JPS6132484B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は一般にガスタービン機関、更に具体
的に云えば、ガス・ターボフアン形の機関に於け
る推力を制御する装置に関する。

航空機の製造業者並びに運航に当たる者は、ガ
スタービン機関原動所で絞りを一杯にした時の制
御に強い関心を持つている。これは、例えば離陸
時動力が、高度並びに周囲温度に無関係に同じ絞
り位置に関連している様な制御動作である。現
在、大形の側路比（バイパス比）の大きいターボ
フアン形機関の動力制御は、パイロツトにとつて
簡単な仕事ではない。これは、主に周囲空気の温
度に応じて、並びに航空機のマツハ数及び高度に
応じて、いろいろな絞り位置で離陸時動力に達す
るからである。

実際には、ガスタービン機関は所定の平坦な推
力定格を持つものとして特徴づけられる。つま
り、機関の製造業者は、最大平坦推力定格点まで
の或る範囲の周囲入口温度にわたつて、所定量の
推力（定格推力と云う）を発生することを保証す
る。但し、パイロツトがフアン速度又は機関の圧
力比を操縦席で利用し得る定格チヤートによつて
定められた定格値に設定することは勿論である。
機関入口温度がこの予定の平坦推力定格点を越え
た時、タービンを過大温度から保護する為に、推
力を減らさなければならない。これは、所定の推
力では、タービン入口温度が機関入口温度と共に
上昇するからである。実際、絞り位置に対する機
関の動力感度は、機関に対する入口空気温度に応
じて大幅に変わり得る。例えば、暑い日には、パ
イロツトは定格の離陸時推力を得る為に、絞りを
その最大角度位置まで進めるのが典型的である。
寒い日には、同じ値の定格離陸時推力を得る為
に、動力てこは半分までしか進めなくてよい。そ
れ以上絞りを進めると、機関の補正回転速度が過
大になり、機関の部品に過大応力が加わる惧れが
ある。従つて、機関の部品に過大応力が加わらな
い様にする為には、環境条件が変化した時、パイ
ロツトは所定の機関の推力レベルを得る為に、動
力てこの位置を手動で調整しなければならない。
ガスタービン機関の推力能力は、大気の密度に正
比例して低下する傾向がある為、飛行機の高度の
変化に伴つて、この問題が更に複雑になる。パイ
ロツトの観点からずれは、入口温度、高度並びに
航空機のマツハ数の変化に関係なく、特定の機関
の動力定格が動力てこの角度目盛上の一定位置に
あることが望ましい。こうすれば、絞りの頻繁な
調節を現在必要とするパイロツトの作業も軽減さ
れる。

側路比の大きいターボフアン形のガスタービン
機関に対する従来のこの問題に対する解決策は、
フアン補正回転速度に比例する入力信号を受取る
電気的な調整制御装置を用いていた。従来の方式
の欠点を説明する前に、こゝでターボ流体機械の
物理的な回転速度と補正回転速度との違いを説明
しておくのが適切であると思われる。これは以下
の説明でも、両方の言葉を使うからである。物理
的な回転速度は、大抵の人がよく知つている回転
速度の絶対値であり、普通は例えば不動の基準枠
に対するフイート／秒（又はメートル／秒）数で
表わされる。補正速度は、相関性の為に使われる
ターボ流体機械の性能の数学的な表示で、ターボ
流体機械の性能に対する速度変動の影響と温度変
動の影響とを関係づけるものである。云い換えれ
ば、ターボ流体機械の物理的な速度でなく、補正
速度が、その性能を表わすものとなる。この補正
速度は物理的な速度を、標準日状態からの温度変
化を表わす係数で除した値に等しいと定義されて
いる。式で表わすと、補正速度は従来次の様に定
義されている。

こゝでＮ_Kは補正速度、Ｎが物理的な速度、θ
は機関入口温度（T₂）（゜Ｒ）／518.7である。

フアン補正速度を使う従来の電気的な調整制御
装置はこの問題を解決はしたが、コストが比較的
高く、機関の信頼性を或る程度犠性にしている。
更に、フアン補正速度は、機関が安定な状態で運
転されている時には、それ自体としてガス・ター
ボフアン機関に於ける推力を正確に表示するもの
であるが、機関の始動並びに加速の際は、フアン
の慣性が大きく、従つて独立に駆動されるコア・
エンジンに較べて回転加速度に遅れがある為、特
に役立つものではない。この為、始動並びに加速
の際、コア・エンジン速度の方が一層有用なパラ
メータであり、推力パラメータとして選んだ時、
これは簡単で、コストの安い、信頼性のあるガス
タービン機関推力制御装置を設計するのに役立
つ。然し、この発明以前には、フアン速度の代り
にコア・エンジン速度を推力を表わすものとして
利用することの経済的な利点は、ガス・ターボフ
アン機関に於ける推力と補正コア速度との間の相
関性の欠陥を埋合せるものではなかつた。その理
由は、コア・エンジン速度をコアの圧縮機の入口
温度に対して補正し（即ち、前述のθ補正係数の
分子が機関入口温度ではなく、コアの圧縮機の入
口温度であつた）、θの平方根巾が補正速度
（RPM）を平坦定格推力と適切に相関するもので
はなかつたからである。雨の形で水が入り込むこ
とによつても、この相関性が崩れる。きれはフア
ンに伴う或る温度上昇が、吸込んだ水を蒸気にす
る為に使われ、コア・エンジンの入口で測定した
温度が、フアンがした仕事を表わさないからであ
る。コア・エンジン速度が機関の始動並びに過渡
的な制御に必要であり、且つ定常状態の運転中は
それをフアン速度に相関させることが出来るか
ら、フアン速度制御装置の代りに、一層安いコス
トでフアン速度制御装置の動作上の大部分の利点
を持つ簡単で一層低廉なコア・エンジン速度制御
装置を開発することが出来る。

簡単に云うと、この発明の１実施例では、機関
の或る動作パラメータを感知し、独特な形でコ
ア・エンジン補正速度を計画するのに使う装置が
提供される。この発明では、補正速度は次の式で
表わす。

Ｎ_K＝Ｎ／θ^ｎ (2) こゝで従来のθの平方根の代りに、各々の特定
の機関の形式並びに各々の機関の入口温度に対し
て、ｎは、平坦定格温度（T₂）より低い機関入口
温度で平坦定格推力が得られる指数として計算す
る。この装置は、機関の既知の動作特性に基づい
て、動力てこの角度の関数としてコア・エンジン
補正要求速度を設定し、この補正要求速度を機関
入口圧力の独特な関数でバイアスして、高度に対
する補償をした補正要求信号を発生する。この
為、この装置は、高度に対する補償によつてバイ
アスされたことを別にすれば、定格入口温度より
低い機関のあらゆる入口温度で、（PLAによつて
要求される様に）推力が略一定に保つ。これより
高い温度では、装置が、機関入口温度に反比例す
るコア・エンジン補正要求速度を発生し、その結
果機関の推力が温度に対して反比例関係で減少
し、最高定格タービン入口温度を越えない様にす
る。更に装置は、機関の既知の数学的なモデルに
基づく補正係数と共に新規なコア・エンジン補正
速度を利用して、補正要求速度を物理的な要求速
度に関係づけ、これを加算装置で感知された物理
的な速度と比較する。これによつて誤差信号が生
ずれば、その誤差信号を普通の燃料制御装置で利
用して、誤差信号がゼロになるまで、燃料の流量
を調節する。

図面には、この発明の制御装置１０をガス・タ
ーボフアン・エンジン１２に用いた場合を示して
ある。この様なガスタービン機関は現在では周知
であるが、以下の説明を容易にする為、その動作
を簡単に説明する。簡単に云うと、この機関はコ
ア・エンジン１４、フアン１６及びフアン・ター
ビン１８で構成されると考えてよい。フアン・タ
ービン１８が軸２０によつてフアン１６に接続さ
れる。コア・エンジン１４が軸流圧縮機２２を含
み、この圧縮機が回転子２４を持つている。空気
が入口２６から入り、最初にフアン１６によつて
圧縮される。この圧縮空気の第１の部分が、コ
ア・エンジン１４とそれに外接するフアン・ナセ
ル３０によつて部分的に構成されたフアン側路
（バイパス）ダクト２８に入り、フアン・ノズル
３２から吐出される。圧縮空気の第２の部分が入
口３４に入り、軸流圧縮機２２によつて更に圧縮
され、その後燃焼器３６に吐出される。燃焼器３
６で燃料を燃焼して、タービン３８を駆動する高
エネルギ燃焼ガスを発生する。このタービン３８
が、ガス・ターボジエツト・エンジンで普通行な
われる様に、軸４０を介して回転子２４を駆動す
る。高温燃焼ガスがフアン・タービン１８を通過
して駆動し、このタービンがフアン１６を駆動す
る。この為、フアン１６がフアン側路ダクト２８
の空気をフアン・ノズル３２を介して吐出する作
用と、燃焼ガスが、プラグ４４によつて部分的に
構成されたコア・エンジン・ノズル４２から吐出
されることゝにより、推進力が発生される。上に
述べたのは、今日の多くのガスタービン機関の典
型であり、この発明を制約するものではない。以
下の説明から判る様に、この発明はあらゆるガス
タービン機関に適用することが出来、必ずしもこ
の特定の形式のガス・ターボフアン・エンジンに
制限されない。従つて図示の機関の動作について
上に述べたことは、この発明の１つの用例を例示
するにすぎない。

この発明では、燃焼器３６に対する燃料の流量
を最終的に制御することにより、コア・エンジン
１４の圧縮機２２の速度を変調することによつ
て、機関１２によつて発生される推進推力を制御
しようとする。燃料制御装置４６が、最初は動力
てこ４８の位置を決めるパイロツト入力の関数と
して、燃焼器３６に対して燃料を選択的に噴射す
る。然し、この発明では、機関１２の特定の動力
定格が、機関入口温度、高度並びにマツハ数の変
化に関係なく、動力てこの略一定の位置にあるよ
うにする。必要な場合、タービン３８の温度を実
質的に制限することにより、（パイロツトの誤り
による）重大な過大温度を防止する手段を設けて
ある。

制御装置１０の動作や、この発明の前述の目的
を達成する為にそれをどの様に使うかを説明する
前に、最初に制御パラメータの選び方と、それを
どの様に発生するかを説明する。前に述べた様
に、コア・エンジンの回転速度が好ましい制御パ
ラメータである。これは機関の過渡的な制御に既
に必要なものであり、過渡的及び定常状態の動作
を制御する為に同じパラメータを使えば、一層簡
単で一層低廉な制御装置が得られるからである。
然し、コア・エンジンの回転速度を使う場合の従
来の難点は、コア入口３４の温度θの平方根巾で
補正した時、この速度が、雨を吸込むことを含め
て、周囲のあらゆる動作条件の下で平坦定格推力
制御に適さないことであつた。

この発明を使うには、機関の独特な性能特性に
合う制御計画を設計することが必要である。云い
換えれば、ガス・ターボフアン・エンジンはモデ
ル毎に異なり、いずれも独特の性能特性を持つ部
品を持つている。この発明の制御装置１０を作る
際、これらの違いを考慮に入れることが出来る。
こゝで利用する方式は、機関の包括的な数字的な
モデルに頼る。機関の性能を予測する為に、計算
機プログラムの形でこの様なモデルを発生するこ
とは、ガスタービン機関の製造業者の長年の慣行
である。こういうモデルは、試験する機関又は部
品の結果を反映する様に、必要に応じて更新され
る。本質的には、この様な計算機モデルは、（例
えばフアン、圧縮機及びタービンの性能マツプの
様な）既知又は予想される部品モデルを相互接続
した１つの系を構成する。モデルの操作により、
他の動作特性を操作した時の１つ又は更に多く
の、関心が持たれる部品の動作を決定する為に、
パラメトリツク検査を行なうことが出来る。この
発明では、この計算機モデルが発明だと云うので
はない。この様なモデルへの作成は業界でこれ迄
に確立された慣行だからである。こゝでは、従来
この様なモデルが作成されており、普通の計算機
プログラミング方式を利用した将来の機関に対し
ても、引続いて作成されるであろうことを述べて
おけば十分である。

機関の定格とした又はしようとする予定の推力
レベル及びタービン温度レベルに於ける機関の性
能をシミユレートすることにより、制御計画の設
計において機関の数学的なモデルを使う。機関に
対する平坦推力定格は、コア・エンジンのタービ
ン温度の設計レベル、並びに普通の標準日温度
（T₂）より暑い予定の周囲機関入口温度（T₂）（以
下これを「曲り角日」と呼ぶ）でモデルを運転し
た時に発生される推力として決定する。使用中に
出合うと予想される最低入口温度まで、一連の低
い周囲機関入口温度でモデルを運転して平坦定格
推力（曲り角日に海面で設計タービン温度で得ら
れる）をシミユレートする。推力の代りに設計タ
ービン温度をパラメータとして使つて、曲り角よ
り高い周囲温度でもシミユレーシヨンを行ない、
その結果得られた、平坦定格値より低い推力レベ
ルを受理する。こういうシミユレーシヨンによつ
て得られたモデル・データを使つて、図示の３つ
の制御関数計画を設計する。

海面標準日条件並びに定格推力で数学的なモデ
ルから得られた結果を使つて、コア速度Ｎ_2Kに対
する１個の値を計算する（式(2)、及びN₂及びT₂
に対するモデルの結果を使う）。この独特な場
合、機関入口温度は518.7゜Ｒに等しく、θは1.0
に等しい。従つて、コア補正速度は、巾θに関係
なく、測定されたコアの物理的な速度に等しい。
曲り角より低い他の全てのT₂温度に於けるθの
所望の値は、式(2)を次の様に書き換えた式を使
い、これらの他の温度に於けるＮ_2Kのこの値を使
つて計算することが出来る。

ｎ＝log（Ｎ_２／Ｎ_２Ｋ）／log（Ｔ_２／５１８．７）
(3) 曲り角を越えるT₂に対するｎの値は特に重要
ではなく、曲り角に於けるｎを使うことが出来
る。ｎのこういう値から、下記の式によつて補正
係数Z₁を計算することが出来る。

Z₁＝（Ｔ_２／５１８．７）ⁿ (4) 即ち、Z₁は、特定の機関モデルで、518.7゜Ｒ
以外の機関入口温度で、物理的なコア速度及び補
正コア速度を関係づける補正係数である。この計
算は全て海面機関入口圧力で行なわれ、全ての高
度に対してｎを凍結する。Z₁とT₂の間のこの関
係を図示の関数発生器５０に持ち込む。こゝでZ₁
がT₂の関数である。従つて、発生器５０は、T₂
に応答して、Z₁に比例する信号を発生するカム又
は機械的なリンク機構を持つ関数発生器を表わ
す。

Z₁の計画が決定された後、関数発生器５２に対
する計画を設計する。この計画は、曲り角より高
いT₂に対してだけ作用する。この為、T₂及び高
度の幾つかのレベルで、数学的なモデルを使つ
て、離陸時動力データを求める。この場合タービ
ン温度が動力を制限する因子である。（即ち、設
計タービン温度がモデルに対する動力パラメータ
入力である。）機関の定格をそういう形にする場
合、この設計温度を高度又は機関入口圧力の関数
として入力することが出来る。N₂及びT₂に対す
るモデルのデータを使つて、又前に述べた様にし
て決定したｎの値を使つて、Ｎ_2K′の値（即ちＮ_2
K′＝Ｎ_２／Ｚ_１）を計算する。（ｎは海面で曲り角T₂
に対 して計算した値であつてよい。）Ｎ_2K′の値をT₂
の関数としてグラフに描き、関数発生器５２の計
画とする。

所望のパラメータ関係を作成する為の次の工程
はブロツク５６である。このブロツクは、高度の
関数として推力経過速度を発生する計画を持つ関
数発生器を表わし、タービンを過大温度から保護
する為に課せられた入口圧力の独特な関数とし
て、補正速度バイアス信号（ΔＮ_2K″）を発生す
る手段を有する。このΔＮ_2K″計画は典型的には
機関の製造業者と航空会社との間の交渉によつて
決まるが、ガスタービン機関の推力能力が大気密
度（これは高度に反比例する）に正比例して低下
する傾向を持つ事実を反映している。この傾向
は、あらゆる高度で航空機の推力対重量比を一定
に保つという目的に反するものであり、この推力
の低下分を回復する為に絞りを進めるのが望まし
いと思われよう。然し、タービンの寿命やその他
の経済的な因子並びに保守の観点から、関数発生
器５６で表わす様な折合いの計画が作られ、機関
の利用者と製造業者の両方が受理し得る様な予定
の形で、コア補正速度を増分的に変える。

関数発生器５６の計画は、数学的なモデルのデ
ータを使つて設計される。実際に使われた設計方
式は次の通りである。

イ 所望の離陸時高度の範囲内の幾つかの高度を
選択し、離陸時推力が平坦な定格（曲り角T₂
の値）になる最大のT₂の値を（各々の高度に
対して）決定する。

ロ これらの高度に対応するタービン温度の設計
値を使つて、こういう高度並びにT₂の値で数
学的なモデルを運転する。飛行速度はゼロか設
計飛行速度である。

ハ N₂及びT₂のモデルの値を使つて、各々の場
合に対してN₂／θⁿの値を計算する。

ニ この補正速度を機関入口圧力の関数としてグ
ラフに描き、このグラフの満足な表示となる計
画線又は曲線を引く。（これが離陸時動力に対
する所望の計画であるが、最大上昇動力を含む
設計上の折合いをつけなければならない。） ホ 最大上昇動力の為に、前掲の工程イ乃至ニの
手順全体を繰返す。上昇範囲にわたる各々の上
昇高度で、設計飛行速度、最大上昇曲り角T₂
並びにタービン温度に対する最大上昇設計値
（離陸時動力に対する場合より一層低いタービ
ン温度の値）で、モデルを運転する。

ヘ 離陸時及び最大上昇計画を比較し、離陸時及
び最大上昇のデータを数学的に最もよく代表す
る補正速度（Ｎ_2K）の差を選択する。最良のＮ
_2Kの差は、機関の使い方並びに設計目的の影響
を受ける。補正速度の差は、動力てこの差であ
り、関数発生器５４の計画中に含まれる。入口
圧力の関数としてのＮ_2Kの代表された計画が、
動力てこ計画に対する減数又は加数になる（設
計者の好みにより）。減数の大きさは、関心が
持たれる最高高度でゼロであり、差引く大きさ
は、関心が持たれる最低高度で最大である。

アイドリング状態から一杯の離陸時の状態まで
変化する推力を持つ一連の場合に対し、数学的な
モデルのデータを使つて、関数発生器５４の計画
を設計する。これらの場合は普通は航空機の速度
をゼロにして、標準日の海面で運転するのが普通
である。計画曲線５４が、当業者の周知の方法を
用いて、直線形推力に対して設計される。入力圧
力に対する減数計画の値をモデルのＮ_2Kの値に加
えて、Ｎ_2K″の計画５４の値を求める。

次に図面について、この発明の推力制御装置の
機能的な動作を詳しく説明する。機関の推力レベ
ルが動力てこ４８を通じてパイロツトによつて設
定される。このてこが、コアの圧縮機の物理的な
速度をθのｎ乗で除した値に比例する圧縮機の第
１の補正要求速度信号Ｎ_2K″を発生する関数発生
器５４の様な手段を作動する。この関数発生器
は、機械的なカム、電気的な関数発生器又はそれ
に相当する装置であつてよいが、前に述べた様に
PLAの関数として関数Ｎ_2K″を発生する様に作用
する。

機関入口圧力P₂が感知装置５８によつて測定さ
れる。感知装置５８は、機関の入口、又は機関に
入つて来る空気流と全体的に整合して機関の外側
に装着されたパイロツト・プローブと配管６０を
介して連通し、関数発生器５６の様な手段を作動
する。関数発生器５６は、高度及びマツハ数の関
数として、推力の定格変化を生ずる様な大きさ
の、補正速度信号の増分的な変化ΔＮ_2K″を発生
する。関数発生器５６も機械的なカム、リンク機
構又は同等の装置であつてよい。基本補正速度信
号Ｎ_2K″及び圧力に応じてバイアスした増分的な
補正速度ΔＮ_2K″を加算装置６２に送込み、平坦
定格補正要求速度を設定する。この為、関数発生
器５６及び加算装置６２が、平坦定格補正要求速
度を発生する様な予定の経過速度で、圧縮機の第
１の補正要求速度をバイアスする手段を構成す
る。

同時に機関の入口のラム空気温度T₂を感知装
置６４で測定する。感知装置６４は配管６６を介
して機関の入口と連通するが、これは密閉ガス圧
力動作原理に基づいて動作する標準型の温度測定
装置で構成することが出来る。感知装置６４が、
補正係数Z₁に比例する信号を発生する関数発生器
５０の様な手段を作動する。この関数発生器５０
も、機械的なカム、リンク機構又は電気的な関数
発生器であつてよいが、前に述べた様にT₂の関
数として、補正係数Z₁を発生する様に作用する。
T₂感知装置６４が、関数発生器５２の様な他の
手段をも作動し、T₂が平坦推力定格を越える様
な暑い日（即ち圭り角日を越える様な時）に、タ
ービン３８の温度を制限する為に計算した上限補
正速度Ｎ_2K′に比例する第２の信号を発生する。
関数発生器５２も、上に述べた様に信号を発生す
る機械的なカム、リンク機構又は電気的な関数発
生器で構成される。

上限補正速度Ｎ_2K′及び平坦定格補正要求速度
が夫々線７０，７２を介して小者選択装置６８の
様な手段に送られる。こゝで２つの補正速度信号
の内の小さい方を選択し、線７６を介して掛算器
７４に送る。前に述べた様に、補正係数Z₁は、標
準日以外の機関入口温度T₂で、コア・エンジン
の圧縮機の物理的な速度とコア・エンジンの圧縮
機の補正速度とを関係づける手段である。従つ
て、Z₁を線７８を介して掛算器７４の様な手段に
送り、そこで小者選択装置６８からの選択された
補正要求速度信号に乗じ、その積がコア・エンジ
ンに対する基準速度信号又は物理的な要求速度信
号になる。

コア・エンジンの実際の回転速度N₂が感知装
置８０によつて測定される。感知装置８０は配管
８２を介してコア・エンジンの圧縮機の回転子と
連通する。物理的な速度が、ガスタービン機関の
制御装置で普通行なわれる様に、線８３を介して
燃料制御装置４６に送られる。更に、物理的な要
求速度及び実際の物理的な速度が夫々線８６，８
８を介して加算装置８４に送られ、そこで比較さ
れる。その結果得られた速度誤差が線９０を介し
て燃料制御装置４６に送られ、誤差信号がゼロに
なるまで、配管９２を介して燃焼器３６に対する
燃料の流量を調節する。

以上説明したこの発明は、コア・エンジン速度
に依存する従来の方式と異なり、動作状態の全範
囲にわたつて、良好で一貫性のある絞り推力特性
をもたらす。この発明は、フアン入口温度に対し
て補正したコア・エンジン速度を使い、こうし
て、圧縮機の入口温度に対して補正した速度を使
うあらゆる制御装置に特有の、雨の吸込みによる
推力制御問題を回避する。更に、最大動力に対す
る動力てこの設定位置が常に定格一杯の絞り角度
位置に近い所で起り、他の動力定格はPLA目盛
上で大体一定の位置に近い所で起る様に、機関の
動力が自動的に制御される。

当業者であれば、広義にみたこの発明の範囲内
で、上に述べた構成にいろいろな変更を加えるこ
とが出来ることは明らかであろう。例えば、圧縮
機２２の吐出側の圧力は機関入口圧力P₂と相関さ
せることが出来るから、この発明はこの圧力を配
管９４を介して圧力感知装置５８に送る様にして
もよい。特許請求の範囲の記載は、この発明の範
囲内で可能なこの様な全ての変形を包括するもの
と承知されたい。

【図面の簡単な説明】

図はこの発明の制御装置の略図である。 主な符号の説明、２４…圧縮機、３６…燃焼
器、３８…タービン、４６…燃料制御装置、４８
…動力てこ、５８…圧力感知装置、６４…入口温
度感知装置、５０，５２，５４，５６…関数発生
器、６８…小者信号選択器、７４…掛算器、８０
…コア・エンジン回転速度感知装置。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 圧縮機、燃焼器及びタービンを持つと共に、
   機関入口温度、機関入口圧力及び圧縮機の物理的
   な回転速度に比例する信号を発生する手段、燃料
   制御装置及び各動力てこ角度で異なる所望の機関
   推力を選択する異なる角度設定ができる動力てこ
   を持つ形式のガスタービン機関の推力を制御する
   装置に於て、機関の入口圧力及び温度に合せて圧
   縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段を有
   し、前記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生す
   る手段が選択されたてこ位置の関数として第一の
   圧縮機の補正要求速度信号を発生する手段を含
   み、該信号は圧縮機の物理的な速度をθⁿで除し
   た値に比例し、ここで指数ｎは、予め選ばれた平
   坦な定格の入口温度より低い入口温度で、機関入
   口温度に無関係な平坦定格推力が得られる指数で
   あり、更に前記圧縮機の物理的な速度信号と前記
   圧縮機の物理的な要求速度信号を比較し、前記動
   力てこの選ばれた角度で所望の推力を保つ為に前
   記燃料制御装置に送られる誤差信号を生じる手段
   を含む装置。 ２ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、前
   記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段
   が、動力てこの角度の関数として圧縮機の補正要
   求速度信号を発生する手段と、高度と共に変化す
   る予定の推力定格計画を生ずる予定の入口圧力経
   過速度信号を発生する手段と、該経過速度信号に
   よつて前記圧縮機の補正要求速度信号をバイアス
   する手段とを有する装置。 ３ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、前
   記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段
   が、圧縮機の第１の補正要求速度を機関入口圧力
   の関数として予定の経過速度でバイアスして、高
   度と共に増加する平坦な定格の補正要求速度信号
   を発生する手段を有する装置。 ４ 特許請求の範囲３に記載した装置に於て、前
   記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段
   が、予定の最高レベルのタービン温度を生ずる機
   関入口温度の関数として、圧縮機の第２の補正要
   求速度信号を発生する手段を有する装置。 ５ 特許請求の範囲４に記載した装置に於て、前
   記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段
   が、前記圧縮機の平坦な定格の補正要求速度信号
   及び圧縮機の前記第２の補正要求速度信号の内の
   小さい方の量を選択する手段と、圧縮機の物理的
   な速度と海面標準日温度以外の機関入口温度に於
   ける圧縮機の補正速度を関係づける、機関入口温
   度の関数としての温度補正係数に比例する信号を
   発生する手段と、前記小さい方の圧縮機の補正速
   度信号と温度補正係数とを用いて、その関数とし
   ての圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手
   段とを有する装置。 ６ 圧縮機、燃焼室及びタービンを持つと共に、
   機関入口温度、機関入口圧力及び圧縮機の物理的
   な回転速度に比例する信号を発生する手段、燃料
   制御装置、及び各動力てこ角度で異なる所望の機
   関推力を選択する異なる角度設定ができる動力て
   こを持つ形式のガスタービン機関の推力を制御す
   る装置に於て、機関の入口圧力及び温度に合せて
   圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手段
   と、前記圧縮機の物理的な速度信号と前記圧縮機
   の物理的な要求速度信号に比例して、前記動力て
   この選ばれた角度で所望の推力を保つ為に前記燃
   料制御装置に送られる誤差信号に生じる手段を有
   し、前記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生す
   る手段が、圧縮機の物理的な速度と海面標準日温
   度以外の機関入口温度に於ける圧縮機の補正速度
   を関係づける、機関入口温度の関数としての温度
   補正係数信号を発生する手段と、動力てこの位置
   の関数であつて且つ機関入口圧力に関数として予
   定の経過速度によつてバイアスされた圧縮機の補
   正要求速度信号を発生する手段と、機関入口温度
   の関数として圧縮機の別の補正要求速度信号を発
   生する手段と、圧縮機の前記２つの補正要求速度
   信号の内の小さい方に選択する手段と、前記選択
   された小さい方の補正速度信号と前記温度補正係
   数とを用いて、その関数として圧縮機の物理的な
   要求速度信号を発生する手段とを有する装置。 ７ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、機
   関入口温度に比例する信号を発生する手段が温度
   感知装置である装置。 ８ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、機
   関入口圧力に比例する信号を発生する手段が、機
   関の入口に設けられた圧力感知装置である装置。 ９ 特許請求の範囲１に記載した装置に於て、機
   関入口圧力に比例する信号を発生する手段が、圧
   縮機の吐出部に設けられた圧力感知装置である装
   置。 １０ 特許請求の範囲３に記載した装置に於て、
   前記圧縮機の物理的な要求速度信号を発生する手
   段が、機関入口温度が推力平坦定格点を越えた
   時、タービンを過大温度から保護する為に、機関
   入口温度の関数として平坦な定格の補正要求速度
   信号を制限する手段をも有する装置。 １１ 圧縮機、燃焼器、タービン燃料制御装置及
   び機関の推力を選択するため多種の位置決めがで
   きる動力てこを持つ形式のガスタービン機関で、
   機関入口圧力及び温度の変化する値に対して推力
   を制御する方法に於て、 機関入口温度、機関入口圧力及び動力てこの位
   置に夫々比例する信号を発生し、 圧縮機の物理的な速度及び標準日温度以外の機
   関入口温度に於ける圧縮機の補正速度を関係づけ
   る、機関入口温度に比例する温度補正係数を発生
   し、 動力てこの選ばれた位置に比例し且つ機関入口
   圧力に比例する予定の経過速度によつてバイアス
   された圧縮機の補正要求速度を発生し、 機関入口温度に比例する圧縮機の別の補正要求
   速度を発生し、 圧縮機の前記２つの補正要求速度の内の小さい
   方を選択し、 選択された小さい方の速度及び温度補正係数を
   用いて、その関数として圧縮機の物理的な要求速
   度を発生し、 前記燃料制御装置に対する該信号を用いて圧縮
   機の物理的な回転速度を動力てこの一定位置に自
   動的に調節して、タービンを過大温度から保護す
   る為に課せられた限界内の変化する機関入口温度
   で選ばれた推力レベルを維持すると共に、機関入
   口圧力の変動に伴つて圧縮機の物理的な速度を変
   調して、高度と共に変化する推力定格計画を作る
   工程から成る推力制御方法。 １２ 特許請求の範囲１１に記載したガスタービ
   ン機関の推力制御方法に於て、圧縮機の物理的な
   速度を圧縮機の物理的な要求速度に略合う様に変
   調する工程を含むガスタービン機関の推力制御方
   法。