JPS6334294B2 - - Google Patents
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- JPS6334294B2 JPS6334294B2 JP53086835A JP8683578A JPS6334294B2 JP S6334294 B2 JPS6334294 B2 JP S6334294B2 JP 53086835 A JP53086835 A JP 53086835A JP 8683578 A JP8683578 A JP 8683578A JP S6334294 B2 JPS6334294 B2 JP S6334294B2
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/32—Control of fuel supply characterised by throttling of fuel
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Output Control And Ontrol Of Special Type Engine (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は航空機ガスタービンエンジン用制御系
に関し、特に主エンジン制御系の機能不良または
故障の場合に航空機ガスタービンエンジンの運転
を続行させるバツクアツプ制御系を含む制御系に
関する。
に関し、特に主エンジン制御系の機能不良または
故障の場合に航空機ガスタービンエンジンの運転
を続行させるバツクアツプ制御系を含む制御系に
関する。
ガスタービンエンジン用の万能電子制御系は従
来の液圧機械式制御系に対して幾多の重要な利点
を有する。しかし、万能電子制御系はまだ第一世
代レベルと呼べる段階に近づいたばかりであるか
ら、かような電子制御系の信頼性は、多年使用さ
れている高度に洗練された構成の液圧機械式制御
系の一般的な信頼性の水準にまだ達していない。
従つて、電子制御系に２次またはバツクアツプ液
圧機械式制御系を補足し、これによつて、１次電
子制御系が動作不良または故障を起こした場合エ
ンジンの継続運転を確保することが望ましい。
来の液圧機械式制御系に対して幾多の重要な利点
を有する。しかし、万能電子制御系はまだ第一世
代レベルと呼べる段階に近づいたばかりであるか
ら、かような電子制御系の信頼性は、多年使用さ
れている高度に洗練された構成の液圧機械式制御
系の一般的な信頼性の水準にまだ達していない。
従つて、電子制御系に２次またはバツクアツプ液
圧機械式制御系を補足し、これによつて、１次電
子制御系が動作不良または故障を起こした場合エ
ンジンの継続運転を確保することが望ましい。
多くの公知の液圧機械式バツクアツプ制御系、
例えば、米国特許第3820323号に開示されている
制御系は、ガスタービンエンジンの回転速度の変
化中エンジンが失速または過熱を起こさないよう
にするために航空機操縦士の操作に頼つている。
このような制御系では、上記の失速と過熱を回避
するためにエンジンの加速または減速をある変化
速度限界内で行うことが操縦士の責務である。特
に、操縦士は、エンジンの推力または回転速度の
増加中、エンジンの失速または過熱の可能性を察
知する必要があり、そしてこれらの悪影響を防ぐ
に十分遅い速度でパワーレバーを動かすことに注
意を向けなければならない。エンジンの回転速度
または推力の許容増加速度は個々の飛行状態によ
つて変わるので、操縦士は現在の飛行状態にどの
程度の変化速度を適用し得るかということにも注
意しなければならない。従つて、操縦士はエンジ
ンの回転速度または推力を変えるのにかなりの注
意を払う必要があり、その結果操縦士は航空機の
操縦に要する他の同様に重要な任務を自由に果た
すことができなくなる。
例えば、米国特許第3820323号に開示されている
制御系は、ガスタービンエンジンの回転速度の変
化中エンジンが失速または過熱を起こさないよう
にするために航空機操縦士の操作に頼つている。
このような制御系では、上記の失速と過熱を回避
するためにエンジンの加速または減速をある変化
速度限界内で行うことが操縦士の責務である。特
に、操縦士は、エンジンの推力または回転速度の
増加中、エンジンの失速または過熱の可能性を察
知する必要があり、そしてこれらの悪影響を防ぐ
に十分遅い速度でパワーレバーを動かすことに注
意を向けなければならない。エンジンの回転速度
または推力の許容増加速度は個々の飛行状態によ
つて変わるので、操縦士は現在の飛行状態にどの
程度の変化速度を適用し得るかということにも注
意しなければならない。従つて、操縦士はエンジ
ンの回転速度または推力を変えるのにかなりの注
意を払う必要があり、その結果操縦士は航空機の
操縦に要する他の同様に重要な任務を自由に果た
すことができなくなる。
従つて、本発明の目的は、ガスタービンエンジ
ンの一次制御が電子制御系によつて行われ、そし
て電子制御系の故障または動作不良の場合バツク
アツプ制御系によつてエンジンが制御されるよう
なガスタービンエンジン用複合制御系を提供する
ことである。
ンの一次制御が電子制御系によつて行われ、そし
て電子制御系の故障または動作不良の場合バツク
アツプ制御系によつてエンジンが制御されるよう
なガスタービンエンジン用複合制御系を提供する
ことである。
本発明の他の目的はエンジンの加速と減速がバ
ツクアツプ制御系自体によつて調整され、従つ
て、操縦士が航空機の航行に関連する他の仕事に
自由に専念し得るようなバツクアツプ液圧機械式
制御系を提供することである。
ツクアツプ制御系自体によつて調整され、従つ
て、操縦士が航空機の航行に関連する他の仕事に
自由に専念し得るようなバツクアツプ液圧機械式
制御系を提供することである。
簡略に述べると、上記および他の目的を達成す
るため、そして後の説明で明らかになる諸利点を
得るために、本発明は一態様において、エンジン
入口を有する航空機ガスタービンエンジン用の統
合制御系と関連するバツクアツプ制御系におい
て、エンジンへの燃料の流量を調整する燃料制御
弁と、エンジンへの燃料流量の所望値を示す機械
的位置信号を送出する第１手段とを設けてなる改
良バツクアツプ制御系を提供する。前記燃料制御
弁は前記機械的位置信号に応じてエンジンへの燃
料の流量を調整する。また、前記機械的位置信号
の変化を燃料制御弁に伝達する速度を選択的に制
限することによつてエンジンへの燃料流量の変化
速度を制御する第２手段を設ける。この第２手段
は周囲条件、例えばエンジン入口圧力に応じて前
記伝達速度を制限し得る。本発明の改良バツクア
ツプ制御系はまた、前記機械的位置信号に応じて
ガスタービンエンジンの少なくとも１個の可変要
素の位置を制御する可変形状制御弁を更に含み、
そして前記第２手段は前記機械的位置信号の変化
を可変形状制御弁に伝達する速度を選択的に制限
し得る。前記第１手段は、第１導流路を介して圧
縮流体源と連通し且つ第２導流路を介して流体溜
めと連通する液圧機械式増幅装置から成りうる
し、前記制限手段は、第２導流路を通る流体の流
量を制限するために第２導流路内に配設された可
変制限装置から成りうる。
るため、そして後の説明で明らかになる諸利点を
得るために、本発明は一態様において、エンジン
入口を有する航空機ガスタービンエンジン用の統
合制御系と関連するバツクアツプ制御系におい
て、エンジンへの燃料の流量を調整する燃料制御
弁と、エンジンへの燃料流量の所望値を示す機械
的位置信号を送出する第１手段とを設けてなる改
良バツクアツプ制御系を提供する。前記燃料制御
弁は前記機械的位置信号に応じてエンジンへの燃
料の流量を調整する。また、前記機械的位置信号
の変化を燃料制御弁に伝達する速度を選択的に制
限することによつてエンジンへの燃料流量の変化
速度を制御する第２手段を設ける。この第２手段
は周囲条件、例えばエンジン入口圧力に応じて前
記伝達速度を制限し得る。本発明の改良バツクア
ツプ制御系はまた、前記機械的位置信号に応じて
ガスタービンエンジンの少なくとも１個の可変要
素の位置を制御する可変形状制御弁を更に含み、
そして前記第２手段は前記機械的位置信号の変化
を可変形状制御弁に伝達する速度を選択的に制限
し得る。前記第１手段は、第１導流路を介して圧
縮流体源と連通し且つ第２導流路を介して流体溜
めと連通する液圧機械式増幅装置から成りうる
し、前記制限手段は、第２導流路を通る流体の流
量を制限するために第２導流路内に配設された可
変制限装置から成りうる。
次に添付の図面を参照して本発明を説明する。
第１図には本発明を包含する制御系の構成図を
総括的に符号３０で示す。制御系３０は複数の入
力信号３４を受入れる主電子式燃料制御計算機３
２を含み、入力信号３４はそれぞれ所定のエンジ
ン作動変数を表す。代表的な作動変数は、フアン
入口圧力、フアン入口温度、フアン回転速度、コ
アエンジン回転速度、圧縮機出力温度、タービン
入口温度、パワーレベル設定角等であり、計算機
３２は各変数によつて電子系出力信号３６を発す
る。この出力信号はガスタービンエンジンに向か
う燃料の主制御方式による調整に用い得る。計算
機３２の詳述は本発明の理解上不要と思われるの
で省略する。
総括的に符号３０で示す。制御系３０は複数の入
力信号３４を受入れる主電子式燃料制御計算機３
２を含み、入力信号３４はそれぞれ所定のエンジ
ン作動変数を表す。代表的な作動変数は、フアン
入口圧力、フアン入口温度、フアン回転速度、コ
アエンジン回転速度、圧縮機出力温度、タービン
入口温度、パワーレベル設定角等であり、計算機
３２は各変数によつて電子系出力信号３６を発す
る。この出力信号はガスタービンエンジンに向か
う燃料の主制御方式による調整に用い得る。計算
機３２の詳述は本発明の理解上不要と思われるの
で省略する。
制御系３０はバツクアツプ機械式制御装置３８
を含む。この制御装置３８は、あるレベルの推力
または回転速度を得るために操縦士によつて設定
されるスロツトル位置に応じ、かつまたガスター
ビンエンジンの入口に存在する全圧の大きさを示
す圧力信号４２（PT2）に応じてエンジン燃料流
量とエンジンの可変要素の位置とを調整するに役
立つ。操縦士によつて選択されるパワーレバー設
定位置に従い、適当なリンク機構によつて、許容
最大推力の所望百分率を示す機械的位置信号４０
（α）が発生する。
を含む。この制御装置３８は、あるレベルの推力
または回転速度を得るために操縦士によつて設定
されるスロツトル位置に応じ、かつまたガスター
ビンエンジンの入口に存在する全圧の大きさを示
す圧力信号４２（PT2）に応じてエンジン燃料流
量とエンジンの可変要素の位置とを調整するに役
立つ。操縦士によつて選択されるパワーレバー設
定位置に従い、適当なリンク機構によつて、許容
最大推力の所望百分率を示す機械的位置信号４０
（α）が発生する。
信号４０，４２は増幅装置・レート制限装置４
４に入り、この装置４４は信号４０を増幅すると
ともに、圧力信号４２に応じて、位置信号４０の
変化が燃料制御弁５２に伝達される速度（レー
ト）を制限する。レート制限装置４４を設けたの
は、エンジンの加速能力に限度があり、従つて、
エンジンの失速と過熱を防ぐため、エンジンへの
燃料流量の変化速度をある限度以下に抑える必要
があるからである。それゆえ、操縦士が航空機内
のスロツトル位置を変えて位置信号４０の大きさ
を変えると、装置４４は増幅された信号４０の変
化が信号４６（α′）としてエンジンの燃料制御弁
５２に伝達される速度を制限する。後述のよう
に、低高度では、レート制限装置４４は、許容最
大加速限度がより低い高高度におけるより信号４
０の変化の伝達速度を高め得る。本発明のこの特
徴については後に第２図を参照して詳述する。
４に入り、この装置４４は信号４０を増幅すると
ともに、圧力信号４２に応じて、位置信号４０の
変化が燃料制御弁５２に伝達される速度（レー
ト）を制限する。レート制限装置４４を設けたの
は、エンジンの加速能力に限度があり、従つて、
エンジンの失速と過熱を防ぐため、エンジンへの
燃料流量の変化速度をある限度以下に抑える必要
があるからである。それゆえ、操縦士が航空機内
のスロツトル位置を変えて位置信号４０の大きさ
を変えると、装置４４は増幅された信号４０の変
化が信号４６（α′）としてエンジンの燃料制御弁
５２に伝達される速度を制限する。後述のよう
に、低高度では、レート制限装置４４は、許容最
大加速限度がより低い高高度におけるより信号４
０の変化の伝達速度を高め得る。本発明のこの特
徴については後に第２図を参照して詳述する。
選別器４８が電子系出力信号３６と機械系出力
信号４６とを受入れ、燃料流量調整信号５０を燃
料制御弁５２に送り、この制御弁はガスタービン
エンジンへの燃料の流量Wfを調整する。一般に
選別器４８は主電子式燃料制御計算機３２が正常
に働いている時は計算機出力信号３６に応じて流
量調整信号５０を発する。計算機３２またはそれ
と関連する他の要素の不良動作または不動作の場
合、選別器４８はバツクアツプ制御装置３８から
受取つた機械的出力信号４６に本質的に対応する
流量調整信号５０を送り出す。
信号４６とを受入れ、燃料流量調整信号５０を燃
料制御弁５２に送り、この制御弁はガスタービン
エンジンへの燃料の流量Wfを調整する。一般に
選別器４８は主電子式燃料制御計算機３２が正常
に働いている時は計算機出力信号３６に応じて流
量調整信号５０を発する。計算機３２またはそれ
と関連する他の要素の不良動作または不動作の場
合、選別器４８はバツクアツプ制御装置３８から
受取つた機械的出力信号４６に本質的に対応する
流量調整信号５０を送り出す。
第２選別器５３も機械的出力信号４６を受取
る。また、選別器５３は電子式可変形状制御計算
機５６によつて供給される可変形状制御信号５４
を受取る。計算機５６は複数の入力信号５８を受
入れ、各入力信号は一つの選定されたエンジン作
動変数を表し、ガスタービンエンジン内の可変構
造要素、例えば、エンジンの圧縮機部における可
変静翼やガスタービンエンジン排気部と関連する
可変ノズルの位置の設定に役立つ。選別器５３の
動作の仕方は選別器４８のそれと同様である。計
算機５６が適正に機能している時、選別器５３は
計算機５６からの制御信号５４に応じて可変形状
位置信号６０を可変形状制御弁６１に供給する。
計算機５６またはそれと関連するエンジン部品、
例えば、エンジン検知器の不良動作または不動作
の場合、選別器５３はバツクアツプ制御装置３８
と関連する機械的信号４６に本質的に対応する位
置信号６０を送出する。制御弁６１はガスタービ
ンエンジンの可変要素を適切な位置βに調整す
る。
る。また、選別器５３は電子式可変形状制御計算
機５６によつて供給される可変形状制御信号５４
を受取る。計算機５６は複数の入力信号５８を受
入れ、各入力信号は一つの選定されたエンジン作
動変数を表し、ガスタービンエンジン内の可変構
造要素、例えば、エンジンの圧縮機部における可
変静翼やガスタービンエンジン排気部と関連する
可変ノズルの位置の設定に役立つ。選別器５３の
動作の仕方は選別器４８のそれと同様である。計
算機５６が適正に機能している時、選別器５３は
計算機５６からの制御信号５４に応じて可変形状
位置信号６０を可変形状制御弁６１に供給する。
計算機５６またはそれと関連するエンジン部品、
例えば、エンジン検知器の不良動作または不動作
の場合、選別器５３はバツクアツプ制御装置３８
と関連する機械的信号４６に本質的に対応する位
置信号６０を送出する。制御弁６１はガスタービ
ンエンジンの可変要素を適切な位置βに調整す
る。
第２図はバツクアツプ制御装置３８を第１図よ
り詳細に示す略図である。バツクアツプ制御装置
３８は一般に液圧機械式増幅装置６２とレート制
限装置６４を含む。図示の増幅装置６２は従来の
設計によるもので、スプール弁型サーボユニツト
６５がパワーピストンユニツト６６と連通してい
る。さらに詳しく述べると、サーボユニツト６５
は細長い棒６８を有し、この棒の一端寄りに複数
の大径ランド７０，７２，７４が離間して配設さ
れている。ランド７０，７２，７４は流体室７６
内に存し、この流体室は、流体供給導流路７９を
介して圧縮作動流体源に連結された流体入口７８
と、流体溜め用導流路８４を介して流体溜め（図
示せず）に連通する１対の出口８０，８２とを有
する。また、流体室７６はポート８６によつて導
流路８８を介してパワーピストン９０の片側と連
通している。パワーピストン９０はパワーピスト
ンユニツト６６の流体室９２内に並進自在に設け
られている。さらに、流体室７６はポート９４に
よつて導流路９６を介してパワーピストン９０の
他方側と連結している。パワーピストン９０はユ
ニツト６６を貫通する長軸９８に固定されてい
る。軸９８の一端１００はパワー入力レバーリン
ク部材１０２の一端１０１にピポツト９９で枢着
されている。軸９８の他端１０３は機械的位置信
号４６を選別器４８，５３に供給する。リンク部
材１０２はまたサーボユニツト６５の棒６８に中
間ピボツト１０４で枢着され、さらに、パワーレ
ベル入力リンク１０６にリンク部材１０２の他端
１１０のピボツト１０８で枢着されている。入力
リンク１０６はエンジン運転者のパワーレバーの
操作に応じて軸線Ｘ−Ｘを中心として回転し、リ
ンク１０６の角度位置αが信号４０となる。
り詳細に示す略図である。バツクアツプ制御装置
３８は一般に液圧機械式増幅装置６２とレート制
限装置６４を含む。図示の増幅装置６２は従来の
設計によるもので、スプール弁型サーボユニツト
６５がパワーピストンユニツト６６と連通してい
る。さらに詳しく述べると、サーボユニツト６５
は細長い棒６８を有し、この棒の一端寄りに複数
の大径ランド７０，７２，７４が離間して配設さ
れている。ランド７０，７２，７４は流体室７６
内に存し、この流体室は、流体供給導流路７９を
介して圧縮作動流体源に連結された流体入口７８
と、流体溜め用導流路８４を介して流体溜め（図
示せず）に連通する１対の出口８０，８２とを有
する。また、流体室７６はポート８６によつて導
流路８８を介してパワーピストン９０の片側と連
通している。パワーピストン９０はパワーピスト
ンユニツト６６の流体室９２内に並進自在に設け
られている。さらに、流体室７６はポート９４に
よつて導流路９６を介してパワーピストン９０の
他方側と連結している。パワーピストン９０はユ
ニツト６６を貫通する長軸９８に固定されてい
る。軸９８の一端１００はパワー入力レバーリン
ク部材１０２の一端１０１にピポツト９９で枢着
されている。軸９８の他端１０３は機械的位置信
号４６を選別器４８，５３に供給する。リンク部
材１０２はまたサーボユニツト６５の棒６８に中
間ピボツト１０４で枢着され、さらに、パワーレ
ベル入力リンク１０６にリンク部材１０２の他端
１１０のピボツト１０８で枢着されている。入力
リンク１０６はエンジン運転者のパワーレバーの
操作に応じて軸線Ｘ−Ｘを中心として回転し、リ
ンク１０６の角度位置αが信号４０となる。
次に、増幅装置６２の作用について説明する。
第２図では、増幅装置６２は定常位置、すなわ
ち、エンジンが定常状態で作動している時の位置
にある。この定常位置において、ランド７０，７
２，７４はそれぞれポート８０，７８，８２と重
なり合つてそれらを閉ざしている。従つて、流体
室９２は流体供給導流路７９および溜め導流路８
４と連通していない。航空機の操縦士はガスター
ビンエンジンの推力を変えたい場合、航空機内の
パワーレバーの位置を動かし、これによつてリン
ク１０６は角位置を変え、エンジンへの燃料流量
の変化に役立つ。例えば、推力または燃料流量の
増加を所望の場合、リンク１０６は第２図で見て
時計方向に回転する。定常位置では、出口８０，
８２は閉ざされているので、ピストン９０の位置
は液圧的に固定され、そしてリンク部材１０２は
ピボツト９９を中心として回転する。部材１０２
の時計方向の回転によつて棒６８は第２図で見て
右方に押されて入口７８とポート８６とを連通さ
せ、かくて、圧縮流体がパワーピストン９０の右
側に達する。同時に、出口８２とポート９４が連
通し、ピストン９０の左側の流体が溜めに戻り得
る。従つて、ピストン９０の右側の圧縮流体はピ
ストン９０を左方に動かし、その結果ピストン９
０の左側の流体は溜めに向かつて移動し、そして
エンジンへの燃料流量とエンジン内の可変要素の
位置が変わる。ピストン９０の移動によりリンク
部材１０２は枢着点１０８を中心として時計方向
に回動し、その結果棒６８は左方に移動し、ラン
ド７２，７４はそれぞれポート７８，８２を再び
閉ざす。この時、制御系は再び定常状態になる
が、ガスタービンエンジンは高くなつた推力を保
ちながら作動する。リンク１０６の角位置の変化
の程度はピストン９０の移動量、従つて、推力増
加の大きさを決定する。また、エンジン推力を減
らすには、リンク１０６を反時計方向に回転すれ
ばよく、この時、棒６８は左方に移動し、従つ
て、ピストン９０は右方に移動する。
第２図では、増幅装置６２は定常位置、すなわ
ち、エンジンが定常状態で作動している時の位置
にある。この定常位置において、ランド７０，７
２，７４はそれぞれポート８０，７８，８２と重
なり合つてそれらを閉ざしている。従つて、流体
室９２は流体供給導流路７９および溜め導流路８
４と連通していない。航空機の操縦士はガスター
ビンエンジンの推力を変えたい場合、航空機内の
パワーレバーの位置を動かし、これによつてリン
ク１０６は角位置を変え、エンジンへの燃料流量
の変化に役立つ。例えば、推力または燃料流量の
増加を所望の場合、リンク１０６は第２図で見て
時計方向に回転する。定常位置では、出口８０，
８２は閉ざされているので、ピストン９０の位置
は液圧的に固定され、そしてリンク部材１０２は
ピボツト９９を中心として回転する。部材１０２
の時計方向の回転によつて棒６８は第２図で見て
右方に押されて入口７８とポート８６とを連通さ
せ、かくて、圧縮流体がパワーピストン９０の右
側に達する。同時に、出口８２とポート９４が連
通し、ピストン９０の左側の流体が溜めに戻り得
る。従つて、ピストン９０の右側の圧縮流体はピ
ストン９０を左方に動かし、その結果ピストン９
０の左側の流体は溜めに向かつて移動し、そして
エンジンへの燃料流量とエンジン内の可変要素の
位置が変わる。ピストン９０の移動によりリンク
部材１０２は枢着点１０８を中心として時計方向
に回動し、その結果棒６８は左方に移動し、ラン
ド７２，７４はそれぞれポート７８，８２を再び
閉ざす。この時、制御系は再び定常状態になる
が、ガスタービンエンジンは高くなつた推力を保
ちながら作動する。リンク１０６の角位置の変化
の程度はピストン９０の移動量、従つて、推力増
加の大きさを決定する。また、エンジン推力を減
らすには、リンク１０６を反時計方向に回転すれ
ばよく、この時、棒６８は左方に移動し、従つ
て、ピストン９０は右方に移動する。
前述のように、本発明の目的の一つは、エンジ
ン運転中燃料流量が変化する速度を操縦士が監視
しないですむような液圧機械式バツクアツプ制御
系を提供することである。従つて、本発明のバツ
クアツプ制御装置３８は、周囲条件、特にガスタ
ービンエンジン入口における全圧に応じて、エン
ジンへの燃料流量の変化速度、従つて、エンジン
の加速度を制限する手段を提供する。すなわち、
本発明はエンジン入口全圧（PT2）に応じてガス
タービンエンジンへの燃料流量の変化速度を制限
する第２手段つまりレート制限装置６４を提供す
る。燃料流量の変化速度の制限は、パワーレベル
角が燃料制御弁５２に伝達される速度、換言すれ
ば、燃料流量の所望変化を示す信号が弁５２に受
取られる速度を制限することによつて達成され
る。第２図に示すように、溜め導流路８４には可
変制限器１１２が設置され、過渡運転状態の下で
ピストン９０の低圧側からのサーボユニツト作動
流体の流量を選択的に制限する役割を果たす。従
つて、リンク１０６の角位置を変えてガスタービ
ンエンジンへの燃料流量の所望変化の信号を発す
ると、レート制限装置６４は、ピストン９０の低
圧側からサーボユニツト作動流体が流出する速度
を制限する。その結果、ピストン９０が流体室９
２内を移動する速度、従つて、燃料流量の変化す
る速度が制限される。可変制限器１１２は、エン
ジン入口全圧PT2に比例して可変流面積A1を変え
る。PT2が高い時、例えば、海面高度では、A1は
大きく、従つて、流体室９２内のピストン９０の
移動は比較的高速である。PT2が低い時、例えば、
高高度ではA1は小さい。後者の場合、ピストン
９０の低圧側からの流体の流量は制限され、従つ
て、ピストン９０は、より遅い速度で移動し、そ
の結果、ガスタービンエンジンへの燃料流体の変
化速度は低下する。
ン運転中燃料流量が変化する速度を操縦士が監視
しないですむような液圧機械式バツクアツプ制御
系を提供することである。従つて、本発明のバツ
クアツプ制御装置３８は、周囲条件、特にガスタ
ービンエンジン入口における全圧に応じて、エン
ジンへの燃料流量の変化速度、従つて、エンジン
の加速度を制限する手段を提供する。すなわち、
本発明はエンジン入口全圧（PT2）に応じてガス
タービンエンジンへの燃料流量の変化速度を制限
する第２手段つまりレート制限装置６４を提供す
る。燃料流量の変化速度の制限は、パワーレベル
角が燃料制御弁５２に伝達される速度、換言すれ
ば、燃料流量の所望変化を示す信号が弁５２に受
取られる速度を制限することによつて達成され
る。第２図に示すように、溜め導流路８４には可
変制限器１１２が設置され、過渡運転状態の下で
ピストン９０の低圧側からのサーボユニツト作動
流体の流量を選択的に制限する役割を果たす。従
つて、リンク１０６の角位置を変えてガスタービ
ンエンジンへの燃料流量の所望変化の信号を発す
ると、レート制限装置６４は、ピストン９０の低
圧側からサーボユニツト作動流体が流出する速度
を制限する。その結果、ピストン９０が流体室９
２内を移動する速度、従つて、燃料流量の変化す
る速度が制限される。可変制限器１１２は、エン
ジン入口全圧PT2に比例して可変流面積A1を変え
る。PT2が高い時、例えば、海面高度では、A1は
大きく、従つて、流体室９２内のピストン９０の
移動は比較的高速である。PT2が低い時、例えば、
高高度ではA1は小さい。後者の場合、ピストン
９０の低圧側からの流体の流量は制限され、従つ
て、ピストン９０は、より遅い速度で移動し、そ
の結果、ガスタービンエンジンへの燃料流体の変
化速度は低下する。
以上、本発明を航空機用ガスタービンエンジン
に関して説明したが、本発明は船舶用、工業用、
自動車用等の他用途のガスタービンエンジンにも
同等に適用し得るものであり、本発明の概念を逸
脱しない範囲で前述の実施例に対して様々な改変
が可能である。
に関して説明したが、本発明は船舶用、工業用、
自動車用等の他用途のガスタービンエンジンにも
同等に適用し得るものであり、本発明の概念を逸
脱しない範囲で前述の実施例に対して様々な改変
が可能である。
第１図は本発明の液圧機械式増幅装置とレート
制限装置とを具備するバツクアツプ制御系を含む
ガスタービンエンジン用制御系の構成図、第２図
は第１図に示す液圧機械式増幅装置とレート制限
装置のさらに詳しい略図である。 ３０……制御系、３８……バツクアツプ制御装
置、５２……燃料制御弁、６１……可変形状制御
弁、６２……液圧機械式増幅装置、６４……レー
ト制限装置、７９，８４……導流路、１１２……
可変制限器、Ｐ……パワーレバー。
制限装置とを具備するバツクアツプ制御系を含む
ガスタービンエンジン用制御系の構成図、第２図
は第１図に示す液圧機械式増幅装置とレート制限
装置のさらに詳しい略図である。 ３０……制御系、３８……バツクアツプ制御装
置、５２……燃料制御弁、６１……可変形状制御
弁、６２……液圧機械式増幅装置、６４……レー
ト制限装置、７９，８４……導流路、１１２……
可変制限器、Ｐ……パワーレバー。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 航空機ガスタービンエンジン用の主制御系を
補足するバツクアツプ液圧機械式制御装置３８に
おいて、 前記エンジンへの燃料流量の所望値を示す機械
的位置信号４０を送り出す手段と、 第１導流路７９を介して圧縮流体源と連通し且
つ第２導流路８４を介して流体溜めと連通し、前
記機械的位置信号に応答して機械系出力信号４６
を燃料制御弁５２へ出力し前記エンジンへの燃料
流量を調整する液体機械式増幅装置６２と、 エンジン入口圧力（PT2）に比例して前記第２
導流路の流路面積（A1）を変えて該第２導流路
を通過する流量を制限する手段６４とを含み、こ
うして前記機械系出力信号の変化速度、従つて燃
料流量の変化速度を制限している装置。
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US05/818,257 US4142364A (en) | 1977-07-22 | 1977-07-22 | Back-up control for gas turbine engine |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5439717A JPS5439717A (en) | 1979-03-27 |
| JPS6334294B2 true JPS6334294B2 (ja) | 1988-07-08 |
Family
ID=25225077
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP8683578A Granted JPS5439717A (en) | 1977-07-22 | 1978-07-18 | System of controlling backkup for gas turbine engine |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4142364A (ja) |
| JP (1) | JPS5439717A (ja) |
| DE (1) | DE2827581A1 (ja) |
| FR (1) | FR2398185A1 (ja) |
| GB (1) | GB1593928A (ja) |
| IT (1) | IT1097968B (ja) |
Families Citing this family (13)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4137707A (en) * | 1977-07-22 | 1979-02-06 | General Electric Company | Integrated control system for a gas turbine engine |
| US4275558A (en) * | 1977-12-22 | 1981-06-30 | The Garrett Corporation | Gas turbine engine fuel governor |
| US4270345A (en) * | 1978-09-15 | 1981-06-02 | General Electric Company | Integrated control system for a gas turbine engine |
| US4248040A (en) * | 1979-06-04 | 1981-02-03 | General Electric Company | Integrated control system for a gas turbine engine |
| GB2052805B (en) * | 1979-06-29 | 1983-03-09 | Smiths Industries Ltd | Gas-turbine engine control |
| US4504905A (en) * | 1981-09-05 | 1985-03-12 | Lucas Industries Plc | Digital control system including means for maintaining signals supplied thereby within limiting values |
| NL8202417A (nl) * | 1982-06-15 | 1984-01-02 | Philips Nv | Inrichting en werkwijze voor het verwerken van roentgenbeelden. |
| FR2536793A1 (fr) * | 1982-11-29 | 1984-06-01 | Snecma | Dispositif de commande et de regulation de la section d'ouverture d'une tuyere propulsive |
| US4517796A (en) * | 1983-06-03 | 1985-05-21 | Allied Corporation | Power lever apparatus for a turbine engine |
| US5403155A (en) * | 1993-12-17 | 1995-04-04 | Mcdonnell Douglas Helicopter Company | Power management for a turbine powered helicopter |
| US6766637B2 (en) * | 2002-07-08 | 2004-07-27 | Honeywell International Inc. | Battle override valve |
| US7010399B2 (en) * | 2003-11-24 | 2006-03-07 | The Boeing Company | Methods and apparatus for fuel control using inertial measurement data |
| FR3088365B1 (fr) * | 2018-11-13 | 2020-12-25 | Safran Aircraft Engines | Unite de dosage de carburant pour un moteur d’aeronef |
Family Cites Families (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE1072430B (ja) * | ||||
| US3393691A (en) * | 1965-12-13 | 1968-07-23 | Bendix Corp | Fuel control having proportional plus integral governor with variable proportional and integral gains |
| US3371481A (en) * | 1966-11-08 | 1968-03-05 | Lucas Industries Ltd | Fuel systems for gas turbine engines |
| US3426777A (en) * | 1967-07-17 | 1969-02-11 | Woodward Governor Co | Speed governor with rate limiter |
| US3899886A (en) * | 1973-11-19 | 1975-08-19 | Gen Motors Corp | Gas turbine engine control |
| US3936226A (en) * | 1974-06-07 | 1976-02-03 | United Technologies Corporation | Control system for variable pitch fan propulsor with reverse pitch |
| US4137707A (en) * | 1977-07-22 | 1979-02-06 | General Electric Company | Integrated control system for a gas turbine engine |
-
1977
- 1977-07-22 US US05/818,257 patent/US4142364A/en not_active Expired - Lifetime
-
1978
- 1978-05-15 GB GB19530/78A patent/GB1593928A/en not_active Expired
- 1978-06-23 DE DE19782827581 patent/DE2827581A1/de active Granted
- 1978-07-17 IT IT25805/78A patent/IT1097968B/it active
- 1978-07-18 JP JP8683578A patent/JPS5439717A/ja active Granted
- 1978-07-19 FR FR7821384A patent/FR2398185A1/fr active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US4142364A (en) | 1979-03-06 |
| GB1593928A (en) | 1981-07-22 |
| JPS5439717A (en) | 1979-03-27 |
| DE2827581C2 (ja) | 1990-02-22 |
| FR2398185A1 (fr) | 1979-02-16 |
| FR2398185B1 (ja) | 1983-09-30 |
| IT1097968B (it) | 1985-08-31 |
| IT7825805A0 (it) | 1978-07-17 |
| DE2827581A1 (de) | 1979-02-01 |
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