JPS6361726A - 航空機の推進装置に対する統合制御装置 - Google Patents
航空機の推進装置に対する統合制御装置Info
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- JPS6361726A JPS6361726A JP62138335A JP13833587A JPS6361726A JP S6361726 A JPS6361726 A JP S6361726A JP 62138335 A JP62138335 A JP 62138335A JP 13833587 A JP13833587 A JP 13833587A JP S6361726 A JPS6361726 A JP S6361726A
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Classifications
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- 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
- F02C9/48—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant
- F02C9/56—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control
- F02C9/58—Control of fuel supply conjointly with another control of the plant with power transmission control with control of a variable-pitch propeller
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
- B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
- B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
- B64C11/50—Phase synchronisation between multiple propellers
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
- F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
- F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
- F02K3/072—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with counter-rotating, e.g. fan rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
- B64D2027/005—Aircraft with an unducted turbofan comprising contra-rotating rotors, e.g. contra-rotating open rotors [CROR]
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
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- Control Of Vehicle Engines Or Engines For Specific Uses (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
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- Control Of Eletrric Generators (AREA)
- Control Of Electric Motors In General (AREA)
- Steering Control In Accordance With Driving Conditions (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は航空機の反対廻りの推進装置の制御に関する
。
。
発明の背景
第１図は尾翼に装着したガスタービン機関６を持つ航空
機３を示す。機関６は何れも前側推進装置９Ｆ及び後側
推進装置＆９Ａを駆動し、これらの推進装置が軸線の周
りに反対向きに回転する。
機３を示す。機関６は何れも前側推進装置９Ｆ及び後側
推進装置＆９Ａを駆動し、これらの推進装置が軸線の周
りに反対向きに回転する。
第２図は第１図の機関−推進装置を詳しく示す。
左側には、出願人が製造するＦ２Ｏ３型の様なガスター
ビン機関１５がある。この発明では、ガスタービン機関
１５は、高エネルギのガス流３３を発生して、このガス
流３３を推進段３６に供給するガス発生器とみなすこと
が出来る。
ビン機関１５がある。この発明では、ガスタービン機関
１５は、高エネルギのガス流３３を発生して、このガス
流３３を推進段３６に供給するガス発生器とみなすこと
が出来る。
推進段３６が、低速の反対廻りのタービン羽根の組によ
り、ガス流３３から直接的にエネルギを抽出する。（こ
れは高速タービンを使い、その速度を減速歯車箱によっ
て推進装置に向う途中で下げる普通の方式とは異なる。
り、ガス流３３から直接的にエネルギを抽出する。（こ
れは高速タービンを使い、その速度を減速歯車箱によっ
て推進装置に向う途中で下げる普通の方式とは異なる。
）第１組の羽根３９がガス流３３からエネルギを抽出し
て、前側推進装置９Ｆを回転する。第２組の羽根４２が
後側推進装置９Ａを回転させるが、前側推進装置９Ｆと
は反対向きである。軸受４７が羽根の組及び推進装置を
支持していて、こういう反対廻りが出来る様にする。
て、前側推進装置９Ｆを回転する。第２組の羽根４２が
後側推進装置９Ａを回転させるが、前側推進装置９Ｆと
は反対向きである。軸受４７が羽根の組及び推進装置を
支持していて、こういう反対廻りが出来る様にする。
推進装置９Ａ及び９Ｆのピッチを変更するピッチ変更機
構５２が図式的に示されている。航空機のその時の運転
状態で推進装置のピッチが適切になる様に、ピッチ変更
機構５２を制御することが望ましい。
構５２が図式的に示されている。航空機のその時の運転
状態で推進装置のピッチが適切になる様に、ピッチ変更
機構５２を制御することが望ましい。
機関１５には、ガス圧力（Ｐ２．Ｐｄ２）を表わす信号
を発生するセンサ１７，２１．及び入口空気温度を表わ
す信号を発生ずるセンサ１９を含めて、種々のモニタが
配置されている。信号Ｐ２（入口空気圧力）及び信号Ｐ
４６（機関１５を出て行く空気圧力）を使って、機関圧
力比（ＥＰＲ）を発生する。ＥＰＲが比Ｐ４６／Ｐ２で
あることが判っているが、Ｐ２が一定の場合、ＥＰＲは
Ｐｄ２の測定値から直接的に求めることが出来ることが
理解されよう。回転子速度もモニタ２３で感知し、機関
１５からの制御信号として供給する。
を発生するセンサ１７，２１．及び入口空気温度を表わ
す信号を発生ずるセンサ１９を含めて、種々のモニタが
配置されている。信号Ｐ２（入口空気圧力）及び信号Ｐ
４６（機関１５を出て行く空気圧力）を使って、機関圧
力比（ＥＰＲ）を発生する。ＥＰＲが比Ｐ４６／Ｐ２で
あることが判っているが、Ｐ２が一定の場合、ＥＰＲは
Ｐｄ２の測定値から直接的に求めることが出来ることが
理解されよう。回転子速度もモニタ２３で感知し、機関
１５からの制御信号として供給する。
こういうセンサや図面に示してないその他のセンサは、
機関の分野で周知である。機関１５の様な機関に対する
１つの制御装置が米国特許第４，２４２．８６４号に記
載されている。
機関の分野で周知である。機関１５の様な機関に対する
１つの制御装置が米国特許第４，２４２．８６４号に記
載されている。
更に、ガス流３３には、この適正な運転が出来る様な速
度及び選ばれたピッチ角で推進装置９Ａ。
度及び選ばれたピッチ角で推進装置９Ａ。
９Ｆを回転させる為の、或いは更に具体的に云えば、機
関の推力に対するパイロットの要求を充たす様にする為
の十分なエネルギに持たせることが望ましい。ガスター
ビン機関によって推進装置を駆動する時の航空機の推進
装置制御装置の１例が、係属中の米国特許出願通し番号
節７３７，９７２号（出願口１９８５年５月２８日）に
記載されている。
関の推力に対するパイロットの要求を充たす様にする為
の十分なエネルギに持たせることが望ましい。ガスター
ビン機関によって推進装置を駆動する時の航空機の推進
装置制御装置の１例が、係属中の米国特許出願通し番号
節７３７，９７２号（出願口１９８５年５月２８日）に
記載されている。
発明の目的
この発明の目的は、推進装置のピッチ変更機構及びガス
タービン機関のガス発生器に対する統合制御装置を提供
することである。
タービン機関のガス発生器に対する統合制御装置を提供
することである。
この発明の別の目的は、ガスタービン機関によって駆動
される反対廻りの推進装置に対する統合制御装置を提供
することである。
される反対廻りの推進装置に対する統合制御装置を提供
することである。
発明の要約
この発明の１形式では、航空機の反対廻りの推進装置の
ピッチ、速度及び位相角を制御する。
ピッチ、速度及び位相角を制御する。
詳しい説明
第３図は所望のＥＰＲを設定する為に、機関１５を通る
燃料流量を決定するこの発明の一部分の１形式を示す。
燃料流量を決定するこの発明の一部分の１形式を示す。
この燃料流量を設定するのに必要な具体的な機能を説明
する前に、コンピュータ制御装置が、燃料流量、推進装
置の速度及び推進装置のピッチ角を制御する為の指令信
号を設定するのに必要な大部分の機能を果たすことを承
知されたい。コンピュータが２５に示してあり、第２図
の機関推進装置に付設された種々のセンサから多数の入
力を受取る。こ＼て実施する多くの機能は専用のアナロ
グ回路によって実施することが出来るが、同等の機能が
ディジタル・コンピュータに容易にプログラムされてい
て、機能的なアナログ回路よりも占める場所がずっと少
ない。然し、以下の説明では、専用アナログ回路につい
てこの発明を説明する。この回路をディジタル・コンピ
ュータのプログラムに変換することは、当業者に明らか
であろう。
する前に、コンピュータ制御装置が、燃料流量、推進装
置の速度及び推進装置のピッチ角を制御する為の指令信
号を設定するのに必要な大部分の機能を果たすことを承
知されたい。コンピュータが２５に示してあり、第２図
の機関推進装置に付設された種々のセンサから多数の入
力を受取る。こ＼て実施する多くの機能は専用のアナロ
グ回路によって実施することが出来るが、同等の機能が
ディジタル・コンピュータに容易にプログラムされてい
て、機能的なアナログ回路よりも占める場所がずっと少
ない。然し、以下の説明では、専用アナログ回路につい
てこの発明を説明する。この回路をディジタル・コンピ
ュータのプログラムに変換することは、当業者に明らか
であろう。
センサ１７．１９が、関数発生器２７．２９に対して温
度及び圧力信号Ｔ２．Ｐ２を夫々供給する。関数発生器
２７．２９がこの圧力及び温度信号を、感知された温度
及び圧力で機関１５に用いることが出来る機関圧力比の
最大値を表わす信号に変換する。関数発生器２７．２９
からの信号が選択回路３１に印加される。選択回路３１
は、２つの入力信号の内の小さい方を選択し、それを出
力信号とする。こうして回路３１は機関１５に対する最
大許容ＥＰＲを発生する。この信号が最大ＥＰＲ基準を
設定する別の関数発生器３３に印加される。関数発生器
３３に対する２番目の入力は、パイロットの操縦でこか
らの絞り位置又は推力要求信号である。この信号をＲ８
Ａで示しであるが、これは航空機のパイロットの絞りて
こから直接的に取出すことが出来、絞りてこの角度を表
わすことが出来る。Ｒ８Ａ信号がＥＰＲ曲線曲線−点を
選択する。この曲線は既知の機関の特性に基づいている
が、選択回路３１からの信号によって定められる最大値
を持っている。関数発生器３３の出力がＥＰＲ基準信号
である。
度及び圧力信号Ｔ２．Ｐ２を夫々供給する。関数発生器
２７．２９がこの圧力及び温度信号を、感知された温度
及び圧力で機関１５に用いることが出来る機関圧力比の
最大値を表わす信号に変換する。関数発生器２７．２９
からの信号が選択回路３１に印加される。選択回路３１
は、２つの入力信号の内の小さい方を選択し、それを出
力信号とする。こうして回路３１は機関１５に対する最
大許容ＥＰＲを発生する。この信号が最大ＥＰＲ基準を
設定する別の関数発生器３３に印加される。関数発生器
３３に対する２番目の入力は、パイロットの操縦でこか
らの絞り位置又は推力要求信号である。この信号をＲ８
Ａで示しであるが、これは航空機のパイロットの絞りて
こから直接的に取出すことが出来、絞りてこの角度を表
わすことが出来る。Ｒ８Ａ信号がＥＰＲ曲線曲線−点を
選択する。この曲線は既知の機関の特性に基づいている
が、選択回路３１からの信号によって定められる最大値
を持っている。関数発生器３３の出力がＥＰＲ基準信号
である。
ＥＰＲ基準信号がＥＰＲの実際の値と加算される。この
実際の値は、２５に示す様なコンピュータで、センサ２
１からの測定によるタービン出口圧力をセンサ１７から
の測定による入口圧力で除すことによって、計算するこ
とが出来る。基準ＥＰＲ及び実際のＥＰＲを加算点３５
で加算し、基準と測定値の間の差を表わす誤差信号が別
の加算点３７に印加される。
実際の値は、２５に示す様なコンピュータで、センサ２
１からの測定によるタービン出口圧力をセンサ１７から
の測定による入口圧力で除すことによって、計算するこ
とが出来る。基準ＥＰＲ及び実際のＥＰＲを加算点３５
で加算し、基準と測定値の間の差を表わす誤差信号が別
の加算点３７に印加される。
加算点３７はフィードバック制御ループ３９の一部分で
あり、その出力が燃料流量、或いは更に具体的に云えば
、ＷＦで示した燃料の重量流量である。制御ループ３９
が最小値選択回路４１を含み、これは、加算点３７から
の誤差フィードバック信号、温度限界信号、速度限界信
号及び率限界信号を入力とする。選択回路４１がこれら
の信号の内の一番小さいものを限界信号として取出し、
それを信号条件づけ回路４３に印加する。信号条件づけ
回路４３が信号の利得、オフセット及び進み−遅れ特性
を一調節し、これをトルク・モータ・サーボ弁アクチュ
エータ４５に印加する。このアクチュエータが機関１５
に対する燃料を制御する燃料流量装置の弁の位置を制御
する。燃料弁の位置をアクチュエータ４５の出力で感知
し、信号条件づけ回路４７及び進み／遅れ回路４９を介
して加算点３７に結合し、フィードバック・ループ３９
を閉じる。
あり、その出力が燃料流量、或いは更に具体的に云えば
、ＷＦで示した燃料の重量流量である。制御ループ３９
が最小値選択回路４１を含み、これは、加算点３７から
の誤差フィードバック信号、温度限界信号、速度限界信
号及び率限界信号を入力とする。選択回路４１がこれら
の信号の内の一番小さいものを限界信号として取出し、
それを信号条件づけ回路４３に印加する。信号条件づけ
回路４３が信号の利得、オフセット及び進み−遅れ特性
を一調節し、これをトルク・モータ・サーボ弁アクチュ
エータ４５に印加する。このアクチュエータが機関１５
に対する燃料を制御する燃料流量装置の弁の位置を制御
する。燃料弁の位置をアクチュエータ４５の出力で感知
し、信号条件づけ回路４７及び進み／遅れ回路４９を介
して加算点３７に結合し、フィードバック・ループ３９
を閉じる。
温度限界及び速度限界の値は機関１５の予定の限界であ
る。温度限界が過熱限界を設定し、速度限界が機関１５
内の回転子速度の最大値を設定する。回転子速度は、第
２図のセンサ２３からの測定値であり、機関１５内の回
転子の実際の速度を示す。率限界は別の予定の限界値を
表わしており、回転子の速度を変えることが出来る率を
指す。回転子速度を微分ブロック５１に印加し、このブ
ロックが速度変化率を計算し、それを率限界値と比較す
る。その差があれば、それが誤差信号であり、アクチュ
エータ４５を制限する為の最大値として、選択回路４１
に印加される。
る。温度限界が過熱限界を設定し、速度限界が機関１５
内の回転子速度の最大値を設定する。回転子速度は、第
２図のセンサ２３からの測定値であり、機関１５内の回
転子の実際の速度を示す。率限界は別の予定の限界値を
表わしており、回転子の速度を変えることが出来る率を
指す。回転子速度を微分ブロック５１に印加し、このブ
ロックが速度変化率を計算し、それを率限界値と比較す
る。その差があれば、それが誤差信号であり、アクチュ
エータ４５を制限する為の最大値として、選択回路４１
に印加される。
温度限界信号及び速度限界信号の両方が、燃料流ｉｔ
Ｗ Ｆに比例する信号によって変更される。図から判る
様に、信号条件づけ装置４７からの信号が第１及び第２
の安定化フィードバック回路５５゜５７に結合され、こ
れらの回路が夫々加算点５９゜６１に対して条件づけ信
号を供給する。加算点５９．６１では、温度限界及び速
度限界が夫々フィードバック信号によって変更され、誤
差信号の結果が選択回路４１に結合される。こうして、
選択回路４１は温度限界信号、速度限界信号、回転子速
度変化率信号又は機関圧力比信号の内置も制限作用の強
いものを出力とする。こうして、第３図に示す回路によ
って発生された出力は、機関１５に対する燃料流量を表
わし、この燃料流量が所望の圧力比を設定する。
Ｗ Ｆに比例する信号によって変更される。図から判る
様に、信号条件づけ装置４７からの信号が第１及び第２
の安定化フィードバック回路５５゜５７に結合され、こ
れらの回路が夫々加算点５９゜６１に対して条件づけ信
号を供給する。加算点５９．６１では、温度限界及び速
度限界が夫々フィードバック信号によって変更され、誤
差信号の結果が選択回路４１に結合される。こうして、
選択回路４１は温度限界信号、速度限界信号、回転子速
度変化率信号又は機関圧力比信号の内置も制限作用の強
いものを出力とする。こうして、第３図に示す回路によ
って発生された出力は、機関１５に対する燃料流量を表
わし、この燃料流量が所望の圧力比を設定する。
第４図には第３図の燃料流量制御装置によって定められ
た機関の圧力比に基づいて、反対廻りの推進装置９Ａ、
９Ｆに対する推進装置の速度を発生する回路の機能的な
ブロック図が示されている。
た機関の圧力比に基づいて、反対廻りの推進装置９Ａ、
９Ｆに対する推進装置の速度を発生する回路の機能的な
ブロック図が示されている。
前に述べた様に、測定値としての機関の圧力比が、圧力
Ｐ２）即ち、機関の入口圧力と、機関１５の後部の圧力
Ｐ４６との比較によって決定される。この比は第３図の
コンピュータ２５によって決定することが出来、その後
関数発生器６３に供給される。関数発生器６３が、計算
された機関の圧力比から、推進装置９Ａ、９Ｆに対する
基準速度を導き出す。基準速度計画が補正された速度で
表わされる。補正係数は機関入口の全温度と５１９°Ｒ
の標準温度の比の平方根である。ＥＰＲと補正した推進
装置の速度の間の関数関係は、機関の特性から経験的に
又は解析的に決定することが出来、或いは機関の風洞試
験から決定することが出来る。
Ｐ２）即ち、機関の入口圧力と、機関１５の後部の圧力
Ｐ４６との比較によって決定される。この比は第３図の
コンピュータ２５によって決定することが出来、その後
関数発生器６３に供給される。関数発生器６３が、計算
された機関の圧力比から、推進装置９Ａ、９Ｆに対する
基準速度を導き出す。基準速度計画が補正された速度で
表わされる。補正係数は機関入口の全温度と５１９°Ｒ
の標準温度の比の平方根である。ＥＰＲと補正した推進
装置の速度の間の関数関係は、機関の特性から経験的に
又は解析的に決定することが出来、或いは機関の風洞試
験から決定することが出来る。
ブロック６３によって発生された信号は、所定のＥＰＲ
に基づく所望の又は補正済み基準速度を表わす。この信
号がブロック６５に印加され、このブロックが補正済み
基準速度に機関入口圧力Ｐ２から導き出した信号を乗す
る。当業者であれば明らかであるが、入口圧力の関数と
して補正済み速度信号を変更することは、補正済み速度
の計算に使われる、センサ１９によって測定される入口
空気と、羽根９Ａ、９Ｆと交差する実際の周囲空気との
間の温度差を補償する為に必要である。実際の周囲温度
が判っている場合、圧力Ｐ２の関数として速度を変更す
ることは必要ではない。補正済み速度によって推進装置
の基準を設定する目的は、推進装置の先端のマツハ数、
即ち第１図に示す羽根の先端２の速度を所望の通りに計
画する為である。（１）マツハ数が周囲温度の関数であ
り、（２）推進装置の羽根の先端が特定されたマツハ数
を越えてはならないから、周囲温度が変化する時、速度
基準を変更することが望ましい。許容し得るマツハ数の
この変化が、ブロック７１で行なわれる。ブロック７１
が、入口空気温度を表わす信号に許容し得る又は基準の
推進装置の速度を乗＝ １１ − する。ブロック７１より前に、別の選択ブロック６９が
あり、それがブロック６５からの圧力補正した速度基準
をマツハ数限界で変更していることに注意されたい。マ
ツハ数限界と云う言葉は、推進装置の羽根９Ａ、９Ｆを
横切るｒｐｍで表わした正味の空気流速度を指す。ブロ
ック６９がブロック６５からの信号又はｒｐｆｆで表わ
したマツハ数限界信号の何れかを選択し、その２つの内
の小さい方をブロック７１へ通す。温度信号Ｔ２か平方
根関数ブロック７３で適当な比例単位に変換されてから
、乗算ブロック７１に印加される。
に基づく所望の又は補正済み基準速度を表わす。この信
号がブロック６５に印加され、このブロックが補正済み
基準速度に機関入口圧力Ｐ２から導き出した信号を乗す
る。当業者であれば明らかであるが、入口圧力の関数と
して補正済み速度信号を変更することは、補正済み速度
の計算に使われる、センサ１９によって測定される入口
空気と、羽根９Ａ、９Ｆと交差する実際の周囲空気との
間の温度差を補償する為に必要である。実際の周囲温度
が判っている場合、圧力Ｐ２の関数として速度を変更す
ることは必要ではない。補正済み速度によって推進装置
の基準を設定する目的は、推進装置の先端のマツハ数、
即ち第１図に示す羽根の先端２の速度を所望の通りに計
画する為である。（１）マツハ数が周囲温度の関数であ
り、（２）推進装置の羽根の先端が特定されたマツハ数
を越えてはならないから、周囲温度が変化する時、速度
基準を変更することが望ましい。許容し得るマツハ数の
この変化が、ブロック７１で行なわれる。ブロック７１
が、入口空気温度を表わす信号に許容し得る又は基準の
推進装置の速度を乗＝ １１ − する。ブロック７１より前に、別の選択ブロック６９が
あり、それがブロック６５からの圧力補正した速度基準
をマツハ数限界で変更していることに注意されたい。マ
ツハ数限界と云う言葉は、推進装置の羽根９Ａ、９Ｆを
横切るｒｐｍで表わした正味の空気流速度を指す。ブロ
ック６９がブロック６５からの信号又はｒｐｆｆで表わ
したマツハ数限界信号の何れかを選択し、その２つの内
の小さい方をブロック７１へ通す。温度信号Ｔ２か平方
根関数ブロック７３で適当な比例単位に変換されてから
、乗算ブロック７１に印加される。
推進装置及び速度基準の信号が別の２つの限界信号によ
って拘束される。ｒｐｍ限界が、推進装置９Ａ及び９Ｆ
の回転速度に対する物理的な最大限界である。ｒｐｍ限
界は、それより高くなると推進装置を回転させるのが安
全でなくなる様な速度、即ち、推進装置に対する応力が
その設計強度を越える様な速度を表わす。ブロック７５
がブロック７１からの信号又はｒｐｍ限界を最大基準信
号として選択し、選ばれた信号を別の選択ブロック７７
へ通す。最低限界信号は、推進装置がアイドリング速度
より低くならない様に設計されている。この信号がブロ
ック７７に印加され、このブロックがブロック７５から
の信号と最低限界の内の大きい方を選択し、それを推進
装置の速度に対する最終的な基準出力信号として用いる
。後側推進装置９Ａは前側推進装置の速度に比例する速
度で回転するから、ブロック７７から信号が速度釣合せ
回路７９に印加され、この回路が後側推進装置９Ａに対
し、前側推進装置９Ｆの速度に正比例する速度基準信号
を発生する。ＲＸＮ４８及びＲＸＭ４８と示した信号は
、前側推進装置９Ｆ及び後側推進装置９Ａの所望の速度
を夫々表わす。
って拘束される。ｒｐｍ限界が、推進装置９Ａ及び９Ｆ
の回転速度に対する物理的な最大限界である。ｒｐｍ限
界は、それより高くなると推進装置を回転させるのが安
全でなくなる様な速度、即ち、推進装置に対する応力が
その設計強度を越える様な速度を表わす。ブロック７５
がブロック７１からの信号又はｒｐｍ限界を最大基準信
号として選択し、選ばれた信号を別の選択ブロック７７
へ通す。最低限界信号は、推進装置がアイドリング速度
より低くならない様に設計されている。この信号がブロ
ック７７に印加され、このブロックがブロック７５から
の信号と最低限界の内の大きい方を選択し、それを推進
装置の速度に対する最終的な基準出力信号として用いる
。後側推進装置９Ａは前側推進装置の速度に比例する速
度で回転するから、ブロック７７から信号が速度釣合せ
回路７９に印加され、この回路が後側推進装置９Ａに対
し、前側推進装置９Ｆの速度に正比例する速度基準信号
を発生する。ＲＸＮ４８及びＲＸＭ４８と示した信号は
、前側推進装置９Ｆ及び後側推進装置９Ａの所望の速度
を夫々表わす。
第５図はそのピッチ又は羽根進入角を制御し、こうして
推進装置９Ａ、９Ｆを駆動する回転子段に反映する負荷
を制御することにより、推進装置９Ａ、９Ｆの速度制御
を実施する回路を示す。最初に前側推進装置９Ｆを考え
ると、速度基準信号ＲＸＮ４Ｂが加算器８０で、推進装
置の速度を表わす速度フィードバック信号ＸＮ４８と加
算される。この結果得られる誤差信号が乗算回路８１に
印加され、そこで機関の圧力比に比例する信号を乗算す
る。後に述べた信号は関数発生器８３から取出される。
推進装置９Ａ、９Ｆを駆動する回転子段に反映する負荷
を制御することにより、推進装置９Ａ、９Ｆの速度制御
を実施する回路を示す。最初に前側推進装置９Ｆを考え
ると、速度基準信号ＲＸＮ４Ｂが加算器８０で、推進装
置の速度を表わす速度フィードバック信号ＸＮ４８と加
算される。この結果得られる誤差信号が乗算回路８１に
印加され、そこで機関の圧力比に比例する信号を乗算す
る。後に述べた信号は関数発生器８３から取出される。
この関数発生器がＥＰＲ信号を受取り、それを速度に関
係する対応する信号に変換する。この乗算の目的は、ル
ープ利得を動力の関数として調節することである。・ ブロック８１によって発生された速度基準誤差信号が、
本質的に利得、オフセット及び進み−遅れ補償を含む比
例プラス積分制御装置である制御装置ダイナミック回路
８５に結合される。回路８５の出力がピッチ角要求信号
である。ピッチ角要求信号がこの後限界回路８７に印加
される。限界回路８７が回路８５からの信号を直線的に
通ずか、入口圧力Ｐ２と、絞り位置Ｒ８Ａの関数である
最小計画の関数として、この信号の最大値及び最小値を
制限する。最大値又は上限はＰ２の関数であるが、この
限界は、その測定値が利用出来る場合はマツハ数である
ことが好ましい。下限が絞り位置Ｒ８Ａを入口圧力Ｐ２
で変更したちの一関数として設定される。両方の限界に
対し、Ｐ２が飛行状態を表わす。
係する対応する信号に変換する。この乗算の目的は、ル
ープ利得を動力の関数として調節することである。・ ブロック８１によって発生された速度基準誤差信号が、
本質的に利得、オフセット及び進み−遅れ補償を含む比
例プラス積分制御装置である制御装置ダイナミック回路
８５に結合される。回路８５の出力がピッチ角要求信号
である。ピッチ角要求信号がこの後限界回路８７に印加
される。限界回路８７が回路８５からの信号を直線的に
通ずか、入口圧力Ｐ２と、絞り位置Ｒ８Ａの関数である
最小計画の関数として、この信号の最大値及び最小値を
制限する。最大値又は上限はＰ２の関数であるが、この
限界は、その測定値が利用出来る場合はマツハ数である
ことが好ましい。下限が絞り位置Ｒ８Ａを入口圧力Ｐ２
で変更したちの一関数として設定される。両方の限界に
対し、Ｐ２が飛行状態を表わす。
ピッチ角要求信号がブロック８７から選択ブロック９３
に結合され、選択ブロック９３が幾つかの入力信号の内
から一番小さな値を選択する。ピッチ角要求信号の他に
、ブロック９７からＲ３Ａ絞り基準信号が供給され、ブ
ロック９１からコア速度基準角度限界が供給される。ブ
ロック９１がコア速度ＸＮ２５ＲＺをピッチ角限界に変
換する。
に結合され、選択ブロック９３が幾つかの入力信号の内
から一番小さな値を選択する。ピッチ角要求信号の他に
、ブロック９７からＲ３Ａ絞り基準信号が供給され、ブ
ロック９１からコア速度基準角度限界が供給される。ブ
ロック９１がコア速度ＸＮ２５ＲＺをピッチ角限界に変
換する。
ブロック９１からのピッチ角限界は、機関のコア速度が
アイドリング速度より低い始動時に利用される。この−
層小さいピッチ角限界を使う理由は、始動時の羽根のピ
ッチ角は９０°に設定するのが普通であるが、アイドリ
ング速度では、羽根は約１０’にすべきであるからであ
る。羽根のピッチ角の９０°から１０°への滑らかな変
化を計画する為に、ブロック９３内の回路に一層低い限
界を設けて、コア速度が約５．ＯＯＯｒｐｍに達するま
では、羽根が実際にピッチの変更を開始しない様にする
ことが必要である。この時、５，０００ｒｐｍから約１
０．００Ｏｒｐｍのアイドリング速度までの変化が滑ら
かに行なわれる。−基アイドリング速度に達したら、−
層低い限界は作用しないのが普通である。
アイドリング速度より低い始動時に利用される。この−
層小さいピッチ角限界を使う理由は、始動時の羽根のピ
ッチ角は９０°に設定するのが普通であるが、アイドリ
ング速度では、羽根は約１０’にすべきであるからであ
る。羽根のピッチ角の９０°から１０°への滑らかな変
化を計画する為に、ブロック９３内の回路に一層低い限
界を設けて、コア速度が約５．ＯＯＯｒｐｍに達するま
では、羽根が実際にピッチの変更を開始しない様にする
ことが必要である。この時、５，０００ｒｐｍから約１
０．００Ｏｒｐｍのアイドリング速度までの変化が滑ら
かに行なわれる。−基アイドリング速度に達したら、−
層低い限界は作用しないのが普通である。
通常の制限されていない運転状態でブロック９３によっ
て発生される出力信号は、ブロック６３（第４図）が計
画した速度を達成する為に前側推進装置９Ｆに要求され
るピッチ角である。ブロック９３に同じく入力される実
際の絞りてこ位置Ｒ３Ａ（Ｐ２によって調節される）に
よって、この信号を取消すことが出来る。ブロック９３
は前に説明した、複数個の入力信号の内の大きい方（又
は小さい方）を拾って、その信号を出力信号とする選択
回路と同様である。ピッチ制御ループの説明を続ける前
に、絞り位置を表わすＲ８Ａ信号が関数発生器ブロック
９５に入力され、このブロックがそれを適当なピッチ角
基準信号ＲＸ８４８に変換することに注意されたい。こ
のピッチ角もブロック９７で機関入口圧力Ｐ２の関数と
して変更されてから、選択回路ブロック９３に印加され
る。
て発生される出力信号は、ブロック６３（第４図）が計
画した速度を達成する為に前側推進装置９Ｆに要求され
るピッチ角である。ブロック９３に同じく入力される実
際の絞りてこ位置Ｒ３Ａ（Ｐ２によって調節される）に
よって、この信号を取消すことが出来る。ブロック９３
は前に説明した、複数個の入力信号の内の大きい方（又
は小さい方）を拾って、その信号を出力信号とする選択
回路と同様である。ピッチ制御ループの説明を続ける前
に、絞り位置を表わすＲ８Ａ信号が関数発生器ブロック
９５に入力され、このブロックがそれを適当なピッチ角
基準信号ＲＸ８４８に変換することに注意されたい。こ
のピッチ角もブロック９７で機関入口圧力Ｐ２の関数と
して変更されてから、選択回路ブロック９３に印加され
る。
関数発生器９９が圧力信号Ｐ２を適当な乗数に変換し、
飛行速度が一層高い時は、−層大きな角度にすることの
出来る一層低い限界を設定する。
飛行速度が一層高い時は、−層大きな角度にすることの
出来る一層低い限界を設定する。
次にピッチ制御ループの説明を続けると、選択回路ブロ
ック９３からの信号が、フィードバック制御ループ１０
３の一部分である加算点１０１に印加される。加算点１
０１によって発生された誤差信号がダイナミック・ピッ
チ制御ブロック１０５に結合される。このブロックは利
得及び進み−遅れ回路を含んでいて、前側の羽根９Ｆの
ピッチ角を実際に制御するアクチュエータ１０７に印加
される誤差信号を条件づける。アクチュエータ１０７は
、流体圧サーボ・アクチュエータであってもよいし、或
いは流体圧アクチュエータに対する流体圧力を制御する
ｌ・ルク・モータ・サーボ弁であってもよい。制御装置
のダイナミック補償が、オーバシュート及び不安定性を
持込まずに、急速な過渡的な応答を発生する。アクチュ
エータからのフィードバックがピッチ位置センサ１０９
を介して加算点１０１の２番目の入力端子に結合され、
フィードバック・ループ１０３を閉じる。第５図の機能
的なブロック図の下側部分は、実際には後側推進装置９
Ａの制御用に設計されているけれども、上側部分と略同
じである。後側推進装置制御装置の内、前側推進装置制
御回路にあるブロック′と同一のものは、共通の参照数
字に添字Ａを付しである。前側推進装置のピッチ制御と
後側推進装置のピッチ制御の間の主な違いは、前側及び
後側推進装置の間で予定の位相同期を保つ為の同相制御
である。前側及び後側推進装置の同相化が、前に引用し
た係属中の米国特許出願通し番号第７３７．９７２号（
出願口１９８５年５月２８日）に記載されている。本質
的には、この同期化が行なわれる時、推進装置は反対廻
りで同じ速度を持つ。
ック９３からの信号が、フィードバック制御ループ１０
３の一部分である加算点１０１に印加される。加算点１
０１によって発生された誤差信号がダイナミック・ピッ
チ制御ブロック１０５に結合される。このブロックは利
得及び進み−遅れ回路を含んでいて、前側の羽根９Ｆの
ピッチ角を実際に制御するアクチュエータ１０７に印加
される誤差信号を条件づける。アクチュエータ１０７は
、流体圧サーボ・アクチュエータであってもよいし、或
いは流体圧アクチュエータに対する流体圧力を制御する
ｌ・ルク・モータ・サーボ弁であってもよい。制御装置
のダイナミック補償が、オーバシュート及び不安定性を
持込まずに、急速な過渡的な応答を発生する。アクチュ
エータからのフィードバックがピッチ位置センサ１０９
を介して加算点１０１の２番目の入力端子に結合され、
フィードバック・ループ１０３を閉じる。第５図の機能
的なブロック図の下側部分は、実際には後側推進装置９
Ａの制御用に設計されているけれども、上側部分と略同
じである。後側推進装置制御装置の内、前側推進装置制
御回路にあるブロック′と同一のものは、共通の参照数
字に添字Ａを付しである。前側推進装置のピッチ制御と
後側推進装置のピッチ制御の間の主な違いは、前側及び
後側推進装置の間で予定の位相同期を保つ為の同相制御
である。前側及び後側推進装置の同相化が、前に引用し
た係属中の米国特許出願通し番号第７３７．９７２号（
出願口１９８５年５月２８日）に記載されている。本質
的には、この同期化が行なわれる時、推進装置は反対廻
りで同じ速度を持つ。
−任意の時点で、前側及び後側の列の羽根の間にある位
相角は、±２２．５°の帯の中にある。同相化により、
この帯の中の位相角を要求することが出来、前側推進装
置に対して後側推進装置の速度の滑りを生ずることによ
り、これを達成することが出来る。この位相角の適当な
調整により、騒音が減少する。
相角は、±２２．５°の帯の中にある。同相化により、
この帯の中の位相角を要求することが出来、前側推進装
置に対して後側推進装置の速度の滑りを生ずることによ
り、これを達成することが出来る。この位相角の適当な
調整により、騒音が減少する。
前に引用した係属中の米国特許出願通し番号第７３７．
９７２号（出願口１９８５年５月２８日）に記載する様
にして取出された実際の位相（ＰＨ４８５）及び基準位
相（ＲＰＨ４８５）が加算器１１１に印加されて、位相
誤差信号を取出す。位相誤差はブロック１１３で±２２
．５°以内になる様に調節される。推進装置の速度及び
位相感知装置も係属中の米国特許出願通し番号第８０８
゜１４７号（出願口１９８５年１２月１２日）に記載さ
れている。
９７２号（出願口１９８５年５月２８日）に記載する様
にして取出された実際の位相（ＰＨ４８５）及び基準位
相（ＲＰＨ４８５）が加算器１１１に印加されて、位相
誤差信号を取出す。位相誤差はブロック１１３で±２２
．５°以内になる様に調節される。推進装置の速度及び
位相感知装置も係属中の米国特許出願通し番号第８０８
゜１４７号（出願口１９８５年１２月１２日）に記載さ
れている。
この後、ブロック１１３からの位相誤差信号が乗算回路
１１５に印加され、この回路の乗数は、機関の圧力比に
比例する信号であって、低い動力レベルに於けるループ
利得を増加する。ブロック１１５からの信号をブロック
１１７で最大ファン速度誤差と比較する。ブロック１１
７は、推進装置の速度が予定の帯の外になった時、同相
化作用を不作動にする。信号がブロック１１７からブロ
ック１１９に結合される。ブロック１１９からの誤差信
号がブロック８１Ａからの速度基準信号と加算され、そ
の加算信号が制御装置ダイナミック回路８５Ａに印加さ
れる。位相誤差補正回路が実際にブロック８１Ａからの
基準速度信号に増分を加え、前側推進装置９Ｆに対して
、後側推進装置９Ａの位相角を調節する。
１１５に印加され、この回路の乗数は、機関の圧力比に
比例する信号であって、低い動力レベルに於けるループ
利得を増加する。ブロック１１５からの信号をブロック
１１７で最大ファン速度誤差と比較する。ブロック１１
７は、推進装置の速度が予定の帯の外になった時、同相
化作用を不作動にする。信号がブロック１１７からブロ
ック１１９に結合される。ブロック１１９からの誤差信
号がブロック８１Ａからの速度基準信号と加算され、そ
の加算信号が制御装置ダイナミック回路８５Ａに印加さ
れる。位相誤差補正回路が実際にブロック８１Ａからの
基準速度信号に増分を加え、前側推進装置９Ｆに対して
、後側推進装置９Ａの位相角を調節する。
次に第１図乃至第５図を組合せて考えると、機関の圧力
比が絞り位置又は航空機の操縦士からの推力要求の関数
として設定され、この絞り位置が、機関に対する燃料流
量を計画することにより、機関の圧力比に変換されるこ
とが判る。その後、機関の圧力比を利用して、推進装置
のピッチ角を制御することによって定められる推進装置
の速度を導き出す。図示の反対廻りの装置では、前側推
進装置の速度を設定し、その後前側推進装置の速度の予
定の関数として、後側推進装置の速度を設定する。更に
、前側推進装置の羽根に対する後側推進装置の羽根の位
相又は交差を制御して、反対廻りの推進装置によって発
生される騒音を最小限に抑える。図示の実施例では、絞
り位置によって選一 ２０ − 択された機関の圧力比が、予定の温度及び速度限界内で
機関１５を運転する必要性を含めて、多数の変数によっ
て制限される。更に、機関の速度変化率を制限して、絞
り位置の突然の変化に対する機関の応力を少なくする。
比が絞り位置又は航空機の操縦士からの推力要求の関数
として設定され、この絞り位置が、機関に対する燃料流
量を計画することにより、機関の圧力比に変換されるこ
とが判る。その後、機関の圧力比を利用して、推進装置
のピッチ角を制御することによって定められる推進装置
の速度を導き出す。図示の反対廻りの装置では、前側推
進装置の速度を設定し、その後前側推進装置の速度の予
定の関数として、後側推進装置の速度を設定する。更に
、前側推進装置の羽根に対する後側推進装置の羽根の位
相又は交差を制御して、反対廻りの推進装置によって発
生される騒音を最小限に抑える。図示の実施例では、絞
り位置によって選一 ２０ − 択された機関の圧力比が、予定の温度及び速度限界内で
機関１５を運転する必要性を含めて、多数の変数によっ
て制限される。更に、機関の速度変化率を制限して、絞
り位置の突然の変化に対する機関の応力を少なくする。
機関の圧力比が推進装置に対する所望の動作速度を設定
するが、この速度は周囲温度の関数として制限され、推
進装置の先端を通過する空気が超音速になって、著しい
乱流を招かない様にする。
するが、この速度は周囲温度の関数として制限され、推
進装置の先端を通過する空気が超音速になって、著しい
乱流を招かない様にする。
更に、この速度が推進装置の最大の物理的な能力によっ
て制限される。図示の実施例は、速度制御の為、推進装
置に対する負荷を変更する様に、羽根の進入角又はピッ
チ角を変えることにより、推進装置の速度を制御するこ
とを例示している。
て制限される。図示の実施例は、速度制御の為、推進装
置に対する負荷を変更する様に、羽根の進入角又はピッ
チ角を変えることにより、推進装置の速度を制御するこ
とを例示している。
この発明をアナログ回路と同様な機能的なブロック図に
ついて説明したが、」二に述べた各々の機能はディジタ
ル・コンピュータで容易に実施することが出来ること、
並びにこの様な制約は場合によっては、アナログ形で実
施する場合よりも性能が改善されることがあることが理
解されよう。更に、ガスタービンがどれだけのエネルギ
を吸収するか（従って、推進装置にどれだけのエネルギ
が利用出来るか）を決定する好ましい方法としてＥＰＲ
を説明したが、例えばガス発生器のｒｐｍ 、機関の空
気流量又はそれらの成る組合せの様なその他の測定値を
ＥＰＲの代りに又はそれと共に用いることが出来る。従
って、特許請求の範囲によって定められたこの発明の範
囲内で、種々の変更を加えることが出来ることが理解さ
れよう。
ついて説明したが、」二に述べた各々の機能はディジタ
ル・コンピュータで容易に実施することが出来ること、
並びにこの様な制約は場合によっては、アナログ形で実
施する場合よりも性能が改善されることがあることが理
解されよう。更に、ガスタービンがどれだけのエネルギ
を吸収するか（従って、推進装置にどれだけのエネルギ
が利用出来るか）を決定する好ましい方法としてＥＰＲ
を説明したが、例えばガス発生器のｒｐｍ 、機関の空
気流量又はそれらの成る組合せの様なその他の測定値を
ＥＰＲの代りに又はそれと共に用いることが出来る。従
って、特許請求の範囲によって定められたこの発明の範
囲内で、種々の変更を加えることが出来ることが理解さ
れよう。
第１図は反対廻りの推進装置を持つ航空機の図、第２図
は第１図の反対廻りの推進装置を詳しく示す図、 第３図はガスタービン機関の燃料流量を設定するこの発
明の１形式の統合制御装置の一部分の簡略にした機能的
なブロック図、 第４図は機関の圧力比に基づいて推進装置の速度を発生
するこの発明の１形式の一部分の簡略にした機能的なブ
ロック図、 第５図は推進装置のピッチ角を制御するこの発−２３＝ 明の一部分の簡略にした機能的なブロック図である。 主な符号の説明 ６：ガスタービン機関 ９Ｆ、９Ａ：前側及び後側推進装置 ４５：トルク・モータ・サーボ弁アクチュエータ ６３：関数発生器 ７７：選択ブロック １０７．１０７Ａ：ピッチ角アクチュエータ１１３：位
相誤差補正ブロック
は第１図の反対廻りの推進装置を詳しく示す図、 第３図はガスタービン機関の燃料流量を設定するこの発
明の１形式の統合制御装置の一部分の簡略にした機能的
なブロック図、 第４図は機関の圧力比に基づいて推進装置の速度を発生
するこの発明の１形式の一部分の簡略にした機能的なブ
ロック図、 第５図は推進装置のピッチ角を制御するこの発−２３＝ 明の一部分の簡略にした機能的なブロック図である。 主な符号の説明 ６：ガスタービン機関 ９Ｆ、９Ａ：前側及び後側推進装置 ４５：トルク・モータ・サーボ弁アクチュエータ ６３：関数発生器 ７７：選択ブロック １０７．１０７Ａ：ピッチ角アクチュエータ１１３：位
相誤差補正ブロック
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １）共通のガスタービン機関によって駆動されて、共通
の軸線の周りに回転する前側及び後側推進装置の統合制
御装置に於て、 機関の絞り位置に応答して機関に対応する動力レベルを
設定する手段と、 機関によって発生される動力レベルに応答して前側推進
装置のピッチ角を制御して、動力レベルの関数として推
進装置の速度を設定する手段と、前側推進装置の速度に
応答して後側推進装置の速度を設定する手段と、 前側及び後側推進装置を同相にする手段とを有する統合
制御装置。 ２）特許請求の範囲１）に記載した統合制御装置に於て
、機関の絞り位置に応答する前記手段が機関に対する燃
料流量を計画することにより、機関の圧力比を設定する
手段を有する統合制御装置。 ３）共通のガスタービン機関によって駆動される前側及
び後側推進装置の統合制御装置に於て、機関の圧力比に
応答して推進装置の所望の速度を設定する手段と、 前側及び後側推進装置の一方の速度を調節して、２つの
推進装置の間に予定の位相角を保つ手段とを有する統合
制御装置。 ４）共通のガスタービン機関によって駆動される前側及
び後側推進装置の統合制御装置に於て、推力指令に応答
して所望の機関の圧力比（ＥＰＲ）を設定する手段と、 機関の燃料流量を設定して前記所望のＥＰＲを発生する
手段と、 測定された機関のＥＰＲに応答して推進装置の所望の速
度を設定する手段と、 推進装置の所望の速度に応答して前記前側及び後側推進
装置の各々のピッチ角を、各々の推進装置に対する所望
の速度を達成する方向で変更する手段と、 前記前側推進装置と後側推進装置の間の位相角に応答し
て前記前側推進装置の速度を調節して所望の位相角を設
定する手段とを有する統合制御装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US06/902,231 US4772180A (en) | 1986-08-29 | 1986-08-29 | Aircraft thrust control |
| US902231 | 1986-08-29 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6361726A true JPS6361726A (ja) | 1988-03-17 |
Family
ID=25415524
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62138335A Pending JPS6361726A (ja) | 1986-08-29 | 1987-06-03 | 航空機の推進装置に対する統合制御装置 |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US4772180A (ja) |
| JP (1) | JPS6361726A (ja) |
| CA (1) | CA1273210A (ja) |
| DE (1) | DE3727992A1 (ja) |
| FR (1) | FR2603251B1 (ja) |
| GB (1) | GB2194649B (ja) |
| IT (1) | IT1222556B (ja) |
| SE (1) | SE8702113L (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2013538160A (ja) * | 2010-09-20 | 2013-10-10 | スネクマ | ターボプロップのファン羽根のためのピッチ制御システムの接続ロッドを仕切りを貫いて通すための鞘を有しているシール装置 |
Families Citing this family (21)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2218747B (en) * | 1988-05-20 | 1993-01-27 | Gen Electric | Propeller/fan pitch feathering apparatus |
| US4927329A (en) * | 1988-10-21 | 1990-05-22 | General Electric Company | Aircraft engine unducted fan blade pitch control system |
| US4958289A (en) * | 1988-12-14 | 1990-09-18 | General Electric Company | Aircraft propeller speed control |
| US5029091A (en) * | 1989-04-11 | 1991-07-02 | United Technologies Corporation | Ground mode control of aircraft propeller speed and pitch |
| US5017089A (en) * | 1989-04-11 | 1991-05-21 | United Technologies Corporation | Propeller speed governor having a derivative inhibit at high flight speeds |
| US5046923A (en) * | 1989-10-02 | 1991-09-10 | United Technologies Corporation | Helicopter autorotation detection and recovery |
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