JPS63150436A - ガスタービンエンジン制御装置 - 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】 産業上の利用分界 本発明はガスタービンエンジンの制御に係り、特にかか
る制御の際使われるパラメータの合成に関する。

従来の技術 今日のガスタービンエンジンはほとんどが燃料流Ｂや圧
縮機羽根位置などをパイロットの要求（すなわちスロッ
トル位置）、様々な航空機パラメータ（例えば航空機速
度及び高度）、エンジンパラメータ（例えば燃焼器圧及
び排気ガス温度）、及びこれらのパラメータ間に経験的
に成立する関係にもとづいて制ｉすることによりエンジ
ン動作を自動制御する電子ａｉＩｌｌｌｌ装置を使用し
ている。この経験的な関係は計画値（スケジュール）の
形で制御装置中に組込まれている。制御装置は大きな冗
長性を有し、エンジン動作をできる限り正常に保ち、例
えば測定機品が故障したり回路が誤動作したりあるいは
その他の理由により主要な制御パラメータが正確に決定
できなかったりあるいは計算できなかった場合に不要に
エンジンが停止するのを防止する。

エンジンパラメータ、例えば燃焼器圧の実測値が得られ
ない場合、あるいは実測値が誤っていることがわかって
いる場合にそのエンジンパラメータの合成値を形成する
ことが公知である。このような燃焼器圧の合成値を求め
る手段が本出願人の所有になりデーピッド　エム・ニュ
ワース及びニージン　ダブリュー・ケーニッグの発明に
よる米国特許第４，２１２．１６１号中に開示されてい
る。上記米国特許では燃焼器圧が既知の全エンジン入口
温度、圧縮機速度及びこれらのパラメータの間に成立す
るエンジンに固有の経験的な関係にもとづいて燃焼器圧
と全エンジン入口圧との比を求めることにより合成され
る。同様に全入口圧も航空機高度とマツハ数との間に成
立する既知の関係より推定することができる。全入口圧
の計算値に燃焼器圧対全入口圧比を乗粋することにより
燃焼器圧の合成値が得られる。

エンジン制御で重要なパラメータは全エンジン入口温度
である。この全エンジン入口温度はエンジンの動作によ
っては事実上影響されないので燃焼器圧の如ぎエンジン
パラメータと異り航空機パラメータと考えられる。一般
に、全入口温度は温度プローブを使ってエンジン入口の
−又は複数の場所で測定される。しかし、これらのプロ
ーブは烏などの衝突によるｉｏａに対して脆弱である。

またプローブ内に着氷が生じると誤った読取値が得られ
てしまう。従来はエンジン入口温度の良好な読取値が得
られない場合制御装置を最後に得られた信頼できる温度
読取値を使う別な制御モードに切換えていた。これはエ
ンジンが完全に正常に動作可能であっても遮断される場
合があることを意味する。かかる遮断は回避されるのが
望ましく、エンジン入口温度の測定値が欠けたり誤って
いたりする場合でも比較的正常なエンジン！１ｌｆｉが
維持されるのが望ましい。前記ニュワース他の特許で−
はエンジン入口温度が不良である場合に燃焼器圧を合成
することができない。

発明が解決しようとする問題点 そこで本発明は航空機パラメータ（エンジンパラメータ
ではなく）の値を合成できるガスタービンエンジン制御
Ｉｌ装置を提供することを−の目的とする。

本発明の別の目的は全エンジン入口温度の合成値を形成
できるガスタービンエンジン制御装置を提供するにある
。

本発明の他の目的は実際のエンジン入口温度の測定値が
信頼できなくなった場合にエンジン全入口温度の合成値
を制御パラメータとして使用するガスタービンエンジン
制御装置を提供するにある。

問題点を解決するための手段 要約すると、本発明によるガスタービンエンジン制御シ
ステムではエンジンの全入口温度が航空機のマツハ数と
ノズル膨張比にもとづいて合成される。エンジンが過渡
的な動作を行なっている場合は全入口温度の合成値はエ
ンジンが過渡的動作を開始する直前に計算された計算値
に固定される。

この温度の合成値は温度の実測値が求められない場合あ
るいは信頼できない場合に使われる。

作用 本発明によるガスタービンエンジン制御装置は測定され
たエンジンパラメータとエンジンの全入口温度との比を
あらわす信号を航空機のマツハ数の関数として求め、こ
の比をエンジンパラメータ測定値をあらわす信号と組合
わせてエンジン全入口温度の概略値をあらわす出力信号
を形成する。

エンジン全入口温度の実測値が得られない場合や信頼で
きない場合はエンジン全入口温度の概略値又は合成値が
温度実測値のかわりに制御パラメータとして使われる。

好ましい実施例ではエンジン損気ノズル圧（Ｐ５）の周
囲圧（ＰＡＭ８）に対する比と航空機マツハ数との関係
にもとづいて圧縮機の入口と出口との間におけるｒｊＡ
度上昇比（Ｔ３／Ｔ２“）が関数発生器により経験的に
求められる（２軸エンジンではこの比は高圧側圧縮機と
低圧側圧縮機との間における温度上昇比に相当する）。

この比に圧縮機出口におけるＩ！度実測値（Ｔ３）を適
宜乗除算することにより圧縮様入口における温度合成値
（Ｔ２ｓＹＮ）が求められる。

正しいマツハ数が求められない場合はマツハ数が航空機
高度にもとづいてスケジュールにより近似ないし合成さ
れる。

本発明ではエンジンが過渡的動作（すなわち加速あるい
は減速）をおこなっている場合にはエンジン入口温度の
合成の際に使われた温度上昇比Ｔ　３　／　Ｔ　２１マ
ツハ数Ｍｎ及びノズル膨張比Ｐ５／ＲＡＭ［］の間の経
験的関係は」−分には正確に成立しなくなる。エンジン
入口温度■２は比較的ゆっくりと変化するパラメータで
あるため、エンジンが過渡的動作をしている量制御装置
はエンジンが過渡的動作を開始する直前に計算されたエ
ンジン入口温度の合成値を使用する。

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
の好ましい実施例について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
一般的に示す２軸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；高圧圧縮機と高
圧タービンとの間に配設された燃焼部２０とよりなる。

また電子エンジン制御装置が燃料流量及び圧縮機羽根イ
９買をパイロットの要求や様々な航空機及びエンジンパ
ラメータにもと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ＩＩａ装置はエンジン自動制
御の鍵となるパラメータとして全エンジン入口温度を使
用する。電子エンジン制御装置は全エンジン入口温度の
合成値を形成しこれをエンジン入口温度の実測値が得ら
れない場合あるいは信頼できない場合に実測値のかわり
に使用する。図示したのは電子エンジン制御装置のうち
かかる動作を行なう部分のみである。

図面を参照するに、航空機のマツハ数を示す信号２２が
スイッチ２４に供給される。マツハ数は圧縮機入口での
圧力をプローブによって測定しマツハ数と圧力との間に
成立する既知の理論的関係を使って針幹されるのが典型
的である。図示を省略した手段によってマツハ数を求め
るための圧力測゛定値が求まっておりこの値が信頼でき
ると判断されると信号２６がスイッチ２４に供給される
。

この場合はマツハ数Ｍｎをあらわす信８２２はスイッチ
２４を通過して関数発生器２８に供給される。

一方マッへ数の測定値（すなわちエンジン入口圧）が１
７られない場合あるいは信頼できない場合、保護のため
マツハ数の合成値が関数発生器３０にＪ３いてライン３
２を介して供給された周囲圧ＰＡＭＯの関数として形成
される。この合成マツハ数をあらわす信号３４は関数発
生器３０からスイッチ２４に供給され、マツハ数信＠２
２が求まらないあるいは信頼できないことをあらわす信
号２６がスイッチ２４に送られていなければスイッチ２
４を通過して１１！１数発生器２８に供給される。

また、エンジン排気圧Ｐ５が測定されこれをあらわす信
号３６がＰＡＭＢをあらわす信号３９と共に除算器３８
に供給される。除算器３８は一般にノズル膨張比と称さ
れるＰ５のＰＡＭＢに対する比をあらわす信号４０を発
生する。関数発生器２８は圧縮器１２と１６との間にお
ける温度上昇比をあらわす信号４２を発生する。この比
をＴ３／　Ｔ　２と表記する。この信号４２は除算器４
６の分子側に供給される。

また高圧側圧縮機の実際の出口温度Ｔ３の測定値をあら
わす信号４４が除算器４６の分母側に供給される。温度
プローブは温度変化に応答するのに時間を要するため除
算器４６に供給されたＴ３の値は除ｎ器４６に供給され
る温度値に対応する瞬間よりもやや前に測定された温度
値をあらわす。

このため温度上昇比信号４２は遅延回路を組込まれた装
置４８を通され装置４８から除算器４６へ供給される湿
度上昇比信号５０は除算器４６に供給される温度Ｔ３が
実際に測定された瞬間と同じ瞬間の温度上昇計算値をあ
らわすように遅延される。かかる遅延は本発明の制御技
術分野では公知である。

Ｔ３の実測値は比Ｔ’３／Ｔ２中のＴ３を相殺するはず
であり、従って除偉器４６は概略的全エンジン入口温度
の逆数をあらわす信号５２を出りする。信号５２は信号
５２の逆数を計算する計算器５４を通され全エンジン入
口温度Ｔ２ＳＹＮの概略値あるいは合成値をあらわす信
号５６が形成される。信号５６はスイッチ５８に供給さ
れる。

関数発生器２８で使われる温度上昇比、ノズル膨張比及
びマツハ数の間の関係はエンジンが所定の最少限度を超
えて加減速している間は信頼できないため、かかるエン
ジンの過渡的動作の際は関数発生器２８が求めた温度上
昇比４２は使用されない。本実施例では高圧ロータ速度
の導関数Ｎ２が計算ないし何らかの手段で決定され、Ｎ
２の絶対値がしきい値検出器６０に供給される。高圧圧
縮機の速度が所定値Ｘよりも大きな割合で変化していれ
ば正ないし真信号６２がスイッチ５８に供給される。正
の信号６２が供給された場合はスイッチ５８は信号６２
が正になる直前に（すなわちエンジンが過渡的動作を開
始する前に）計算された合成温度信号５６の値をあらわ
す信＠６６を出力する。この信号６６は信号６２が消滅
するまで持続される。信号６２が存在しない場合はスイ
ッチ５８は各時点の５１算値をあらわす信号５６をその
まま通過させるだけである。

信号６８はスイッチ５８を通された入口温度の合成値を
あらわす信号であり低圧圧縮機１２の入口に設けられた
プローブにより測定された実際の全エンジン入口温度を
あらわす信号７２と共に別のスイッチ７０に供給される
。図示を省略した手段により、測定温度信号７２が使用
不能ないし信頼できないか否かが判定される。判定私果
が「イエス」であれば正値あるいは真値信号７４がスイ
ッチ７０に供給されスイッチ７０は出力信＠７６として
合成全入口温度信号６８を出力する。そうでなければス
イッチ７０の出力信号７６は実測湯度信号７２になる。

いずれにしても信号７６が実際の入口温度を丞すにせよ
合成入口温度を示すにせよ電子エンジン制御装置の制御
パラメータとして使われる。

温度上昇比Ｔ３／Ｔ２のみが本発明で使用可能な唯一の
温度上昇比ではない。すなわち、Ｔ２を含み、Ｔ２と、
航空機マツハ数と、その他の例えばノズル膨張比の如き
決定可能なパラメータとの間の経験的関係より計算する
ことができる任意の温度比を使うことができる。かかる
温度比は場合々々で適当な実測温度で除算されたり乗算
されてタービン入口温度の合成値あるいはその逆数値が
求められる。

以上、本発明を好ましい実施例について説明したが、本
発明の思想及び要旨内において他にも様々な変形及び省
略が可能である。

【図面の簡単な説明】

図は本発明による制御装置を有する２軸ガスタービンエ
ンジンの概略的ブロック図である。 １０・・・ガスタービンエンジン、１２・・・低圧圧縮
機、１４・・・低圧タービン、１６・・・高圧圧縮機、
１８・・・高圧タービン、２０・・・燃焼部、２２・・
・マツ、　へ数信号、２４，５８．７０・・・スイッチ
、２６゜６２．７４・・・信号、２８．３０・・・閏数
発生番、３２・・・ライン、３４・・・合成マツハ数信
号、３６・・・エンジン排気圧信号、３８．４６．４８
・・・除算器、３９・・・周囲圧信号、４０・・・Ｐ５
／ＰＡＭ８信号、４２．５０・・・＠度上昇比信号、４
４・・・Ｔ３信号、５２．５６．６６．６８＝ｌ／Ｔｚ
　ＳＹＮ信号、５４・・・４算器、６０・・・しきい値
検出器、７２・・・■２信号、７６・・・出力信号。 特許出願人　コナイテツド　チクノロシーズコーポレー
ション

Claims (11)

【特許請求の範囲】
1. （１）圧縮機と、燃焼器と、タービンとを有する航空機
   推進用ガスタービンエンジンを制御するための、エンジ
   ン全入口温度Ｔ＿２を合成する手段を備えたガスタービ
   ンエンジン制御装置であって： 該エンジン全入口温度Ｔ＿２以外の動作中の該エンジン
   のエンジン温度Ｔを検出して該温度Ｔをあらわす第１の
   信号を形成する手段と： 該航空機のマッハ数Ｍｎをあらわす信号を形成する手段
   と； 該マッハ数信号に応じてマッハ数Ｍｎにおける温度Ｔと
   エンジン全入口温度Ｔ＿２との比をあらわす第２の信号
   を経験的に形成する第１の関数発生器と； 該第１の信号と該第２の信号とを結合してエンジン全入
   口温度Ｔ＿２の近似値（Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎ）をあらわ
   す出力信号を形成する手段とよりなることを特徴とする
   制御装置。
2. （２）該温度Ｔは圧縮機出口温度Ｔ＿３であり、該経験
   的に形成される比はＴ＿３／Ｔ＿２又はＴ＿２／Ｔ＿３
   であることを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の制
   御装置。
3. （３）エンジン排気圧Ｐ＿５及び周囲圧Ｐ＿Ａ＿Ｍ＿Ｂ
   を検出して膨張比Ｐ＿５／Ｐ＿Ａ＿Ｍ＿Ｂを計算する手
   段を含み、該第１の関数発生器は該膨張比Ｐ＿５／Ｐ＿
   Ａ＿Ｍ＿Ｂに応答動作することを特徴とする特許請求の
   範囲第１項記載の制御装置。
4. （４）該温度Ｔは圧縮機出口温度Ｔ＿３であることを特
   徴とする特許請求の範囲第３項記載の制御装置。
5. （５）該検出された温度Ｔ＿２をあらわす該第１の信号
   と温度Ｔ＿２の近似値Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎをあらわす該
   出力信号とを供給されると共に該温度Ｔ＿２が使用可能
   でかつ信頼できるか否かをあらわす第３の信号を供給さ
   れる第１のスイッチ手段を含み、該第１のスイッチ手段
   は該第３の信号が温度Ｔ＿２が使用可能で信頼できるこ
   とを示している場合温度Ｔ＿２をあらわす出力信号を出
   力する一方該第３の信号が温度Ｔ＿２が使用不能あるい
   は信頼できないことを示した場合近似値 Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎをあらわす出力信号を出力する手段
   を含むことを特徴とする特許請求の範囲第４項記載の制
   御装置。
6. （６）温度Ｔ＿２の近似値Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎをあらわ
   す該出力信号を該関数発生手段から供給されて近似値Ｔ
   ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎをあらわす信号を該第１のスイッチ手
   段に供給する第２のスイッチ手段と； 該第２のスイッチ手段に圧縮機が所定値よりも大きな割
   合で加速又は減速をしているか否かをあらわす第３の信
   号を供給する手段とを含み、該第２のスイッチ手段は該
   第３の信号が圧縮機が所定値よりも大きな割合で加減速
   動作をしている場合該加減速動作の直前に該第２のスイ
   ッチ手段に供給された近似値Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎの値を
   あらわす一定値の信号を通過させる手段を含んでいるこ
   とを特徴とする特許請求の範囲第５項記載の制御装置。
7. （７）圧縮機と、燃焼器と、タービンとを有する航空機
   推進用ガスタービンエンジンにおいてエンジン全入口温
   度Ｔ＿２を合成することによる航空機推進用ガスタービ
   ンエンジンの制御方法であって： 該全エンジン入口温度Ｔ＿２以外のエンジン内温度Ｔを
   検出して該温度Ｔをあらわす第１の信号を形成し； 該航空機のマッハ数Ｍｎをあらわす信号を形成し； 該マッハ数に経験的に対応する該温度Ｔとエンジン全入
   口温度Ｔ＿２との比をあらわす第２の信号を該マッハ数
   信号と第１の信号との関数として形成し； 該第１の信号と該第２の信号とを結合して温度Ｔ＿２の
   近似値（Ｔ＿２＿Ｓ＿Ｙ＿Ｎ）をあらわす出力信号を形
   成する段階とよりなることを特徴とする方法。
8. （８）該温度Ｔは圧縮機出口温度Ｔ＿３であることを特
   徴とする特許請求の範囲第７項記載の方法。
9. （９）ノズル膨張比を検出する段階を含み、該第２の信
   号を形成する段階は該第２の信号をノズル膨張比の関数
   として形成することを特徴とする特許請求の範囲第７項
   記載の方法。
10. （１０）該温度Ｔは圧縮機出口温度Ｔ＿３であることを
    特徴とする特許請求の範囲第９項記載の方法。
11. （１１）エンジンが所定値よりも大きな割合で加減速し
    ているか否かを判定する段階と、エンジンが該所定値よ
    りも大きな割合で加減速している場合にエンジン全入口
    温度の合成値をエンジンが該所定値よりも大きな割合で
    加減速を開始する直前に合成されたエンジンの全入口温
    度の値に固定・保持する段階とを含むことを特徴とする
    特許請求の範囲第１０項記載の方法。