JPS6011634A - ガスタ−ビンエンジンを用いた動力プラント - 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】 産業上の利用分野 本発明は主に補助動力装置に関し、特にガスタービンエ
ンジンで駆動される昨一段逮心（ラジアル）式負荷圧縮
機を有し、ガスタービンエンジンが負荷圧縮機と同軸上
に背中合せの関係で装着された単一段の遠心（ラジアル
）式圧縮機とｑｌ一段の内向き半径流タービンとを含む
ような新規、改良型、単軸、吸気式補助動力装置に関す
る。

こ＼に開示する補助動力装置は主として、単用機や民間
機に主エンジン始動用のため搭載され、飛行中における
エンジン再始動の補助を４えると共に、地上点検や航空
機の各系統及び／又は機内の冷暖房用に動力や圧縮空気
を供給することを意図している。

従来技術 上記の目的に使われ、非常な成功を納めてきた７つの補
助動力装置は、米国カル７オルニア州。

サン・デイエゴ所在のンラー幸タービンズ社で製造され
ているタイタン（Ｔｉｔａｎ　：商標名）である。

単用、民間用の固定腕機やヘリコプタ−用に多くの型式
で作られているこの装置は、単軸、一体翼型の星形エン
ジンである。主エンジンの始動や他の目的に必要な圧縮
空気は、エンジンのタービンと圧縮機の間の部所から注
入される。

この種のガスタービンエンジンには次のような幾つかの
利点がある：設計が単純ガだめ耐久性と信頼性が抜群、
低重量、各種の機械的、天候的環境下での高い運転適応
性、低保守コスト、及び優れた修理性。

発明の目的と構成 タイタン（Ｔｉｔａｎ　）に対し本発明による補助動力
装置では、動力ヘッド（エンジンターピント圧縮機）で
駆動される負荷圧縮機が所望の圧縮空気をユーザに供給
する。かかる装置は車軸、一体翼型と同じ利点を持つ一
方、著しく高い空圧動力−重量比と動力−容量比を与え
る。

又こ＼に開示する補助動力装置は、従来使われてきた２
軸型のガスタービン負荷圧縮装置よりも優れている。つ
まり、部品点数が少いため、コストが削減され、しかも
許容差の累計制約が最小限化される。更に、動力−重量
比と動力−容量比も高い。

こ＼に開示する新規な補助動力装置の更に池の重要な特
質は、需要が単一装置の容量を越える使用時の場合容易
に並列化できる点にある。

更にこ＼に開示する補助動力装置は、新規な圧力変化率
検知用の帰還型ダンプ又はバイ−’　Ｘ　弁制御系を有
することを特徴とし、空圧負荷の需要降下時に負荷圧縮
機のサージを防ぐため、この制御系が負荷圧縮機の過剰
な吐出空気を機外ヘダンプせしめる。

又制御系は、一つの新規な制御ループを有することを特
徴とする。一方のループは、始動時に加速されるときエ
ンノンへの燃料流量をスケジュール設定して排気温度を
制・御すると共に、設計速度の１００チに達した後１エ
ンジンへの燃料流量を変えてタービンロータの速度を制
御する。能力のループは、設計速度に達した後、装置内
に配設された負荷圧縮機人ロガイド翼の環状配列位置を
変えることによってタービン出口温度を制御する。

又これらガイド翼は、装置の始動時負荷圧縮機への空気
流量を減じるため閉鎖可能で、これによって装置の動力
ヘッドに加わる加速抗力ひいてはエンジン始動に必要な
動力を減少せしめる。

被駆動つまり負荷圧縮機を備えたその池の単軸。

星形のガスタービンエンジン装置も従来提案されている
９例えば、／９！；／年／２月／／日付でロンバード（
Ｌｏｒｎｂａｒｄ　）に付与された米国特許第！、５７
ｇ、≠ｇ１号：／９ｊに年７月２日付でウッド（ｗｏｏ
ｄ　）に付与された同第２．３０．Ｉ７乙号；／Ｓ；’
７６年６月ノア日付でフレデリック（Ｆｒｅｄｅｒｌｃ
ｋ　）に付与された同第３．９乙！；、ｌ、７３号；ロ
ゾヤース（Ｒｏｄｇｅｒｓ　）の「単軸ガスタービン負
荷圧縮機補助動力装置の性能」、リーチ（１−ｅａｃｈ
　）池の「機械的信頼性ＮＡＤ／ＭＣＡＩＲＦ−／ｆ　
ＡＰＵ　構成部分のケース履歴Ｊ、／９１３年会報２年
間信頼性及び保守性シンポジウム。

３７〜＋　２頁；及びストールグレン（Ｓｔｏｈｌｇｒ
ｅｎ　）の「ＧＴｃＰ３３／、乙００楠ｐ補助動力装置
ｆログラム」０ しかしこれまで、こ＼に開示する新規装置の特徴を備え
た補助動力装置は開発、提案されていない０ 上記から、本発明の主な目的は回転及び固定翼の航空機
、その池の用途に使われる新規な改良型補助動力装置を
提供することにある。

本発明の重要且つ主な関連した目的は、次の各機能を実
施可能な上記の目的に記したような補助動力装置を提供
することにある：Ａ−Ｃスタンドバイ、Ａ−Ｃ系点検及
び主エンジン始動用の空圧動力伝送；飛行中における主
エンジン再始動の補助；及び機内冷暖房目的用の空気供
給。

本発明のその他の特有だが重要な目的は１次のような特
徴を持つ上記の目的に従った補助動力装置を提供するこ
とにある： 抜群の耐久性と信頼性； 低重量； 広範囲の機械的、天候的環境における高度な運転適応性
： 優れた修理性と比較的安価な保守； 高い動カー重督−比と動力−容量比； 比較的少数の部品であるため、従来使わｔている多くの
装置より安価で、しかも許容差の累積制約が少い； 負荷又は需要が単一装置の容量を越える使用時の場合、
容易に並列化できる；更に 負荷圧縮機のサージを防止し、エンジンへノ燃料流量を
スケジュール設定し、タービン排気温度を調整するため
の新規な制御系を有する。

本発明のその他の重要な目的と特徴及び追加の利点は、
特許請求の範囲の記載並びに添付の図面を参照した以下
の詳細な説明と議論から明らかになるであろう。

実施例 図面を参照すると、第１〜を図は本発明の原理に従って
構成されそれを実施化した補助動力装置１０を示してい
る。

補助動力装置は主な構成部分として、動力ヘッド１２．
負荷圧縮機１４．燃料制御ポンプノゼツドと潤滑油、ｌ
？ツノ（いずれも不図示）へ動力へ与える減速／付属駆
動装置１６．及びケーシング又はハウシング１８を含む
。

ノンワーヘッド１２は主な構成部分として、単軸２４上
に背中合せの関係で装着された片持単軸型の遠心（ラジ
アル）圧縮機２０と単一段の内向き半径流タービン２２
．及び傾斜（ａｎｇｕｌａｒ　）燃焼器２６を含む。軸
２４は予荷重された環状接触軸受２８．３０によってケ
ージング１８内に回転自在に支持され、両軸受２８，３
０はエンジンのクーラ一端へ向けて配置されると共に、
直接的な油スプレーによって潤滑される。

単一段の遠心負荷圧縮機１４は、圧縮機２０とタービン
２２に対向して軸２４の一端に装着される。軸２４はス
プライン３４により、星形ギヤ３６から成る減速／付属
駆動装置１６の人力へ連結される。減速／付属駆動装置
は、本発明の一部を成さないのでこれ以上説明しない。

両正縮機のロータはチタン合金（Ｔｉ−６Ａｔ−４１Ｖ
）の鍛造品から成形され、タービンは一体状のｌＮＣ０
７／３ｍ造品である。

チタン圧縮機ロータの使用は始動エネルギーを最小限化
し、寒い日や高い高度における優れた始動特性をもたら
す。動力ヘッド圧縮機は、広い流計範囲にわたって高い
効率を与える後向きに彎曲した羽根を有する。

上記のような特徴を待つ補助動力装置／基の重量は、わ
ずか／ｊ、２ポンド（約６７ｋｇ）である。

乙１１ｒｌｙ１７−３ｒｐｍの設計速度において、／／
７に９／ｈｒの燃料消費量で３００ｈｐ−ｆ発生でき、
又１Ａｏｘの大気圧で／、　／　３　ｋｑ／　ｓｅｃの
圧縮空気を送出できる。

再び図面を参照すると、入口４０の動力ヘッド側３８を
通じて補助動力装置１０の・・ウジフグ１８内へ入り、
動力ヘッド圧縮機２０へと流れる。圧縮空気は星形（ラ
ジアル」拡散翼４１へ吐出され、次いで軸方向に回転し
て、燃焼器２６を取り巻く環状空間４２内へ吐出される
。燃焼器２６を取り巻くこの比較的低温の空気環状体が
、動力ヘッド１２の外皮４４を比較的低温に保つ（−例
では、燃焼器ライナーの温度／２００”Ｆ　（約６≠７
℃）と比べ≠！；Ｏ″Ｆ（約、２３２℃）、３圧縮空気
は環状空間４２から燃焼器ライナー４６の孔及びスロッ
ト（図示せず）を通じ、燃料が空気と混入されて燃焼さ
れる燃焼器２６内へと流れる。

この燃焼過程で生じた高温ガスは軸方向にタービンノズ
ル４８へ流れ、ノズルを通じて膨張しながらタービン２
２内へ吐出され、タービン２２を駆動する。タービン２
２から吐出される高温がスは、拡散器５０を介して動力
ヘッド１２力１ら排気される。

負荷圧縮機１４は同じ軸２４に装着さｔｌでいるため、
タービン２２と一緒に回転する。人口４０の負荷圧縮機
側５２を通じて導入された空気は、負荷圧縮機によって
圧縮される。この圧縮空気は拡散翼５４を通って流れた
後、吐出空間又は渦形室５６内へと入る。

第１〜３及び５図に示すように、圧縮空気は渦形室（ス
クロール）５６からダクト５８へ吐出される。更にそこ
から圧縮空気は、需要応答弁６２を備えたダク）６０′
（Ｉ−通り使用場所へと流れる。

第１〜≠図に示した補助動力装置１０の動力ヘッド１２
は、燃焼器ライナー４６の主領域内ＶＣ配置された６個
の空気霧イヒ燃料ノズル（図示せず）を有する。燃料は
これらノズルのノド部に噴射され、霧化さねた後、燃焼
器２６の主燃焼ｆ、１１域内へ送出される。

各燃料ノズルは斜めに形成され、そこから吐出された霧
化燃料の旋回流が燃焼器２６の主燃焼領域内で重なり合
い、点火時の迅速な炎伝幡と一様な燃焼を促進するよう
にしている。

燃焼器ライナーのスロットを介して追加の空気が高温の
燃焼生成物と混合され、タービンへ入る高温ガスの温度
が一様となるように、完全な混合を可能とする充分な長
さが与えられる。

燃焼器２６の燃料噴射ノズルへ至る燃料流量は、第６図
に線図的に示し参照番号６４で表わした新規な燃料制御
系によつ°Ｃ調整される。同系６４は変調型燃料流ｉｔ
弁６６のサー？付勢器を制御し、弁６６を通じ補助動力
装置１０の燃焼器２６へ流れる燃料の流量ＷＦを調整す
る。

燃料制御系６４は閉ループ型である。始動からの加速時
（つまりＯｒｐｍから一般に７００％の設計速度までの
間）、動力ヘソドタービンの排気温度、が所定の最大限
度を越えないように、制御系６４が燃焼器２６への燃料
流量をスケジュール設定する。所定速度に達すると、燃
料のスケジュール設定に関する制御が閉ループに移行さ
れ、この閉ループでタービンの回転を所定速度へ保つよ
うに燃料流量をスケジュール設定する。

又燃料流分制御系６４は、開ループの燃料スケジュール
設定を周囲圧力（つまり高度）と周囲又は圧縮機入口の
空気温度両方の関数として増減する能力を持つ。寒い日
には燃焼器へ追加の燃料がスケジュール設定される一方
、暑い日の高い高度では燃料のスケジュール設定が減少
される。更に制御系６４は燃料流量を、フレームアウト
（炎の消失）が生じるレベルより高く維持する。

最大の燃料流量に対する制限も、過度負荷の状態時にエ
ンジンが暴走し１オーバーシユート１するのを制限する
助けを果している。

燃料制御系６４の別の重要な特徴は速度応答バックアッ
プ制御で、これは燃料スケジュール設定の加速時に機能
する。このバックアップ制御は燃焼器２６が利用可能な
燃料を制限し、何らかの理由でタービン排気温度に基く
制御が失われたときに、エンジンが暴走しないようにす
る。

次に第４〜６図を参照すると、タービン２２からの排気
温度、タービン２２の速度、入口４０を通じ補助動力装
置１０の圧縮機２０へ導入される空気の温度と圧力をそ
れぞれ測定するのにセンサＴＴＥＧ”Ｔ　’　”ＡＭＢ
　及びＰ　が使われる。

ＡＭＢ 燃料流量スケジュール設定の加速部では、排気温度が閉
ループ制御で使わハ、燃料流弁６６を通じた燃焼器２６
への燃料流量を調整する。つまり、センサＴ□、。から
生じた排気温度信号が通常のＰｌ　制御器６８へ送らｔ
ｌそこで制御分野の当業者にとって周知な方法で上記信
号が燃料流量制御信号へ処理される。制御器６８の出力
はダート装置７０を介し、燃料流量弁６６のサー？付勢
器７２へ接続される。

ガスターピンエンジン１２の始動加速時に燃焼器２６へ
供給される燃料流量の１オー°バーシユート１を防ぐた
め、燃焼器２６への燃料流量を制限するタービン速度応
答糸が燃料制御系６４に含まれている。流量制限系は関
数発生器７４を含み、センナＮ丁から発した信号で、動
力ヘッドタービン２２の速度に比例した振巾を有する人
力が関数発生器７４に加わる。関数発生器７４はこの入
力を、第６図にグラフ的に示した計算を行って、排気温
度に比例した出力へと変換する。この計算された排気温
度信号−これは実質上設計速度の７ｊ〜ｊＯチのタービ
ン速度範囲内で上昇する丁１．。

設定点−が加算器７６で、測定された排気温度信号にカ
ロえられる。

上記したように、この新規な構成が加速スケジュール設
定時において、燃焼器２６へ供給される燃料量のオーバ
ーシュートを軽減する。

タービン２２が選定速度（一般に設計速度の１０ｏ％）
に達すると、同じくタービン速度を人力とする関数発生
器７８がｒ−１装置７０．８０へ送られる出力つすり制
御信号を発生する。この信号によって、ｆ−ト装置７０
が非作動状態、ダート装置８０が作動状態となる。

この結果、燃焼器２６への燃料流量に関する制御はその
後、タービン２２の速度（Ｎ工）の関数として行われる
。センサＮ□から発した速度指示信号は加算器８２へ送
られ、そこで測定信号を表わす信号が速度設定信号に加
えられる４、そして得られた誤差信号がＰ１制御器８４
へ送られ、処理される。Ｐ１制御器の出力はダート装置
８０を通って燃料流量制御弁６６の付勢器７２へ送られ
、必要に応じて弁６６を開閉し燃焼器２６への燃料流量
を増減して、タービン２２が一宇（つまりプログラムさ
れた）速度で回転されるようにする。

上記に加え第６図に示した新規な燃料流量制御系６４は
、燃焼器２６への流れの公称（標準日）流量を変化させ
、周囲の温度と圧力（つまり高度）における変化を補償
するためのロジック又は回路を含む。又、燃焼器への燃
料流量を上記と独立に制御し、上述した排気温度応答系
が故障した場合にエンジンが暴走するのを防ぐため、バ
ックアップ系も設けられる、 すなわち燃料制御系６４は、燃料流量制御弁６６の逸脱
を制限するように、換言すれば周囲の湿度と周囲の圧力
又は高度両方の関数として燃焼器２６への燃料流量に関
する最大及び最小リミットを保つように構成されている
。これによって燃焼器への燃料流量は、フレームアウト
を防ぐのに充分な高レベルである一方、燃料制御系の故
障時にエン・シンが暴走しオーバーシュートするのを防
ぐのに充分な低レベルに維持される。

最小流量は、周囲の温度と周囲の圧力を人力とする関数
発生器８６によって確立される。関数発生器８６は、第
６図にグラフ的に示した計算を行って、それらの人力を
燃料流量を表わす出力へ変換する。関数発生器８６の出
力は、加速スケジュール股宇時に燃焼器２６への燃料流
量をスケジュール設定するＰ１制御器６８と、設計速度
の１００％又はその池の選定速度に達したときに燃料流
量をスケジュール設定するＰ１制御器８４とへ送られる
。これによって、作動制御器の出力が減少し得るレベル
の最低値、従って燃料流量弁６６が閉じ得る範囲の最低
値が確立され、弁６Ｇを通る燃料の最小流量を周囲の温
度及び圧力で指示される流量へ制限する。

最大燃料流量のリミットも同じように、周囲の温度及び
圧力を人力とし、グラフ的に示しだ計算を行ってそれら
の入力から燃料流量信号を発生可能な関数発生器８８に
よって、寒い日や低い高度で増大され、又暑い日や高い
高度で低下される。

関数発生器８８からの出力も両Ｐ１制衝１器６８゜８４
へ送らね、最終的に弁６６が開となり得る範囲、従って
燃焼器２６への燃料の最大流量を制御する。

排気温度応答系の故障によるエンジンの暴走は、燃料制
御系に関数発生器９０を含めることによって防止される
。関数発生器９０への人力は、センサＮ７から与えられ
る動力ヘッドタービン速度である。第６図に示すように
この関数発生器９０は、燃焼器２６への主燃料供給が付
勢される速度（一般に設計速度のｌｊ％〕で始まる燃料
流量スケジュール設定の加速部分時に、燃焼器２６への
燃料の最大流量を増加せしめるが、設計速度の７００％
又はその他の選定動作速度へいったん達すると、燃料流
量レベルに上限を与える。別の観点から見れば、ガスタ
ービンエンノン１２が加速して燃焼器２６へ供給し得る
燃料最大量のＩＪ　ミツトを上昇させる時に、関数発生
器９０からの出力がＰＡＭＢの曲線群（関数発生器８６
．８８）を７７トする。

関数発生器９０からの出力は関数発生器８８を通じてＰ
Ｉ制御器６８．８４−へ送られ、周囲の温度と高度につ
いてバックアップ系からの出力リミットを設定する。

次に第７図を参照すると、補助動力装置ｉｏに含まれた
第２の新規な制御系（参照番号９１で示す）も閉ループ
型で、負荷圧縮機のサージを防ぐのに使われる。

圧縮空気又は空圧動力の需要は、こ−に開示するような
補助動力装置が一般に適用される用途において広範囲に
変化し得る。これを防ぐ何らかの手段が存在しないと、
需要が急激に大きく降下した場合、圧縮機の吐出空気が
ダクト６０からダクト５８へ流ね、負荷圧縮機１４内を
逆流してしまう。この逆流は非常な勢いで生じ、圧縮機
に重大な損傷を与える。

補助動力装置１０において、このような状況Ｆでのサー
ジはバイパスダクト９２を通じ過剰空気をダンプするこ
とによって防止され、パイＡ’スダクト９２は空圧作動
式のサーざ付勢器９８を有する負荷圧縮器パイＡ？ス弁
９４を備えている。

第５図に示すように、ノズル１００は圧縮機排ダクト５
８中の負荷圧縮機１４の下流側に配置される。このノズ
ルのノド部における圧力（ＰＮ）とノズル出口における
全圧力（ＰＥ）が測定され、パイ・ぐス弁制御系９１内
の関数発生器１０２へ送られる。関数発生器１０２は式
ＰＥ−ＰＮを解き、ΔＰ出力を発生ずる。次いでこの出
力が関数発生器１０４へ送られ、そこでアルゴリズムΔ
Ｐ／（Ｐ＋Ｐ　）が解かれる。但し、ＰＡＭＢＥ　ＡＭ
Ｂ は周囲の圧力又は高度。従って、関数発生器１０４から
の出力はΔＰ／Ｐの形になる（アルゴリズム中の分母は
絶対圧力であるため、これは一意的な値である）。ΔＰ
／Ｐ値を選定レベル以上に保つことによって、エンジン
サージを生じ得る条件が回避できる。

第７図の制御系９１において、上記の点は測定された△
Ｐ／Ｐ値と△Ｐ／Ｐの設定点値を加算器１０６で加える
ことによって行われる（一般に制御は、可変な負荷圧縮
機を許容する及び／又はがイド翼位置の関数として最大
効率の補助動力装置の運転を得るように設定点が調整可
能なごとくなされる）。

加算器１０６の出力はＰＩＤ制御器１０８へ送られ、バ
イパス弁９４のサーぎ付勢器９８を作動し、負荷圧縮機
１４への需要が減少したとき弁９４を開くのに制御器１
０８からの出力が使われる。制限器９９が、負荷圧縮器
に対する需要の減少を許容するのに弁９４が開き得る範
囲と、その後需要が増加したときに弁９４が閉じ得る範
囲とを規制する。

バイパス弁を制御し圧縮機のサージを防ぐための別の方
法も提案されてきた。しかし上記の新規な方法は、ユー
ザの需要が負荷圧縮機の急速な負荷解放を引き起す程度
にまで降下したときに生じ得る圧力逆転から結果する損
傷に対し圧力センザＰＮ、Ｐεを保護することによって
、精度をわずかに犠牲するだけで信頼性を向上させられ
るという利点を持つ。

上記したパイ・ぐス弁の制御系９１は、比較的遅い応答
速度を有する。

これがバイパス弁９４の開放前にサージ条件の発生を生
ぜしめないように、もつと速い応答制御ループ１１０が
上記したバイパス流量制御系９１のループと並列に設け
られる。速い応答ループ１１０において、ΔＰ比出力関
数発生器１１２へ送られ、そこで動的補償の（先行）制
御信号へと処理される。関数発生器１１２への△Ｐ大入
力、負荷圧縮機１４に対する需要の減少と共に、△Ｐ／
Ｐ値よりはるかに急速に崩壊する。従って、関数発生器
１１２は需要応答弁６２の閉を見越した信号を発生する
ことによって、サージ状態が生じ得る前にサージを防ぐ
のに必要な債だけバイパス弁９４が確実に開くようにす
る。

関数発生器１１２で解かわるアルゴリズム用の変換関数
を第７図に示す。変換関数は、適格の特徴を持つ純粋な
演算子である（７次の遅れが先行）。

変換関数は、例えば使われる特定の弁や調整可能な速度
に応じ、用途によって変更できる。

関数発生器１１２からの出力は、ＰＩＤ制御器１０８か
らの出力と加算器１１４で加えられる。

需要応答弁６２の閉じたすぐ後、関数発生器１１２から
の出力はＰＡＤ制御器１０８からの出力よりはるかに大
きいので、関数発生器１１２の出力が優勢となり、パイ
Ａ？ス弁９４の初期における迅速な開放を行う。その後
、同出力信号は減衰し、ＰＩＤ制御器１０８からの出力
が主な制御機能を担い、バイパス弁を適切な最終位置へ
調整する。

再び第１９，２及び４図を参照すると、可変の流入ガイ
ド翼１１６が負荷圧縮機１４を収納したケーシング１８
の負荷圧縮機に対し上流側部分１１８において、円周方
向の等角離間位置に回転可能に支持されている。

これらの翼は空圧作動式のサーざ付勢器１２２によって
ブツシュ１２０内で回転し、且つ第１゜２図に番号１２
４で概略的に示したリンケージによう付勢器１２２へと
連結される。ガイド翼、これらの取付は及びがイド翼作
動リンケージ自体は全て、実質上従来の構造通りである
。このためと上記各部品は本発明を理解する上で必要な
いという理由から、各部品についてはこれ以上説明しな
い。

がイドｇｌ１６は、ガスタービンエンジン１２の始動時
に、負荷圧縮機１４を通じた空気の流量を最小限とする
ため閉じられる。これによって、エンジンにかかる負荷
従ってエンジンの始動に必要な動力が減少される。

次いで、タービン２２の速度が上昇してきたら、ガイド
翼が開かれる。っその後流入ガイド翼は、圧縮機１４両
側での圧力比及びタービン２２からの排気温度が所定の
レベルを越えないように調整される。

」二記した一つの制御実施モードは、補助動力装置がｉ
ｖ遇し７得る動作条件の範囲に従って使われる。

例えば、負荷圧縮機に対する需要が増大すると、動力ヘ
ッド１２がその需要を満たすのに必要な動力を負荷圧縮
機へ送出しようとするため、夕・−ビンの排気温度が上
昇する。この結果排気温度が所定の制限値へ近づくと、
流入ガイド翼が閉位置の方へ移動し、負荷圧縮機を通る
空気流量を減少させるため、負荷圧縮機が動力ヘッドへ
加え得る負荷も減少する。

一方、周囲温度の低下に伴い負荷圧縮機の吸収可能な動
力が増大すると、制御の圧力比モードが特に低い周囲温
度時において、負荷圧縮機が動力ヘッドから吸収できる
動力を制限する。これは−例として、負荷圧縮機がその
排ダクト内の作動圧力を上昇させ、負荷圧縮機から許容
し得ない下流への流Ｊ１をもたらすレベルへ至るのを防
ぐという意味で重要である。

ガイド翼伺勢器１２２の動作を制御し、ガイド翼を回転
させて開閉し、負荷圧縮機１４を通る空気流台をそれぞ
れ増減するための新規な閉ルーゾ糸は第ｇ図に示さｉｔ
−谷照番号１２６で表わしである。

ガ゛イド翼制御ｌ糸１２６において、タービン排気温度
を表わす人力が加算器１２８へ送られる。そこで、測定
入力が排気温度の設定点値と加算され、Ｐ１制御器１３
０用の入力つまり補正信号を発生する。

上記設定点は可変なのが望ましい。この適応性を与える
ためにｒ−）装置１３２，１３４を用い、それぞれ異っ
た設定点値がこれらを介して加算器１２８へ送られる。

所望な設定点値に対応してケ゛−ト装置を作動させるた
め、手動式、プログラム式等のモード制御器１３６が使
われる。

Ｐ１制御器１３０からの出力は、別のＰ１制御器１３８
からの出力と同様、最小値ゲート１３７へ送られる。

Ｐ１制御器１３８への入力は、負荷圧縮機１４の出入口
間圧力の関数である。すなわち、負荷圧縮機の出口圧力
（Ｐ、）を示す信号が通常の＠算器１３９で、負荷圧縮
機入口４０における周囲圧力の７つの代表値により割算
される。割算器からの出力は加算器１４０へ送られ、そ
こで計算圧力比が圧力比の設定点に対応した人力と加算
される。

加算器１４０からの出力はＰ１制御器１３８へ送られ、
制御器１３８からの出力が上述のごとく最小値ど一ト１
３７へ送られる。

最小値ｒ−）は低い値の方の制御信号を流入ガイド翼付
勢器１２２へ送ると共に、その信号の振巾つまりガイド
翼の可動域を制御する。これによって、流入ガイド１Ｉ
ｔ１１６の位ｉ！！を制御する信号は、負荷圧縮機１４
の出入口間圧力比と動力ヘッドタービン２２からの排気
温度の両方を安全な制限内に確実に保つものとなる。

排気温度入力の場合と同じく、圧力比の設定点も可変と
するのが望ましい。この目的のために、異った設定点値
を加算器１４０へ送るｒ−）１４１．１４２と、選定さ
れた設定点値に応じてケ°−トを作動させるモード制御
器１４４が設けられる。

上述し第、５′〜７図に示した新規々燃料スケジュール
設定、流入ガイド翼位置及びザーゾ保設用の各制御系で
使われる制御器と関数発生器は、デジタル型、アナログ
型どちらでもよい。従って、１信号１という用語はデジ
タル装置への入出力並びにアナログ装置に関連した信号
を表わしている。

こ＼に開示した新規な装置が回転及び固定翼型航空機用
の搭載補助動力装置以外の目的にも用い得ることは、本
明細書から当業者にとって明らかであろう。例えば、地
上カートに用い、地上での動力と環境維持を与えるよう
にしてもよい。従ってこ−で用いた１補助動力装置１と
いう用語は、便宜上用いたものと理解されるべきである
；っまり、特許請求の範囲で限定される発明の範囲を制
約するものではない。

更に本発明の主旨又は重要な特徴を逸脱しなければ、上
述以外の特定な態様で本発明を実施できることも明らか
であろう。従って、上記した本発明の実施例はあらゆる
意味で、制限的ものでななく例示と見なされるべきであ
る。発明の範囲は特許請求の範囲の記載によって示され
、請求の範囲と等価の意味及び範囲内に入る変更は全て
本発明に含まれるものとする。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の原理に従って構成され、それを実施化
した補助動力装置の側面図； 第２図は第１図に示した補助動力装置の平面図：第３図
は補助動力装置の端面図； 第≠図は補助動力装置の垂直断面図； 第５図は補助動力装置と付属のダクトを示す構成図； 第３図は第１図の補助動力装置用燃料流量制御系のブロ
ック図； 第７図は第１図の補助動力装置用サージ防止制御系のブ
ロック図；及び 第ｇ図は第１図の補助動力装置用流入ガイド翼制御系の
ブロック図である。 １０・・・補助動力装置、１２・・・動力ヘッド。 １４・・・負荷圧縮機。 １６・・・減速／付属駆動ユニット。 ２０・・・遠心圧縮機、２２・・・ガスタービン。 ２４・・・単軸、２６・・・燃焼器。 ５８・・・ダクト手段。 ６４　・・・燃料制御系（燃料流量スケジュール設定手
段）。 ６６・・・燃料流量弁、６８．８４・・・制御器。 ７０・・・第１ｒ−ト手段、７２・・・サーｄ？付勢器
。 ７６．８２・・・加算手段、８０・・・第２ダート手段
。 ８６．８８　・・・関数発生器（最小、最大リミット手
段）。 ９０・・・関数発生器（速度応答手段〕。 ９１　・・・パイ・ぐス弁制御系（サージ防止制御手段
）。 ９２・・・バイパスダクト手段。 ９８・・・バイパス弁す−ｄｅ付勢器。 １００・・・ノズル。 １０２・・・関数発生器（圧力差信号発生手段）。 １０４・・・関数発生器（信号変換手段）。 １０６・・・加算比較手段、１０８・・・制御器。 １１６・・・流入ガイド諷。 １２２・・・流入ガイド翼付勢器。 １２６・・・ガイド翼制御系（空気流量制御手段）。 １２８・・・ガイド翼第１位置補正信号発生手段。 １３０・・・第１制御器。 １３６．１４４・・・モード制御器。 １３７・・・最小値ダート。 １３８・・・第２制御器。 １４０・・・ガイド翼組Ｊ位置補正信号発生手段。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 ／、　動力ヘッドと該動力ヘッドで駆動されるラジアル
   負荷圧縮機と、動力ヘッドがラジアル圧縮機を備えだ吸
   気式ガスタービンエンジンでアルことと、上記圧縮機か
   ら吐出される空気を加熱することにより付加エネルギー
   を与える燃焼器と、上記燃焼器から流入する高温ガスに
   よって駆動されると共に、上記エンジン及び負荷圧縮機
   へ駆動連結されたツー７アルガスタービン；から成る単
   軸ガスタービンエンジン動力ブラントであって、上記ガ
   スタービンエンジンの加速開始から所定速度へ至るまで
   の間タービン排気温度を選定最大値以下に維持し、その
   後ガスタービンエンジンの速度を選定最大値以内に保つ
   ように、上記タービンエンジン燃焼器への燃料流量をス
   ケジュール設定するだめの手段を更に備えたことを特徴
   とする動力プラント。 ２、　上記の燃料流量スケジュール設定手段が、選足速
   度に上記エンジンが達したとき作動し、スケジュール設
   定手段の機能をタービン排気温度人力動作モードからエ
   ンジン速度人力動作モードへ切換える手段を含む特許請
   求の範囲第１項に記載のガスタービンエンジン動カシラ
   ント。 ３、　変調型の燃料流量制御弁を含み、燃料流量スケジ
   ュール設定手段の機能を切換えるだめの上記手段が、排
   気温度に応答する第１信号を燃料流量制御弁の付勢器へ
   伝送するための第１ゲート手段と、タービン速度に応答
   する第一信号を上記付勢器へ伝送するための陀、２ｒ−
   ）手段と、エンジンか上記選定速度に達したとき動作可
   能で、第１　／ｆ′−）手段を非作動、第２ゲート手段
   を作動させる手段とから成る特許請求の範囲第２項に記
   載のガクタービンエンジン動カシラント。 久　変調型の燃料流量制御弁を含み、タービン排気温度
   を上記選定最大値以下に維持するようにタービンエンジ
   ン燃焼器への燃料流量をスケジニール設定するだめの手
   段が、測定タービン排気温度を示す第１信号と排気設定
   点温度を示す第２信号から流Ｍ補正信号を加算し発生す
   る手段と、上記燃料流量制御弁の付勢器用制御信号の補
   正最小及び最大リミットを価立する手段とから成る特許
   請求の範囲第１項に記載のガスタービンエンジン動カシ
   ラント。 左　がスタービンエンジン速度の関数である上記の第２
   信号を上記加算手段を与える手段を含む特許請求の範囲
   第≠項に記載のガスタービンエンジン動カプラント。 乙、　変調型の燃料流量制御弁を含み、動力ヘッドター
   ビンの速度を選定最大値以下に維持するように上記燃焼
   器への燃料流量をスケジュール設定するだめの手段が、
   測定タービン速度を示す第１信号と設定点タービン速度
   を示す第２信号からの流量補正信号を加算し発生する手
   段と、流量補正信号を上記燃料流量制御弁の付勢器用制
   御信号へ変換する手段とから成る特許請求の範囲第７項
   に記載のガスタービンエンジン動カプラント。 父　上記の燃料流量スケジュール設定手段が、ガスター
   ビンエンジンの加速開始から定格速度へ至るまでの開動
   作可能で、上記燃焼器への燃料流量を制限することによ
   り、燃料流量スケジュール設定手段の測定タービン排気
   温度に応答した上記動作を不能とする故障時における暴
   走を抑制する速度応答手段から成る特許請求の範囲第１
   項に記載のガスタービンエンジン動カプラント。 乙　上記の燃料流も１スケジユ一ル設定手段が、上記速
   度応答手段によって制限される最大燃料流量を調整し、
   動力ヘッド圧縮機の入口における周囲の温度と圧力の変
   化を補償する手段から成る特許請求の範囲第７項に記載
   のガスタービンエンジン動カプラント。 ２　上記の燃料流量スケジュール設定手段が、動力ヘッ
   ド圧縮機の入口における周囲の温度及び圧力の関数とし
   て上記燃焼器へ送られる燃料の最大及び最小流量を制限
   する手段を含む特許請求の範囲第７項に記載のガスター
   ビンエンジン動カシラント。 １０、動力ヘッド；該動力ヘッドで駆動さｆ＞る負荷圧
   縮機；該負荷圧縮機から吐出される空気用の送出ダクト
   手段；該送出ダクト手段と並列に接続されたバイパスダ
   クト手段；該バイパスダクト手段中の変調弁：上記動力
   ヘッドがラジアル圧縮機を含む吸気式のガスタービンエ
   ンジンであること；エンジン圧縮機から吐出される空気
   を加熱し付加エネルギーを与える燃焼器；及び燃焼器か
   ら流入する高温ガスによって駆動されると共に、上記エ
   ンジン及び負荷圧縮機へ駆動連結されたラジアルガスタ
   ービン；から成る単軸ガスタービンエンジン動力ブラン
   トであって、上記送出ダクト手段中のノズルと、該ノズ
   ルのノド部と出口における圧力差を示す信号を発生する
   手段と、該圧力差信号をサージ防止信号へ変換する手段
   と、サージ防止信号をサージ防止設定点信号と比較し誤
   差信号を発生する手段と、上記誤差信号を入力とし、送
   出ダクト手段を通じだ空気流値に比例して誤差信号が変
   化するにつれ、バイパス弁の付勢器を作動させパイノ＋
   ス弁を開閉せしめる出力信号を発生する制御器とから成
   る上記負荷圧縮機でのサージを防止する制御手段を更に
   含むことを特徴とする動力ブラント。 ／Ａ　上記サージ防止制御手段が、上記圧力差信号その
   ものを入力とし、送出ダクト手段を通る負荷圧縮機吐出
   空気の流量における変化に応答して制御器の出力をバイ
   パス弁の付勢器へ早めに伝送１−る手段を含む特許請求
   の範囲第１Ｏ項に記載のガスタービンエンジン動カプラ
   ント。 ／、２．圧力差信号を丈−ジ防止信号へ変換する上記手
   段が下記の式を解く関数発生器から成る特許請求の範囲
   第１０項に記載のガスタービンエンジン動カプラント： △Ｐ ＰＥ十ＰＡＭＢ 但し１ΔＰは圧力差信号。 ＰＥ　はノズル出口圧力ニ及び ＰＡＭＢ　は周囲圧力。 ／３．動力ヘッド；該動力ヘッドで駆動される負荷圧縮
   機；負荷圧縮機を通る空気流量を制御する可変の流入が
   イド翼；ガイド翼の位置を調整する流入ガイド翼付勢器
   ；上記動力ヘッドがラジアル圧縮機を含む吸気式ガスタ
   ービンエンジンであること；エンジン圧縮機から吐出さ
   れる空気を加熱し付加エネルギーを与える燃焼器；及び
   炉焼器から流入する高温ガスによって駆動されると共に
   、上記エンジン及び負荷圧縮機へ駆動連結されたラジア
   ルがスタービン；から成る単軸カスタービンエンジン動
   カシラントであって、上記可変流入ガイド翼の位置を調
   整することにより負荷圧ｌｉＩｍを通る空気流量を制御
   する手段を更に有し、該制御手段が測定タービン排気温
   度とタービン排気設定点温度の差を示すガイド翼第１位
   置補正信号を発生する手段と、第１位置補正信号を可変
   流入ガイド翼付勢器を作動する第７制御信号へ変換する
   第１制御器と、負荷圧縮機出入口の圧力比と設定点圧力
   比の間の差を示すガイド翼第２位置補正信号を発生する
   手段と、第２位置補正信号を可変流入ガ゛イド翼付勢器
   を作動する第！制御信号へ変換する第！制御１器と、第
   １及び第２制御信号のうち小さい方を選択し可変流入ガ
   イド翼の付勢器へ伝送する手段とから成る動力グラ〉・
   ト。 ／ｌＡ　複数の排気設定点温度のうち所定の７つに対応
   した信号を、上記ガイド翼第１位置ｈ１ノ正信号発生手
   段への入力として使用可能とする手段を更に含む特許請
   求の範囲第１３項に記載のガスタービン動力プラント。 ／ヨ初数の設定点圧力比のうち所定の７つに対応した信
   号を、上記ガイド翼第２位置補正信号発生手段への入力
   として使用可能とする手段を更に含む特許請求の範囲第
   １３項に記載のガスタービン動力プラント。