JPS63150435A

JPS63150435A - ガスタービンエンジンの制御装置及び方法

Info

Publication number: JPS63150435A
Application number: JP62304384A
Authority: JP
Inventors: レオン　クラコスキー; リチャード　エフ　ラプラッド
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: RTX Corp
Priority date: 1986-12-08
Filing date: 1987-12-01
Publication date: 1988-06-23
Anticipated expiration: 2012-07-23
Also published as: JP2633272B2; EP0274340B1; DE3763656D1; EP0274340A3; US4765133A; CA1275719C; EP0274340A2

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ガスタービンエンジンのエンジンυ１ｍシステ
ム及び方法に関する。

従来の技術ガスタービンエンジンの燃料制御システムはエンジン排
気圧のエンジン空気取入口全圧に対する比Ｐｓ／Ｐｚで
定義されるエンジン圧力比（ＥＰＲ）の如きエンジンパ
ラメータにもとづいて）１ル一プ動作を行なう。すなわ
ち、望ましいあるいは基準のＥＰＲがスロットル設定状
態及び周囲の大気状態にもとづいて計算されてエンジン
の実際のＥＰＲと比較され、その結果に応じて燃料供給
量がＥＰＲの誤差をＵ口にするように変化される。

基準ＥＰＲあるいは実際のＥＰＲの計算に必要な信号の
いずれかが検出できないような場合には制御ｔａ１作は
別の制御モード、例えばエンジンが２軸ガスタービンエ
ンジンであるような場合は低圧コンプレッサの速度Ｎ１
に球いてなされることを余儀なくされる。このような場
合、Ｎ１の基準値（ＮＩＲＥＦ＞が大気状態及びスロッ
トル設定状態にもとづいて計算される。このＮＩＲＥＦ
は実際のＮＩと比較され、その結果に応じて燃料供給量
がＮ１とＮＩＲＥＦとの誤差をピロにするように変化さ
れる。しかし、これらの巽なった基準値の特性は異なっ
ているため制御モードの切換えに際しエンジン速度が一
時的に急変する可能性がある。これを「バンブ」と称す
る。バンブは航空機のパイロットや乗客に不安を与える
ばかりでなくエンジンの動作状態を変化させている際、
例えばパイロットが緊急にエンジン出力を全開にしてい
るような際に生じるとエンジンが期待通りに応答せず危
険な状態を生じさせる。

ユナイテッド　チクノロシーズ　コーポレーションのプ
ラット　アンド　ホイットニ一部門が製造しているＰＷ
２０３７形２軸エンジンではかかるＩＩＩ御モードの変
化が生じた場合に新たな基準パラメータを故障の瞬間に
故障した基準パラメータの値に適合させることによりバ
ンブを除去している。より詳細には、ＥＰＲが主モード
でありＮＩがバックアップモードである場合ＥＰＲに基
いた制御動作がなされている間Ｎ１の値を連続的にモニ
タし、ＥＰＲ制御モードが故障すると故障の直前のＮ１
の値を制御に使い、ＮＩＲＥＦの値をこのＮＩの値に等
しくなるように適合させる。ＥＰＲ制御モードが故障（
た直後の望ましいＮ１の値（すなわち適合されたＮＩＲ
，ＥＦのｌａ）が故障前のＮ１の値とはり同じであれば
バンブは事実上除去される。これはエンジンが定常状態
で動作している際にあるいはゆっくりした加減速動作を
している際にＥＰＲＮｔｌｊモードが故障した場合に相
当する。一方ＥＰＲ制御モードの故障がエンジンが大き
く状態を変化させ始めるあたりで生じると、ＥＰＲＩＩ
ＪｉｌＢモードの故障が生じた時点におけるエンジン速
度と、ＥＰＲ１ｌｌｔｌｌモードの故障が生じた時点に
おける新たなスロットル設定位置におけるＥＰＲに対応
した望ましいエンジン速度（ＮＩＲＥＦ）とが大きく異
なるためバンブは除去されずに残る。これに応じてフォ
ールトロジックが過大な補償を行ないその結果エンジン
推力が大きく低下してしまう。

発明が解決しようとする問題点そこで本発明の−の目的はガスタービンエンジンの制御
モードを第１のエンジンパラメータにもとづいたモード
から別のエンジンパラメータにもとづいたモードに切換
える際切換えに伴って生じるエンジン動作への影響が最
小化されるガスタービンエンジンの燃料制御システム及
び方法を提供するにある。

本発明の別の目的はガスタービンエンジンの制御モード
を−の制御モードから他の制御モードにエンジンが加減
速動作している最中においてもエンジン動作への影響が
最小になるように移行させることのできるガスタービン
エンジンの燃料制御システム及び方法を提供するにある
。

問題点を解決するための手段要約すると、本発明は燃料流量をエンジン圧力比の如き
主パラメータの関数である計画値（スケジュール）−に
もとづいて制御し、主パラメータモードでの制御動作が
不安定になった場合には圧縮機速度の如き副パラメータ
の関数である別の計画値にもとづいて制御に切換えるガ
スタービンエンジンの割り装置を提供する。制御モード
をａ１パラメータにもとづいた制御に切換える場合、副
パラメータの計画値は主パラメータの最後に得られた良
好な値に等しくなるようにトリムを加えられて下方修正
され、これにより制御モードが切換えられる際のエンジ
ン出力レベルの急変が回避される。

下方修正のためのトリム同は限られている。すなわち、
主制御モードでの制御Ｉ！Ｉ］作がエンジンが過渡的動
作をしている最中に故障した場合、下方修正のためのト
リム皇は副パラメータの基準値の計画値と主制御モード
が故障する直前に主パラメータと副パラメータとの間に
成立する既知の圏係にもとづいて冥１算された副パラメ
ータの計算値との差に等しくなるように制限される。こ
のように下方修正のためのトリムｍを１限することによ
りエンジンが過渡的動作をしている最中に制御モードの
切換えが生じた場合でも主制御モードから副制御モード
への移行は滑らかに行なわせることが可能になる。

作用本発明によるガスタービンエンジンの制御装置は燃料流
量を主パラメータ４画値に基づいて制御し、主パラメー
タを信頼性をもって決定することができなくなるとＤ１
パラメータ計画値にもとづいたυＩｔｌｌに切換えるが
、その際主パラメータと副パラメータとの間に成立する
既知の関係にもとづいてエンジンをｖＪｎさせるのに望
ましい副パラメータの値を連続して計算し、主パラメー
タが失われた場合Ｓ１パラメータ基準値の語画値と主パ
ラメータが使えなくなる直館のｎ１パラメータ計粋値と
の差を使って副パラメータａ準値の計画値に加えられる
下方修正トリム量の大きさを制限する。

本発明制御技術では下方修正トリム量の限界値が主パラ
メータ計画値にもとづいて新たなスロットル設定状態に
おける副パラメータの所望値の推定値を使うことにより
常時計算される。主パラメータを使うυ制御モードがエ
ンジンが過渡的動作をしている最中に故障した場合、こ
の推定値は主パラメータ制御モードが故障した瞬間には
（特に過渡的状態において副パラメータが比較的ゆっく
りと変化する場合に）Ｂ１パラメータの実際の値とかな
り異なっている可能性があり、むしろ主パラメータが失
われなかった場合に新たなスロットル設定値で要求され
る副パラメータの値にはるかに近い。

好ましい実施例では主パラメータはＥＰＲであり副パラ
メータにはエンジン速度が使われる。ＥＰＲに問題が生
じると制御装置は制御パラメータをエンジン速度経過値
に切換えて燃料流出の制御を行なう。速度計画値はＥＰ
Ｒ計画値とは同じではないため補正しなければスロット
ルを動かさなくても切換えの瞬間にエンジン速度が急変
してしまう。本発明は制御装置ではＥＰＲに問題が生じ
ると速度計画値がＥＰＲが使えなくなる直航のエンジン
速度の計画値と実際値との差に等しい値を有するトリム
を加えられ、スロットル設定状態に対応するＥＰＲと速
度計画値との差が補償される。

これにより動作モードを切換えた前後で同一のエンジン
速度が指定される。このトリム量はＥＰＲが使えなくな
った時点における実際のエンジン速度ではなくＥＰＲに
問題が生じる前にＥＰＲ計画値にもとづいて計算された
スロットル設定位置に対応する望ましいエンジン速度の
推定値を使って計算されたトリム値以下に制限される。

このようにする理由はエンジンが状態を変化させている
最中においては実際のエンジン速度はスロットル位置の
変化に応じてＥＰＲ計画値が指定する速度よりもはかる
に低いためである。このｔｉｌｌ限を設けなければエン
ジンが過渡的状態にある最中にＥＰＲに問題が生じた場
合におけるトリムが過大になる危険がある。

実施例本発明の以上の及びその他の目的、特徴及び利点は以下
に図面を参照しながら行なう好ましい実施例の詳細な説
明より明らかとなろう。

以下の説明では本発明の一実施例として参照符号１０で
概括的に示す２軸ターボフアンガスタービンエンジンを
考える。エンジン１０は低圧タービン１４にシャフトを
介して結合された低圧圧縮機１２と；高圧タービン１８
にシャフトを介して結合された高圧圧縮１１１６と：＾
圧正圧縮機高圧タービンとの間に配設された燃焼部２０
とよりなる。複数の燃料ノズル２２が燃焼部２０の燃焼
器２４に燃料を噴射する。ノズル２２へ供給される燃料
の流量は弁２６により変化される。

電子エンジン制御装置が燃料流量をパイロットの要求（
スロットル設定）や様々な航空機及びエンジンパラメー
タにともづいてまた様々なパラメータ間に成立する理論
的及び経験的関係式に従って自動制御する。本実施例で
は電子エンジン制御装置による燃料ＰＥ多制御の際の主
制御モードの動作はエンジン出口圧（Ｂ５）に対するエ
ンジン入口圧（Ｂ２）の比として定義されるエンジン圧
力比（ＥＰＲ）にもとづいて実行される。図示したよう
に、入口圧Ｐ２をあらわす信＠２８ど出口圧Ｐ５をあら
わす信号３０とが除専各３２に供給される。除算器３２
はエンジン圧力比ＥＰＲをあらわす信号３４を出力し、
信号３４はブロック３６で示した燃料制御部分に供給さ
れる。この燃料制御部分３６は実際のＥＰＲと比較され
るエンジン圧力比の計画値であるＥＰＲスケジュールを
格納している。制御部分３６は信号３８を燃料ノズル弁
２６に送って燃料流量を制御し実際のＥＰＲがその時の
スロットル設定に対応したＥＰＲスケジュールと一致す
るようにエンジン速度を変化させる。

主燃料＄１１１１！ｌパラメータであるＥＰＲ，あるい
はＥＰＲスケジュールが使用できなくなった場合あるい
は信頼できなくなった場合（このような状態を以下ＥＰ
Ｒモード故障と称する）、制御部分３６は燃料流量制御
を副燃料副部パラメータである低圧側圧縮機速度Ｎ１に
もとづいた制御に切換える。図面を参照するに、制御部
分４０が低圧側圧縮機基準速度Ｊ１画鎮ＮＩＲＥＦをあ
らわすスケジュールされた出力信号４２を連続的に発生
する。

この基準速度は現在の状態及び現在のスロットル設定下
においてエンジンが許容する最大速度である。実際の低
圧圧縮機の速度Ｎ＋＠あられす信号４４が減篩器４６に
おいてＮＩＲＥＦから減算され、得られた差をあらわす
信号４８がスイッチ５０に供給される。勿論エンジンは
まだＥＰＲにもとづいてυ１１１１１されている状態に
あるが、Ｎ１は制御部分中に組込まれたＥＰＲスケジュ
ールよりＥＰＲの関数となる。

ＥＰＲモード故障が生じると信号５２がスイッチ５０に
供給される。信号５２が存在しなければスイッチ５０の
出力５３は信号４８の各時点での計粋値になりロー選択
ゲート５４に供給される。

一方スイッチ５０に信号５２が供給されるとスイッチ５
０の出力信号５３はスイッチ５ｏに信号５２が供給され
る直前の信号４８の計詐値に対応する信号５６になる。

これ以降はこの時の信号４８の値がロー選択ゲート５４
に連続的に供給される。

関数発生器５８は航空機のマツハ数Ｍηをあらわす信号
６０及びＥＰＲスケジュールをあらわす１１１部分３６
からの信号６１を連続的に供給される。関数発生器５８
はこれらの入力信号にもとづ□いて低圧圧縮機入口温度
に対して補正された低圧圧縮機速度をあらわす信号６２
　（ＮＥ　Ｃ２）を嚢生ずる。本発明の技術分野で周知
のように、補正された低圧圧縮機速度をあらわす信号６
２と適当な乗数信号６４（低圧圧縮機入口温度の関数）
とが乗算器６６に供給され低圧側ロータ速度（ＮＥ　）
の推定値をあらわす信号６８が求められる。この低圧側
ロータの推定速度信号６８は減騨器７０でＮＩＲＥＦよ
り減算され、得られた差信号７２がスイッチ７４に供給
される。

ＥＰＲモード故障が生じると信号７６がスイッチ７４に
供給される。信号７６が存在しない場合はスイッチ７４
は各時点の信号７２の４杓値をそのまま通過させる。−
力信号７６が供給されるとスイッチ７４の出力信゛号７
８はスイッチ７４が信号７６を供給される直前の信＠７
２の計埠値をあらわす信号８０に等しくなる。すなわち
、信号７８の値はＮＩＲＥＦと、ＥＰＲスケジュール及
び現時点のエンジンスロットル設定値にもとづいて推定
された低圧〔ｌ−夕速度との差をあらわす。

この低圧ロータ速度の推定値は各時点の低圧ロータ速度
Ｎ１にもとづくものではない。そこで、スロットルを勅
かした直後かつエンジンが以前の速度から新たな速度へ
移行する前にＥＰＲスケジ１−ルが使用不能あるいは信
頼できなくなった場合でも推定圧縮機速度Ｎεをあらわ
す信号６８は新たなスロットル設定に対応したＥＰＲス
ケジュールで使われる速度に略等しくなる。これに対し
、速度信号４４はＥＰＲモード故障の際の実際のエンジ
ン速度であり、これはスロットル設定及びＥＰＲスケジ
ュールにもとづいた望ましい速度と大きく異なっている
。

速度差信号７８及び５３はいずれもロー選択ゲート５４
に供給され２つの信号のうちより低レベルの信号が出力
信号８２として選択されてハイ選択ゲート８４に供給さ
れる。このハイ選択ゲート８４には信号８２の他に信号
８６が供給される。

この信号８６は常にゼロとされる。そこで信号８２が負
の場合ハイ選択ゲート８４の出力信号８８はぜ０になる
。それ以外の場合は信号８８の値は信号８２の値と等し
くなる。このハイ選択ゲート８４を設けることにより信
号８８（ＮＩＲＥＦ）リム）が負になることが回避される。信
号８８が負になる事態は減速中に・ＥＰＲモ−ド故障が
生じた場合に発生する。信号８８が負になると信号９２
の値がＮＩＲＥＦよりも大きくなるが、ＮＩＲＥＦはエ
ンジンの安全な運転に際し許容される低圧圧縮機の最大
速度であるためかかる事態は避けねばならない。この結
果、ＮＩＲＥＦには負のトリムのみが加えられる。

信号８８の値は減算７！Ｍ９０中にＮＩＲＥＦより減粋
され、その結果形成された差信号９２が現在の実際の低
圧側圧縮機速度をあらわす１８号４４と共に減悴器９４
に供給される。こうして得られた実際のエンジン速度Ｎ
１と望ましいエンジン速度との差をあらわす信号９２が
制御部分３６に供給される。ＥＰＲ信号３４あるいは制
御部分３６中に格納されているＥＰＲスケジュールが使
えなくなったりあるいは信頼できなくなった場合、ｖ！
御部分３６は弁２６を制御して燃料流山を誤差信号９６
がゼロになるように変化させる。

定常状態で運転中のエンジンに「バンプ」が生じるのを
回避するには制御システムのトリム制限機構がエンジン
の定常動作中にＥＰＲモード故障が生じた場合にトリム
動作に影響しないことが必要である。これは信号６８の
値がＥＰＲモードにおいてスロットル設定に対応する圧
縮機速度の値よりも常に小である場合に保−１される。

従って、関数発生器５８で使用されるマツハ数曲線はＥ
ＰＲモード故障が生じた場合にＮＥがＥＰＲスケジュー
ルで指定される速度を決して超えないように、好ましく
はそれよりやや小になるように選択される。

本実施例では主パラメータをＥＰＲとしたが、本発明は
ＥＰＲ以外の主パラメータ（例えばファン圧力比あるい
は加重ファン／エンジン圧力比）を使用する場合にも適
用できるのは勿論である。

エンジンを動作させる際に一制御システムで必要とされ
るパラメータのあるものが故障した場合、そのパラメー
タの実測値のかわりに合成値を計算して使用することが
公知である。例えば、燃焼室圧を本出願人が所有するデ
ーピッド　エム、ニュワース他の米国特許第４，２１２
．１６１号により合成することが可能である。本制御シ
ステムではＮＩの合成値（以下Ｎｌ５ＹＮと記す）を計
算しＮ１の実測値が得られない場合や信頼できない場合
に使用するのが好ましい。

別の制御モードに急に切換える場合、パラメータの実測
値から合成値への切換えの際に「バンプ」が発生する可
能性がある。第２図の制御論即はかかるバンプを除去す
る技術を示す。第２図の例では合成されるパラメータは
Ｎ１である。Ｎ１の合成値は最も新しい有効な情報にも
とづいて計算され、常に更新されており、Ｎ１の実８１
値が使用不能になったり信頼できなくなったりした場合
（Ｎ＋＊＄Ｉ）いつでも使用することができる。第２図
を参照するに、航空機のマツハ数と、低圧圧縮機入口で
の温度について補正された高圧圧縮機速度（Ｎ２Ｃ２）
とが関数発生器２００に供給される。関数発生器２００
は定圧圧縮機入口での温度について補正された低圧圧縮
機速度の推定値（ＮＩ　５ＹＮＣ２）をあらわす出力信
＠２０２を出力する。信号２０２の値はマツハ数と補正
高圧圧縮機速度との間に成立するエンジンの定常動作特
性にもとづいて経験的に導かれた関係より求められる。

本発明の技術分野で周知の如く、低圧圧縮機の速度推定
値信号２０２と適当な乗数信号２０４（これは第１図の
乗算器６４の場合の乗数と同じ）とが乗算器２０５に供
給されて低圧ロータ速度（Ｎ＋５ｖＮ）の推定値ないし
合成値をあらわす信号２０６が得られる。Ｎｌ５ＹＮの
値をあらわす信号２０６はエンジンの定常状態動作の際
の高圧ロータと低圧ロータとの間の経験的関係にもとづ
いており、信号２０６は補償器２０８を通される。エン
ジンが過渡的動ｎを行なう際補正高圧ロータ速度Ｎ２　
Ｃ２の動的特性が出力Ｎｌ５ＹＮＣ２の特性と置換えら
れる。定常状態では補ｆｆｉ器２０８は作用しない。こ
のような補償器は本発明の技術分野では周知である。

補ｔ！ｉ７５２０８よりライン９９上に出力されるＮｌ
５ＹＮ出力信号９９はＮ１の実測値をあらわす信号４４
と共に減算器１００に連続的に供給される。減算器１０
０より出力される信号９９と４４の差信号１０２はＮＩ
が故障している（すなわち使用できないか信頼できない
）か否かをあらわす信号１０６と共にスイッチ１０４に
供給される。

信号１０６がＮ１が正常であることを示している場合、
スイッチ１０４の出力信号１０８はＮ１とＮｌ５ＹＮの
各時点での差の計ｐ値をあらわす。

一方、信号１０６がＮ１が不良であることを示した場合
は出力信号１０８はスイッチ１０４に故障を告げる信号
が供給される直前のＮ１とＮ２５ＹＮとの差の計詩値を
あらわす信号１１０に等しくなる。いずれにせよ、スイ
ッチ１０４の出力信号１０８はＮｌ５ＹＮをあらわす信
号９９と共に減粋器１１２に送られ減算鼎１１２の出力
信号１１４がＮ１の実測値をあらわす信号４４と共に別
のスイッチ　１１６に送られる。

故障指示信号１０６はまたスイッチ１１６にも供給され
る。信号１０６がＮ１が正常であることを指示していれ
ばＮ１をあらわす信号４４はスイッチ１１６を通過し出
力信＠１１８として出力される。一方Ｎ１が不良であれ
ば信号１１８はＮ１の推定値をあらわす信号１１４と同
じ値をとる。好ましい実施例では信＠１１８が第１１図
減算器９４に供給される信号４４を置換える。

本発明によればＮ１が故障した瞬間（すなわちＮｌ５Ｙ
Ｎの使用に切換えた瞬間）に出力信号１１４の値が、及
びこれに伴って信号１１８の値も、実質的に故障の直前
に得られた正常なＮ１の測定値に等しくされる。その結
果、切換えの瞬間にバンブが生じることはなく、エンジ
ンはＮｌ５ＹＮの関数として連続的に制御される。

以上説明した実際のエンジン速度から合成エンジン速度
への切換えの際のバンプを除去する方法は任意の実測パ
ラメータを使用したエンジン制御からそのパラメータの
合成値を使用したエンジン制御に制御パラメータを切換
える場合にも有効であることは明らかである。

本発明の思想及び要旨内で様々な変形や省略が可能であ
る。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明になるυ１６１！装置を使用した２軸ガ
スタービンエンジンの概略的ブロック図、第２図は本発
明制ａ装置の別の実施例を示す図である。１０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・低圧圧縮
機、１４・・・低圧タービン、１６・・・高圧圧縮機、
１８・・・高圧タービン、２０・・・燃焼部、２２・・
・燃料ノズル、２４・・・燃焼室、２６・・・燃料ノズ
ル弁、２８・・・Ｐ２（ｆｉ号、３０・・・Ｐ５信号、
３２・・・除算器、３４・・・ＥＰＲ信号、３６．４０
・・・制御部分、３８゜５３．５６．７８．８０．８２
，８６．８８゜９２、　１０２．　１０６．　１０８．
　１１０．　１１４．　１１８゜２０２、　２０４．　
２０６・・・信号、４２・・・ＮＩＲＥＦ信号、４４・
・・Ｎ１信号、４６．７０．９０．９４，１００゜１１
２・・・減算品、４８．７２・・・差信号、５０．７４
゜１０４、　１１６・・・スイッチ、５２．７６・・・
ＥＰＲモード故障信号、５４．８４・・・ゲート、５８
，２００・・・関数発生器、６０・・・マツハ数信号、
６１・・・ＥＰＲスケジュール信号、６２・・・Ｎ２Ｏ
２信号、６４・・・乗数信号、６６、　２０５・・・乗
篩ｚ１６８・・・ＮＥ倍信号９６・・・誤差信号、９９
・・・ライン、２０８・・・補償器。

Claims

【特許請求の範囲】

（１）圧縮機と、燃焼器と、タービンとを有する航空機
用ガスタービンエンジンにおいて、エンジンの動作を第
１のパラメータの実際値を連続して求め、該第１のパラ
メータの基準値である計画値を該第１のパラメータの実
際値と比較し、該第１のパラメータの実際値と計画値と
の差がゼロになるように燃焼室へ供給される燃料の流量
を変化させ、該第１のパラメータの計画値又は実際値が
求められず従って、第１のパラメータが失われたと考え
られる場合には圧縮機速度である第２のパラメータの基
準値の計画値と圧縮機速度の実際値との差がゼロになる
ように燃料流量を変化させ、その際圧縮機速度基準値の
計画値と該第１のパラメータが失われる直前に求められ
た圧縮機速度の実際値との差として定義されるトリムを
計算して圧縮機速度基準値の計画値に加える動作を行な
うことにより制御する制御装置を使った航空機用ガスタ
ービンエンジンの制御方法であって：圧縮機速度の推定値を第１のパラメーターの計画値の関
数として連続して推定し；圧縮機基準速度の計画値と該圧縮機速度の推定値との間
の差を連続して計算し；該第１のパラメータが失われた場合、圧縮機基準速度計
画値に加えられる該トリム計算値を該第１のパラメータ
が失われる直前に前記段階で連続して計算された差より
も小になるように制限する段階を有することを特徴とす
る方法。
（２）エンジン圧力比が該第１のパラメータとして使わ
れ、該圧縮機速度を連続して推定する段階は圧縮機速度
をエンジン圧力比の関数として推定する過程を含むこと
を特徴とする特許請求の範囲第１項記載の方法。
（３）該圧縮機速度を連続して推定する段階は圧縮機速
度をエンジン圧力比計画値及び航空機マッハ数の関数と
して推定する過程を含むことを特徴とする特許請求の範
囲第２項記載の方法。
（４）該エンジンは２軸ターボファンエンジンであり、
該第２のパラメータとして低圧圧縮機の速度が使われる
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の方法。
（５）該連続して計算される差は圧縮機速度基準値の計
画値と該第１のパラメータにもとづいた制御モードにお
いて要求される圧縮機速度との差を下回らないことを特
徴とする特許請求の範囲第１項記載の方法。
（６）圧縮機と、燃焼器と、タービンと、第１のパラメ
ータの実際値を連続して測定する手段とを有する航空機
用ガスタービンエンジンを制御するための、該第１のパ
ラメータの実際値を該第１のパラメータの基準値の計画
値と比較するための手段と；該第１のパラメータの計画
値又は実際値が求められず従って第１のパラメータが失
われたと考えられる場合に第１の信号を発生する手段と
；該第１の信号が発生されていない場合に第１のパラメ
ータの実際値と計画値との差をゼロにするように燃焼室
へ供給される燃料の流量を連続して変調する手段と；第
１のトリムを圧縮機基準速度と該第１のパラメータが失
われる直前に求められた圧縮機の実際の速度との差とし
て計算する手段とを含む航空機用ガスタービンエンジン
制御装置であって：１）第１の信号を供給される手段と；２）圧縮機速度を
該第１のパラメータの計画値の関数として連続して推定
する手段と；３）トリム限界値を圧縮機基準速度計画値
と圧縮機速度推定節との差として連続して計算する計算
手段と；４）該第１の信号の供給に応じて該計算手段に
より該第１の信号が供給される直前に計算されたトリム
限界値をあらわす第２の信号を発生する手段とを含むト
リム限界値決定手段と；該第１のトリムとトリム限界値のうち小さい方を選択し
て該第１の信号が供給された場合に圧縮機基準速度計画
値に加える手段とを有し；該変調手段は該第１の信号が
発生された場合に燃焼器に供給される燃料の流量を実際
の圧縮機速度とトリムされた圧縮機基準速度の計画値と
の差がゼロになるように変化させる手段を含むことを特
徴とする装置。
（７）該第１のパラメータはエンジン圧力比であること
を特徴とする特許請求の範囲第６項記載の装置。
（８）該推定手段は圧縮機速度の値をエンジン圧力比の
実際値と航空機のマッハ数の関数として連続して推定す
る手段を含むことを特徴とする特許請求の範囲第７項記
載の装置
（９）該制御装置は低圧圧縮機と高圧圧縮機とを備えた
２軸ターボファンエンジンと協働し、該第２のパラメー
タとして低圧圧縮機の速度が使われることを特徴とする
特許請求の範囲第７項記載の装置。