JPH0713482B2 - 燃料制御装置 - Google Patents

燃料制御装置

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JPH0713482B2
JPH0713482B2 JP61256715A JP25671586A JPH0713482B2 JP H0713482 B2 JPH0713482 B2 JP H0713482B2 JP 61256715 A JP61256715 A JP 61256715A JP 25671586 A JP25671586 A JP 25671586A JP H0713482 B2 JPH0713482 B2 JP H0713482B2
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  • Control Of The Air-Fuel Ratio Of Carburetors (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明はガスタービン航空機用エンジンの制御システム
に関し、特に、例えば火災による過熱のための要素故障
の場合に、エンジンの機械的一貫性とエンジンが搭載さ
れる航空機の制御とをできる限り保護するように故障す
ることを保証する電子制御システムに関する。
〔従来の技術〕
滅多に起ることではないがガスタービンエンジン、ある
いはその近くで火災が発生し、エンジンの電子制御シス
テムを過熱してしまう場合、制御システムは安全で、か
つ予知しうる要領で故障することが重要である。例え
ば、エンジンが現時点で必要とされる以上に著しく多量
の燃料を燃料制御システムが流すようにさせる要素故障
によつてエンジンを致命的に過速度とさせることがあり
うる。そのような事故はFADEC（フルオーソリテイデジ
タル電子制御）システムの場合は特に重要である。その
ような場合、エンジンの一貫性はエンジンの各種アクチ
ユエータを直接制御するデジタル電子装置が正確に機能
しているか否かに左右される。したがつて、制御システ
ムがフエイルセイフであることが極めて重要である。
従来は、エンジンのある部分の温度が制御システム、し
たがつてエンジンの一貫性を損ないうる厳しい過熱を示
すある値を上廻ると、過去の制御システム、即ち油圧機
械的／アナログ電気システムでは電力源から外され、そ
のため燃料供給系統の弁を閉鎖することによつてエンジ
ンの通常の制御を無効としエンジンから燃料を抜き、作
動を止めるように単に配備して前記の問題に対処してき
た。実際に、弁は停止部材に対して衝撃され、該停止部
材が弁を十分破壊して開放させ、燃焼室でのパイロツト
炎は保持するが実質的な動力を提供するには不十分な値
に燃料の流量を保つようにさせる。
従来技術による方法においては、制御システムが可能と
する過速度制限制御モードは、通常の制御モードと共に
無効にされるので、過熱状況下での制御の問題とは無関
係とされる。
過去においては、エンジン部分の温度を検出する手段は
単純な可溶性リンクであつて、これは制限温度に達する
と回路接続を破断し、制御システムへの電力を切ること
であつた。
しかしながら、現在の安全上の考え方では前述の従来技
術の方法は、可溶性リンクが近代的な電子システムの信
頼性に合致するに十分な機械的一貫性を有していないと
いう点においてFADECシステムに対しては不十分である
としている。また、エンジンが過熱すると弁を閉鎖させ
ることによりエンジン速度の上昇を単に阻止するだけで
は十分ではない。何故なら、このエンジンの自動停止は
航空機の制御を一層困難にするからである。その代り、
デジタル電子制御システムでは制御システムの要素故障
によりエンジンの制御を止めるまでは火災の間できるだ
け長くエンジンを制御すべきであつて、要素故障の発生
の際エンジン速度の上昇方向暴走をさせてはならない。
〔発明が解決しようとする問題点〕
本発明は、その制御モードがエンジンあるいは制御シス
テムの遭遇する状況に応じて選択的に交替される制御シ
ステムを提供することにより前述の問題を解決しようと
する。
本発明はその最広義の局面においては、エンジンの状態
信号に応答してエンジンに対して少なくとも１つの制御
モードを実施する少なくとも１個の制御手段を含む、ガ
スタービン航空機用エンジンの、フエイルセイフ制御シ
ステムであつて、少なくとも１つの制御システムの状況
信号により表示される制御システムの状況をモニタする
手段と、少なくとも１つの制御システムの状況信号が所
定限度を越えて変動するとエンジンをフエイルセイフモ
ードにするフエイルセイフ制御手段をさらに備えた制御
システムを提供する。例えば、前述の過熱問題を扱うた
めに、制御システムの状況信号は燃料制御システムが経
験する温度を表示し、フエイルセイフ制御モードは速度
制限制御モードである。しかしながら、その他の実施例
に対しては、本発明の発明者は、状況信号を例えば、予
想範囲を越えて変動すると故障の可能性を示す制御シス
テムあるいはその要素による１個以上の出力信号とすれ
ばよいと考える。
〔問題点を解決するための手段〕
本発明も以下のようなガスタービン航空機用エンジン
の、フエイルセイフ制御システムを同様に、しかしさら
に特定的に提供する。
（ａ） エンジンの状況信号に応答してエンジンに対し
て第１の制御モードを実行する第１の制御手段と、 （ｂ） 少なくとも１個のエンジンの状況信号に応答し
てエンジンに対して第２の制御モードを実行する第２の
制御手段とを含み、少なくとも１個のエンジンの状況信
号が所定限度を越えて変動すれば常に第２の制御手段が
第１の制御手段からエンジンの制御を引継ぎ、少なくと
も１個のエンジンの状況信号が所定限度内に戻るまでは
エンジンを制御し続けるよう配置され、少なくとも１個
の制御システムの状況信号により表示される制御システ
ムの状況をモニタする手段と、少なくとも１個の制御シ
ステムの状況信号が所定限度を越えて変動すれば第１と
第２の制御手段を切り離してエンジンをフエイルセイフ
制御モードとするフエイルセイフ制御手段とがさらに設
けられている。
本発明の一つの局面によれば、ガスタービン航空機用エ
ンジンの燃料制御システムは、 （ａ） エンジンの回転速度を検出し、その速度を示す
速度信号を発生する手段と、 （ｂ） エンジンへの燃料の流量を計量する燃料流量計
量手段と、 （ｃ） 前記燃料流量計量手段に関連して作動し、エン
ジンに対する燃料の流量に対して第１の通常の制御モー
ドを実行する第１の電子制御手段と、および （ｄ） 燃料流量計量手段に関連して作動し前記の速度
信号に応答してエンジンに対する燃料の流量に対する第
２の速度制限制御モードを実行する第２の電子制御手段
とを含み、速度信号が過速度を示す所定値を上廻れば常
に第２の制御手段が第１の制御手段から燃料の流量の制
御を引継ぎ速度信号が所定値以下に低下するまでその制
御を続けるように配置され、燃料制御システムは通常の
作動温度以上の温度を受けると、電子要素の故障による
エンジンの過速度を阻止するようにされ、さらに制御シ
ステムの温度を検出しその温度を示す温度信号を発生さ
せる手段と、前記温度信号に応答してエンジンへの燃料
の流量に対して第３の速度制限フエイルセイフ制御モー
ドを実行するよう作動する第３の制御手段をさらに含
み、前記第３の制御手段は制御システムの温度が前記第
１と第２の制御手段の故障の可能性を示す所定値を上廻
れば第１と第２の制御手段から燃料の流量制御を不可逆
的に引継ぐようにされている。
本発明の別の局面によれば、ガスタービン航空機用エン
ジンの燃料制御システムは、 （ａ） エンジンの通常の制御モードを保つために第１
の燃料流量制御信号を発生させる第１の電子制御手段
と、 （ｂ） 第１の燃料流量制御信号がエンジンの過速度を
阻止できなかつた場合に、エンジンの過速度を阻止する
ための第２の燃料流量制御信号を発生させる第２の電子
制御手段と、および （ｃ） 第１と第２の燃料流量制御信号に応答してエン
ジンに対する燃料の流量を計量する燃料流量計量手段と
を含み、燃料制御システムが、その温度が所定の危険値
を上廻ると制御システムの温度をモニタし、かつ第１と
第２の電子制御手段から燃料の流量制御を引継ぐように
された速度制限フエイルセイフ制御手段をさらに含む。
前述の第３の制御手段は温度制御された電子スイツチ手
段と燃料流量規制手段とを含み、前記電子スイツチ手段
は制御システムの温度が前記所定値を上廻ると第１と第
２の制御手段から燃料の流量に対する制御を解除するよ
うに配置され、前記の燃料流量規制手段は前記のように
制御が解除されると燃料の流量を、エンジンのいずれの
状態においてもエンジンの過速度が発生しないようにす
る低流量にまで規制するようにされている。
電子スイツチ手段は、 該スイツチ手段が遭遇する温度を表示する検出温度信号
を発生する温度検出手段と、 前記温度の所定値を表示する基準温度信号を発生させる
基準温度手段と、 検出された温度信号を基準温度信号と比較し、前記の検
出された温度信号が基準温度信号を上廻るとスイツチ信
号を出力する比較手段と、 少なくとも第１の制御手段から燃料流量計量手段の制御
を解除するよう接続された半導体スイツチ手段とを含む
ことが好ましい。
前記の燃料流量規制手段はばねバイアス手段と、弁手段
と、燃料流量規制手段における関連の弁停止手段とを含
み、前記弁手段の位置は通常は第１の電子制御手段によ
つて制御されて燃料流量計量手段を通る流量を制御する
ようにされ、そのため、前記電子スイツチ手段が第１の
電子制御手段から前記弁手段の制御を解除すれば、前記
弁手段は前記ばねバイアス手段によって前記弁停止手段
に対して自動的に移動し、前記の低流量を設定する。
前述の第１の制御手段は、エンジンのフルオーソリテイ
デジタル制御からなる通常の制御モードを実行するため
のデジタル電子制御装置を含むことが好ましい。
第２の制御手段は燃料流量計量手段における弁手段が、
エンジンが過速度となつたときエンジンへの燃料の流れ
を実質的に遮断するようにさせ、エンジンの速度が所定
の安全値低下するまで燃料の流れを実質的に遮断したま
まとすることが好ましい。このように制御はエンジン速
度が過度である間以外は通常の制御モードに留る。
第１の制御手段は第１の（低い）ピーク作動温度で定格
とされた要素を含み、前記第２と第３の制御手段は第２
の（高い）ピーク作動温度で定格とされた要素を含み、
前述の温度の所定値が第２のピーク作動温度より僅かに
低いことが好ましい。このような配置によつて、制御シ
ステムにおいて温度が上昇するにつれて最も信頼性の高
い制御シーケンスを提供する。
本発明のその他の局面は以下の説明ならびに特許請求の
範囲を読めば明らかとなる。
本発明の実施例を例として添付図面を参照して以下説明
する。
〔実施例〕
第１図を参照すれば、ガスタービン航空機用エンジン14
への燃料流量12を制御する簡素化した制御システム10が
示されている。前記制御システム10は機械的な燃料ポン
プ15、電気−機械式燃料流量計量ユニツト16、デジタル
電子制御装置18、電子過速度制限装置20および、前記制
限装置20の特性と共に本発明の基本的部分を構成する、
所謂「フエイルセイフユニツト」22とを含む各種のユニ
ツトからなるものと考えられる。前記フエイルセイフユ
ニツト22はDC電力入力側を通してデジタル制御モジユー
ル18に連結され、その目的とするところは、制御システ
ムの電子要素に危険な過熱が発生した場合に制御ユニツ
ト18への電力を切ることである。図示していないが、制
御システム10は実際にはエンジン14の外側ケーシングあ
るいはその近傍に位置される。
過速度制限装置20ならびにフエイルセイフユニツト22に
関して後述するある特徴およびその結果として修正され
た制御システムの作動は別として、制御システム10の各
種の要素の構造ならびに作動は従来技術で既知であるの
で、詳細には説明しないこととする。一般的に、燃料ポ
ンプ15は、デジタル制御装置18から燃料計量ユニツト16
への入力24により通常全体的に制御される速度でエンジ
ン14へ燃料12を汲み出す。当該産業分野で知られている
ように、制御装置18は２乃至３個の同一の制御ユニツト
と、個々の制御ユニツトのいずれかが使用中に故障した
場合に、信頼性のある入力24を保持するための、ある種
の自動モニタシステムとを含むことが好ましい。制御装
置18はエンジン14および航空機から各種のアナログ信号
入力25を受取り、それらを調質し、かつ適当にプログラ
ム化されたマイクロプロセツサにより（当該産業分野で
周知のように）それらに制御アルゴリズムを印加し、最
終的にアナログ出力信号24を発生させる。前記信号24が
燃料計量ユニツト16内のトルクモータ弁28を駆動する。
電子トルクモータは前記計量ユニツトにおいて燃料系統
中のばね弾圧弁をばねの作用に抗して開放させ、弁の開
度は信号24の強度によつて変わる。前記トルクモータ弁
は当該技術分野では周知のものである。
デジタル制御装置18への入力25の１つは、エンジン14の
シヤフト速度を表示する、Hz単位のタコメータ周波数信
号27である。シヤフトの速度は過度の遠心力による応力
によつて機械的故障が発生してもエンジンの一貫性を確
実にするためにある最大値に制限される必要がある。通
常、デジタル制御装置18は（弁28を介して）燃料の流量
12を調整することによりシヤフト速度を制御するよう作
用する。また、前記デジタル制御装置は、抽気弁を開放
し、かつ／またはエンジン14のコンプレツサの可変入力
案内羽根の角度を変える別の命令信号（図示していない
が、制御信号24とは異るチヤンネルでの）を発生させる
ことによりシヤフト速度に作用を与えることもできる
が、これらの局面については、本発明の目的に対しては
無視することとする。
シヤフト速度信号27も過速度制限装置20への入力29を形
成し、この機能はデジタル制御装置18が故障した場合
に、シヤフトの過速度を阻止するためにシヤフト速度が
許容最大値を越えないようにすることである。この場
合、過速度制限装置は信号27をモニタし、その周波数が
許容最大値より大きければ制御信号26を発生させる電子
アナログ装置である。この信号は燃料計量ユニツト16に
おけるソレノイド作動型遮断弁30へ送られる。通常、弁
30はその開放位置までばね押圧されているが、信号26に
よりソレノイドが付勢されると、弁はばね押圧に抗して
強制的にほとんど閉鎖され、制限装置20が設定する許容
最大値以下にシヤフト速度が落ちるまでエンジンへの燃
料の流量12を最低レベルまで低下させる。このように、
過速度制限装置20はデジタル制御装置18から、燃料の流
量の制御を有効に引継ぐ。エンジンのシヤフト速度が燃
料不足により十分低下すると、制御信号26は零値に戻
り、ソレノイドが消勢され、弁30はエンジンのシヤフト
速度が再び大きくなるまで全開して燃料12がエンジン14
へ流れることができるようにする。このサイクルは、デ
ジタル制御装置18が燃料の流量12に対する制御を完全に
回復するまで、あるいはパイロツトが手動調整により欠
陥のある自動制御を補償できるまで、又は過度の高温に
よりデジタル制御装置18での電子的故障の場合、制限装
置20の作動状態を危険にするレベルまで制御システム10
の温度が上昇するまで続く。こうした場合、フエイルセ
イフユニツト22が作動して前述のように故障したデジタ
ル制御装置18への動力を切り、どのような状態において
もエンジンが過速度とはなりえない低燃料流量に流量12
が確実に保たれるフエイルセイフモードへ確実に切換わ
るよう動作する。この制御シーケンスは、航空機用エン
ジンであるいはその近傍で火災のあつた場合、火がエン
ジンを危険状態にさせてはならないと規定する現在の耐
空規則の要件を満足している。これは、火災によつて制
御システムがエンジンを自動的に止めてはならず、故障
によつてエンジンの制御ができなくなるまで制御システ
ムが火災の間はエンジンを制御し、そのときエンジンの
速度を上昇方向に暴走させてはならないということを意
味する。
前述の安全性に関する配慮に係る局面についての制御シ
ステム10の構成を以下詳細に説明する。
第２図は、第１図に示す制御システムに組入れられる、
制御事象シーケンスに対する上昇温度（℃）の棒グラフ
プロツトである。第２図の右側部分を参照すれば、デジ
タル制御装置18における要素の通常の作動は125℃の作
動温度までは「保証」されていることが判る。それより
高温においては、温度上昇につれて要素の故障確率が指
数的に増加する。この理由は、デジタル制御装置18が、
航空機システムにおいて用いる電子要素の定格である12
5℃のピーク作動温度に設定されている市販の電子要素
を組入れているからである。
デジタル制御装置18の過熱が発生すれば、電子要素が故
障することにより、現在の状態でエンジン14が必要とす
る以上に著しく多い燃料をトルクモータ弁28が流すよう
にセツトする信号24をデジタル制御装置が与える可能性
がある。したがつて、そのような場合には、燃料計量ユ
ニツト16が、燃料ポンプ15がエンジン14に燃料を供給し
過ぎてエンジンに危険な過速度を発生させることがない
ように保証する必要がある。これが、過速度制限装置20
がエンジンのシヤフト速度信号27をモニタし、速度が十
分低下するまで前述のように遮断弁30を一時閉鎖する１
つの理由である。デジタル制御装置18とは対照的に、第
２図は、過速度制限装置20の安定作動が前記よりはるか
に高い温度、即ち200℃まで保証されていることを示
す。これは、過速度制限装置20に用いられる電子要素が
200℃のピーク作動温度で定格とされているために、デ
ジタル制御装置18に用いられる通常の定格の要素より
も、125℃から200℃を越える作動温度において信頼性が
はるかに優れていることを意味する。したがつて、エン
ジン14の過速度を生ぜしめるデジタル制御装置18の故障
の場合、過速度制限装置20の作動により、エンジン速度
に対する適切な制御が持続される確率が極めて高い。
重大なエンジン火災により過速度制限装置20の要素の温
度がその200℃のピーク作動温度定格を上廻り、そのた
め前記要素の１個が故障し、遮断弁30の欠陥作動あるい
は不作動を生じる可能性がある。このことによつてエン
ジンから過速度となり、航空機を危険にさらせることに
なる。
この緊急事態に対処するために、低温では不作動（即ち
休止している）のフエイルセイフ装置22は195℃（即ち
過速度制限装置20のピーク作動温度より５℃下廻る温
度）で作動し、デジタル制御装置18の駆動回路を零ボル
トとし、信号24を遮断するよう保証されていることが第
２図から判る。このため燃料計量ユニツトが燃料の流量
12を、エンジン14が全ゆる作動状態で過速度とならぬよ
うにする低い値まで低下させる。このように燃料計量ユ
ニツトにより燃料の流量を低くすることは、もしトルク
モータが信号24の解除のために不作動とされると、前述
のばね弾発によつて弁28を停止部材に対して押し戻し、
そのため弁を適当量開けたままとするように配置する単
純な手段により達成される。
前述の配置によつて、第２図の左側部分に示す、過熱／
過速度状態に関する３種類の制御モードを備えた制御シ
ステム10を提供する。125℃までの通常作動温度におい
ては、極めて高レベルの確率で、デジタル制御装置18を
介して実行されるデジタル制御モードが燃料の流量12に
対して完全な制御を保持することが保証される。125℃
以上の温度においては、デジタル制御装置に対して保証
された信頼性を提供することはできないものの、デジタ
ル制御装置18の故障によつてエンジン速度が上昇方向に
暴走し、制御が過速度制限装置20によつて引継がれるま
では、制御システム10はデジタルモードに留る。200℃
以下の温度においても、極めて高レベルの確率で、過速
度制限装置の制御モードがエンジンの過速度を阻止する
ために燃料の流量12を制御することが保証される。200
℃以上の温度においては、過速度制限装置の故障の際に
致命的な過速度から守るようにする過速度制限装置20に
対する信頼性保証はできず、フエイルセイフユニツトが
195℃で自動的に作動し制御システム10をフエイルセイ
フモードとし、燃料計量ユニツト16から弁28を介して一
定の低流量の燃料が流れるようにする。
パイロツトの観点からすると、「最悪のケース」とは、
デジタル制御装置18が故障してパイロツトが推力を適切
に制御できなくなる場合、あるいはエンジンへの燃料の
流量が大きくなりすぎる場合である。前者の場合、パイ
ロツトは制御不能となつたときエンジンを閉鎖するとい
うオプシヨンを有する。これは堪航空性当局の規則に合
致する。後者の場合においては過速度制限装置の作動モ
ードが前述のようにエンジンを保護する。
このように、標準的温度を定格とする要素の故障に対し
てエンジンを保護するために、通常より高温を定格とす
る要素が用いられる。
第３図は過速度制限装置20を実現する一例を示す。制限
装置20の要素は点線内で示され、全て200℃での作動に
耐えるものが調達可能である。制限装置はエンジン14に
おける三相交流電流の専用発電機から給電される。これ
は、三相整流器52により直流に交換され、発電機50と整
流器52とは制限装置20の入力端子に給電する定電流発電
機を構成する。しかしながら、制限装置20へ整流器52に
よつて供給される電圧は変動しうる。
制限装置20において、T1、D1、C1、R1、S1、R2、R3、
R4、C2およびDZは平均的専問家に周知のスイツチモード
の分巻レギユレータを形成する。このレギユレータの目
的は、R5、R6、R7、R8、S2、D2、T2から構成される燃料
チヨツプタイプの制限装置ならびに、これも平均的専問
家には周知の周波数−電圧変換器54と概ね一定の電圧を
送ることである。
詳しくは、キヤパシタC1とC2とが電圧変動を平滑化し、
ツエナーダイオードDZが電圧安定器として作用する。ダ
イオードD1はMOSFET T1を制限装置20の他の部分からの
逆emf（起電力）に対して保護するよう作用し、C1が放
電しないようにする。抵抗R2とR3とは分圧器として作用
しシユミツトトリガの形態で演算増幅器の非反転入力側
へ送られる電圧を決定し、抵抗R4はS1の反転入力に対す
る共通線56での電圧Ｖの一定比率を提供する。抵抗R1は
レベル検出器として作用するシユミツトトリガS1のヒス
テリシスを決定する。その出力はハイまたはローのいず
れかであつて、MOSFET T1のゲートを高電位あるいは低
電位のいずれかへそれぞれセツトする。ゲートが低電位
であればT1は共通線56と58との間に電流をほとんど通さ
ないが、ゲートが高電圧であればT1は事実上前記２本の
線間の短絡回路として作用する。したがつて、T1はS1に
よつてオン状態あるいはオフ状態に制御された分路とし
て作用し、共通線58の零電位に対する共通線56の電圧の
変動をモニタする。電圧Ｖが所定値以上に上ると、S1の
入力の間の電位差が約２ボルトよりも大きくなり、Ｖが
T1をオフにするのに十分なほど低下するまでT1は整流器
52の出力間の電圧を一時的に分路する。勿論、これは極
めて急速に生じ、燃料制限装置の回路への配線60、62に
概ね一定の電圧を供給し続けるのに必要であるため繰返
される。
制限装置20の他の部分を形成する燃料制限装置の回路配
置においては、シヤフト速度信号27が周波数−電圧変換
器54へ送られることによつて、シヤフトの速度と共に変
化する正の出力電圧を発生させる。抵抗R7での減衰の
後、可変電圧が抵抗R8の値によりヒステリシスが決定さ
れるシユミツトトリガS2の形態の演算増幅器の非反転入
力側に送られる。このヒステリシスは小さい範囲のエン
ジン速度を表わし、エンジンの最大許容持続速度はその
範囲の上限に来る。S2の反転入力側は、抵抗R5により減
衰され抵抗R6を介して共通線58の零電位までさらに落と
されるS1の低入力の電位に連結される。整流器52の反転
および非反転入力の間の電位差が約２ボルトを上廻る
と、その出力がオンとされ、MOSFET T2のゲートに正の
電圧を印加する。この要素は遮断弁30のソレノイド巻線
を貫流する電流を制御し、その電流は第１図に示す信号
26である。D2はT2がソレノイド巻線からの逆ｅ・ｍ・ｆ
により損傷されるのを単に阻止するために介在する。通
常、T2のゲートが低電位であると、T2の基層を不十分な
ドレイン電流が流れ、遮断弁を作動させるに十分にソレ
ノイドを付勢する。しかしながら、エンジンのシヤフト
速度信号27が許容される最大値を越えると、S2の入力間
の電位差はS2の出力側、したがつてT2のゲートを高電位
に切換えるに十分なほど大きくなる。このため十分なド
レイン電流がT2を流れ、遮断弁を作動させ、エンジン速
度がS2のヒステリシスによつてセツトされる低レベルま
で低下するまで該遮断弁を閉じたままとする。
前述の理由から、制限装置20を構成するには相対的に少
数の、単純ではあるが定格の高い要素が必要とされるこ
とが判る。その結果、200℃以下の温度における信頼性
は極めて高い。
第４図に示すフエイルセイフユニツト22の詳細構成を参
照すれば、この構成には極く少数の高い定格（200℃）
の要素が必要とされるのみで、100万時間当り0.4回の故
障程度の極めて高度な信頼性を提供する。フエイルセイ
フユニツト22は基本的に温度によつて制御されるスイツ
チであつて、点線内に含まれる要素から構成されてい
る。前記要素のその他の組合せも可能であつて、そのた
め第４図に示す回路配置は単に例である。ユニツト22全
体は直流入力線60、61を介して接続され、諸要素は互い
に並列に線60と61の間に接続されている。
フエイルセイフユニツト22は基準電圧装置29を含み、該
装置は線60、61上のDC供給電圧入力VS間に接続され、線
32、34に出力を発生させるが、これら出力はそれぞれ当
該装置で経験される温度によつて変動する基準電圧VRと
電圧VTとである。線32上の基準電圧VRは２個の抵抗RAと
RBとを介して共通線61まで持つて来られる。
シユミツトトリガ36の形態の演算増幅器も供給電圧によ
つて給電され、図示のようにその反転および非反転入力
側は前記増幅器がゼロ交叉検出器として作用するように
接続され、線34上の電圧VTを２個の抵抗RAとRBとの間の
点38における電圧と比較する。前記RAとRBとの値は、装
置29が経験する温度が195℃（即ちユニツト20と22にお
ける要素に対するピーク作動温度である200℃より僅か
に低い温度）であると前記点38がVTと同じ電圧となるよ
うに選択される。演算増幅器36の出力はサイリスタ40の
ゲートに接続され、該サイリスタは基準電圧装置29及び
演算増幅器36と並列に電源間に接続されて給電される。
サイリスタ40は、演算増幅器の出力からの電流パルスが
ゲート回路を流れるまでは導通せず、VTが点38において
基準電圧値を上廻らなければ演算増幅器から電流パルス
は来ない。しかしながら、一旦サイリスタがトリガされ
ると電流がその限界レベル以下に低下するまでは導通し
続けることは勿論である。したがつて、サイリスタがト
リガされると直ちにデジタル制御装置18への電力を短絡
し、このようにして電源はVSが線30と31とに存在する限
り短絡状態のままである。
ユニツト20と22を構成するに適した専問要素は容易に入
手しうる。例えば、第４図において、基準電圧装置29は
米国カリフオルニア州サンタクララのプレシジヨン・モ
ノリシツクス社（Precision Monolithics Incorporated
of Sauta Clara,California,U.S.A）により製造されて
いるREF02として知られる集積回路でよい。この要素は
７〜40ボルトの間の供給電圧に対処しうる。これは５ボ
ルトの安定した基準電圧出力VRと、絶対温度に対して直
線的に変化する出力VTとを提供し、図示の回路におい
て、230℃までの温度において信頼性よく作動する。
適当な演算増幅器36は、HA2600の型式でフロリダ州メル
ホルンのハリス社（Harris Corporation of Melbourne,
Florida）によつて製造されている。これは200℃の最大
定格を有するが、この回路において230℃までの温度で
確実に作動する。
必要な電流定格を有するほとんどどのサイリスタ40もフ
エイルセイフユニツト22の構成に許容される。
フエイルセイフユニツト22は前記装置29の温度検出エレ
メントに物理的に近い加熱抵抗RTへ電流を供給すること
により正確に機能しているか試験できる。その目的はサ
イリスタ40をオンさせ、制御システムを使用不能とする
ことであるから、試験はエンジンを停める直前に実施す
べきである。
第４図に示すフエイルセイフユニツト22の例は、過熱が
発生した場合デジタル制御装置18への給電を短絡させる
よう構成したものであるが、開放回路を設けることによ
り電源を切る電子スイツチを構成しても本発明の範囲に
入る。別の代案として、信号を別の要素へ送り、その要
素が次いで安全状態を開始するようにするスイツチも構
成しうる。
第４図に示すような、あるいはすぐ前で言及したような
スイツチが、それぞれの場合の特定の状態に適合するよ
う広範囲の温度において、トリツプ又はトリガするよう
セツトできる。さらに、本発明は電子回路配置であるフ
エイルセイフユニツトに重点をおいているが、例えばバ
イメタル帯片、あるいは可溶性帯片のような、給電停止
制御装置18という他の手段で代替してもよい。しかしな
がら、そのような手段は、100万作動時間当り３回を越
える容認しえないほどの高故障率であるため一般的には
不満足なものと考えられている。
第３図と第４図とに示す回路配置は標準的な電子パツケ
ージの１つに収容するか、あるいは既存のハイブリツド
回路あるいは同様のモジユールと一体に特別製としてよ
い。そのため廉価で、信頼性が高く、既存の製造技術と
両立することができる。
デジタル制御システムに対する本発明の適用性を強調し
てきたが、本発明はアナログ制御システムに対しても適
用可能であることを理解すべきである。
過熱ならびに過速度状況に関して３種類の制御モードを
有する制御システムの特定例を説明してきたが、このモ
ード数は単なる例示であつて、当然３種類以上も可能で
ある。
燃料制御システムにおける電子要素の熱に起因する故障
によつてガスタービン航空機用エンジンが過速度となる
のを阻止するためのものとして本発明を詳しく説明して
きたが、本発明はこれよりも広いと考えるべきである。
なぜなら、その他の種類の制御システムに対しても適用
可能であり、こうした制御システムあるいはその個々の
要素の１個以上の要素の出力信号のような、制御システ
ム温度以外の、あるいは制御システム温度と共に、制御
システムの機能不全の指示器をモニタすることによつ
て、エンジンが経験する状況に対する既知の適当な限度
を越えた信号の偏位によりフエイルセイフ制御モードに
自動的に頼るようにできるからである。
【図面の簡単な説明】
第１図は、本発明を組入れたガスタービンエンジンの燃
料制御システムを示す簡略化したブロツク線図、 第２図は、制御システムの温度の上昇に伴つて、第１図
に示す制御システムにおいて発生する制御事象をグラフ
で示す図、および 第３図と第４図とは、第１図に示す燃料制御システムに
おける制御ユニツトの中の２個の特定の回路構成を示す
回路図である。 図において、 10……制御システム、12……燃料 14……エンジン、15……ポンプ 16……計量ユニツト 18……デジタル電子制御装置 20……過速度制限装置 22……フエイルセイフユニツト 28……トルクモータ弁、29……基準電圧装置 36……増幅器、40……サイリスタ

Claims (14)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】ガスタービン航空機用エンジンの燃料制御
    システムであって、 （ａ） エンジンの回転速度を検出し、その速度を表わ
    す速度信号を発生する手段と、 （ｂ） エンジンへの燃料の流量を計量する燃料流量計
    量手段と、 （ｃ） 前記燃料流量計量手段と関連して作動し、エン
    ジンへの燃料の流量に対して通常の制御モードを実行す
    る第１の電子的な制御手段と、 （ｄ） 前記燃料流量計量手段と関連して作動し、前記
    速度信号に応答してエンジンへの燃料の流量に対して速
    度制限制御モードを実行する第２の電子的な制御手段と
    を含み、 前記速度信号が過速度を指示する所定値を上廻るといつ
    でも前記第１の制御手段から燃料の流量の制御を前記第
    ２の制御手段が引継ぎ、前記速度信号が前記所定値以下
    に低下するまで前記制御を保つような配置とされている
    燃料制御システムであって、通常の作動温度以上の高温
    が加えられると、電子要素の故障によるエンジンの過速
    度を阻止するようになされた燃料制御システムにおい
    て、 前記燃料制御システムの温度を検出し、その温度を表わ
    す温度信号を発生させる手段と、前記温度信号に応答し
    てエンジンへの燃料の流量に対する速度制限フエイルセ
    イフ制御モードを実行するように作動する第３の制御手
    段とを更に含み、 前記第３の制御手段が、前記燃料制御システムの温度が
    前記第１と第２の制御手段のありうる故障を示す所定値
    を上廻ると前記第１と第２の制御手段から燃料の流量に
    対する制御を不可逆的に引継ぐようにされている ことを特徴とするガスタービン航空機用エンジンの燃料
    制御システム。
  2. 【請求項２】特許請求の範囲第１項に記載の燃料制御シ
    ステムにおいて、前記第３の制御手段は温度により制御
    される電子スイッチ手段と燃料流量規制手段とを備えて
    おり、 前記電子スイッチ手段は前記燃料制御システムの温度が
    前記所定値を上廻ると前記第１と第２の制御手段から燃
    料流量に対する制御を解除するよう配設され、 前記燃料流量規制手段は前記の制御解除が行われると、
    燃料流量を、エンジンのいずれかの状況において発生す
    るエンジンの過速度を阻止する低流量に自動的に規制す
    るようにされている ことを特徴とする燃料制御システム。
  3. 【請求項３】特許請求の範囲第２項に記載の燃料制御シ
    ステムにおいて、前記電子スイッチ手段は、 該スイッチ手段が経験する温度を示す、検出された温度
    信号を発生する温度検出手段と、 温度の前記所定値を示す基準温度信号を発生する基準温
    度手段と、 前記の検出された温度信号と前記基準温度信号とを比較
    し、前者が後者を上廻るとスイッチ信号を出力する比較
    手段と、 少なくとも前記第１の制御手段から前記燃料流量計量手
    段の制御を解除するよう接続された半導体スイッチ装置
    と、 を含むことを特徴とする燃料制御システム。
  4. 【請求項４】特許請求の範囲第２項または第３項に記載
    の燃料制御システムにおいて、前記燃料流量規制手段
    は、ばねバイアス手段と弁手段と前記燃料流量計量手段
    における関連の弁停止手段とを含み、 前記弁手段の位置は、前記第１の制御手段により通常制
    御されて前記燃料流量計量手段を通る流量を制御し、そ
    れによって、前記電子スイッチ手段が前記第１の制御手
    段から前記弁手段の制御を解除すると、前記弁手段は前
    記ばねバイアス手段によって前記弁停止手段に対して自
    動的に移動させられて前記低流量を設定することを特徴
    とする燃料制御システム。
  5. 【請求項５】特許請求の範囲第１項から第４項までのい
    ずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、前記第
    １の制御手段がエンジンのフルオーソリテイデジタル制
    御を含む通常の制御モードを実行するデジタル電子制御
    装置を有することを特徴とする燃料制御システム。
  6. 【請求項６】特許請求の範囲第１項から第５項までのい
    ずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、前記第
    ２の制御手段はエンジンが過速度となったとき前記燃料
    流量計量手段における弁手段がエンジンへの燃料の流れ
    を実質的に遮断するようにさせ、前記燃料の流れはエン
    ジンの速度が所定の安全値以下に低下するまで概ね遮断
    されたままとなることを特徴とする燃料制御システム。
  7. 【請求項７】特許請求の範囲第１項から第６項までのい
    ずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、 前記第１の制御手段は第１の（低い方の）ピーク作動温
    度において定格とされた要素を含み、 前記第２の及び第３の制御手段は第２の（高い方の）ピ
    ーク作動温度において定格とされた要素を含み、 前記温度の所定値が前記第２のピーク作動温度より僅か
    に低いことを特徴とする燃料制御システム。
  8. 【請求項８】（ａ） エンジンの通常の制御モードを保
    つよう第１の燃料流量制御信号を発生する第１の電子的
    な制御手段と、 （ｂ） 前記第１の燃料流量制御信号が過速度を阻止で
    きない場合にエンジンの過速度を阻止するために第２の
    燃料流量制御信号を発生する第２の電子的な制御手段
    と、 （ｃ） 前記第１と第２の燃料流量制御信号に応答いて
    エンジンへの燃料流量を計量する燃料流量計量手段と を含むガスタービン航空機用エンジンの燃料制御システ
    ムにおいて、更に、 該燃料制御システムの温度をモニターし、温度が所定の
    危険値を上廻ると前記第１と第２の制御手段から燃料流
    量に対する制御を引継ぐようになされている速度制限フ
    エイルセーフ制御手段 を含むことを特徴とするガスタービン航空機用エンジン
    の燃料制御システム。
  9. 【請求項９】特許請求の範囲第８項に記載の燃料制御シ
    ステムにおいて、 前記速度制限フェイルセーフ制御手段は温度により制御
    される電子スイッチ手段と燃料流量規制手段とを含み、 前記電子スイッチ手段は前記燃料制御システムの温度が
    前記所定値を上廻ると前記第１と第２の制御手段から燃
    料流量に対する制御を解除するよう配設され、 前記燃料流量規制手段は前記の制御解除が行われると、
    燃料流量を、エンジンのいずれかの状況において発生す
    るエンジンの過速度を阻止する低流量に自動的に規制す
    るようにされている ことを特徴とする燃料制御システム。
  10. 【請求項１０】特許請求の範囲第９項に記載の燃料制御
    システムにおいて、前記電子スイッチ手段は、 該スイッチ手段が経験する温度を示す、検出された温度
    信号を発生する温度検出手段と、 温度の前記所定値を示す基準温度信号を発生する基準温
    度手段と、 前記の検出された温度信号と前記基準温度信号とを比較
    し、前者が後者を上廻るとスイッチ信号を出力する比較
    手段と、 少なくとも前記第１の制御手段から前記燃料流量計量手
    段の制御を解除するよう接続された半導体スイッチ装置
    と、 を含むことを特徴とする燃料制御システム。
  11. 【請求項１１】特許請求の範囲第９項または第10項に記
    載の燃料制御システムにおいて、 前記燃料流量規制手段は、ばねバイアス手段と弁手段と
    前記燃料流量計量手段における関連の弁停止手段とを含
    み。 前記弁手段の位置は、前記第１の制御手段により通常制
    御されて燃料流量計量手段を通る流量を制御し、それに
    よって、前記電子スイッチ手段が前記第１の制御手段か
    ら前記弁手段の制御を解除すると、前記弁手段は前記ば
    ねバイアス手段によって前記弁停止手段に対して自動的
    に移動させられて前記の低流量を設定することを特徴と
    する燃料制御システム。
  12. 【請求項１２】特許請求の範囲第８項から第11項までの
    いずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、前記
    第１の制御手段がエンジンのフルオーソリテイデジタル
    制御を含む通常の制御モードを実行するデジタル電子制
    御装置を有することを特徴とする燃料制御システム。
  13. 【請求項１３】特許請求の範囲第８項から第12項までの
    いずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、前記
    第２の制御手段はエンジンが過速度となったとき前記燃
    料流量計量手段における弁手段がエンジンへの燃料の流
    れを実質的に遮断するようにさせ、前記燃料の流れはエ
    ンジンの速度が所定の安全値以下に低下するまで概ね遮
    断されたままとなることを特徴とする燃料制御システ
    ム。
  14. 【請求項１４】特許請求の範囲第８項から第13項までの
    いずれか１項に記載の燃料制御システムにおいて、 前記第１の制御手段は第１の（低い方の）ピーク作動温
    度において定格とされた要素を含み、 前記第２の制御手段と前記速度制限フェイルセーフ制御
    手段は第２の（高い方の）ピーク作動温度において定格
    とされた要素を含み、 前記温度の所定値が前記第２のピーク作動温度より僅か
    に低い ことを特徴とする燃料制御システム。
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