JPH02164695A - 航空機推進装置 - Google Patents
航空機推進装置Info
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- JPH02164695A JPH02164695A JP1266412A JP26641289A JPH02164695A JP H02164695 A JPH02164695 A JP H02164695A JP 1266412 A JP1266412 A JP 1266412A JP 26641289 A JP26641289 A JP 26641289A JP H02164695 A JPH02164695 A JP H02164695A
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Classifications
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/062—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with aft fan
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- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
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- B64C11/44—Blade pitch-changing mechanisms electric
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- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D41/00—Power installations for auxiliary purposes
-
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- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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- F01D7/00—Rotors with blades adjustable in operation; Control thereof
-
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- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D2221/00—Electric power distribution systems onboard aircraft
-
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- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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- F05D2260/70—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades
- F05D2260/74—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades by turning around an axis perpendicular the rotor centre line
-
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- F05D2260/76—Adjusting of angle of incidence or attack of rotating blades the adjusting mechanism using auxiliary power sources
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［発明の分野］
本発明は航空機ガスタービンエンジンの推進器羽根のピ
ッチを変えるか制御する装置に関し、特に、ダクト無し
ファン型ガスタービンエンジンのファン羽根のピッチを
変えるための、電動機に駆動される制御装置に関する。
ッチを変えるか制御する装置に関し、特に、ダクト無し
ファン型ガスタービンエンジンのファン羽根のピッチを
変えるための、電動機に駆動される制御装置に関する。
ガスタービンエンジンは一般にガス発生器を含み、この
ガス発生器は、エンジン内を後方に流れる空気を圧縮す
る圧縮機と、燃料を圧縮空気と混合しそれに点火するこ
とにより高エネルギーガス流を発生する燃焼器と、この
ガス流によって駆動されそして圧縮機駆動用ロータを駆
動するように連結されたタービンとからなる。多くのエ
ンジンではさらに第２タービンが含まれ、このタービン
は動力タービンとして知られ、ガス発生器の後方に配置
され、ガス流からエネルギーを抽出することにより、ヘ
リコプタの推進器と、ダクト付きターボファンエンジン
と、ターボプロップエンジンとに見られるような可変ピ
ッチ羽根付きの回転負荷を駆動する。
ガス発生器は、エンジン内を後方に流れる空気を圧縮す
る圧縮機と、燃料を圧縮空気と混合しそれに点火するこ
とにより高エネルギーガス流を発生する燃焼器と、この
ガス流によって駆動されそして圧縮機駆動用ロータを駆
動するように連結されたタービンとからなる。多くのエ
ンジンではさらに第２タービンが含まれ、このタービン
は動力タービンとして知られ、ガス発生器の後方に配置
され、ガス流からエネルギーを抽出することにより、ヘ
リコプタの推進器と、ダクト付きターボファンエンジン
と、ターボプロップエンジンとに見られるような可変ピ
ッチ羽根付きの回転負荷を駆動する。
上記のターボファンエンジンとターボプロップエンジン
の最近の一改良は、１９８４年５月１６日付の英国特許
出願第２１２９５０２号に開示されているようなダクト
無しファンエンジンである。
の最近の一改良は、１９８４年５月１６日付の英国特許
出願第２１２９５０２号に開示されているようなダクト
無しファンエンジンである。
ダクト無しファンエンジンでは動力タービンに相互逆転
式のロータとタービン羽根が含まれ、エンジンの動力タ
ービン部の半径方向外側に配置した相互逆転式ダクト無
しファン羽根を駆動する。
式のロータとタービン羽根が含まれ、エンジンの動力タ
ービン部の半径方向外側に配置した相互逆転式ダクト無
しファン羽根を駆動する。
ダクト無しファンエンジンのファン羽根は可変ピッチ羽
根でエンジンの最適性能と逆推力をもたらす。運転中、
エンジンの燃料効率は、特定運転条件に応じて羽根のピ
ッチを変えることにより最適にされ得る。
根でエンジンの最適性能と逆推力をもたらす。運転中、
エンジンの燃料効率は、特定運転条件に応じて羽根のピ
ッチを変えることにより最適にされ得る。
一般に、従来、エンジンの環境上必要とされたことは、
羽根ピッチを制御する作動機構が、様々なＦＪ類の歯車
装置を駆動する油圧作動器を利用してファン羽根を所望
位置またはピッチ角度に位置付けることであった。ピッ
チ駆動機構の一態様例は本発明の譲受人に譲渡されたウ
エイクマン（Ｗａｋｅｍａｎ ）等の１９８７年４月１
４ロ付米国特許第４６５７４８４号に示されており、こ
の場合、ファン羽根のピッチは静止動力タービン支持構
造体内に取付けた油圧作動器によって変えられる。作動
器から指令された運動はまず軸受系によって回転部材に
伝達され、次いで、回転部材に装着した歯車・リンク系
によって羽根に伝達される。この種の装置において望ま
しいことは、２列の相互逆転羽根を正確に位置付けるこ
とにより、各ファン羽根のピッチが様々な速度での所要
推力に合致するだけでなく両羽根列の速度の正確な同期
化をもたらすようにし、従って、羽根のクロシング（ｃ
ｒｏｓｓｉｎｇ）が相互および航空機構造体に対して正
確な位置で起こるようにすることである。一般に、この
ような装置は羽根ピッチを利用して推力を制御すること
により羽根の回転速度を変えるので、ピッチ制御がわず
かに変化しても、羽根のクロシングが起こる正確な位置
が変わる。エンジンの運転を制御しそして各列の羽根の
所望羽根ピツチ角度をもたらす機構と制御装置のさらに
詳細な説明については、本発明の譲受人に譲渡されたウ
ォーカー（νａｌｋｏｒ）等の１９８８年９月２０ロ付
米国特許第４７７２１８０号を参照されたい。
羽根ピッチを制御する作動機構が、様々なＦＪ類の歯車
装置を駆動する油圧作動器を利用してファン羽根を所望
位置またはピッチ角度に位置付けることであった。ピッ
チ駆動機構の一態様例は本発明の譲受人に譲渡されたウ
エイクマン（Ｗａｋｅｍａｎ ）等の１９８７年４月１
４ロ付米国特許第４６５７４８４号に示されており、こ
の場合、ファン羽根のピッチは静止動力タービン支持構
造体内に取付けた油圧作動器によって変えられる。作動
器から指令された運動はまず軸受系によって回転部材に
伝達され、次いで、回転部材に装着した歯車・リンク系
によって羽根に伝達される。この種の装置において望ま
しいことは、２列の相互逆転羽根を正確に位置付けるこ
とにより、各ファン羽根のピッチが様々な速度での所要
推力に合致するだけでなく両羽根列の速度の正確な同期
化をもたらすようにし、従って、羽根のクロシング（ｃ
ｒｏｓｓｉｎｇ）が相互および航空機構造体に対して正
確な位置で起こるようにすることである。一般に、この
ような装置は羽根ピッチを利用して推力を制御すること
により羽根の回転速度を変えるので、ピッチ制御がわず
かに変化しても、羽根のクロシングが起こる正確な位置
が変わる。エンジンの運転を制御しそして各列の羽根の
所望羽根ピツチ角度をもたらす機構と制御装置のさらに
詳細な説明については、本発明の譲受人に譲渡されたウ
ォーカー（νａｌｋｏｒ）等の１９８８年９月２０ロ付
米国特許第４７７２１８０号を参照されたい。
油圧制御手段によって羽根ピッチを正確に位置付ける従
来装置は、時折、全制御機能を同時に果たすのに必要な
精度と帯域幅の確保に最適でない働きをなす。さらに、
支援または代替油圧源を設けることにより主要装置の故
障の場合にピッチ制御機構の働きを保つことは実際的で
はなかった。
来装置は、時折、全制御機能を同時に果たすのに必要な
精度と帯域幅の確保に最適でない働きをなす。さらに、
支援または代替油圧源を設けることにより主要装置の故
障の場合にピッチ制御機構の働きを保つことは実際的で
はなかった。
従って、このような故障の場合、ピッチ制御装置の停止
と、所定非常状態に対する不作動とが必要になる。さら
に、油圧系の効率は通例かなり低いと思われるので、油
圧系の効率を高めることにより、燃料消費率を良くし、
ピーク需要を減らしそしてエンジンの熱負荷を減らすこ
とが望ましい。
と、所定非常状態に対する不作動とが必要になる。さら
に、油圧系の効率は通例かなり低いと思われるので、油
圧系の効率を高めることにより、燃料消費率を良くし、
ピーク需要を減らしそしてエンジンの熱負荷を減らすこ
とが望ましい。
回転式適圧モータを利用し歯車列を駆動して最終的に羽
根ピツチ位置を変更しかつ維持する方式により、油圧制
御手段に幾分の進歩がもたらされている。油圧モータは
、油圧系用の主制御弁を制御する小さな電動パイロット
弁によって比例的に制御される。他の構造においては、
油圧モータにおいて可変斜板（スオッシュ・プレート）
を動力弁の代わりにまたはそれに加えて用い得る。斜板
は電気式または油圧式比例作動器によって操作され得る
。両実施例のいずれでも、エンジンによって働く単一の
油圧ポンプが両油圧モータに動力を与える。油圧系をエ
ンジン外肢体の外に延長して動力源の重複性を得ること
は実際的とは思われず、また、第２の完全系または油圧
ポンプは許容しえない重量増加を必要とする。
根ピツチ位置を変更しかつ維持する方式により、油圧制
御手段に幾分の進歩がもたらされている。油圧モータは
、油圧系用の主制御弁を制御する小さな電動パイロット
弁によって比例的に制御される。他の構造においては、
油圧モータにおいて可変斜板（スオッシュ・プレート）
を動力弁の代わりにまたはそれに加えて用い得る。斜板
は電気式または油圧式比例作動器によって操作され得る
。両実施例のいずれでも、エンジンによって働く単一の
油圧ポンプが両油圧モータに動力を与える。油圧系をエ
ンジン外肢体の外に延長して動力源の重複性を得ること
は実際的とは思われず、また、第２の完全系または油圧
ポンプは許容しえない重量増加を必要とする。
第２次世昇天戦時代に航空機プロペラのピッチを制御す
る電気駆動装置を装備する試みがなされたが、今日の航
空機に適するこのような装備はないと思われる。一般に
、従来の試みは、継電器によって断続切換えが行われ航
空機の直流電力母線によって動作する個別直流電動機を
用いるものであった。−度フアン羽根が所望位置に駆動
されると、羽根は機械的手段によってその位置に保持さ
れる。なぜなら、ファン羽根の位置を保つのに正確な電
気サーボ制御手段を利用できなかったからである。すな
わち、電気駆動装置はファン羽根の変位だけに用いられ
、ファン羽根の位置の維持に実際に用いられることはな
かった。しかし、このような従来装置はすべて、必要な
信頼性、無調整動力による制御手段の操作、制御の精度
と帯域幅、およびエンジン内の油だめ域における位置の
故に、本発明と関連する種類の航空機エンジンに用いる
ことは不適当と思われる。
る電気駆動装置を装備する試みがなされたが、今日の航
空機に適するこのような装備はないと思われる。一般に
、従来の試みは、継電器によって断続切換えが行われ航
空機の直流電力母線によって動作する個別直流電動機を
用いるものであった。−度フアン羽根が所望位置に駆動
されると、羽根は機械的手段によってその位置に保持さ
れる。なぜなら、ファン羽根の位置を保つのに正確な電
気サーボ制御手段を利用できなかったからである。すな
わち、電気駆動装置はファン羽根の変位だけに用いられ
、ファン羽根の位置の維持に実際に用いられることはな
かった。しかし、このような従来装置はすべて、必要な
信頼性、無調整動力による制御手段の操作、制御の精度
と帯域幅、およびエンジン内の油だめ域における位置の
故に、本発明と関連する種類の航空機エンジンに用いる
ことは不適当と思われる。
【発明の要約１
本発明の目的は、先行技術の前述の欠点または望ましく
ない特徴を克服するような、航空機用ダクト無しファン
型ガスタービンエンジンにおける推進器羽根のピッチを
制御する改良装置を提供することである。
ない特徴を克服するような、航空機用ダクト無しファン
型ガスタービンエンジンにおける推進器羽根のピッチを
制御する改良装置を提供することである。
本発明の他の目的は、重量が比較的軽く、信頼性が高く
、エンジン内で発生した電力によって働き得る羽根ピツ
チ調整用制御装置を提供することである。
、エンジン内で発生した電力によって働き得る羽根ピツ
チ調整用制御装置を提供することである。
本発明の他の目的は、信頼性を高める重複装置を含む電
動式羽根ピツチ制御装置を提供することである。
動式羽根ピツチ制御装置を提供することである。
一実施態様において、航空機のような乗物用の推進装置
が、静止部材と、この静止部材の周囲に同軸的に配設さ
れた第１および第２回転部材とを６するガスタービンエ
ンジンからなる。第１および第２回転部材と同軸の環状
ガス流路を横切るように慢数の第１および第２動翼が配
設され、これらの第１および第２動翼はそれぞれ第１お
よび第２回転部材に取付けられてガス流路内に延在して
おり、従って、流路を通るガス流が第１および第２回転
部材を互いに逆向きに回転させる。複数の前側および後
ろ側可変ピッチ推進器羽根が第１および第２回転部材に
連結されかつそれらの半径方向外方に配置されている。
が、静止部材と、この静止部材の周囲に同軸的に配設さ
れた第１および第２回転部材とを６するガスタービンエ
ンジンからなる。第１および第２回転部材と同軸の環状
ガス流路を横切るように慢数の第１および第２動翼が配
設され、これらの第１および第２動翼はそれぞれ第１お
よび第２回転部材に取付けられてガス流路内に延在して
おり、従って、流路を通るガス流が第１および第２回転
部材を互いに逆向きに回転させる。複数の前側および後
ろ側可変ピッチ推進器羽根が第１および第２回転部材に
連結されかつそれらの半径方向外方に配置されている。
推進器羽根に連結された歯車装置の働きにより推進器羽
根のピッチ角度を変えることができる。電動機が静止部
材に取付けられそしてロータを有し、このロータは歯車
装置に連結された軸を駆動するので、電動機軸の回転は
推進器羽根のピッチ変化をもたらす。ガスタービンエン
ジンはガス流を発生しそして圧縮機回転軸を具備する。
根のピッチ角度を変えることができる。電動機が静止部
材に取付けられそしてロータを有し、このロータは歯車
装置に連結された軸を駆動するので、電動機軸の回転は
推進器羽根のピッチ変化をもたらす。ガスタービンエン
ジンはガス流を発生しそして圧縮機回転軸を具備する。
同期発電機が圧縮機軸に連結されて可変周波数可変電圧
の未調整交流電力を発生する。同期発電機に接続された
整流器が交流電力を直流電力に変換し、そして直流電力
を受けるように接続されたインバータすなわち逆用回転
変流機が直流電力を被制御周波数被制御振幅交流電力に
変換する。この変流機の出力は被制御交流電力を電動機
に選択的に供給する。
の未調整交流電力を発生する。同期発電機に接続された
整流器が交流電力を直流電力に変換し、そして直流電力
を受けるように接続されたインバータすなわち逆用回転
変流機が直流電力を被制御周波数被制御振幅交流電力に
変換する。この変流機の出力は被制御交流電力を電動機
に選択的に供給する。
所望推進器ピッチ指令に応じて働く制御手段がインバー
タを制御して羽根を所望ピッチに駆動する。−構成にお
いて、２個の電動機が設けられ、各電動機は対応歯車を
介して連結されて歯車機構を駆動する。各歯車機構は前
列および後列推進器羽根の対応列と駆動関係にある。イ
ンバータは第１および第２電動機に接続された２つのイ
ンバータ部を含み、そして制御手段は各インバータ部を
制御して前後各一組の推進器羽根の各組を独立的に位置
づける。重複性のため、追加的な電動機を第１および第
２ｉ１１車機構の各々に連結し、各追加電動機に、共通
電力母線に接続した対応インバータにより電力を与え得
る。また、この重複系では、２重の同期発電機を圧縮機
駆動軸に連結しそしてこれらの同期発電機に２重の整流
器をそれぞれ接続してもよく、これにより電力を対応同
期発電機から共通電力母線に供給し得る。さらに別の構
成では、共通電力母線を航空機電力系に接続することに
より、同期発電機の故障時に航空機が電力を電力母線に
供給し得る。この構成では、航空機の各エンジンを共通
電力母線に接続できるので、一つのエンジンの同期発電
機系の故障を、他のエンジンの同期発電機系から電力を
取り出すことによって克服し得る。
タを制御して羽根を所望ピッチに駆動する。−構成にお
いて、２個の電動機が設けられ、各電動機は対応歯車を
介して連結されて歯車機構を駆動する。各歯車機構は前
列および後列推進器羽根の対応列と駆動関係にある。イ
ンバータは第１および第２電動機に接続された２つのイ
ンバータ部を含み、そして制御手段は各インバータ部を
制御して前後各一組の推進器羽根の各組を独立的に位置
づける。重複性のため、追加的な電動機を第１および第
２ｉ１１車機構の各々に連結し、各追加電動機に、共通
電力母線に接続した対応インバータにより電力を与え得
る。また、この重複系では、２重の同期発電機を圧縮機
駆動軸に連結しそしてこれらの同期発電機に２重の整流
器をそれぞれ接続してもよく、これにより電力を対応同
期発電機から共通電力母線に供給し得る。さらに別の構
成では、共通電力母線を航空機電力系に接続することに
より、同期発電機の故障時に航空機が電力を電力母線に
供給し得る。この構成では、航空機の各エンジンを共通
電力母線に接続できるので、一つのエンジンの同期発電
機系の故障を、他のエンジンの同期発電機系から電力を
取り出すことによって克服し得る。
本発明は添付図面と関連する以下の詳述からさらに良く
理解されよう。
理解されよう。
［実施例の説明］
第１図は機体の尾端近くに装着したガスタービン型のエ
ンジン１２を有する航空機１０を示す。
ンジン１２を有する航空機１０を示す。
各エンジン１２は前側推進６１４Ｆと後ろ側推進器１４
Ａを駆動し、両推進器は推進器軸線１６の周りを互いに
逆方向に回転する。
Ａを駆動し、両推進器は推進器軸線１６の周りを互いに
逆方向に回転する。
第２図はピッチ変更用油圧作動器を用いる第１図のエン
ジン推進器システム１２を詳細に示す。
ジン推進器システム１２を詳細に示す。
推進器１４Ｆ、１４Ａの前方にはガスタービン１８、例
えば、本発明の譲受人によって製造されるＦ４０４型ガ
スタービンがある。このガスタービンは軸（図示せず）
を駆動するもので、またガス発生器と考えてよいもので
ある。なぜなら、それは矢印２０で示す高エネルギーガ
ス流を発生するからで、このガス流は推進４段２２に供
給される。
えば、本発明の譲受人によって製造されるＦ４０４型ガ
スタービンがある。このガスタービンは軸（図示せず）
を駆動するもので、またガス発生器と考えてよいもので
ある。なぜなら、それは矢印２０で示す高エネルギーガ
ス流を発生するからで、このガス流は推進４段２２に供
給される。
推進４段２２は２組の低速相互逆転式動力タービン動翼
によってエネルギーをガス流から直接抽出する。この技
術は高速タービンを用いる必要を無くし、従って、減速
歯車箱を用いて推進器を駆動する必要を無くする。第１
組の動翼２４が矢印２０で示したガス流からエネルギー
を抽出し前側推進器１４Ｆを一方向に回す。第２組の動
翼２６もガス流からエネルギーを抽出するが後ろ側推進
器１４Ａを逆方向に回す。軸受２８が２組の動翼と両推
進器を支持してそれらの相互逆転を可能にする。
によってエネルギーをガス流から直接抽出する。この技
術は高速タービンを用いる必要を無くし、従って、減速
歯車箱を用いて推進器を駆動する必要を無くする。第１
組の動翼２４が矢印２０で示したガス流からエネルギー
を抽出し前側推進器１４Ｆを一方向に回す。第２組の動
翼２６もガス流からエネルギーを抽出するが後ろ側推進
器１４Ａを逆方向に回す。軸受２８が２組の動翼と両推
進器を支持してそれらの相互逆転を可能にする。
推進器１４Ａ、１４Ｆのピッチを変えるピッチ変更機構
３０の概略を示しである。推進器ピッチが航空機の広範
な運航状態に適するようにピッチ変更機構３０を制御す
ることが望ましい。
３０の概略を示しである。推進器ピッチが航空機の広範
な運航状態に適するようにピッチ変更機構３０を制御す
ることが望ましい。
様々なモニタがガスタービン１８に配置されており、例
えば、ガス圧力（Ｐ２．Ｐ４６）を表す信号を発するセ
ンサ３２．３４と、入口空気温度（Ｔ２）を表す信号を
発するセンサ３６がある。
えば、ガス圧力（Ｐ２．Ｐ４６）を表す信号を発するセ
ンサ３２．３４と、入口空気温度（Ｔ２）を表す信号を
発するセンサ３６がある。
信号Ｐ２（人口空気圧力）と信号Ｐ４６（ガス発生器１
８出口の空気圧力）はエンジン圧力比（ＥＰＲ）を求め
るために用いられる。ＥＰＲは比Ｐ４６／Ｐ２として知
られているが、もしＰ２が一定に保たれれば、ＥＰＲを
Ｐ４６の測定から直接求め得ることは理解されよう。ロ
ータ速度もモニタ３８によって検知され、ガスタービン
１８からの制御信号として用いられる。これらのセンサ
は図示してないセンサとともにエンジン技術において周
知のものである。ガス発生器１８のようなガスタービン
用の一制御系はコーネット（Ｃｏｒｎｏｔｔ ）等の１
９８１年１月６日付米国特許第４２４２８６４号に記載
されており、この引例の開示内容は参照によってここに
包含される。
８出口の空気圧力）はエンジン圧力比（ＥＰＲ）を求め
るために用いられる。ＥＰＲは比Ｐ４６／Ｐ２として知
られているが、もしＰ２が一定に保たれれば、ＥＰＲを
Ｐ４６の測定から直接求め得ることは理解されよう。ロ
ータ速度もモニタ３８によって検知され、ガスタービン
１８からの制御信号として用いられる。これらのセンサ
は図示してないセンサとともにエンジン技術において周
知のものである。ガス発生器１８のようなガスタービン
用の一制御系はコーネット（Ｃｏｒｎｏｔｔ ）等の１
９８１年１月６日付米国特許第４２４２８６４号に記載
されており、この引例の開示内容は参照によってここに
包含される。
充分なエネルギーをガス流に与えて推進器１４Ａ、１４
Ｆを飛行要件、特に、エンジン推力に対する操縦士の要
求に合うような回転速度と選定ピッチ角度で回すことが
必要である。ガスタービンエンジンによって駆動される
航空機推進器の制御の一例は、本発明と同じ譲受人に譲
渡された前述の１９８８年９月２０ロ付米国特許第４７
７２１８０号に開示されており、その開示内容は参照に
よってここに包含される。
Ｆを飛行要件、特に、エンジン推力に対する操縦士の要
求に合うような回転速度と選定ピッチ角度で回すことが
必要である。ガスタービンエンジンによって駆動される
航空機推進器の制御の一例は、本発明と同じ譲受人に譲
渡された前述の１９８８年９月２０ロ付米国特許第４７
７２１８０号に開示されており、その開示内容は参照に
よってここに包含される。
第３図は第２図に示した構成に概して対応する図である
が、重要な例外は、油圧作動器の代わりに電動作動器を
設けであることである。第３図の構成では、同期発電機
４０がガス発生器内の圧縮機段（図示せず）の近くに配
置され、そしてガス発生器１８内の圧縮機に連結された
被駆動軸によって駆動されて可変周波数可変振幅の未調
整交流（ＡＣ）を発生する。動力タービン動翼２４．２
６の後方に、通常油だめ３９と呼ばれるものの中に電動
機４２．４４が配置されている。この油だめは軸線１６
を中心として回転する。電動機４２゜４４は油だめ３９
と共に回転しないように固定され、好ましくは交流電動
機である。なぜなら、油だめは、その内面に付着し油蒸
気の核を囲む潤滑油を内蔵するので、ブラシと整流子を
要しそして元来整流中に火花を発する直流電動機に対し
て好適な環境をもたらさない。電動機４２．４４はそれ
ぞれと対応する歯車箱４６．４８に機械的に連結され、
歯車箱４６．４８はそれぞれ推進器１４Ａ、１４Ｆのピ
ッチを制御する機構に連結されている。両型動機は両回
転推進器に対して静止している。歯車箱４６．４８はそ
れぞれ、推進器羽根に衝突する空気流によって同羽根に
かかる力が電動機４２．４４を変位させることを防ぐの
に十分な機械的利点をもたらす。同期発電機４０からの
電力は整流器・インバータ段５０を経て電動機４２．４
４に供給される。
が、重要な例外は、油圧作動器の代わりに電動作動器を
設けであることである。第３図の構成では、同期発電機
４０がガス発生器内の圧縮機段（図示せず）の近くに配
置され、そしてガス発生器１８内の圧縮機に連結された
被駆動軸によって駆動されて可変周波数可変振幅の未調
整交流（ＡＣ）を発生する。動力タービン動翼２４．２
６の後方に、通常油だめ３９と呼ばれるものの中に電動
機４２．４４が配置されている。この油だめは軸線１６
を中心として回転する。電動機４２゜４４は油だめ３９
と共に回転しないように固定され、好ましくは交流電動
機である。なぜなら、油だめは、その内面に付着し油蒸
気の核を囲む潤滑油を内蔵するので、ブラシと整流子を
要しそして元来整流中に火花を発する直流電動機に対し
て好適な環境をもたらさない。電動機４２．４４はそれ
ぞれと対応する歯車箱４６．４８に機械的に連結され、
歯車箱４６．４８はそれぞれ推進器１４Ａ、１４Ｆのピ
ッチを制御する機構に連結されている。両型動機は両回
転推進器に対して静止している。歯車箱４６．４８はそ
れぞれ、推進器羽根に衝突する空気流によって同羽根に
かかる力が電動機４２．４４を変位させることを防ぐの
に十分な機械的利点をもたらす。同期発電機４０からの
電力は整流器・インバータ段５０を経て電動機４２．４
４に供給される。
第４図は第３図に例示したガスタービンエンジンに適用
した本発明の概略図である。同期発電機４０は取付はパ
ッド４１における伝動装置または他の適当な動力抽出装
置を介してガス発生器１８に連結されている。ガス発生
器の被駆動軸は同期発電機の回転に通常望まれる速度よ
り（よるかに低い速度で回転するので、装置４１は同期
発電機の回転速度の増加に利用されることを理解された
い。
した本発明の概略図である。同期発電機４０は取付はパ
ッド４１における伝動装置または他の適当な動力抽出装
置を介してガス発生器１８に連結されている。ガス発生
器の被駆動軸は同期発電機の回転に通常望まれる速度よ
り（よるかに低い速度で回転するので、装置４１は同期
発電機の回転速度の増加に利用されることを理解された
い。
同期発電機をガス発生器に連結する手段は様々なものが
公知であり、このような連結についてはここで説明しな
い。動力タービン２７がガス発生器１８によって駆動さ
れ、この動力タービンは第３図に示した動力タービン１
ｎ２４．２６を備えている。電動機４２．４４はそれぞ
れ、適当な歯車装置４６．４８を介し２て、回転羽根列
１４Ａ、１４Ｆそれぞれのピッチを制御する。電動機４
２゜４４の各々には被駆動軸に装着した回転自在なロー
タが含まれ、それぞれ歯車装置４６．４８を駆動する。
公知であり、このような連結についてはここで説明しな
い。動力タービン２７がガス発生器１８によって駆動さ
れ、この動力タービンは第３図に示した動力タービン１
ｎ２４．２６を備えている。電動機４２．４４はそれぞ
れ、適当な歯車装置４６．４８を介し２て、回転羽根列
１４Ａ、１４Ｆそれぞれのピッチを制御する。電動機４
２゜４４の各々には被駆動軸に装着した回転自在なロー
タが含まれ、それぞれ歯車装置４６．４８を駆動する。
図を簡単にするために、同期発電機４０の軸および電動
機４２．４４の軸と、羽根列１４Ａ、１４Ｆへの継手は
、それらの関連歯車装置に達する破線で示しである。
機４２．４４の軸と、羽根列１４Ａ、１４Ｆへの継手は
、それらの関連歯車装置に達する破線で示しである。
同期発電機４０によって生じる可変周波数可変振幅交流
の周波数と振幅はガス発生器１８内の圧縮機（図示せず
）の回転速度に依存する。電動機４２．４４を同期発電
機４０からの電力で制御するためにまず必要なことは、
可変特性をもつ電力を少なくとも固定周波数電力に変換
することである。このために設けた整流器インバータ系
５０に固定整流器５２が含まれ、同期発電機４０に電気
的に接続されて交流電力を直流電力に変換しそしてその
電力を線５４．５６で示した電力母線に送る。電力母線
の直流電力は第１インバータ５８と第２インバータ６０
に供給され、両インバータはそれぞれ電動機４４．４２
に所望特性の交流電力を供給するように作用する。好ま
しくは、インバータ５８．６０は当該技術において周知
の型のパルス幅変調（ＰＷＭ）式インバータからなり、
この種のインバータは、例えば、産業応用に関するＩ
ＥＥＥ会報（ＩＨＥＩＥ Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ
ｏｎ ＩｎｄｕｓｔｒｙＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ）
、１９８５年り月／２月、発番号！Ａ−２１、第１号、
２４８〜２５８ページのピーク（Ｓ、Ｃ，Ｐｅａｋ）等
の「トランジスタ式インバータ誘導電動機駆動システム
におけるシステム損失の研究（Ａ ５ｔｕｄｙ ｏｆ’
Ｓｙｓｔｅｍ Ｌｏｓｓｅｓ ｉｎ ａ Ｔｒａｎｓ
ｌｓｔｏｒｌｚｃｄ Ｉｎｖｅｒｔｅｒ−１ｎｄｕｃｔ
ｌｏｎ Ｍｏｔｏｒ Ｄｒｉｖｅ Ｓｙｓｔｅｍ） Ｊ
と、産業応用に関するＩＥＥＥＥＥＥ会報８５年１月／
り月、発番号ＩＡ−２１、第１号、２５９〜２６５ペー
ジのオルデンカンブ（」几、０１ｄｃｎｋａｍｐ ）等
の「牽引駆動装置用の、インバータにより駆動される誘
導電動機の選定と設計（Ｓｅｌｃｃｔｌｏｎ ａｎｄ
Ｄｅｓｌｇｎ ｏｒａｎ Ｉｎｖｅｒｔｅｒ−Ｄｒｉｖ
ｅｎ Ｉｎｄｕｅｔｌｏｎ Ｍｏｔｏｒ ｒｏｒ ａ
Ｔｒａｃｔｌｏｎ Ｄｒｉｖｅ ５ｙｓｔｅＩＩ） Ｊ
に記載されている。コンデンサ６２．６４が、通例、Ｐ
ＷＭインバータ５８．６０それぞれの入力側において直
流電力母線に接続され、線路電流変動を最少にする。同
期発電機４０によって供給される電力の周波数変動は固
定整流器５２によって補正される。この整流器から供給
される電力の電圧変動は個々のインバータ５８．６０に
おけるパルス幅変調によって：Ｂ整される。
の周波数と振幅はガス発生器１８内の圧縮機（図示せず
）の回転速度に依存する。電動機４２．４４を同期発電
機４０からの電力で制御するためにまず必要なことは、
可変特性をもつ電力を少なくとも固定周波数電力に変換
することである。このために設けた整流器インバータ系
５０に固定整流器５２が含まれ、同期発電機４０に電気
的に接続されて交流電力を直流電力に変換しそしてその
電力を線５４．５６で示した電力母線に送る。電力母線
の直流電力は第１インバータ５８と第２インバータ６０
に供給され、両インバータはそれぞれ電動機４４．４２
に所望特性の交流電力を供給するように作用する。好ま
しくは、インバータ５８．６０は当該技術において周知
の型のパルス幅変調（ＰＷＭ）式インバータからなり、
この種のインバータは、例えば、産業応用に関するＩ
ＥＥＥ会報（ＩＨＥＩＥ Ｔｒａｎｓａｃｔｉｏｎｓ
ｏｎ ＩｎｄｕｓｔｒｙＡｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｓ）
、１９８５年り月／２月、発番号！Ａ−２１、第１号、
２４８〜２５８ページのピーク（Ｓ、Ｃ，Ｐｅａｋ）等
の「トランジスタ式インバータ誘導電動機駆動システム
におけるシステム損失の研究（Ａ ５ｔｕｄｙ ｏｆ’
Ｓｙｓｔｅｍ Ｌｏｓｓｅｓ ｉｎ ａ Ｔｒａｎｓ
ｌｓｔｏｒｌｚｃｄ Ｉｎｖｅｒｔｅｒ−１ｎｄｕｃｔ
ｌｏｎ Ｍｏｔｏｒ Ｄｒｉｖｅ Ｓｙｓｔｅｍ） Ｊ
と、産業応用に関するＩＥＥＥＥＥＥ会報８５年１月／
り月、発番号ＩＡ−２１、第１号、２５９〜２６５ペー
ジのオルデンカンブ（」几、０１ｄｃｎｋａｍｐ ）等
の「牽引駆動装置用の、インバータにより駆動される誘
導電動機の選定と設計（Ｓｅｌｃｃｔｌｏｎ ａｎｄ
Ｄｅｓｌｇｎ ｏｒａｎ Ｉｎｖｅｒｔｅｒ−Ｄｒｉｖ
ｅｎ Ｉｎｄｕｅｔｌｏｎ Ｍｏｔｏｒ ｒｏｒ ａ
Ｔｒａｃｔｌｏｎ Ｄｒｉｖｅ ５ｙｓｔｅＩＩ） Ｊ
に記載されている。コンデンサ６２．６４が、通例、Ｐ
ＷＭインバータ５８．６０それぞれの入力側において直
流電力母線に接続され、線路電流変動を最少にする。同
期発電機４０によって供給される電力の周波数変動は固
定整流器５２によって補正される。この整流器から供給
される電力の電圧変動は個々のインバータ５８．６０に
おけるパルス幅変調によって：Ｂ整される。
第４図の構成では、単一の同期発電機が利用されて電力
を１対の電動機４２．４４の各々に供給し、各電動機は
各ファン羽根列における推進羽根のピッチ角度を制御す
る。電動機４２．４４は、過剰重量なしに高効率を得る
ためには、永久磁石交流電動機であることが望ましい。
を１対の電動機４２．４４の各々に供給し、各電動機は
各ファン羽根列における推進羽根のピッチ角度を制御す
る。電動機４２．４４は、過剰重量なしに高効率を得る
ためには、永久磁石交流電動機であることが望ましい。
永久磁石電動機は独立的な励磁をなすので、電力がイン
バータ回路から消失する場合の使用に好適である。なぜ
ならこの時動力が羽根系の回転から抽出されて羽根ピツ
チ角度を変え、こうして羽根を非常不作動時の無回転位
置に動かし得るからである。誘導電動機または切換え磁
気抵抗電動機を同様に配設してもよいが、このような電
動機は、インバータ電力損失の場合の不作動性能のため
に全動作インバータを必要とする。従って、第４図の構
成は、永久磁石交流電動機を利用する時、効率が高く、
帯域幅が広くそしてピーク要求性能が高いという利点を
有する。
バータ回路から消失する場合の使用に好適である。なぜ
ならこの時動力が羽根系の回転から抽出されて羽根ピツ
チ角度を変え、こうして羽根を非常不作動時の無回転位
置に動かし得るからである。誘導電動機または切換え磁
気抵抗電動機を同様に配設してもよいが、このような電
動機は、インバータ電力損失の場合の不作動性能のため
に全動作インバータを必要とする。従って、第４図の構
成は、永久磁石交流電動機を利用する時、効率が高く、
帯域幅が広くそしてピーク要求性能が高いという利点を
有する。
エンジン用燃料もエンジン冷却機能を果たすために循環
するので、第４図のシステムは全システムの冷却負Ｇ４
を減らす。なぜなら、システム効率が高くそして電力が
＝要のみに応じて送給されるからである。加えて、同期
発電機定常状態損失は十分低くラム空気冷却しか必要と
しないので、液体冷却剤と熱交換器の必要を無くする。
するので、第４図のシステムは全システムの冷却負Ｇ４
を減らす。なぜなら、システム効率が高くそして電力が
＝要のみに応じて送給されるからである。加えて、同期
発電機定常状態損失は十分低くラム空気冷却しか必要と
しないので、液体冷却剤と熱交換器の必要を無くする。
電動！１１４２．４４は別の冷却系を要しない。なぜな
ら、それらの損失が比較的低く、そしてそれらの配置が
油だめに常時入る潤滑油を循環と冷却とに安全に兼用し
得るような配置であるからである。
ら、それらの損失が比較的低く、そしてそれらの配置が
油だめに常時入る潤滑油を循環と冷却とに安全に兼用し
得るような配置であるからである。
第５図は第４図のシステムを改変したものを示し、この
システムでは万一その一部が故障した場合羽根ピッチの
制御ができなくなることを防ぐために重複性が付与され
ている。第５図のシステムは、１個の同期発電機の代わ
りに、共通動力取出軸４３に連結された２個の独立した
同期発電機４０Ａ、４０Ｂを用いであるが、代替的に、
同期発ｆｆ１機をガス発生器１８（第４図に示す）から
の別々の軸に連結してもよい。同期発電機４０Ａ、４０
Ｂはそれぞれ別々の固定整流回路５２Ａ、５２Ｂに接続
され、両回路は同期発電機からの電力を線５４．５６で
示した共通直流母線に供給する。
システムでは万一その一部が故障した場合羽根ピッチの
制御ができなくなることを防ぐために重複性が付与され
ている。第５図のシステムは、１個の同期発電機の代わ
りに、共通動力取出軸４３に連結された２個の独立した
同期発電機４０Ａ、４０Ｂを用いであるが、代替的に、
同期発ｆｆ１機をガス発生器１８（第４図に示す）から
の別々の軸に連結してもよい。同期発電機４０Ａ、４０
Ｂはそれぞれ別々の固定整流回路５２Ａ、５２Ｂに接続
され、両回路は同期発電機からの電力を線５４．５６で
示した共通直流母線に供給する。
電動機４２．４４は、この実施例では、それぞれ別々の
電動機部４２Ａ、４２Ｂおよび４４Ａ、４４Ｂで構成さ
れている。これらの電動機部は別々の独立した電動機で
よいが、好ましくは、共通ハウジング内に形成され、別
々の巻線を有し、かつ共通軸に取付けたロータを有する
。電動機４２Ａ。
電動機部４２Ａ、４２Ｂおよび４４Ａ、４４Ｂで構成さ
れている。これらの電動機部は別々の独立した電動機で
よいが、好ましくは、共通ハウジング内に形成され、別
々の巻線を有し、かつ共通軸に取付けたロータを有する
。電動機４２Ａ。
４２Ｂおよび４４Ａ、４４Ｂはそれぞれ独立したＦ’Ｗ
Ｍインバータ６０Ａ、６０Ｂおよび５８Ａ。
Ｍインバータ６０Ａ、６０Ｂおよび５８Ａ。
５１１１Ｂから給電される。各インバータは共通直流母
線５４．５６に接続されている。その結果、もしピッチ
変更電動機またはインバータのいずれかあるいは同期発
電機または整流器の一つが故障しても、システムの働き
は残りの構成部により安全に継続し得る。各電動機を、
共通軸に取付けた２つの部分に分割した好適実施例では
、この重複性のもたらす不利益は約１５％の重量増加に
過ぎない。この構成は理想的である。なぜなら、このシ
ステムの大きさはピーク過大速度非常トルク要件に対し
て定められているのに対し、航空機の正常運航は非常ピ
ークの半分以下しか必要としないからである。固定整流
器５２Ａ、５２Ｂの代わりに肢制御整流器を設けて、全
トルクを要しない正常運転中システムの半分から電力を
除くことができるようにすれば、効率をさらに高めるこ
とができる。
線５４．５６に接続されている。その結果、もしピッチ
変更電動機またはインバータのいずれかあるいは同期発
電機または整流器の一つが故障しても、システムの働き
は残りの構成部により安全に継続し得る。各電動機を、
共通軸に取付けた２つの部分に分割した好適実施例では
、この重複性のもたらす不利益は約１５％の重量増加に
過ぎない。この構成は理想的である。なぜなら、このシ
ステムの大きさはピーク過大速度非常トルク要件に対し
て定められているのに対し、航空機の正常運航は非常ピ
ークの半分以下しか必要としないからである。固定整流
器５２Ａ、５２Ｂの代わりに肢制御整流器を設けて、全
トルクを要しない正常運転中システムの半分から電力を
除くことができるようにすれば、効率をさらに高めるこ
とができる。
第６図は第５図のシステムを改変したものを示し、これ
は非常時に様々な電源を利用するために耐故障系を構成
する代替方法を提供する。この実施例では、航空機の１
（数のエンジンからの電源が、次のように、すなわち、
一つのエンジンの同期発電機がその一つのエンジンだけ
に電力を供給するのではなく、同期発電機軸または巻線
の故障時あるいは整流器５２の故障時に、固定整流器７
５を介して他のエンジンにも給電し得るように、交差接
続される。この場合も、正常負荷はピーク負荷の約十分
であるから、両エンジン（航空機が２基のエンジンをを
すると仮定）の正常羽根ピツチ制御は両電力系の一方が
故障した場合でも継続され得る。加えて、航空機電力母
線は常時４００ ｔ［ｚで機能し、４００１１ｚ交流電
力の整流によるだけで、共通直流母線に接続され得る。
は非常時に様々な電源を利用するために耐故障系を構成
する代替方法を提供する。この実施例では、航空機の１
（数のエンジンからの電源が、次のように、すなわち、
一つのエンジンの同期発電機がその一つのエンジンだけ
に電力を供給するのではなく、同期発電機軸または巻線
の故障時あるいは整流器５２の故障時に、固定整流器７
５を介して他のエンジンにも給電し得るように、交差接
続される。この場合も、正常負荷はピーク負荷の約十分
であるから、両エンジン（航空機が２基のエンジンをを
すると仮定）の正常羽根ピツチ制御は両電力系の一方が
故障した場合でも継続され得る。加えて、航空機電力母
線は常時４００ ｔ［ｚで機能し、４００１１ｚ交流電
力の整流によるだけで、共通直流母線に接続され得る。
さらに、瞬時需要に応じて非常電力を供給するために航
空機電池をシステムに接続することが望ましいかもしれ
ない。
空機電池をシステムに接続することが望ましいかもしれ
ない。
特に、エンジンが２基の航空機の場合、エンジン１とそ
の関連電力系は２つの電力母線５４．５６および５４Ａ
、５６Ａに接続され、同様に、エンジン２とその関連電
力系も両電力母線に接続される。各母線はまた、対応整
流器６６．６８を介して航空機４００ Ｈｚ電力系に接
続される。電池電力は隔離ダイオード６９．７１を経て
母線に供給される。
の関連電力系は２つの電力母線５４．５６および５４Ａ
、５６Ａに接続され、同様に、エンジン２とその関連電
力系も両電力母線に接続される。各母線はまた、対応整
流器６６．６８を介して航空機４００ Ｈｚ電力系に接
続される。電池電力は隔離ダイオード６９．７１を経て
母線に供給される。
適当な伝動装置により、推進器の回転運動を利用し電動
機４２．４４を回生式に駆動して電力をエンジンから取
り出し得る。このような構成では、第２小形同期発電機
７３を設けることによりインバータ制御回路用の低電力
を発生して回生状態中またはシステム切換え中に信頼性
の高い動作を確保することが望ましいかもしれない。
機４２．４４を回生式に駆動して電力をエンジンから取
り出し得る。このような構成では、第２小形同期発電機
７３を設けることによりインバータ制御回路用の低電力
を発生して回生状態中またはシステム切換え中に信頼性
の高い動作を確保することが望ましいかもしれない。
第７図は後ろ側羽根列の羽根のピッチ角度を所望位置に
調整するために電動機４２を制御する制御系の代表態様
を示す構成図である。制御系またはエンジンから導出さ
れた位置目標ｘＸが所望ピッチ角度を特定する。所望ピ
ッチ角度の導出は前述の米国特許第４７７２１８０号に
記載されている。この指令信号は合算ノード７０に送ら
れ、そこで実際の羽根位置を表すフィードバック信号Ｘ
と合算される。実際の羽根位置は、好ましくは内部永久
磁石型の永久磁石電動機４２の軸に連結されたエンコー
ダ７２から導かれることが好ましい。
調整するために電動機４２を制御する制御系の代表態様
を示す構成図である。制御系またはエンジンから導出さ
れた位置目標ｘＸが所望ピッチ角度を特定する。所望ピ
ッチ角度の導出は前述の米国特許第４７７２１８０号に
記載されている。この指令信号は合算ノード７０に送ら
れ、そこで実際の羽根位置を表すフィードバック信号Ｘ
と合算される。実際の羽根位置は、好ましくは内部永久
磁石型の永久磁石電動機４２の軸に連結されたエンコー
ダ７２から導かれることが好ましい。
合算ノード７０から導かれた所望位置と実際位置との差
が補償回路網７４に伝えられ、そこで差信号は適切な７
ｊｃ１７＋信号に変換される。この基準信号は、電動機
用の適切なトルク指令を発するために角速度と比例され
得るものである。補償機能回路７４からのこの信号は他
の合算ノード７６に与えられ、そこで電動機４２の実際
速度と比較される。
が補償回路網７４に伝えられ、そこで差信号は適切な７
ｊｃ１７＋信号に変換される。この基準信号は、電動機
用の適切なトルク指令を発するために角速度と比例され
得るものである。補償機能回路７４からのこの信号は他
の合算ノード７６に与えられ、そこで電動機４２の実際
速度と比較される。
この実際速度信号もエンコーダ７２から供給され、位置
信号の導関数からなりうる。合算ノード７６から出た信
号はトルク指令変換回路７８に入り、そこで適切なトル
ク基準信号に変換される。このトルク基準信号は電機子
電流指令変換器８０と直角分またはフラックス指令変換
回路８２とに与えられる。電機子電流指令信号ｌｄ′と
フラックス指令信号ｉｑ８がそれぞれ回路８０．８２か
ら得られ、ベクトル回転器／コーデイネート変圧器およ
びインバータ回路８４に送られ、この回路は電動機４２
に送給される対応３相交流値を生じる。
信号の導関数からなりうる。合算ノード７６から出た信
号はトルク指令変換回路７８に入り、そこで適切なトル
ク基準信号に変換される。このトルク基準信号は電機子
電流指令変換器８０と直角分またはフラックス指令変換
回路８２とに与えられる。電機子電流指令信号ｌｄ′と
フラックス指令信号ｉｑ８がそれぞれ回路８０．８２か
ら得られ、ベクトル回転器／コーデイネート変圧器およ
びインバータ回路８４に送られ、この回路は電動機４２
に送給される対応３相交流値を生じる。
電動機４２の軸は、歯車機構を介して、後ろ側羽根１４
Ａのピッチを制御するように連結されている。同様の制
御系を用いて前列の羽根のピッチを制御し得る。
Ａのピッチを制御するように連結されている。同様の制
御系を用いて前列の羽根のピッチを制御し得る。
以ト、ガスタービンエンジンの推進器羽根のピッチを制
御する電動制御装置で、大した重量増加を伴わない市罠
性を包含するものを説明した。この装置の好適実施例と
現在考えられるものを説明したが、もちろん、本発明の
範囲内で様々な改変が可能である。
御する電動制御装置で、大した重量増加を伴わない市罠
性を包含するものを説明した。この装置の好適実施例と
現在考えられるものを説明したが、もちろん、本発明の
範囲内で様々な改変が可能である。
第１図は相互逆転式前後推進器を備えたガスタ第２図は
第１図の航空機エンジンの一つによって駆動される推進
器に連結された油圧式ピッチ制御機構を有する同エンジ
ンの簡略な部分切除断面図、 第３図は第１図の航空機エンジンの一つによって駆動さ
れる推進器に連結された本発明による電動式ピッチ制御
機構を有する同エンジンの簡略な部分切除断面図、 第４図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の一実施例の簡略構成
図、 第５図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の他の実施例の簡略構
成図、 第６図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の別の実施例の簡略構
成図、 第７図は第４〜６図に示した実施例に用いる電動機用制
御系の構成図である。 主な符号の説明 １２ニガスタービンエンジン、１４Ｆ：前側推進器、１
４Ａ：後ろ側推進器、１８：ガス発生器（ガスタービン
）、２４．２６：動翼、２７：動力タービン、４０．４
０Ａ、４０Ｂ：同期発電機、４２．４４．４２Ａ、４２
Ｂ、４４Ａ、４４Ｂ：電動機、４６．４８：歯車箱、５
０：整流器・インバータ系、５２．５２Ａ、５２Ｂ：整
流器、５４．５６．５４Ａ、５６Ａ：共通直流母線、５
８゜６０．５８Ａ、５８Ｂ、６０Ａ、６０Ｂ：インバー
タ（逆用回転変流機）、６６．６８：整流器、６９．７
１：ダイオード、７５：整流器。
第１図の航空機エンジンの一つによって駆動される推進
器に連結された油圧式ピッチ制御機構を有する同エンジ
ンの簡略な部分切除断面図、 第３図は第１図の航空機エンジンの一つによって駆動さ
れる推進器に連結された本発明による電動式ピッチ制御
機構を有する同エンジンの簡略な部分切除断面図、 第４図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の一実施例の簡略構成
図、 第５図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の他の実施例の簡略構
成図、 第６図は本発明によりガスタービンエンジンと関連して
用いられる電動式ピッチ制御装置の別の実施例の簡略構
成図、 第７図は第４〜６図に示した実施例に用いる電動機用制
御系の構成図である。 主な符号の説明 １２ニガスタービンエンジン、１４Ｆ：前側推進器、１
４Ａ：後ろ側推進器、１８：ガス発生器（ガスタービン
）、２４．２６：動翼、２７：動力タービン、４０．４
０Ａ、４０Ｂ：同期発電機、４２．４４．４２Ａ、４２
Ｂ、４４Ａ、４４Ｂ：電動機、４６．４８：歯車箱、５
０：整流器・インバータ系、５２．５２Ａ、５２Ｂ：整
流器、５４．５６．５４Ａ、５６Ａ：共通直流母線、５
８゜６０．５８Ａ、５８Ｂ、６０Ａ、６０Ｂ：インバー
タ（逆用回転変流機）、６６．６８：整流器、６９．７
１：ダイオード、７５：整流器。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、（ａ）ガス流を発生しそして回転軸駆動用圧縮手段
を内蔵するガス発生器と、 （ｂ）同軸的に配置した第１および第２回 転部材と、 （ｃ）前記第１および第２回転部材にそれ ぞれ固定された複数の第１および第２動翼であって、前
記ガス発生器によって生じたガス流がそれらに衝突して
前記第１および第２回転部材を互いに逆向きに回転させ
るような第１および第２動翼と、 （ｄ）前記第１および第２回転部材にそれ ぞれ連結されかつそれらの半径方向外方に延在する複数
の前側および後ろ側可変ピッチ推進器羽根と、 （ｅ）前記推進器羽根に連結された歯車装 置と、 （ｆ）ロータを含み前記回転部材に対して 静止状に装着された電動機と、 （ｇ）前記ロータの回転が前記推進器羽根 のピッチ変化をもたらすように前記ロータを前記歯車装
置に連結する手段と、 （ｈ）前記回転軸に連結され電力を発生す る発電機と、 （ｉ）前記発電機を前記電動機に接続する 回転であって、所望推進器羽根ピッチ指令に応じて前記
電動機を制御し前記羽根をそれぞれ所望羽根ピッチにす
るような制御手段を含む回路とからなる航空機推進装置
。 ２、前記発電機は可変周波数可変電圧交流電力を発生す
る同期発電機からなり、前記回路は、前記同期発電機に
接続されて前記交流電力を直流電力に変換する整流器と
、 前記直流電力を受けその直流電力を被制御周波数被制御
振幅交流電力に交換するように接続されかつ前記被制御
交流電力を前記電動機に選択的に供給するように接続さ
れたインバータとからなる、請求項１記載の航空機推進
装置。 ３、前記電動機は第１および第２電動機からなり、前記
歯車装置は前記第１電動機と前記前側推進器羽根との間
に駆動関係に連絡された第１歯車機構と、前記第２電動
機と前記後ろ側推進器羽根との間に駆動関係に連結され
た第２歯車機構とを含み、前記インバータは前記第１お
よび第２電動機にそれぞれ接続された第１および第２イ
ンバータを含み、前記制御手段は前記前後各一組の推進
器羽根の各組を独立的に位置づけるために前記インバー
タの各々を制御する、請求項２記載の航空機推進装置。 ４、前記電動機の各々が永久磁石電動機からなる請求項
３記載の航空機推進装置。 ５、前記整流器と前記第１および第２インバータとを接
続する共通電力母線を含む請求項３記載の航空機推進装
置。 ６、前記同期発電機は第１および第２同期発電機からな
り、前記整流器は前記第１および第２同期発電機をそれ
ぞれ前記共通電力母線に接続する第１および第２整流器
からなる、請求項５記載の航空機推進装置。 ７、前記第１および第２歯車機構にそれぞれ接続された
第３および第４電動機を含み、これら第３および第４電
動機はそれぞれ前記共通電力母線に接続された対応イン
バータによって付勢される、請求項６記載の航空機推進
装置。 ８、前記同期発電機の故障時に電力を前記電力母線に供
給するために前記電力母線に接続した電池を含む請求項
７記載の航空機推進装置。 ９、前記ガス発生器は航空機に装着されそれに推進力を
与えるようになっており、前記航空機は独立交流電力系
を具備し、この電力系は対応整流器を介して前記共通電
力母線に接続されている、請求項８記載の航空機推進装
置。 １０、回転構造体と、この回転構造体と同軸的に延在す
る環状ガス流路と、前記回転構造体に連結されかつ前記
ガス流路内に延在し、従って、前記流路を通るガス流が
前記回転構造体を回転させるような複数の動翼と、前記
回転構造体に連結されかつその半径方向外方に配置され
た複数の可変ピッチ推進器羽根とを有するガスタービン
エンジンにおいて、前記推進器羽根の羽根ピッチを制御
する制御装置であって、 （ａ）前記エンジンと被駆動関係に連結さ れて可変周波数可変振幅電力を供給する同期発電機と、 （ｂ）電力母線と、 （ｃ）前記同期発電機と前記電力母線とを 接続し前記可変周波数可変振幅電力を前記母線の直流電
力に変換する整流器と、 （ｄ）前記回転構造体に対して静止状に装 着された第１電動機であってそれから延在する被駆動軸
を有する第１電動機と、 （ｅ）前記電動機を前記電力母線に接続し て前記直流電力を前記電動機駆動用の制御可能振幅交流
電力に変換するインハバータと、 （ｆ）前記電動機の付勢時に前記推進器羽 根を選定ピッチ位置に駆動するために前記電動機軸と前
記推進器羽根とを連結する歯車装置とからなる制御装置
。 １１、前記第１電動機軸と駆動関係に連結された第２電
動機と、 前記第２電動機を前記電力母線に接続して前記直流電力
を前記第２電動機駆動用の制御可能振幅交流電力に変換
する第２インバータとを含む請求項１０記載の装置。 １２、各電動機が前記電動機軸に取付けた共通電磁機械
の一部分からなる請求項１１記載の装置。 １３、各電動機が永久磁石機械からなる請求項１１記載
の装置。 １４、前記エンジンと被駆動関係に連結された第２同期
発電機と、 前記第２同期発電機と前記電力母線とを接続して該母線
に直流電力を供給する第２整流器とを含む請求項１１記
載の装置。 １５、前記回転構造体に対して静止状に装着された第３
および第４電動機であってそれぞれから延在する共通軸
を駆動するための回転自在なロータを有する第３および
第４電動機と、 前記第３および第４電動機をそれぞれ前記電力母線に接
続して前記直流電力を前記第３および第４電動機それぞ
れを駆動するための制御可能振幅交流電力に変換する第
３および第４インバータと、前記共通軸と前記推進器羽
根とを連結する第２歯車装置とを含む請求項１１記載の
装置。 １６、第１および第２エンジンが航空機に装着され、両
エンジンはそれぞれ回転構造体と、この回転構造体と同
軸的に延在する環状ガス流路と、前記回転構造体に連結
されかつ前記ガス流路内に延在し、従って、前記流路を
通るガス流が前記回転構造体を回転させるような複数の
動翼と、前記回転構造体に連結されかつその半径方向外
方に配置された複数の可変ピッチ推進器羽根とを有する
ような航空機用推進装置において、前記第１および第２
エンジンによって駆動される推進器羽根の羽根ピッチを
制御する制御装置であって、 （ａ）前記第１および第２エンジンと被駆 動関係に連結されて可変周波数可変振幅電力を供給する
第１および第２同期発電機と、 （ｂ）第１および第２電力母線と、 （ｃ）前記第１および第２同期発電機と前 記第１電力母線とをそれぞれ接続する第１および第２整
流器であって、それぞれ前記第１および第２同期発電機
からの可変周波数可変振幅電力を前記第１母線の直流電
力に変換する第１および第２整流器と、 （ｄ）前記第１および第２同期発電機と前 記第２電力母線とをそれぞれ接続する第３および第４整
流器であって、それぞれ前記第１および第２同期発電機
からの可変周波数可変振幅電力を前記第２母線の直流電
力に変換する第３および第４整流器と、 （ｅ）前記第１エンジンの前記回転構造体 に対して静止状に装着された第１および第２電動機であ
ってそれぞれから延在する回転軸を有する第１および第
２電動機と、 （ｆ）前記第２エンジンの前記回転構造体 に対して静止状に装着された第３および第４電動機であ
ってそれぞれから延在する回転軸を有する第３および第
４電動機と、 （ｇ）前記第１および第２電動機をそれぞ れ前記第１電力母線に接続して前記第１母線の直流電力
を前記第１および第２電動機それぞれを駆動するための
制御可能振幅交流電力に変換する第１および第２インバ
ータと、 （ｈ）前記第３および第４電動機をそれぞ れ前記第２電力母線に接続して前記第２母線の直流電力
を前記第３および第４電動機それぞれを駆動するための
制御可能振幅交流電力に変換する第３および第４インバ
ータと、 （ｉ）前記第１エンジンの推進器羽根を選 定ピッチ位置に駆動するために、前記第１および第２電
動機から延在するそれぞれの軸と前記第１群の推進器羽
根とを連結する第１および第２歯車装置と、 （ｊ）前記第２エンジンの推進器羽根を選 定ピッチ位置に駆動するために、前記第３および第４電
動機から延在するそれぞれの軸と前記第２群の推進器羽
根とを連結する第３および第４歯車装置とからなる制御
装置。 １７、前記第１および第２電力母線にそれぞれ接続され
た第５および第６整流器を含み、これらの第５および第
６整流器はそれぞれ外部交流電源から電力を受けるよう
になっている、請求項１６記載の装置。 １８、前記第１および第２電力母線にそれぞれ接続され
そしてそれぞれ外部直流電源から電力を受けるようにな
っている第１および第２隔離ダイオードを含む請求項１
６記載の装置。 １９、前記第１および第２群の可変ピッチ推進器羽根の
各群が前列のピッチ推進器羽根と後列のピッチ推進器羽
根からなり、前記第１および第３歯車装置は、それぞれ
、前記第１および第３電動機から延在する軸を前列ピッ
チ推進器羽根に連結し、また前記第２および第４歯車装
置は、それぞれ、前記第２および第４電動機から延在す
る軸を後列ピッチ推進器羽根に連結する、請求項１６記
載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/260,645 US4927329A (en) | 1988-10-21 | 1988-10-21 | Aircraft engine unducted fan blade pitch control system |
| US260,645 | 1988-10-21 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02164695A true JPH02164695A (ja) | 1990-06-25 |
Family
ID=22990031
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1266412A Pending JPH02164695A (ja) | 1988-10-21 | 1989-10-16 | 航空機推進装置 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4927329A (ja) |
| JP (1) | JPH02164695A (ja) |
| DE (1) | DE3934093A1 (ja) |
| FR (1) | FR2638208A1 (ja) |
| GB (1) | GB2225613A (ja) |
| IT (1) | IT1236755B (ja) |
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