JPS61149529A - ガスタービンエンジン用制御パラメータ合成装置およびガスタービンエンジン用制御システム - Google Patents
ガスタービンエンジン用制御パラメータ合成装置およびガスタービンエンジン用制御システムInfo
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- JPS61149529A JPS61149529A JP60277084A JP27708485A JPS61149529A JP S61149529 A JPS61149529 A JP S61149529A JP 60277084 A JP60277084 A JP 60277084A JP 27708485 A JP27708485 A JP 27708485A JP S61149529 A JPS61149529 A JP S61149529A
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- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
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- G05B17/02—Systems involving the use of models or simulators of said systems electric
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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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- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
技術分野
本発明は、ガスタービンエンジンのための制御装置の操
作に関する。
作に関する。
背景技術
ガスタービンエンジンの運転を制御するには、地上およ
び空中の両方においてエンジンを電気的にまたは機械的
に操作するための種々様々のパラメータの測定および（
または）合成が必要である。
び空中の両方においてエンジンを電気的にまたは機械的
に操作するための種々様々のパラメータの測定および（
または）合成が必要である。
信頼性は重要であり、そしてそれ故、すべての面でない
にしても、制御システムのほとんどの面において冗長性
が組み込まれている。幾つかのパラメータは、エンジン
内の種々の場所に存在する極端な運転環境の故に直接測
定することが困難であり、また直接測定すると信頼でき
ない。また、幾つかのガスタービンエンジン関数は、運
転中、エンジンのコンフィギユレーションが変化するに
つれて変化し、すべてのエンジン運転状態においてそれ
らのガスタービンエンジン関数を正確に合成することを
より一層困難にする。エンジンの性能および信頼性を改
善するため、このような制御パラメータを正確にかつ信
頼できるように合成できることが望ましい。
にしても、制御システムのほとんどの面において冗長性
が組み込まれている。幾つかのパラメータは、エンジン
内の種々の場所に存在する極端な運転環境の故に直接測
定することが困難であり、また直接測定すると信頼でき
ない。また、幾つかのガスタービンエンジン関数は、運
転中、エンジンのコンフィギユレーションが変化するに
つれて変化し、すべてのエンジン運転状態においてそれ
らのガスタービンエンジン関数を正確に合成することを
より一層困難にする。エンジンの性能および信頼性を改
善するため、このような制御パラメータを正確にかつ信
頼できるように合成できることが望ましい。
発明の開示
本発明の１つの目的は、ガスタービンエンジンにおいて
使用するための制御パラメータを合成するための改良さ
れた手段を提供することで°ある。
使用するための制御パラメータを合成するための改良さ
れた手段を提供することで°ある。
本発明のもう１つの目的は、ツイン・スプール・ガスタ
ービンエンジンの高圧圧縮機入口温度をより正確に合成
するための装置を提供することである。
ービンエンジンの高圧圧縮機入口温度をより正確に合成
するための装置を提供することである。
本発明によれば、ガスタービンエンジンにおいて使用す
るための制御パラメータを合成するための装置は、エン
ジン運転パラメータに応答し、基本エンジン運転コンフ
ィギユレーションに対する制御パラメータの値をシミュ
レートする信号を発生する第一の関数発生器と、エンジ
ン運転パラメータに応答し、前記基本エンジン・コンフ
ィギュレーションに対するシミュレートされた制御パラ
メータの値と別のエンジン運転コンフィギユレーション
に対する制御パラメータの値との差をシミュレートする
信号を発生する第二の関数発生器と、前記シミュレート
された差の値を操作し、実際のエンジン運転コンフィギ
ユレーションに対する制御パラメータの差の値をシミュ
レートする第三の信号を作り出す手段ど、前記第一の信
号と前記第三の信号とを加算して実際のエンジン運転コ
ンフィギユレーションに対する制御パラメータをシミュ
レートする第四の信号を作り出す合計手段とを含む。
るための制御パラメータを合成するための装置は、エン
ジン運転パラメータに応答し、基本エンジン運転コンフ
ィギユレーションに対する制御パラメータの値をシミュ
レートする信号を発生する第一の関数発生器と、エンジ
ン運転パラメータに応答し、前記基本エンジン・コンフ
ィギュレーションに対するシミュレートされた制御パラ
メータの値と別のエンジン運転コンフィギユレーション
に対する制御パラメータの値との差をシミュレートする
信号を発生する第二の関数発生器と、前記シミュレート
された差の値を操作し、実際のエンジン運転コンフィギ
ユレーションに対する制御パラメータの差の値をシミュ
レートする第三の信号を作り出す手段ど、前記第一の信
号と前記第三の信号とを加算して実際のエンジン運転コ
ンフィギユレーションに対する制御パラメータをシミュ
レートする第四の信号を作り出す合計手段とを含む。
制御パラメータを合成するには、計測されるかまたは他
の方法で発生されたエンジン運転パラメータに応答し、
おる予め選択されたエンジン運転コンフィギユレーショ
ン（ここでは、基本コンフィギユレーションという）に
基づいて所望の制御パラメータの値をシミュレートする
信号、を発生する関数発生器がしばしば必要となる。実
際の運転状態（これは前記基本コンフィギユレーション
とは異なるエンジン・コンフィギュレーションを含むで
おろう）においては、このような関数発生器は十分に正
確な出力を提供しないであろう。本発明によれば、他の
または同一のエンジン運転パラメータに応答する第二の
関数発生器が、基本エンジン・コンフィギュレーション
に対する制御パラメータの値と基本コンフィギユレーシ
ョンとは異なる第二のエンジン運転コンフィギユレーシ
ョンに対する！１１１ＩＩＩパラメータの値との差をシ
ミュレートする信号を発生する。そして、前記差は、第
二のエンジン・コンフィギュレーションと実際のエンジ
ン・コンフィギュレーションとの既知の関係に基づいて
計測の際の実際のエンジン運転コンフィギユレーション
を示すように調整される。
の方法で発生されたエンジン運転パラメータに応答し、
おる予め選択されたエンジン運転コンフィギユレーショ
ン（ここでは、基本コンフィギユレーションという）に
基づいて所望の制御パラメータの値をシミュレートする
信号、を発生する関数発生器がしばしば必要となる。実
際の運転状態（これは前記基本コンフィギユレーション
とは異なるエンジン・コンフィギュレーションを含むで
おろう）においては、このような関数発生器は十分に正
確な出力を提供しないであろう。本発明によれば、他の
または同一のエンジン運転パラメータに応答する第二の
関数発生器が、基本エンジン・コンフィギュレーション
に対する制御パラメータの値と基本コンフィギユレーシ
ョンとは異なる第二のエンジン運転コンフィギユレーシ
ョンに対する！１１１ＩＩＩパラメータの値との差をシ
ミュレートする信号を発生する。そして、前記差は、第
二のエンジン・コンフィギュレーションと実際のエンジ
ン・コンフィギュレーションとの既知の関係に基づいて
計測の際の実際のエンジン運転コンフィギユレーション
を示すように調整される。
基本エンジン・コンフィギュレーションに対するシミュ
レートされた制御パラメータの値と実際のエンジン・コ
ンフィギュレーションに対するシミュレートされた値と
の差を示す信号がかくして得られる。この差が、シミュ
レートされた、基本コンフィギユレーションにおいて運
転しているエンジンに対する制御パラメータの値に加算
されれば、測定の際におけるエンジンの実際の運転コン
フィギユレーションに対する制御パラメータを示す信号
が作り出される。種々様々の異なるエンジン・コンフィ
ギュレーションをこの方法で得ることができ、基本コン
フィギユレーションのシミュレートされた制御パラメー
タ値は、測定の際のエンジン・コンフィギュレーション
に対応する差をそれぞれ該値に加えることによって適宜
証正され得る。
レートされた制御パラメータの値と実際のエンジン・コ
ンフィギュレーションに対するシミュレートされた値と
の差を示す信号がかくして得られる。この差が、シミュ
レートされた、基本コンフィギユレーションにおいて運
転しているエンジンに対する制御パラメータの値に加算
されれば、測定の際におけるエンジンの実際の運転コン
フィギユレーションに対する制御パラメータを示す信号
が作り出される。種々様々の異なるエンジン・コンフィ
ギュレーションをこの方法で得ることができ、基本コン
フィギユレーションのシミュレートされた制御パラメー
タ値は、測定の際のエンジン・コンフィギュレーション
に対応する差をそれぞれ該値に加えることによって適宜
証正され得る。
さらに限定すると、ツイン・スプール・ガスタービンエ
ンジンにおいて、任意の特定のエンジン・コンフィギュ
レーションに対する（低圧ロータ入口温度に対して修正
された）低圧ロータ速度の関数としての、高圧ロータ入
口温度と低圧ロータ入口温度との比の表が、例えば解析
的に、およびエンジン試験によって得られる。本発明の
好ましい実施例によれば、制御システムにおいて、第一
の関数発生器は、例えば圧縮機空気の如何なる抽気も妨
げるために圧縮機抽気弁が閉じられているコンフィギユ
レーションのような、ある予め選択された基本エンジン
・コンフィギュレーションに対する温度比の値をシミュ
レートする信号を作り出すのに用いられる。第二の関数
発生器は、前記基本コンフィギユレーションに対する温
度比と、例えば抽気弁１００パーセント開のコンフィギ
ユレーションのような第二の、異なったコンフィギユレ
ーションに対する温度比との差に対する表を備えている
。そして、もし抽気弁が部分的にのみ開いているならば
、制御システムまたは他の適当な手段によって決定され
る実際の抽気弁の位置に対する温度比差が得られるよう
に、前記衣にされた差に適当な分数が乗ぜられる。この
調整された差は、基本コンフィギユレーションに対する
シミュレートされた温度比に加算されて、抽気弁が部分
的にしか開いていない実際のエンジン・コンフィギュレ
ーションに対する温度比を示す信号を作り出す。このシ
ミュレートされた温度比は、例えば静翼位置、バーナ燃
料流、故障検出等のような種々のエンジン関数を制御す
る目的の他のエンジンパラメータを発生するために、ざ
らに操作されたり、使用されたりすることができる。
ンジンにおいて、任意の特定のエンジン・コンフィギュ
レーションに対する（低圧ロータ入口温度に対して修正
された）低圧ロータ速度の関数としての、高圧ロータ入
口温度と低圧ロータ入口温度との比の表が、例えば解析
的に、およびエンジン試験によって得られる。本発明の
好ましい実施例によれば、制御システムにおいて、第一
の関数発生器は、例えば圧縮機空気の如何なる抽気も妨
げるために圧縮機抽気弁が閉じられているコンフィギユ
レーションのような、ある予め選択された基本エンジン
・コンフィギュレーションに対する温度比の値をシミュ
レートする信号を作り出すのに用いられる。第二の関数
発生器は、前記基本コンフィギユレーションに対する温
度比と、例えば抽気弁１００パーセント開のコンフィギ
ユレーションのような第二の、異なったコンフィギユレ
ーションに対する温度比との差に対する表を備えている
。そして、もし抽気弁が部分的にのみ開いているならば
、制御システムまたは他の適当な手段によって決定され
る実際の抽気弁の位置に対する温度比差が得られるよう
に、前記衣にされた差に適当な分数が乗ぜられる。この
調整された差は、基本コンフィギユレーションに対する
シミュレートされた温度比に加算されて、抽気弁が部分
的にしか開いていない実際のエンジン・コンフィギュレ
ーションに対する温度比を示す信号を作り出す。このシ
ミュレートされた温度比は、例えば静翼位置、バーナ燃
料流、故障検出等のような種々のエンジン関数を制御す
る目的の他のエンジンパラメータを発生するために、ざ
らに操作されたり、使用されたりすることができる。
例えば温度プローブのような、エンジン運転パラメータ
を測定するための機械的なシステムに対する本発明の利
点は、正確性、信頼性およびメインテナンス性の改善、
並びにコストおよび重量の低減である。
を測定するための機械的なシステムに対する本発明の利
点は、正確性、信頼性およびメインテナンス性の改善、
並びにコストおよび重量の低減である。
本発明の前述の目的、特徴、および利点並びに他の目的
、特徴、および利点は、添附図面に示されている本発明
の好ましい実施例についての以下の詳細な記述に照して
一部明らかになるであろう。
、特徴、および利点は、添附図面に示されている本発明
の好ましい実施例についての以下の詳細な記述に照して
一部明らかになるであろう。
発明を実施するための最良の形態
本発明の簡単化された代表例が図に示されており、ここ
においてガスタービンエンジンは図式的に描かれてあり
、かつ全体を参照符号１０によって示されている。この
例においては、エンジン１０は高圧圧縮機１４を後に従
える低圧圧縮機１２を有するツイン・スプール・ダクテ
ツド、・ファン・エンジンである。低圧圧縮機１２は、
シャフト２０によって該圧縮機１２が接続されている低
圧タービン１８によって駆動される。高圧圧縮機１４は
１段の可変位置静翼１６を備えており、シャフト２４を
通じて該圧縮機１４が接続されている高圧タービン２２
によって駆動される。燃焼器ないしはバーナ２６（これ
に燃料が供給される）は、タービン１８．２２を駆動す
るエネルギを供給する。エンジンはまた、圧縮機システ
ム内に１つまたはそれより多くの抽気弁２８を備えてい
る。
においてガスタービンエンジンは図式的に描かれてあり
、かつ全体を参照符号１０によって示されている。この
例においては、エンジン１０は高圧圧縮機１４を後に従
える低圧圧縮機１２を有するツイン・スプール・ダクテ
ツド、・ファン・エンジンである。低圧圧縮機１２は、
シャフト２０によって該圧縮機１２が接続されている低
圧タービン１８によって駆動される。高圧圧縮機１４は
１段の可変位置静翼１６を備えており、シャフト２４を
通じて該圧縮機１４が接続されている高圧タービン２２
によって駆動される。燃焼器ないしはバーナ２６（これ
に燃料が供給される）は、タービン１８．２２を駆動す
るエネルギを供給する。エンジンはまた、圧縮機システ
ム内に１つまたはそれより多くの抽気弁２８を備えてい
る。
本発明の１例として、エンジン運転中の可変静翼１６の
位置を考えよう。ここでは、静翼の角位置は参照記号θ
によって示される。高圧圧縮機入口温度Ｔ２．５に対し
て修正された高圧圧縮機速度Ｎ２の関数としての、可変
静翼の位置に対する表は、この技術においてよく知られ
ている手段によって経験的におよび（または）解析的に
得られる。
位置を考えよう。ここでは、静翼の角位置は参照記号θ
によって示される。高圧圧縮機入口温度Ｔ２．５に対し
て修正された高圧圧縮機速度Ｎ２の関数としての、可変
静翼の位置に対する表は、この技術においてよく知られ
ている手段によって経験的におよび（または）解析的に
得られる。
エンジン運転中静翼を適正に位置決めするには、問題と
する瞬間のＴ２．５の値を知ることが必要である。下２
゜５は、それ故、翼位置θに対する制御パラメータであ
る。このような温度は、正確かつ信頼できるように測定
することが困難であるので、本発明に従って合成される
。
する瞬間のＴ２．５の値を知ることが必要である。下２
゜５は、それ故、翼位置θに対する制御パラメータであ
る。このような温度は、正確かつ信頼できるように測定
することが困難であるので、本発明に従って合成される
。
図面を参照すると、低圧圧縮機の入口温度Ｔ２と低圧ロ
ータ速度Ｎ１が測定され、これらの値を示す信号が計算
器３０に与えられ、この計算器３０はこの技術において
よく知られている手段によって修正低圧ロータ速度 Ｎ１Ｃ１＝Ｎ１／Ｆ７７石口 を計算する。Ｎ１Ｃはエンジン運転パラメータである。
ータ速度Ｎ１が測定され、これらの値を示す信号が計算
器３０に与えられ、この計算器３０はこの技術において
よく知られている手段によって修正低圧ロータ速度 Ｎ１Ｃ１＝Ｎ１／Ｆ７７石口 を計算する。Ｎ１Ｃはエンジン運転パラメータである。
前記修正低圧ロータ速度信号は、例えば抽気弁２８が仝
閉され、エンジンが定常状態で運転しているコンフィギ
ユレーションのような、ある予め選択された基本コンフ
ィギユレーション（添字Ｂ）におけるエンジンに対する
試験データおよび（または）解析的なデータに基づいた
（Ｔ ２．５／Ｔ２）に対する表を備えた関数発生器３
２に与えられる。前記比は、ここで、 で示される。仮に抽気弁位置が開または部分的に開で必
れば、異なった表が得られるであろう。それ故、関数発
生器３２によって任意の特定の瞬間に発生される前記温
度比は、エンジンがそのとき定常状態でかつ基本コンフ
ィギユレーションにあるときのみ正確である。
閉され、エンジンが定常状態で運転しているコンフィギ
ユレーションのような、ある予め選択された基本コンフ
ィギユレーション（添字Ｂ）におけるエンジンに対する
試験データおよび（または）解析的なデータに基づいた
（Ｔ ２．５／Ｔ２）に対する表を備えた関数発生器３
２に与えられる。前記比は、ここで、 で示される。仮に抽気弁位置が開または部分的に開で必
れば、異なった表が得られるであろう。それ故、関数発
生器３２によって任意の特定の瞬間に発生される前記温
度比は、エンジンがそのとき定常状態でかつ基本コンフ
ィギユレーションにあるときのみ正確である。
本発明が教えるところによれば、第二の関数発生器３４
は、（制御操作のとき、）エンジン・コンフィギュレー
ションが基本コンフィギユレーションでない場合に、関
数発生器３２によって発生される温度比を修正するため
に用いられる。前記関数発生器３４もまた、修正低圧ロ
ータ速度Ｎ１Ｃ１の値を示す信号を受は取る。前記関数
発生器３４は、定常状態の運転に基づいて、基本コンフ
ィギユレーションの温度比と、例えば抽気弁２８が全開
であるコンフィギユレーションのような基本コンフィギ
ユレーションとは異なる他の予め選択されたエンジン・
コンフィギュレーションにおける温度比との、差の値の
表を含んでいる。基本コンフィギユレーションと前記第
二のコンフィギユレーション（添字ＳＧ）との温度比の
差は、こ、こて、 で示される。
は、（制御操作のとき、）エンジン・コンフィギュレー
ションが基本コンフィギユレーションでない場合に、関
数発生器３２によって発生される温度比を修正するため
に用いられる。前記関数発生器３４もまた、修正低圧ロ
ータ速度Ｎ１Ｃ１の値を示す信号を受は取る。前記関数
発生器３４は、定常状態の運転に基づいて、基本コンフ
ィギユレーションの温度比と、例えば抽気弁２８が全開
であるコンフィギユレーションのような基本コンフィギ
ユレーションとは異なる他の予め選択されたエンジン・
コンフィギュレーションにおける温度比との、差の値の
表を含んでいる。基本コンフィギユレーションと前記第
二のコンフィギユレーション（添字ＳＧ）との温度比の
差は、こ、こて、 で示される。
次に、実際の抽気弁位＠（すなわち、実際のエンジン・
コンフィギュレーション）が決定され、この実際の抽気
弁位置を示す信号（図のＢＰ＞が、 −関数発生器３
４の出力とともに計算器３６へ送られ、それによって前
記温度比差が、実際のエンジン・コンフイギユレーシヨ
ンに対して適合するように適当な方法で操作される。か
くして、計算器３６の出力は、定常状態（添字ＳＳ）に
おいて、計算がなされたときの実際のエンジン・コンフ
ィギュレーションに対する温度比差の値 をシミュレートする。この実施例においては、任意の修
正速度Ｎ１Ｃにおける前記温度比差は、抽気弁位置の直
線関数である。もし関数発生器３４において使用されて
いる第二のエンジン・コンフィギュレーションが抽気弁
１００パーセント開に対するものであり、かつ基本コン
フィギユレーションが抽気弁仝閉であるならば、関数発
生器３４によって発生される温度比差に抽気弁２Ｂの開
度のパーセントが乗ぜられるだけで所望の結果が得られ
る。その場合、計算器３６は、図に示されるように乗算
器である。
コンフィギュレーション）が決定され、この実際の抽気
弁位置を示す信号（図のＢＰ＞が、 −関数発生器３
４の出力とともに計算器３６へ送られ、それによって前
記温度比差が、実際のエンジン・コンフイギユレーシヨ
ンに対して適合するように適当な方法で操作される。か
くして、計算器３６の出力は、定常状態（添字ＳＳ）に
おいて、計算がなされたときの実際のエンジン・コンフ
ィギュレーションに対する温度比差の値 をシミュレートする。この実施例においては、任意の修
正速度Ｎ１Ｃにおける前記温度比差は、抽気弁位置の直
線関数である。もし関数発生器３４において使用されて
いる第二のエンジン・コンフィギュレーションが抽気弁
１００パーセント開に対するものであり、かつ基本コン
フィギユレーションが抽気弁仝閉であるならば、関数発
生器３４によって発生される温度比差に抽気弁２Ｂの開
度のパーセントが乗ぜられるだけで所望の結果が得られ
る。その場合、計算器３６は、図に示されるように乗算
器である。
関数発生器３２によって発生された温度比および計算器
３６によって作り出された温度比差は、加算器３８にお
いて合計され、この加算器３８の出力は になり、この出力は定常状態エンジン運転に基づいた制
御パラメータの正確に合成された値となる。
３６によって作り出された温度比差は、加算器３８にお
いて合計され、この加算器３８の出力は になり、この出力は定常状態エンジン運転に基づいた制
御パラメータの正確に合成された値となる。
この合成された比は、さらに操作されるとともに、該制
御パラメータと既知の関数関係を有するか、または該制
御パラメータから導き出されるか展開される制御パラメ
ータと既知の関数関係を有するエンジン関数を制御する
ために使用されることができる。この実施例において、
前記温度比および測定された温度Ｔ２は、乗算器４０に
おいて掛は合わされ、合成された制御パラメータ（Ｔ２
．５） ＳＳをもたらす。次に、この定常状態の高圧圧
縮機入口温度信号が乗算器４０から進み遅れ補償器４２
に与えられ、この補償器４２の出力はエンジンの過渡運
転に対して調整された高圧圧縮機入口温度となる。もち
ろん、もしエンジンが定常状態で作動しているならば、
前記進み遅れ補償器の入力と出力との間で変化はない。
御パラメータと既知の関数関係を有するか、または該制
御パラメータから導き出されるか展開される制御パラメ
ータと既知の関数関係を有するエンジン関数を制御する
ために使用されることができる。この実施例において、
前記温度比および測定された温度Ｔ２は、乗算器４０に
おいて掛は合わされ、合成された制御パラメータ（Ｔ２
．５） ＳＳをもたらす。次に、この定常状態の高圧圧
縮機入口温度信号が乗算器４０から進み遅れ補償器４２
に与えられ、この補償器４２の出力はエンジンの過渡運
転に対して調整された高圧圧縮機入口温度となる。もち
ろん、もしエンジンが定常状態で作動しているならば、
前記進み遅れ補償器の入力と出力との間で変化はない。
前記進み遅れ補償器の出力温度および高圧ロータ速度Ｎ
２は計算器４４に与えられ、この計算器４４の出力はシ
ミュレートされた修正高圧ロータ速度Ｎ２ Ｃ２，５＝
Ｉ’１２／（”Ｆ７７下「になる。この修正高圧ロータ
速度信号は、修正高圧ロータ速度の関数としての静翼弁
位置θの表を備えた関数発生器４６に与えられる。関数
発生器４６の出力は、７クチユエータ４８に与えられ、
このアクチュエータ４８は静翼１６を適当な角位置へ動
かす。
２は計算器４４に与えられ、この計算器４４の出力はシ
ミュレートされた修正高圧ロータ速度Ｎ２ Ｃ２，５＝
Ｉ’１２／（”Ｆ７７下「になる。この修正高圧ロータ
速度信号は、修正高圧ロータ速度の関数としての静翼弁
位置θの表を備えた関数発生器４６に与えられる。関数
発生器４６の出力は、７クチユエータ４８に与えられ、
このアクチュエータ４８は静翼１６を適当な角位置へ動
かす。
基本エンジン・コンフィギュレーションに対する制御パ
ラメータの表に影響を与える任意数の異なるエンジン・
コンフィギュレーションが、本発明によって使用ぎれ得
る。例えば、ガスタービンエンジンの外側空気シールと
タービンロータの先端との間の間隙を能動的に制御する
ための装置（図示せず〉は、基本コンフィギユレーショ
ンに対するＴ２．５／Ｔ２の表を変化させる変動するエ
ンジン・コンフィギュレーションをもたらす。このよう
な装置の例は、アイラ・エイチ・レデインガー・ジュニ
アその他に与えられた本出願人の所有に係る米国特許４
，０６９，６６２において示されており、該特許では、
空気シールとタービンロータとの間の間隙は、空気シー
ル支持構造の温度上昇を制御するように該空気シール支
持□構造付近に向けられる冷却空気をオン、オフまたは
調整することによって選択的に制御される。冷却は収縮
を生じさせ、それによって前記間隙を小さく維持し、燃
料消費量を効果的に減少させる。この目的で使用される
冷却空気の量は、例えば、１つの弁の位置に依存する。
ラメータの表に影響を与える任意数の異なるエンジン・
コンフィギュレーションが、本発明によって使用ぎれ得
る。例えば、ガスタービンエンジンの外側空気シールと
タービンロータの先端との間の間隙を能動的に制御する
ための装置（図示せず〉は、基本コンフィギユレーショ
ンに対するＴ２．５／Ｔ２の表を変化させる変動するエ
ンジン・コンフィギュレーションをもたらす。このよう
な装置の例は、アイラ・エイチ・レデインガー・ジュニ
アその他に与えられた本出願人の所有に係る米国特許４
，０６９，６６２において示されており、該特許では、
空気シールとタービンロータとの間の間隙は、空気シー
ル支持構造の温度上昇を制御するように該空気シール支
持□構造付近に向けられる冷却空気をオン、オフまたは
調整することによって選択的に制御される。冷却は収縮
を生じさせ、それによって前記間隙を小さく維持し、燃
料消費量を効果的に減少させる。この目的で使用される
冷却空気の量は、例えば、１つの弁の位置に依存する。
基本エンジン・コンフィギュレーション（例えば仝閉）
に対して仮定される前記弁の位置を除いて、前記弁の各
位置は、修正低圧ロータ速度の関数としての温度比の別
の表を作り出す。想像線で示される関数発生器５０は、
修正低速ロータ速度Ｎ１Ｃ１および定常状態運転に基づ
いた、基本コンフィギユレーションの温度比と例えば前
記間隙制御弁全開（最大空気流）のコンフィギユレーシ
ョンのような別のコンフィギユレーションに対する温度
比との値の差の表を備えている。図に示されるように、
関数発生器５０の出力は、前記間隙制御弁が実際に開い
ているパーセントを示す信号とともに乗算器５２に送ら
れる。乗算器５２の出力は、計算がなされたときの実際
のエンジン・コンフィギュレーションに対する温度比差
の値をシミュレートする。この温度比差は、乗算器３６
および関数発生器３２の出力とともに、加算器３８に送
られる。加算器３８の出力は、実際の抽気弁位置に基づ
くと同時に実際の間隙制御弁の位置に基づいたエンジン
・コンフィギュレーションの定常状態温度比である。
に対して仮定される前記弁の位置を除いて、前記弁の各
位置は、修正低圧ロータ速度の関数としての温度比の別
の表を作り出す。想像線で示される関数発生器５０は、
修正低速ロータ速度Ｎ１Ｃ１および定常状態運転に基づ
いた、基本コンフィギユレーションの温度比と例えば前
記間隙制御弁全開（最大空気流）のコンフィギユレーシ
ョンのような別のコンフィギユレーションに対する温度
比との値の差の表を備えている。図に示されるように、
関数発生器５０の出力は、前記間隙制御弁が実際に開い
ているパーセントを示す信号とともに乗算器５２に送ら
れる。乗算器５２の出力は、計算がなされたときの実際
のエンジン・コンフィギュレーションに対する温度比差
の値をシミュレートする。この温度比差は、乗算器３６
および関数発生器３２の出力とともに、加算器３８に送
られる。加算器３８の出力は、実際の抽気弁位置に基づ
くと同時に実際の間隙制御弁の位置に基づいたエンジン
・コンフィギュレーションの定常状態温度比である。
前述の実施例においては、関数発生器３２，３４．５０
のそれぞれは、同一のエンジン運転パラメータＮ１Ｃ１
に応答する。これは必ずしも必要でない。例えば、関数
発生器３２および３４はＮ１Ｃ１に応答する一方、関数
発生器５０は低圧ロータ入口温度Ｔ２に対して修正され
たＮ２に応答してもよい。
のそれぞれは、同一のエンジン運転パラメータＮ１Ｃ１
に応答する。これは必ずしも必要でない。例えば、関数
発生器３２および３４はＮ１Ｃ１に応答する一方、関数
発生器５０は低圧ロータ入口温度Ｔ２に対して修正され
たＮ２に応答してもよい。
本発明が、その好ましい実施例に関して示され、かつ記
述されてきたが、当業者には、本発明の精神および範囲
から逸脱することなく、本発明の形態および細部におい
て種々の変更や省略がなされ得ることが理解されるはず
でおる。
述されてきたが、当業者には、本発明の精神および範囲
から逸脱することなく、本発明の形態および細部におい
て種々の変更や省略がなされ得ることが理解されるはず
でおる。
図面は、本発明の制御パラメータ合成装置を備えたツイ
ン・スプール・ガスタービンエンジンを示す概略および
ブロック図である。 １０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・低圧圧縮
機、１４・・・高圧圧縮機、１６・・・静翼、２８・・
・抽気弁、３０，３６，４４・・・計算器、３２，３４
，４６．５０・・・関数発生器、３８・・・加算器、４
０・・・乗算器、４２・・・進み遅れ補償器、４８・・
・アクチュエータ、５２・・・乗算器。
ン・スプール・ガスタービンエンジンを示す概略および
ブロック図である。 １０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・低圧圧縮
機、１４・・・高圧圧縮機、１６・・・静翼、２８・・
・抽気弁、３０，３６，４４・・・計算器、３２，３４
，４６．５０・・・関数発生器、３８・・・加算器、４
０・・・乗算器、４２・・・進み遅れ補償器、４８・・
・アクチュエータ、５２・・・乗算器。
Claims (7)
- （１）ガスタービンエンジンにおいて使用するための制
御パラメータを合成するための装置であって、 エンジン運転パラメータに応答し、ある予め選択された
基本コンフィギュレーションにおけるエンジン運転に対
する制御パラメータの値をシミュレートする第一の信号
を発生する第一の関数発生器手段と、 エンジン運転パラメータに応答し、前記基本エンジン・
コンフィギュレーションに対する前記制御パラメータの
値と前記基本コンフィギュレーションとは異なる第二の
予め選択されたエンジン運転コンフィギュレーションに
対する前記制御パラメータの値との差をシミュレートす
る第二の信号を発生する第二の関数発生器手段と、 前記第二の信号を操作し、実際のエンジン運転コンフィ
ギュレーションに対する前記制御パラメータの値の差を
シミュレートする第三の信号を作り出す手段と、 前記第一の信号と前記第三の信号とを合計し、前記実際
のエンジン運転コンフィギュレーションに対する前記制
御パラメータをシミュレートする第四の信号を作り出す
手段とを含んでなるガスタービンエンジン用制御パラメ
ータ合成装置。 - （２）前記第一、第二、第三および第四の信号は定常状
態のエンジン運転を示し、かつ前記第四の信号を操作し
て過渡エンジン運転に対して修正された制御パラメータ
を作り出す手段を含む特許請求の範囲第１項記載のガス
タービンエンジン用制御パラメータ合成装置。 - （３）前記第一および第二の関数発生器手段は、同一の
エンジン運転パラメータに応答する特許請求の範囲第１
項記載のガスタービンエンジン用制御パラメータ合成装
置。 - （４）低圧圧縮機および高圧圧縮機を有するツイン・ス
プール・ガスタービンエンジンにおいて、前記高圧圧縮
機の入口温度を合成するための制御システムであつて、 前記低圧圧縮機の回転速度を決定し、該回転速度を示す
信号を作り出す手段と、 前記低圧圧縮機の入口温度を決定し、該温度を示す信号
を作り出す手段と、 前記速度信号および前記入口温度に応答し、低圧圧縮機
入口温度に対して修正された低圧圧縮機速度を示す信号
を作り出す手段と、 前記修正された低圧圧縮機速度信号に応答し、ある予め
選択された基本コンフィギュレーションにおいて定常状
態で運転しているエンジンに対する高圧圧縮機入口温度
と低圧圧縮機入口温度との比をシミュレートする第一の
信号を発生する第一の関数発生器手段と、 前記修正された低圧ロータ速度信号に応答し、前記基本
コンフィギュレーションに対する前記温度比と前記基本
コンフィギュレーションとは異なる予め選択された第二
のコンフィギュレーションにおいて定常状態で運転して
いるエンジンに対する前記温度比との差をシミュレート
する第二の信号を発生する第二の関数発生器手段と、 前記第二の信号を操作し、実際のエンジン運転コンフィ
ギュレーションにおいて定常状態で運転しているエンジ
ンに対し前記基本コンフィギュレーションの温度比と前
記第二のコンフィギュレーションの温度比との差をシミ
ュレートする第三の信号を作り出す手段と、 前記第一および第三の信号を合計し、前記実際のエンジ
ン・コンフィギュレーションにおいて定常状態で運転し
ているエンジンに対する前記温度比をシミュレートする
第四の信号を作り出す手段と、 前記第四の信号によつて示される前記温度比に前記低圧
圧縮機入口温度を乗じて、定常状態における前記高圧圧
縮機の実際の入口温度をシミュレートする第五の信号を
発生する手段とを含んでなるガスタービンエンジン用制
御システム。 - （５）前記第五の信号に応答し、過渡エンジン運転に対
して修正された、シミュレートされた高圧圧縮機入口温
度を示す第六の信号を発生する第三の関数発生器手段を
含む特許請求の範囲第４項記載のガスタービンエンジン
用制御システム。 - （６）前記エンジンは前記高圧圧縮機において可変静翼
を含み、さらに、当該システムは、前記高圧圧縮機の速
度を決定し、該速度を示す信号を作り出す手段と、 前記高圧圧縮機速度信号と前記過渡エンジン運転に対し
て修正されたシミュレートされた高圧圧縮機入口温度と
に応答し、高圧圧縮機入口温度に対して修正された高圧
圧縮機速度をシミュレートする信号を作り出す手段と、 前記修正され、シミュレートされた高圧圧縮機速度信号
に応答し、前記静翼の所望の位置を示す位置信号を発生
する第四の関数発生器手段と、前記静翼に接続され、前
記位置信号に応答し、前記静翼を所望の位置に動かす駆
動手段とを有してなる特許請求の範囲第５項記載のガス
タービンエンジン用制御システム。 - （７）前記エンジンは前記圧縮機の１つから抽気するた
めの可変位置抽気弁手段を含み、前記基本エンジン・コ
ンフィギュレーションは前記弁手段が第一の量の抽気を
許す第一の位置にあるコンフィギュレーションであり、
前記第二のエンジン・コンフィギュレーションは前記弁
手段が前記第一の位置とは異なる第二の量の抽気を許す
第二の位置にあるコンフィギュレーションである特許請
求の範囲第６項記載のガスタービンエンジン用制御シス
テム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/683,904 US4594849A (en) | 1984-12-20 | 1984-12-20 | Apparatus for synthesizing control parameters |
| US683904 | 1991-04-11 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS61149529A true JPS61149529A (ja) | 1986-07-08 |
| JPH0580577B2 JPH0580577B2 (ja) | 1993-11-09 |
Family
ID=24745939
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60277084A Granted JPS61149529A (ja) | 1984-12-20 | 1985-12-11 | ガスタービンエンジン用制御パラメータ合成装置およびガスタービンエンジン用制御システム |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4594849A (ja) |
| EP (1) | EP0187115B1 (ja) |
| JP (1) | JPS61149529A (ja) |
| CA (1) | CA1240016A (ja) |
| DE (2) | DE187115T1 (ja) |
| IL (1) | IL77245A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0483142U (ja) * | 1990-11-30 | 1992-07-20 | ||
| JP2012511662A (ja) * | 2008-12-09 | 2012-05-24 | スネクマ | ターボジェットの流れ温度を推定する方法およびシステム |
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| US4785403A (en) * | 1986-05-02 | 1988-11-15 | United Technologies Corporation | Distributed flight condition data validation system and method |
| US4748804A (en) * | 1986-12-08 | 1988-06-07 | United Technologies Corporation | Inlet total temperature synthesis for gas turbine engines |
| US4765133A (en) * | 1986-12-08 | 1988-08-23 | United Technologies Corporation | Fuel control with smooth mode transition |
| US4773213A (en) * | 1986-12-08 | 1988-09-27 | United Technologies Corporation | Engine control with smooth transition to synthesized parameter |
| US4894782A (en) * | 1987-12-18 | 1990-01-16 | United Technologies Corporation | Diagnostic system for determining engine start bleed strap failure |
| US4928484A (en) * | 1988-12-20 | 1990-05-29 | Allied-Signal Inc. | Nonlinear multivariable control system |
| EP0412127B1 (en) * | 1989-02-27 | 1994-06-15 | United Technologies | Method and system for controlling variable compressor geometry |
| DE3940248A1 (de) * | 1989-04-17 | 1990-10-18 | Gen Electric | Verfahren und einrichtung zum regeln eines gasturbinentriebwerkes |
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| JPH07204664A (ja) * | 1994-01-21 | 1995-08-08 | Mitsubishi Constr Co Ltd | 上質水製造媒体及び上質水製造装置 |
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| GB0813413D0 (en) * | 2008-07-23 | 2008-08-27 | Rolls Royce Plc | A compressor variable stator vane arrangement |
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| US9777642B2 (en) | 2014-11-21 | 2017-10-03 | General Electric Company | Gas turbine engine and method of assembling the same |
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| EP3584429B1 (en) * | 2018-06-18 | 2021-03-31 | GE Avio S.r.l. | Control system and method for a turbopropeller engine based on inlet temperature sensing |
| US11486316B2 (en) | 2018-09-13 | 2022-11-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Method and system for adjusting a variable geometry mechanism |
| EP3968503A1 (en) * | 2020-08-31 | 2022-03-16 | General Electric Company | Turbomachine equipped with an embedded electric machine having a segmented and movable stator |
| US11828187B2 (en) * | 2020-10-23 | 2023-11-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Methods and systems for determining a synthesized engine parameter |
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| US4212161A (en) * | 1978-05-01 | 1980-07-15 | United Technologies Corporation | Simulated parameter control for gas turbine engine |
| US4228650A (en) * | 1978-05-01 | 1980-10-21 | United Technologies Corporation | Simulated parameter control for gas turbine engine |
| US4249238A (en) * | 1978-05-24 | 1981-02-03 | The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration | Apparatus for sensor failure detection and correction in a gas turbine engine control system |
| US4307451A (en) * | 1980-03-07 | 1981-12-22 | Chandler Evans Inc. | Backup control |
| US4414807A (en) * | 1980-12-08 | 1983-11-15 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for controlling a gas turbine engine |
-
1984
- 1984-12-20 US US06/683,904 patent/US4594849A/en not_active Expired - Lifetime
-
1985
- 1985-09-09 CA CA000490237A patent/CA1240016A/en not_active Expired
- 1985-12-06 IL IL77245A patent/IL77245A/xx unknown
- 1985-12-11 JP JP60277084A patent/JPS61149529A/ja active Granted
- 1985-12-18 DE DE198585630228T patent/DE187115T1/de active Pending
- 1985-12-18 DE DE8585630228T patent/DE3586489T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1985-12-18 EP EP85630228A patent/EP0187115B1/en not_active Expired - Lifetime
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|---|---|---|---|---|
| JPH0483142U (ja) * | 1990-11-30 | 1992-07-20 | ||
| JP2012511662A (ja) * | 2008-12-09 | 2012-05-24 | スネクマ | ターボジェットの流れ温度を推定する方法およびシステム |
Also Published As
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|---|---|
| DE187115T1 (de) | 1986-11-06 |
| IL77245A (en) | 1992-12-01 |
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| US4594849A (en) | 1986-06-17 |
| DE3586489D1 (de) | 1992-09-17 |
| EP0187115A2 (en) | 1986-07-09 |
| EP0187115B1 (en) | 1992-08-12 |
| EP0187115A3 (en) | 1988-08-17 |
| JPH0580577B2 (ja) | 1993-11-09 |
| CA1240016A (en) | 1988-08-02 |
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