JPH11257156A - 航空機推進用ガスタ―ビンエンジンを作動する方法 - Google Patents
航空機推進用ガスタ―ビンエンジンを作動する方法Info
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- JPH11257156A JPH11257156A JP10376360A JP37636098A JPH11257156A JP H11257156 A JPH11257156 A JP H11257156A JP 10376360 A JP10376360 A JP 10376360A JP 37636098 A JP37636098 A JP 37636098A JP H11257156 A JPH11257156 A JP H11257156A
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- 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
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/50—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with control of working fluid flow
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
- F02K1/15—Control or regulation
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- 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
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- Fluid Mechanics (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 １００％戦略出力から３０％への絞り過渡現
象に対して、ファン通風量を１００％に維持する方法を
提供する。 【解決手段】 排気ノズル３１が完全開位置に達するま
で、燃料流がエンジンを減速するときに、排気ノズル面
積を増加する。燃料流の更に減少することで、ファン通
風量を減少する。
象に対して、ファン通風量を１００％に維持する方法を
提供する。 【解決手段】 排気ノズル３１が完全開位置に達するま
で、燃料流がエンジンを減速するときに、排気ノズル面
積を増加する。燃料流の更に減少することで、ファン通
風量を減少する。
Description
【０００１】
【発明の技術分野】本発明は、タービン式パワープラン
トである航空機エンジンに関し、特に戦闘機型の航空機
におけるこのようなパワープラントの制御方法に関す
る。
トである航空機エンジンに関し、特に戦闘機型の航空機
におけるこのようなパワープラントの制御方法に関す
る。
【０００２】
【発明の背景】本発明は、民間あるいは営業用航空機と
対照される特に軍用航空機に関するもので、より詳細に
は、戦闘機の類に属する航空機の類に関する。周知のよ
うに、現在知られている戦闘機は、空中戦用に設計され
ている。このクラスの航空機の飛行任務の性質上、かな
り過酷な操作が行われ、エンジン出力レバーを頻繁に操
作してエンジンの推力を変え、過酷な条件の下で、加
速、減速、上昇、急降下等を行うのが特徴である。
対照される特に軍用航空機に関するもので、より詳細に
は、戦闘機の類に属する航空機の類に関する。周知のよ
うに、現在知られている戦闘機は、空中戦用に設計され
ている。このクラスの航空機の飛行任務の性質上、かな
り過酷な操作が行われ、エンジン出力レバーを頻繁に操
作してエンジンの推力を変え、過酷な条件の下で、加
速、減速、上昇、急降下等を行うのが特徴である。
【０００３】多くの戦闘機エンジンは、オーグメンタを
装備され、空中戦の際に、エンジンは、１００％戦闘出
力（オーグメンタをオフ）に対する最大増強出力から、
アイドル出力まで作動する。本発明は１００％戦略（mi
l）出力とアイドル出力との間のエンジン作動に関し、
増強出力あるいはアフターバーニングモードにおけるエ
ンジン作動に影響を与えないものである。
装備され、空中戦の際に、エンジンは、１００％戦闘出
力（オーグメンタをオフ）に対する最大増強出力から、
アイドル出力まで作動する。本発明は１００％戦略（mi
l）出力とアイドル出力との間のエンジン作動に関し、
増強出力あるいはアフターバーニングモードにおけるエ
ンジン作動に影響を与えないものである。
【０００４】航空機が戦闘行動をなすときに、パイロッ
トは、出力レバーを繰返し操作するのが一般的であり、
これは、エンジン速度、温度及びエアーフローエクスカ
ーションによるものである。このような操縦エクスカー
ションの下で、ファン及び高圧コンプレッサロータの回
転速度は、「戦略出力」（１００％推力）から、かなり
低い「巡航」（６０％推力）と称されるかなり低い回転
速度、あるいは、更に低い「アイドル」（０％推力）ま
で、変化する。これらのロータ速度及び推力が操縦エク
スカーション中に変化する際、エンジンの可変周辺機器
も変化する。排気ノズル面積は一定のままであるが、フ
ァン及びコンプレッサの可変ベーンの角度はロータ速度
と共に変化する。
トは、出力レバーを繰返し操作するのが一般的であり、
これは、エンジン速度、温度及びエアーフローエクスカ
ーションによるものである。このような操縦エクスカー
ションの下で、ファン及び高圧コンプレッサロータの回
転速度は、「戦略出力」（１００％推力）から、かなり
低い「巡航」（６０％推力）と称されるかなり低い回転
速度、あるいは、更に低い「アイドル」（０％推力）ま
で、変化する。これらのロータ速度及び推力が操縦エク
スカーション中に変化する際、エンジンの可変周辺機器
も変化する。排気ノズル面積は一定のままであるが、フ
ァン及びコンプレッサの可変ベーンの角度はロータ速度
と共に変化する。
【０００５】ガスタービンエンジンの種々の排気ノズル
面積における燃料量とファン回転速度との関係を図１に
示す。グラフのＹ軸に示すＮｌＣ−ＲＰＭは、ファン速
度（温度校正済、ＮｌＣ）であり、主エンジン燃料量は
Ｘ軸である。符号Ｅで示す実線は、エンジンの通常作動
ラインである。図１に示すパラメータの各排気ノズル
（ジェト）面積ラインについては、ファンロータ速度及
びジェット面積が矢印で示す方向に増大する。当業者で
あれば明らかなように、燃料量が作動ラインに沿って増
大すると、ＮｌＣ−ＲＰＭは、一定の排気ノズル面積作
動ラインに沿って、ＸからＯに増大する。
面積における燃料量とファン回転速度との関係を図１に
示す。グラフのＹ軸に示すＮｌＣ−ＲＰＭは、ファン速
度（温度校正済、ＮｌＣ）であり、主エンジン燃料量は
Ｘ軸である。符号Ｅで示す実線は、エンジンの通常作動
ラインである。図１に示すパラメータの各排気ノズル
（ジェト）面積ラインについては、ファンロータ速度及
びジェット面積が矢印で示す方向に増大する。当業者で
あれば明らかなように、燃料量が作動ラインに沿って増
大すると、ＮｌＣ−ＲＰＭは、一定の排気ノズル面積作
動ラインに沿って、ＸからＯに増大する。
【０００６】ガスタービンエンジンの典型的的な制御方
法は、ファンマップ上の図２に示すエンジン作動ライン
となり、これは、校正ファン速度、ＮｌＣのラインに対
して設計圧比パーセントファン（縦軸）及び設計通風量
パーセントファン（横軸）にプロットした典型的なエン
ジン動作ラインＥを示す。戦略出力と、６０％戦略及び
アイドル出力との間の典型的なエンジン過渡現象（tran
sients）では、ポイントＧからＨ（６０％戦略）及びＭ
（アイドル）間での動作ラインＥに沿って、動作がスケ
ジュールされている。作動ラインＥは、失速ラインＪか
ら離隔し、適宜の与えられた校正ファン速度に対する失
速ラインＪと作動ラインＥとの間の差は、失速マージン
Ｋを定める。パーセント表示で、失速マージンＫは、
（失速時のファン圧力比％−作動状態のファン圧力比
％）／（作動状態のファン圧力比％）に等しい。失速マ
ージンが大きくなるほど、特に過渡現象のエンジンの安
定性が良好となる。図２に示すように、ポイントＧから
ポイントＨの絞り過渡現象は、１０％過剰のファン通風
量エクスカーションとなる。不都合な点は、通常、エン
ジン吸気口が戦略出力時にエンジンを通して校正通風量
を供給するために十分な空気を捕捉できるように設計さ
れているため、ファン通風量を１００％より減じると、
吸気口における空気がエンジンの回りに「零れ」、この
零れる空気量はファン通風量が減少するにつれて増大す
る。この零れる空気量の変化は、航空機の翼の上下の空
気流フィールドに悪影響を与え、これは航空機にバフェ
ッティングを生じさせる。航空機のバフェッティング
は、戦闘操縦中のパイロットの気を散らせ、航空機の武
器を支えるブラケット及びレールにクラックを生じさ
せ、破損の原因となる。
法は、ファンマップ上の図２に示すエンジン作動ライン
となり、これは、校正ファン速度、ＮｌＣのラインに対
して設計圧比パーセントファン（縦軸）及び設計通風量
パーセントファン（横軸）にプロットした典型的なエン
ジン動作ラインＥを示す。戦略出力と、６０％戦略及び
アイドル出力との間の典型的なエンジン過渡現象（tran
sients）では、ポイントＧからＨ（６０％戦略）及びＭ
（アイドル）間での動作ラインＥに沿って、動作がスケ
ジュールされている。作動ラインＥは、失速ラインＪか
ら離隔し、適宜の与えられた校正ファン速度に対する失
速ラインＪと作動ラインＥとの間の差は、失速マージン
Ｋを定める。パーセント表示で、失速マージンＫは、
（失速時のファン圧力比％−作動状態のファン圧力比
％）／（作動状態のファン圧力比％）に等しい。失速マ
ージンが大きくなるほど、特に過渡現象のエンジンの安
定性が良好となる。図２に示すように、ポイントＧから
ポイントＨの絞り過渡現象は、１０％過剰のファン通風
量エクスカーションとなる。不都合な点は、通常、エン
ジン吸気口が戦略出力時にエンジンを通して校正通風量
を供給するために十分な空気を捕捉できるように設計さ
れているため、ファン通風量を１００％より減じると、
吸気口における空気がエンジンの回りに「零れ」、この
零れる空気量はファン通風量が減少するにつれて増大す
る。この零れる空気量の変化は、航空機の翼の上下の空
気流フィールドに悪影響を与え、これは航空機にバフェ
ッティングを生じさせる。航空機のバフェッティング
は、戦闘操縦中のパイロットの気を散らせ、航空機の武
器を支えるブラケット及びレールにクラックを生じさ
せ、破損の原因となる。
【０００７】必要なことは、１００％戦略出力よりも少
ない部分出力時におけるガスタービンエンジンの作動方
法であり、戦略出力よりも下方への出力変化に対し、吸
気口における空気の零れを生じさせないことである。
ない部分出力時におけるガスタービンエンジンの作動方
法であり、戦略出力よりも下方への出力変化に対し、吸
気口における空気の零れを生じさせないことである。
【０００８】
【発明の概要】従って、本発明の目的は、戦略出力から
部分出力（即ち戦略出力の３０％）への推力変更に対し
て、従来技術のガスタービンエンジンでは本来的に生じ
ていた吸気溢れを生じることのないガスタービンエンジ
ンの作動方法を提供することにある。
部分出力（即ち戦略出力の３０％）への推力変更に対し
て、従来技術のガスタービンエンジンでは本来的に生じ
ていた吸気溢れを生じることのないガスタービンエンジ
ンの作動方法を提供することにある。
【０００９】本発明の他の目的は、従来技術のガスター
ビンエンジンに比して回転部材の低サイクル疲労寿命を
増大することである。
ビンエンジンに比して回転部材の低サイクル疲労寿命を
増大することである。
【００１０】本発明の他の目的は、エンジンの安定性、
操作性及びパフォーマンスを従来技術のガスタービンエ
ンジンに比して増大することである。
操作性及びパフォーマンスを従来技術のガスタービンエ
ンジンに比して増大することである。
【００１１】本発明の他の目的は、従来技術のガスター
ビンエンジンに比してエンジン推力過渡現象時間を減少
することである。
ビンエンジンに比してエンジン推力過渡現象時間を減少
することである。
【００１２】従って、本発明は、１００％戦略出力から
その３０％へのスロットルによる変化に対して、排気ノ
ズルがその完全開位置に達するまで、燃料流がエンジン
を減速するときに、排気ノズル面積を増加することによ
り、ファン通風量を１００％に維持する方法を提供す
る。引続き燃料が減少すると、ファン通風量及びファン
速度が適正に減少する。
その３０％へのスロットルによる変化に対して、排気ノ
ズルがその完全開位置に達するまで、燃料流がエンジン
を減速するときに、排気ノズル面積を増加することによ
り、ファン通風量を１００％に維持する方法を提供す
る。引続き燃料が減少すると、ファン通風量及びファン
速度が適正に減少する。
【００１３】本発明の上記及び他の特徴及び利点は、下
記説明及び添付図面から明らかとなるであろう。
記説明及び添付図面から明らかとなるであろう。
【００１４】
【発明を実施するための最良の形態】本発明は、推力変
化中に、エンジンバーナへの燃料流が調整されるだけで
なく、排気ノズルの面積の変化するエンジンに用い、上
記の列挙した利点を達成する。本発明の方法は、所定の
アイドル推力と所定の戦略出力推力との間で作動可能な
ツインスプール軸流型式のエンジンに用いるものであ
る。（エンジンは、増強（アフターバーニング）モード
で作動する能力も有するが、しかし、この作動は本発明
では影響されない。）これらの構造において特徴的なよ
うに、第１スプールは、低圧タービン部で駆動され、フ
ァンと場合によっては低圧コンプレッサ部とを備え、第
２スプールは、高圧タービン部で駆動される高圧コンプ
レッサ部を備える。典型的には環状型であるバーナが高
圧コンプレッサ部と高圧タービン部との間に配置され、
エンジンの作動媒体を加熱しかつ加速し、タービンを駆
動しかつ推力を発生させるために十分にガスを付勢す
る。（符号Ｐ３はバーナ圧力を示す。）
化中に、エンジンバーナへの燃料流が調整されるだけで
なく、排気ノズルの面積の変化するエンジンに用い、上
記の列挙した利点を達成する。本発明の方法は、所定の
アイドル推力と所定の戦略出力推力との間で作動可能な
ツインスプール軸流型式のエンジンに用いるものであ
る。（エンジンは、増強（アフターバーニング）モード
で作動する能力も有するが、しかし、この作動は本発明
では影響されない。）これらの構造において特徴的なよ
うに、第１スプールは、低圧タービン部で駆動され、フ
ァンと場合によっては低圧コンプレッサ部とを備え、第
２スプールは、高圧タービン部で駆動される高圧コンプ
レッサ部を備える。典型的には環状型であるバーナが高
圧コンプレッサ部と高圧タービン部との間に配置され、
エンジンの作動媒体を加熱しかつ加速し、タービンを駆
動しかつ推力を発生させるために十分にガスを付勢す
る。（符号Ｐ３はバーナ圧力を示す。）
【００１５】図３に概略的に示すように、ガスタービン
パワープラントは、全体を符号１０で示してあり、エン
ジン吸気口１３と、高圧タービン部１４に対して離隔し
た高圧コンプレッサ部１１を含むガスジェネレータ部と
を備え、高圧コンプレッサ部１１と高圧タービン部と１
４は高速シャフト１６で連結されている。ガスジェネレ
ータバーナ１８がその間に配置され、燃料を燃焼し、エ
ンジンの作動媒体を付勢する。ファン及び低圧コンプレ
ッサ部２０が低圧タービン部２４に対して離隔配置さ
れ、このファン及び低圧コンプレッサ部２０は、低速シ
ャフト２２をにより、低圧タービン部２４に結合されて
いる。スピードセンサ７４が低速シャフト２２の基端部
に配置され、低速シャフト２２の回転速度を測定する。
高圧コンプレッサ部１１と高圧タービン部１４とは、低
圧コンプレッサ部２１と低圧タービン部２４との間に配
置されている。高速スプール及び低速スプールが吸気口
１３と可変面積排気ノズル３１との間に配置されてい
る。低速スプールと高速スプールとは、互いに機械的に
接続されてはおらず、独立して回転する。
パワープラントは、全体を符号１０で示してあり、エン
ジン吸気口１３と、高圧タービン部１４に対して離隔し
た高圧コンプレッサ部１１を含むガスジェネレータ部と
を備え、高圧コンプレッサ部１１と高圧タービン部と１
４は高速シャフト１６で連結されている。ガスジェネレ
ータバーナ１８がその間に配置され、燃料を燃焼し、エ
ンジンの作動媒体を付勢する。ファン及び低圧コンプレ
ッサ部２０が低圧タービン部２４に対して離隔配置さ
れ、このファン及び低圧コンプレッサ部２０は、低速シ
ャフト２２をにより、低圧タービン部２４に結合されて
いる。スピードセンサ７４が低速シャフト２２の基端部
に配置され、低速シャフト２２の回転速度を測定する。
高圧コンプレッサ部１１と高圧タービン部１４とは、低
圧コンプレッサ部２１と低圧タービン部２４との間に配
置されている。高速スプール及び低速スプールが吸気口
１３と可変面積排気ノズル３１との間に配置されてい
る。低速スプールと高速スプールとは、互いに機械的に
接続されてはおらず、独立して回転する。
【００１６】エンジンは更にバイパスダクト１５とオー
グメンタ３０とを備え、このオーグメンタは、低圧ター
ビン部から排出されたエンジンの作動媒体を受ける。最
終的には、エンジンの作動媒体は、可変面積排気ノズル
（Ａｊ）を通じてエンジンから排出される。好適なアク
チュエータ３２が排気ノズルの可変面を位置決めし、エ
ンジンの作動スケジュールの機能として調整される排出
開口の面積を制御する作用をなす。ファン２０は、吸気
口１３から空気を吸引し、この空気の第１部分をバイパ
スダクト１５に供給し、空気の第２部分を高圧コンプレ
ッサ部１１に供給する。図３に示すように、バイパスダ
クト１３は、高圧コンプレッサ部１１とバーナ１８と高
圧タービン部１４とから半径方向外方に配置され、空気
の一部を、高圧コンプレッサ部１１とバーナ１８と高圧
タービン部１４との回りにバイパスし、オーグメンタ部
３０に直接送る作用をなす。
グメンタ３０とを備え、このオーグメンタは、低圧ター
ビン部から排出されたエンジンの作動媒体を受ける。最
終的には、エンジンの作動媒体は、可変面積排気ノズル
（Ａｊ）を通じてエンジンから排出される。好適なアク
チュエータ３２が排気ノズルの可変面を位置決めし、エ
ンジンの作動スケジュールの機能として調整される排出
開口の面積を制御する作用をなす。ファン２０は、吸気
口１３から空気を吸引し、この空気の第１部分をバイパ
スダクト１５に供給し、空気の第２部分を高圧コンプレ
ッサ部１１に供給する。図３に示すように、バイパスダ
クト１３は、高圧コンプレッサ部１１とバーナ１８と高
圧タービン部１４とから半径方向外方に配置され、空気
の一部を、高圧コンプレッサ部１１とバーナ１８と高圧
タービン部１４との回りにバイパスし、オーグメンタ部
３０に直接送る作用をなす。
【００１７】バーナ１８への燃料量は、燃料制御弁７０
で制御され、この制御弁はバーナ１８に流れる燃料の量
を自由に変更する。排気ノズル３１の面積は、排気ノズ
ル制御装置７２で制御され、この排気ノズル制御装置
は、所定の最小面積と所定の最大面積との間で排気ノズ
ル３１の排気面積を自由に変更する。現代の航空機で
は、一般に電子コントローラが用いられており、この電
子コントローラは、複数のエンジンの作動パラメータを
モニタし、値を計算し、最適のエンジン動作をなすため
に、燃料量及びエンジンの可変形状（variable geometr
y）を調整する。本発明は、電子式、液圧式あるいは液
圧−機械式制御であるか否かに関わらず、これらのスケ
ジュールの存在を考慮するものである。
で制御され、この制御弁はバーナ１８に流れる燃料の量
を自由に変更する。排気ノズル３１の面積は、排気ノズ
ル制御装置７２で制御され、この排気ノズル制御装置
は、所定の最小面積と所定の最大面積との間で排気ノズ
ル３１の排気面積を自由に変更する。現代の航空機で
は、一般に電子コントローラが用いられており、この電
子コントローラは、複数のエンジンの作動パラメータを
モニタし、値を計算し、最適のエンジン動作をなすため
に、燃料量及びエンジンの可変形状（variable geometr
y）を調整する。本発明は、電子式、液圧式あるいは液
圧−機械式制御であるか否かに関わらず、これらのスケ
ジュールの存在を考慮するものである。
【００１８】典型的なスケジューリングスキームが図３
にブロック線図で示してある。しかし、当業者であれ
ば、本発明を一度理解すると、本発明は従来のスケジュ
ーリング機構を変更することにより、容易に達成可能な
ことが明らかである。例えば、デジタル式の制御装置で
は、好適なチップを設計し、従来のコンピュータパッケ
ージ内に組込むことができる。
にブロック線図で示してある。しかし、当業者であれ
ば、本発明を一度理解すると、本発明は従来のスケジュ
ーリング機構を変更することにより、容易に達成可能な
ことが明らかである。例えば、デジタル式の制御装置で
は、好適なチップを設計し、従来のコンピュータパッケ
ージ内に組込むことができる。
【００１９】図３に示すように、上述のエンジンスケジ
ューリング制御は、低速スプールの回転速度（Ｎ１）、
高圧コンプレッサ部の吐出圧力（Ｐ３）及びエンジン入
口圧力（Ｐ２）等の複数のエンジン作動パラメータをモ
ニタし、サージング及び過熱等のエンジン異常を防止し
つつ、所要推力に対応させることを含む最適のエンジン
作動を達成するために、値を計算し、自動的にエンジン
を作動する。明らかなように、エンジンスケジューリン
グコントローラ４４，４６，４８は、少なくとも２つの
出力信号を形成する。１の出力信号は、ガスジェネレー
タ燃料量（Ｗｆ）であり、これは符号４６で示す関数発
生器で好適に計算される。他の出力信号は、排気ノズル
の面積（Ａｊ）であり、これは符号４８で示す関数発生
器で計算される。
ューリング制御は、低速スプールの回転速度（Ｎ１）、
高圧コンプレッサ部の吐出圧力（Ｐ３）及びエンジン入
口圧力（Ｐ２）等の複数のエンジン作動パラメータをモ
ニタし、サージング及び過熱等のエンジン異常を防止し
つつ、所要推力に対応させることを含む最適のエンジン
作動を達成するために、値を計算し、自動的にエンジン
を作動する。明らかなように、エンジンスケジューリン
グコントローラ４４，４６，４８は、少なくとも２つの
出力信号を形成する。１の出力信号は、ガスジェネレー
タ燃料量（Ｗｆ）であり、これは符号４６で示す関数発
生器で好適に計算される。他の出力信号は、排気ノズル
の面積（Ａｊ）であり、これは符号４８で示す関数発生
器で計算される。
【００２０】本発明の方法によると、理想的な目標は、
１００％戦略出力から、エンジンの物理的な形状限度内
で可能な限り低い出力あるいは推力まで、ＮｌＣあるい
はスケジュールされた低ロータ速度を保持することであ
る。この例示的なケースでは、戦略推力の３０％まで低
下したスケジュール値（ｆ(ＴＴ２)）でＮｌＣを一定に
保持でき、このポイントで最大ジェット面積の限度とな
った。このポイントから推力をアイドルすなわち０％戦
略推力に下げると、ファンの作動ポイントはラインＦに
沿って減少し、戦略出力推力の０％フライトアイドルに
達する（図４）。これは、エンジン飛行エンベロープ内
で戦闘中のスラスト過渡現象に対する本発明によって説
明されるようなエンジンの通常オペレーティングパスで
ある。
１００％戦略出力から、エンジンの物理的な形状限度内
で可能な限り低い出力あるいは推力まで、ＮｌＣあるい
はスケジュールされた低ロータ速度を保持することであ
る。この例示的なケースでは、戦略推力の３０％まで低
下したスケジュール値（ｆ(ＴＴ２)）でＮｌＣを一定に
保持でき、このポイントで最大ジェット面積の限度とな
った。このポイントから推力をアイドルすなわち０％戦
略推力に下げると、ファンの作動ポイントはラインＦに
沿って減少し、戦略出力推力の０％フライトアイドルに
達する（図４）。これは、エンジン飛行エンベロープ内
で戦闘中のスラスト過渡現象に対する本発明によって説
明されるようなエンジンの通常オペレーティングパスで
ある。
【００２１】更に、本発明は、戦闘任務のための巡航及
び戦闘任務から戻るための飛行航路における安定したエ
ンジンパフォーマンスに関係する。ここでは、ＰＬＡは
静止しているか、あるいは、ほんのプラスあるいはマイ
ナス方向に数度のみ移動し、巡航中における一定の飛行
速度を保持する。上述の説明から、図４のファンマップ
上の過渡期のエンジン作動及びエンジン動作ライン上
で、巡航開始時のジェット面積は開位置にあり、安定し
た巡航あるいは無目的な飛行に対する最適状態よりもよ
り開いている。制御装置４８は、制御論理を持ち、この
結果、エンジン出力レバー（ＰＬＡ）が、例えば一分間
にわたって静止、あるいは、プラスあるいはマイナス方
向に数度のみ移動する場合に、航空機は戦闘状態ではな
く安定した状態の巡航中にある。この場合、ジェット領
域がより開いたジェット面積位置（例えば６.０平方フ
ィート）からより閉じた位置（例えば３.０平方フィー
ト）まで閉じるべきであり、このより閉じた位置で最良
巡航推力特別フィールド消費が生じる。ジェット面積
は、ＰＬＡが巡航のみ可能なフローティングＰＬＡデッ
ドバンドの外側に、例えば零ＰＬＡ位置の回りで、プラ
スあるいはマイナス方向に５度移動するまで、このより
閉じた位置に留まる。ＰＬＡフローティングデッドバン
ドが破られると、エンジンは、図４のその通常エンジン
作動ラインＨ’あるいはＦに戻る。この時点で、当業者
であれば、図４に示す過渡現象作動中のエンジン作動方
法を容易に認識でき、但し、図４に示す通常作動ライン
を除くもので、これは、巡航中における通常作動から巡
航への制御シフト方法、及び、例外である巡航から通常
作動への制御シフト方法である。
び戦闘任務から戻るための飛行航路における安定したエ
ンジンパフォーマンスに関係する。ここでは、ＰＬＡは
静止しているか、あるいは、ほんのプラスあるいはマイ
ナス方向に数度のみ移動し、巡航中における一定の飛行
速度を保持する。上述の説明から、図４のファンマップ
上の過渡期のエンジン作動及びエンジン動作ライン上
で、巡航開始時のジェット面積は開位置にあり、安定し
た巡航あるいは無目的な飛行に対する最適状態よりもよ
り開いている。制御装置４８は、制御論理を持ち、この
結果、エンジン出力レバー（ＰＬＡ）が、例えば一分間
にわたって静止、あるいは、プラスあるいはマイナス方
向に数度のみ移動する場合に、航空機は戦闘状態ではな
く安定した状態の巡航中にある。この場合、ジェット領
域がより開いたジェット面積位置（例えば６.０平方フ
ィート）からより閉じた位置（例えば３.０平方フィー
ト）まで閉じるべきであり、このより閉じた位置で最良
巡航推力特別フィールド消費が生じる。ジェット面積
は、ＰＬＡが巡航のみ可能なフローティングＰＬＡデッ
ドバンドの外側に、例えば零ＰＬＡ位置の回りで、プラ
スあるいはマイナス方向に５度移動するまで、このより
閉じた位置に留まる。ＰＬＡフローティングデッドバン
ドが破られると、エンジンは、図４のその通常エンジン
作動ラインＨ’あるいはＦに戻る。この時点で、当業者
であれば、図４に示す過渡現象作動中のエンジン作動方
法を容易に認識でき、但し、図４に示す通常作動ライン
を除くもので、これは、巡航中における通常作動から巡
航への制御シフト方法、及び、例外である巡航から通常
作動への制御シフト方法である。
【００２２】図４に示す方法でエンジンを制御すること
は、従来技術に対して４つの明確な利点がある。第１
に、１００％戦略出力から３０％戦略出力、あるいは、
３０％から１００％面積への推力応答時間が、瞬間的で
あり、これは、ファンロータ速度の変更を必要としない
ためである。１００％戦略から３０％戦略推力からアイ
ドル推力への応答時間は少なくとも５０％カットされ、
これは、これらの推力変化を達成するために必要なファ
ンロータ速度及びファン通風量の変化が、従来技術のエ
ンジン制御に対して少なくとも５０％カットされるから
である。反対方向へのスラスト過渡現象についても当て
はまる。
は、従来技術に対して４つの明確な利点がある。第１
に、１００％戦略出力から３０％戦略出力、あるいは、
３０％から１００％面積への推力応答時間が、瞬間的で
あり、これは、ファンロータ速度の変更を必要としない
ためである。１００％戦略から３０％戦略推力からアイ
ドル推力への応答時間は少なくとも５０％カットされ、
これは、これらの推力変化を達成するために必要なファ
ンロータ速度及びファン通風量の変化が、従来技術のエ
ンジン制御に対して少なくとも５０％カットされるから
である。反対方向へのスラスト過渡現象についても当て
はまる。
【００２３】第２に、航空機の吸気口溢れ空気のドラッ
グが１００％戦略出力と３０％戦略出力との間のスラス
ト過渡現象で排除され、これは、ファンロータ速度変化
及び通風量変化を生じないからである。溢れによるドラ
ッグは、１００％戦略推力と３０％戦略推力及びアイド
ル推力の間の推力過渡現象に対して少なくとも５０％カ
ットされ、これは、ファンロータ速度変化及びファン通
風量変化が従来技術のエンジン制御に対して少なくとも
５０％カットされているからである。これは、部分戦略
出力から１００％戦略出力への推力の過渡現象に対して
も当てはまる。これらの、最初の２つの利点は、エンジ
ンをよりユーザフレンドリなものとし、「質」に関する
エンジンの改善のカテゴリーに入る。
グが１００％戦略出力と３０％戦略出力との間のスラス
ト過渡現象で排除され、これは、ファンロータ速度変化
及び通風量変化を生じないからである。溢れによるドラ
ッグは、１００％戦略推力と３０％戦略推力及びアイド
ル推力の間の推力過渡現象に対して少なくとも５０％カ
ットされ、これは、ファンロータ速度変化及びファン通
風量変化が従来技術のエンジン制御に対して少なくとも
５０％カットされているからである。これは、部分戦略
出力から１００％戦略出力への推力の過渡現象に対して
も当てはまる。これらの、最初の２つの利点は、エンジ
ンをよりユーザフレンドリなものとし、「質」に関する
エンジンの改善のカテゴリーに入る。
【００２４】第３に、従来技術のエンジン制御装置で制
御される戦闘機の軍用エンジンについて、最大ファンロ
ータ速度エクスカーションは、図２に示すように、１０
０％ＮｌＣから５５％に低下する。本発明では、最大フ
ァンロータ速度エクスカーションは、１００％ＮｌＣか
ら８０％ＮｌＣに低下する。図２に明瞭に示すように、
低速ロータＲＰＭの飛行中の最大作動範囲は、４５％か
ら２０％に現象する。これは、ファン及び低圧タービン
を含む。従って、本発明を包含するために設計された新
しいエンジンは、最高効率のより高いレベルに設計され
たエンジン部材を利用することができ、これは、オフデ
ザイン（off-design）の作動速度範囲が半分にカットさ
れるからである。更に、ファン及び低圧タービンの主要
金属部材（すなわちディスク及びケース）は、本発明に
より作動されたときに、従来技術に比してより少ない歪
みが作用する。大きく減少した歪み範囲は、ファン及び
低圧タービンディスク及びケースを、１０％から２０％
軽くし、更に、エンジンの所要寿命を達成可能に設計す
ることができる。
御される戦闘機の軍用エンジンについて、最大ファンロ
ータ速度エクスカーションは、図２に示すように、１０
０％ＮｌＣから５５％に低下する。本発明では、最大フ
ァンロータ速度エクスカーションは、１００％ＮｌＣか
ら８０％ＮｌＣに低下する。図２に明瞭に示すように、
低速ロータＲＰＭの飛行中の最大作動範囲は、４５％か
ら２０％に現象する。これは、ファン及び低圧タービン
を含む。従って、本発明を包含するために設計された新
しいエンジンは、最高効率のより高いレベルに設計され
たエンジン部材を利用することができ、これは、オフデ
ザイン（off-design）の作動速度範囲が半分にカットさ
れるからである。更に、ファン及び低圧タービンの主要
金属部材（すなわちディスク及びケース）は、本発明に
より作動されたときに、従来技術に比してより少ない歪
みが作用する。大きく減少した歪み範囲は、ファン及び
低圧タービンディスク及びケースを、１０％から２０％
軽くし、更に、エンジンの所要寿命を達成可能に設計す
ることができる。
【００２５】第４に、同じロジックプロセスが高速スプ
ール、高圧コンプレッサ及び高圧タービンにも当てはま
り、これは作動中のロータ速度エクスカーションが少な
くとも５０％カットされるからである。これらの高速ス
プール部材のディスク及びケースの低サイクル疲労のイ
ンパクトは、その重さを１０％から２０％排除し、これ
らの部材は、更に所要のエンジン寿命を達成する。更
に、高速スプール上に、２つの新規な極めて重要なエン
ジンデザインパラメータが描かれる。これらは、コンプ
レッサ吐出温度Ｔ３及びタービン入口温度Ｔ４であり。
戦略出力からアイドルへの推力の減少中、Ｔ３は大きく
冷却する（これは「急冷」と称される）。このコンプレ
ッサ出口ケース及び出口ロータの急冷は、コンプレッサ
ケース及び後部コンプレッサディスクを冷却し、縮径す
る。
ール、高圧コンプレッサ及び高圧タービンにも当てはま
り、これは作動中のロータ速度エクスカーションが少な
くとも５０％カットされるからである。これらの高速ス
プール部材のディスク及びケースの低サイクル疲労のイ
ンパクトは、その重さを１０％から２０％排除し、これ
らの部材は、更に所要のエンジン寿命を達成する。更
に、高速スプール上に、２つの新規な極めて重要なエン
ジンデザインパラメータが描かれる。これらは、コンプ
レッサ吐出温度Ｔ３及びタービン入口温度Ｔ４であり。
戦略出力からアイドルへの推力の減少中、Ｔ３は大きく
冷却する（これは「急冷」と称される）。このコンプレ
ッサ出口ケース及び出口ロータの急冷は、コンプレッサ
ケース及び後部コンプレッサディスクを冷却し、縮径す
る。
【００２６】コンプレッサケースは、後部コンプレッサ
ディスクの場合よりも、より大きな表面面積対質量比を
有する。これは、コンプレッサケースをコンプレッサデ
ィスクよりもより早く冷却し、コンプレッサディスクよ
りもより早く縮径する。機械的な干渉が後部コンプレッ
サブレードと後部コンプレッサケースとの間で発生し、
これは、後部コンプレッサブレードチップ間隙を消滅さ
せる。この消滅により、コンプレッサ効率及びコンプレ
ッサ失速マージンの損失を生じさせる。後部コンプレッ
サケースの間隙を閉じる主たる原因は、Ｔ３であり、特
に戦略出力からアイドル出力のＴ３の変化である。戦略
出力からアイドル出力へのＴ３の変化は、従来のエンジ
ン制御よりも３５％少ない。従って、間隙閉鎖は、コン
プレッサの後部で３５％少ない。後部コンプレッサケー
ス対ブレードチップの間隙閉鎖は、後部コンプレッサに
間隙の累積を生じさせる。後部コンプレッサ間隙閉鎖の
３５％の減少で、コンプレッサは、より密な間隙累積で
形成できる（すなわち３０％から３５％密に）。これ
は、高圧コンプレッサのコンプレッサ失速マージンを改
善し、コンプレッサ効率をより高いレベルとする。本発
明では、過渡中の最も過酷なＴ３エクスカーションで
も、消滅はなく、コンプレッサは、エンジンの全寿命に
わたって高効率の作動レベルを保持する。
ディスクの場合よりも、より大きな表面面積対質量比を
有する。これは、コンプレッサケースをコンプレッサデ
ィスクよりもより早く冷却し、コンプレッサディスクよ
りもより早く縮径する。機械的な干渉が後部コンプレッ
サブレードと後部コンプレッサケースとの間で発生し、
これは、後部コンプレッサブレードチップ間隙を消滅さ
せる。この消滅により、コンプレッサ効率及びコンプレ
ッサ失速マージンの損失を生じさせる。後部コンプレッ
サケースの間隙を閉じる主たる原因は、Ｔ３であり、特
に戦略出力からアイドル出力のＴ３の変化である。戦略
出力からアイドル出力へのＴ３の変化は、従来のエンジ
ン制御よりも３５％少ない。従って、間隙閉鎖は、コン
プレッサの後部で３５％少ない。後部コンプレッサケー
ス対ブレードチップの間隙閉鎖は、後部コンプレッサに
間隙の累積を生じさせる。後部コンプレッサ間隙閉鎖の
３５％の減少で、コンプレッサは、より密な間隙累積で
形成できる（すなわち３０％から３５％密に）。これ
は、高圧コンプレッサのコンプレッサ失速マージンを改
善し、コンプレッサ効率をより高いレベルとする。本発
明では、過渡中の最も過酷なＴ３エクスカーションで
も、消滅はなく、コンプレッサは、エンジンの全寿命に
わたって高効率の作動レベルを保持する。
【００２７】高圧タービンについても状況は同様であ
る。急速推力過渡現象中のアイドルＴ４は、同じアイド
ル推力時における従来技術の制御付の同じエンジンと比
較して、本発明では、極めて高い（＋３００度Ｆ）。こ
の＋３００度Ｆ高い過渡現象アイドルＴ４は、「ボデ
ィ」（戦略−アイドル−戦略出力過渡現象）中の戦略出
力からアイドル出力へのＴ４における変化を３０％減少
する。再度、従来技術で制御されたエンジンにおけるこ
の低Ｔ４アイドル急冷は、タービンケースをタービンデ
ィスク（１又は複数）よりも早く縮径させ、高圧タービ
ンチップ間隙の消滅が生じる。これは、両高圧タービン
効率の損失、及び、タービンブレードチップとシュラウ
ドとのいくつかのタービン冷却通路を塞ぎ、これは、不
十分な冷却により、これらの部材の急速な劣化を生じさ
せる。本発明は、ボディ中のＴ４（すなわち、タービン
急冷）の変化を３０％減少し、これは、ブレード対ケー
ス間隙の閉鎖を３０％減少させる。この急速推力過渡現
象中のＴ４における大きく減少した変化で、高圧タービ
ンは、より密なブレードチップ対シュラウド間隙で形成
でき、エンジンの全寿命にわたる作動レベルの高圧ター
ビン効率を改善する。
る。急速推力過渡現象中のアイドルＴ４は、同じアイド
ル推力時における従来技術の制御付の同じエンジンと比
較して、本発明では、極めて高い（＋３００度Ｆ）。こ
の＋３００度Ｆ高い過渡現象アイドルＴ４は、「ボデ
ィ」（戦略−アイドル−戦略出力過渡現象）中の戦略出
力からアイドル出力へのＴ４における変化を３０％減少
する。再度、従来技術で制御されたエンジンにおけるこ
の低Ｔ４アイドル急冷は、タービンケースをタービンデ
ィスク（１又は複数）よりも早く縮径させ、高圧タービ
ンチップ間隙の消滅が生じる。これは、両高圧タービン
効率の損失、及び、タービンブレードチップとシュラウ
ドとのいくつかのタービン冷却通路を塞ぎ、これは、不
十分な冷却により、これらの部材の急速な劣化を生じさ
せる。本発明は、ボディ中のＴ４（すなわち、タービン
急冷）の変化を３０％減少し、これは、ブレード対ケー
ス間隙の閉鎖を３０％減少させる。この急速推力過渡現
象中のＴ４における大きく減少した変化で、高圧タービ
ンは、より密なブレードチップ対シュラウド間隙で形成
でき、エンジンの全寿命にわたる作動レベルの高圧ター
ビン効率を改善する。
【００２８】本発明の新しい制御は、エンジンパフォー
マンスの維持に、大きくかつ確実に影響を与える。作動
時間の累積によるエンジンパフォーマンスの劣化の主た
る原因は、大きな推力過渡現象で生じるブレードチップ
間隙の消滅による部材の効率の損失である。本発明の新
しい制御は、上述のブレードチップの摩擦を排除し、こ
れにより、エンジン部材の効率レベルを運転時間及び通
常作動状態に維持し、これにより、図５に示すように、
運転時間の累積による全エンジンパフォーマンスの損失
を減じる。
マンスの維持に、大きくかつ確実に影響を与える。作動
時間の累積によるエンジンパフォーマンスの劣化の主た
る原因は、大きな推力過渡現象で生じるブレードチップ
間隙の消滅による部材の効率の損失である。本発明の新
しい制御は、上述のブレードチップの摩擦を排除し、こ
れにより、エンジン部材の効率レベルを運転時間及び通
常作動状態に維持し、これにより、図５に示すように、
運転時間の累積による全エンジンパフォーマンスの損失
を減じる。
【００２９】図５に示すエンジンパフォーマンス（推
力）の損失を変えようとする努力で、エンジンのタービ
ン入口温度Ｔ４は上昇する。上昇したＴ４でエンジンを
運転することは、タービン部材の疲労を促進し、これら
の部材の使用寿命を減じる。更に、上昇したＴ４でエン
ジンを作動することは、より多くの燃料を燃焼させる。
本発明を用い、より高い部材効率レベルで運転するエン
ジンは、Ｔ４のレベルを低下して運伝でき、高温部が長
く続き、全設計寿命を達成する。
力）の損失を変えようとする努力で、エンジンのタービ
ン入口温度Ｔ４は上昇する。上昇したＴ４でエンジンを
運転することは、タービン部材の疲労を促進し、これら
の部材の使用寿命を減じる。更に、上昇したＴ４でエン
ジンを作動することは、より多くの燃料を燃焼させる。
本発明を用い、より高い部材効率レベルで運転するエン
ジンは、Ｔ４のレベルを低下して運伝でき、高温部が長
く続き、全設計寿命を達成する。
【００３０】本発明を用いるエンジンは、更に、より少
ない燃料を燃やし、航空機の航続距離が大きくなる。
ない燃料を燃やし、航空機の航続距離が大きくなる。
【００３１】利点を要約すると、本発明は、（１）スラ
スト過渡現象がより早く、（２）吸気口溢れ及び航空機
のバフェティングが排除／減少し、（３）摩耗なしでエ
ンジン間隙をより密にし、これにより、失速なしのエン
ジン、高部材効率レベル、大きく改善したエンジンパフ
ォーマンスの維持、より低いタービン作動温度、より大
きな航続距離（減少したＴＳＦＣ）及びより長い高温部
の寿命が得られる。
スト過渡現象がより早く、（２）吸気口溢れ及び航空機
のバフェティングが排除／減少し、（３）摩耗なしでエ
ンジン間隙をより密にし、これにより、失速なしのエン
ジン、高部材効率レベル、大きく改善したエンジンパフ
ォーマンスの維持、より低いタービン作動温度、より大
きな航続距離（減少したＴＳＦＣ）及びより長い高温部
の寿命が得られる。
【００３２】本発明をその詳細な実施例に関して図示し
説明したが、当業者には、本発明の精神及び範囲から逸
脱することなく、その形状及び細部について幾多の変更
をなし得ることが理解されよう。
説明したが、当業者には、本発明の精神及び範囲から逸
脱することなく、その形状及び細部について幾多の変更
をなし得ることが理解されよう。
【図１】ガスタービンエンジンの燃料流、ファン速度及
び排気ノズル面積の関係を示す線図である。
び排気ノズル面積の関係を示す線図である。
【図２】典型的なガスタービンエンジンのファンマップ
を示す線図である。
を示す線図である。
【図３】典型的なガスタービンパワープラント及び本発
明による戦闘機のジェットエンジンの制御及びスケジュ
ーリングを示す概略的なブロック説明図である。
明による戦闘機のジェットエンジンの制御及びスケジュ
ーリングを示す概略的なブロック説明図である。
【図４】典型的なガスタービンエンジンのファンマップ
上のエンジン作動ポイントにおける本発明の方法の効果
を示す線図である。
上のエンジン作動ポイントにおける本発明の方法の効果
を示す線図である。
【図５】エンジンパフォーマンスの損失を示す線図であ
る。
る。
１０ ガスタービン １１ 高圧コンプレッサ部 １３ 吸気口 １４ 高圧タービン部 １５ バイパスダクト １６ 高速シャフト １８ バーナ ２０ ファン及び低圧コンプレッサ部 ２１ 低圧コンプレッサ部 ２２ 低速シャフト ２４ 低圧タービン部 ３０ オーグメンタ部 ３１ 排気ノズル ３２ アクチュエータ ４４，４６，４８ コントローラ ７４ 速度センサ
Claims (8)
- 【請求項１】航空機推進用ガスタービンエンジンを作動
する方法において、 所定のアイドル推力と所定の最大推力との間で作動可能
で、エンジン吸気口と、可変面積排気ノズルと、バイパ
スダクトと、バーナと、前記吸気口と前記ノズルとの間
に配置された第１及び第２シャフトとを備え、この第２
シャフトが高圧タービン部から離隔した高圧コンプレッ
サ部を有し、前記第１シャフトがファン及び低圧タービ
ン部を有し、このファン及び低圧タービン部が、前記吸
気口を介して空気を吸引し、この空気の第１部分を前記
バイパスダクトに供給し、かつこの空気の第２部分を高
圧コンプレッサ部に供給し、前記ファン及び低圧タービ
ン部が、低圧タービン部に対して離隔し、前記高圧コン
プレッサ部と前記高圧タービン部が前記ファン及び低圧
タービン部と前記低圧タービン部との間に配置され、更
に、前記高圧コンプレッサ部と前記高圧タービン部との
間に配置されたバーナとを備え、前記バイパスダクト
が、高圧コンプレッサ部と前記バーナと前記高圧タービ
ン部とから半径方向外方に配置され、前記空気の第１部
分を前記高圧コンプレッサ部と前記バーナと前記高圧タ
ービン部との回りにバイパスし、前記排気ノズルに導
き、更に、バーナに流れる燃料量を自由に変更可能な燃
料制御装置と、所定の最小面積と所定の最大面積との間
で排気ノズルの面積を自由に変更するための排気ノズル
制御装置と、前記第１シャフトの回転速度を定める手段
とを備えるガスタービンエンジンを準備し、 与えられたエンジンの作動状態におけるファン回転速度
の機能としてファン通風量を決定し、 与えられたエンジンの作動状態における前記第１シャフ
トの所要最大回転速度を決定し、 前記排気ノズル面積が前記所定の最大面積となったとき
に、前記第１シャフトの所要最大回転速度を達成するた
めに必要なバーナへの最小燃料量を決定し、 このバーナへの最小燃料量よりも多くない全燃料量に対
する前記所定の最大面積に前記排気ノズル面積を維持
し、 前記バーナへの最小燃料量よりも多いバーナへの全燃料
量に対する前記最大所要回転速度に前記第１シャフトの
回転速度を維持することを特徴とする方法。 - 【請求項２】請求項１記載の方法において、前記最大所
要回転速度における前記第１シャフトの回転速度を維持
するステップは、前記バーナへの燃料量が前記最小燃料
量から増大するときに、排気ノズル面積を減少する手順
を含むことを特徴とする方法。 - 【請求項３】請求項２記載の方法において、前記与えら
れたエンジンの作動状態は、前記所定の最大推力と等し
い推力であることを特徴とする方法。 - 【請求項４】請求項２記載の方法において、前記与えら
れたエンジンの作動状態は、前記所定の最大推力よりも
小さな推力であることを特徴とする方法。 - 【請求項５】請求項１記載の方法において、前記所定の
最大面積に前記排気ノズル面積を維持するステップは、 バーナへの燃料の与えられた増加に対する第１シャフト
の回転速度の増加を決定し、バーナへの燃料量の与えら
れた増加で生じる第１シャフトの回転速度の増大をオフ
セットさせるために必要な排気ノズル面積の与えられた
減少を決定するステップに先行されることを特徴とする
方法。 - 【請求項６】請求項５記載の方法において、前記最大の
所要回転速度に前記第１シャフトの回転速度を維持する
ステップは、前記与えられた増大に等しい量だけバーナ
への燃料量を同時に増大し、かつ、前記与えられた減少
に等しい量だけ排気ノズル面積を減少することを含むこ
とを特徴とする方法。 - 【請求項７】請求項６記載の方法において、前記与えら
れたエンジンの作動状態は、前記所定の最大推力に等し
い推力であることを特徴とする方法。 - 【請求項８】請求項６記載の方法において、前記与えら
れたエンジンの作動状態は、前記所定の最大推力よりも
小さな推力であることを特徴とする方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US08/996,792 US6000215A (en) | 1997-12-23 | 1997-12-23 | Method of operating a gas turbine engine |
| US08/996,792 | 1997-12-23 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11257156A true JPH11257156A (ja) | 1999-09-21 |
Family
ID=25543320
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10376360A Pending JPH11257156A (ja) | 1997-12-23 | 1998-12-22 | 航空機推進用ガスタ―ビンエンジンを作動する方法 |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US6000215A (ja) |
| EP (1) | EP0926332B1 (ja) |
| JP (1) | JPH11257156A (ja) |
| KR (1) | KR100569766B1 (ja) |
| DE (1) | DE69826227T2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2002021584A (ja) * | 2000-07-11 | 2002-01-23 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | ジェットエンジンの制御方法 |
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| GB0820174D0 (en) * | 2008-11-05 | 2008-12-10 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine variable area exhaust nozzle |
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| CN114017200B (zh) * | 2021-11-16 | 2022-09-30 | 中国航发沈阳发动机研究所 | 一种涡扇发动机进口总压重构方法及装置 |
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|---|---|---|---|---|
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| US4294069A (en) * | 1978-04-26 | 1981-10-13 | United Technologies Corporation | Exhaust nozzle control and core engine fuel control for turbofan engine |
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