JPS6050971B2 - 可変ピッチファン推進機のための制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明は、本願出願人であるユナイテツド・テクノロジ
ーズ●コーポレイシヨンのハミルトン●スタンダード・
デイビジヨンによつて開発されたＱ−ＦａｎＴＭとして
知られるクラスの航空機推進機のための制御装置に係り
、更に詳細にはファンブレード角をフエザー位置を通つ
て逆転させ、その際ファンブレード、エンジン燃料流及
びファン排気ノズル面積を関連制御するための制御装置
に係る。

Ｑ−ＦａｎＴＭをより完全に理解するためには米国特許
第３７４７３４３号を参照されたい。

ガスタービンパワープラントに対する全ての制御装置に
於ける如く、エンジン作動をモニターする装置及びそれ
らの信号を最良のエンジン作動を与えるロジックに変換
する装置を設けることが一般的である。従つて制御装置
は離陸及び着陸中に急速な応答を与え、全ての巡航状態
に於て最良のＴＳＦＣ（スラスト比燃料消費率）を与え
、しかもストールあるいはサージ、過濃あるいは過薄に
よるブローアウト、過熱、過圧及びオーバースピード状
態を阻止すべき信号を与えるものである。可変ピッチフ
ァン、可変面積排気ノズルその他の如き可変装置を組み
込むことは明らかに制御システムを複雑化する。

本願と同時出願された特願昭５０−６９０４５号に於て
、ガスタービンエンジンへの燃料流とファンブレードの
ピッチ変更とバイパスダクトの可変出口ノズルの面積を
関連制御、離陸及び着陸モードに於て急速なスラスト修
正を達成し、又全ての巡航状態及び長距離飛行に於て最
良の′ＹＳＦＣを達成しつつ、しかもガス発生器に対し
典型的な保護を与える如き信頼性のある関連制御装置１
が提供されている。特に上記出願の発明はエンジン燃料
流、ファンピッチ及び出口ノズル面積を、その変化が行
われる際に制御するために、フライトマツハ数にて出力
レバーの計画をバイヤスすることを考えている。ファン
のサージはフライトマツハ数の一つの函数である計画さ
れた排気ノズル面積及び修正されたエンジンファンスピ
ード（ＮＦＪｉ）を部定し、それを正常な計画された面
積とファンサージを避けるために必要な最小ファン出口
面積との大きい方を選択する選択回路へ供給することに
よつて阻止される。長時間飛行条件に対し性能（ＴＳＦ
Ｃ）を最良にするためにファン出口面積ノズルが用いら
れる。始動、停止及びフエザーのために航空機に於て典
型的に用いられているコンデイシヨンレバーを除き、本
発明はエンジン燃料流、可変ファンピッチ変更及び可変
面積ノズル制御を関連させる単一出力レバーを考えてい
る。この制御はファンピッチをフラット及び零ピッチを
通ることに反してフエザー位置を通すことにより逆転す
ることを考えている。

このことは一つの重大な問題を呈する。何故ならば、フ
ァンピッチは逆転に先立つてより低い正のブレード角に
あり、フエザー位置に達するにはより高い正のブレード
角へ移動しなければならないからである。そｌのままだ
と、より高い正のピッチはブレード負荷を増大し、より
高い正のスラストを生ずる。このことは前進飛行速度の
低減が必要とされるときにその増大をもたらすので明ら
かに好ましくない。勿論一度逆ピッチにあると最大逆ス
ラストが得ら・れる。この目的を達するため、エンジン
燃料流、ブレード角及び排気ノズル面積の作用を関連制
御し、燃料流を正しく低減しあるいは増大すること及び
／又は出口ファンノズル面積を増大することにより前進
スラストを最小にし、遷移応答を最良■こする方法を発
見した。かくして、要約すると、本発明の特徴は以下の
通りである。

（１）遷移応答性を最良とすべくファンピッチとエンジ
ン燃料流を制御することにより、離陸及び着陸状態に於
て急速なスラスト応答を与えることができる。

（２）遷移応答性を最良とすべくファンピッチ、排気ノ
ズル面積及びエンジン燃料流を関連制御することにより
、好ましい軸トルク状態を維持し且スラスト変動を最小
にしつつフエザー位置を経て前進スラストより後進スラ
ストへ急速に移行することができる。

例えば、１００％前進スラストより実質的に１００％後
進スラストを得るために、ディジタルシュミレーション
によつて計算された時間は、約１．３〜２刀秒であつた
。これは典型的なエンジン逆転スラストが実質的に８〜
１［相］を要することと比較されるものてある。（３）
地上に於ける前進及び後進領域の両者に於て最大スラス
トより零スラストまで滑らかにスラストを修正すること
ができる。本発明の一つの目的は、可変ピッチファンを
有する航空機用推進機のための改良された制御装置を提
供することである。

本発明の他の一つの目的は、ファンのピッチをフエザー
位置を経て逆転するために燃料流、ガスタービンエンジ
ン駆動ファンのピッチ変更及びファンを囲むバイパスダ
クトの排気ノズル面積を関連制御する制御装置を提供す
ることである。

本発明の更に他の一つの目的は、スラスト変動を最小限
とし、フエザーブレード角の近傍にて前進スラストを低
減しあるいは最小とし、遷移領域に於てファン駆動軸ト
ルクを最小限にする如きフエサーを通つて逆転するため
の関連制御装置を得ることである。本発明のその他の特
徴及び利点は以下に添付の図を参照して行われる本発明
の実施例につ発明の詳細な説明より明らかとなるであろ
う。

第１図及び第２図は本発明の好ましい実施例を示し、符
号１０にて示されたブロックにて関連制御装置が示され
ている。

この関連制御装置には解図的に示された適当な接続装置
１２，１４，１６が連結されており、それぞれバイパス
ダクト２２の可変排気ノズル２０に対するアクチュエー
タ１８、符号２４にて全体的に示された可変ピッチファ
ンのピッチ変更機構及び燃料制御装置２６に接続されて
いる。燃料制御装置２６は商業的に得られる任意の周知
の燃料制御装置であつて良く、例えば米国特許第２８２
２６６６号に示されている型のユナイテツド・テクノロ
ジーズ●コーポレイシヨンのハミルトン・スタンダード
・デイビジヨンによつて製造されているＪＦＣ−４２−
２あるいはＪＦＣ−２６の如きものであつて良い。

かかる燃料制御装置は制御ロジックの函数としてエンジ
ンへ供給する燃料を制御し、周知の要領によリサージン
グ、過熱及び過圧を防ぐ如き作用をすれは充分である。
しかし、本発明によれば、この制御装置は制御装置１０
によつてモニターされたパラメータの使用を反映すべく
適当に修正され又制御ロジックに変換される必要がある
。本発明のかかる局面は以下の記述より充分理解される
であろうが、当業者にとつては本発明を確立されている
燃料制御技術に適用することは困難ではないであろう。
ここでは燃料制御装置２６は関連制御装置１０より制御
ロジックを受け、ポンプ２８より受ける加圧された燃料
の適当量を計量し、導管３０を経てガスタービンエンジ
ンのバーナー部へそれを送る作用をなす。

好ましくは、燃料制御装置２６はガス発生に対する保護
を与え、過熱、オーバートルク、オーバースピード及び
過圧状態、サージングを阻止し又出力が変更されるとき
火を消す作用をなす。特に限定されるものではないが、
当業者にとつて明らかな如く、好ましい実施例はフリー
タービンを有するガスタービンエンジンを考えており、
即ちフリータービンはガス発生器には機械的に接続され
ておらず、その唯一の接続は圧縮機区画と・タービン区
画を通つて流れるガスによる空気力学的結合によつてい
る。

符号３４によるブロックにて示されたピッチ変更機構は
接続線１４を経て関連制御装置１０に応答し、これは任
意の型のものであつて良いので発明の詳細な説明は省略
する。

ただ、このピッチ変更機構は任意の周知の要領によりハ
ブ３８に適当に回転式に支持されたファンブレード３６
のブレード角βを変える作用をなすものである。この実
施例に於ては、ブレードは高い容積率と応答特性をノ有
しているので、ブレードはフエザー位置を経て逆転され
る。しかし不用意なフエザーを防止するため、フエザー
の手前での高いピッチストップを与えるのが好ましい。
かかるストップは概念としてはガスタービンエンジンに
より駆動される全てのプロペラ、例えばユナイテツド●
テクノロジーズ●コーポレイシヨンのハミルトン●スタ
ンダード・デイビジヨンによつて製造されている５４Ｈ
６０プロペラに於て一般に設けられているローピッチス
トップと同じである。第１図について見ると、制御装置
１０は一対の制御レバー４０及び４１より信号を受ける
ようになつている。

この一方のレバーはスタート、フエザリング、停止のた
めに用いられるコンディショニングレバーであり、他方
は出力レバーである。かかるコンディショニングレバー
及びその機能は周知であり、それは本発明の一部をなす
ものではないので簡単なためその詳細な説明は省略する
。出力レバー（ＰＬＡ）は前進フライト及び逆転モード
の両者に於て必要な航空機作動条件を与えるべく、ガス
発生器の出力を制御装置１０が自動的に設定するよう該
制御装置へ入力を与える作用をなす。制御装置２６は離
陸及び着陸時に急速なスラスト修正を与え又全ての巡航
状態及び長時間のフライト条件に於て最良の′ＴＳＦＣ
を与えるべく設計されている。次に上述の如き作動をな
すべく考慮されている制御ロジックを解図的に記述する
第２図について見る。

今逆転用インターロック４４，４６及び４８を無視する
と、出力レバーはフライトマツハ数ＭＮ及び函数発生器
５０に於ける圧縮機入口温度Ｔ２に応答するバイヤス信
号を発生することによりフリータービンスピードＮＦｒ
ｅＦを定める。実際のファンスピードＮＦは合算器５２
に於けるＮＦｒｅＦと比較され、その信号は制御補償ネ
ットワーク５４へ通される。ネットワーク５４は適当な
周知の比例積分式ファンスピードガバナであり、制御装
置２６により定められた従来の燃料制御内に於て燃料を
修正する作用をなす。以上よりＮＦはＰＬＡ．．Ｔ２及
びＭＮの一つの函数としてセットされ、比例積分ファン
スピードガバナによるスピードの制御はスピード誤差を
零に維持すべく燃料流量を制御することが明らかである
。

ガス発生器タービン及び圧縮機の慣性を補償し、ピッチ
変更による速やかなスラスト応答を得るために、予測回
路を組み込むのが好ましい。

この予測信号はＰＬＡに応答し、ＮＦに応答し、ＮＦに
於ける遅い変化に対し燃料流を速やかに変え、ファンピ
ッチが変えられる間ファンの所要スピードを維持するに
必要な動力変化を与える。この予測信号は適当な導函数
信号であつて良く、即ち入力信号の速度に比例するリセ
ットはファンスピードのずれを最小にし遷移状態に於け
るスラスト応答性を改善する助けをなす。周知のＫＳ／
（τＳ＋１）型の機構が予測信号として用いられて良い
が、第３図は予測機能を行うための好ましい実施例を示
す。

この楊合、基本の比例積分速度制御はスピード誤差の導
函数及び比例信号の時間による積分によつて得られる。
同様に出力レバー予測信号は導函数信号の時間積分によ
り得られる。いずれの場合にも、予測はＰＬＡ及びフラ
イトＭＮの函数であり、従つて予め定められたＰＬＡ以
下及び予め定められたＭＮ以上では何らの予測が生じな
い。

このことはブロック５６に於ける曲線によつて示されて
いる。かくして函数発生器５６に於ける曲線が水平とな
る点に於て予定された出力は一定であり、従つて何らの
予測信号は発せられない。予測が生じ函数発生器５８へ
通される信号が発生するのはＰＬＡが予め定められた値
に達するときのみである。ブロック５６に於ける曲線は
離陸及び着陸のために急速なスラスト修正が必要とされ
る低ＭＮ前進スラスト領域に於てのみ予測を与える形状
とされている。従つて出力レバーは非常に急速に変化す
ることができるので、速度誤差及び予測導函数は非常に
大きな振幅となることができ、短い時間続く信号である
。

不可避の信号制限に基くこれらの信号の一部の損失を避
けるため、これらの導函数信号は小さな振幅で長い時間
続く信号に変えられる。このことは、第３図に示す如く
、率を限られた第一位の遅れを与え、次いでこの遅れ出
力の導函数を計算することにより達成される。加算器６
０、ハイゲイン６１、リミット６２及び時間積分６３の
組合せは率が制限された第一位の遅れを形成し、６３か
らの出力はブロック６４からの予測信号にある部定され
た最大率にて追従する。時間積分の導函数は積分への入
力から得られ、従つてブロック６３へ供給される積分へ
の信号は予測ゲイン６３を通され、ＰＬＡ予測信号を与
えることが明らかである。ファンスピードガバナは基本
的には従来の比例積分制御である。

これは第３図に於てＮＦＲＥＦとＮＦの感知された値の
間の差からのスピード誤差６６を形成することにより機
械化され、次いでこの誤差信号を比例ゲイン６７及び積
分ゲイン６８に通す。比例信号の率を制限された導函数
は予測回路に於て用いられると実質的に同じ要領により
形成される。ただし積分７２は燃料制限よりスピード制
御まで滑らかな遷移を許す大きさ制限を有する。特に６
９，７０，７１，７２の組合せは率を制限された遅れを
形成し、これはブロック７２に於て大きさを制限されて
いる。ブロック７２の出力の導函数７３はブロック６８
からのスピード積分信号及び加算点７４に於けるブロッ
ク６５からの予測信号に加えられる。加算点７４からの
出力はエンジン燃料の変化の好ましい率の測定である。
この信号は燃料制御装置へ通された燃料流に於ける変化
を行うべく燃料制御装置に於て計画された燃料制限７５
の範囲内にて時間積分７６される。第２図に戻つて見る
と、ＰＬＡ及びフライトＭＮは函数発生器８０にて用い
られ、制御された安定状態のファンブレード角度信号Ｂ
Ｒぉを発生する。

ファンブレード角はこのＢＲＳＳを達成すべく適当な要
領により調整される。同様にＰＬＡ及びフライトＭＮは
函数発生器８２にて用いられ、制御された最適ファン排
気ノズル面積信号ＡＦＳＳを発生する。

以上よりＰＬＡ及びフライトＭＮは正常な運転領域に於
て作動を最適にするためファンブレード角及びファン排
気ノズル面積を計画するために用いられることが明らか
である。サージ領域内へ逸れることなくファンが作動す
ることを確保するために、函数発生器７４が設けられて
いる。

これはＡＦを修正されたＮＦ（ＮＦ／Ｖｉここでθ＝Ｔ
２／標準値）及びＭＮの一つの函数として計画する。か
くして発生された信号即ち函数発生器７４の出力は、函
数発生器８２により発生された計画されたＡｐ信号と最
大選択スイッチ７６により比較され、二つの値の高い方
のみがＡＰｌＯに通される。排気ノズル２０（ＡＦ）の
面積はこの面積ＡＦＦＷＤを達成すべく適当な要領によ
り調整される。かくして、本発明により、ファンスピー
ド、ファンピッチ及びフアニノズルは、通常のフライト
領域に於て千下Ｃを最適とすべく、又離陸及び着陸モー
ドに於てスラスト応答を最適とすべく、互に関連制御さ
れる。

この制御はすでにサージ及び過熱を防ぐ構成を有し、又
加速及び減速スケジュールを組み、ガスタービンエンジ
ンの作動に必要な過圧及びオーバースピード制限を有す
る既存の型の制御装置と両立し得ることにより複雑さを
最小限とする。上に強制された如く、フエザー位置を通
つて逆転することが必要なことによつて、このフエザー
を達成するためにファンはフエザー位置が達せられるま
でスラストを増大し、又ファン駆動軸のトルクを増大す
る。

このことは、明らかに、短距離の航空機着陸性能を得る
ために必要とされる良好なブレーキ特性に必要なことに
反するものである。従つて、軸トルク制限を越えること
なく急速に逆スラストを得又任意の増大した前進トルク
変動を最小とするため、ファンピッチ、燃料流及びファ
ン排気ノズル面積は逆転スラストへの遷移中に関連制御
される。

このために、インターロック４４，４６及び４８がスピ
ード、ブレード角及びノズル面積制御回路に含まれてい
る。インターロック４４はファンピッチβオーバーライ
トを含み、インターロック４６はファン排気ノズル面積
Ａ１、ファンスピードＮＦｌファンピッチβ及び出力レ
バー角ＰＬＡオーバーライドを含み、インターロック４
８はファンピッチ、ファンスピード及び出力レバー角オ
ーバーライドを含み、以下の制御ｊロジックを行う。出
力レバー角が逆スラストレンジへ送らせられることによ
り逆スラストが要求されると、ファンピッチはその逆ピ
ッチへ行くように計画され、ファンノズル面積は逆位置
へ向けて計画される。

増・大スラスト及び増大しつつあるファンピッチより生
ずる軸トルク遷移を最小とするため、ファン排気ノズル
面積は可能な限り急速に開かれ、ファンスピード参照値
は低減され、これによつてエンジン燃料流は減速限界ま
で低減される。この最初のノ時間帯にファンピッチは短
時間固定されるかあるいは排気ノズル面積が予定の値ま
で開かれファンスピードが増大したスラスト遷移を最小
にするに充分なだけ低減されるまで比較的緩やかに増大
される。ファンピッチがフエザー角を越えて増大した後
、ブレードは最大率にて計画された逆角まで働くことを
許され、ＮＦ参照値はその正常な計画された逆スラスト
速度に戻される。エンジン燃料流、ファンピッチ及び排
気ノズル面積の逆転解除の関連制御はファンオーバース
ピード及びフエザー領域に於ける過剰の軸トルクを防ぐ
ために僅かに異なることを必要とする。

逆転解除スラストがＰＬＡを前進スラスト領域へ進める
ことによづて要求されるとき、ファンピッチはその前進
ピッチ位置へ向かうよう計画され、ファンノズル面積は
前進スラストと関連する位置へ向けて計画される。ファ
ンピッチは可能な限り急速に前進ピッチへ向けて低減さ
れ、ノズル面積はフエザー領域に於けるファンサージを
避けるべく逆転面積位置にて遅らされる。ＰＬＡ信号は
函数発生器５０及び５６にて用いられている如く、ファ
ンピッチが逆転より前進ピッチへ向けて移動している間
、ファンオーバースピードと過剰軸トルクを避けるべく
一時的に低い出力ヘリセツトされる。ＰＬＡ計画は正常
に戻され、排気ノズル面積はファンピッチがフエザー領
域を通過した後前進面積位置へ向けて移動することを許
される。それに特に限定されるものではないが、この好
ましい実施例は、ここに開示された概念を周知のディジ
タル型電子制御装置を用いて行うことを考えているもの
である。本発明がここに示され且記述された特殊な実施
例にのみ限られるものではなく、本発明の範囲内にて種
々の修正が可能であることは当業者にとつて明らかであ
ろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の好ましい実施例を示す一部断面一部解
図的表示による概略図てある。 第２図は本発明を示す線図である。第３図は予測回路を
示す線図である。１０・・・・・・座標制御装置、１２
，１４，１６・・・接続装置、１８・・・・・アクチュ
エータ、２０・・・・・・可変排気ノズル、２２・・・
・・・バイパスダクト、２４・・・・ゼツチ変更機構、
２６・・・・・・燃料制御装置、２８・・・・ポンプ、
３０・・・・・・導管、３４・・・・・ゼツチ変更機構
、３６・・・・・・ファンブレード、３８・・・・・・
ハブ、４０，４２・・・・・制御レバー。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ フエザー位置を経て逆転位置へ移動することができ
   タービン型パワープラントのフリータービンによつて駆
   動される可変ピッチブレードを有する航空機用ダクト付
   きファン推進機を備えたタービン型のパワープラントの
   ための制御システムにして、前記ブレードのピッチと前
   記パワープラントへの燃料流を制御するための関連制御
   装置１０を有し、前記関連制御装置１０は出力レバー位
   置とフライトマツハ数とパワープラント入口温度に応答
   して第一の信号ＮＦ＿Ｒ＿Ｅ＿Ｆを発生する第一の函数
   発生器５０と、フリータービン速度に応答して第二の信
   号ＮＦを発生する手段と、前記第一及び第二の信号に応
   答して燃料流を制御する出力信号を発生する加算器５２
   とを含んでいて燃料流を制御する第一の回路部と、出力
   レバー位置とフライトマツハ数に応答する第二の函数発
   生器８０を含む第二の回路部と、前記第一及び第二の回
   路部に組込まれて離陸時に燃料流とピッチの逆転を関連
   させる逆転パワーインターロック４４、４６とを有し、
   前記第一の回路部に於ける前記逆転パワーインターロッ
   ク４４は燃料流を前記ブレードのブレード角によつて更
   に制御するオーバーラード手段を含み、前記第二の回路
   部に於ける前記逆転パワーインターロック４６は前記ブ
   レードのピッチを出力レバー位置とエンジン作動パラメ
   ータによつて更に制御するオーバーラード手段を含んで
   いることを特徴とする制御装置。 ２ フエザー位置を経て逆転位置へ移動することができ
   るタービン型パワープラントのフリータービンによつて
   駆動される可変ピッチブレードと可変面積ダクト出口ノ
   ズルを有する航空機用ダクト付きファン推進機を備えた
   タービン型パワープラントのための制御システムにして
   、前記ブレードのピッチと前記パワープラントへの燃料
   流と前記ノズルの面積を制御する関連制御装置１０を有
   し、前記関連制御装置１０は出力レバー位置とフライト
   マツハ数とパワープラント入口温度に応答して第一の信
   号ＮＦ＿Ｒ＿Ｅ＿Ｆを達成する第一の函数発生器５０と
   、フリータービン速度に応答して第二の信号ＮＦを発生
   する手段と、前記第一及び第二の信号に応答して燃料流
   を制御する出力信号を発生する加算器５２とを含んでい
   て燃料流を制御する第一の回路部と、出力レバー位置と
   フライトマツハ数との応答する第二の函数発生器８０を
   含む第二の回路部と、フライトマツハ数と出力レバー位
   置とに応答して前記ノズルの面積を制御する計画された
   信号を発生する第三の函数発生器８２を含む第三の回路
   部と、燃料流とピッチの逆転とノズル面積とを関連させ
   ることにより着陸運転中にフエザー位置に達して逆転位
   置までブレードピッチが変化するに先立つて前進スラス
   トを低減する逆転パワーインターロック４４、４６、４
   ８を有し、前記逆転パワーインターロックの第一のもの
   は前記ブレードのブレード角によつて燃料流を更に制御
   した前記逆転パワーインターロックの第二のものは出力
   レバー位置とブレード角とパワープラント回転速度によ
   つてブレードピッチを更に制御し、前記逆転パワーイン
   ターロックの第三のものはブレード角とパワープラント
   回転速度と出力レバー位置によつてノズル面積を制御す
   るようになつていることを特徴とする制御装置。