JPS6146655B2 - - Google Patents
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- JPS6146655B2 JPS6146655B2 JP52085160A JP8516077A JPS6146655B2 JP S6146655 B2 JPS6146655 B2 JP S6146655B2 JP 52085160 A JP52085160 A JP 52085160A JP 8516077 A JP8516077 A JP 8516077A JP S6146655 B2 JPS6146655 B2 JP S6146655B2
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- JP
- Japan
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- pressure
- temperature
- engine
- sensing
- fuel
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- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims description 57
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 16
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 claims description 14
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 claims description 6
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 claims description 2
- 239000003381 stabilizer Substances 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000003623 enhancer Substances 0.000 description 2
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/46—Nozzles having means for adding air to the jet or for augmenting the mixing region between the jet and the ambient air, e.g. for silencing
- F02K1/48—Corrugated nozzles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Regulation And Control Of Combustion (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Fluidized-Bed Combustion And Resonant Combustion (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は一般に航空機用機関、更に具体的に
云えば推力増進形ターボフアン機関に対する燃料
制御装置に関する。
云えば推力増進形ターボフアン機関に対する燃料
制御装置に関する。
アフター・バーナつき又はダクト燃焼形ターボ
フアン機関は、飛行体の飛行計画の或る部分での
運転中、ランブル（rumble）とも呼ばれる濃厚
不安定状態を起すことがあることが前から知られ
ている。
フアン機関は、飛行体の飛行計画の或る部分での
運転中、ランブル（rumble）とも呼ばれる濃厚
不安定状態を起すことがあることが前から知られ
ている。
濃厚不安定状態（rich instability）とは、一般
に燃焼装置の縦方向に起る圧力振動であつて、振
幅が構造上の損傷を招く程のレベルに達する様な
圧力振動を云う。この様な不安定な運転状態の
間、例えば失速、アフター・バーナの破裂又は機
械的な損傷と云う様な種々の望ましくない状態が
起ることがある。
に燃焼装置の縦方向に起る圧力振動であつて、振
幅が構造上の損傷を招く程のレベルに達する様な
圧力振動を云う。この様な不安定な運転状態の
間、例えば失速、アフター・バーナの破裂又は機
械的な損傷と云う様な種々の望ましくない状態が
起ることがある。
濃厚不安定状態は、高圧高温状態で起ることが
ある、周波数が一層高い横方向の圧力振動である
スクリーチ（screech）とはいろいろの点で異な
る。更に、スクリーチは化学量論的な燃料／空気
比の近くで起るのが普通であるが、濃厚不安定
は、燃料／空気比が0.02と云う位に小さい時に、
許容し難い程の大きさに達することがある。
ある、周波数が一層高い横方向の圧力振動である
スクリーチ（screech）とはいろいろの点で異な
る。更に、スクリーチは化学量論的な燃料／空気
比の近くで起るのが普通であるが、濃厚不安定
は、燃料／空気比が0.02と云う位に小さい時に、
許容し難い程の大きさに達することがある。
高い高度でマツハ数が小さい時、普通濃厚安定
限界と呼ばれる或る燃料／空気比より高くする
と、安定な燃焼を維持することが出来ないことが
知られている。即ち、特定の飛行状態で、高度に
高くしたり或いはマツハ数を下げたりすると、濃
厚安定限界が下がる。機関に対して機械的に損傷
及びに難を招く惧れのある前述の不安定状態を避
けるには、燃料／空気比を濃厚安定限界より低い
点に保つことが必要ある。
限界と呼ばれる或る燃料／空気比より高くする
と、安定な燃焼を維持することが出来ないことが
知られている。即ち、特定の飛行状態で、高度に
高くしたり或いはマツハ数を下げたりすると、濃
厚安定限界が下がる。機関に対して機械的に損傷
及びに難を招く惧れのある前述の不安定状態を避
けるには、燃料／空気比を濃厚安定限界より低い
点に保つことが必要ある。
従つて、この発明の目的は、推力増進形ターボ
フアン機関で安定な燃焼状態を維持することであ
る。
フアン機関で安定な燃焼状態を維持することであ
る。
この発明の別の目的は、ターボフアン機関の燃
料／空気比を濃厚不安定状態が存在しない様なレ
ベルに保つことである。
料／空気比を濃厚不安定状態が存在しない様なレ
ベルに保つことである。
この発明の別の目的は、燃焼装置の不安定な状
態を招かずに、推力増進形ターボフアン機関を高
い高度で低いマツハ数の条件下で運転出来る様に
することである。
態を招かずに、推力増進形ターボフアン機関を高
い高度で低いマツハ数の条件下で運転出来る様に
することである。
簡単に云うと、この発明の１面では、燃焼器の
入口に於ける温度並びに圧力を表わす温度並びに
圧力を測定する感知装置を設け、アフター・バー
ナの燃料計画をそれに応じて修正して、安定な燃
焼状態にとつて許容し得る様な燃料／空気比を保
つ。
入口に於ける温度並びに圧力を表わす温度並びに
圧力を測定する感知装置を設け、アフター・バー
ナの燃料計画をそれに応じて修正して、安定な燃
焼状態にとつて許容し得る様な燃料／空気比を保
つ。
この発明の別の面として、フアン入口温度及び
圧縮機吐出圧力を制御装置によつて感知し、フア
ン入口温度を利用して、それより低い所では不安
定が起りそうな、圧縮機吐出圧力の基準値を定め
る。次に感知された圧縮機吐出圧力を圧縮機吐出
圧力の基準値と比較する。燃料制御装置は、この
差に比例する分だけ、燃料の流量を少なくする様
にバイアスされている。この削減量は、計画によ
る燃料の流量限界が一定レベルより下がらない様
にすることによつて、制限される。
圧縮機吐出圧力を制御装置によつて感知し、フア
ン入口温度を利用して、それより低い所では不安
定が起りそうな、圧縮機吐出圧力の基準値を定め
る。次に感知された圧縮機吐出圧力を圧縮機吐出
圧力の基準値と比較する。燃料制御装置は、この
差に比例する分だけ、燃料の流量を少なくする様
にバイアスされている。この削減量は、計画によ
る燃料の流量限界が一定レベルより下がらない様
にすることによつて、制限される。
第１図に、ターボフアン機関１１に用いたこの
発明の制御装置１０が示されている。機関１１
は、コア・エンジン１２を持ち、その支持構造又
はケーシング１３が環状フアン・ケーシング１４
の下流側の端の中に突出し、それと協働してその
間に排気ダクト１６を形成する。コア・エンジン
１２は、入口２２を持つコア・エンジンの環状の
流路２１に沿つて、流れに直列に配置された圧縮
機１７、燃焼器１８及びタービン１９で構成され
る。圧縮器１７及びタービン１９が夫々回転子部
分２３，２４を持ち、これらが相互接続され、コ
ア・エンジンの回転子２６となる。
発明の制御装置１０が示されている。機関１１
は、コア・エンジン１２を持ち、その支持構造又
はケーシング１３が環状フアン・ケーシング１４
の下流側の端の中に突出し、それと協働してその
間に排気ダクト１６を形成する。コア・エンジン
１２は、入口２２を持つコア・エンジンの環状の
流路２１に沿つて、流れに直列に配置された圧縮
機１７、燃焼器１８及びタービン１９で構成され
る。圧縮器１７及びタービン１９が夫々回転子部
分２３，２４を持ち、これらが相互接続され、コ
ア・エンジンの回転子２６となる。
低圧回転子２７が、コア・エンジンの回転子２
６から独立して回転する様に、ケーシング１３に
よつて適当に支持されていて、フアン回転子２８
と、低圧タービン３１の回転子部分２９とを含
む。フアン回転子が、コア・エンジンの流路の入
口２２より上流側で、それから大体半径方向に伸
びる複数個のフアン羽根３２を持つているが、圧
縮機１７に送出す前に空気を加圧する為、コア・
エンジンの流路２１を横切つて伸びる複数個の昇
圧段（図に示してない）を含んでいてもよい。
６から独立して回転する様に、ケーシング１３に
よつて適当に支持されていて、フアン回転子２８
と、低圧タービン３１の回転子部分２９とを含
む。フアン回転子が、コア・エンジンの流路の入
口２２より上流側で、それから大体半径方向に伸
びる複数個のフアン羽根３２を持つているが、圧
縮機１７に送出す前に空気を加圧する為、コア・
エンジンの流路２１を横切つて伸びる複数個の昇
圧段（図に示してない）を含んでいてもよい。
低圧タービンの下流側にアフター・バーナ３４
があり、これが燃料マニホルド３７及び燃料噴射
器３６を介してアフター・バーナに燃料を導入す
ることにより、装置に付加的な推力並びにエネル
ギを持たせる。この燃料はアフター・バーナ燃料
制御装置３８によつて計量される。この燃料制御
装置３８は、多数の入力（図に示してない）に応
答して、推力増進器に対する燃料の流量を所望の
量並びに割合で計画を立てる様に自動的に動作す
る。
があり、これが燃料マニホルド３７及び燃料噴射
器３６を介してアフター・バーナに燃料を導入す
ることにより、装置に付加的な推力並びにエネル
ギを持たせる。この燃料はアフター・バーナ燃料
制御装置３８によつて計量される。この燃料制御
装置３８は、多数の入力（図に示してない）に応
答して、推力増進器に対する燃料の流量を所望の
量並びに割合で計画を立てる様に自動的に動作す
る。
この発明では、不安定状態が起り得る期間の
間、即ち、高い高度並びに低いマツハ数で運転す
る期間の間、安定化装置３９を用いて燃料制御装
置３８をバイアスする。フアン・ケーシング１４
の中に感知装置４１を取付け、フアン入口温度を
感知することが出来る様にし、安定化装置３９に
対して線４２を介して信号を送る。同様に、感知
装置４３が圧縮機吐出圧力の表示を線４４を介し
て供給する。これらの２つの入力信号に応答し
て、安定化装置が燃料制御装置３８をバイアス
し、アフター・バーナに対する燃料の流量が濃厚
安定限界を越えない様にする。
間、即ち、高い高度並びに低いマツハ数で運転す
る期間の間、安定化装置３９を用いて燃料制御装
置３８をバイアスする。フアン・ケーシング１４
の中に感知装置４１を取付け、フアン入口温度を
感知することが出来る様にし、安定化装置３９に
対して線４２を介して信号を送る。同様に、感知
装置４３が圧縮機吐出圧力の表示を線４４を介し
て供給する。これらの２つの入力信号に応答し
て、安定化装置が燃料制御装置３８をバイアス
し、アフター・バーナに対する燃料の流量が濃厚
安定限界を越えない様にする。
第２図は典型的な飛行地図の濃厚不安定領域を
示しているが、この図を見れば、高度が高くマツ
ハ数が小さい状態で、不安定が起ることが判る。
曲線Ａは、その点より右側の領域が、安定性を保
つ為にアフター・バーナに対する燃料流量計画を
下げる必要がない飛行状態を表わす様な点の軌跡
である。曲線Ｂは、その点より左側の領域が、最
大燃料／空気比を十分に削減しないと、アフタ
ー・バーナが不安定になる様な飛行状態を表わす
点の軌跡である。曲線Ａ及びＢの間の区域が、前
に述べた装置で感知された圧力並びに温度に応答
して、安定化装置によつて燃料／空気比を部分的
に削減する必要がある区域である。
示しているが、この図を見れば、高度が高くマツ
ハ数が小さい状態で、不安定が起ることが判る。
曲線Ａは、その点より右側の領域が、安定性を保
つ為にアフター・バーナに対する燃料流量計画を
下げる必要がない飛行状態を表わす様な点の軌跡
である。曲線Ｂは、その点より左側の領域が、最
大燃料／空気比を十分に削減しないと、アフタ
ー・バーナが不安定になる様な飛行状態を表わす
点の軌跡である。曲線Ａ及びＢの間の区域が、前
に述べた装置で感知された圧力並びに温度に応答
して、安定化装置によつて燃料／空気比を部分的
に削減する必要がある区域である。
次に第３図に示した安定化装置３９について更
に詳しく説明すると、この安定化装置が代表的な
燃料制御装置３８に応用され、それと一緒に作用
する。燃料制御装置では、推力増進器に対する燃
料の流量を予定の計画に従つて制御する。
に詳しく説明すると、この安定化装置が代表的な
燃料制御装置３８に応用され、それと一緒に作用
する。燃料制御装置では、推力増進器に対する燃
料の流量を予定の計画に従つて制御する。
この様な制御では、フアン入口温度Ｔが機関入
口の空気流の中に設けた温度感知装置４１によつ
て決定され、その関数として最大電圧計画４６が
発生される。この結果得られる信号Ｖrefを比較
器４７によつて、計量弁４８からの饋還電圧Ｖと
比較する。計量弁４８の作用は、アフター・バー
ナに送られる燃料の量を変調することである。こ
の結果、比較器４７から得られる誤差信号を増幅
器４９に送込み、増幅した電流を使つてトルク・
モータ５１を駆動する。トルク・モータ５１がサ
ーボ弁５２を駆動し、このサーボ弁計量弁４８の
一方又は他方の端に燃料を送込む。この時計量弁
４８が誤差を是正する様に動く。計量弁の位置が
直線形可変差動変圧器（LVDT）５０によつて感
知され、その出力を復調して、比較器４７に対す
る饋還電圧Ｖを発生する。この為、推力増進が最
大の時、計量弁の位置は、推力増進器の燃料制御
装置３８によつて定められた基準電圧レベルによ
つて決定される値に保たれる。
口の空気流の中に設けた温度感知装置４１によつ
て決定され、その関数として最大電圧計画４６が
発生される。この結果得られる信号Ｖrefを比較
器４７によつて、計量弁４８からの饋還電圧Ｖと
比較する。計量弁４８の作用は、アフター・バー
ナに送られる燃料の量を変調することである。こ
の結果、比較器４７から得られる誤差信号を増幅
器４９に送込み、増幅した電流を使つてトルク・
モータ５１を駆動する。トルク・モータ５１がサ
ーボ弁５２を駆動し、このサーボ弁計量弁４８の
一方又は他方の端に燃料を送込む。この時計量弁
４８が誤差を是正する様に動く。計量弁の位置が
直線形可変差動変圧器（LVDT）５０によつて感
知され、その出力を復調して、比較器４７に対す
る饋還電圧Ｖを発生する。この為、推力増進が最
大の時、計量弁の位置は、推力増進器の燃料制御
装置３８によつて定められた基準電圧レベルによ
つて決定される値に保たれる。
この発明では、前に述べた最大電圧計画を、濃
厚安定限界回路３９のΔＶ出力によつて下方にバ
イアスする。この安定化装置３９が、フアンの入
口に入る空気の温度を表わす温度入口信号Ｔを受
取る。この時、温度入力に応答して圧力基準計画
５３が発生され、その結果得られる信号Ｐerf
が、飛行地図上で、それより上方では最大燃料／
空気比が禁止される線を表わす。同時に、圧縮機
吐出圧力を表わす圧力信号Ｐが感知装置４３から
得られ、この信号Ｐと基準信号Ｐrefとが比較器
５４に送られて、誤差信号ΔＰを発生する。この
時選択回路５６が正の信号を負の信号から識別
し、実際の圧力信号Ｐが基準信号Ｐrefより低い
様な信号だけを通過させる。このΔＰ信号に利得
を乗じ（５７で）、対応するΔＶ信号を求める。
次にΔＶ信号が比較器５５及び選択器５９に印加
され、そのまゝでは装置が不安定になる様に状態
の下で、信号Ｖrefを下げる様に、最大電圧計画
を修正する。
厚安定限界回路３９のΔＶ出力によつて下方にバ
イアスする。この安定化装置３９が、フアンの入
口に入る空気の温度を表わす温度入口信号Ｔを受
取る。この時、温度入力に応答して圧力基準計画
５３が発生され、その結果得られる信号Ｐerf
が、飛行地図上で、それより上方では最大燃料／
空気比が禁止される線を表わす。同時に、圧縮機
吐出圧力を表わす圧力信号Ｐが感知装置４３から
得られ、この信号Ｐと基準信号Ｐrefとが比較器
５４に送られて、誤差信号ΔＰを発生する。この
時選択回路５６が正の信号を負の信号から識別
し、実際の圧力信号Ｐが基準信号Ｐrefより低い
様な信号だけを通過させる。このΔＰ信号に利得
を乗じ（５７で）、対応するΔＶ信号を求める。
次にΔＶ信号が比較器５５及び選択器５９に印加
され、そのまゝでは装置が不安定になる様に状態
の下で、信号Ｖrefを下げる様に、最大電圧計画
を修正する。
以上、燃焼器の圧力並びに温度に関係する変数
を感知し、状態が予測される不安定限界に近づい
た時、燃料／空気比を制限して最大値を下げる装
置並びに方法を説明した。当業者であれば、この
発明の広義の考えが、これ以外の種々の方法並び
に装置によつて達成されることが理解されよう。
例えば、フアン入口温度及び圧縮機吐出圧力を感
知する代りに、他の温度及び圧力を感知し、それ
らを特定の機関方式と相関させる方が望ましいこ
とがある。即ち、圧縮機の吐出空気の温度を感知
してもよいし、或いはフアンの入口の圧力、又は
アフター・バーナの実際の入口の温度及び圧力を
感知してもよい。圧力及び温度感知装置について
上に説明した特定の場所は、現在の機関に於ける
便宜の点から例示したものに過ぎない。
を感知し、状態が予測される不安定限界に近づい
た時、燃料／空気比を制限して最大値を下げる装
置並びに方法を説明した。当業者であれば、この
発明の広義の考えが、これ以外の種々の方法並び
に装置によつて達成されることが理解されよう。
例えば、フアン入口温度及び圧縮機吐出圧力を感
知する代りに、他の温度及び圧力を感知し、それ
らを特定の機関方式と相関させる方が望ましいこ
とがある。即ち、圧縮機の吐出空気の温度を感知
してもよいし、或いはフアンの入口の圧力、又は
アフター・バーナの実際の入口の温度及び圧力を
感知してもよい。圧力及び温度感知装置について
上に説明した特定の場所は、現在の機関に於ける
便宜の点から例示したものに過ぎない。
第１図はこの発明を利用するのに適当な形式の
推力増進形ターボフアン機関の略図、第２図は典
型的な飛行地図の濃厚不安定領域を示すグラフ、
第３図はこの発明の安定化装置の１実施例を用い
た燃料制御装置のブロツク図である。 主な符号の説明、３４：アフターバーナ、３
８：燃料制御装置、３９：安定化装置、５５：比
較器。
推力増進形ターボフアン機関の略図、第２図は典
型的な飛行地図の濃厚不安定領域を示すグラフ、
第３図はこの発明の安定化装置の１実施例を用い
た燃料制御装置のブロツク図である。 主な符号の説明、３４：アフターバーナ、３
８：燃料制御装置、３９：安定化装置、５５：比
較器。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ ジエツト機関の予定の動作パラメータに応答
してジエツト機関燃焼装置に対する燃料／空気比
の計画を立てる燃料制御装置に於て、 (イ) 前記燃焼装置内の空気圧力を表わす圧力を感
知する手段４３と、 (ロ) 前記燃焼装置内の空気温度を表わす温度を感
知する手段４１と、 (ハ) 感知された前記温度に応答して、機関の動作
パラメータの１つとして燃焼器の濃厚安定限界
を表わす計画を発生する手段４６と、 (ニ) 機関の動作を濃厚安定限界内に保つために、
感知された前記圧力及び前記温度の両方に応答
して前記燃料／空気比計画を修正する手段３９
とを有する燃料制御装置。 ２ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、ジエツト機関が圧縮機を含み、前記圧力感
知手段が前記圧縮機の吐出端に設けられている燃
料制御装置。 ３ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、ジエツト機関が圧縮機を含んでおり、前記
温度感知手段が前記圧縮機の前方に設けられてい
る燃料制御装置。 ４ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、ジエツト機関の入口を含み、前記温度感知
手段がジエツト機関の入口内に設けられている燃
料制御装置。 ５ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、前記燃焼装置がアフター・バーナを有する
燃料制御置。 ６ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、前記修正手段が前記温度感知手段に応答し
て圧力計画を発生する手段を含んでいる燃料制御
装置。 ７ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、発生された圧力計画を感知された圧力と比
較する比較手段を有する燃料制御装置。 ８ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、前記計画を発生する手段が前記温度を感知
する手段に応答して作動する燃料制御装置。 ９ 特許請求の範囲１に記載した燃料制御装置に
於て、前記計画を発生する手段が圧縮機吐出圧力
に関して計画を発生する燃料制御装置。 １０ 特許請求の範囲９に記載した燃料制御装置
に於て、前記濃厚安定限界内に保つ手段が前記計
画を前記圧力を感知する手段の出力と比較する手
段を含む燃料制御装置。 １１ 機関の或る動作パラメタに応答して燃焼装
置に対する燃料／空気比の計画を立てる形式の燃
料制御装置を安定化する方法に於て、 (イ) 燃焼装置内の空気圧力を表わす圧力を感知
し、 (ロ) 燃焼装置内の空気温度を表わす温度を感知
し、 (ハ) 感知された前記温度に応答して、燃焼器の濃
厚安定限界を表わす計画を発生し、 (ニ) 機関の動作を前記濃厚安定限界内に保つため
に、感知された前記圧力及び前記温度の両方に
応答して燃料／空気比計画を修正する工程から
成る方法。 １２ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、圧力を感知する工程が、燃料装置の上流側で
圧力を感知することによつて行われる方法。 １３ 特許請求の範囲１１に記載した方法い於
て、感知される圧力が機関の圧縮機の吐出圧力で
ある方法。 １４ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、感知される温度が機関の入口に於ける温度で
ある方法。 １５ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、燃焼装置が機関のアフター・バーナである方
法。 １６ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、機関の動作を濃厚安定限界内に保つ工程が、
感知された温度に応答して圧力計画を発生する工
程を含む方法。 １７ 特許請求の範囲１６に記載した方法に於
て、機関の動作を濃厚安定限界内に保つ工程が、
発生された計画を感知された圧力と比較する工程
を含む方法。 １８ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、前記計画を発生する工程が前記温度を感知す
る工程に応答して行なわれる方法。 １９ 特許請求の範囲１１に記載した方法に於
て、前記計画を発生する工程が圧縮機吐出圧力計
画を生じる方法。 ２０ 特許請求の範囲１９に記載した方法に於
て、前記濃厚安定限界内に保つ工程が前記計画
を、前記燃焼装置の空気圧力を表わす圧力と比較
する工程を含む方法。 ２１ 機関の予定の動作パラメータに応答してア
フター・バーナに対する燃料の流量計画を立てる
燃料制御装置に於て、 (イ) アフター・バーナ内の圧力を表わす圧力を感
知パラメタと、 (ロ) アフター・バーナ内の温度を表わす温度を感
知する手段と、 (ハ) 感知された前記温度に応答して、機関の動作
パラメータの１つとして燃焼器の濃厚安定限界
を表わす計画を発生する手段と、 (ニ) 機関の動作を濃厚安定限界内に保つために、
感知された前記圧力及び前記温度の両方に応答
して燃料流量計画を修正する手段とを有する燃
料制御装置。 ２２ 特許請求の範囲２１に記載した方法に於
て、圧力感知手段が圧縮機の吐出圧力を測定する
燃料制御装置。 ２３ 特許請求の範囲２１に記載した方法に於
て、温度感知手段が機関の入口温度を測定する燃
料制御装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/733,093 US4128995A (en) | 1976-10-18 | 1976-10-18 | Method and apparatus for stabilizing an augmenter system |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5351323A JPS5351323A (en) | 1978-05-10 |
| JPS6146655B2 true JPS6146655B2 (ja) | 1986-10-15 |
Family
ID=24946199
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8516077A Granted JPS5351323A (en) | 1976-10-18 | 1977-07-18 | Device and method for fuel control |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4128995A (ja) |
| JP (1) | JPS5351323A (ja) |
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