JPH074261A - ガスタービンエンジン - Google Patents
ガスタービンエンジンInfo
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- JPH074261A JPH074261A JP6124820A JP12482094A JPH074261A JP H074261 A JPH074261 A JP H074261A JP 6124820 A JP6124820 A JP 6124820A JP 12482094 A JP12482094 A JP 12482094A JP H074261 A JPH074261 A JP H074261A
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/057—Control or regulation
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 入口面での径方向および周方向のディストー
ションを確実に測定し、かつ失速前兆の認識を可能とす
る。 【構成】 各センサが検出した静圧（ステップＳ１）に
基づいて各センサ毎に測定を演算する（Ｓ２）。総圧の
全センサの平均と、内径側センサの平均と、外径側セン
サの平均とを演算する。これらの平均および各点の総圧
から、径方向のディストーションと、周方向のディスト
ーションとが演算される（Ｓ３）。これにより、径方向
および周方向のディストーションの分布が測定される。
その値から、特定の入口に対する記憶データを参照（Ｓ
６）することによって失速マージン損失が決められる
（Ｓ７）。この失速マージン損失に基づき、可変ノズル
等によりエンジン空気流形状が修正される（Ｓ１０）。
またいずれかのセンサのピーク対ピーク変動の大きさに
より失速前兆が検出される（Ｓ４，Ｓ５）。
ションを確実に測定し、かつ失速前兆の認識を可能とす
る。 【構成】 各センサが検出した静圧（ステップＳ１）に
基づいて各センサ毎に測定を演算する（Ｓ２）。総圧の
全センサの平均と、内径側センサの平均と、外径側セン
サの平均とを演算する。これらの平均および各点の総圧
から、径方向のディストーションと、周方向のディスト
ーションとが演算される（Ｓ３）。これにより、径方向
および周方向のディストーションの分布が測定される。
その値から、特定の入口に対する記憶データを参照（Ｓ
６）することによって失速マージン損失が決められる
（Ｓ７）。この失速マージン損失に基づき、可変ノズル
等によりエンジン空気流形状が修正される（Ｓ１０）。
またいずれかのセンサのピーク対ピーク変動の大きさに
より失速前兆が検出される（Ｓ４，Ｓ５）。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ガスタービンエンジン
に係り、特に、入口圧力のディストーションに基づいて
ガスタービンエンジンを制御する装置に関する。
に係り、特に、入口圧力のディストーションに基づいて
ガスタービンエンジンを制御する装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】将来の航空機用ガスタービンエンジン
は、超音速の高速航空機や機動性に優れた推力ベクトリ
ングを備えた航空機において発生する大きな定常的ある
いは動的な入口圧力ディストーションに十分に適応でき
なければならない。
は、超音速の高速航空機や機動性に優れた推力ベクトリ
ングを備えた航空機において発生する大きな定常的ある
いは動的な入口圧力ディストーションに十分に適応でき
なければならない。
【０００３】このディストーションの作用は、圧縮機失
速マージンつまり余裕代に直接的な影響を与える。そし
て、将来のエンジンシステムは、圧縮機システムの重量
を低減するために、より一層小さな失速マージンで設計
されることになる。このような小さな失速マージンは、
新しい適合エンジン制御システムによって、実現され
る。この適合エンジン制御システムでは、定常状態およ
び過渡時の圧縮機システム構成要素整合点を、その時点
のエンジン動作状態に対し瞬時に調整することによっ
て、適切な失速安定性を維持することができる。入口圧
力ディストーションおよび入口回復は、単なる要素では
あるが、各時点の安定性要求を確立する上で非常に重要
なものである。最近の適合制御システムにおいては、こ
れらの要素は測定されることがなく、非適合モデルアル
ゴリズムによって表現される。高いディストーションに
対処するために必要とされるマージンは、通常のエンジ
ン動作中における適合制御概念の潜在的利点を低減させ
る。
速マージンつまり余裕代に直接的な影響を与える。そし
て、将来のエンジンシステムは、圧縮機システムの重量
を低減するために、より一層小さな失速マージンで設計
されることになる。このような小さな失速マージンは、
新しい適合エンジン制御システムによって、実現され
る。この適合エンジン制御システムでは、定常状態およ
び過渡時の圧縮機システム構成要素整合点を、その時点
のエンジン動作状態に対し瞬時に調整することによっ
て、適切な失速安定性を維持することができる。入口圧
力ディストーションおよび入口回復は、単なる要素では
あるが、各時点の安定性要求を確立する上で非常に重要
なものである。最近の適合制御システムにおいては、こ
れらの要素は測定されることがなく、非適合モデルアル
ゴリズムによって表現される。高いディストーションに
対処するために必要とされるマージンは、通常のエンジ
ン動作中における適合制御概念の潜在的利点を低減させ
る。
【０００４】圧縮機失速と入口状態との間の関係は、公
知である。例えば、本出願人による米国特許第５，１６
５，８４４号には、圧縮機の「失速マージン」を制御す
るための幾つかの技術が開示されている。そこでは、ス
テータや可変排気ノズルなどの動的構成要素によってエ
ンジン構造を制御する動的な実時間技術の技術水準が代
表的に示されている。
知である。例えば、本出願人による米国特許第５，１６
５，８４４号には、圧縮機の「失速マージン」を制御す
るための幾つかの技術が開示されている。そこでは、ス
テータや可変排気ノズルなどの動的構成要素によってエ
ンジン構造を制御する動的な実時間技術の技術水準が代
表的に示されている。
【０００５】圧縮機入口ダクトの全面およびその周辺に
おける圧力の変動（径方向および周方向の圧力変動）
は、しばしば不均一であるため、圧縮機の重要な部分
を、適宜な失速圧力比以下の動作状態に持ち込んでしま
う。また、本出願人による米国特許第４，８７２，８０
７号では、失速マージンレベルを調整するために、制御
装置で「エンジン構造」を制御する構成の一部として、
圧縮機の軸の上において入口圧力を測定している。しか
し、入口圧力のディストーションは測定していない。こ
の特許では、部分的に本発明でも使用される計算プロセ
スを説明している。この計算プロセスによって、静圧
は、各時点のエンジン動作状態、すなわちＮ１，Ｎ２，
Ｔ２およびＰＴ２に基づいて、動圧成分となる。このプ
ロセスは、１点すなわちエンジン中心線軸のみで、圧力
を測定しているに過ぎない。
おける圧力の変動（径方向および周方向の圧力変動）
は、しばしば不均一であるため、圧縮機の重要な部分
を、適宜な失速圧力比以下の動作状態に持ち込んでしま
う。また、本出願人による米国特許第４，８７２，８０
７号では、失速マージンレベルを調整するために、制御
装置で「エンジン構造」を制御する構成の一部として、
圧縮機の軸の上において入口圧力を測定している。しか
し、入口圧力のディストーションは測定していない。こ
の特許では、部分的に本発明でも使用される計算プロセ
スを説明している。この計算プロセスによって、静圧
は、各時点のエンジン動作状態、すなわちＮ１，Ｎ２，
Ｔ２およびＰＴ２に基づいて、動圧成分となる。このプ
ロセスは、１点すなわちエンジン中心線軸のみで、圧力
を測定しているに過ぎない。
【０００６】米国特許第４，８７２，８０７号には、航
空機高度、飛行状態、エンジン空気流、および入口傾斜
位置（可変入口を装備した航空機の場合）の関数とし
て、ディストーション強度の所定の相関を用いることを
前提とした従来方法が、ある程度、開示されている。換
言すると、それらは、遭遇しうる圧力ディストーション
の評価を前提としているものの、実際の圧力ディストー
ションを前提としていない。
空機高度、飛行状態、エンジン空気流、および入口傾斜
位置（可変入口を装備した航空機の場合）の関数とし
て、ディストーション強度の所定の相関を用いることを
前提とした従来方法が、ある程度、開示されている。換
言すると、それらは、遭遇しうる圧力ディストーション
の評価を前提としているものの、実際の圧力ディストー
ションを前提としていない。
【０００７】従来のジェットエンジン工学では、入口面
の全面およびその周辺に、しばしば、圧力変動、言い換
えるなら、不均一な圧力分布が存在することが認識され
ている。これは、多くの理由で生ずる。その中に、種々
の飛行モードや種々のエンジン周囲空気流条件における
エンジン方位および周囲空気流がある。平均圧力からの
圧力変動の大きさ、およびこれら圧力変動の径方向，周
方向の位置によって、エンジンの失速マージンは変動す
ることになる。従来、試験的には、これら圧力の測定に
は、入口の異なる位置（最大４０箇所）に配置された複
数の総圧センサが使用されていた。
の全面およびその周辺に、しばしば、圧力変動、言い換
えるなら、不均一な圧力分布が存在することが認識され
ている。これは、多くの理由で生ずる。その中に、種々
の飛行モードや種々のエンジン周囲空気流条件における
エンジン方位および周囲空気流がある。平均圧力からの
圧力変動の大きさ、およびこれら圧力変動の径方向，周
方向の位置によって、エンジンの失速マージンは変動す
ることになる。従来、試験的には、これら圧力の測定に
は、入口の異なる位置（最大４０箇所）に配置された複
数の総圧センサが使用されていた。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかし、実際の航空機
への適用に対しては、安全性および信頼性の問題から、
総圧センサは実際的ではない。航空機の対気速度を測定
するピトー管と同様に、空気流路内に延設されることに
より、総圧センサが圧縮機のブレードの直前で障害物と
なり、ある程度空気流に影響を与えるだけでなく、氷片
によって破壊された場合に危険な飛散物を生成し、エン
ジンに壊滅的な損傷を与える虞れがある。従って、この
方法は、実験的にはある程度有効ではあるが、安全上の
理由から実際の航空機へは適用できない。
への適用に対しては、安全性および信頼性の問題から、
総圧センサは実際的ではない。航空機の対気速度を測定
するピトー管と同様に、空気流路内に延設されることに
より、総圧センサが圧縮機のブレードの直前で障害物と
なり、ある程度空気流に影響を与えるだけでなく、氷片
によって破壊された場合に危険な飛散物を生成し、エン
ジンに壊滅的な損傷を与える虞れがある。従って、この
方法は、実験的にはある程度有効ではあるが、安全上の
理由から実際の航空機へは適用できない。
【０００９】ディストーション指数とともに総圧測定値
を演算する幾つかの方法は、実験的な入口圧力変動を簡
単に決定するために総圧測定値を前提としているので、
実験目的に対してだけではなく、ガスタービン工業にお
いても使用されている。測定された圧力分布とディスト
ーションレベルとを相関付けるために良く使用される１
つの標準は、工業規格ＳＡＥ ＡＲＰ １４２０であ
る。この規格は、主として多くの測定値（典型的には４
０個）を必要とする研究目的に対するものであるが、少
ない個数の測定値の場合にも適用可能である。この技術
は、「全失速マージン損失」と、周方向および径方向の
圧力ディストーションによる失速マージンと、の間の関
係についても言える。全失速マージン損失は、入口流路
内で異なる面積を占める例えばスクリーンあるいはメッ
シュなどの流れ障害装置を用いることにより実験的に得
られた周方向および径方向の圧力ディストーションから
失速マージン損失を作り変えることによって、計算され
る。
を演算する幾つかの方法は、実験的な入口圧力変動を簡
単に決定するために総圧測定値を前提としているので、
実験目的に対してだけではなく、ガスタービン工業にお
いても使用されている。測定された圧力分布とディスト
ーションレベルとを相関付けるために良く使用される１
つの標準は、工業規格ＳＡＥ ＡＲＰ １４２０であ
る。この規格は、主として多くの測定値（典型的には４
０個）を必要とする研究目的に対するものであるが、少
ない個数の測定値の場合にも適用可能である。この技術
は、「全失速マージン損失」と、周方向および径方向の
圧力ディストーションによる失速マージンと、の間の関
係についても言える。全失速マージン損失は、入口流路
内で異なる面積を占める例えばスクリーンあるいはメッ
シュなどの流れ障害装置を用いることにより実験的に得
られた周方向および径方向の圧力ディストーションから
失速マージン損失を作り変えることによって、計算され
る。
【００１０】本発明の目的は、入口面のディストーショ
ンの計算、および失速に近い動作と関連した失速前兆の
認識に使用することができる応答性に優れた静圧センサ
およびその処理システムを提供することにある。
ンの計算、および失速に近い動作と関連した失速前兆の
認識に使用することができる応答性に優れた静圧センサ
およびその処理システムを提供することにある。
【００１１】本発明の他の目的は、入口回復、構成要素
の性能および失速線損失への影響を表す際に、適合エン
ジンモデルとともに、（定常および時間変化する周方
向，径方向の）ディストーション成分の量的強度を用い
ることにある。
の性能および失速線損失への影響を表す際に、適合エン
ジンモデルとともに、（定常および時間変化する周方
向，径方向の）ディストーション成分の量的強度を用い
ることにある。
【００１２】本発明の他の目的は、時間変化する乱れ
を，制御システムによって拒絶されるべき成分と、安定
性マージンによって受け入れるべき成分とに分離するよ
うに、システム帯域幅を使用することにある。失速前兆
の認識は、失速に近い動作を特定でき、基本圧縮システ
ムの適合モデルを与えるとともに、安全のための即時制
限を与える。
を，制御システムによって拒絶されるべき成分と、安定
性マージンによって受け入れるべき成分とに分離するよ
うに、システム帯域幅を使用することにある。失速前兆
の認識は、失速に近い動作を特定でき、基本圧縮システ
ムの適合モデルを与えるとともに、安全のための即時制
限を与える。
【００１３】本発明のさらに他の目的は、エンジンへの
全空気流を、特定のエンジン特性に相関付けられた静圧
測定値に基づいてマッピングすることによって、ガスタ
ービンエンジンの改善された失速マージン制御を提供す
ることにある。
全空気流を、特定のエンジン特性に相関付けられた静圧
測定値に基づいてマッピングすることによって、ガスタ
ービンエンジンの改善された失速マージン制御を提供す
ることにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】本発明によれば、入口に
おいて多数の静圧測定がなされ、局所的な各時点の総圧
に変換され、その変動ひいては総圧のディストーション
が測定される。これにより、エンジン動作がディストー
ションパターンに平衡するように、エンジン制御が補正
される。
おいて多数の静圧測定がなされ、局所的な各時点の総圧
に変換され、その変動ひいては総圧のディストーション
が測定される。これにより、エンジン動作がディストー
ションパターンに平衡するように、エンジン制御が補正
される。
【００１５】本発明によれば、総圧測定から周方向およ
び径方向のディストーションが計算され、その後、入口
の失速マージン状態を示す記憶データをアドレスするた
めに使用される。その失速マージンの指標は、特定のエ
ンジンに対する圧縮機空気流形状補正をアドレスするた
めに使用される。そして（総圧ディストーションによる
「失速マージン損失」を低減するために）所望の失速マ
ージンを得るように、空気流を変化させる信号が発生さ
せられる。
び径方向のディストーションが計算され、その後、入口
の失速マージン状態を示す記憶データをアドレスするた
めに使用される。その失速マージンの指標は、特定のエ
ンジンに対する圧縮機空気流形状補正をアドレスするた
めに使用される。そして（総圧ディストーションによる
「失速マージン損失」を低減するために）所望の失速マ
ージンを得るように、空気流を変化させる信号が発生さ
せられる。
【００１６】本発明によれば、圧縮機空気流形状を瞬時
に変化させるために、失速（前兆）を示す指標として、
総圧の（発振および過渡の）時間変化レベルが使用され
る。
に変化させるために、失速（前兆）を示す指標として、
総圧の（発振および過渡の）時間変化レベルが使用され
る。
【００１７】本発明の特徴として、本発明は、幾分「普
遍的な」入口圧力検知原理によって、各エンジンにうま
く適合する優れた失速マージン制御を提供する。すなわ
ち、同一の圧力センサの構成が異なる型式のエンジンに
ついて使用可能である。いずれの場合でも、そのセンサ
は障害物とならない。
遍的な」入口圧力検知原理によって、各エンジンにうま
く適合する優れた失速マージン制御を提供する。すなわ
ち、同一の圧力センサの構成が異なる型式のエンジンに
ついて使用可能である。いずれの場合でも、そのセンサ
は障害物とならない。
【００１８】本発明の他の特徴は、本発明が圧力検知に
際して光圧力センサを使用でき、さらに「ＦＡＤＥＣ
Ｓ」（著名なデジタルエンジン制御装置）に組み込むこ
とか可能なことである。同様な方法が、温度プローブに
含まれるフラッシュ（flush）センサを用いて、入口面
における入口温度分布を得るためにも使用され得る。
際して光圧力センサを使用でき、さらに「ＦＡＤＥＣ
Ｓ」（著名なデジタルエンジン制御装置）に組み込むこ
とか可能なことである。同様な方法が、温度プローブに
含まれるフラッシュ（flush）センサを用いて、入口面
における入口温度分布を得るためにも使用され得る。
【００１９】さらに他の特徴として、本発明では、実際
の入口ディストーションパターンの瞬時の測定および認
識が可能である。ディストーションの測定は、精度の改
善に寄与し、解析的かつ飛行の展開を低減し、排気の流
入、飛行機の機首上げ、グラウンドエフェクト、空気取
り入れ口の故障や破損などの突発的な異常事態に対応す
ることができる。本発明はまた、入口回復計算および最
適化に際して、エンジン面圧力の実際の測定値を与え
る。
の入口ディストーションパターンの瞬時の測定および認
識が可能である。ディストーションの測定は、精度の改
善に寄与し、解析的かつ飛行の展開を低減し、排気の流
入、飛行機の機首上げ、グラウンドエフェクト、空気取
り入れ口の故障や破損などの突発的な異常事態に対応す
ることができる。本発明はまた、入口回復計算および最
適化に際して、エンジン面圧力の実際の測定値を与え
る。
【００２０】
【作用】本発明の１つの観点によれば、各センサ毎の計
算総圧（Ｐt）が静圧から演算され、かつすべてのセン
サの平均総圧（Ｐtavg）が、信号プロセッサによって実
時間で計算される。コーン部の周囲に配置されたすべて
の内径側センサ（ＩＤセンサ）の平均総圧（ＰIDavg）
が、入口の円周に沿ったすべての外径側センサ（ＯＤセ
ンサ）の平均総圧（ＰODavg）とともに計算される。径
方向のディストーションは、Ｐtavgによって割り算され
た、ＰODavgとＰIDavgとの差から測定される。周方向の
ディストーションは、Ｐtavgによって割り算された、Ｐ
tavgとＰt（各点で計算された総圧）との差から測定さ
れ、各ＯＤセンサ位置毎にディストーション値が与えら
れる。これにより、円周方向全体のディストーション値
の分布が得られる。その値から、特定の入口に対する記
憶データを参照することによって、円周方向の失速マー
ジン損失が決められる。失速マージン損失と、あるエン
ジン（失速マージン損失と実際のエンジン空気流（圧力
比）との関係において特に相関があるエンジン）に関す
る記憶情報とを用いて、所望の圧力比を得るための信号
が発生させられる。
算総圧（Ｐt）が静圧から演算され、かつすべてのセン
サの平均総圧（Ｐtavg）が、信号プロセッサによって実
時間で計算される。コーン部の周囲に配置されたすべて
の内径側センサ（ＩＤセンサ）の平均総圧（ＰIDavg）
が、入口の円周に沿ったすべての外径側センサ（ＯＤセ
ンサ）の平均総圧（ＰODavg）とともに計算される。径
方向のディストーションは、Ｐtavgによって割り算され
た、ＰODavgとＰIDavgとの差から測定される。周方向の
ディストーションは、Ｐtavgによって割り算された、Ｐ
tavgとＰt（各点で計算された総圧）との差から測定さ
れ、各ＯＤセンサ位置毎にディストーション値が与えら
れる。これにより、円周方向全体のディストーション値
の分布が得られる。その値から、特定の入口に対する記
憶データを参照することによって、円周方向の失速マー
ジン損失が決められる。失速マージン損失と、あるエン
ジン（失速マージン損失と実際のエンジン空気流（圧力
比）との関係において特に相関があるエンジン）に関す
る記憶情報とを用いて、所望の圧力比を得るための信号
が発生させられる。
【００２１】
【実施例】図１は、本発明の一実施例を示すもので、航
空機ガスタービンの入口周囲および入口コーン部周囲の
複数の静圧センサからの静圧信号を処理するための信号
処理システムを示している。
空機ガスタービンの入口周囲および入口コーン部周囲の
複数の静圧センサからの静圧信号を処理するための信号
処理システムを示している。
【００２２】本発明においては、エンジンの外壁および
内壁の周囲に分散した箇所において流路圧を測定するに
際して、（圧力センサに対して）同一平面上、またはわ
ずかに突き出た静圧ポートを用いて行われる。好適な実
施例においては、センサが、外壁上に等間隔の角度でも
って６〜８個配置され、また、内壁（エンジンノーズ）
上に３〜４個設けられている。圧力測定値は、次のよう
な基本式を用いて変換される。
内壁の周囲に分散した箇所において流路圧を測定するに
際して、（圧力センサに対して）同一平面上、またはわ
ずかに突き出た静圧ポートを用いて行われる。好適な実
施例においては、センサが、外壁上に等間隔の角度でも
って６〜８個配置され、また、内壁（エンジンノーズ）
上に３〜４個設けられている。圧力測定値は、次のよう
な基本式を用いて変換される。
【００２３】静圧対総圧変換
【００２４】
【数１】 Ｍ＝［（２／γ−１）（１−（Ｐt／Ｐs）K）］５ ここで、Ｐｔ＝総圧、Ｐs＝静圧、Ｍ＝マッハ数、ＣP＝
位置誤差、ｋ＝γ-1/γである。
位置誤差、ｋ＝γ-1/γである。
【００２５】この式は、特定の圧縮機ファンに対して、
第１の相関に対する解が、入口修正質量流量によってテ
ーブル変換関数として表され得ることを示している。
第１の相関に対する解が、入口修正質量流量によってテ
ーブル変換関数として表され得ることを示している。
【００２６】
【数２】Ｐt／Ｐs＝ｆ（入口修正質量流量） この関係を用いて、静圧に、各静圧センサの位置で得ら
れた変換関数を掛け算することによって、各測定点（静
圧センサ位置）毎に総圧が計算される。
れた変換関数を掛け算することによって、各測定点（静
圧センサ位置）毎に総圧が計算される。
【００２７】図１を参照する。図１には、ガスタービン
エンジンの内部構成要素は図示省略されているが、これ
らの構成要素は公知であり、例えば米国特許第４，４１
４，８０７号明細書等に示されている。また、この特許
明細書は、本発明において行われる計算（図３）に使用
される各エンジン動作信号Ｎ１，Ｗf，ＴT2（これらは
一般的な用語である）についても開示している。ここ
で、総圧は、Ｐtである。
エンジンの内部構成要素は図示省略されているが、これ
らの構成要素は公知であり、例えば米国特許第４，４１
４，８０７号明細書等に示されている。また、この特許
明細書は、本発明において行われる計算（図３）に使用
される各エンジン動作信号Ｎ１，Ｗf，ＴT2（これらは
一般的な用語である）についても開示している。ここ
で、総圧は、Ｐtである。
【００２８】エンジンは、ステータ制御信号ＳＴによっ
て動作可能なステータ制御機構（図示せず）や面積可変
排気ノズル１０．１などのような、空気流形状を変化さ
せるためのメカニズムを有している。信号ＮＺ１が、ノ
ズル面積を制御する。電子制御装置１２は出力レバー１
４に接続されており、該出力レバー１４から制御装置１
２へＰＷＲ信号が与えられる。これにより、制御装置１
２は、特に、エンジンへの燃料流Ｗfを制御している。
また、上記制御装置１２は、コンピュータ化されている
ものであり、指令信号を受信し、記憶装置ＭＥＭと送受
信を行い、かつエンジン動作を制御するように予めプロ
グラムされている中央処理装置（ＣＰＵ）つまり信号プ
ロセッサを備えている。この種の制御装置の基本は、こ
れらの制御装置が広範囲の用途に用いられているのと同
様に、技術的に良く知られているので、図１には、この
制御装置１２を、いわゆるデジタル電子制御型エンジン
制御装置として非常に簡略に図示してある。本発明の特
徴の一つは、ガスタービンエンジンに特別な動作性能を
与えるために、そのような制御装置および特別なセンサ
（平面型静圧センサ）を使用することにある。制御装置
１２は、入出力部１２．１を有し、それを介してエンジ
ンおよびその図示しないサブシステム（例えばステータ
制御装置やノズル面積制御装置等）と相互に作用する構
成となっている。またサブシステム１２．２は、制御装
置の共通の燃料制御部を示している。
て動作可能なステータ制御機構（図示せず）や面積可変
排気ノズル１０．１などのような、空気流形状を変化さ
せるためのメカニズムを有している。信号ＮＺ１が、ノ
ズル面積を制御する。電子制御装置１２は出力レバー１
４に接続されており、該出力レバー１４から制御装置１
２へＰＷＲ信号が与えられる。これにより、制御装置１
２は、特に、エンジンへの燃料流Ｗfを制御している。
また、上記制御装置１２は、コンピュータ化されている
ものであり、指令信号を受信し、記憶装置ＭＥＭと送受
信を行い、かつエンジン動作を制御するように予めプロ
グラムされている中央処理装置（ＣＰＵ）つまり信号プ
ロセッサを備えている。この種の制御装置の基本は、こ
れらの制御装置が広範囲の用途に用いられているのと同
様に、技術的に良く知られているので、図１には、この
制御装置１２を、いわゆるデジタル電子制御型エンジン
制御装置として非常に簡略に図示してある。本発明の特
徴の一つは、ガスタービンエンジンに特別な動作性能を
与えるために、そのような制御装置および特別なセンサ
（平面型静圧センサ）を使用することにある。制御装置
１２は、入出力部１２．１を有し、それを介してエンジ
ンおよびその図示しないサブシステム（例えばステータ
制御装置やノズル面積制御装置等）と相互に作用する構
成となっている。またサブシステム１２．２は、制御装
置の共通の燃料制御部を示している。
【００２９】エンジンの前端すなわち入口１０．２に着
目すると、周方向に沿った８個の静圧センサ１６すなわ
ち変換器が存在することがわかる。これらのセンサは、
入口の内側面、好ましくはファンのすぐ前に配置され
る。各センサは、線１２．４の中の１つの線を介して制
御装置１２へ信号ＰＣを与える。上記センサ１６の径方
向内側には、同様の構成からなる４個の静圧センサ１８
つまり変換器が設けられている。これらは、ノーズ周囲
で、かつファンの僅かに前方に配置されている。各セン
サ１８は、線１２．５の中の１つ線を介して、信号ＰＲ
を制御装置１２に与える。入口の表面の領域について考
えると、各センサ１８は、角度的に、各センサ１６から
ほぼ等距離にある。
目すると、周方向に沿った８個の静圧センサ１６すなわ
ち変換器が存在することがわかる。これらのセンサは、
入口の内側面、好ましくはファンのすぐ前に配置され
る。各センサは、線１２．４の中の１つの線を介して制
御装置１２へ信号ＰＣを与える。上記センサ１６の径方
向内側には、同様の構成からなる４個の静圧センサ１８
つまり変換器が設けられている。これらは、ノーズ周囲
で、かつファンの僅かに前方に配置されている。各セン
サ１８は、線１２．５の中の１つ線を介して、信号ＰＲ
を制御装置１２に与える。入口の表面の領域について考
えると、各センサ１８は、角度的に、各センサ１６から
ほぼ等距離にある。
【００３０】次に図２および図３の信号フローチャート
を参照して、制御装置がセンサ１６および１８からの信
号（静圧信号）を用いる方法について説明するが、それ
に先立って、図４および図５のグラフについて説明す
る。図４のグラフは、センサ１８からの半径方向の距離
が大きくなるにしたがって、圧力ディストーションが線
形に増加することを示している。したがって、センサ１
８を用いて圧力測定を開始すると、仮想径方向分布線１
８．１に沿った圧力の径方向分布は、図４のパターンを
たどる。他方、図５は、異なるプロットを示している
が、これは入口の周方向に沿った圧力つまりセンサ１６
が配置されている仮想線１６．１に沿った圧力の分布を
示している。この分布は、ディストーション圧力パター
ンを表している平均値の上方および下方にある圧力を示
す。周方向の圧力ディストーションの大きさは、図５の
マップに明示されており、また、その分布の総面積から
計算され得る。
を参照して、制御装置がセンサ１６および１８からの信
号（静圧信号）を用いる方法について説明するが、それ
に先立って、図４および図５のグラフについて説明す
る。図４のグラフは、センサ１８からの半径方向の距離
が大きくなるにしたがって、圧力ディストーションが線
形に増加することを示している。したがって、センサ１
８を用いて圧力測定を開始すると、仮想径方向分布線１
８．１に沿った圧力の径方向分布は、図４のパターンを
たどる。他方、図５は、異なるプロットを示している
が、これは入口の周方向に沿った圧力つまりセンサ１６
が配置されている仮想線１６．１に沿った圧力の分布を
示している。この分布は、ディストーション圧力パター
ンを表している平均値の上方および下方にある圧力を示
す。周方向の圧力ディストーションの大きさは、図５の
マップに明示されており、また、その分布の総面積から
計算され得る。
【００３１】図２はこれを適用したものである。図２
は、本発明を実行するための具体的な信号処理構造を示
している。この処理はステップＳ１から開始され、ここ
で圧力信号（ＰＣおよびＰＲ）が、センサから読み込ま
れる。ステップＳ２において、各センサ毎に総圧が計算
される。これは、図３のステップＳ２０〜Ｓ２６として
示された総圧Ｐt計算サブルーチンを用いてなされる。
なお、図３は、標準エンジン表記を用いて、各静圧信号
から総圧の値Ｐtをいかにして作るかを説明している。
ここで「ＰＳ」は、ＰＣまたはＰＲのいずれか一方を意
味する。
は、本発明を実行するための具体的な信号処理構造を示
している。この処理はステップＳ１から開始され、ここ
で圧力信号（ＰＣおよびＰＲ）が、センサから読み込ま
れる。ステップＳ２において、各センサ毎に総圧が計算
される。これは、図３のステップＳ２０〜Ｓ２６として
示された総圧Ｐt計算サブルーチンを用いてなされる。
なお、図３は、標準エンジン表記を用いて、各静圧信号
から総圧の値Ｐtをいかにして作るかを説明している。
ここで「ＰＳ」は、ＰＣまたはＰＲのいずれか一方を意
味する。
【００３２】図２のステップＳ３においては、各センサ
の総圧Ｐtから始まる方法で、径方向および周方向の圧
力ディストーションが計算される。すなわち、総圧Ｐt
のすべての値が平均化され、平均総圧Ｐtavgが作りださ
れる。その後、すべてのＯＤセンサ１６の総圧Ｐtを平
均することで、外径側の平均総圧（Ｐtodavg）が計算さ
れる。同様にして、すべてのＩＤセンサ１８の総圧Ｐt
を平均して、内径側の平均総圧（Ｐtidavg）が計算され
る。径方向の圧力ディストーションは、次式によって計
算される。
の総圧Ｐtから始まる方法で、径方向および周方向の圧
力ディストーションが計算される。すなわち、総圧Ｐt
のすべての値が平均化され、平均総圧Ｐtavgが作りださ
れる。その後、すべてのＯＤセンサ１６の総圧Ｐtを平
均することで、外径側の平均総圧（Ｐtodavg）が計算さ
れる。同様にして、すべてのＩＤセンサ１８の総圧Ｐt
を平均して、内径側の平均総圧（Ｐtidavg）が計算され
る。径方向の圧力ディストーションは、次式によって計
算される。
【００３３】
【数３】径方向ディストーション＝Ｐtodavg−Ｐtidavg
／Ｐtavg これに対し、周方向のディストーションの計算は、幾分
異なっている。第１段階では、外径側の各センサ１８毎
に総圧と外径側平均総圧Ｐtodavgとの差を計算する。そ
して、その差が、Ｐtodavgによって割り算され、各セン
サ１６の平均値からの総圧変動を示す大きさを持つ比率
が与えれる。したがって、図１に示されるように、８個
のセンサが使用される場合には、各データ点の８個の値
が与えられることになる。ステップＳ６に関連して以下
に述べるように、これらのデータ点は、失速マージン損
失を決めるために実験的に得られた入口のデータ点と相
関関係を有する。径方向ディストーションの値も、同様
に相関関係を有する。
／Ｐtavg これに対し、周方向のディストーションの計算は、幾分
異なっている。第１段階では、外径側の各センサ１８毎
に総圧と外径側平均総圧Ｐtodavgとの差を計算する。そ
して、その差が、Ｐtodavgによって割り算され、各セン
サ１６の平均値からの総圧変動を示す大きさを持つ比率
が与えれる。したがって、図１に示されるように、８個
のセンサが使用される場合には、各データ点の８個の値
が与えられることになる。ステップＳ６に関連して以下
に述べるように、これらのデータ点は、失速マージン損
失を決めるために実験的に得られた入口のデータ点と相
関関係を有する。径方向ディストーションの値も、同様
に相関関係を有する。
【００３４】ステップＳ６に進む前に、そのルーチン
は、１つあるいはそれ以上のセンサの静圧のピーク対ピ
ークの変動（Ｐ−Ｐ変動）をテストし、信号ＸＰを発生
する。ステップＳ５において、この信号ＸＰの値が基準
値を越えている場合には、失速前兆フラグ（フラグ１）
が設定され、失速が切迫していることを示す。ステップ
Ｓ５．１においてフラグ１に対する判定がなされる。こ
こでＹＥＳの場合には、ルーチンがすぐにステップＳ９
に進められ、例えばエンジンについての排気ノズルをす
ぐに開く、あるいはステータ羽根を開く、等の失速防止
／回復パターンが実行される。
は、１つあるいはそれ以上のセンサの静圧のピーク対ピ
ークの変動（Ｐ−Ｐ変動）をテストし、信号ＸＰを発生
する。ステップＳ５において、この信号ＸＰの値が基準
値を越えている場合には、失速前兆フラグ（フラグ１）
が設定され、失速が切迫していることを示す。ステップ
Ｓ５．１においてフラグ１に対する判定がなされる。こ
こでＹＥＳの場合には、ルーチンがすぐにステップＳ９
に進められ、例えばエンジンについての排気ノズルをす
ぐに開く、あるいはステータ羽根を開く、等の失速防止
／回復パターンが実行される。
【００３５】ステップＳ５．１でＮＯの場合には、ルー
チンはステップＳ６に進む。そこでは、入口の失速マー
ジン損失を決定するために、例えばＭＥＭ内の検索テー
ブルから、入口の径方向および周方向の圧力ディストー
ションデータが参照される。そして、ステップＳ７にお
いて、エンジンモデルデータが読み込まれる。このステ
ップ７は、失速マージン損失を圧縮機特性およびＮ２に
相関付けるステップである。これに従ってステップＳ８
において、エンジンの制御パターンが作られ、これがス
テップＳ１０において実行される。この制御パターン
は、エンジンの特性に応じて、ブレードやステータの偏
向状態あるいは排気ノズル面積を変化させることにな
る。
チンはステップＳ６に進む。そこでは、入口の失速マー
ジン損失を決定するために、例えばＭＥＭ内の検索テー
ブルから、入口の径方向および周方向の圧力ディストー
ションデータが参照される。そして、ステップＳ７にお
いて、エンジンモデルデータが読み込まれる。このステ
ップ７は、失速マージン損失を圧縮機特性およびＮ２に
相関付けるステップである。これに従ってステップＳ８
において、エンジンの制御パターンが作られ、これがス
テップＳ１０において実行される。この制御パターン
は、エンジンの特性に応じて、ブレードやステータの偏
向状態あるいは排気ノズル面積を変化させることにな
る。
【００３６】もちろん、図２のルーチンは、主プログラ
ムによって毎秒何度も読み込まれ、走らせられる。理想
的には、ステップＳ１での圧力サンプリングは、好まし
くない異常事態の発生を避けるために、圧力変化を制限
する帯域幅の速度、例えば、モニタされるデータに対し
て十分な２００Ｈｚの周波数応答を有する１０００Ｈｚ
で行われる。
ムによって毎秒何度も読み込まれ、走らせられる。理想
的には、ステップＳ１での圧力サンプリングは、好まし
くない異常事態の発生を避けるために、圧力変化を制限
する帯域幅の速度、例えば、モニタされるデータに対し
て十分な２００Ｈｚの周波数応答を有する１０００Ｈｚ
で行われる。
【００３７】ここでは、圧力が使用されたが、温度もま
たプロットされ得る。そして入口の温度ディストーショ
ンもまたマップ化され、失速前兆信号を発生するために
比較される。この比較による誤差が、特定のエンジンに
対するディストーション誤差を満足する場合には、失速
前兆信号が発せられ、これにより空気流形状が修正され
る。この点に関して、入口のセンサは、「エンジンに中
立（engine neutral）」であることを考慮すべきであ
る。それらが発生するデータは、エンジンのディストー
ションパターンの重大性を診断するために、エンジンの
データおよびエンジン動作に基づいて計算されたデータ
と比較され、エンジンに対して必要な場合には、空気流
形状の修正を指令する。ここで使用可能なセンサの１つ
の型式としては、その高応答性、軽量およびＥＭＩ不感
性によって、ＭｅｔｒｉＣｏｒのモデルＰ１０４が良
い。
たプロットされ得る。そして入口の温度ディストーショ
ンもまたマップ化され、失速前兆信号を発生するために
比較される。この比較による誤差が、特定のエンジンに
対するディストーション誤差を満足する場合には、失速
前兆信号が発せられ、これにより空気流形状が修正され
る。この点に関して、入口のセンサは、「エンジンに中
立（engine neutral）」であることを考慮すべきであ
る。それらが発生するデータは、エンジンのディストー
ションパターンの重大性を診断するために、エンジンの
データおよびエンジン動作に基づいて計算されたデータ
と比較され、エンジンに対して必要な場合には、空気流
形状の修正を指令する。ここで使用可能なセンサの１つ
の型式としては、その高応答性、軽量およびＥＭＩ不感
性によって、ＭｅｔｒｉＣｏｒのモデルＰ１０４が良
い。
【００３８】このように本発明においては、航空機用ガ
スタービエンジンにおける周方向および径方向の圧力デ
ィストーションが、複数の静圧センサおよび信号プロセ
ッサによって検出される。信号プロセッサは、各センサ
毎に総圧を演算し、圧力ディストーションパターンを測
定する。プロセッサはこれをエンジンおよび入口につい
ての記憶データと相関付け、飛行中に、空気流形状を変
更する必要があるかどうか決定する。一つあるいはそれ
以上の圧力センサから得た時間についての変化は、失速
条件を測定するのに用いられ、これにより、失速マージ
ンを増加させるようにエンジン空気流形状が修正され
る。
スタービエンジンにおける周方向および径方向の圧力デ
ィストーションが、複数の静圧センサおよび信号プロセ
ッサによって検出される。信号プロセッサは、各センサ
毎に総圧を演算し、圧力ディストーションパターンを測
定する。プロセッサはこれをエンジンおよび入口につい
ての記憶データと相関付け、飛行中に、空気流形状を変
更する必要があるかどうか決定する。一つあるいはそれ
以上の圧力センサから得た時間についての変化は、失速
条件を測定するのに用いられ、これにより、失速マージ
ンを増加させるようにエンジン空気流形状が修正され
る。
【００３９】
【発明の効果】以上の説明で明らかなように、本発明に
よれば、ガスタービエンジンにおける周方向および径方
向の圧力ディストーションが、複数の静圧センサおよび
信号プロセッサによって確実に検出される。そして、こ
のディストーションに基づく失速マージンによって飛行
中にエンジン空気流形状を適切に修正することができ
る。
よれば、ガスタービエンジンにおける周方向および径方
向の圧力ディストーションが、複数の静圧センサおよび
信号プロセッサによって確実に検出される。そして、こ
のディストーションに基づく失速マージンによって飛行
中にエンジン空気流形状を適切に修正することができ
る。
【図１】本発明の一実施例を示す機能ブロック図であ
る。
る。
【図２】図１に示されたシステムにおいて示された信号
プロセッサを用いて、本発明を実行するための信号処理
ステップを示すフローチャートである。
プロセッサを用いて、本発明を実行するための信号処理
ステップを示すフローチャートである。
【図３】ガスタービンエンジンからのＴT2、ＰS、Ｎ１
信号を用いて、静圧センサからの圧力を計算するための
サブルーチンのフローチャートである。
信号を用いて、静圧センサからの圧力を計算するための
サブルーチンのフローチャートである。
【図４】本発明において径方向および周方向の静圧測定
値間に差がある場合に、径方向の圧力ディストーション
の代表的分布を示しているグラフである。
値間に差がある場合に、径方向の圧力ディストーション
の代表的分布を示しているグラフである。
【図５】周方向圧力ディストーションを持つ入口周囲の
周方向の圧力ディストーションを示しているグラフであ
る。
周方向の圧力ディストーションを示しているグラフであ
る。
１２…制御装置 １６…センサ １８…センサ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ジョージ ダブリュー．ギャロップス，ジ ュニア アメリカ合衆国，フロリダ，レイク ワー ス，ウッズ ウォーク ブールヴァード 3647
Claims (7)
- 【請求項１】 信号処理手段を有し、エンジン空気流形
状をエンジン作動条件の関数として変化させる制御装置
を備えたガスタービンエンジンにおいて、 圧縮機への主空気入口にあって、その入口の内径および
外径に沿った複数の位置における複数の静圧信号を与え
るための手段を備えるとともに、 前記信号処理手段が、各静圧信号を総圧信号に変換する
手段、それぞれの総圧信号から、内径部と外径部との間
の入口にかかる径方向および周方向の圧力変動値を計算
する手段と、前記圧力変動値を、信号プロセッサに記憶
されている入口圧力ディストーションの記憶値と相関付
けることによって、入口の圧力ディストーションレベル
を示す信号を発生する手段と、信号プロセッサに記憶さ
れているエンジンの失速マージン損失の値を用いて、圧
力ディストーションを示す信号をそのエンジンと相関付
けることによって、発生される失速マージン損失信号の
関数としてエンジン空気流量形状を変化させる制御信号
を供給する手段を備えていることを特徴とするガスター
ビンエンジン。 - 【請求項２】 前記信号処理手段が、少なくとも１つの
静圧信号の時間変化する変化に応答して、失速前兆信号
を供給する手段と、圧縮機失速マージンを増大させるよ
うに、前記失速前兆信号に応答してエンジン空気流形状
を修正するための失速制御信号を供給する手段とを備え
ていることを特徴とする請求項１記載のガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項３】 前記の時間変化する変化が、静圧のピー
ク対ピーク変化であることを特徴とする請求項２記載の
ガスタービンエンジン。 - 【請求項４】 前記信号処理手段が、各圧力センサの総
圧の平均を示すＡＶ信号を供給する手段と、入口の外径
に沿った各圧力センサの総圧の平均を示すＯＤ信号を供
給する手段と、入口の内径に沿った各圧力センサの総圧
の平均を示すＩＤ信号を供給する手段と、ＡＶ信号の値
によって割り算されたＯＤ信号とＩＤ信号との間の差に
比例する大きさを持つ径方向圧力ディストーション信号
を供給する手段とを備えていることを特徴とする請求項
１記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項５】 前記信号処理手段が、ＡＶ信号値によっ
て割り算してなる、各外径センサ毎に計算された総圧と
ＡＶ信号値との間の差を示す周方向圧力ディストーショ
ン信号を供給する手段を備えていることを特徴とする請
求項４記載のガスタービンエンジン。 - 【請求項６】 前記信号処理手段が、少なくとも１つの
静圧信号の時間変化する変化に応答して、失速前兆信号
を供給する手段と、圧縮機失速マージンを増大させるよ
うに、前記失速前兆信号に応答してエンジン空気流形状
を修正するための失速制御信号を供給する手段とを備え
ていることを特徴とする請求項５記載のガスタービンエ
ンジン。 - 【請求項７】 前記の時間変化する変化が、静圧のピー
ク対ピーク変化であることを特徴とする請求項６記載の
ガスタービンエンジン。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/074,431 US5448881A (en) | 1993-06-09 | 1993-06-09 | Gas turbine engine control based on inlet pressure distortion |
| US074,431 | 1993-06-09 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH074261A true JPH074261A (ja) | 1995-01-10 |
| JP3448099B2 JP3448099B2 (ja) | 2003-09-16 |
Family
ID=22119529
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12482094A Expired - Lifetime JP3448099B2 (ja) | 1993-06-09 | 1994-06-07 | ガスタービンエンジン |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5448881A (ja) |
| EP (1) | EP0628727B1 (ja) |
| JP (1) | JP3448099B2 (ja) |
| DE (1) | DE69405159T2 (ja) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2012017810A (ja) * | 2010-07-08 | 2012-01-26 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 圧力チューブの取付構造 |
| JP2017523089A (ja) * | 2014-08-14 | 2017-08-17 | ガルフストリーム エアロスペース コーポレーション | 飛行中の航空機周辺の圧力場を制御するシステムおよび方法 |
| KR102165872B1 (ko) * | 2019-04-25 | 2020-10-14 | 국방과학연구소 | 초음속 비행체 엔진 흡입구 유동제어를 위한 다중 측정센서 시스템 및 그의 고장판단방법 |
Families Citing this family (56)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5557917A (en) * | 1994-09-13 | 1996-09-24 | Scientific Monitoring, Inc. | Engine stall and distortion suppression system |
| WO1996034207A1 (en) * | 1995-04-24 | 1996-10-31 | United Technologies Corporation | Compressor stall diagnostics and avoidance |
| US6141951A (en) * | 1998-08-18 | 2000-11-07 | United Technologies Corporation | Control system for modulating bleed in response to engine usage |
| US6231306B1 (en) * | 1998-11-23 | 2001-05-15 | United Technologies Corporation | Control system for preventing compressor stall |
| US6438960B1 (en) | 2000-03-16 | 2002-08-27 | Scientific Monitoring, Inc. | Engine stall and distortion suppression system |
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