JPS6246229A - 可搬型実時間航空用エンジンシミユレ−タ - 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、航空用エンジンの電子制御装置の１制御機能
を確ル２ｖるために用いる可搬型実時間航空用エンジン
シミュレータに関づる。

〔従来の技術〕

第２図は、一般的な航空用エンジンの制０１１システム
の１例をｔｌ’！念的に示したブロック図でおり、電子
制御装置１、燃料制御装置２、航空用ガスタービンエン
ジン３が具備されて成る。係る航空用エンジンの制御シ
ステムの制御動作にＪ３いて、まず前記制ｊｌＤ装置１
は後述する処理を経て入力される各エンジンパラメータ
に対応した信号すなわち高圧ロータ回転数１３月、低圧
ロータ回転数信用、コンプレッサ入口温度信号、コンプ
レッサ出口圧力信号、排ガス温度信号等にもとづき前記
航空用ガスタービンエンジン３の適正な運転に足る燃料
流量を得るための燃料弁制御信号を算出するとともに、
該燃料弁制御信号を燃料制御装置２へ送出することによ
って該燃料制御装置２の燃料弁開度すなわち燃料弁位置
を制御する。該燃料制御装置２は、前記燃料弁開度に応
じて所望とする燃料流量を前記航空用ガスタービンエン
ジン３に供給すると共に、前記燃上４弁位置信号を前記
電子制御装置１に返送する。このようにして前記航空用
カスタービンエンジン３は上述した如くの適正なエンジ
ンレーティングで運転制御されることになる。

こうした運転制御状況に応じて、前記航空用カスタービ
ンエンジン３はその各エンジンパラメータに相応の変動
をきたすが、これら各エンジンパラメータの変動は当該
航空用ガスタービンエンジンの各所に配設されたセンサ
３０〜３４によって検出され、それぞれ高圧ロータ回転
数信号、低圧ロータ回転数信号、コンプレッサ入口温度
信号、コンプレッサ出口圧力信号、排カス温度信号とし
て前記電子制御装置１へ入力される。引き続き当該電子
制御装置１は、前記各エンジンパラメータ入力信号を上
述した如くの燃料流量制御シーケンス中に組み入れるよ
うな制御動作を行なっている。

係る航空用ガスタービンエンジン３の運転制御に用いら
れる電子制御装置１の開発にあたっては、最終目的でお
る対象となる航空用ガスタービンエンジン３の運転に至
る前に、当該対象航空用ガスタービンエンジン３の動的
および静的動作特性にもとづき前記電子制御装置］の総
合的な１ｌｌｉＩ］御機能を予め設定される模擬閉ルー
プシミュレーションによって確８りしておく必要がおる
。ここにいわゆる航空用エンジンの模擬実験装置（シミ
ュレータ）が必要となるが、この種の従来の装置は据付
型の筐体に収容された比較的大型のコンピュータで構成
される場合が多く、しかもハイドロメカニカル部（燃料
制御部）の制御動作を模擬するための専用のテストスタ
ンドと組合せ、前記対象エンジンの動作を模擬するため
のプログラム中に、当該対象エンジンと動的、静的動作
特性の一致するエンジンモデルを組込んで構成される複
雑かつ緻密なソフトウェアによって運用されるのが一般
的でおった。

〔発明が解決しようとする問題点〕

係る構成要件に伴なって上記従来の航空用エンジンのシ
ミュレータには、 ■　可搬性に乏しく、電子制御装置の制御機能チェック
に必たり場所的な制約を受ける。

■　ソフトウェアの変更、修正が容易に行なえないため
に、定型的な航空用エンジンのシミュレーションしかで
きず融通［生に富／υだ電子ｉ１ｉ＋制御装置の制１３
Ｈ１能チェックが行なえない。

■　専用のハイドロメカニカル用テストスタンドが必要
であり、組立てが複雑でかつ操作性も悪い。

という種々の問題があった。

（問題点を解決するための手段及び作用）そこで本発明
では、実際の航空用エンジンの動作を模擬するための模
擬演算処理部として例えば汎用デスクトップコンピュー
タを用いるとともに、燃料制御装置の制御動作を模擬す
る回路および前記模擬演算処理部によって算出される各
エンジンパラメータ模１疑出力を電子制御装置で処理可
能な信号に変換する複数のシグナルコンディショナを可
搬型のケースに収容し、該ケース内各構成回路と前記電
子制御）？首および模擬波１理部とを接続して前記航空
用エンジンの閉ループシミュレーションを構成すること
によって上記問題点を解決するようにしたものでおる。

〔実施例〕

以下本発明の実施例を添付図面にもとづいて詳細に説明
する。第１図は本発明の１実施例を示づブロック図であ
り、対象となる例えば航空用ガスタービンエンジンの閉
ループシミュレーションを行なうための可搬型実時間航
空用エンジンシミュレータ（以下単にシミュレータと略
す）４は、シグナルコンディショナ群４０および模擬演
算処理部４１から成り前記航空用ガスタービンエンジン
を運転制御する電子制御装置１と接続されている。

更に前記シミュレータ４を構成する要素のうちの前記シ
グナルコンディショナ！！￥４０（よ、実際の燃料制御
装置の制御動作を模擬する燃料制御装置模擬回路４００
および前記電子制御装置１と模擬演算処理部４１間で扱
われる後）ボする各信号に対づる適合信号への変換機能
を有するシグナルコンディショナ４０１〜４０６を具備
し、具体的にはこれら燃料制御装置模擬回路４００およ
びシグナルコンディショナ４０１〜４０６を、例えば可
Ｍｌｊ、型の小型ケースに収容した構成を有している。

また前記模擬演算処理部４１は前記燃料ｔｌ制御装首模
擬回路４００の出力で必るアナログ入力としての燃料弁
位置信号をディジタル変換して取込むアナログ入力イン
ターフェース４１０、この取込まれた燃料弁位置信号を
実際の航空用ガスタービンエンジンの模擬制御動作プロ
グラムに従って演算処理する演１理部４１１、該処理結
果をアナログ信号に変換して出力するアナログ出力イン
ターフェース４１２を具備した電子計線機から成り、具
体的には汎用デスクトップコンピュータを援用している
。尚、前記シグナルコンディショナ群４０と電子ｉＱ　
１３Ｈ１装置１および模擬演算処理部４１（よ、例えば
当該シグナルコンディショナ群４０の筐体内各回路から
遊動的に延設されたコード先端部にて相応のコネクタＣ
１〜Ｃ１３による接続が図られている。以下にその動作
を詳）ホづる。まず前記電子制御装置１は、前記シグナ
ルコンディショナ群４０の各シグナルコンディショナ４
０２〜４０６における後述する如くの処理を経て入力さ
れる各エンジンパラメータに対応する模擬信号すなわら
高圧ロータ回転数、低圧ロータ回転数、コンプレッサ入
口温度、コンプレッサ出口圧力、排ガス温度等の各模擬
信号にもとづき実際の燃料゛制御装置に与えるものと同
様の燃料弁制御信号を算出づるとともに、該燃料弁制御
信号を前記燃料制御ｊ［ＩＨ置換擬回路４００に入力さ
せる。

次いで前記燃料制御装置模擬回路４００は、前記燃料弁
制御信号に応じて、実際の燃料制御装置にあける動作を
模擬した特性で燃料弁位置模擬出力を発生するとともに
、この燃料弁位置、！ｔ２擬出力出力擬演算処理部４１
およびシグナルコンディショナ４０１へ送出する。ここ
で該シグナルコンディショナ４０１は、前記燃料制御装
置模擬回路４００から送出された燃料弁位置模擬出力を
実際の燃料制御装置で扱われるものと同特性の信号に変
換し、燃料弁位置模擬信号として前記電子制御装置１に
返送する。

一方、前記模擬演算処理部４１に送出された前記燃料弁
位置模擬出力は、アナログ信号としてまず前記アナログ
入力インターフェース４１０に入力されディジタル変換
された後、更に前記演算処理回路４１１へ入力される。

次いで当該演算処理回路４１１は、上記入力にもとづき
前記燃料弁位置模擬出力に対応した燃料流量を算出覆る
とともに、該算出された燃料流間と予め設定される実際
の航空用ガスタービンエンジンにあける制御動作の模擬
プログラム上に用意された当該航空用ガスタービンエン
ジンの動的および静的な持訃データとにもとづき経時的
な各エンジンパラメータの値をリアルタイム（実時間）
で算出する。

この算出結果は前記アナログ出力インターフェース４１
２を経てアナログ変換された後、それぞれ高圧ロータ回
転数、低圧ロータ回転数、コンプレッサ入口温度、コン
プレッサ出口圧力、排ガス温度の各模擬出力として前記
シグナルコンディショナＰ、ｆ−４０内の各シグナルコ
ンディショナ４０２〜４０６へ入力される。次いで当該
各シグナルコンディショナ４０２〜４０６は、前記入力
された各エンジンパラメータ模擬出力を前記実際の航空
用ガスタービンエンジンにおける各エンジンパラメータ
を検出すべく取付けられているセンサにて扱われる信号
と等しい特性の信号に変換し、それぞれ高圧ロータ回転
数、低圧ロータ回転数、コンプレッサ入口温度、コンプ
レッサ出口圧力、排カス温度の各模擬信号として前記電
子制υＩＩ装置１へ入力させる。

更に当該電子ル制御装置１は、前記入力された各エンジ
ンパラメータ、模擬信号にもとづき前記燃料制御装置模
擬回路４００へ送出する燃料弁制御信号を補正しつつ、
上述したシミュレータ４にあける閉ループシミュレーシ
ョンを絹１続さぜる。

このように本発明の可搬型実時間航空用エンジンシミュ
レータ４では、シグナルコンディショナ群４０を小型ケ
ースに収容し可搬型としたため、前記模擬演算処理部４
１としての汎用デスクコンピュータが用意されている任
意の場所で前記電子制御装置１に対する航空用エンジン
の閉ループシミュレータを構成することができる。尚、
上側では、前記可搬型の小型ケースに収容して成るシグ
ナルコンディショナ群４０を前記模擬演算処理部４１と
分離させ、コネクタＣ８〜Ｃ１３によって接続した後更
にコネクタＣ１〜Ｃ７により前記電子制御装置１に接続
する構成について述べたが、前記シグナルコンディショ
ナ群４０と模擬演算処理部４１とを一体とした場合にも
、従来の据付型のシミュレータに比べれば充分な可搬性
を保つことができる。

（発明の効果〕 以上説明したように本発明の可搬型実時間航空用エンジ
ンシミュレータによれば、実際の航空用エンジンの動作
を模擬するための模擬演１理部とりて例え（ｊ汎用デス
クトップコンピュータを用いるとともに、燃料制御装置
の制御動作を模擬する回路および前記模擬演算処理部に
よって締出される各エンジンパラメータ模擬出力を電子
制御装置で処理可能な信号に変換する複数のシグナルコ
ンディショナを可搬型のケースに収容し、該ケース内省
構成回路と前記電子制御装置および模擬演算処理部との
接続を図るよう構成したため、■　前記小型ケースと汎
用デスクトップコンピュータの組合せによってシミュレ
ータ機能か確立でき、可搬性に富むことから、電子制御
装置の機能チェックにあたり場所の制約が少なくて演む
。

■　簡略化されたソフトウェアにより運用でき、当該ソ
フトウェアの変更、修正も容易であることから、融通性
のおる機能チェックが行なえる。

■　電子回路により構成したハイドロメカニカル部（燃
料制御部）が具備され専用のハイドロメカニカル用テス
トスタンドが不用となることによって、組立てが簡略と
なるうえ操作性が向上する。

という優れた種々の効果を秦する。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. 電子制御装置から出力される燃料弁制御信号にもとづき
   実際の燃料制御装置の模擬制御動作を実行する燃料制御
   装置模擬回路と、該燃料制御装置模擬回路から出力され
   る燃料弁位置信号にもとづき予め設定された模擬プログ
   ラムに従った演算を施こすことにより実際の航空用エン
   ジンの模擬動作を実行する模擬演算処理回路と、該模擬
   演算処理回路から出力される前記航空用エンジンの各エ
   ンジンパラメータ模擬出力を実際の航空用エンジンパラ
   メータセンサに対応する特性の信号に変換して前記電子
   制御装置に入力する複数のシグナルコンディショナとを
   具備し、前記燃料制御装置模擬回路および複数のジクナ
   ルコンディショナを可搬型のケースに収容するとともに
   、当該ケース内各構成回路と前記電子制御装置および前
   記模擬演算処理回路との接続を図ることによって当該電
   子制御装置に対する航空用エンジンの閉ループシミュレ
   ーションを構成したことを特徴とする可搬型実時間航空
   用エンジンシミュレータ。