JPH07504011A - 航空機ガスタービンエンジンの制御装置 - 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】 航空機ガスタービンエンジンの制御装置技術分野 本発明は、航空機エンジンに関し、特にこのようなエンジンのための二段加速ス ケジュール制御装置に関する。

発明の背景 ガスタービンエンジンは入力要求に応じて運転されている。入力要求はエンジン 出力の変化を生み出す燃料流量を変更するものである。様々な公知の制御制限条 件は運転の範囲や負荷の変化速度について限界を定めている。

正確な圧縮機サージ限界が設けられ、エンジン材料は過度の温度レベルから保護 されている。負荷の変化中は、熱過渡が起っている。エンジン部品が他の部品よ り迅速に熱応答した時は、膨張差が生じる。これによって、連結構造には擦れや 熱応力が生ずることがある。

急速な温度変化によって、部品の露出面は同部品の静止前に膨張することもある 。この膨張は、過渡中に部品内で熱応力となる。一般に、直接的な破損はないも のの、歪みの大きさやサイクル数等の関数として疲れ損失が生じている。

航空機及びそのエンジンは、保証のため又安全運転のために特定の応答時間性能 を満たしていなければならない。従って、エンジンは長期の運転寿命を維持しな がらも、これらの要件を満たすように設計及び又は選定されている。また、ある 状態では、エンジン及び航空機のより迅速な応答を提供することが時には望まし い。

予め選択した加速スケジュールをより高いスケジュールに変更する従来の方法は 、この要望を満たしてはいる。しかしながら、この方法はより迅速なスケジュー ルの使用を常に招くことになる。より迅速な応答は各サイクルについて熱応力を 増大させるものである。

この従来技術の応答は今では全ての運転状態で生じているので、極限サイクルの 数を増やし、エンジンの熱断面寿命を著しく短縮させてしまうのである。

発明の要約 基本の加速スケジュールは全ての通常状態でエンジンの応答を制限しているが、 保証規則を満たすと共に安全運転を提供するものである。着陸接近中は、滑降経 路誤差を迅速に補正することが望ましい。また、着陸復行を必要とするならば、 より迅速に応答することも望ましいことである。

第２のより迅速な加速スケジュールが用意されている。制御制限条件は接近及び 着陸復行条件においての、みこのスケジュールの調停を許可している。

第１の加速スケジュールが用意され、かつこの第１の加速スケジュールよりも高 い許容エンジン加速を確立する第２の加速スケジュールも用意されている。接近 条件充足信号発生装置は、接近条件が満たされた時に信号を発する。この第２の より高い加速スケジュールの使用は、接近条件充足信号が存在している時にのみ 許可される。

第２の加速スケジュールは、パイロットレバーの前進信号、十分なエンジン速度 信号及び適正高度範囲内信号がさらに存在している時にのみ許可される。

図面の簡単な説明 第１図は本制御装置の略図である。

第２図は、各加速スケジュールについての時間対スラストを示す曲線図である。

好適な実施例の説明 第１図を参照すると、低圧ロータ１２と高圧ロータ１４を備えたガスタービンエ ンジン１０が示しである。

燃焼器１６は燃料を受けるが、その流量はバルブ１８で調整される。排気ガスは 、排気ノズル２０を通ることによってスラストを生み出している。

エンジン速度センサ２２は高圧ロータ１４の速度を感知する。パラメータセンサ ２４は初めに制御すべきパラメータを感知するものである。そのパラメータとは 、好ましくはエンジン圧力比又は低圧ロータ速度（Ｎ＋）である。

コントローラ２６は、パイロット動力レバー角度２８や、入口温度圧力、高度等 の他の条件からの要求信号を受ける。コントローラは、ライン３０を通じて比較 ポイント３２に進む動力設定用パラメータレバー基準を出力する。ここでは、こ のパラメータ基準は感知されたパラメータ２４と比較され、ライン３４を通じて 動力誤差を表わす誤差信号を送出する。補償ロジック３６はこの誤差信号を燃料 （ポンド毎時毎秒）のような流量信号に転換し、ライン３８を通じてその信号を 高セレクト・ロジック４０に進める。ここでは、流量信号が最小許容エンジン速 度等の他の信号と比較され、その選択された信号がライン４２を通じ低セレクト ・ロジック４４に送出される。

燃料（ポンド毎時毎秒）のような選択された低燃料流量信号は、制御ライン４６ を通じて積分器４８に送られ、そこで燃料（ポンド毎時）のような要求流量に変 換される。この信号はライン５０を通じ制御バルブ１８に進む。

要求信号は何度でも自動的に確立させることができる。例えば、低エンジン速度 を検出した時この要求信号の自動確立が起ることがある。応答もパイロット動力 レバー角度ＰＬＡに送られたときと同様である。

従来の制御装置では、低セレクト・ロジック４４に進入する信号の１つは、加速 スケジュールからの出力を有している。しかしながら、ここでは、２つの加速ス ケジュール、即ち通常使用される低スケジュールと特定の条件の下でのみ選択さ れる高スケジュールが以下に記載の如く用意されている。

第１の低加速スケジュール５２は全て通常運転中に使用されるものである。ここ では、エンジン速度信号（Ｎ２）がライン５４を通じて進入し、発生された許容 加速信号（Ｎ２ＤＯＴ）がライン５６を通じスイッチ５８に進む。エンジン速度 信号は通常補正された速度信号である。また、機械的速度はエンジンの測定温度 或いは合成温度のいずれかについて補正されている。

また、このスケジュールは、高度信号６０によって適切なものに補正することが できる。通常の運転状態の下では、スイッチ５８はこの高度信号をライン５６か ら選択し、ライン６２を通じて許容ＲＰＭ毎秒を表わす信号を送出する。補償器 ６４はこの信号を燃料（ポンド毎時毎秒）信号に転換し、これをライン６６を通 じて低セレクト・ロジック４４に進める。このロジック４４は、全ての通常状態 中にエンジンの加速を制限する許容エンジン加速信号を出力する。

低セレクト・ロジック４４に進入する他の制限条件は、この信号よりもしばしば 上位であるので、エンジンはほとんどの時間この加速スケジュールによって効果 的に運転されるわけである。第２の加速スケジュール６８はより急速な加速を許 可する高スケジュールである。このスケジュールが選択されると、ある選ばれた 飛行状態中により急速な加速を与えるので、エンジンに対して熱応力の増大が起 こることがわかる。

第２の加速スケジュール６８に対しては、第１の加速スケジュールの場合と同じ く、信号Ｎ２がライン７０を通じて進入し、許容加速信号がライン７２を介して 出て行きスイッチ５８に進む。スイッチ５８は、ＡＮＤゲート７６を通って進む ライン７４の信号が存在している時にのみ、ライン７２からの信号を受取る。

接近条件充足ロジック７８は、接近条件が満たされた時にのみ、信号をＡＮＤゲ ート７６に送出するものである。これら接近条件とは、航空機設計者が通常特定 する条件である。即ち、これらの条件には、スラットのセツティング、フラップ のセツティング、着陸装置の形態や、これらに類する他の因子が含まれる。

接近条件充足ロジック７８を唯一の条件として使用した場合は、ＡＮＤゲート７ ６は満たされ（又はまったく必要ではない）、高加速スケジュールが選択される 。次いで、低セレクト・ロジック４４内で、低加速スケジュールが高加速スケジ ュールに替えられる。

高加速スケジュールにおいてエンジンの運転を最小とするためには、より急速な 加速への切換えが許可される前に追加条件が満たされるべきである。即ち、ロジ ック・ボックス８０が、運転が予め選択した高度範囲内にあることを確認するこ とである。この高度範囲は、空港への接近や起こりうる着陸履行が予想される離 陸高度エンベロープに基づいている。ロジック・ボックス８２は、スロットルが 前進位置にあることを確認すれば、着陸時の逆スラスト制動中により高い加速ス ケジュールを使用するのを防止して、より高い加速スケジュールに関連した熱ひ ずみの増加を避けることができる。

また、閾値速度ロジック８４により大きいエンジン速度を確認すれば、エンジン が十分な速度で運転されていて、このより急速な加速時にもエンジン圧縮機のサ ージや失速を避けることが保証される。

更に、エンジン速度以外の感知したパラメータも、この二段加速スケジュールと 組合わせて使用することができる。他の可能なパラメータには、燃料流量対バー ナ圧力比や出口ガス温度等が含まれる。

第２図において、曲線８６は通常の低加速スケジュールの時間（秒）対スラスト （％）を示している。また、曲線８８は高加速スケジュールで運転しているエン ジンの運転時間対スラストを表わしている。この状態の下で滑降経路を補正する のに用いられるのは実質的に約５秒間と思われる。５秒程度存在しているこの高 加速によって、通常時よりは幾分か高い熱過渡が存在する。これは、他の運転と 比べ相対的にまれなことであり、更に過渡の全ポテンシャル時間範囲を通じて存 在することはない。

着陸履行を必要とする場合は、このより高い加速は長時間継続するために、幾分 か大きな疲れ損失ポテンシャルによってより高い熱応力を招くことになる。しか しながら、この種の運転はまったく稀れであり、このようなサイクルが起こるこ とは殆どない。

予め選択した運転モードにおいては、急速な加速に反発する力が得られる。池の 運転モード全てにおいては、このような加速は低いが安全なレベルに制限されて いる。より急速な加速に伴うより高い熱応力は予め選択したモードの時にのみ生 じ、これによって極限サイクル数を低減することができる。また、これはエンジ ンの熱断面寿命を増長させるものでもある。

ＰＣＴ／ＵＳ　９２１０８４６Ｅｌ

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １感知したエンジンパラメータの関数として許容エンジン加速信号を確立する第 １の加速スケジュールと； 前記感知したエンジンパラメータの関数としてより高いエンジン加速信号を確立 する第２の加速スケジュールと； 充足された接近条件を表わす接近信号を出力する接近条件充足信号発生装置と； 高度信号を出力する高度センサと； 前進又は逆進信号を出力するパイロット動力レバー角度センサと； 感知したエンジン速度信号を出力するエンジン速度センサと； 動力要求信号を出力するためのエンジン動力要求手段と； 前記加速信号の１つからの制限条件に応じて前記要求信号を限定するための要求 信号制限装置と；前記第１及び第２の加速スケジュールの１つから選択加速スケ ジュールを選択するための加速スケジュール選択装置と； 接近条件充足信号が存在する時にのみ前記第２の加速スケジュールの信号を選択 する前記加速スケジュール信号選択装置と； 前記選択された信号を前記要求信号制限装置に伝送する伝送手段と； を包含することを特徴とするガスタービン制御装置。 ２請求項１記載の制御装置において、前記感知したエンジンパラメータが感知し たエンジン速度であることを特徴とする制御装置。 ３請求項２記載の制御装置において、前記ガスタービンエンジンが高圧ロータと 低圧ロータを有し、かつ前記感知したエンジン速度が前記高圧ロータの感知した 速度であることを特徴とする制御装置。 ４請求項１又は２記載の制御装置において、前記加速スケジュールセレクタは前 進パイロット動力レバー角度信号が付随的に存在している時にのみ前記第２の加 速スケジュールを選択することを特徴とする制御装置。 ５請求項４記載の制御装置において、前記感知した高度を予め選択した高度範囲 と比較し高度範囲内信号を出力するための高度比較手段を更に包含し、前記加速 スケジュールセレクタは前記高度範囲内信号が付随的に存在している時にのみ前 記第２の加速スケジュールを選択することを特徴とする制御装置。 ６請求項２又は５記載の制御装置において、前記感知したエンジン速度を予め選 択した最小エンジン速度と比較し前記最小速度を超えた時に十分速度信号を出力 するための速度比較手段を更に包含し、前記加速スケジュールセレクタは前記十 分速度信号が付随的に存在している時にのみ前記第２の加速スケジュールを選択 することを特徴とする制御装置。 ７請求項１記載の制御装置において、前記接近条件充足信号が適当な位置のフラ ップ又はスラット信号を含んでいることを特徴とする制御装置。 ８請求項７記載の制御装置において、前記接近条件充足信号が適当な位置の着陸 装置形態信号を含んでいることを特徴とする制御装置。