JPS597738A - ガスタ−ビンエンジンに於ける回復不可能な失速を検出する方法及び装置 - 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】 本発明はガスタービンエンジンに於番プる］ンプレッサ
の回転失速警報装置に係る。

ガスタービンエンジンに於ては、二種類の失速、即らサ
ージとして知られている回復可能な失速と停滞として知
られている回復不可能な失速とが発生する。かかる二種
類の失速はガスタービンエンジンの技術分野に於て良く
知られており、それらの原因についての詳しい説明は不
要であるので省略する。これらの失速は通常エンジンの
過渡運転中、即ら加速又は減速中に発生し、特に増力器
を備えたエンジンに於て増力器が作動されたどき又は作
動されているときに最も発生し易い。

回復不可能な失速又は回復可能な失速の何れかが発生ず
ると、１ニンジン内を流れる空気流が遮断されるので１
．タービン温度及び排気ガス温度は土性し、コンブレツ
リ速度はＪぐに又はＪ：もなく低下する。エンジンはそ
れが自ノコにて通常の運転状態に復帰Ｊる前に多数の回
復可能な失速１ノージ状態になる。パイロットはかかる
失速条件が存在する間明らかなパワーの低下を経験Ｊる
。これに対し回復不可能な回転失速は自ら自動的に修正
されることはなく、ガス温度がそれ以上、Ｆ昇すること
によって重大な損傷がエンジンに及ぼされる前に、パイ
［１ツトはス［１ツトルレバーを押し戻（〕てエンジン
を停止させ、しかる後エンジンを再始動しな番プればな
らない。ひとたびエンジンが停止されると、エンジン速
度（即ちコンプレッサ速１１ｋ）４よその速度が既に成
る予め定められた範囲内に存在しない限りその範囲内に
低減されなければならず、エンジン温度（例えばタービ
ン入口温度）はパイロットが首尾よくエンジンを再始動
し得るに充分な機会を得るようにするためには成る予め
定められた値以下に低下せしめられなｔＪればならない
。

パイロットがエンジンが回復不可能な失速条件にあるこ
とに気付（のが速ければ速いほど、パイロットはエンジ
ンを好ましい再始動領域にもたらすに充分な機会を得る
ことができ、パイロットはより確実にエンジンを再始動
させることができる。

回復不可能な失速を検出する失速検出装置を組込まれて
いないエンジンに於ては、パイロットはエンジン速度ゲ
ージ及びエンジン温度ゲージを監視してそれらのゲージ
の読みに基いてエンジンが回復不可能な失速条件にある
か否かを判断しなければならない。回復可能な失速であ
ろうと回復不可能な失速であろうと、パイロットが失速
が発生した一間に１ンジン速度ゲージ及びエンジン温度
ゲージを見ている場合であっても、エンジン温度及びエ
ンジン速度がパイロン１−が失速条件に気付くに充分な
程度化するまでには成る程度の時間的遅延がある。また
パイ［１ツトはエンジンを停止ず５− るという劇的な決定をする前に、失速が回復不可能な失
速でないことを確信するに足る時間の間」ニンジン停止
等の行動をとらずに持だなＵればならない。かかる時間
的遅延にＪ：り更にパイロットが首尾良くエンジンを再
始動ざゼる機会が損われる。

従って回慢不可１１シな失速を検出する失速検出＠置を
よパイロン１へが不必要にエンジンを停止したり再始動
【）たすする（このＪ：うなこと番ようまくいっても危
険なことである）ことを回避すべく、回復不可能な失速
と回復司能な失速とを区別し得るものでなければ仕らな
い。

米国特許第３，４２６，３２２号には、：１ンプレツサ
失速の種類については明細書中に論じられていないが、
コンプレツリー失速を検出する装置が記載されている。

Ｍ本釣に（よ−ト述の米国特許に於ては、排気ガス温良
が成る予め定められ／ｊ値以−トでありロエンジン速度
が予め定められた。上限値と下限値との間にあり、しか
もかがる条件が成る予め定められた時間の間（１０秒が
一例として示されている）存在する場合には、エンジン
がコンブ６− レッ蚤す失速条件にあることを航空機の乗務員に知らゼ
る警報信号が発生される。上述の米国特許の警報装置が
回復不可能な失速を警報するものであるとしても、その
検出！ｌｉ置が如何にして回復不可能な失速と回復可能
な失速とを区別するかは前述の米国特許からは明らかで
ない。しかし前記検出装置はその装置に組込まれた時間
的遅延の長さよりも速くパイロットに失速条件を警報す
ることができないことは確かである。

失速警報装置に於（）る当技術分野の現状を示Ｊ−代表
的な他の幾つかの特許として、米国特許第３゜８６７．
７１７月、同第４．’０６’０．９８’０号、同第４，
１１８，９２６号、同第４．１３７，７１０号があり、
後者三つの米国特許は本願出願人と同一の譲受人に譲渡
されたものである。

本発明の一つの目的は、コンプレツＶの回復可能な失速
と回復不可能な失速とを区別することのできるコンプレ
ッサの回転失速警報装置を提供することである。

本発明の他の一つの目的は、従来の失速警報装置よりも
より迅速に且より正確に回復不可能な失速条件の存在を
検出することのできる＝ｌンプレッサの回復不可能な回
転失速警報装置を提供することである。

本発明によれば、］−ンジン温［Ｔに対するエンジン速
度Ｎの比Ｎ／Ｔが８１算され、比Ｎ／Ｔが成る予め定め
られた飴にまで低下したとき」ンプレッリに回復不可能
な回転失速条件が存在していることを示す出力信号が発
ｑ−される。

本明細書に於て、エンジン速度とはコンプレッ９′（ツ
インスプール式−１−ンジンの場合には何れかの」ンプ
レッ１〕−）の回転連敗をいい、エンジン温度とは燃焼
器の下流側にＭ４ノる幾つかの点に於１プるガス流の湿
度をいう。

二二１ンーＩレッリの大抵の回復可能な失速又は回復不
可能な失速の発生時に１よ、エンジン温度が上昇し始め
ることが良く知られている。エンジン速度はまず上昇又
は低下するが、失速条件が存続すると、エンジン速度は
究極的には失速発生時に於けるエンジン達磨よりも低い
値にまで低下する。失速が回復可能な失速である場合に
は、究極的にはエンジン温度の上昇が停止してエンジン
温度が低下し始め、エンジン速度の低下が停止してエン
ジン速度が上昇し、究極的にはエンジン温度及びエンジ
ン速度は元のレベルに復帰する。これに対し失速が回復
不可能な回転失速である場合には、］ニンジン温度は上
昇し続け、エンジン速度はまもなく比較的急激に低下し
、かかる失速条件を除去すべくパイロットが修正動作を
とらなければ低下し続ける。

ガスタービンエンジンに於ては、エンジン温度に対する
エンジン速度の比Ｎ／Ｔは一般に回復可能な失速及び回
復不可能な失速の何れの失速条件の発生時にも低下し始
めるが、失速が回復可能な失速である場合には比Ｎ／１
−は数秒以内に増大することが実験的に確かめられてい
る。これに対し失速が回復不可能な失速である場合には
、比Ｎ／Ｔは更にしかもより迅速に低下し続ける。回復
可能な失速と回復不可能な失速との間に於て比Ｎ／Ｔの
挙動が明確に異なるので、考えられる全ての＝９− エンジン運転条件下に於て回復可能な失速中に発生する
ものと考えられる比Ｎ／Ｔの最も低い値よりも少しだけ
小さい値にＮ／Ｔの比を選定することができることが解
った。検出されたＮ　／　Ｔの値が上述の如く選定され
た値まで又はそれ以下に低下した場合には、回復不可能
な失速が存在していることが解り、パイロットにそのこ
とを警告する出力信号が即座に発生される。ｐｒａｔｉ
　　＆　　ＷｈｉｔｎｅｙのＦ１００エンジンについて
は、本発明による失速警報装置は、高畠度域に於ては、
回復不可能な失速の発生時から約７秒よりも短い時間の
うちに回復不可能な失速条件を確実に検出することがで
き、また温度がより迅速に上昇する低高度域に於てはそ
れよりもかなり速く回復不可能な失速条件を検出するこ
とができる。かかる特徴によりパイロットは低高度域に
於てエンジンを再始動させる際により長い時間的余裕が
得られる。

以下に添付の図を参照しつつ、本発明を実施例について
詳細に説明する。

前述の如く、当技術分野に於て番よ、コンプレッ１０− サの回復可能な失速又は回復不可能な失速が発生した後
には、一般にエンジン速度Ｎが低下し、エンジン温度丁
が増大することが自く知られている。

かかる二″′顆の失速は−Ｖ述の如く互いに類似してい
るにも拘らず、各失速状態に於ける比Ｎ／Ｔは実際には
かなり持具な特徴を有していることが解った。より詳細
に述べるならば、回復可能な失速中に於りるＮ／王の値
は成る値以下に低下することはないのに対し、回復不可
能な失速中に於けるＮ／Ｔの値は常にイの値以下にまで
低下することが解った。更に回復可能な失速中に於ては
、エンジンのＮ／ｌ−の値はほんの数秒間のうちにその
最も小さい値に到達することが解った。これらの発見よ
り、Ｎ／Ｈに対する成る値Ｘが回復可能な失速中に到達
する最も低い値よりも極く僅かに小さい値に設定されれ
ば、その値はエンジンに回復不可能な失速条件が存在し
ていることを示す明確な指標となることが解った。

添付の第１図に本発明による失速警報装置の一つの実施
例が前回的に示されており、この第１図に於てガスター
ビンエンジンは符号１０にて全体的に示されている。こ
の図示の特定の実施例於て、エンジン１０は低圧コンプ
レツリ゛１２とその下流側に設けられた高圧コンプレツ
サ１４とをイｊし増力装置を漏えたツインスプール式タ
ーボファンＪンジンである。低圧コンプレツリ１２はフ
１ンを含んでおり、軸１８により接続された低速タービ
ン１６により駆動されるようになっている。高瓜コンプ
レッザ１４は軸２２により接続された＾速ターヒ′ン２
０により駆動されるＪ、うになっている。

燃料を供給される燃焼器２４によりタービン１６及び２
０を駆動りる１ネルギが与えられる。排気ダク１へ２８
内に（よタービン１６の下流側にて増力器２６が配置さ
れている。タービン１６及び２０を通過したＩＪＩ気ガ
スは可変面積排気ノズル３０を通過する際に膨張される
。

本発明によれば、エンジン速度Ｎ及びエンジンガス流温
度］が測定され、−Ｌンジン速Ｉｔ　Ｎ及びエンジンガ
ス流湯１１１−を示を信号が制御装置３２へ供給され、
該制御装置はＮ／Ｔ（７）値を計禅してそれを成る予め
定められた値Ｘと比較する。Ｎ／Ｔの値がＸの値にまで
低下すると、エンジンは回復不可能な失速状態にあるこ
とが解り、パイロットができるだけ速く修正動作を行い
得るよう、聴覚的及び／又は視覚的警報信号がパイロッ
トに送られる。また警報信号は自動的に修正動作が行わ
れるようエンジン制御装置にも送られてよい。図示の実
施例に於ては、エンジン速度Ｎとして高圧コンプレツナ
速度が使用されており、エンジンガス流温度■として低
速タービンの入口温度が使用されている。

全ての種類の失速に関する多数のデータを注意深く解析
した後、Ｆ　１　’Ｏ’Ｏエンジン用に設計された失速
警報装置に於ては、Ｘの値が５．６に選定された。添付
の第１図に示された実施例の如く、エンジン速度Ｎとし
て高圧コンプレツリ速度（ｒ。

ｍ）が使用され、エンジンガス流温度Ｔとして低速ター
ビンの入口部ｒ！！（’Ｆ）が使用された。本発明によ
る失速警報装置の有効性を評価すべく行われた一連の海
面レベルでのエンジン試験に於ては、＝１３＝ 広範囲の種々のエンジン条件に亙り種々の条件により１
０４回の回復不可能な失速が発生せしめられた。これら
の何れの回復不可能な失速もＮ／Ｔが５．６の場合に検
出された。また４７回の回復可能な失速が発生Ｉしめら
れた。これら回復可能な失速のうち一つの回復可能な失
速が誤って回復不可能な失速として検出された。原因は
その特定の失速中に於１ノるＮ／−１の値が５．５３と
いう低い値になったからであった。しかしこの唯一の誤
った検出はＸの値を５．６以下に下げるに充分な根拠と
はみなされなかった。何故ならば、かかる失速を発生さ
せたエンジンの条件が実際の飛行中に発生する条件より
もはるかに過酷な条件であったからである。

一連の高度試験に於て、４４回の低出力での回復不可能
な失速及び４回の高山ツノでの回復不可能な失速が発生
せしめられ、全ての失速番よＸの値を５．６に設定して
検出された。また１６回の低出力での回復可能な失速及
び５４回の＾出力での回復可能な失速が発生せしめられ
、何れの回慢可能１４− な失速も回復不可能な失速として誤って検出されること
はなかった。更に通常のエンジン過渡運転時の何れに於
ても誤った失速の検出はなく、それらの何れに於てもＮ
　／　Ｔの鎗は検出限界である５゜６よりも充分に高い
値であった。

試験された何れの場合に於ても、回復不可能な失速が発
生してからその回復不可能な失速が検出されるまでには
７秒以下しかかからず、その平均時間は７秒よりもはる
かに短い時間であった。前述の海面レベルでの試験に於
Ｉプる平均検出時間は約１秒であった。これらの検出時
間は本発明による失速警報装置を組込まれていないエン
ジンを搭載した航空機に於てパイロットが回復不可能な
失速の存在を検出するに要Ｊ−る時間よりもかなり短い
。本発明による失速警報装置を組込まれていないエンジ
ンを搭載した航空機に於て番ま、パイロットはキャビン
に設けられた渇反ゲージ及び速度ゲージの指示を読み自
ら判断して回復不可能な失速が存在していること決定し
なければならない。失速の発生時点よりパイロットがエ
ンジンが回復不可能な失速状態にあることを確信するま
でに要する時間番よ、種々の条１１に応じて約１０秒乃
至４０秒の間にＣ変化Ｊる。本発明の失速警報信号番よ
、それがＦ　１　’０　’Ｏエンジンに使Ｊ１１された
場合には、パイ日ツ］・が自分自身で回復不可能＜Ｋ失
速の存在を１するＪ：リーム約５５へ・３５秒早く回復
不可能な失速の存在をバイに１ツＩ・に知ら「るものと
考えられる。

第２図は回復不可１１シな失速条件が存在Ｊ−るという
警報をパイロットが早く受けることによる利点を示す前
回的グラフである。第２図のグラフに於ては横軸にガス
流部１ｌＪ１１−がとられており、該ｍｌ真は図にて右
はど温度が高くなっており、また縦軸にはエンジン速度
Ｎがとられており、該エンジン速度は図にて上はど高く
なっている。Ａをト１された太い実線はＮ／Ｔの一定値
Ｘを示している。Ｂを付された二重ハツチングの領域は
エンジン再始動ウィンドウを示している。エンジンが飛
行中に停止される場合には、エンジン速度及び温度はパ
イロットがエンジンを再始動させるに充分な機会を得る
ことができるようウィンドウＢ内にもたらされなければ
ならない。第２図のグラフに於ては、ウィンドウＢは最
南温度Ｔ′及び最イ氏エンジン速度Ｎ’、最尚エンジン
速度Ｎ”により境界が郭定されている。曲線Ｃは回復不
可能な回転失速（点ｍに於て発生する）が発生した後に
於【プるエンジンの状況を示している。この簡略化され
た失速の図に於ては、失速状況が継続するとエンジン速
度は低下しエンジン温度は増大する。Ｎ７丁の値は点ｐ
に於てＸに等しくなり、本発明に従って失速警報信号が
パイロットに送られる。この場合パイロツ１〜は例えば
点Ｓに於てエンジンを停ｄニさせることによってその警
報信号に応答する。この場合曲線りにより示されている
如く、エンジン温度はエンジン速度と共にすぐに低下し
始める。点ｔの如ぎ位置に於てエンジン条件がＩンジン
再始動つィンドウＢの領域に入ると、パイロットはエン
ジンを再始動せんどすることができる。エンジン条件が
エンジン速度の線Ｎ”を経てウィンドウＢに入ることに
より、パイロットはエンジンを再始動１７− さ［て仮想線Ｑに）１にって正常なエンジン運転条件に
までエンジンを加速するための最大限の時間を得ること
がである。

曲線Ｅ及びＦは失速警報装置が設けられていない場合又
は従来の失速警報装置の場合の如く、失速が発生した後
に於て］−ンジンの停止が更に遅れた場合に発生する状
況を示している。例えばパイロットがエンジンの状況が
点Ｗに到達するまでエンジンに回復不可能な失速が生じ
ていることに気付かなかった場合にはパイ［］ットは点
Ｚに至るまでエンジンを停止することができない。従っ
てパイロットはエンジン速度及びエンジン温度がエンジ
ン再始動ウィンドウ領域Ｂ内に低下するまで持ｌごなけ
ればならない。図示の例に於ては、パイロットの失速条
件の認識が遅れた場合に１まエンジン条件は殆ど再始動
ウィンドウ領域Ｂを通過しないので、パイロットはエン
ジンを再始動することができない。

以上に於ては、本発明を増力器を備えたツインスプール
式ターボファンエンジンに於て回復不可１８− 能な失速を検出することに関し説明したが、本発明は増
力器を組込Ｊ、れたものであろうと組込まれていないも
のであろうと、直列的に配設されたコンプレツ９、燃焼
器、タービンを有する任意のガスタービンエンジンに於
て有用なものである。また比Ｎ　／　Ｔに対するガス流
温度としてタービン入口温度が使用されることが必須で
ある訳ではない。

タービン出口温度及び燃焼器の下流側に於ける他のガス
流温度が使用されてもよい。失速条件に最も速く応答す
る位置に−（温度を測定Ｊ゛ることが好ましい。このこ
とのみを考慮すれば、ツインスプール式エンジンの場合
には、高速タービン入口温度を測定することが最も好ま
しい。しかし高速タービン入口温度よりも幾分か低いが
低速タービンスプールの入口温度は測定容易なものであ
り、この温度によっても本発明の失速警報装置は良好に
機能する。

ツインスプール式エンジンに於て番よ、回復不可能な回
転失速は残灰コンプレッサ内に於て発生する。かかる理
由から、エンジン速度の指標とじて高速スプール速度を
採用することが好Ｊニジい。エンジン速用の指標どして
低速スプール３ａｉｆｉが採用されてもＪ、い。しかし
回復可能な失速が低圧コンプレツリー内に於て発生ずる
可能性もあり、かかる失速ＧＪＩエンジン速爪Ｎの指標
として低速スプール速度が使用されている場合には、誤
って回復不可能な失速の警報を発生させる原因となるこ
とがある。従ってかかる挙動を呈するエンジンに於ては
、本発明の失速警報装置に於けるエンジン速度として低
速スプール速度を採用することは好ましくない。究極の
目的は誤りの虞れなくできるだ番）早（失速警報を発す
ることである。

勿論回復不可能な回転失速は検出することが望ましく又
は必要である種々の異常エンモレ条ｆ１のうらの一つに
過ぎない。例えば回復不可能な失速に関連していようと
してなかろうとエンジンの過剰昇温をパイロットに警告
することが望ましい。

また回復不可能な失速に関連するものであろうとなかろ
うと、エンジンがその停止を阻害することを示す異常な
低速運転状態に達している場合には、パイロッｈに警報
を発することが好ましい。かくして第２図に於て一点鎖
線Ｇにて示されている如く、その温度以上に於てはター
ビンの損傷を回避づべく何らかの修正動作がとられなＧ
）ればならないタービン入口温度Ｔ　ｍａｘが存在する
。また第２図に於て破線ｌ」により示されている如く、
それ以下の温度に於ては何らかの修正動作がとられなけ
ればならない最小速度Ｎｏが存在する。かかる異常な条
件の発生を示す信号が失速警報信号とは独立してパイロ
ットに与えられてよく、また上述の如き条件（即ちエン
ジンの損傷、エンジンの異常４渇、又は回復不可能な失
速）の何れかが発生したことをパイロットに警告するロ
ジック回路装置が組まれてよい。

例えばエンジン始動時の如く成る非飛行状況下に於て誤
って警報信号が発せられることを阻止する作動解除装置
をインフライト警報装置に組込むことが当技術分野に於
ては良く知られている。かかる作動解除装置が本発明の
失速警報装置と共に使用されてよいが、このことは本発
明の一つの特２１− 黴をなすもので番１ない。

以上に於ては本発明を特定の実施例について詳細に説明
したが、本発明はかかる実施例に限定されるものではな
く、本発明の範囲内にて種々の実施例が可能であること
は当業者にとって明らかであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明による失速警報装置を組込まれたツイン
スプール式ターボファンエンジンを示す前回である。 第２図は従来技術に対り′る本発明の利点を示１グラフ
である。 １０・・・エンジン、１２・・・低風コンプレッサ、１
４・・・高圧コンプレッサ、１６・・・低速タービン、
１８・・・軸、２０・・・高速タービン、２２・・・軸
、２４・・・燃焼器、２６・・・増ノｊ器、２８・・・
排気ダクト、３０・・・排気ノズル、３２・・・制御装
置特許出願人　　ユナイテッド・チクノロシーズψコー
ボレイシミン 代　　理　　人　　　弁　　理　　士　　　明　　石　
　呂　　毅２２−

Claims (3)

【特許請求の範囲】
1. （１）空気流の流れ方面に直列的に配列されたコンプレ
   ツリーと燃焼器とタービンとを有するガスタービンエン
   ジンに於ける回復不可能な回転失速を検出する方法にし
   て、 コンプレッサ速度Ｎを検出することと、前記燃焼器の下
   流側に於けるガス流温度Ｔを検出することと、 Ｎ／Ｔをｉｉｔ算し該Ｎ／Ｔが回復不可能な失速を示す
   成る予め定められた値にまで低下したとき信号を発生ず
   ることと、 を含んでいることを特徴とする、方法。
2. （２）直列的に配列されたコンプレッサと燃焼器とター
   ビンとを有する型式のガスタービンエンジンに於番プる
   回復不可能な失速を検出する回転失速検出装置にして、 エンジン連敗Ｎを検出しエンジン速度を示ず信号を発生
   ずる装置と、 前記燃焼器の１ζ流側に於て前記エンジン内のガス流温
   度Ｔを検出しガス流温度を示す信号を発生する装置と、 前記エンジン速１貴信号及び前記ガス流温度信号を受け
   てＮ／王の値をＭ１算しＮ／Ｈの値が」ンブレッサ内に
   回復不可能な失速が存在していることを示す成る予め定
   められた値にまで低下したとき出力信号を発生Ｊ８装置
   と、 を含んでいることを特徴とする失速検出装置。
3. （３）ガス流方向に直列的に配列された低灰コンプレッ
   サと、高圧コンプレッサど、燃焼器と、前記高圧コンプ
   レッサに接続された高速タービンと、前記低圧コンプレ
   ッサに接続された低速タービンと、増力器とを有する型
   式のガスタービンエンジンに於ける回復不可能な回転失
   速を検出する失速検出装置にして、 前記コンプレッサの何れかの速度Ｎを検出し該速度を示
   す信号を発生する装置と、 前記燃焼器の下流側に於てエンジン内のガス流温度Ｔを
   検出し該ガス流温度を示１信号を発生Ｊる装置と、 前記速度信号及び前記ガス流温度信号を受けＮ／下の値
   を泪拝し該Ｎ／Ｔの値が前記コンプレッサ内に回復不可
   能な失速が存在していることを示す成る予め定められた
   値にまで低下したとき出ノｊ信号を発生する装置と、 を含んでいることを特徴とする失速検出装置。