JPH03164533A - ガスタービンエンジン燃料制御装置 - Google Patents

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】 １還」Ｊυ旧ｌ工団 本発明は、航空機用ガスタービンエンジン用の燃料制御
電子システム、詳細には、エンジンの再点火の信斬性を
改良する目的のためのシステムに関する。

炙米二弦ガ ターボファンあるいは類似のエンジンを再点火するため
に、エンジンのプレードロータに空気清か衝突するせい
で生ずる、エンジンのブレードロータの「風車のような
回転」を銹導するために航空機の前進速度が使用される
。これにより燃料ポンプのようなエンジンにより駆動さ
れるアクセサリに機械的動力が供給され、燃焼貢内の電
気点火装置を連続的に作動させるように再点火が可能と
なる。

が解ンしようとする課 本発明の前においては、飛行中のガスタービンエンジン
の再点火は、エンジンの高圧スプールが増加する間に、
燃料システムが定常的な低い燃料流を燃焼室に供給する
ことによって単純に行われてきた。充分な点火を達成し
ようとする場合、システムはエンジン動力を充分なレベ
ルにするために燃料流を増加させる通常の加速スケジュ
ールヘスイッチした。低い空気温度の効果と協調するた
めに、一定の事前に定められた値よりも低い空気温度で
再点火するために、より高い定常的な燃料流を可能とす
るようにスイッチが提供された。

以前は、再点火燃料流スケジュールは液圧機械的燃料シ
ステムにおいて行われてきたが、万能デジタル電子シス
テムの出現により、同一タイプの再点火スケジュールは
単純にそれらに８転され、ハードウェアよりもソフトウ
ェアが使用されるようになりた。

火が消えている１つあるいはそれ以上の民間の航空機の
エンジンの場合、迅速かつ確実に再点火するエンジンの
能力は重要な安全に関する問題であり、特にそれは拡張
された範囲の作動（ＥＲＯＰＳ）の場合にそうである。

不幸なことに、ガスタービン航空機エンジンの再点火の
能力は飛行高度が高くなるほど減少する。一般に、燃焼
室へ流入する空気の圧力が低くなるため、点火のために
必要な燃料流は高度が高くなるほど次第に多くなるが、
充分な点火に必要な正確な燃料流は高度が高くなるにつ
れて予測が困難になる。従って、高高度で火が消えてい
るエンジンの場合は場合が異り、現存する燃料システム
は再点火に適当な高度まで下降してくる必要があった。

このような飛行方法は安全の点から望ましくなく、航空
機が所望の高度に戻る必要性は燃料消費に不利に作用す
る。

課　を琴゛するための手段 本発明は、燃料制御システムに従来組み込まれてきたよ
りも洗練された燃料制御原理を使用することにより、よ
り高い高度で確実に再点火を達成する。

本発明の第１視点によれば、再点火燃料流スケジューラ
−が飛行中の再点火プロセスの最初の位相ノ間に、低い
最初のレベルからより高い最大レベルまで、時間に応じ
て燃料流を次第に増加させるようにガスタービンエンジ
ンの燃焼室への燃料流を制御し、こうして前記スケジュ
ーラ−が組み込まれている電子燃料制御システムが満足
すべき燃焼を達成するために最適燃料流を求めることを
可能とする。

本発明の第２視点によれば、−旦満足すべき燃焼が達成
されると、再点火燃料流スケジューラ−が、エンジンの
コンプレッサの失速を生ずることから燃焼プロセスの過
度の熱解放を防ぐために燃料流を減少させることにより
燃料流を調節する。

この現象はフレームアウト（エンジンの突然停止）を生
ずるに必要なものよりも少ない。

本発明の第３視点によれば、燃料流を減少させた後、ア
イドル速度まで、充分にエンジンロータを加速すること
が、点火加速スケジュールのデータによりロータの１つ
の加速と比較して達成され、スケジュールを維持するた
めに少なくとも必要なものとして燃料流を調節する。

上述の再点火燃料流スケジューラ−は航空機エンジンの
電子燃料システムに組み込まれたソフトウェアに使用さ
れることが好ましく、少なくとも上述の３つの視点を含
むことが好ましい。

本発明は更に、飛行中の再点火プロセスの間に航空機の
ガスタービンエンジンの燃焼室へのｌ流を制御するため
の再点火燃料流スケジューラ−として形成されることが
好ましく、これは少なくとも以下のエレメントを備えて
なる。

（ｉ）再点火が行われる高度で充分な燃焼状態を維持す
るために最適燃料流を求める手段、（ｉｉ）満足すべき
燃焼状態の存在を検査する手段及び検査の結果に従い、
誤った燃料供給を排除するために燃料流を調節する手段
、 （ｉ　ｉ　ｉ）エンジンのロータの加速の結果と点火加
速スケジュールのデータとを比較する手段及び、少なく
とも点火加速スケジュールのデータを維持するために、
前記比較の結果により燃料流を調節する手段。

本発明は又、上述の再点火燃料流スケジューオアーに使
用される航空機のガスタービンエンジンの燃焼室への燃
料流を制御する方法をも含む。

その他の本発明の視点は、添附の説明と図面を熟読する
ことにより明白となる。

本発明の実施例が添附の図面を参照して例示的に説明さ
れる。

東−施一勇 最初に第１図を参照すると、制御システム１００が、低
圧、中間及び高圧スプールを備えた、航空機の３スプー
ルガスタービンエンジンへ（図示されていない）の燃料
流１０２を制御する。簡単に言えば、制御システム１０
０は、機械的燃料ポンプ１０４、ポンプ送りされた余分
の燃料を戻す回路１０６、電子機械的燃料流測定ユニッ
ト１０８　、再点火燃料スケジューラ−ソフトウェアモ
ジュールｕｘ’ｄｆｉみ込んだメインエンジンデジタル
電子制御ユニット１１０、及び燃料測定ユニット１０８
と一体化された遮断弁１１２、など様々なユニットを含
帆 前記燃料制御ユニットは、燃料測定ユニット１０８への
燃料制御信号１１８により、航空機のエンジンへの燃料
流１０２をすべて制御している。それは同時にその他の
エンジン機能の全部を制御している。

作動中は、低圧の燃料１２２は燃料ポンプ１０４により
燃料ライン１１８へ高圧でポンプ送りされ、それの出力
は燃料測定ユニット１０８により減速される。燃料測定
ユニット１０８は燃料制御ユニット１１０により発生す
る燃料制御信号に従い、ポンプ１０４の出力を制御する
。燃料制御ユニット１１０は、航空機の操縦席からの入
力と、様々な速度からの入力と、エンジン内の温度及び
圧力センサからの入力とからなる多数の信号ＳＡないし
Ｓ、を受信する０本発明の事例においては、信号Ｓアは
高圧スプール速度Ｎ、を含む、当該産業において知られ
ているように、燃料流制御ユニット１１０は、一定の事
前に設定された制御原理を信号ＳＡないしＳ７に応用し
て、通常及び不測の事態に対する制御を行い、それによ
り燃料制御信号１１８を発生する。しかしながらそれに
加えて、再点火燃料スケジューラ−モジュール１１は新
規の制御原理を僅えてなり、一定の高度を超える飛行中
にエンジンが再点火を要求する場合、この新規の制御原
理がその他の制御原理に優先して燃料制御信号１１８を
変具して、再点火のために適当な燃料流スケジュールＲ
を達成し、このＲは時間上に関する燃料流の変数である
。

殆どの時間の間、再点火スケジューラ−の作動の間を含
み、エンジンはポンプユニット１０４が供給可能な燃料
よりも少ない燃料を要求する。そのため、測定ユニット
１０８が燃料制御ユニット１１０からの命令の下に原則
機能を発揮する場合、そこには、燃料戻しループ＋０８
を通って燃料流を制御するバイパス弁（図示されていな
い）を開かせる燃料ライン１１６内に戻し圧力が存在す
る。このバイパス弁は測定ユニット１０８又はポンプユ
ニット１０４内に置くことが可能である。バイパス弁を
通る余分な燃料は次にポンプ１０４の入り口をへと戻さ
れる。

最後に、測定された燃料１０２は遮断弁ユニット＋１２
を通ってエンジンの燃料室内のバーナーへ通過し、遮断
弁ユニット１１２の目的は、エンジンがシャットダウン
した時又はエンジンが始動する前に、完全にエンジンへ
の燃料の流れを防ぐことであり、これは航空機の操縦席
からの電気的始動信号１２４により達成される。

燃料ポンプ１０４に関しては、これはギアトレーン（図
示されていない）を介して航空機のエンジンの軸の１つ
から軸１２８により駆動され、それの出力は駆動される
速度に直接比例している。

ダイヤグラム内には図示されていないけれども、制御シ
ステム１００は航空機のエンジンの外側ケーシング上あ
るいはそれに隣接して配置されている。

第２図に戻ると、タービンファンエンジンの通常の地上
レベルでの点火用の従来の通常の燃料流スケジュール２
００のグラフ表示が示され、これが再点火にも使用され
ている。このスケジュールは高圧スプールのエンジンの
回転速度Ｎ、に対する燃料流速のプロットとして表示さ
れていて、液圧機成式制御システムあるいは電子ユニッ
ト内のソフトウェアモジュールとしていずれかで使用可
能である。

燃料遮断弁（１１２、第１図）を開いた後、スケジュー
ル２００は燃料測定ユニット１０８を制御して、増加す
る高圧スプール速度Ｎ、の名目定数で燃料流を燃焼室へ
供給する。好ましい状態が与えられると、燃料の点火及
び適切に維持された燃焼がライン２００に沿った一定の
点２０２で発生し、そこで、これは自動的が好ましいが
、通常の加速スケジュール２０４に従うように燃料流に
関する制御が変更され、それに対して充分なアイドル速
度を達成するまで燃料流ｆが高圧スプール速度Ｎ、によ
り増加し、そこからエンジンの動力がその他の通常制御
原理に従い所望の方法で増加可能となる。

燃焼室で混合される空気の温度が低い場合は、より多い
燃料流が点火のために必要とされるため、空気の温度が
一定の閾値よりも低い場合は、代替的な「点火フラット
」スケジュール２００　’　が使用される。この「寒い
日の過剰供給」はパイロットにより選択可能であるか、
又は自動的に燃料制御システムにより提供可能である。

上述かられかることは、公知の「点火フラット」タイプ
の点火及び再点火燃料スケジュールは、点火が困難な場
合、高高度で燃焼を維持することが困難な場合、又はそ
の他の、高高度での再点火の間に生ずるターボファンの
困難な問題の場合は考慮していない。

これに対して、第１図に示されている再点火燃料流スケ
ジューラ−ソフトウェアモジュール１１１はそのような
場合も作動し、それの作動はここに第３図ないし′ｔ％
５図を参照して説明される。

第４図のソフトウェアフローチャートに示されている論
理は第３図に示されているように以下の主たる方法で燃
料流をスケジュールするハードウェアを制御する。

■）再点火が試みられる高度で最適の点火及び燃焼を達
成する最適の燃料流を追求する。これを、Ａ及びＢによ
り形成された限度内にあり、これも少なくとも高度の関
数として定義された、傾斜ラインＦにより示される高度
と好ましくは空気速度の関数としての時間に従い次第に
燃料流を増加させる方法で行う。

ｉｉ）高圧スプール速度Ｎ、の変化の割合を事前に設定
されたＮ３の変化の割合に対する低い値と比較すること
により、そして事前に設定された時間間隔を、事前に設
定された値の低い部分から高い部分まで上方へ通過する
ためのＮ３の変化の割合のために取られた時間と比較す
ることにより、満足すべき燃焼状態のＭ１続的存在を検
査する。もしそれが満足すべき状態であれば、燃料流の
増加をＧで停止し、ラインＨに沿って減少させ、その減
少の程度は高度の関数であり、好ましくは空気速度の関
数であり、そして同様にこれは検査データにより決定さ
れるように、エンジンのタイプの特性に依存する。

１１ｉ）Ｎｓの変化の割合を、通常の点火プロセス用の
燃料制御ユニット１１０に組み込まれたデータ点火加速
スケジュール制御原理により要求されるそれと比較し、
実際のＮ３の加速が前記データと同じかそれよりも大き
い限り、ラインＩに沿って燃料流を安定的に維持するが
、実際のＮ、の加速が前記データよりも低い場合は、適
当な加速レベルを回復するために、Ｊラインに沿って安
定的に燃料流を増加させる。

それに加えて、ラインＪにより表示され、最高利得論理
により決定されたある点Ｊ°において、再点火加速制御
原理から引き継ぐために、ラインＫにより表示される、
通常の加速制御原理の準備がなされる。

第３図及び第４図を更に詳細に検討すると、第４図に描
かれている論理はスタートからエンドまで（しかし必要
に応じて変化する経路に沿って）適当な数７秒、例えば
９ないし１０で反復している。４０１でなされた最初の
デシジョンは、再点火ソフトウェアモジュールが選択さ
れたかどうかである。最初の位置でこれは、パイロット
がエンジン始動シーケンスを第１図の制御ユニット１１
０にリンクされた操縦席のスイッチを押すことにより選
択したかどうかに依存する。点火ソフトウェア値も始動
スイッチにより始動することに注意すべきである。始動
スイッチを押したとすると、再点火ソフトウェアモジュ
ールの選択は自動的であリ、制御ユニット１１０（第１
図）にある他のソフトウェアモジュール（図示されてい
ない）からの入力に依存しており、制御ユニット１１０
が最低の高度と空気の速度の限度に対して存在する航空
機のデータ上にある高度と空気の速度データとを監視す
る。監視されている高度と空気の速度とが両方とも最低
限度よりも上にある場合、ＡＮＤ論理が出力フラグビッ
トを与え、デシジョン４０１から、存在する場合はＹＥ
Ｓへ、存在しない場合はＮＯへ進む。後者の場合、論理
はＥＮＤへ行き、次の反復において５ＴＡＲＴに戻るが
、前者の場合は、論理はデシジョン４０３へ進む。

デシジョン４０３が「点火表示装置」を検査し、これが
レジスタにある他のフラッグビットであり、燃料が点火
されている場合はＴＲ１ｌＥを、そうでない場合はＦＡ
ＬＳＥを表示する。該フラッグは次のプロセスで論理に
より設定される。点火表示装置がＦＡＬＳＥに設定され
ると、論理は作用４０５に進み、これが点火を達成する
ために許容可能な燃料流の下限と上限とを計算し、これ
らが￥Ｓ３図にそれぞれあるＡと８として示される。限
度Ａ及びＢは高度の関数として計算され、該関数は、使
用されているエンジンタイプのために、適当な高度検査
セルと飛行検査較正を参照することにより固定される。

一般にＡ及びＢは高度が増加するにつれてこれに密着し
て移動する。

アクション４０５の後、デシジョン４０７は、第１図に
ある燃料遮断弁１１２が開いているか閉じているかを表
示しているフラッグを見る。該フラッグは、弁１１２か
ら制御ユニット１１０への位置フィルタ場信号によりセ
ットされる。パイロットがまだ操縦席へ該弁を開くのを
選択していない場合は、再点火プロセスはまだ開始され
ていなくて、残りはすべてアクション４０９のためにあ
り、再点火論理プロセスの後の反復の間に、再点火を選
択する準備のため、下限Ａに燃料流をセットする。特定
の燃料流設定はもちろん、燃料測定ユニット１０８に対
し適当な燃料制御信号１１Ｂを制御ユニット１１０に出
力させることにより達成される。

デシジョン４０３を否定的にした後に、遮断弁１１２を
開くことは、第３図にあるポイントＧに示されているよ
うに、増加した再点火論理を実際に開始することであり
、デシジョン４０７に対するＹＥＳの回答により、論理
はアクション４１１へ進み、ここで要求された割合での
燃料の増加、第３図にあるつまり傾斜ラインＦ（角度θ
）の傾斜が高度及び空気の速度の関数として計算される
。もう−度、該関数の正確な値がエンジン検査から引き
出される。しかしながら、弁が開いた後に最初にアクシ
ョン４１１が使用される前に、燃料が遮断弁１１２から
バーナー（し１．Ｒされていない）に流れ、適当に気化
して燃焼室へ噴射される時間があることが高度に望まし
い、従って、時間の遅れ４１０が弁１１２が開くことに
より発生し、これが弁１１２が開いた後で、最初の反復
の間にだけ、　４０７と４１１の間の論理プロセスに存
在する。時間の遅れ４１０の間に、測定ユニット１０８
により認められた燃料流の割合は水平ラインＤにより示
されているように、下限Ａにおいて一定に維持される。

注意すべきことは、航空機の高度と空気の速度の急激な
変化のせいで、ラインＦの傾斜は非常に迅速に変化可能
である、ということである。ソフトウェア及びそれの反
復割合の構造は、燃料傾斜流速値が、点火表示装置４０
３がＦＡＬＳＥである限り、毎秒ごとに何回でも更新さ
れる。

次に、ソフトウェアは４１３において、高圧スプール速
度Ｎ３の変化の割合を監視することにより、燃焼機のラ
イトアップ及びライトラウンドの意味で、満足すべぎ燃
料点火を検知する。ライトアップ及びライトラウンドの
定義は、更に説明を進める前に説明する。

適当に装備されたエンジンによる検査ベツド及び飛行検
査により、以下に関して各エンジンタイプに対する燃料
点火特性の概念を決定することは可能である。つまり、
燃焼室内の１つの場所に強い炎を最初に形成する速さ、
つまり「ライトアップ」、バーナーからバーナーへ燃焼
機の周縁を巡って炎が移動する速さ、つまり「ライトラ
ウンド」、そしてライトアップとライトラウンドの結果
として池内のガスの温度が上昇する速さをＴＧＴ上昇と
称する。

ライトアップとライトラウンドの数個の一般的パターン
が大規模な近代的タービンファンエンジンにおいて、こ
こに開示されている燃料スケジュールによる改良された
制御を使用しないで検査により同定されている。該パタ
ーンは以下のとおりである。

（１）速いＴＧＴ上昇による急速ライトアップ及びライ
トアップ、 （２）速いＴＧＴ上昇による遅いライトアップ及びライ
トラウンド、 （３）遅いＴＧＴ上昇による遅いライトアップ及びライ
トラウンド、 （４）ライトラウンドについて速いＴＧＴ上昇が続く場
合の遅いＴＧＴ上昇による遅いライトアップ、 （５）速いＴＧＴ上昇による遅いライトアップであるが
不安定、消えそうで、反復して再点火。

これらパターンは空気速度に対する高度のプロットの異
る領域に現れる。パターン１は理想的で、低い高度から
中間の高度で獲得可能であり（例えば２５０００フイー
ト、約７６００ｍ）、広範囲の空気速度にわたり「風車
減少」が開始した。パターン２はパターン１のそれより
やや高い高度で得られたが、風車減少が開始可能な空気
速度の範囲の低い端に向かりて得られた。パターン１及
び２の両方とも、−船釣に満足すべき開始が得られたが
、次に続く燃料スケジュールが飛行アイドル速度までエ
ンジンを駆動するに充分であることを前提としていた１
本発明の実施例により提出された問題は以下に説明され
ている。パターン３及び４はパターン２よりも高い高度
（４００００フイート、約１２０００ｍ　）で得られた
が、空気速度の範囲の低い側の端でありた。ここに説明
されているように、特別の燃料スケジュールを与えるこ
とがないと、パターン３は不適当なエンジン速度の加速
を生ずる傾向を示し、パターン４はエンジンの加速がな
いとコンプレッサの失速を生じた。パターン５は同様の
高度で、但しいくらか高い空気速度でパターン３及び４
と同様であった。再び、エンジンを適当なアイドル速度
に加速することは不適当であったが、ここに開示されて
いる適当な燃料スケジュールにより満足すべき結果を得
た。

アクシミン４１３の考察に戻ると、前述のように、満足
すべきライトアップ及びライトラウンドをチエツクする
ためにどのようにＮ３の変化の割合を使用するかが詳細
に説明される。

これを達成する簡単な方法は、これは３００００フイー
ト（約９２００ｍ　）までの高度で充分な結果を生ずる
ことがわかっているが、高圧スプール速度Ｎ３の変化の
割合を、ライトアップ及びライトラウンドが満足すべき
場合に、定常的に達成される閾値と比較することである
。これは第５図に描かれており、そこでは時間ｔに対す
る高圧スプール速度Ｎ！のプロット上にあり、そのグラ
フは、エンジンを「風車回転」させることにより達成さ
れるスプールの回転速度を表示する、Ｎ、の低圧値にお
いて水平直線上から開始している。Ｍ点において、傾斜
θ、により表現されている突然のＮ３の加速により示さ
れているように、最初のライトアップが達成される。加
速はグラフ上の点Ｎを通ってＮ続し、Ｎ３の変化の割合
は閾値θ２まで到達し、ライトアップ及びライトラウン
ドが受容可能であることを示している。閾値θ２は最初
のライトアップの後、時間Ｔにおいて達成され、Ｔは始
動の品質により変化する。

更に洗練されたバージョンでは、３００００フイート以
下のそれと同様に、より高い高度で見られるライトアッ
プパターンに適応可能である。再び、第５図がそれを描
くのに使用可能である。使用される加速Ｎ３の１つの閾
値θ２の代りに、２つが達成される、つまり満足すべき
最初のライトアップを表示する低い閾値θ０、及びθ１
よりも充分大きいθ２であり、それらの間で加速するた
めにＮ３に対してとられた時間Ｔはライトアップの言葉
で始動の「良好性」の測定としてとられ得る。

そのため、時間Ｔが一定の較正値よりも低い場合は、始
動は受容可能である。簡単な実施例におけるθ２は更に
洗練された実施例におけるθ２の値と同一である必要は
なく、それでも両者は参照のために第５図に説明されて
いることに気づくべきである。

参考のために、以下の検査が大型ターボファンについて
行われ、以下のＴ値が、ライトアップの燃料傾斜Ｆの継
続を制御し、表示されている方法でステップ減少率Ｈを
開始する時間を制御するために、満足すべきものとして
使用された。

（ｉ）低閾値及び高閾値が３秒以内に達成されると、燃
料傾斜がそれにもかかわらずその３秒間継続し、次にス
テップの減少がその直後に達成される。

（ｉｉ）高閾値が、低閾値の後の３秒ないし１２秒の間
に達成されると、ステップ減少は高閾値の達成と同時に
実行される。

（ｌｆｔ）高閾値及び低閾値が１２秒以上かかつて達成
された場合は、これは遅いライトアップを表示するため
にとられ、ライトアップ燃料傾斜が更に５秒ｍ続する。

この時間の間に燃料流の上限Ｂが継続する燃料傾斜のせ
いで達成されると、ステップ減少は５秒が経通するまで
適用されず、燃料流はしばらくの間上限Ｂに留まる。

しかしながら強調すべきことは、上述の値は隼に事例的
なものであり、異るターボファンの構造（ｍａｋｅｓ）
や、同じターボファンシリーズでも異る構造（ＩＩｌａ
ｒｑｕｅｓ）の間では異る。

論理ダイヤグラムのデシジョン４１５をここで継続する
と、それの出力がＮＯであると仮定すると、アクション
ステップ４１９が実際の燃料流の割合（制御ユニット１
１０に連結された流量針から知られる）を上限ライトア
ップＢ（３４３図）と比較する。実際の燃料流が限度Ｂ
よりも大きい場合は、エンジンが現在の燃料傾斜Ｆの間
に適切に点火するのに失敗したことを意味し、デシジョ
ン４２１がＹＥＳ出力を与え、アクション４２３が実際
の燃料流を下限Ａにリセットし、それによりもう１つの
燃料傾斜Ｆが次の反復において始動し、再点火燃料流ス
ケジュールがポイントＥから効率的に再始動する。他方
、実際の燃料流が現在の反復の間になお限度３より低い
場合は、デシジョン４２１がＮＯの結果を与え、燃料傾
斜が次の反復まで継続すここでちょっとアクション４１
１に戻ると、再点火燃料スケジュールの最初の部分は燃
料傾斜Ｆであり、それの傾斜は注意深く制御され、特定
の高度と前進速度に対し最適ライトアップ燃料流が達成
されるようになっていることは既に説明した。

燃料傾斜はライトアップにおいて高い燃料流の原因とな
り、従って、点火されると、大きな熱放出があり、これ
がエンジンの高圧コンプレッサを駆動して失速状態に入
り、これは特により高い高度で生じやすい、従って、４
１３でＮ３の変化の割合をチエツクすることにより論理
ステップ４１５において満足すべき始動を検知すると、
論理ステップ４１７がＧにおける燃料傾斜を停止し、失
速が開始するのを防ぐために、ラインＨに沿りて燃料流
が下方へステップ変化する。しかしながら、そのような
下方へのステップ変化は単に実用的にすぎない、という
のは、満足すべきライトアップ及びライトラウンドが得
られると、燃焼プロセスは低燃料流を維持できるからで
あり、燃料流の減少は炎を消すほどであってはならない
。炎を消さない程度でステップＨにおいて燃料流が減少
可能な最大量は、再点火高度の範囲を超えてエンジンを
検査することにより決定され（同時に空気速度も考慮す
ることが好ましい）％このデータはソフトウェアの調査
表に含まれる。これにより、それ以下では実際の燃料流
が減少不可能な燃料流の基準ラインのレベルが提供され
る。実際の燃料流の減少量は高度（そして好ましくは空
気速度）の関数であり、通常は基準ラインよりもいくら
か高い燃料流となる。再び、この使用される関数は較正
検査を基礎としている。

ソフトウェアの反復サイクルの実行の前に、４１５にお
いて満足すべきライトアップが検知された場合に続くス
テップ４１７も、ライトアップ表示フラッグをＴＲＩＪ
Ｅにセットし、それにより次の反復において、この論理
はデシジョンステップ４０３においてＹＥＳの方向に分
岐し、継続する燃焼状態を監視するために異るサブルー
チンに入る。

デシジョン４０３からのＹＥＳ出力の後、デシジョン４
２５からのＮＯ比出力、遮断弁１１２の位置がチエツク
され、閉じているとわかったことを表示する。これは、
操縦席からの「閉鎮」の命令が受信され、実行されたこ
とを示している。従フて、次の再点火の準備の可能性の
ために、論理を再データ化するために、デシジョン４２
７においてライトアップ表示フラッグをＦＡＬＳＥにセ
ットすることが必要である。デシジョン４２５からのＹ
ＥＳ出力は、弁１１２がなお開いており、論理が次にデ
シジョン４２９に進み、確実に炎が消えたという表示を
検査することにより判明したＮ、の負のデータ値に対し
、Ｎ３の変化の割合をチエツクすることを示している。

これにより、論理ステップ４１３ｉび４１５により明白
に満足すべきライトアップ及びライトラウンドが確認さ
れた後でも、多数の賽素のせいで炎がなお消える可能性
が示される。このような場合、デシジョン４２９の出力
はＹＥＳであり、論理が前のように再データ化されるよ
うに、アクション４３１によりライトアップ表示フラッ
グが再びＦＡＬＳＥにセットされなければならない。

ここでデシジョン４２９が、満足すべきライトアップの
継続を表示し、ＮＯ比出力与えたとすると、アクション
４３３がＮ３の変化の割合を、満足すべき飛行アイドル
速度への移行とエンジンの正常な制御に必要であると経
験により判明している、データライトアップスケジュー
ルに含まれている値と比較する０次にアクション４３５
は、第３図のライン■及びＪに関して既に説明された燃
料流を制御する。

指摘されるべきことは、高圧スプール速度をエンジン状
態の表示として、又は燃焼状態を判定するためのパラメ
ータとして使用することは、唯一の可能性ではない、と
いうことである。例えばタービンガス温度又はおそらく
コンプレッサの最終段階からの出力における空気の圧力
までも、使用することが可能であろう。

高圧スプール速度を表示するような電気信号を使用する
ことから生ずる問題は、電気的又は電磁的妨害のせいで
ノイズが混入することである。これは例えば、ライトア
ップを誤って表示する変則的に高い値のせいで始動する
燃料のステップ減少を生ずる可能性がある。これは信号
を適当にデジタル又はアナログでフィルタリングするこ
とにより対抗可能である。例えば、ソフトウェアの中で
、Ｎ、の変化の割合の上限及び／又は下限（第５図内の
０１及びθ２）が、有効と判定されるために、特定の時
間の範囲内で特定の多数回以上、Ｎ、の変化の割合によ
り通過しなければならないことを要求する、カウンタを
使用することは簡単である。

【図面の簡単な説明】

第１図は、３スプールガスタービンエンジン用の燃料制
御システムの簡略化した形態を描くブロックダイヤグラ
ムで、この制御システムは本発明による再点火燃料スケ
ジェーラーソフトウエアモジュールを組み込んでいる。 第２図は、従来タイプの燃料流制御スケジュールの「点
火平面図」、 第３図は、本発明による再点火燃料流スケジュールの図
、 第４図は、第３図の燃料流スケジュールを実行するため
の第１図の燃料制御システムを可能とする、上述のソフ
トウェアモジュールのフローチャート、 第５図は、上述のソフトウェアに組み込まれるのに有用
な燃焼品質を検知する原理を描いた図。 １００・・・制御システム、１０２・・・燃料流、１０
４・・・機械式燃料ポンプ、１０６・・・ポンプの過剰
供給燃料の戻り回路、１０８・・・燃料流測定ユニット
、１１０・・・メインエンジンデジタル電子制御ユニッ
ト、１１１・・・再点火燃料スケジューラ−ソフトウェ
アモジュール、１１２・・・遮断弁、１１Ｂ・・・燃料
ライン、１１８・・・燃料制御信号％１２２・・・燃料
、１２４・・・電気式励起信号、２００・・・燃料流ス
ケジュール、２０４・・・正常な加速スケジニール。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、電子燃料制御装置（１００）と、飛行中の再点火プ
   ロセスの間に、航空機のガスタービンエンジンの燃焼室
   への燃料流（１０２）を制御する再点火燃料流スケジュ
   ーラー（１１１）であって、 （ｉ）再点火が試みられる高度で満足すべき燃焼状態の
   ために最適燃料流を求めるための手段（４０５、４１１
   、１１０、１０８）と、 （ｉｉ）満足すべき燃焼状態の存在を検査する手段（４
   １３）と、エンジンへの誤った燃料供給を排除するため
   に検査の結果に従って燃料流を調節する手段（４１７、
   １１０、１０８）と、 （ｉｉｉ）データライトアップ加速スケジュールにより
   結果として生じたエンジンロータの加速を比較する手段
   （４３３）と、少なくともデータライトアップ加速スケ
   ジュールを維持するために必要なものとして比較の結果
   に従つて燃料流を調節する手段（４３５、１１０、１０
   ８）とをエレメントとして備えてなる装置。 ２、最適燃料流（１０２）を求める前記手段（４０５、
   ４１１、１１０、１０８）が、所定の下限（Ｅ）から上
   限（Ｇ）へ向って少なくとも高度の関数である割合（θ
   ）で燃料流を次第に増加させる手段を備えてなることを
   特徴とする請求項１に記載の装置。 ３、燃料流の増加の割合（θ）が高度と空気速度との両
   方の関数であることを特徴とする請求項２に記載の装置
   。 ４、再点火燃料流スケジューラーであって、満足すべき
   燃焼状態を検査する前記手段（４１３）が、表示するエ
   ンジン状態（Ｎ＿３）の変化の割合の値を測定し、前記
   測定された値を前記エンジン状態の変化の割合の事前に
   設定された閾値（θ＿２）と比較する手段を備え、前記
   測定された値が前記事前に設定された閾値（θ＿２）よ
   りも少なくない場合に、満足すべき燃焼状態であること
   を表示することを特徴とする請求項１から３までのいず
   かの項に記載の装置。 ５、再点火燃料流スケジューラーであって、満足すべき
   燃焼状態を検査する前記手段（４１３）が、事前に設定
   された下限及び上限の閾値（θ＿１、θ＿２）を通過し
   て上方へ前記エンジン状態の変化の割合に対してとられ
   た時間（Ｔ）を測定する手段と、前記測定された時間（
   Ｔ）を少なくとも事前に設定された時間の１つと比較し
   、前記測定された時間が前記少なくとも１つの事前に設
   定された時間よりも大きくない場合に、満足すべき燃焼
   状態であることを表示する手段を備えてなることを特徴
   とする請求項１から４までのいずかの項に記載の装置。 ６、再点火燃料流スケジューラーであって、前記検査結
   果に従って燃料流を調節する前記手段（４１７）が、燃
   焼状態が満足すべき場合に燃料流の減少（Ｈ）を生ずる
   手段と、少なくとも高度の関数としてある減少（Ｈ）の
   程度を変更するための手段とを備えてなる請求項１、４
   、５に記載の装置。 ７、再点火燃料流スケジューラーであって、前記検査結
   果に従って燃料流を調節する前記手段（４１７）が、燃
   焼状態が満足すべき場合に燃料流の減少（Ｈ）を生ずる
   手段と、少なくとも空気速度の関数としてある減少（Ｈ
   ）の程度を変更するための手段とを備えてなる請求項６
   に記載の装置。 ８、再点火燃料流スケジューラーであって、表示するエ
   ンジン状態が高圧スプール速度（Ｎ＿３）であるか又は
   タービンガス温度であることを特徴とする請求項４から
   ７のいずれかの項に記載の装置。 ９、再点火燃料流スケジューラーであって、前記表示す
   るエンジン状態がコンプレッサ出口圧力であることを特
   徴とする請求項４から７のいずれかの項に記載の装置。 １０、再点火燃料流スケジューラーであって、エンジン
   ロータの加速の結果をデータライトアップ加速スケジュ
   ールと比較する前記手段（４３３）が前記高圧スプール
   速度（Ｎ＿３）の変化の割合を前記データと比較する手
   段を備えてなることを特徴とする請求項１から９までの
   いずれかの項に記載の装置。 １１、再点火燃料流スケジューラーであって、前記比較
   の結果に従って燃料流（１０２）を調節する前記手段（
   ４３５、１１０、１０８）が、実際のロータの加速が前
   記データと同じかそれより大きい限り、一定の燃料流を
   維持する手段を備え、実際の加速が前記データよりも低
   い場合、適当な加速レベルを回復するように、着実に燃
   料流（Ｊ）を増加させる手段を備えてなる請求項１又は
   １０に記載の装置。 １２、電子燃料制御装置（１００）であって、請求項１
   から１１までのいずれかの項に記載の再点火燃料流スケ
   ジューラー（１１１）により特徴づけられる装置。 １３、電子燃料制御装置（１００）であって、正常な加
   速制御原理（Ｋ）を可能とするための最高利得論理手段
   により特徴づけられ、正常な加速制御原理（Ｋ）の制御
   の下における加速が最高利得論理手段の制御の下におけ
   る加速よりも大きい場合に、再点火燃料流スケジューラ
   ーから引き継ぐ（ｔａｋｅｏｖｅｒ）ことを特徴とする
   請求項１２に記載の装置。