JPH0318628A - ガスタービンエンジン用加速制御装置 - 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】 「産業上の利用分野］ この発明は航空機に動力を付与するためのガスタービン
エンジンに関し、特に、加速時における燃料供給へ１を
適切な値に制御することのできるガスタービンエンジン
用の加速制御装置に関する。

［従来の技術］ 公知のように、軸流圧縮機を利用するガスタービンエン
ジンはストール（ｓｔａｌｌ）およびサージ（ｓｕｒｇ
ｅ）を受け易い。ストールは、迎え角および他の条件に
より圧縮機ブレードに隣接する空気の境界層が分離して
ＦＥ力脈動を誘起する場合に圧縮機に生じ易い。脈動が
静まらずかつ他のブレードに伝搬するように許容される
ならば、圧縮機全体がサージし、エンジン不調に至るか
も知れない。従って、この分野においては、発生したサ
ージを除去し、又は発生したサージの継続を防止する手
段を設ける試み、さらに、サージを未然に防ぐための手
段を設ける試みが為されてきている。

従来、燃料制御装置はエンジンがサージを発生すること
なく加速されることを保証するのに十分なサージマージ
ンを（ｆずる開ルーブスケジュールを設けるように設計
される。かかるスケジュールに許容される原理はエンジ
ン条件がいかなる状態にあってもサージが回避されるよ
うに最悪の運転条件においてエンジン運転ラインとサー
ジラインとの間に十分なマージンを設けることにある。

この原理を使用して設けられたマージンは最も安全な運
転条件下で達成されることができる加速率と最悪の運転
条件に要求されるサージマージンとの間の妥脇である。

加速時間がサージを回避するために常に犠牲にされるの
で、加速時間は最悪の運転条件以外の運転条件下におい
ては所望されるようには速くならない。もちろん、でき
るだけ速くエンジンを加速するのが理想であり、その結
果、総ての運転条件において急速な加速を許容しながら
ザージの回避を保証する手段がこの技術において望まれ
る目標である。

加速時に要求されるサージマージンは、通常、エンジン
が遭遇する可能ＰＬのある′（その可能性が極めて低い
としても）最も厳しい運転条件に基づいて設定されるの
で、エンジン運転状態が最悪の場合のサージマージンを
想定しない制御を実行するならば、ほとんどの運転条件
において加速効率を高められることは明らかである。し
かしながら、サージは飛行安全を保証するためにすべて
の運転条件において回避されねばならないので、このよ
うなことは問題に対して許容し得ない解決である。

公知のように、本出願の譲受人である、ユナイテッド　
テクノロジーズ　コーポレーションのハミル１・ン・ス
タンダード・デビジョンによって製造されたＪＦＣ−１
２，Ｊｒ；’Ｃ−６０およびＪ　ＦＣ−６８のごとき燃
料制御装置はエンジンの意図されるすべての運転におい
てストール回避のために十分なストールマージンを有す
る開ルーブスケジュールを提供する。加速制御装置の詳
細に関しては、上述された制御モデルを参照すべきであ
る。

かかる制御装置に誌いては、Ｗｆ／ＰＩ３（Ｗｆはボン
ド／時間における燃料流ｈｔそしてＰＩ３はボンド／乎
方フィート絶対単位におけるバーナ圧力である）によっ
て示される制御パラメータが用いられる。このパラメー
タは、ツインスプールエンジンの圧縮機速度（低圧圧縮
機Ｎ．かまたは高正圧縮機Ｎ，）及び圧縮機速度を双準
偵に補正するために選択される他のエンジンパラメータ
の関数として変化し、バーナ圧力（１）Ｂ）の実際値又
はこれと同等のパラメータ偵によって乗算され、これに
より、加速時におけるエンジンへの燃料供給’１１が決
定される。

他のエンジン制御機構において（よＷ　ｒ　／　Ｐ　Ｉ
３パラメータと同寺の制御パラメータとして機能するｄ
ｔＮ＋またはｄｔＮ，（速度変化串信号）を利用するこ
とができる。しかし、いずれの場合においても、又はそ
の組み合わせにおいても、最悪の運転条件以外の条件下
におけるストールマージンは過剰気味にならざるを得ず
、従って、本質的に最悪の条件下で運転しないときには
遅い加速時間を提ｏｌ．することとなる。これらの装置
のかかる欠点はさらにエンジン運転状態が動力抽出、圧
縮機抽気およびエンジン効率低下等により標準状態から
逸脱するときにより顕著となる。

「発明が解決すべき課題１ 従って、本発明の目的は、圧縮機抽気、動力抽出及びエ
ンジン効率低下等とは独立してエンジンの全運転領域に
おいて適切なストールマージンを設定することのできる
ガスタービンエンジン用の加速制御装己を提供すること
にある。

［課題を解決するための手段及び作用］１；記及び１二
記以外の目的を達成するために、本発明の第１の構成に
よれば、 １″［縮機、エンジン作動流体を発生ずるためのバーナ
、前前記エンジン作動流体によって駆動され前記圧縮機
を駆動するタービン、エンジン運転パラメータに応じて
前記バーナヘ供給される燃料流ｔｈＩ１を制御する燃料
制御手段とを有し、ガスタービンエンジンの加速モード
を制御する加速制御装置であって、　　前゛記圧縮機の
ストールマージンを設定する手段を有し、該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位１ｄにおける圧力との比である基準
値としての圧縮機ストールリミット値を示す第１の信号
を生起する手段と、　＋ｉｆｆ記バーナの圧力の実際値
に応じて第２の信号をｔｐ起ずる手段と、 前記第ｉ及び第２の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流Ｍを制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段とから構成され、前記ストールマージンが圧縮
機抽気、動力抽出及びエンジン効率低下から独立してい
ることを特徴とするガスタービンエンジン用加速制御装
置が提供される。

また、本発明の第２の構成によれば、 縮機、エンジン作動流体を発生するためのバーナ、前前
記エンジン作動流体によって駆動され前記圧縮機を駆動
するタービン、ファン、該ファンからＩ］七出される空
気を案内するバイパスダクト、エンジン運転パラメータ
に応じて１１ム記バーナヘ供給される燃料流ら１を制御
する燃料制御手段とをｎ′し、ガスタービンエンジンの
加速モードを制御する加速制御装にであって、 １）４記圧縮機のストールマージンを設定する手段を存
し、該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
としてのｒＥ縮機ストールリミット値を示す第１の信号
を生起する手段と、　前記バーナの圧力の実際値に応じ
て第２の信号を本起する手段と、 前記ｉｆ及び第２の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流ｍを制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段と、　前記バイパスダクト内における圧力損失
を補償する手段とから構成され、され、 該圧力損失補償手段が、前記圧縮機の速度の関数として
のエンジン圧力比を示す第３の信号を生起する関数ジェ
ネレー夕と、　前記第３の信号とエンジン圧力比の実際
値との差を示す信号を生起し、これにより前記第１の信
号を補正する比較手段とを有することを特徴とするガス
タービンエンジン用加速制御装己が提供される。

［実　施　例］ 東施例においては、ツインスプール型軸流ガスタービン
ファンジェット５１（用架エンジンに関して記載されて
いるが、本発明に係る加速制御装読は非軍用用途に使用
されるストレートジェットおよびエンジンのごとき、他
の型のエンジンにおいてら用いることができること（よ
いうまでもない。また、実施例においてはアナログ論理
形式において示されているが、ｌ）　ＥＴ．’．　Ｃ　
（デジタル電子エンジン制ａ）として知られるＦ　−　
１　０　０系のエンジンおよびＦ　Ａ　Ｄ　Ｅ　Ｃ　（
全権デジタル電子制御）として知られるＦ−１１９系の
改良型エンジンに使川される制御のごとき、オベでの電
子デジタル型制御において用いることが可能である。。

Ｆ！００系の軍用エンジンは、本件出願人である、ユナ
イテッド　テクノロジーズ　コーポレーションの！部門
であるブラット・アンド・ホイットニー・エアクラフト
によって？Ｊ造され、モしてＦ　１　１　９は将来の軍
事用途に現花開発されている。

第１図において、ツインスプール型軸流ファンジェット
エンジン１０は、低圧タービン部分１４によって駆動さ
れるファン／低圧圧縮機部分ｌ２を（ｆずる低圧スプー
ルおよび高圧タービン部分ｌ８によって駆動される高圧
圧縮機部分＋６からなる高圧スブールからなる。環状バ
ーナ２０には燃料が供給され、この燃料がバーナ２０に
導入される加圧空気と燃焼することにより高温ガスを発
生してタービンに動力を付与する。ファンｌ２からから
導入される空気はその一部がコアエンジンに入り、他の
１１＜分がバイパスダクト１５を通ってバイパスされて
コアエンジン（タービン）からの燃焼ガスと混合するよ
うにスプリツタＩ３によって分割される。

１１７ｉ記から明らかなように、バイパスダクトからの
放出空気とともにタービン（コアエンジン）から放出さ
れる燃焼ガスは結局エンジンに推力を付与する排出ノズ
ルを通って放出されるウ多くの軍事用途および同様に幾
つかの他の用途において、オーグメンタがこの好適な実
施例において開示されるように使用される。オーグメン
タ２４は、２次燃焼器部分において燃料を燃焼すること
によりエンジンに追加の推力を付加する。この場合に、
オーグメンタは適宜な燃料ノズル、炎ホルダおよび排出
ノズル２６を含んでいる。排出ノズル２６は適切なエン
ジン熱力学サイクルがオーグメンタ運転時及びオーグメ
ンタ非運転時において適切に維持されるようにその通路
断面積が可変に制御される。　バーナに供給される燃料
流Ｊｉｔは、動力レバー２７の位置に応じてエンジンの
定常運転状態および過渡運転状態においてエンジン運転
状態を最適に維持するように燃料制御装置３０により自
動的にＭｉｉ値に制御される。尚、燃料制御装置３０【
よ、電子的に、機械的に、油圧的に、油圧機械的にまた
はその組み合わせで実施されることができる利用し得る
従来の制御装置であってもよい。これらの従来制御装置
においてはこの発明により利用することができる速度、
温度および圧力等が制御パラメータとして用いられてい
る。

第１図に最良に略示されるように、この発明の加速制御
は補正された速度信号（Ｎ　ｔ／ｒ　ｏ　）を発生する
。この速度信号は、海水面温度値（５１８．７゜ランキ
ン温度）により圧縮機入口温度（’ｒ，．ｓＸ下付き文
字２．５はエンジンの特定の部位（ステーション）を指
定するものであり、その指定は種々のエンジン系および
モデルにより変化することができる）を除算して０を求
め、このＯの平方根により高圧圧縮機の回転速度Ｎ，を
除算することにより求めることができる。この演算にお
いて用いられる圧縮機入口温度は直接検出された値であ
っても、または他の検出値から算出した杭であっても′
よい。この速度信号（Ｎ．，＃０）は関数ジェネレータ
３２に入力される。関数ジェネレータ３２は、速度信号
（ｒ’ｉｔ／ｒθ）の関数として予め設定されている基
準値としてのストールリミット信号（Ｉ’ｌｌ／ＰＳ，
３、，）をライン４０に出力する。

この数値１３．２はバイパスダクト１５内における所定
のエンジンステーシジンを指定しており、本実施例にお
いては、ファンｌ２の下流側で且つ才−グメンタ入口の
４一流側である。尚、他のステーションにおける圧力（
Ｐｔ．　ｓ．　Ｐｕｓ．　Ｐ＠等）を用いることも可能
である。Ｐ　Ｒ　／　Ｐ　Ｓ　Ｉ３．　ｔの竹は高圧圧
縮器■６の圧力比の近似値となる。即も、バイパスダク
ト内の圧力（ライン３６）はバイパスダクト１５を介し
て高圧圧縮７５ｌ６の入口ｎ：．力に直接関連付けられ
るとともに、公知のように、バーナ圧力は、高圧圧縮器
Ｇ．ｔ：出圧力にほぼ専しくなるからである。

高圧圧縮器ストールリミット値が速度信号（Ｎ，／１０
＞の関数として予かじめプロットされているので、算出
された速度信号に対応ずるスロールリミット値を用いる
ことζこより適切なストールマージンを設定することが
可能となる。

演算器４４にはストールリミット信号がライン４０を介
して人力されるとともに、ライン３６を介してＰＳ＋ｓ
．ｔの実際値が人力され、ＰＳ＋３．，の実際値に対応
ずる加速時用１３　Ｂリミット値がストールリミット信
号とｒ’ｓｒｓ．ｔの実際値との積として算出される。

従って、ここで算出されたＰ■リミット値は、圧縮機油
気、動力抽出及びエンジン効率低下とは独立した値とな
り、これらのエンジン状態を補償するための特別の補正
を行う必要はない。

比較器４２には、算出されたＰＢリミット値及びＰロの
実際値が入力され、これらを比較することによりエラー
信号が生起される。このエラー信号に基づいて燃料制御
装２２３０はバーナ２０に供給する燃料流伶を制御し、
ここに閉ループが形成される。

最小値選択ゲート４６を用いることが可能であり、この
最小値選択ゲート４６により、定常運転時におけるＰＢ
リミット値と本実施例に基づいて算出される加速時にお
けるＰｎリミット偵の小さい方の値が選択される。この
般小｛／（選択ゲートは、本実施例が適用される特定の
装置において用いることが可能である。

第２図は、本発明の第２の実施例を示してし、１る。

本実施例において１よ、第１実施例におけるＰ　Ｓ　，
３．，に代えて、オーグメンタ２４の入口圧力Ｐ８を用
いている。この結果、バイパスダクト１５内における圧
力損失により、高圧圧縮機の入口圧力との差が第１実施
例に比して問題となる。従って、第２実施例においては
、この圧力損失を補償するための手段が設けられている
。

第３図において、関数ジェネレータ６０には、低圧Ｔ〔
縮機の入口温度を標準海水而温度（５　１　８．７ラン
キン温度）により除算した値の平方根により低圧圧縮機
の回転速度Ｎ．を除算した値である速度信号（　Ｎ　＋
　Ｃ　ｔ　）が人力される。関数ジエネレータ６０には
予じめ基準値としてのエンジン圧力比（　ＥＰ　Ｒ’）
が速度信号（Ｎｅｃｔ）の関数として設定してあり、人
力された速度信号に対応するＥ１）　Ｒをライン６２を
介して演算器６４に出力する。

演算器６４には、Ｅ　Ｉ）　ｒｔの実際値が人力され、
このＥＰｌの実際値とライン６２からの基準値としての
ＥＰＲとからエラー信号△ＥＰＲを算出し、これを関数
ジエネレータ６８に出力する。尚、ＥＩ）　Ｉｌの実際
値は、ｐｓ（オーグメンタ入口圧力）／Ｐ，（低圧圧縮
機入口圧力）として算出される。

また、Ａ　ＥＰＲがバイパスダクトにおける圧力損失の
関数であることはいうまでもない。関数ジエネレータ６
８には△ＰＢ／Ｐａが△ＥＰＲの関数として予じめ設定
されており、入力された△ＥＰＲに対応する△Ｐ　ＩＩ
　／　Ｐ　ｓをライン７０に出力する。この△ＰＢ／Ｐ
ｅはバイパスダクトにおける圧力損失を補償するための
値であり、加算器７２において第２図のライン４０を介
して人力されるＰ　１１　／　Ｐ　＠に加算される。こ
の加算補正されたＰｎ　／　ｐ　ｓは第２図及び第３図
に示す演算器４４に入力され第１実施例と同様に処理さ
れる。

第１及び第２実施例により算出されたＰＢリミット値は
、ｄｔＮ＊加速モードを使用する制御機構の上限値（ト
リム４１　（　ｔ　ｒ　ｉ　ｍ　）又はトツパー値（ｔ
ｏｐｐｅｒ））として使用することができる。

この場合、エンジン状態によりｄｔＮ＊に基づく基や加
速率が許容されない状態において、エンジンストール発
生の造険性なしに過渡時における制御を行うことが可能
である。尚、上記第Ｉ及び第２実施例に示ずようにＰ　
Ｂ　／　Ｐ　Ｓ　＋ｓ．　ｔ又はＩ’Ｂ／【》６による
加速制御を単独で行う場合には、最も迅速な過渡制御が
可能であることはいうまでもない。

「発明の効果］ 本発明の第１の構成においては、バーナＩＥ力と所定の
エンジン内圧力との比を圧縮機の速度に関連する基準値
としての関数として用い、この比とバーナ圧力の実際値
を用いることによりバーナ圧力の制御信号を生起し、こ
の制御信号に基づいて燃料供給ｒＩ１を制御するように
構成しているため、ＦＥ縮機抽気、動力抽出及びエンジ
ン効率低下等から独立したストールマージンの設定が可
能となる。

【図面の簡単な説明】

第Ｉ図は本発明の第１の実施例に係るガスタービンエン
ジン用加速制御装置を示す概略図であり、第２図及び第
３図は、本発明の第２の実施例に係るガスタービンエン
ジン用加速制御装巴を示す概略図である。 図中、符号１０はツインスプール軸流ファンジェットエ
ンジン、１２はファン／低正圧縮器部分、ｌ４は低圧タ
ービン部分、口５はバイパスダクト、ｌ６は高圧圧縮器
部分、１８は高正タービン部分、２０はバーナ、２４は
オーグメンタ、３０は燃料制御装置、３２．６０は関数
ジエネレータ、４２．６４は比較４、４６は最小値選択
ゲートを示す。 また、本発明の第２の構成においては、上記の効果に加
えて、バイパスダクト内における圧力損失が目動的に補
償され適切なストールマージンの設定が可能となる。 令舛判＝井亨

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 （１）圧縮機、エンジン作動流体を発生するためのバー
   ナ、前前記エンジン作動流体によつて駆動され前記圧縮
   機を駆動するタービン、エンジン運転パラメータに応じ
   て前記バーナへ供給される燃料流量を制御する燃料制御
   手段とを有し、ガスタービンエンジンの加速モードを制
   御する加速制御装置であって、 前記圧縮機のストールマージンを設定する手段を有し、
   該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
   ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
   としての圧縮機ストールリミット値を示す第１の信号を
   生起する手段と、前記バーナの圧力の実際値に応じて第
   ２の信号を生起する手段と、 前記第１及び第２の信号に応答して前記バーナに供給さ
   れる燃料流量を制限するように前記燃料制御手段を制御
   する手段とから構成され、 前記ストールマージンが圧縮機抽気、動力抽出及びエン
   ジン効率低下から独立していることを特徴とするガスタ
   ービンエンジン用加速制御装置。 （２）前記エンジンは、ファン、ファン吐出空気を案内
   するファンバイパスダクト及びオーグメンタを有し、前
   記エンジンの他の所定位置が前記ファンバイパスダクト
   内に位置することを特徴とする請求校（１）に記載の加
   速制御装置。 （３）第３信号を発生するために前記ファンバイパスダ
   クト内において実際の圧力に応答する手段、前記バーナ
   の圧力の限界値を表す第４信号を発生するために前記第
   １信号および前記第３信号を乗算するための乗算手段、
   および前記燃料制御手段をさらに制御するために前記第
   ４信号と実際のバーナ圧力との誤差に応答する手段を含
   むことを特徴とする請求項（２）に記載の加速制御装置
   。 （４）前記第１信号は前記圧縮機の入口の温度と５１８
   ．７°ランキンを表す基準値に補正された圧縮器速度に
   応答することを特徴とする請求項（３）に記載の加速制
   御装置。 （５）前記燃料制御手段は前記バーナの圧力の値を制限
   する定常状態信号を確立しそして最小選択手段が前記誤
   差応答手段を制御するために前記定常状態信号と前記第
   ４信号との間の最小値を選択することを特徴とする請求
   項（４）に記載の加速制御装置。 （６）それぞれ高圧用タービンおよび低圧用タービンに
   よつて駆動される高圧圧縮機および低圧圧縮機、前記高
   圧用タービンおよび低圧用タービンに動力を付与するた
   めにガスを発生するためのバーナ、前記バーナへの燃料
   流を調整するための燃料制御手段、および加速運転モー
   ドの間中前記エンジンを制御するための加速手段を有す
   るツインスプール、軸流ファンジェットエンジンにおい
   て、第１信号を確立するために補正された高圧圧縮機ロ
   ータ速度に応答する手段、第２信号を発生するためのバ
   ーナ圧力対他のエンジン運転パラメータの限界比を表す
   基準値としてのストールリミット値を確立する前記第１
   信号に応答する関数発生手段、前記加速モードの間中前
   記バーナ圧力の限界を表す第３信号を発生するために前
   記パラメータの実際値および前記第２信号に応答する乗
   算手段、及び、前記バーナ圧力の実際値と前記第３の信
   号に応答して前記燃料制御手段を制御するエラー信号を
   生起し、これにより、前記加速モードにおける前記高圧
   圧縮機のストールマージンを設定する手段とから構成さ
   れることを特徴とする加速制御装置。 （７）ファン吐出空気を案内するバイパスダクトが設け
   られており、前記パラメータは前記バイパスダクト内の
   圧力であることを特徴とする請求項（６）に記載の加速
   制御装置。（８）前記燃料制御手段は定常状態エンジン
   運転の間中前記バーナ圧力の限界を表す第４信号を発生
   するための手段、および前記実際のバーナ圧力と前記第
   ３信号または前記第４信号との間の誤差を確立するため
   に前記第３信号と前記第４信号との間の最小値に応答す
   るゲート手段を含むことを特徴とする請求項（７）に記
   載の加速制御装置。 （９）前記低圧圧縮機ロータ速度はエンジン入口温度お
   よび５１８．７゜ランキンの関数として計算される基準
   値に補正されることを特徴とする請求項（６）に記載の
   加速装置。（１０）圧縮機、エンジン作動流体を発生す
   るためのバーナ、前前記エンジン作動流体によつて駆動
   され前記圧縮機を駆動するタービン、ファン、該ファン
   から吐出される空気を案内するバイパスダクト、エンジ
   ン運転パラメータに応じて前記バーナへ供給される燃料
   流量を制御する燃料制御手段とを有し、ガスタービンエ
   ンジンの加速モードを制御する加速制御装置であって、 前記圧縮機のストールマージンを設定する手段を有し、
   該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
   ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
   としての圧縮機ストールリミット値を示す第１の信号を
   生起する手段と、　前記バーナの圧力の実際値に応じて
   第２の信号を生起する手段と、 前記第１及び第２の信号に応答して前記バーナに供給さ
   れる燃料流量を制限するように前記燃料制御手段を制御
   する手段と、　前記バイパスダクト内における圧力損失
   を補償する手段とから構成され、 該圧力損失補償手段が、前記圧縮機の速度の関数として
   のエンジン圧力比を示ず第３の信号を生起する関数ジェ
   ネレータと、前記第３の信号とエンジン圧力比の実際値
   との差を示す信号を生起し、これにより前記第１の信号
   を補正する比較手段とを有することを特徴とするガスタ
   ービンエンジン用加速制御装置。（１１）前記エンジン
   はオーグメンタを含み、前記他のステーションは前記オ
   ーグメンタの入口にあることを特徴とする請求項（１０
   ）に記載のガスタービンエンジン用加速制御装置。（１
   ２）第４信号を発生するために前記オーグメンタの入口
   において実際の圧力に応答する手段、前記バーナの圧力
   の限界値を表す第５信号を発生するために前記第１信号
   および前記第４信号を乗算するための乗算手段、および
   前記燃料制御手段をさらに制御するために前記第５信号
   と実際のバーナ圧力との誤差に応答する手段を含むこと
   を特徴とする請求項（１１）に記載の加速制御装置。 （１３）前記第１信号は前記エンジンの入口の温度と５
   １８．７゜ランキンを表す基準値に補正された圧縮器速
   度に応答することを特徴とする請求項（１２）に記載の
   加速制御装置。 （１４）前記燃料制御手段は前記バーナの圧力の値を制
   限する定常状態信号を確立しそして最小選択手段が前記
   誤差応答手段を制御するために前記定常状態信号と前記
   第５信号との間の最小値を選択することを特徴とする請
   求項（１３）に記載の加速制御装置。 （１５）それぞれ高圧用タービンおよび低圧用タービン
   によつて駆動される高圧圧縮機および低圧圧縮機、前記
   高圧用タービンおよび低圧用タービンに動力を付与する
   ためにガスを発生するためのバーナ、前記バーナへの燃
   料流を調整するための燃料制御手段、および加速運転モ
   ードの間中前記エンジンを制御するための加速手段を有
   するツインスプール、軸流ファンジェットエンジンにお
   いて、第１信号を確立するために補正された高圧圧縮機
   ロータ速度に応答する手段、第２信号を発生するための
   バーナ圧力対地のエンジン運転パラメータの限界比を表
   す基準値としてのストールリミット値を確立する前記第
   １信号に応答する関数発生手段、前記加速モードの間中
   前記バーナ圧力の限界を表す第３信号を発生するために
   前記パラメータの実際値および前記第２信号に応答する
   乗算手段、及び、前記バーナ圧力の実際値と前記第３の
   信号に応答して前記燃料制御手段を制御するエラー信号
   を生起し、これにより、前記加速モードにおける前記高
   圧圧縮機のストールマージンを設定する手段と、補正さ
   れた低圧圧縮機ロータ速度の関数としてエンジン圧力比
   信号を発生するための関数発生器を含んでいるバイパス
   ダクト圧力損失補正手段と組み合わせて、前記燃料制御
   手段をさらに制御するための誤差信号を発生して前記エ
   ンジンの加速モードの間中前記高圧圧縮機用ストールマ
   ージンを確立するために実際のバーナ圧力および前記第
   ３信号に応答する手段、発生されたエンジン圧力比と前
   記第１信号を変更する実際のエンジン圧力比との間の差
   を計算するための手段からなることを特徴とする加速制
   御装置。 （１６）前記燃料制御手段は定常状態エンジン運転の間
   中前記バーナ圧力の限界を表す第４信号を発生するため
   の手段、および前記実際のバーナ圧力と前記第３信号ま
   たは前記第４信号との間の誤差を確立するために前記第
   ３信号と前記第４信号との間の最小値に応答するゲート
   手段を含むことを特徴とする請求項（１５）に記載の加
   速制御装置。 （１７）前記低圧圧縮機ロータ速度はエンジン入口温度
   および５１８．７゜ランキンの関数として計算される基
   準値に補正されることを特徴とする請求項（１６）に記
   載の加速制御装置。