応答して迅速な推
進応答を保証すると同時に、エンジンが静止状態で動作
するときに、最適のＴＳＦＣ（推力燃料消費率（ｔｈｒ
ｕｓｔ　５ｐｅｃｉｒｉｃ　ｆｕｅｌ　ｃｏｎｓｕｍｐ
ｔｉｏｎ）　）を保証する制御論理を提供することを目
的とする。

［課題を達成するための手段及び作用］本発明の第１の
実施例によれば、ガス流路の可変エンジン構成要素と、
可変面積排気ノズルと、高温の排気ガスを発生させる燃
焼器とを有する航空機のエンジン出力制御システムは、
航空機のパラメーター信号を入力する手段と、ガス流路
の可変エンジン構成要素の排気面積と燃焼器への燃料流
量を示す信号などのエンジン・パラメーター信号を入力
する手段とを有する。また、パラメーター信号を入力す
るとともに、選択したエンジン出力レベルの制御を示す
信号に応答して、エンジンに、燃焼器の燃料流量と排気
ノズルの面積、及びガス流路の可変エンジン構成要素を
同時に選択する信号を出力する制御装置も含まれる。

また、本発明の第２の実施例によれば、２軸式のガスタ
ービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転速度
パラメータの関数として、燃料流量及び高圧圧縮機の可
変ベーンを制御する。このパラメータは、マツハ数、エ
ンジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置の
関数である。

高圧圧縮機の軸の回転速度を固定し、低圧圧縮機の回転
速度の目標値を設定して、出力レバーの要求によって指
令される出力レベルを達成することにより、過渡状態（
加速及び減速）が達成される。

また１、定常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機
への回転速度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転
速度と高圧圧縮機の可変ベーンの位置を同時に調節する
ことによって、達成される。また、航空機又はエンジン
の動作変数の関数としてリセットすることが出来るタイ
マーを使用し、推力目標値が達成された後、しばらくの
間、定常状態に調節される。さらに、エンジンの消耗及
び航空機付属品のための抽出出力などの外部の影響に従
って、固定状態が偏位しないように、上述した論理に、
出力レバーの位置の関数として、高圧圧縮機の回転速度
を固定する手段が提供される。

さらに、本発明の第３の実施例によれば、２軸式のガス
タービン・エンジンの制御論理は、低圧圧縮機の回転速
度パラメータの関数として、燃料流ｍ及びファンの可変
ベーンを制御する。このパラメータは、マツハ数、エン
ジン入口の全圧力及び温度、及び出力レバーの位置の関
数である。

Ｎ１を固定し、Ｗａの目標値を設定して、出力レバーの
要求によって指令される出力レベルを達成することによ
り、過渡状態（加速及び減速）が達成される。また、定
常状態は、所望の低圧圧縮機から高圧圧縮機への回転速
度の状態に達成するまで、高圧圧縮機の回転速度とファ
ンの可変ベーンの位置を同時に調節することによって、
達成される。また、航空機又はエンジンの動作変数の関
数としてリセットすることが出来るタイマーを使用し、
いったん推力目標値が達成されると、定常状態に調節さ
れる。さらに、エンジンの消耗及び航空機付属品のため
の抽出出力などの外部の影響に従って、固定状態が偏位
しないように、上述した論理に、出力レバーの位置の関
数として、低圧圧縮機の回転速度を固定する手段が提供
される。

［実施例］以下、添付図面を参照して、本発明の詳細な説明する。

第１図は、従来の２軸式ジェットエンジン１０を示して
いる。ジェットエンジン１０は、Ｎ１軸１２とＮ、軸１
７を有する。Ｎ１Ｍ１２は、低圧タービン１６によって
駆動するファン１４を有し、Ｎ、軸１７は、高圧圧縮機
１８と高圧タービン２０を有する。高圧圧縮機及び高圧
タービンは、ガスジェネレータ又はエンジンコアと呼ば
れる場合もある。圧縮機出口とタービン入口との間には
従来の燃焼器２２が配置されている。燃焼器２２は、タ
ービンを駆動して推力を発生させるのに十分なガスを活
動させるために、エンジンの作動媒体を加熱及び加速す
る役割を果たす。高圧軸及び低圧軸は、互いに機械的に
接続されているのではなく、それぞれ独立して回転する
。また、ジェットエンジンは、低圧タービンから排出さ
れたガスを導入するオーグメンタウィング２４を有する
。ガスは、排気ノズル２６を介して、ジェットエンジン
から排気される。従来のように、排気ノズルの位置を制
御して、排気口の面積（ＡＪ）を変えるために、アクチ
ュエータ２８が使用される。

また、第１図は、後述するように、アクティブ・ジオメ
トリ−制御システム２９も示している。従来のように、
制御システム２９は、様々な構成部材、エンジン及び航
空機内のセンサー３０からの信号を入力する。エンジン
・パラメータは、制御システム２９によって使用され、
エンジンの飛行包囲線図上の最適なエンジン動作を達成
するために、選択された所定のスケジュールに従って、
指令信号を出力し、燃焼器２２の燃料流量と排気ノズル
２６の面積を制御する。後述するように、本発明による
アクティブ・ジオメトリ−制御システム２９は、燃焼器
２２の燃料流量と排気ノズル２６の面積の制御に特徴が
あり、この制御は、ガス流路可変パラメータの制御と同
時に行われる。

ファン１４及び高圧圧縮機Ｉ８のいずれも、全閉から全
開まで位置を調節できる多数のベーンを有する。周知の
ように、これらの可変式ベーンは、エンジン出力と応答
性を最適にするようにプログラムされたスケジュールに
従って、調節することが出来る。パイロットは、スロッ
トルレバー３２の位置又は角度を変えることによって、
エンジン出力を制御する。スロットルレバー３２の角度
及びその変化率は、エンジンに供給される出力量の決定
因子である。これを示す信号は、ライン３４を介して制
御システム２９に供給され、制御システム２９によって
、出力レバー３２の角度とその変化率を決定することが
出来る。制御システム２９は、エンノン・パラメータ３
６．３８．４０を制御するために、ジェットエンジンに
信号を供給する。

第２図は、第１図のアクティブ・ジオメトリ−制御シス
テム２９を詳細に示す図である。近年の航空機は、航空
機パラメータを監視し、燃料流量と他のエンジン・パラ
メータを選択するための多数のパラメータ・スケジュー
ルによって、プログラムされた電子式エンジン制御装置
を使用している。本発明による制御システムは、テジタ
ル電子形式で使用することか好ましいが、ハードウェア
及びソフトウェアを適当に変形して、アナログ電子式、
油圧式、あるいは、機械式手段に使用することも出来る
。

最適な形式では、本発明による制御システムは、テジタ
ル式で使用され、本明細書中で詳述する機能を達成する
ために必要なハードウェア及びソフトウェアが含まれる
。パラメータセンサ、デジタル／アナログコンバータ、
アナログ／デジタルコンバータ、及び使用可能な従来の
コンピュータについては、本発明を明確に説明するため
に、図示することを省略する。また、明確化のため、第
２図の制御システムにおいて、多数の関数発生器は、符
号のない軸線で概略的に示した。従来のように、各々の
関数発生器の縦座標のパラメータは、その記号の後に符
号を付けるとともに、横座標のパラメータがそれに先行
する。さらに、図示した幾つかのパラメータは、エンジ
ン内の一定の基準位置（２，２，５）に関して修正でき
る（Ｃ）周知のパラメータに対応する。従って、ＮｚＣ
ｚ、ｓ（測定値）は、エンジン内の位置２．５について
のＮ、軸の修正回転速度の測定値を示す。本明細書中で
使用する用語の注釈を以下に示す。

ＡＪ　　　　　　　ジェットノズルの面積ＡＪＴ　　　
　　　過渡面積の調整ＰＬＡ　　　　　　出力レバーの角度ＰＴ２　　　　　　エンジン入口圧力を示す信号ＴＴ２
　　　　　　エンジン入口温度ＥＰＲエンジン圧力比Ｎ、Ｃ，ステーション２におけるファンのロータの修正
回転速度ＤＮ、Ｃｔ　　　　　ファンのロータの修正回転速度の
微分値（誤差）排気ノズル面積の微分値燃焼器の最小圧力燃焼器の圧力燃焼器の圧力誤差ファンの可変ベーンの位置高圧圧縮機の可変ベーンの位置ファンのロータの修正回転速度Ｄ　Ａ　Ｊ　Ｉ＋ｔＢＭＩＮＢＰＢＶＶＨＣＶ　ＶＮ、Ｃ，ＲＨＣＶＶＲＥＦＨＣＶＶＣＶＶＤ　Ｎ　ｔ　Ｃｔ　、　ｓＶＶｄＮｚｃ＊、ｓＦｇｉＷＦ／ＰＢＮ。

Ｎ。

Ｎ　ｔ　Ｃ２、５の要求値高圧圧縮機の可変ベーンの位置（参照値）高圧圧縮機の可変ベーンの修正位置の微分値最終的に要求される高圧圧縮機の可変ベーンの位置（参照値）高圧圧縮機の修正回転速度の微分値（誤差）利得（ゲイン）高圧圧縮機の誘導修正回転速度燃料流量の要求値燃料流量／燃焼器圧力の比低圧圧縮機のロータの回転速度高圧圧縮機のロータの回転速度エンジン人ロスチーシコンファン出ロスチージョン圧縮機比ロステーンヨン高圧圧縮機のステーション２．５における修正回転速度後述するように、本発明によるアクティブ・ジオメトリ
−制御システムは、エンジン性能を最適にするために、
可変ガス流路構成要素のジオメトリ−を選択するととら
に、主燃焼室の燃料流量を独立に調整して使用すること
を特徴とする。従って、ターボ・ジェット及びターボ・
ファン・ガスタービン・エンジンの推力応答性及び圧縮
システムの安定性が改良されている。上述したように、
従来のジェットエンジン制御システムは、パイロットに
よって操作された出力レバー又はスロットル角の変化に
応答して、燃焼器に燃料を供給する。

増加した燃料は、エンジン動力を変化させ、ジェットノ
ズルの面積に加えて、ファン又は低圧圧縮機の可変ベー
ンの位置及び高圧圧縮機の可変ベーンの位置を変化させ
る。ロータが回転速度を速める、従って、ガス流路構成
要素が十分に反応できる前に、燃料の流量を増加（又は
減少）する方法は、［ブート　ストラッピング（ｂｏｏ
ｔ　ｓｔｒａｐｐｉｎｇ）　Ｊとして知られている。こ
の方法は、ジェットエンジンによって過渡出力を生ずる
ことができる速さを制限する。

しかし、本発明によるアクティブ・ンオメトリー制御ソ
ステムでは、ファン及び高圧圧縮機の可変ベーンの位置
、ジェットノズルの面積、及び燃料流量が、要求される
出力に応答して、同時に制御される。この制御システム
は、エンジンの応答に先立って、偏位の減少又は軸の回
転速度により、一方又は両方の圧縮システムの空気流量
を調節する。第２図は、高圧圧縮機の可変ベーンの位置
及び燃焼器内の燃料流量を制御する両アクチュエータの
ために、制御信号を発生させる制御システムを示してい
る。第３図は、排気ガスノズルの面積を調節するための
信号を発生する制御システムを詳細に示す図である。第
４図は、ファンの可変ベーンの位置制御信号を発生する
制御システムを詳細に示す図である。

高圧圧縮機１８の可変ベーンの位置を調節するためには
、制御システムは、エンジンの空気流量パラメータの値
を計算するとともに、エンジンが加速中か減速中か、及
びその大きさを決定しなければならない。スロットル又
は出力レバー３２は、主要な機構であり、航空機のパイ
ロットは、この出力レバー３２によって、エンジン出力
変化を要求する。出力レバー３２の角度（ＰＬＡ）を示
す信号は、エンジンの空気流量スケジュール機構４４に
供給される。スケジュール機構４４には、エンジン入口
の圧力（ＰＴ２）、飛行速度（マツハ数）及びエンジン
入口の温度（ＴＴ　２　）を含む航空機からの多数の信
号も入力される。スケジュール機構４４によって、予め
設定されたエンジンの空気流量の値が、関数発生器４６
に導入され、Ｎ１軸の回転速度の修正値（Ｎ　＋　Ｃｔ
　Ｒ）を要求する。

関数発生器４８は、高圧圧縮機１８の可変ベーンの位置
の要求値（ＨＣＶＶ　（ＲＥＦ））を出力する。この参
照値（ＨＣＶＶ　（ＲＥＦ））は、接続点５０において
、その微分値（ＤＨＣＶＶ）に加算される。微分値ＤＨ
ＣＶＶは、Ｎ、軸の修正回転速度の参照値（Ｎ　ｔｃ　
ｔ、ｓ　（ＲＥ　Ｆ　）　）　、及び新しい出力レベル
が要求される（　Ｎ　ｖＣ＊、ｓ（Ｌ　０ＣＫ））とき
に測定されたＮ　−Ｃｔ　、　ｓの値から、接続部５２
において生じた、高圧圧縮機の回転速度センサの値の修
正値（ＤＮｙＣｔ、５（ＢＡＳＥ））から成る。この高
圧圧縮機１８の回転速度センサの値の修正値は、可変ベ
ーンの利得（ＧＶＶ）発生器５４によって、ファンのロ
ータの修正回転速度の要求値Ｎ１Ｃ２Ｒの関数として変
換される。

加速／減速選別器５６は、出力レバー３２の角度とＮ、
軸の修正回転速度の測定値を示す信号を入力し、これら
の信号から、出力要求（Ｎ　＊　Ｃｘ　、　５ＬＯＣＫ
及びＮ、Ｃ，ＬＯＣＫ）の開始時におけるＮ、軸及びＮ
、軸の修正回転速度の値を発生させる。

Ｎ、Ｃｔ、ｓの固定値は、接続部５８において、Ｎ。

軸の修正回転速度の測定値に加えられ、Ｎ、Ｃｔ、ｓの
微分値（Ｄ　Ｎ　ｚｃ　ｚ、ｓ）を算出する。この信号
は、比例積分トリム（ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ　ａｎ
ｄ　ｉｎｔｅｇｒａｌｔｒｉｍ）回路６０に供給される
。比例積分トリム回路６０は、従来の方法で、ＨＣＶＶ
の修正信号を発生する。また、測定されたＮ、軸の修正
回転速度の極めて迅速な変化を検出する回路も含まれる
。

微分回路６２は、測定されたＮ、軸の修正回転速度を入
力し、微分値ｄＮ＊ｃｔ、ｓを出力する。この微分値ｄ
　Ｎ　ｅｃ　＊、ｓは、比例トリム回路６４に供給され
る。この比例トリム回路６４のＨＣＶＶ出力信号は、従
来の比例制御方法で形成される。比例トリム回路６４と
比例積分トリム回路６０の両方の出力信号は、接続部６
６に供給される。接続部６６では、これらの信号が加算
され、高圧圧縮機の可変ベーンの位置（ＨＣＶＶ　（Ｔ
ＲＩＭ））のためのトリム又は修正信号を発生させる。

この修正信号は、接続部６８に供給され、接続部６８で
ＨＣＶＶ　（ＲＥＦ’）信号に加算されて、高圧圧縮機
の可変ベーンの位置の目標値（ＨＣＶＶ　（ＴＡＲＧＥ
Ｔ）　）を発生させる。

本発明による制御システムでは、高圧圧縮機の可変ベー
ンの位置の目標値を、関数発生器７０及び７２によって
決定された最小及び最大可能値と比較する。この高圧圧
縮機の可変ベーンの位置の目標値を示す信号は、目標値
が上限又は下限を越えるか否かによって調節される。こ
れは、高圧圧縮機の可変ベーンの位置の信号（ＨＣＶＶ
）の基準の調節値又は基準値である。

また、第１図の制御システムは、減速タイマー７４を含
む回転要求（ｓｌｅｗ　ｒｅｑｕｅｓｔ）回路に特徴が
ある。減速タイマー７４は、航空機の姿勢及び飛行速度
（マツハ数）を示す信号を入力するとともに、加速／減
速選別回路５６から、出力レバー指令信号の開始時から
の経過時間を示すエネイブル信号を入力する。後述する
ように、第１図の制御システムは、減速タイマー回路が
、予め設定した時間（例えば２０秒）内に出力レバー３
２の角度が変化しないことを決定した場合に、自動的に
エンジン・パラメータを再形成して、定常状態モードに
なる。

関数発生器７６は、Ｎ、Ｃ，、（ＭＥＡＳＵＲＥＤ）信
号を入力して、定常状態における高圧圧縮機の可変ベー
ンの位置（ＨＣＶ　Ｖ　Ｓ　Ｓ　）に対応する信号を供
給する。この信号は、高圧圧縮機の可変ベーンの位置を
要求する信号ＨＣＶＶ　（ＲＥＱ）に加算されて、高圧
圧縮機の可変ベーン誤差信号ＨＣＶＶ　（ＥＲＲ）を発
生する。回転誤差回路７８は、回転要求信号に応答して
、接続部８０にＨＣＶＶＥＲＲ信号を供給する。この信
号は、接続部８０において、ＨＣＶＶ　（ＢＡＳＥ）信
号に加算される。後述するように、回転要求回路は、出
力レバー角を示す信号の変化の開始時からの経過時間に
依存して、ＨＣＶＶ　（ＲＥＱ）信号を修正する。選択
した時間（例えば２０秒）内にスロットルが動いた場合
に、エンジンは、過渡状態であると考えられ、従って、
ＨＣＶＶ　（ＢＡＳＥ）信号が調節される。その時間の
終了時に、回転誤差回路７８によ−）　テＨＧ　Ｖ　Ｖ
　（ＲＥ　Ｑ　）信号が修正され、高圧圧縮機の可変ベ
ーンの位置を、関数発生器７６によって供給された所定
の定常状態位置まで回転させ、それによってＮ、軸ロー
タの回転速度を減少させる。変化率制限（ｒａｔｅ　１
１ｍ１ｔ）回路８１は、修正ＨＣＶＶ　（ＢＡＳＥ）信
号を入力し、その信号の変化率を、航空機の姿勢、飛行
速度、エンジン入口温度及びファン圧力比から関数発生
器８２によって予め設定された選択制限変化率（ｐｒｅ
ｓｅｌｅｃｔｅｄ　ｒａｔｅ　１１ｍ１ｔｓ）と比較す
る。このようにして、制御装置は、高圧圧縮機のベーン
のアクチュエータにＨＣＶＶ要求信号を出力する。

また、Ｎ１軸又はＮ、軸の修正回転速度の測定値は、燃
料流量回路８４．８６に入力され、この燃料流量回路８
４．８６は、出力レバー角の大きさと関連して、燃料流
量／燃焼器圧力比（ＷＦ／ＰＢ）を示す信号を予め設定
する。変化率制限回路８８は、関数発生器９０に従って
、燃料流ｍ／燃焼器圧力比の要求信号を制限する。変化
率制限回路８８によって使用されるパラメータは、変化
率制限回路８Ｉによって、高圧圧縮機の可変ベーンの要
求信号の限界の決定に使用されるパラメータと同様であ
る。燃焼器の圧力を示す信号は、燃焼器２２内の燃焼機
構への燃料流量ととらに、接続部９２に供給される。

第３図に示すように、第１図の制御システムは、排気ジ
ェットノズルの面積を選択する回路を含む。

アフター・バーナーを使用しない操作では、関数発生器
９４は、出力レバー角、航空機の姿勢、飛行速度、エン
ジン入口温度、及びエンジン入口圧力の関数として、排
気ジェット面積基準値（ＡＪＢＡＳＥ）を設定する。こ
の信号は、ジェット面積モード及びトリム選別回路９６
に供給される。

ジェット面積モード及びトリム選別回路９６は、エンジ
ンの過渡又は定常モードに依存して、排気ジェット面積
の基準値（ＡＪ　　ＢＡＳＥ）を提供する。選別回路９
６は、ノズルの面積の定常状態値を示す信号を入力する
。また、関数発生器９８によって、ｐ　ｂ／　Ｐ　！、
及びＡＪ　（ＢＡＳＥ）信号のために使用されるパラメ
ータと同じ幾つかのパラメータなどのコア・エンジン・
パラメータの関数として、過渡ノズル面積調節信号（Ａ
Ｊ　（ＴＲＡＮＳ））が設定される。過渡ノズル面積調
節信号（ＡＪ　（ＴＲＡＮＳ））は、主として、第２図
のタイマー回路７４によって設定された指定時間内の減
速中において、Ｎ　ｒ　Ｃを信号を高い値に保持する原
因となる。要求された排気ノズル面積は、さらに、選別
回路９６において、比例積分トリム回路１００、及び比
例トリム回路１０２によって修正される。第２図の加速
／減速選別回路５６によって設定されたＮ、Ｃ，（ＬＯ
ＣＫ）信号は、Ｎ＋Ｃｔ（ＭＥＡＳ　）と比較され、Ｄ
Ｎ、Ｃ１信号を発生する。比例積分トリム回路１００は
、このＤＮ　＋　Ｃを信号を入力して、排気ノズル面積
微分信号ＤＡＪ、を発生する。比例トリム回路１０２は
、Ｎ、Ｃ，（ＭＥＡＳ）信号の導関数である第２の排気
ノズル面積微分信号ＤＡＪｔを供給する。ＤＡＪ、信号
及びＤＡＪ、信号は、接続部＋０１で加算され（ＡＪ　
　ＴＲＩＭ）、ＡＪモード及びトリム選別回路９６に供
給される。ＡＪ　（ＴＲＩＭ）信号及びＡＪ　（ＴＲＡ
ＮＳ）信号の値は、最終的に、Ｎ　、Ｃを信号の値をＮ
、Ｃ，（ＬＯＣＫ）の値に調節する。

航空機のブレードに、燃焼器の圧力（ＰＢ）のようなガ
ス・ジェネレータ最小供給圧力が要求される場合に、Ｎ
　ｔ　Ｃｘの作動値で開いたノズルに燃焼器の最小圧力
が供給されない場合には、第２の比例及び積分トリム回
路＋０４が供給される。燃焼器の圧力最小値をエンジン
の値と比較することによって、燃焼器の圧力微分信号（
ＤＰＢ）が発生する。この信号は、回路１０４に入力さ
れ、排気面積ダウントリム（ｄｏｖｎｔｒｉａ）信号を
発生する。

排気面積ダウントリム信号は、排気ノズルを閉じること
によって、ファン出口の圧力を修正し、最小要求値に対
応する燃焼器の圧力を上昇させる。

選択した時間（例えば２０秒）の経過後、回転要求回路
は、すべての過渡排気面積トリム信号を形成して、提供
される最適な定常状態性能をゼロに設定する。Ｎ、軸の
回転速度の固定値（Ｎ　Ｉ　Ｃｔ　（ＬＯＣＫ））が、
開いた排気ノズルで得られない場合には、第１図の制御
システムは、ファンの可変ベーン（ＦＶＶ）を閉じて、
Ｎ、軸の回転速度を増加させる回路から成る。

第４図は、ファンのベーンのアクチュエータにファンの
可変ベーン位置要求信号を供給する第１図の制御システ
ムの一部分を簡略化したブロック図である。関数発生器
１０６は、測定されたＮ＋軸の修正回転速度（Ｎ、ｃｔ
）を示す信号を入力し、これから、ファン可変ベーン位
置信号の基準値を設定する。また、排気ノズル面積及び
許容できる排気ノズル最大面積を示す信号が、接続部１
０８に入力される。関数発生器１３０は、θ値から１値
まで回転させるトリム・オーソリティー・インデックス
（ａｕｔｈｏｒｉｔｙ　１ｎｄｅｘ）を出力する。θ値
はＦＶＶのゼロ位置のトリムに対応する。この回路は、
排気面積とファンの可変位置のトリムの両方が同時に十
分に活動しないで、可能な不安定な相互作用を避けるこ
とを保証する。Ｎ、Ｃ，ＬＯＣＫ信号値とＮ１軸の修正
回転速度の測定値Ｎ、Ｃ。

（ＭＥＡＳ）との差から生ずる、Ｎ１軸の修正回転速度
の測定値の微分値Ｄ　Ｎ　、Ｃｔは、比例積分トリム回
路１１２に供給される。比例積分トリム回路＋１２は、
トリム・オーソリティー・インデックス信号及びファン
の可変ベーン基準信号と加算する場合に、ファンの可変
ベーン位置要求信号から成る。

この制御システムでは、排気ノズルが定常状態位置まで
回転されるか、あるいは、再加速中に排気ノズルが閉じ
るときに、トリム・オーソリティー値がゼロまで回転さ
れるので、ファンの可変ベーンの位置の信号値（ＦＶＶ
）が自動的にゼロに調節される。また、スロットル入力
を使用することにより、燃料流量、ファンの可変ベーン
の位置及び高圧圧縮機の可変ベーンの位置とともにノズ
ル面積を同期させる。この同期により、ファンと高圧圧
縮機の動作ラインの両方を制御する独特の方法が提供さ
れる。この点が、本発明の従来技術と異なる点である。

さらに、ファン又は低圧ロータの回転速度が高く維持さ
れるので、極端に速いエンジン過渡推力が可能である。

上述した制御システムは、圧縮システムのジオメトリ−
を介して空気流債によって、及び燃料流量によって、エ
ンンン全出力を制御出来る。本発明によるターボ・ジェ
ット・エンジン及びターボ・ファン・ガスタービン・エ
ンジンの推力応答性及び圧縮システム安定性を、第５図
を参照して説明する。

第５図は、高圧圧縮機の可変ベーンの位１（ＨＶＣＣ）
と、線１１４によって示された高圧圧縮機の修正回転速
度（ＮｙＣｚ５）との間の定常状態関係を示す図である
。エンジンが高出力で作動しく点１１６）、低出力（点
］１８）に減速する指令を入力する場合、本発明による
制御システムは、高圧圧縮機の修正回転速度が実質的に
一定に維持されるように、エンジンを形成する。その後
の加速又は減速への出力要求は、ライン１２０に沿った
偏位に対応する。従って、高圧圧縮機のファンの回転速
度が増加又は減速するのを待つことなく、エンジンから
急激な推力応答を得ることが出来る。

偏位ライン１２６を形成する点１２２及び１２４で示さ
れるように、この瞬間的応答は、他の出力レベルでも得
ることが出来る。

本発明によるシステムは、エンジンの作動状ｆ３を監視
することも出来る。エンジンが過渡状態にある場合、即
ち、前の出力要求からの経過時間が、予め選択した値よ
りも小さい場合には、この制御システムは、過渡の割合
（ｒａｔｅ）と燃焼システムの空力安定性との最適の組
み合わせを提供する。

一方、エンジンが定常状態にある場合に、この制御シス
テムは、第６図に示すように、過渡モードの高圧圧縮機
の可変ベーンの位置から、定常状態の高圧圧縮機の可変
ベーンの位置に自動的に調節することによって、特定の
燃料消費及び圧縮システムの空力安定性などのエンジン
性能を最適の組み合わせにする。

線１２８は、第５図と同じ方法で、高圧圧縮機の可変ベ
ーンの位置（ＨＣＶＶ）と高圧圧縮機の修正回転速度（
Ｎ　ｘ　Ｃｔ　、　ｓ　）との間の関係を示している。

例えば、エンジンが高出力（点１３０）で作動していて
、減速の指令を入力する場合には、この制御システムは
、高圧圧縮機の修正回転速度（Ｎ　−Ｃ＊　、　５　Ｌ
　ＯＣＫ）の値を固定して、可変ベーンの位置が、偏位
ライン１３１に沿って一時的な設定値１３２に到達する
ように調節する。この−時的な設定値は、一定出力要求
（Ｎ、ＣＩ＝一定）の作動ラインに対応する曲線１３４
上にもある。

その後の出力要求が、選択した時間内に入力されない場
合には、この制御システムは、高圧圧縮機の修正回転速
度と高圧圧°縮機の可変ベーンの位置を、最適なエンジ
ン性能に対応する値（点１３６）に調節する。

従来のシステムと比較して、本発明により同時に排気面
積を設定することが有利な点を、第７図に示す。曲線１
３Ｂ、１４０．１４２及び１４４は、ロータの回転速度
の一定値に対応するファンのロータの修正回転速度Ｎ、
Ｃ，を有する排気面積（ＡＪ）の関数として、正味推進
力を示す。現在の制御システムでは、排気面積（ＡＪ）
を殆ど又は全く増加させることなく、中間の推力から（
低推力（線１４６）まで）減速させると、低圧ロータ（
Ｎ、）の回転速度の減速の度合いが大きくなる。エンジ
ンの推力が実質的に中間の推力（Ａ）に戻るために、Ｎ
、軸の回転速度は実質的に増加しなければならないので
、スロットルの応答は逆になる。ロータの回転速度の大
きな偏位は、ロータの低サイクル疲労（ＬＣＦ）寿命を
著しく減じる。また、より小さい低出力排気面積は、低
速度圧縮機の安定性を減じる。

対照的に、本発明のアクティブ・ジオメトリ−制御シス
テムは、排気面積を予め設定して、他のエンジン・パラ
メータと同時に開く。線＋４８で示すように、同一レベ
ルの低推力を、より速い低圧ロータの回転速度（Ｃ）に
おいて得ることが出来る。推力レベルはロータの回転速
度の減少に依存するのみならず、むしろより大きな排気
面積によって影響されるので、本発明の制御システムを
用いた場合の低推力におけるロータの回転速度は、従来
の制御システムで得られる場合よりも速い。

従って、本発明のアクティブ・ジオメトリ−制御システ
ムは、エンジン軸の回転速度が変化しなくてもよいので
、推力応答をめざましい改良する。

減少したロータの回転速度の偏位は、対応して、ロータ
低サイクル疲労（ＬＣＦ）寿命を増加する。

さらに、低推力レベルにおける、より大きな排気面積は
、圧縮システムの安定性を高める。より大きな排気面積
（ＡＪ）は、バイパス管によって、低圧圧縮機の背圧を
減じる。低圧タービンは、低出力で［チョークされない
（ｕｎ−ｃｈｏｋｅｄ　）　Ｊので、対応するノズル圧
力の減少は、高圧圧縮機の動作ラインを低くして、高圧
圧縮機の安定性を高める。

本発明によるアクティブ・ジオメトリ−制御システムは
、すべてのガス流路可変パラメータ及びガス・ジェネレ
ータ（主エンジン燃焼器）の燃料流ｍパラメータを同時
に設定する概念を利用する。

加速中の燃料流量の速度制限とＨＣＶＶ　（ＲＥＱ）速
度制限を同時に行うことは、独自の制御と高圧圧縮機の
動作ラインの能力の調節を提供する。減速タイマーによ
って設定された時間の経過前にエンジン再加速指令が行
われ、制御システムが定常状態における高圧圧縮機の可
変ベーンの位置を設定しない場合には、出力がロータの
回転速度の加速に依存しないので、極端に速い推力加速
が可能である。

同様に、本発明の最適な形式の実施例を示したが、本発
明の範囲内に含まれる限り、様々な形式で他の変更が可
能である。特に、本発明は、適当な変更、及び従来のハ
ードウェア及びソフトウェアにより、！軸エンジンに使
用することが出来る。

また、可変排気ノズル面積の２軸エンジンについて説明
したが、本発明の制御システムは、容易に、固定排気ノ
ズル面積のエンジンに適用することが出来る。

次に、第８図及び第９図を参照して、本発明の第２の実
施例を説明する。

本発明の目的を十分に正しく評価するために、第８図に
は、ガスジェネレータの典型的な動作ライン、即ち、高
圧圧縮機の回転速度Ｎ、に対してプロットした高圧圧縮
機の可変ベーンＨＣＶＶを示している。線Ａは、ガスジ
ェネレータの通常の動作ラインを示している。この図か
られかるように、出力又は目標推力Ｆｎは、回転速度Ｎ
、の増加とともに増加する。この高圧圧縮機の可変ベー
ンＨＣＶＶの関係を示す特定のプロットにおいて、ベー
ンは、高出力状態で開き、低出力状態で閉じ、それらの
間で調節される。

動作ラインは、典型的にエンジン及び航空機の動作変数
の関数として制御される、燃料とベーンの制御の結果を
統合することによって明示されている。本発明によれば
、高圧圧縮機の空気流量が、一定又は殆ど一定のＮ、で
修正されるように、ＨＣｖＶを制御することによって、
急激な過渡状態を発生させることが出来る。線Ｂは、よ
り低い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡的減速を
示している。この図かられかるように、高圧圧縮機のア
クティブ・コントローラＡＨＣＣは、Ｎｔを一定（線Ｂ
）に保持するとともに、エンジンが目標値（点Ｃ）を達
成するまで、高圧圧縮機の可変ベーンＨＣＶＶを修正す
るのに役立つ。ボディーが実行された場合、単に再び高
圧圧縮機の可変ベーンＨＣＶＶを調節して、曲線Ｂに沿
って制御することによって、エンジンが高出力（点Ｅ）
まで加速される。

上記の例でボディー機動が実行されない場合には、Ｎ、
軸は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所
定の時間が経過した後、高圧圧縮機のアクティブ・コン
トローラＡＨＣＣは、高圧圧縮機の可変ベーンＨＣＶＶ
と燃料流量を調節して、動作ライン（曲線Ａ）へのセツ
ティングを、この例ではＮ１ライン（Ｎ、＝４５０　Ｏ
ＲＰＭ）に沿って、点Ｇで示される定常状態動作点まで
戻す。

これは、推力燃料消費比ＴＳＦＣ及び安定性の見地から
、最適のエンジン性能の状態である。

上記の例は、選択したＮ２回転速度のセツティングにお
ける過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作
ラインに沿ったどの点でも起こる。

本発明の実施例では、燃料制御及び高圧圧縮機のアクテ
ィブ・コントローラＡＨＣＣは、電子的デジタル式のコ
ントローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
　チクノロシーズ　コーポレーションのハミルトン　ス
タンダード　デイピッジョンによって製造されている燃
料制御モデル＃ＥＥ（、−１０６を使用するか、あるい
は、油圧機械式、電気機械式などの他の手段によって行
うことが出来る。当業者によって最適であると考えられ
るように、いったん関数の論理が理解されれば、現在の
技術を実施して、本発明を達成することが出来る。

上述したことかられかるように、燃料制御は、エンジン
の燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によって
、ガスジェネレータ（Ｎり動作ラインを達成するために
行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるような
急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメー
タＮ、の関数として、エンジンの加速及び減速モードを
自動的に制御する。従って、Ｎ、は、出力レバー角αの
関数として、予め設定される。出力レバー角は、ＨＣＶ
Ｖ及び燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量及
び圧力比を適当に予め設定することによって、自動的に
エンジン推力を設定する。従って、この場合、Ｎ、は、
燃料流量及びＨＣＶ　Ｖの両方を予め設定するための主
制御パラメータとして使用される。

本発明が特に効果的である一般的な２軸式軸流タイプの
ファン・ジェット・エンジン２１０を、第９図に示す。

図示したように、高圧軸は、多数の段の圧縮器２１２か
ら成る。圧縮器２１２は、第１段タービン２１４によっ
て駆動され、シャフト２１６によって第１段タービン２
１４に連結されている。

低圧軸２１８は、ファン／低圧圧縮器の組み合わせから
成る。ファンの部分は外側の環状通路から排出し、低圧
圧縮器は高圧圧縮画入口に排出する。低圧タービン・ス
テージ２２２は、シャフト２２４によって接続されたフ
ァン／低圧圧縮器２１８を駆動する役割を果たす。燃焼
器セクションとタービン・セクションとの間には、適当
な燃焼器２２３が組み込まれている。燃焼器２２３では
、燃料が燃焼され、タービン２１４を駆動して推力を発
生させるための作動媒体を供給する。燃料は、後述する
スロットルバルブ２２５によって、燃焼器に送られる。

このエンジンは、適当なオーグメンタウィング２２６及
び適当な可変ジェットノズル２２８を使用することが出
来る。また、このエンジンには、ファン及び高圧圧縮器
の入口に、それぞれ可変ベーン２３０及び２３６を備え
付けることが出来る。

本発明を理解するために、このエンジンの詳細な理解は
必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの説
明は省略する。しかし、本発明が、高圧圧縮器の入口及
び／又は他のステージに可変ベーンを有する単一又は多
段の２軸式エンジンに適用できることを理解することは
必要である。

電子式のデジタル・コントローラは、４つの別個の回路
ｗ、ｘ、ｙ及びＺから成る。これらの回路の各々が、測
定された多数の変数に応答するとともに、これらの信号
は、必要とされるところに分配されるように、これらの
回路の各々に組み入れられる。

回路Ｗでは、エンジンの空気流量が、出力レバーの位置
α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マツハ数の関数と
して、予め設定される。関数発生器２４０の出力が、関
数発生器２４２に入力され、Ｎ１要求信号を設定する。

このＮ、要求信号が、ＨＣＶＶの参照位置（ＨＣＶＶＲ
ＥＦ）及びＨＣＶ■誤差信号（ＤＨＣＶＶ）の両方を予
め設定する、制御パラメータとなる。Ｄ）（ＣＶＶ信号
は、利得制御装置２４４及びＮｔ回転速度誤差信号（Ｄ
Ｎ。

ＢＡＳＥ）を介して、利得（ゲイン）（第８図のＮ１ラ
インの傾斜部）を応用することによって、誘導される。

Ｎ１回転速度誤差信号ＤＮ、ＢＡＳＥは、予め請託され
たＮ、参照値（Ｎ、ＲＥＦ）とＮ、固定値（第８図の例
では線Ｂ）との間の誤差信号として発生する。Ｎ、固定
値は、ＡＨＣＣの回路Ｘの加速／減速選別器２４８によ
って設定される。Ｎ、固定値は、出力レバーの位置が、
各々の出力レバー角について一貫して所定の推力を達成
し、逆に、抽出出力又は消耗によるエンジン性能の変化
によって影響されないことを保証する。

Ｎ、固定値は、出力レバー角信号と実際のＮ、との混合
値である。

目標値、即ち、出力レバーの位置に対応する所望の推力
は、ＤＨＣＶＶとＨＣＶＶＲＥＦとＨＣＶＶトリムを加
算したものである。ＨＣｖ■トリム信号は、Ｎ、固定値
と実際のＮ、を加算する加算器２５０からの回転速度誤
差信号（ＤＮｔ）である。ＤＮ、信号は、比例積分制御
装置２５２に供給される。比例積分制御装置２５２は、
Ｎ２回転速度信号を調節して、エンジンが目標値（第８
図の例の線Ｂ）まで減速したときに、Ｎ２回転速度信号
をか、一定又は実質的に一定の値を維持するように保証
する。

関数発生器２５４及び２５６によって設定された最大及
び最小ＨＣＶＶ値は、測定されたＮ、の関数として、）
ＩＣＶＶ基準信号を制限する。これらの制限は、ＨＣＶ
Ｖのベーンの開閉を調節して、Ｎ、圧縮器のマツプの規
定された境界内にとどまらせる。必要に応じて、又はベ
ーンが開いたり閉じたりするのが早すぎないことを保証
するために、加算器２５９の出力に適用される姿勢、マ
ツハ数、ＰＴ２及びＴＴ２のような、幾つかのエンジン
及び／又は航空器の動作パラメータの関数として、調節
できる速度制限器２５７を設けることが出来る。

制御装置の回路Ｙは、目標値に到達した後、所定の時間
後に、エンジンをその動作ライン（第８図の線Ａ）に戻
す役割を果たす。タイマー２６０に設定される時間は、
姿勢及び／又は航空機のマツハ数の関数として、予め選
択することが出来る。

タイマーの終了時に、ＨＣＶＶは、それらの暫定的な位
置から、定常状態設定値（ＨＣＶＶＳＳ）まで、回転さ
れる。定常状態設定値（ＨＣＶＶＳＳ）は、関数発生器
２６２によって、Ｎ、測定値の関数として設立される。

コントローラ２６４は、ＨＣＶＶＳＳの関数、ＨＣＶｖ
の位置ノフィードバック信号、及び回転要求信号（ｓｌ
ｅｗ　ｒｅｑｕｅｓｔｓｉｇ−ｎａｌ）　（タイマー２
６０の出力）である。ＨＣＶｖとＷＰが調節されると、
Ｎ！値は、定常状態動作ライン（第８図に示す例の点Ｇ
）まで戻る。

燃料流量は、回路Ｚによって調節される。回路Ｚは、回
路Ｗ内の関数発生器２４２によって発生したＮ、要求信
号の関数として、ＷＦ／ＰＢ信号を発生させることによ
って、燃料流量を予め設定する。ここで、ＷＰは燃料流
量（ボンド／時）であり、ＰＢは高圧圧縮器用口の圧力
又はエンジンの燃焼室の圧力である。

関数発生器２７０は、Ｎ！測定値の関数として、ＷＦ／
ＰＢ値を予め設定する役割を果たす。ＷＦ／ＰＢは、高
度、マツハ数、ＰＴ２及びＴＴ２のような幾つかのエン
ジン及び／又は航空器の動作変数の関数として、関数発
生器２７２に示すように制限される割合である。その後
、適当な倍率器２７４によって、ＷＦ／ＰＢ要求値にＰ
Ｂ測定値を掛け合わせて、燃料流量（ＷＦ）信号を発生
し、スロットルバルブ２２５を駆動するとともに、エン
ジンの燃焼器への燃料流量を調節する。

燃料流量の変化とＨＣＶＶ　（ＲＥＱ）率の変化を同期
させることは、独自の制御と提供するとともに、特にエ
ンジン推力の加速中に、高圧圧縮器の動作ラインの能力
を調節する。エンジンが、前に高出力、及び減速タイマ
ーがＨＣＶＶＳＳを予め設定することを許容する前に行
われた推力再加速であった場合には、出力が重要な高圧
ロータの回転速度再加速に依存しないので、極端に速い
推力加速が可能である。

次に、第１Ｏ図及び第１１図を参照して、本発明の第３
の実施例を説明する。

第１０図には、低圧圧縮機の回転速度Ｎ１に対してプロ
ットした低圧圧縮機の可変ベーンＬＣＶ■の典型的な動
作ラインを示している。ファン及び低圧圧縮機は単一の
ロータであり、同一のシャフトによって連結されている
ので、ファン及び低圧圧縮機の回転速度は明らかに同一
である。線Ａは、低圧圧縮機の通常の動作ラインを示し
ている。

この図かられかるように、目標推力Ｆｎ又はＷａは、回
転速度Ｎ１の増加とともに増加する。Ｗａは、全入口温
度及び圧力の関数として標準化した修正空気流量パラメ
ータである。この低圧圧縮機の可変ベーンＬＣＶＶの関
係を示す特定のプロットにおいて、ベーンは、高出力状
態で開き、低出力状態で閉じ、それらの間で調節される
。

動作ライン（線Ａ）は、典型的にエンジン及び航空機の
動作変数の関数として制御される、燃料とベーンの制御
の結果を統合することによって明示されている。本発明
によれば、低圧圧縮機の空気流哨が、一定又は殆ど一定
のＮ１で修正されるように、ＬＣＶＶを制御することに
よって、急激な過渡状態を発生させることが出来る。線
Ｂは、より低い出力推力値（線Ｂ上の点Ｃ）までの過渡
的減速を示している。この図かられかるように、低圧圧
縮機のアクティブ・コントローラ（ＡＬＣＣ）は、Ｎ、
を一定（線Ｂ）に保持するとともに、エンジンが目標値
（点Ｃ）を達成するまで、高圧圧縮機の可変ベーンＬＣ
ＶＶを修正するのに役立つ。ボディーが実行された場合
、単に再び低圧圧縮機の可変ベーンＬＣＶＶを調節して
、線Ｂに沿って制御することによって、エンジンが高出
力（点Ｅ）まで加速される。・上記の例でボディー機動が実行されない場合には、Ｎ、
軸は点Ｃに固定されたままである。本発明によれば、所
定の時間が経過した後、低圧圧縮機のアクティブ・コン
トローラＡＬＣＣは、低圧圧縮機の可変ベーンＬＣＶＶ
と燃料流量を調節して、動作ライン（線Ａ）へのセツテ
ィングを、定のＷａのライン（この例では線Ｈ）に沿っ
て、点Ｇで示される定常状態動作点まで戻す。これは、
推力燃料消費比ＴＳＦＣ及び安定性の見地から、最適の
エンジン性能の状態である。

上記の例は、選択したＮ１回転速度のセツティングにお
ける過渡的偏位を示しているが、これらの偏位は、動作
ラインに沿ったどの点でも起こる。

本発明の実施例では、燃料制御及び低圧圧縮機のアクテ
ィブ・コントローラＡＬＣＣは、電子的デジタル式のコ
ントローラであり、燃料制御は、例えば、ユナイテッド
　チクノロシーズ　コーポレーションのハミルトン　ス
タンダード　デイピッジョンによって製造されている燃
料制御モデル＃ＥＥＣ−１０４を使用するか、あるいは
、油圧機械式、電気機械式などの他の手段によって行う
ことが出来る。当業者によって最適であると考えられる
ように、いったん関数の論理が理解されれば、現在の技
術を実施して、本発明を達成することが出来る。

上述したことかられかるように、燃料制御は、エンジン
の燃焼器への燃料の流量の制御よる通常の調節によって
、ガスジェネレータ（Ｎ、）動作ラインを達成するため
に行う。戦闘ボックスを動作するときに実行されるよう
な急激な過渡変位のために、燃料制御は、主制御パラメ
ータＮ１の関数として、エンジンの加速及び減速モード
を自動的に制御する。従って、Ｎ１は、出力レバー角α
の関数として、予め設定される。出力レバー角は、ＬＣ
ＶＶ及び燃料流量の調節により、エンジンの全空気流量
及び圧力比を適当に予め設定することによって、自動的
にエンジン推力を設定する。従って、この場合、Ｎ１は
、燃料流量及びＬＣＶＶの両方を予め設定するための主
制御パラメータとして使用される。

第１１図に示すように、本実施例において特に効果的で
ある一般的な２軸式軸流タイプのファン・クエット・エ
ンジンは、実質的に第９図に示すものと同じである。

本発明を理解するために、このエンジンの詳細な理解は
必要でないので、便宜上及び簡略化のため、これらの説
明は省略する。しかし、本発明による制御装置は、ファ
ン及び低圧圧縮機の入口に可変ベーンを有する単一又は
多軸のエンジンに適用できる。

回路Ｗでは、エンジンの空気流量を、出力レバーの位置
α、ファン入口の圧力及び温度、飛行マツハ数の関数と
して、予め設定することによって、出力レバーの入力に
従って目標推力新郷を得る。

関数発生器３４０の出力は、関数発生器３４２に入力さ
れ、Ｎ、要求信号を設定する。このＮ、要求信号は、関
数発生器３４４に入力されて、ＬＣＶＶの参照位置（Ｈ
ＣＶＶＲＥＦ）設定する制御パラメータとなる。ＬＣＶ
Ｖ　（ＲＥＦ’）信号及びＬＣＶＶ　（ＴＲＩＭ）信号
が、加算器３４５に加算され、この値が、ＬＣＶＶの目
標値となる。ＬＣ■ｖ目標値は、入口状態に修正された
実際のＮ１値の関数として、それぞれ関数発生器３４６
及び３４８によって、最小及び最大制限値まで制限され
る。ＬＣＶＶの目標値を設定する加算器３４５の出力は
、ＬＣＶＶ要求信号（ＬＣＶＶＲＥＱ）である。ブロッ
ク図のブロック３４９で示されるように、ＬＣＶＶＲＥ
Ｑ信号は、姿勢、マツハ数、ＰＴ２及び／又はＴＴ２の
関数として、関数発生器３５１によって、制限される速
さにすることが出来る。上述したことかられかるように
、第１０図の例では、加算器３４５の出力である目標信
号Ｃは、ＬＣＶＶを調節して、適当なＷａ値を達成する
とともに、Ｎ１を一定に維持（線Ｂに沿って設定）する
ことによって、達成される。

回路Ｘでは、加速／減速選別型論理３５０は、出力レバ
ーの移動の関数として、Ｎ、の値を固定する。加算器３
５２は、このＮ、固定値をＮ、測定値と比較して、Ｎ１
誤差信号を供給する。この差が、比例積分制御装置３５
４に入力され、ＬＣＶＶを微調整して、Ｎ、をＮ、固定
値（第１０図の線Ｂ）に調節する。

回路Ｙの減速タイマー３５６は、加速／減速選別器３５
０からの減速信号によって動作する。減速タイマー３５
６の値は、姿勢及びマツハ数の関数として設定される。

減速タイマー３５６によって生じた信号の終了時に、Ｌ
ＣＶＶは、現在の位置から定常状態設定値（ＬＣＶＶＳ
Ｓ）まで回転する。定常状態設定値（ＬＣＶＶＳＳ）は
、ＬＣｖｖ　（ＲＥＱ）及びＬＣＶＶＳＳを設定すルタ
イマー減速３５６の関数であるＬＣＶＶＥＲＲを除去し
て、実際のＮ１の関数として、関数発生器３６０によっ
て予め設定される。加算器３６６は、フィードバックラ
イン３６８を介して、ＬＣＶＶのベーンの位置の関数と
して、ＬＣＶＶの定常状態信号を予め設定する。この関
数は、Ｎ１を通常の定常状態動作速度（第１０図の例で
は点Ｇ）まで減少させる。

燃料流量は、回路Ｚによって調節される。回路Ｚは、回
路Ｗ内の関数発生器３４２によって発生したＮ１要求信
号の関数として、ＷＦ／ＰＢ信号を発生させることによ
って、燃料流量を予め設定する。ここで、ＷＦは燃料流
量（ボンド／時）であり、ＰＢは高圧圧縮画出口の圧力
又はエンジンの燃焼室の圧力である。

関数発生器３７０は、入口値に修正されたＮ。

測定値の関数として、ＷＦ／ＰＢの最大値及び最小値を
予め設定する役割を果たす。ＷＦ／ＰＢは、高度、マツ
ハ数、ＰＴ２及びＴＴ２のような幾つかのエンジン及び
／又は航空器の動作変数の関数として、関数発生４３７
２に示すように制限される割合である。その後、適当な
倍率器３７４によって、ＷＦ／ＰＢ要求値にＰＢ測定値
を掛け合わせて、燃料流量（ＷＦ　）信号を発生し、ス
ロットルバルブ２２５を駆動するとともに、エンジンの
燃焼器への燃料流量を調節する。

燃料流量の変化とＬＣＶＶ　（ＲＥＱ）率の変化を同期
させることは、独自の制御と提供するとともに、特にエ
ンジン推力の減速中に、低圧圧縮器の動作ラインの能力
を調節する。エンジンが、前に高出力、及び減速タイマ
ーがＬＣＶＶＳＳを予め設定することを許容する前に行
われた推力再加速であった場合には、出力が重要な低圧
ロータの回転速度再加速に依存しないので、極端に速い
推力加速が可能である。

［発明の効果］上述したように、本発明によれば、従来のらのと比較し
て、迅速に最大のエンジン応答性を与える航空機用エン
ノンの出力制御装置を提供することが出来る。また、本
発明によれば、高圧軸に可変面積ベーンを有するガスタ
ービン・エンジン、又は可変面積ベーンを有する２軸式
ファン・ジェット・エンジン用の論理制御において、出
力レバー入力に応答して、迅速な応答を保証できるとと
もに、エンジンが静止状態で動作するときに、最適のＴ
ＳＦＣを保証することが出来る。

【図面の簡単な説明】

第１図は、本発明によるアクティブ・ジオメトリ−制御
システムを使用するガスタービン・エンジンの概略図、第２図は、第１図のアクティブ・ノオメトリー制御シス
テムの一部を示すブロック図、第３図は、第１図の制御
システムの第２の部分を示すブロック図、第４図は、第１図の制御システムの第３の部分を示すブ
ロック図、第５図は、高圧圧縮機の修正回転速度の関数として、高
圧圧縮機のベーンの位置の関係を示す図、第６図は、第
１図の制御システムの定常状態応答までの過渡状態を示
す図、第７図は、ファンのロータの選択した回転速度について
の、排気面積に対するエンジンの正味推力を示す図、第８図は、本発明の第２の実施例を説明するために、高
圧圧縮機の回転速度（Ｎりをその入口状態について修正
した値に対して、高圧圧縮機の可変ベーン（ＨＣＶ　Ｖ
　）の位置をプロットした、高圧軸動作ラインを示す図
、第９図は、本発明の第２の実施例による制御装置とガス
タービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示す
ブロック図、第１Ｏ図は、本発明の第３の実施例を説明するために、
低圧圧縮機の回転速度（Ｎ１）をその入口状態について
修正した値に対して、低圧圧縮機の可変ベーン（ＬＣＶ
Ｖ）の位置をプロットした、低圧軸動作ラインを示す図
、第１１図は、本発明の第３の実施例による制御装置とガ
スタービン・エンジンとの関係、及びその制御論理を示
すブロック図である。０・・・ジェットエンジン、＋２・・・Ｎ、Ｎ４・・・
ファン、　　　　　　１６・・・低圧タービン８・・高
圧圧縮機、　　　２０・・・高圧タービン２・・・燃焼
器、　　２４・・・オーグメンタウィング６・・・排気
ノズル、　　２８・・アクチュエータ９・・・アクティ
ブ・ジオメトリ−制御システム０・・・センサー　　３
２・・・スロットルレバー４・・・エンジンの空気流量
スケジュール機構６．４８・・・関数発生器４・・・可変ベーンの利得発生器６・・・加速／減速選別器０・・・比例積分トリム回路、６２・・・微分回路４・
・比例トリム回路０．７２．７６．８２．９０・・・関数発生器４・・・
減速タイマー　　７８・・・回転誤差回路ｌ、８８・・
・変化率制限回路４．８６・・・燃料流量回路４．９８・・・関数発生器６・・・ジェット面積モード及びトリム選別回路００．
１０４．１１２・・・比例積分トリム回路０２・・・比
例トリム回路０６．１１０・・・関数発生器ＡＪＦＩＧ。田Ｃ区

Claims

【特許請求の範囲】

（１）選択可能な値を有するガス流路可変構成要素と、
高温排気ガスを発生する燃焼器と、可変面積排気ノズル
とを有する航空機用エンジンの出力制御装置において、
航空機パラメータ信号を入力する手段と、ガス流路可変
構成要素の値、排気ノズルの面積及び燃焼器の燃料流量
を示す信号を入力する手段と、前記パラメータ信号を入
力し、選択したエンジン出力レベルを示す信号に応答し
て、前記燃焼器の燃料流量及び前記排気ノズル面積を選
択すると同時に前記ガス流路可変構成要素の値を選択す
る信号を、前記構成要素に供給する制御手段とから成る
ことを特徴とする、航空機用エンジンの出力制御装置。
（２）前記ガス流路可変エンジン構成要素が、エンジン
・ファンを含み、該エンジン・ファンが、低圧タービン
によって駆動されるロータに取り付けられ、調節可能に
配置されるベーンを有することを特徴とする、請求項１
項記載の装置。
（３）前記制御手段が、さらに、タイマーと、定常状態
のエンジン動作か過渡状態のエンジン動作かを識別する
手段から成り、前記制御手段が、選択したタイマー時間
内に第１及び第２のエンジン出力レベル信号が入力され
た場合に、さらに、圧縮機タービンの回転速度を維持す
る信号を供給することを特徴とする、請求項２項記載の
装置。
（４）前記制御手段が、前記タイマー時間の終了時に、
前記エンジンを定常状態の動作まで回転させる信号を供
給することを特徴とする、請求項３項記載の装置。
（５）可変面積排気ノズルと、タービンによって駆動す
るロータに固定された可変ベーンを有するファンと、高
圧タービンによって駆動するロータに固定された可変ベ
ーンを有する高圧圧縮機と、高温排気ガスを発生させる
燃焼器とを有する航空機用の２軸式ガスタービン・エン
ジンの出力制御装置において、ファンの可変ベーンの位置、高圧圧縮機の可変ベーンの
位置、排気ノズルの面積及び燃焼器の燃料流量を示す各
々のパラメータ信号を入力する手段と、前記パラメータ信号を入力し、選択したエンジン出力レ
ベルを示す信号に応答して、ファン及び高圧圧縮機の回
転速度、燃焼器の燃料流量、及び前記排気ノズルの面積
を選択すると同時に、ファンの可変ベーンの位置及び高
圧圧縮機の可変ベーンの位置を選択する信号を供給する
制御手段とから成る、航空機用の２軸式ガスタービン・
エンジンの出力制御装置。
（６）前記制御手段が、タイマーと、定常状態のエンジ
ン動作か過渡状態のエンジン作動かを識別する手段とを
含み、選択したタイマー時間内に第１及び第２のエンジ
ン出力レベル信号が入力された場合に、前記圧縮機の回
転速度を維持する信号を供給することを特徴とする、請
求項５項記載の装置。
（７）前記制御手段が、前記タイマー時間の終了時に、
前記エンジンを定常状態の動作まで回転させる信号を供
給することを特徴とする、請求項６項記載の装置。
（８）選択値を有するガス流路可変構成要素と、高温排
気ガスを発生する燃焼器とを有する、航空機用エンジン
の出力制御装置において、航空機パラメータ信号を入力する手段と、前記ガス流路可変構成要素の値を示す信号と前記燃焼器
の燃料流量を示す信号を入力する手段と、前記パラメー
タ信号を入力して、選択したエンジン出力レベルを示す
信号に応答して、前記燃焼器の燃料流量を選択すると同
時に、前記ガス流路可変構成要素の値を選択する信号を
、前記構成要素に供給する制御手段とから成ることを特
徴とする、航空機用エンジンの出力制御装置。
（９）迅速な加速及び減速動作モード中に、航空機推進
用ガスタービン・エンジンを制御する装置において、前記ガスタービン・エンジンは、高圧圧縮機と該高圧圧
縮機を駆動する第１のタービンから成る第１の軸と、低
圧圧縮機と該低圧圧縮機を駆動する第２のタービンから
成るとともに前記第１の軸に空力的に連結された第２の
軸と、前記エンジンへの燃料の流量を調節する燃料流量
調節手段と、前記高圧圧縮機への空気流量を調節する可
変ベーンと、前記エンジンを制御して、所定の高圧圧縮
機の定常状態動作曲線上を、前記第１の軸と第２の軸の
回転速度が所定の関係にあるように動作させる手段と、
出力レバーとから成り、前記制御装置は、前記出力レバーの位置に応答して、推
力値を設定し、前記エンジンが、迅速に加速及び減速す
るように調節する手段と、エンジン及び航空機の動作変数に応答して、所望の低圧
圧縮機の修正回転速度を要求する第１の信号を発生する
追加の制御手段と、前記第１の信号と予め選択した高圧圧縮機の固定修正回
転速度に応答して、前記可変ベーンからの所望の空気流
量を発生させる手段と、前記出力レバーに応答して、定数Ｎ＿２を選択する手段
と、比例積分制御装置を含むとともに前記選択された定
数Ｎ＿２とＮ＿２測定値の差に応答して、前記出力レバ
ーによって設定された前記推力値まで、前記エンジンを
加速又は減速するために、前記可変ベーンを調節する手
段と、タイマー時間に応答して、前記所望の低圧圧縮機の修正
回転速度の関数として、前記燃料流量調節手段と前記可
変ベーンの両方を調節し、前記エンジンが前記高圧圧縮
機の定常状態動作曲線上を動作するように戻す手段とか
ら成ることを特徴とする、ガスタービン・エンジンの制
御装置。
（１０）前記制御装置が、Ｎ＿２測定値に応答して、前
記可変ベーンの開いた位置及び閉じた位置を制限するこ
とによって、前記可変ベーンを流れる空気流量を最大値
及び最小値にする手段を含むことを特徴とする、請求項
９項記載の装置。
（１１）前記追加の制御手段のための前記エンジン及び
航空機の動作変数が、航空機のマッハ数、及び前記高圧
圧縮機入口の全圧力を含むことを特徴とする、請求項１
０項記載の装置。
（１２）前記エンジンの動作変数が、前記高圧圧縮機入
口の全温度を含むことを特徴とする、請求項１１項記載
の装置。
（１３）航空機の姿勢とマッハ数、及び前記高圧圧縮機
入口で測定された全圧力及び全温度に応答して、前記可
変ベーンの動程の割合を制限する手段を含むことを特徴
とする、請求項１２項記載の装置。
（１４）前記エンジンが燃焼器を含み、前記タイマー信
号に応答して燃料流量を調節する前記手段が、前記Ｎ＿
１要求値とＮ＿１測定値の関数に応答して、第２の信号
（Ｗｆ／ＰＢ）を発生する手段と、Ｗｆ／ＰＢの被乗数
と前記燃焼器の測定圧力に応答して、前記燃料流量調節
手段を制御する手段とを含むことを特徴とする、請求項
１３項記載の装置。
（１５）前記タイマー信号が、航空機の姿勢及びマッハ
数の関数として、修正されることを特徴とする、請求項
１０項記載の装置。
（１６）高圧圧縮機とタービンの組み合わせとファン／
低圧圧縮機とタービンの組み合わせとから成り互いに空
力的に連結された一対の軸と、前記タービンを駆動する
ために燃料及び空気を燃焼させる燃焼器と、前記燃焼器
への燃料の流量を調節する燃料流量調節手段と、前記フ
ァン／低圧圧縮器への空気流量を調節する可変面積ベー
ンと、出力レバーとを有する、航空機推進用のガスター
ビン・エンジンの制御装置において、低圧圧縮機の定常状態動作ライン上で動作するように制
御する手段と、前記出力レバーの位置に応答し、予め選択した低圧圧縮
機の回転速度パラメータに応答して、迅速な加速及び減
速を調節し、前記可変ベーンと前記燃料流量手段を制御
する手段と、多数のエンジン及び航空機の変数に応答して、Ｎ＿１要
求信号を発生させる第１の手段と、出力レバーの位置と
、Ｎ＿１測定値と、比例積分制御装置を含むＮ＿１測定
値に応答して、前記可変ベーンを調節して、一定の低圧
圧縮機の回転速度に沿って、前記出力レバーの位置によ
って選択された目標値まで、前記エンジンを加速又は減
速する手段と、前記予め選択した低圧圧縮機の回転速度パラメータに応
答して、前記燃料調節手段と前記可変ベーンを制御して
、前記エンジンを、前記低圧圧縮機の定常状態動作曲線
上で動作させるように戻す追加の制御手段と、前記追加の制御手段を、予め設定した時間に到達するま
で、駆動するタイマ手段とから成る、ガスタービン・エ
ンジンの制御装置。
（１７）前記低圧圧縮機回転速度パラメータが、出力レ
バーの位置とエンジン動作変数の関数であることを特徴
とする、請求項１６項記載の装置。
（１８）前記エンジン動作変数が、前記ファン／低圧圧
縮機入口で測定された全圧力であることを特徴とする、
請求項１７項記載の装置。
（１９）前記エンジン動作変数が、前記ファン／低圧圧
縮機入口で測定された全温度であることを特徴とする、
請求項１７項記載の装置。
（２０）前記低圧圧縮機の回転速度パラメータが、航空
機動作変数の関数であることを特徴とする、請求項１７
項記載の装置。
（２１）前記航空機動作変数が、マッハ数であることを
特徴とする、請求項２０項記載の装置。
（２２）前記航空機動作変数が、姿勢であることを特徴
とする、請求項２１項記載の装置。
（２３）前記低圧圧縮機の回転速度パラメータが、航空
機のマッハ数及び姿勢、前記ファン／低圧圧縮機入口で
測定されたエンジンの全圧力及び全温度、及びパイロッ
トレバーの位置の関数であることを特徴とする、請求項
１６項記載の装置。
（２４）前記予め設定した時間が、航空機の姿勢及びマ
ッハ数の関数として変化することを特徴とする、請求項
２３項記載の装置。
（２５）測定された低圧圧縮機の回転速度に応答して、
前記可変ベーンの最小及び最大位置を制限する手段を含
むことを特徴とする、請求項２４項記載の装置。
（２６）前記燃料流量調節手段のための制御装置が、Ｎ
＿１要求値及び高圧圧縮機回転速度の測定値の関数に応
答して、Ｗｆ／ＰＢ信号を発生し、前記Ｗｆ／ＰＢ信号
と燃焼器圧力の測定値を掛け合わせて、Ｗｆ信号を発生
し、前記燃料調節手段を制御することを特徴とする、請
求項２５項記載の装置。