KR950013204B1

KR950013204B1 - 가스터빈 엔진용 능동 기하학적 제어 시스템

Info

Publication number: KR950013204B1
Application number: KR1019890013432A
Authority: KR
Inventors: 알. 폴락 로버트; 제이. 칼리드 시드; 에이. 마르코스 주안
Original assignee: 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션; 스티븐 이. 리바이스
Priority date: 1988-09-20
Filing date: 1989-09-19
Publication date: 1995-10-25
Also published as: DE363301T1; DE68928159D1; JPH02115558A; EP0363301A1; JP2923311B2; EP0363301B1; DE68928159T2; KR900005052A

Abstract

내용 없음.

Description

가스터빈 엔진용 능동 기하학적 제어 시스템

제 1 도는 본 발명에 따라서 제공된 능동 기하학적 제어 시스템을 채용하는 가스터빈 엔진을 도시하는 단순개략도.

제 2 도는 제 1 도의 능동 기하학적 제어 시스템의 일부분을 도시하는 상세 개략도.

제 3 도는 제 1 도의 제어기의 제 2 부분의 간략화된 블럭도.

제 4 도는 제 1 도의 제어기의 제 3 부분의 간략화된 블럭도.

제 5 도는 고압축기 베인 위치각을 고압축기 보정 속도의 함수와의 관계로 도시하는 도표.

제 6 도는 제 1 도의 제어 시스템의 정상 상태(steady state) 응답에 대한 전이를 도시하는 도표.

제 7 도는 소정의 팬 모터 속도에 대한 엔진 네트 추력(net thrust) 대 배기면적의 관계를 도시하는 도포.

제 8 도는 본 발명의 실시태양을 도시하는 도면으로서 고압축기 가변베인(HCVV) 대 그 인입 조건에 대해 보정된 고압 압축기 속도(N₂)를 도포화한 고압스풀 동작라인을 도시하는 그래프.

제 9 도는 가스터빈 엔진 대한 전체의 제어 관계와 본 발명의 제어 논리를 도시하는 개략적인 블럭도.

제 10 도는 본 발명의 실시태양을 도시하는 도면으로서, 저압축기 가변베인(LCVV) 대 그 인입 조건에 대해 보정된 저압 압축기 속도(N₁)를 도표화 한 저압스풀 동작라인을 도시하는 그래프.

제 11 도는 가스터빈 엔진에 대한 전체의 제어 관계와 본 발명의 제어 논리를 도시하는 개략적인 블럭도.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명

10 : 제트엔진 12 : 스풀

14 : 팬 16 : 저압터빈

18 : 고압압축기 20 : 고압터빈

22 : 작동기 24 : 보강장치

26 : 배기노즐 28 : 작동기

30 : 제어 시스템 32 : 파워레버

44 : 엔진 공기유량 스케줄 장치 48 : 함수발생기

52 : 접합부 54 : 이득가변 베인 발생기

56 : 가속/감속 선택기 60,100,112 : 비례 및 적분트림 회로

62 : 미분회로 64,102 : 비례트림 회로

66,68,80,101,108 : 접합부 70,72,76,82,90,92,98,106,110 : 함수 발생기

74 : 타이머 78 : 회전오차 회로

81,82,88 : 속도제한 회로 84,86 : 연료유량 회로

96 : 트림선택기 회로 104 : 2차비례 및 적분트림 회로

210,310 : 제트엔진 214,314 : 터빈

216,316 : 축 218,318 : 저압스풀

220,320 : 외부환상 통로 222,322 : 저압터빈단

223,323 : 연소기 225,325 : 드로틀 밸브

228,328 : 가변제트 노즐 230,236 : 가변팬

330,336 : 가변베인

본 발명은 가스터빈 항공엔진에 관한 것으로, 특히 엔진제어 시스템에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 항공기를 구동시키기 위한 가스터빈 엔진에 관한 것으로, 특히 한쌍의 스풀 축류 압축기의 고압 압축기상에 가변베인을 포함하는 형태의 엔진 제어에 관한 것이다.

그리고, 본 발명은 항공기를 구동시키기 위한 팬제트 2 스풀 엔진에 관한 것으로, 특히 팬의 입구에 가변베인을 포함하는 형태의 엔진 제어에 관한 것이다.

가스터빈 엔진 제어 시스템은 이 분야에서 잘 알려져 있다. 이러한 제어 시스템은 특별히 민용 또는 군용항공기에 사용되도록 특수하게 구성된다. 예를들어, 전투기는 항공기를 심하게 가속 또는 감속시키게 엔진추력의 변화에 상응한 엔진 동력의 변화를 요구하는 극심한 조종을 받을 수 있어야 한다. 이러한 조종을 실행하기 위해서는, 조정사는 "보디스(bodies)", "촙스(chops)" 또는 "스냅스(snaps)"로 통상 지칭되는 것처럼 갑작스런 파워레버 운전을 수행해야 한다.

이리한 파워레버 운전은 최대의 엔진속도, 온도 및 기류 운행을 발생시킨다. 전투기의 엔진 제어기는 가능한 빠른 최대의 엔진 응답을 제공해야 한다.

전투기에서 사용되는 엔진의 실시예는 본 출원의 양수인인 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션의 일부인 프래트 앤드 휘트니 항공사에서 제작한 F100엔진이다. F100 엔진은 팬 제트엔진 구성부를 가지는 복수스풀축류 터빈 동력 설비이다. 상기 엔진은 고압축기로터와 동축인 팬 또는 저압축기에 의해서 특징을 갖는다. 팬과 고압축기 모두는 베인을 가지며, 이 베인의 각은 로터블레이드가 이동하는 동안에 조절가능하다. 또한, 상기 엔진은 가변 면적 배기노즐을 가진다.

작동중에, 팬과 고압 압축기 로터의 로터 속도가 고속(중간 또는 군용 동력)으로부터 저속(부분동력 또는 아이들 동력)으로까지 변경된다. 엔진동력 출력의 극적인 변경을 이륙하려면, 엔진 연소기에 공급되는 연료량이 높은 값으로부터 낮은 값으로 변화함에 따라서 팬과 고압축기 베인들이 각각의 로터의 속도에 따라 위치를 변경할 뿐만 아니라 가변 배기노즐도 면적을 변경하여야 한다.

예를들어, 필요할때는 "촙(chop)" 추력은 엔진이 엔진의 연소기에 공급되는 연료량을 감소시키고 배기노줄 면적을 증가시겨서 동력을 군용 동력 조건, 예컨대 1200 lbs추력으로부터 4,000 lbs 추력으로 감소시키게 만들 것이다. 팬과 고압축기 로터속도, 터빈 온도 및 공기 유량은 상응한 추력 프로필(thrust profile)에 따라서 감소된다. 유사하게, 동력설비가 부분동력으로부터 군용동력으로 변경되면 로터 속도, 온도 및 공기유량이 크게 증가한다.

제트엔진 제어가 존재하면, 동력이 좀더 요구되거나 좀 적게 요구될 때는 "부우트스트랩(bootstrap)" 처리가 발생한다. 공지의 제어기는 드로틀 파워 레버 각(PLA)의 변화에 응답하여 연료 유량을 증가시키거나 감소시켜서 동력의 다소의 요구를 개시한다. 연료 유량의 변화는 연소기 배출 조건을 통하여 동력의 변화를 발생시킨다. 이러한 변화에 응답하여서만 엔진 스풀속도가 변화되고 다음에 팬 가변베인(FVV), 고압축기 가변베인(HCVV) 및 배기제트 노즐 면적(AJ)의 위치와 같은 압축시스템 기하학이 조절된다. 가변동력 상황에서는, 엔진의 융통성이 적어지고 엔진 응답이 낮아진다. 더우기, 연료흐름의 변화에 응답하여 가스 경로가변 엔진계수를 제어하는 시스템은 높은 연료 소모와 잠재된 압축기 시스템의 불안정에 의해서 입증되듯이 최적의 엔진 성능을 갖지 못한다.

역사적으로 잘 알려져 있듯이, 가스터빈 엔진에 대한 제어는 통상적으로 엔진 작동을 최적화 하도록 연료유량을 조절하여 왔다. 통상의 장치에 있어서, 연료 제어기는 다수의 엔진 동작 변수들을 모니터하고 이러한 신호들을 처리하여서 소망의 엔진 동작을 나타내는 출력을 발생시켜 엔진이 서어징, 과열 및 리치 앤드 린(rich and lean) 엔진 정지를 회피하게 한다. 이렇게 하려면, 제어기의 컴퓨터 부분이 파워레버의 조정을 반영하도록 엔진의 동작을 나타내고 연료 유량을 연속적으로 계획하는 제어 논리를 나타내야 된다. 특히 군용 엔진에서는, 제어기는 또한 엔진 동작 한계 내의 어떤 주어진 동작에 대해서 최적 동작을 얻을 수 있도록 입구 안내베인, 배기노즐 및 유사한 것과 같은 엔진의 가변적인 기하학적 부분들을 계획하는 엔진 변수들을 독립적으로 감시한다.

따라서, 하나의 제어기능의 변화는 기타의 조건에 영향을 주게되어서 각각의 최적 동작을 기하도록 각각의 제어가 일정하게 반복되는 것이 분명하다. 예를들어, 배기노즐 면적의 변화는 통상적으로 엔진내의 압력을 변경시키며, 상기 압력은 연료제어기에 의해서 감시되고 다음에 이 연료 제어기는 연료제어의 변화를 나타내어 이러한 변화를 반영하도록 연료 유량을 최종적으로 조절한다. 이러한 방법에서는, 연료를 증가시키거나 감소시키도록 연료 유량을 계획하는 것은 가변형태의 엔진이 작용을 하기 전 이더라도 일어날 수 있을 것이다.

상기한 바와같이 제어는 엔진의 연료 유량과 가변 기하학이 일정한 엔진 및 항공기 동작 변수들의 함수인 하나의 변수에 응답하게 동시에 계획함으로써 빠른 출력 응답과 개선된 서어지 마진(surge margin)을 얻는다. 이러한 형태의 능동 기하학적 제어 시스템을 유용한 시스템으로 하려면, 어떤 주어진 조절에 대하여 제어가 어떤 전이 운행 후에 동작 곡선의 주어진 정상상태 동작점으로 복귀하도록 높은 반복성을 얻을 수 있어야 한다. 전이 운행중에는, 제어 논리는 작동점이 엔진의 마모 및 마멸, 동력 추출 또는 압축기 공기 누출로 인한 엔진 작동 변화에도 불구하고 필요한 추력을 요구하는 파워레버 조절점과 동일하도록 한다.

본 발명은 주 제어 변수로서 한쌍의 스풀엔진의 저압스풀(N₁)의 보정된 속도(RPM)를 사용하는 것을 고려할 수 있다. 많은 군용엔진의 경우와 같이, 저압스풀은 고압 스풀에 단지 공기 역학적으로만 연결된다. 성능면에서 최적 엔진 작동을 얻도록, 고압 및 저압스풀의 보정된 로터 속도들은 모든 주어진 정상 상태 엔진 조건에 대하여 서로 비례해야 한다.

전투기와 기타 군용 항공기에서는, 엔진에 의해서 발생되는 추력의 변화에 대한 조종사의 요구가 가능한 빠르고 정확해야 한다는 것이 극히 중요하다. 전투석, 예컨대 전투기 내에서 조작을 행할 때 예상되는 극심한 조종을 받는 항공기의 능력은 그 항공기의 성능에 직접 관계된다. 추력 변화에 대한 요구가 개시될 때, 예컨대 조종사가 "보디(bodie)" 조종, 즉 즉각적인 출력의 증가(가속) 요구에 이어서 빠른 추력저하(감속) 요구 또는 그 반대의 요구를 수행할 때는, 엔진은 가능한 빠른 시간내에 요구되는 출력값으로 가속되기전에 요구되는 추력값으로 감속시켜서 요구되는 출력값들을 얻어야 한다. 지금까지 알려진 제어 논리로는, 이러한 "보디즈" 및 "촙스"와 같은 조종은 회전스풀의 높은 관성에 기인한 제한에 영향을 받는다. 추력의 변화는 고압 압축기의 RPM의 감소 또는 증가를 필요로 하기 때문에 이러한 높은 관성은 엔진의 응답시간에 악영향을 준다.

물론, 우수한 TSFC(출력 특수연료소모) 및 안정된 엔진 동작 조건을 달성하기 위해서는, 즉, 서어지, 엔진 정지 및 과열을 피하도록 엔진은 가능한 효과적으로 동작하는 것이 또한 극히 중요하다. 연료 및 고압축기 가변베인 모두를 보정된 저압 압축기 속도의 함수로 제어함으로써 정상 상태 및 전이 동작 모두를 향상시킬 수 있음을 발견하였다. 전이동작에서는, 본 발명은 일정하게 보정된 고압축기 속도(N₂)로 고정시키고, 요구되는 추력의 목표점을 조절하며, 고압축기 가변베인의 각을 조절하여서 이러한 목표점을 겨냥하여 정하는 것을 고려한다. 이러한 논리는 저압 압축기 스풀이 목적하는 추력(Fn)에 상응한 값으로 속도를 조절하게 한다. 비례적분제어기는 N₁속도가 적당하게 얻어지게 하고, N₂는 일정하게 유지되게 한다. 일단 목적하는 바가 달성되면, 능농 고압축기 제어기(AHCC)는 고압 압축기 스풀속도와 HCVV를 자동적으로 조절하여 고, 저압 압축기의 요구되는 속도비와 동등한 값으로 동작선에 복귀시켜서 최적의 엔진 성능을 보상한다.

또한, 연료 및 팬 가변 베인 모두를 보정된 저압 압축기속도 함수로 제어함으로써 정상상태 및 전이 동작 모두를 향상시킬 수 있음을 발견하였다. 전이 동작에서는, 본 발명은 일정하게 보정된 저압축기 속도(N₁)로 고정시키고, 요구되는 추력의 목표점을 조절하며, 팬 가변베인의 면적을 조절하여서 이러한 목표점을 겨냥하여 정하는 것을 고려한다. 이러한 논리는 고압 압축기 스풀이 속도를 목적하는 추력(Fn)에 상응한 값으로 조절하게 한다. 비례 적분 제어기는 보정된 엔진 공기유량(Wa)이 적당히 얻어지게 하고 N₁이 일정하게 유지되게 한다. 일만 목적하는 바가 달성되면, 능동 저압축기 제어기(ALCC)는 저압 압축기 스풀속도를 자동적으로 조절하여 저압축기 속도와 FCVV가 고, 저압 압축기의 요구되는 속도비와 동등한 값으로 동작선에 복귀하여서 최적의 엔진 성능을 보장한다.

본 발명의 목적은 전체의 엔진추력을 총 엔진 공기 유량과 압축비의 함수로서 조절하는 하나의 변수를 사용하는 가스터빈 엔진용 능동 기하학적 제어 시스템을 제공하고자 하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은 가변압축 시스템의 기하학적변수 의해서 연소기 연료유량과 가스경로 가변변수를 함께 동시에 계획하는 단계를 가지는 가스터빈 엔진용 능동 기하학적 제어 시스템을 제공하고자 하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은 압축기 시스템 공기유량을 조절하여 엔진로터 속도의 운행을 최소화하는 능동 기하학적 제어 시스템을 제공하고자 하는 것이다.

본 발명에 따르면, 가스경로 가변 엔진 요소들, 가변면적 배기노즐 및 열배기가스를 발생시키는 버너를 가지는 항공기 엔진으로부터의 동력을 제어하는 시스템은 항공기 변수 신호들을 수신하는 수단과, 가스경로 가변엔진 요소 배기 면적 및 연소기로 향하는 연료 유량을 나타내는 신호들을 포함하는 엔진 변수 신호들을 수신하는 수단을 포함한다. 제어기는 변수 신호들을 수신하고 선택된 엔진 동력값 제어를 나타내는 신호들에 응답하여 연소기 연료흐름 및 배기노즐 면적의 크기와 동시에 가스경로 가변엔진 요소의 크기를 선택하는 신호들을 엔진에 제공한다.

또한, 본 발명의 따른 목적은 항공기를 구동시키는 가스터빈 엔진의 고압스풀의 가변 면적 베인을 가지며 파워레버 입력에 응답하는 빠른 추력 응답을 보장하고 엔진이 정지 상태로 동작할 때 최적의 TSFC를 보장하는 한쌍의 스풀에 대한 개선된 제어 논리를 제공하고자 하는 것이다.

본 발명의 특징중의 하나는 연료 유량과 고압축기 가변베인을 마하수, 엔진 입구 총 압력과 온도 및 파워레버의 위치의 함수인 저압 압축기 속도변수의 함수로서 제어하는 한쌍의 스풀 가스터빈 엔진의 제어 논리이다. 전이 조건(가속 및 감속)은 고압축기스풀 속도로 고정하고 파워레버의 요구에 의해서 명령된 추력값을 얻도록 저압축기 스풀속도를 목포로 정함으로써 얻어지며, 정상 상태 조건을 계획된 저압 대 고압 압축기 속도 조건이 달성될 때까지 고압 압축기의 속도와 고압 압축기 가변베인의 위치를 동시에 조절함으로써 얻어진다.

본 발명의 다른 하나의 특징은 추력 목적이 이루어진 얼마 후에 정상상태 조건으로 제어기를 조절하도록 항공기 또는 엔진 동작 변수의 함수로서 리셋트되는 타이머를 사용하는 것이다.

본 발명의 또 다른 하나의 특징은 언급된 바와 같은 제어 논리에 고압 압축기 속도를 파워레버의 위치의 함수로서 고정시키는 수단을 제공하여 고정 조건이 엔진의 마모 및 마멸과 같은 외부작용과, 항공기 부품 및 유사한 것에 대한 동력 추출을 따라서 이탈하지 않는다.

본 발명의 또 다른 목적은 팬 위에 가변면적 베인들을 가지며 파워레버 입력에 응답하는 빠른 추력 응답을 보장하고 엔진이 정지 상태로 동작할 때 최적의 TSFC를 보장하는 항공기를 구동시키는 한쌍의 스풀 팬 제트엔진에 대한 개선된 제어 논리를 제공하고자 하는 것이다.

본 발명의 또 다른 하나의 특징은 연료 유량과 팬 가변베인들을 마하수, 엔진 입구 총 압력과 온도 및 파워 레버의 위치의 함수인 저압 압축기 속도변수의 함수로서 제어하는 2개의 스풀 가스터빈 엔진의 제어 논리이다. 전이 조건(가속 및 감속)은 N₁을 고정시키고 파워 레버의 요구에 의해서 명령되는 추력값을 얻도록 Wa를 목표로 정함으로써 얻어지며, 정상상태 조건들은 계획된 고압 대 저압 압축기 속도 조건이 달성될 때까지 고압 압축기의 속도와 팬 가변베인들의 위치를 동시에 조절함으로써 얻어진다.

본 발명의 또 다른 특징의 하나는 추력 목적이 이루어지면 정상상태 조건으로 제어기를 조절하도록 항공기 또는 엔진 동작 변수의 함수로서 리셋트되는 타이머를 사용하는 것이다.

본 발명의 또다른 하나의 특징은 언급된 바와같은 제어 논리에 저압 압축기 속도를 파워레버의 위치의 함수로서 고정시키는 수단을 제공하여, 고정 조건이 엔진의 마모 및 마멸과 같은 외부작용과, 항공기부품 및 유사한 것에 대한 동력 추출을 따라서 이탈하지 않는다.

본 발명의 상기 및 기타의 특징과 장점들은 하기의 설명과 첨부된 도면으로부터 더욱 명백해진다.

제 1 도를 참조하면, 저압터빈(16)에 의해서 구동되는 팬(14)을 지니는 N₁스풀(12)과, 고압 압축기(18) 및 고압 터빈(20)을 가지는 N₂스풀(17)을 구비한 종래의 한쌍의 스풀형태로 이루어진 제트엔진(10)이 개략적으로 도시된다. 고압 압축기와 고압 터빈은 종종 가스발생기 또는 엔진 코어로서 지칭된다. 압축기 출구와 터빈 입구사이에 위치된 종래의 연소기(22)는 터빈을 구동시키고 출력을 발생시키기에 충분한 가스를 발생시키도록 엔진의 동작매체를 가열시키고 가속시키게 사용된다. 고압스풀과 저압스풀은 서로 기계적으로 연결되어있지 않고 독립적으로 회전한다. 또한, 엔진은 저 터빈으로부터의 배출 가스를 수용하는 추진증강장치(24)를 지닌다. 가스는 배기노즐(26)을 통하여 엔진을 빠져 나간다. 종래와 같이, 작동기(28)는 배기노즐의 위치를 제어하여서 배기 배출구의 면적(AJ)을 변화시키도록 사용된다.

또한, 제 1 도에는 하기에 설명될 능동 기하학적 제어 시스템(29)이 도시된다. 종래와 같이, 제어 시스템은 부호(30)로 개략적으로 표시된 바와같은 엔진 및 항공기의 여러가지 요소들과 센서로부터 신호들을 수신한다. 엔진 변수들은 엔진의 비행 범위에 걸쳐 최적의 엔진 동작을 이루도록 선택되고 예정된 계획에 따라서 연소기의 연료 유량과 배기노즐의 면적을 제어하는 명령 신호를 발생시키도록 제어 시스템에 의해서 사용된다. 하기에 상세히 언급되듯이, 본 발명에 따라서 제공되는 능동 기하학적 제어 시스템은 가변가스 경로 변수의 제어와 동시에 일어나는 연소기 연료 유량과 배기노즐 면적의 제어를 특징으로 한다.

팬과 고압축기 모두는 다수의 베인들을 가지며, 이 베인의 위치는 폐쇄로부터 완전히 개방되게 조절가능하다. 잘 알려져 있듯이, 이러한 가변베인은 엔진의 동력과 응답을 최적화하는 기프로그램된 계획에 따라서 조절될 수 있다. 조종사는 드로틀 레버(32)의 위치 또는 각을 변화시켜서 엔진 동력 출력을 제어한다. 드로틀 레버의 각과 드로틀 레버각의 변화율은 엔진에 의해서 공급되는 동력의 양으로 결정될 수 있다. 이들을 나타내는 신호들은 라인(34)을 통해서 제어기에 인가되어 그곳에서 파워레버각과 파워레버각의 변화율이 결정될 수 있다. 신호들은 시스템(29)이 라인(36,38,40)들로 도시되듯이 엔진 변수들을 제어하게 제트엔진에 인가된다.

제 2 도를 참조하면, 제 1 도의 능동 기하학적 제어 시스템이 상세하게 개략적으로 도시된다. 최신항공기는 항공기 변수들을 감시하고 이에 따라서 연료흐름과 기타 엔진 변수들을 선택하는 다수의 변수 계획으로 기프로그램된 전자식 엔진 제어기를 사용한다. 본 발명은 디지탈 전자형태로 실시되는 것이 좋으나, 이 분야의 기술자는 본 발명의 하드웨어 및 소프트웨어를 종래의 방법으로 적당히 변경하여 아날로그 전자 수단, 유압 또는 기계적인 수단으로 다르게 실시될 수 있음을 알 것이다.

최선의 방식에 있어서, 제어 시스템의 실시예는 디지탈이며 여기에 상세하게 언급되는 기능을 달성하는데 필요한 것과 같은 하드웨어와 소프트웨어를 포함한다. 필요한 파라미터센서, 디지탈 대 아날로그 및 아날로그 대 디지털 컨버터, 및 종래의 컴퓨터 수단은 간결성을 위하여 도시되지 않았다. 또한, 제 2 도의 제어 시스템에서는, 다수의 함수발생기가 간결성을 위해 무명찰 좌표축으로 개략적으로 도시되었다. 통상, 각각의 함수 발생기의 세로축 변수는 그 심볼 뒤에 표시되고 가로축 변수는 그 앞에 온다.

더우기, 도시된 몇개의 변수는 엔진 내의 일정한 표준위치(2,2.5)로 보정(C)될 수 있는 잘 알려진 변수에 상응한다는 것을 알 수 있을 것이다. 따라서, N₂C_2.5(meas)는 엔진의 2.5 위치에 대한 보정된 스풀속도 N₂의 측정값을 나타낸다. 용어풀이는 하기와 같다.

용어 풀이

AJ 제트노즐 면적

AJT 전이 면적 조절

PLA 파워레버각

PT2 엔진 입구 압력을 나타내는 신호

TT2 엔진 입구 온도

EPR 엔진 압력비

N₁C₂스테이션 2에서 보정된 팬 로터 속도

DN₁C₂차보정된 팩 로터 속도(오차)

DAJ_1,2차배기노즐 면적

P_BMIN 최소 연소기 압력

PB 연소기 압력

DPB 연소기 압력오차

FVV 팬 가변베인 위치

HCVV 고압축기 가변베인위치

N₁C₂R 보정된 팬 로터 속도 요구

HCVVREF 고압축기 가변베인 위치(Ref)

DHCVV 차보정된 고압축기 가변베인 위치

HCVV 최종적으로 요구되는 고압축기 가변베인 위치(Ref)

DN₂C_2.5차보정된 고압축기 속도(오차)

GVV 이득

dN₂C_2,5미분 보정된 고압축기 속도

WFgg 연료 유량요구

WF/PB 연료 유량비

N₁저 압축기 로터 속도

N₂고 압축기 로터 속도

2 엔진입구 스테이션

2.5 팬 배출 스테이션

3 압축기 배출 스테이션

N₂C_2,5스테이션 2.5에서 보정된 고압축기 속도

하기에 상세히 설명되듯이, 본 발명에 따라 제공된 능동기하학적 제어 시스템은 엔진의 성능을 최적화하도록 주연소기 연료 유량의 사용을 가변 가스경로 요소들의 선택된 기하로서 독립적으로 조정하는 것을 특징으로 한다. 결국, 터보제트 및 터보 팬 가스터빈 엔진에 대한 추력응답과 압축 시스템의 안정성은 향상된다. 상기에 나타난 바와같이, 공지의 제트엔진제어 시스템은 연료를 조종사에 의해서 개시되는 파워레버 또는 드로틀 각의 변화에 응답하여 연소기에 제공한다. 증가된 연료는 엔진 동력에 변화를 주어서 제트 노즐면적과 더불어 팬 또는 저압축기 가변베인 위치와 고압축기 가변베인 위치에 변화를 요구한다. 로터 속도와 그 후 어떤 가스 경로 요소가 충분히 상호작용하기 전에 연료 유량을 증가(또는 감소) 시키는 방법은 이 분야의 기술자에는 "부우트 스트랩핑"으로 알려져 있다. 이러한 방법은 동력 전이가 제트엔진에 의해서 발생될 수 있는 속도에 제한을 준다.

그러나, 본 발명에 따라 제공된 능동기하학적 제어 시스템에서는, 팬과 고압축기 가변베인 위치, 제트노즐면적 및 연료 유량이 모두 동력 요구에 응답하여 동시에 제어된다. 이러한 시스템에서는, 엔진이 압축시스템 공기유량의 어느 하나 또는 모두가 저속운행 또는 저속 스풀속도에 따라 조절되게 응답한다. 제 2 도는 고압축기 가변베인 위치를 제어하는 작동기와 연속기속의 연료 유량 모두에 대한 제어 신호들을 발생시키는 제어 시스템의 일부분을 도시한다. 제 3 도는 배기 가스 노즐의 면적을 조절하는 신호들을 발생시키는 제어 시스템의 부분을 상세하게 도시한다. 제 4 도는 팬 가변베인 위치 제어 신호들을 발생시키는 제어 시스템의 부분을 개략적으로 상세하게 도시한다.

고압축기 가변베인 위치를 조절하기 위해서, 제어 시스템은 엔진 공기유량 변수값을 계산해야 하고 엔진이 가속중인지 또는 감속중인지를 결정하여야 하며 그 크기를 결정해야 한다. 드로틀 또는 파워레버(32)는 항공기 조종사가 엔진 동력의 변경을 요구하는 주 장치이다. 파워레버각(PLA)을 나타내는 신호들은 엔진 공기 유량계획 장치(44)에 인가되며, 이러한 장치는 엔진 입구 압력(PT2), 항공기 속도(마하수) 및 엔진입구 온도(TT2)를 포함하는 다수의 신호들을 항공기로부터 수신한다. 엔진공기 유량의 계획 값은 함수발생기(46)에 의해서 수신되며, 함수발생기 N₁스풀속도(N₁C₂R)의 보정된 값을 요구한다.

함수발생기(48)는 고압축 가변베인 위치(HCVV(Ref))의 요구되는 값을 출력한다. 기준값(HCVV(Ref))은 새로운 동력값이 요구되자마자 측정된 N₂C_2,5의 값(N₂C_2,5(lock))과 보정된 N₂스풀 속도의 기준값(N₂C_2,5(ref))으로부터 접합부(52)에서 발생된 보정된 고압축기 속도 센서(DN₂C_2.5(base))로 구성되는 그 차이값(HDCVV)과 접합부(50)에서 합산된다. 이러한 보정된 고압축기 속도센서 값은 이득 가변베인(GVV) 발생기(54)에 의해서 함수 N₁C₂R의 함수로서 변환된다.

가속/감속 선택기(56)는 파워레버각과 보정된 N₂스풀속도의 측정된 값을 나타내는 신호들을 수신하여 그것으로부터 동력요구의 개시점에서 N₁및 N₂보정 스풀속도의 값(N₂C_2,5lock 및 N₁C₂lock)을 발생시킨다. 고정값 N₂C_2.5는 측정되고 보정된 N₂스풀속도와 접합부(58)에서 합산되어서 N₂C_2,5의 차이값(DN₂C_2,5)을 발생시킨다. 이러한 신호는 비례적분트림 회로(60)에 인가되며, 비례적분트림 회로는 종래의 방법으로 HCVV를 위한 보정 신호를 발생시킨다. 또한, 측정된 보정 N₂스풀속도의 매우 빠른 변화들을 탐지하기 위한 회로도 포함된다. 미분 회로(62)는 측정되고 보정된 N₂스풀속도를 수신하고 미분값(dN₂C_2,5)을 출력하며, 이값은 종래의 비례제어방법으로 이루어지는 HCVV의 출력 신호를 갖는 비례트림 회로(64)에 인가된다. 비례트림 회로(64)와 비례적분트림 회로(60) 모두의 출력 신호들은 접합부(66)에 인가되며, 여기서 이들 신호들은 합산되어 고압축기 가변베인 위치에 대한 트림 또는 보정 신호(HCVV(Trim))를 발생시킨다. 이러한 신호는 접합부(68)에 인가되고, 여기서(HCVVref) 신호와 합산되어 고압축기 가변베인 위치의 목표값(HCVV(target))을 발생시킨다.

본 발명에 따라 제공된 제어 시스템은 고압축기 가변베인 위치의 목표값과 함수발생기(70) 및 (72)에 의해서 결정된 최소 및 최대 허용값과 비교한다. 고압축기 가변베인 위치 신호의 목표값은 이 값이 상한 또는 하한치를 초과하는지의 여부에 따라서 조절된다. 이것은 고압축기 가변베인 위치 신호의 조절된 또는 기초값(HCVV)base이 된다.

또한, 제 1 도의 제어 시스템은 항공기의 고도와 속도(마하수)를 나타내는 신호들과 파워레버 명령 신호의 개시점으로부터 경과되는 시간을 나타내는 가속/감속 선택기 회로(56)로부터의 가능 신호를 수신하는 감속타이머(74)를 포함하는 회전요구 회로를 특징으로 한다. 이후에 설명되듯이, 제 1 도의 제어 시스템은, 만약 감속타이머 회로가 파워레버각이 설정 시간(예를들어 20초)내에 변경되지 않는다는 것을 결정하면, 엔진 변수들이 정상상태 모드가 되게 자동적으로 재구성 된다.

함수발생기(76)는 N₂C_2,5(meas) 신호를 수신하고 정상상태의 고압축기 가변베인 위치에 상응한 신호(HCVVSS)를 제공한다. 이러한 신호는 고압축기 가변베인위치요구 신호(HCVV(req))와 합산되어 고압축기 가변베인오차 신호(HCVV(err))를 발생시킨다. 회전요구 신호에 반응하여 회전 오차 회로(78)가 접합부(80)에 HCVVERR 신호를 제공하며, 이 접합부에서 이것은 HCVV(base) 신호와 합산된다. 하기에 설명되듯이, 회전요구 회로는 파워레버각 신호의 변화 개시점으로부터 경과되는 시간에 따라서 HCVV(req)신호를 조절한다. 드로틀이 예정된 시간동안 (예를들어 20초)에 이동되면, 엔진은 전이 상태로 고려되고 HCVV(base) 신호는 이에 따라서 조절된다. 시간 주기가 종료되면, HCVV(req) 신호는 회전 오차 회로(78)에 의해서 조절되어서 고압축기 가변베인 위치를 함수발생기(76)에 의해서 제공되는 계획된 정상 위치로 회전시키고 N₂로터 속도를 줄인다. 속도제한 회로(81)는 보정된 HCVV(base) 신호를 수신하고 이러한 신호의 변경속도를 항공기의 고도, 속도, 엔진 입구온도 및 팬 압력비로부터 함수 발생기(82)에 의해서 계획된 예정된 속도 제한과 비교한다. 제어기는 HCVV 요구 신호를 고압축기 베인 작동기에 출력시킨다.

N₁또는 N₂스풀속도의 측정되고 보정된 값은 연료유량 회로(84) 및 (86)에 의해서 수신되고, 이러한 회로는 파워레버각의 크기와 관련하여 연료유량 대 버너 압력비 신호를 계획한다. 속도제한 회로(88)는 함수발생기(90)에 따라서 연료유량 대 버너압력비 요구 신호를 제한한다. 속도제한 회로(88)에 의해서 사용되는 변수들은 고압축기 가변베인 요구 신호의 제한을 결정하는데 있어서는 속도제한 회로(82)에 의해서 사용되는 것과 유사하다. 버너압력을 나타내는 신호는 연소기(제 1 도의 22)의 버너 장치로의 연료유량을 따라서 접합부(92)에 인가된다.

제 3 도를 참조하면, 제 1 도의 제어 시스템은 배기 제트노즐의 면적을 선택하기 위한 회로를 포함한다. 비재연소기(nonafterburner) 동작을 위해서, 함수발생기(94)는 파워레버각, 항공기의 고도, 속도, 엔진 입구온도 및 압력의 함수로서 배기 제트면적의 기초값(AJ base)을 계획한다. 이러한 신호는 제트면적 모드와 트림 선택기 회로(96)로 인가되고, 이 회로는 엔진의 전이 또는 정상상태 모드에 따라서 AJ base를 제공한다. 회로(96)는 노즐면적의 정상상태 값을 나타내는 신호를 수신한다. 전이 노즐면적 조절 신호(AJ(trans))는 Pb/P₂와 같은 코어 엔진변수와 AJ(base) 신호를 위해서 사용되는 것과 동일한 변수들의 함수로서 함수발생기(98)에 의해서 계획된다. AJ(trans) 신호는 주로 제 2 도의 타이머 회로(74)에 의해서 설정된 바와같은 특정한 시간에 대해 감속중에 N₁C₂신호를 높은 값으로 유지시키게 사용된다. 요구되는 배기노즐 면적은 회로(96)에서 비례적분트림 회로(100)와 비례트림 회로(102)에 의해서 더욱 조절된다. 제 2 도의 가속/감속 선택기 회로(56)에 의해서 설정된 N₁C₂(lock) 신호는 N₁C₂(meas)와 비교되어 DN₁C₂신호를 발생시키고 이것으로부터 비례적분트림 회로(100)는 차 배기노즐 면적 신호 DAJ₁를 발생시킨다. 비례트림 회로(102)는 N₁C₂(meas)의 미분 신호(dN₁C₂)의 함수인 제 2의 차 배기노즐 면적 신호(DAJ₂)를 제공한다. DAJ₁과 DAJ₂신호들은 접합부(101)에서 합산되고(AJ trim), AJ 모드 및 트림 선택기 회로(96)에 인가된다. AJ(trim) 및 AJ(trans) 신호값들은 궁극적으로는 N₁C₂신호값을 N₁C₂(lock) 값으로 조절한다.

버너압력(PB)과 같은 최소 가스발생기 공급 압력이 항공기 블리드(bleed)에서 요구되는 경우에는, 제 2비례적분트림 회로(104)가 제공되어 버너 최소압력이 작동값 N₁C₂에서 개방 노즐에 공급될 수 없게 된다. 차 버너 압력 신호(DPB)는 최소버너 압력값과 엔진값을 비교해서 발생된다. 이러한 신호는 회로(104)에 수신되어 배기 면적 하향트림 신호를 발생시켜서 배기노즐을 폐쇄함으로써 팬 배출압력을 변경시키며, 이렇게 해서 최소 요구값에 상응한 버너압력 상승을 발생시킨다. 예정시간(예를들어 20초) 이후에 회전 요구 회로는 최적 정상상태의 성능을 제공하도록 모든 전이배기면적트림 신호들을 0으로 만든다. N₁스풀속도의 고정값(N₁C₂(lock))을 개방된 배기노즐로서 얻을 수 없는 경우에는, 제 1 도의 시스템은 N₁스풀속도를 증가시키도록 팬 가변값(FVV)을 차단하는 회로를 포함한다.

제 4 도는 팬 베인 작동기를 위한 팬 가변베인 위치요구 신호를 발생시키는 제 1 도의 제어 시스템의 일부의 간략화된 블럭도이다. 함수발생기(106)는 보정되고 측정된 N₁스풀속도(N₁C₂)를 나타내는 신호를 수신하고 이것으로부터 팬 가변베인 위치 신호의 기초값을 계획한다. 배기노즐 면적과 최대 허용 배기노즐 면적을 나타내는 신호들은 접합부(108)에 수신된다. 함수 발생기(110)는 제로값으로부터 1로되는 트림 허가인덱수(trim authority index)를 출력하며, 상기 제로값은 제로 FVV 위치 트림에 상응한다. 이 회로는 배기면적과 팬 가변위치 트림들 모두가 불안정한 상호 작용을 피하도록 동시에 완전히 작동하지 않게 한다. N₁C₂고정 신호값과 측정되고 보정된 N₁스풀속도(N₁C₂(meas)) 사이의 차로부터 발생되는 보정되고 측정된 N₁스풀속도의 차이값 DN₁C₂은 비례적분트림 회로(112)에 인가되며, 트림 허가 인덱스 신호와 팬 가변베인 베이스 신호가 합산되면 이 회로는 팬 가변베인 위치요구 신호를 구성한다.

배기노즐이 정상상태 위치로 회전되거나 또는 배기노즐이 재가속중에 폐쇄될 때, 트림 허가 값도 제로로 되기 때문에 차 팬 가변베인 위치 신호값(FVV)이 자동적으로 제로로 조절되도록 시스템이 구성된다. 드로틀 입력을 사용하여 이루어지는 노즐면적과 함께 연료유량, 팬 가변베인 위치 및 고압축기 가변베인 위치를 동기화하면, 팬과 고압축기 동작 라인들 모두를 제어하는 독특한 방법을 제공할 수 있고, 이것은 종래의 기술과는 다른점을 나타낸다. 최대로 빠른 엔진 출력전이는 팬 또는 저압축기 로터 속도가 높게 유지되기 때문에 가능하다. 여기에 설명되는 시스템은 총 엔진동력이 압축시스템기하학을 통한 공기유량과 연료유량에 의해서 제어되게 한다. 본 발명에 의해서 제공되는 터보제트 엔진과 터보팬 가스터빈 엔진의 개선된 응답과 압축 시스템 안정성은 제 5 도를 참조함으로써 알 수 있다.

제 5 도는 고압축기 가변베인 위치(HCVV)의 고압축기 보정속도(N₂C_2.5) 사이의 정상상태 관계를 곡선(114)으로 상세하게 도시한 도표이다. 만약 엔진이 높은 동력(점(116))에서 동작하여 낮은 동력으로 (점(118)) 감속하도록 명령을 수신하면, 본 발명에 따라 제공된 시스템은 고압축기 보정속도가 대체로 일정하게 유지되도록 엔진을 구성한다.

가속 또는 감속의 연속적인 동력 요구는 라인(120)을 따라서 실행되게 응답한다. 결국, 빠른 추력 응답이 고압축기 팬의 속도가 증가되거나 감소되는 것을 기다리지 않고도 엔진으로부터 이루어질 수 있다. 또한, 이러한 즉각적인 응답은 실행라인(126)을 형성하는 점(122)와 (124)에 의해서 나타나듯이 다른 동력값에서도 이루어질 수 있다.

또한, 본 발명에 따라 제공되는 시스템은 엔진 동작조건을 감시할 수 있다. 만약 엔진이 전이조건에 있으면, 즉 사전의 동력 요구로부터 경과되는 시간이 예정된 값보다 적게되면, 시스템은 전이속도와 압축시스템의 공기역학적 안정성의 최적의 조합을 제공한다. 한편으로, 엔진이 정상상태 조건에 있으면, 시스템은 제 6 도에 도시되듯이 전이 모드 고압축기 가변베인 위치로부터 정상상태의 고압축기 가변베인 위치로 자동적으로 조절하여서 특수한 연료소모 및 압축시스템의 공기역학적 안정성과 같은 엔진성능의 최적의 조합을 제공한다.

곡선(128)은 제 5 도에 도시된 것과 유사한 방법으로 고압축기 가변베인 위치(HCVV)와 고압축기 보정속도(N₂C_2.5)사이의 관계를 도시한다. 예를들어, 만약 엔진이 높은 동력(점(130))에서 동작하고 감속명령을 수신하면, 시스템은 고압축기 보정속도의 값(N₂C_2.5lock)을 고정시키고 실행라인(131)을 따라서 일시적인 설정점(132)에 도달하도록 가변베인 위치를 조절한다. 일시적인 설정점도 역시 일정한 동력 요구(N₁C₂=일정)의 동작라인에 상응하는 곡선(134)상에 있다. 만약 연속적인 동력요구가 예정된 시간 주기내에 수신되지 않으면, 시스템은 고압축기 보정속도와 고압축기 가변베인 위치를 최적의 엔진 성능에 상응한 값(점(136))으로 조절한다.

종래의 제어시스템과 비교하여 본 발명에 따라 제공된 동시 배기면적 계획의 장점이 제 7 도에 도시된다. 곡선들(138)(140)(142) 및 (144)은 네트 추진력을 배기면적(AJ)과, 상응한 일정 로터속도값의 팬 로터 보정속도(N₁C₂)의 함수로서 도시한다. 종래의 제어시스템에서는, 배기면적(AJ)의 증가가 거의 없거나 또는 없이 중간 추력으로부터 낮은 추력(곡선(146))으로의 감속이 낮은 로터(N₁)속도의 큰 감소를 발생시킨다. 엔진 추력이 계속적으로 중간추력(A)으로 복귀하도록 N₁로터속도가 실질적으로 증가되어야 하기 때문에 드로틀 응답은 악영향을 받는다. 큰 로터속도의 실행은 로터의 낮은 싸이클 피로(LCF)수명을 격심하게 감소시킨다. 또한, 보다 작은 저 동력 배기면적은 저속 압축기 안정성을 감소시킨다.

이에 비해서, 본 발명의 능동 기하학적 제어시스템은 배기면적을 다른 엔진변수와 동시에 개방되게 계획한다. 곡선(148)에 의해서 도시되듯이 동일값의 낮은 추력은 보다 높은 저로터(N₁)속도(C)에서 얻어질 수있다. 본 발명의 제어시스템에서는, 낮은 추력에서의 로터속도가 종래의 제어시스템에서 얻을 수 있는 것보다 크다. 이것은 추력값이 단지 로터속도의 감속에 의한 것이 아니고 오히려 보다 큰 배기면적에 의해서 크게 영향을 받기 때문이다. 따라서, 본 발명의 능동 기하학적 제어시스템은 엔진스풀속도가 크게 변화하지 않기 때문에 추력 응답에 있어 현저한 개선을 제공한다. 감소된 로터속도 실행은 로터의 낮은 싸이클 피로(LCF) 수명을 상응하게 증가시킨다. 더우기, 낮은 추력값에서의 보다 큰 배기면적은 압축시스템의 안정성을 향상시킨다. 보다 큰 배기면적(AJ)은 바이패스도관에 의해서 저압 압축기에 나타나는 배압을 감소시킨다. 저압터빈이 낮은 동력에서는 "언초크(un-chokde)"되기 때문에, 노즐압력의 상응한 감소가 고압 압축기 동작라인을 낮추며 따라서 고압축기안정성을 향상시킨다.

본 발명에 의해서 제공된 능동 기하학적 제어시스템은 모든 가스 경로 가변변수와 가스 발생기(주 엔진연손기) 연료 유량변수를 동시에 계획하는 사상을 이용한다. 가속중의 연료 유량율 제한과 HCVV(req) 비율 제한을 동기화하는 것은 고압축기 동작선의 뛰어난 제어 및 조절 능력을 제공한다. 엔진 재가속 명령은 감속 타이머에 의해서 설정된 시간의 만료전에 시행되고 제어시스템이 정상상태의 고압축기 가변베인 위치의 계획을 허용하지 않은 경우, 최대로 빠른 추력가속이 가능한데 이것은 동력이 로터속도 가속에 크게 따르지 않기 때문이다.

상기에 언급되듯이, 본 발명은 또한 팬 또는 스트레이트 제트 변화의 어떤것이든 한쌍의 스풀 축류 가스터빈 엔진에 의해서 구동되는 군용 항공기에 특히 유효한 것이다.

또한, 본 발명의 목적을 완전히 이해하도록 가스 발생기의 대표적인 동작선, 즉 N₂에 대한 HCVV(만약 달리 규정되어 있지 않다면 모든 속도변수는 그 보정된 값이다.)를 도시하는 제 8 도를 참조한다.

곡선 A는 통상적인 가스 발생기의 동작선을 도시하며, 알 수 있는 바와 같이 동력 또는 Fn은 N₂가 증가함에 따라서 증가한다. HCVV의 관계를 도시하는 이러한 특수한 도표에서는, 베인들은 높은 동력 조건에서는 개방되고 낮은 동력 조건에서는 폐쇄되며 또한 이들은 그 사이 조건에서 조절된다.

동작선은 엔진과 항공기 동작변수의 함수로서 통상적으로 제어되는 베인과 연료를 조정하여 제어하려는 노력에 의해서 나타난다. 본 발명에 따라서, 빠른 전이가 HCVV를 제어함으로써 발생할 수 있으므로 고압축기 공기 유량이 일정한 또는 거의 일정한 N₂로 조절된다. 곡선 B는 곡선 B상의 점 C에서 확인된 낮은 동력 추력값에 대한 전이 감속을 나타낸다. 도표로부터 분명하듯이, AHCC는 N₂를 일정하게 유지시키게 하지만(곡선 B), 엔진이 목표점(점 C)을 획득할때까지 HCVV를 조절한다. 만약 보디(bodie)가 실행되면, 엔진은 단지 HCVV를 조절하고 곡선 B를 따라 제어하여서 점 E로 도시되는 높은 동력으로 복귀하게 가속된다.

만약 상기의 실시예와 같이 보디 조종이 이루어지지 않으면, N₂는 점 C에 고정되어 유지될 것이다. 본 발명에 따라서, 주어진 잠정기간 후에는 AHCC는 본 실시예에서 N₁라인, N₁=4500RPM을 따르는 점 G로 도시되는 정상상태 동작점에 대한 동작선(곡선 A)에 셋팅을 귀환시키도록 HCVV와 연료 유량을 조절한다. 이것은 TSFC와 안정성 견지에서 최적 엔진 성능 조건이다.

상기 실시예가 선택된 N₂속도 셋팅에서 전이 실행을 나타내지만, 이러한 실행은 동작선을 따르는 어떤 지점에서 발생한다.

양호한 이 실시예에서는, 연료 제어 및 AHCC는 전자 디지탈 형태의 제어기이며, 연료 제어는 예컨대 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션의 일부분 해밀톤 스탠다드사(여기에 참조로 인용됨)에 의해서 제조된 연료제어 모델 #EEC-106이거나 또는 유압-기계, 전자-기계 및 유사한 것과 같은 다른 수단에 의해서 이행될 수 있다. 이 분야의 기술자는 잘 알 수 있듯이, 일단 함수 논리가 이해되면 이 분야의 기술이 본 발명을 실행하도록 이행될 수 있다.

상기에서 분명하듯이, 제어기는 엔진 연소기로의 연료유량을 통한 연료제어로서 통상 조절하여서 가스발생기(N₂) 동작선을 얻도록 작동한다. 정상적인 전이는 이러한 방법으로 유사하게 나타난다. 전투석에서 조작할때 고려되는 것과 같은 급속한 전이 실행을 위해서, 제어기는 주 제어 변수 N₁의 함수로서 엔진의 가속과 감속을 자동적으로 제어한다. 따라서, N₁은 HCVV와 연료 유량을 조절하여 총 엔진 공기유량과 엔진압력비를 적당히 계획함으로써 엔진추력을 자동적으로 설정하는 파워레버각의 함수로서 계획된다. 따라서,이러한 경우에는, N₁은 연료 유량과 HCVV 모두를 계획하기 위한 주 제어 변수로서 사용된다.

본 발명이 특별히 유용한 엔진의 형태는 제 9 도에 개략적으로 도시되며 참고부호(210)로 일반적으로 나타내는 한쌍의 축류 스풀 구성부로 이루어진 팬 제트 엔진이다. 개략적으로 도시된 바와 같이, 고압 스풀은 제 1 단 터빈(214)에 의해서 구동되고 축(216)에 의해서 이에 서로 연결된 참고부호(212)로 일반적으로 도시된 다수의 압축단으로 구성된다.

저압스풀은 참고부호(218)로 일반적으로 도시된 팬/저압 압축기 조립체로 구성되며 팬부분은 외부환상통로(220)를 통하여 나오고 저압 압축기는 고압 압축기의 입구속으로 들어간다. 저압 터빈단(222)은 축(224)에 의해서 그곳에 연결된 팬/저압 압축기(218)를 구동시키게 사용된다. 적당한 연소기(223)는 압축기 부분과 터빈 부분 사이에 위치되며 여기서 연료는 연소되어 터빈을 구동시키고 추력을 발생시키도록 작동매체를 제공하게 된다. 연료는 하기에 설명되겠지만 드로틀 밸브(225)에 의해서 연소기로 공급된다.

엔진은 참고부호(226)로 일반적으로 도시된 적당한 추진증강 장치와 적당한 가변 제트노즐(228)을 사용할 수 있다. 또한, 엔진에는 팬과 고압 압축기의 입구에 각기 가변 팬(230) 및 (236)을 설치할 수 있다.

엔진을 상세하게 이해하는 것은 본 발명을 이해하는데 필요한 것이 아니기 때문에, 편리성 및 간결성을 위하여 이들은 여기에서는 생략된다. 그러나, 본 발명은 고압 압축기의 입구 및/또는 기타단에 가변베인을 가지는 단일 또는 복수쌍의 엔진에 적용될 수 있음을 이해하여야 한다.

전자디지탈 제어기는 4개의 별개의 회로 W, X, Y 및 Z로 구성된다. 이들 각각의 회로들은 다수의 측정된 변수에 응답하나, 이러한 신호들은 필요하면 분배되도록 각각의 회로에 서로 연결된다.

회로 W에서는, 엔진 공기유량은 파워레버 위치 α, 팬 입구압력과 온도 및 항공기의 마하수의 함수로서 계획된다. 함수발생기(240)의 출력은 N₁요구 신호를 설정하기 위해서 함수발생기(242)에 입력된다. 이러한 N₁요구 신호는 기준 HCVV 위치(HCVVREF)와 HCVV 오차 신호(DHCVV) 모두를 계획하기 위해서 제어 변수로 된다. DHCVV 신호는 이득제어기(244)를 통한 이득(제 8 도의 N₁선의 기울기)과 N₂속도 오차 신호(DN₂BASE)를 사용하여 도출되며, 상기 N₂속도 오차 신호는 AHCC의 회로 X속의 가속/감속선택기(248)에 의해서 설정되는 고정 N₂값(제 8 도의 실시예의 곡선 B)과 기준 N₂예정값(N₂Ref) 사이의 오차 신호로서 발생된다.

N₂고정값은 파워레버위치가 각각의 파워레버각에 대해 일정하게 주어진 추력을 얻게 하며 마모와 마멸에 기인한 엔진 성능의 동력 추출 또는 변화에 의해서 악영향을 받지 않게 한다. 알 수 있는 바와 같이, N₂고정값은 파워레버각 신호와 실제 N₂의 혼합값이다.

목표값, 즉 파워레버의 위치에 상응하게 요구되는 추력은 D, HCVVREF 및 HCVV trim의 합이다. HCVV trim 신호는 N₂고정값과 실제 N₂를 합산하는 합산기(250)로부터의 속도 오차 신호(DN₂)이다. DN₂신호는 비례적분 제어기(252)로 인가되며, 비례적분 제어기는 N₂속도 신호가 엔진이 목표값으로 감속될때(제 8 도의 실시예의 곡선 B) 일정한 또는 대체로 일정한 값으로 유지되게 이것을 조절한다.

함수발생기(254) 및 (256)에 의해서 설정된 최대 및 최소 HCVV 값은 base 신호를 측정된 N₂의 함수로서 제한한다. 이러한 제한값은 N₂압축기 맵(map)의 규정된 경계부속에 놓이도록 HCVV의 베인의 개방 및 폐쇄를 조절한다. 만약 베인이 너무 빨리 개방 또는 폐쇄되지 않게 하는 것이 요구되면, 비율제한기(257)는 일정한 엔진의 수 및/또는 고도, 마하수, 합산기(259)의 출력에 인가되는 P_T2및 T_T2와 같은 항공기 작동변수들의 함수로서 조절될 수 있다.

제어기의 회로 Y는 목표값이 달성된 후 예정시간이 지나면 엔진을 그 동작선(제 8 도의 곡선 A)으로 귀환시키게 사용된다. 타이머(260)속에 설정된 시간은 고도 및/또는 항공기 마하수의 함수로서 미리 선택할 수 있다. 타이머의 끝에는 HCVV가 그 잠정 위치로부터 정상상태 계획(HCVVSS)으로 회전되며, 정상상태 계획은 측정된 N₂의 함수로서 함수발생기(262)에 의해서 확립된다. 제어기(264)는 HCVVSS, HCVV위치의 피드백 신호 및 회전요구 신호(타이머(260)의 출력)의 함수이다. HCVV 및 W_f가 조절될때에, N₂값은 정상상태 동작선(제 8 도에 도시된 실시예의 점 G)으로 귀환된다.

연료 유량은 회로 Z에 의해서 조절되며, 회로 Z는 W회로속의 함수발생기(242)에 의해서 발생되는 N₁요구 신호의 함수로써 W_f/P_B신호를 발생시켜서 연료 유량을 계획한다(여기서 W_f는 시간당 pound의 연료유량이고, P_B는 고압축기 배출압력 또는 엔진 연소기의 압력이다).

함수발생기(270)는 W_f/P_B값을 측정된 N₂의 함수로서 계획하게 사용된다. W_f/P_B는 함수발생기(272)에 의해서 도시된 바와 같이 일정한 엔진의 수 및/또는 고도, 마하수, P_T2및 T_T2와 같은 항공기의 작동변수들의 함수로서 비율제한될 수 있다. 그러면 W_f/P_B요구값은 드로틀 밸브(225)를 구동시키고 엔진 연소기로의 연료유량을 조절하는 연료유량(W_f) 신호를 발생시키도록 적당한 승산기(274)에 의해서 측정된 값 P_B와 곱해진다.

연료 유량비의 변화와 HCVV(req)비의 변하를 동기화시키면 특히 엔진 추력이 가속되는 동안에 고압축기 동작선의 독특한 제어와 조절 능력이 제공된다. 만약 엔진의 사전에 높은 동력으로 운행되고 감속 타이머가 HCVVSS의 계획을 허용하기 전에 추력 재가속이 이행되면, 극히 빠른 추력 가속이 가능한데 이것은 동력이 관계가 있다하더라도 높은 로터속도 재가속에 크게 관계하지 않기 때문이다.

상기 언급되듯이, 본 발명은 또한 한쌍의 스풀 축류 팬제트에 의해서 구동되는 군용 항공기에 특히 유효한 것이다.

또한, 본 발명의 목적을 완전히 이해하도록, N₁에 대한 LCVV의 대표적인 동작선(만약 달리 규정되어있지 않다면 모든 속도변수는 그 보정된 값이다.)을 도시하는 제 10 도를 참조한다. 팬 및 저압 압축기는 단일 로터이며 동일한 축에 의해서 연결되기 때문에, 팬 및 저압축기속도는 명백하게 동일하다. 곡선 A는 통상적인 저속압축기의 동작선을 도시하며, 알 수 있는 바와 같이, Fn 또는 Wa는 N₁이 증가함에 따라서 증가한다. Wa는 총입구의 온도 및 압력의 함수로서 규정되는 보정된 공기유량 변수이다. LCVV의 관계를 도시하는 이러한 특수한 도표에서는, 베인들은 높은 동력 조건에서는 개방되고 낮은 동력 조건에서는 폐쇄되며 또한 이들은 그 사이 조건에서 조절된다.

동작선(곡선 A)은 엔진과 항공기 동작 변수의 함수로서 통상적으로 제어되는 베인과 연료를 조정하여 제어하려는 노력에 의해서 나타난다. 본 발명에 따라서, 빠른 전이가 LCVV를 제어함으로써 발생될 수 있으므로 저압축기 공기 유량이 일정한 또는 거의 일정한 N₁으로 조절된다. 곡선 B는 곡선 B상의 점 C에서 확인된 낮은 동력 추력값에 대한 전이 감속을 나타낸다. 도표로부터 분명하듯이, 능동 저압축기 제어(ALCC)는 N₁을 일정하게 유지시키게 하지만(곡선 B), 엔진이 목표점(점 C)을 획득할 때까지 LCVV를 조절한다. 만약 보디가 실행되면, 엔진은 단지 LCVV를 조절하고 곡선 B를 따라 제어하여서 높은 동력 조건(점 E)으로 복귀하게 가속된다.

만약 상기의 실시예와 같이 보디조종이 이루어지지 않으면, N₁은 점 C에 고정되어 유지될 것이다. 본 발명에 따라서 주어진 잠정기간 후에는 ALCC는 일정한 Wa라인(본 실시예에서는 곡선 H)를 따르는 점 G로 도시되는 정상상태 동작점에 대한 동작선(곡선 A)에 셋팅을 귀환시키도록 LCVV와 연료 유량을 조절한다. 이것은 TSFC와 안정성 견지에서 최적 엔진성능 조건이다.

상기 실시예가 선택된 N₁속도 셋팅에서 전이 실행을 나타내지만, 이러한 실행은 동작선을 따르는 어떤 지점에서 발생된다.

이러한 실시예에서는, 연료제어 및 LCVV는 전자 디지탈형태의 제어기이며 연료제어는 예컨대 유나이티드 테크놀로지스 코포레이션의 일부분 해밀톤 스탠다드사(여기에 참조로 인용됨)에 의해서 제조된 연료 제어 모델 #EEC-104이거나 또는 유압-기계, 전자-기계 및 유사한 것과 같은 다른 수단에 의해서 이행될 수 있다.

상기한 바와 같이, 제어기는 엔진 연소기로의 연료유량을 통한 연료제어로서 통상 조절하여 가스발생기(N₂) 동작선을 얻도록 작동한다. 정상적인 전이는 이러한 방법으로 유사하게 나타난다. 전투석에서 조작할때 고려되는 것과 같은 급속한 전이 실행을 위해서, 제어기는 주 제어 변수 N₁의 함수로서 엔진의 가속과 감속을 자동적으로 제어한다. 따라서, N₁은 LCVV와 연료유량을 조절하여서 모든 엔진공기 유량과 엔진압력비를 적당히 계획함으로써 엔진 추력을 자동적으로 설정하는 α함수로서 계획된다. 따라서, 이러한 경우에는, N₁은 연료유량과 LCVV 모드를 계획하기 위한 주 제어 변수로서 사용된다.

본 발명이 특별히 유용한 엔진의 형태는 제 11 도에 개략적으로 도시되며 참고부호(310)로 일반적으로 나타내는 한쌍의 축류 스풀 구성부로 이루어진 팬제트 엔진이다. 개략적으로 도시된 바와 같이, 고압스풀은 제 1 단 터빈(314)에 의해서 구동되고 축(316)에 의해서 이에 서로 연결된 참고부호(312)로 일반적으로 도시된 다수의 압축단으로 구성된다.

저압스풀은 참고부호(318)로 일반적으로 도시된 팬/저압 압축기 조립체로 구성되며 팬부분은 외부 환상통로(320)를 통하여 나오고 저압 압축기는 고압 압축기의 입구속으로 들어간다. 저압터빈단(322)은 축(324)에 의해서 그곳에 연결된 팬/저압 압축기(318)를 구동시키게 사용된다. 적당한 연소기(323)는 압축기 부분과 터빈 부분사이에 위치되며 여기서 연료는 연소되어 터빈을 구동시키고 추력을 발생시키도록 작동매체를 제공하게 된다. 연료는 하기에 설명되겠지만 드로틀 밸브(325)에 의해서 연소기로 공급된다.

엔진은 참고부호(326)로 일반적으로 도시된 적당한 추진증강 장치와 적당한 가변 제트노즐(328)을 사용할 수 있다. 엔진에는 팬의 입구에 가변베인(336)을 가지며 또한 고압 압축기 부분에 가변베인(336)을 포함한다.

엔진을 상세하게 이해하는 것은 본 발명을 이해하는데 필요한 것이 아니기 때문에, 편리성 및 간결성을 위하여 이들은 여기에서 생략된다. 그러나, 본 발명은 팬의 입구 및/또는 저압 압축기 입구에 가변베인을 가지는 단일 또는 복수의 스풀 엔진에 적용될 수 있음을 이해하여야 한다.

전자 디지털 제어기는 4개의 별개의 회로 W, X, Y 및 Z로 구성된다. 이들 각각의 회로들은 다수의 측정된 변수에 응답하나, 이러한 신호들은 필요하면 분배되도록 각각의 회로에 서로 연결된다.

회로 W는 엔진공기 흐름을 파워레버 위치(α), 팬 입구 압력과 온도 및 항공기 마하수의 함수로서 계획함으로써 파워레버의 입력에 따라서 목표 추력 신호를 도출시키게 사용된다. 함수발생기(340)의 출력은 N₁요구 신호를 설정하기 위해서 함수발생기(342)에 입력된다. 함수발생기(344)에 인가되는 바와 같은 이러한 N₁요구 신호는 기준 LCVV 위치(LCVV ref)를 계획하기 위한 제어 변수로 된다. LCVV ref 신호와 LCVV TRIM 신호는 합산기(345)에 인가되고 이러한 값은 LCVV의 목표값이다. LCVV 목표값은 각각의 함수발생기(346) 및 (348)를 통하여 최소 및 최대 제한기에 의해서 입구조건에 대해 보정된 실제 N₁의 함수로 제한된다. LCVV 목표값이 설정되는 합산기(345)의 출력은 LCVV 요구 신호(LCVV req)이다. 블럭도에서 블럭(349)으로 도시된 바와 같이, LCVV req 신호는 함수발생기(351)에 의해서 고도, 마하수, P_T2및/또는 T_T2의 함수로 비율 제한될 수 있다. 제 10 도의 실시예에서는 합산기(345)의 출력인 목표 신호 C가 적당한 Wa값을 획득하고 N₁을 일정하게 유지시키도록(곡선 B를 따라서 계획함) LCVV를 조절하여서 얻어짐을 상기로부터 알 수 있다.

회로 X에서는, 가속/감속 선택기 논리(350)가 N₁값을 파워레버의 이동의 함수로서 고정하고 합산기(352)에 의해서 측정된 N₁값과 비교되어 N₁오차 신호를 제공한다. 이러한 차이값은 비례적분 제어기(354)에 대한 입력이 되며, 이것은 N₁고정값(제 10도의 곡선 B)에 대한 N₁을 조절하게 LCVV를 트림시키도록 합산기(345)에 인가된다.

회로 Y에서 감속 타이머(356)는 가속/감속 선택기(350)로부터의 감속 신호에 의해서 동작된다. 타이머(356)의 값은 고도 및 마하수의 함수로서 설정된다. 타이머(356)에 의해서 발생된 신호의 끝에서, LCVV는 그 감정적인 위치로부터 함수발생기(360)에 의해서 LCVVERR의 소거를 통한 실제 N₁의 함수, LCVV(req) 및 LCVVSS를 설정하는 타이머(356)의 함수로써 계획되는 정상상태 계획(LCVVSS)으로 된다. 합산기(366)는 LCVV 정상상태 신호를 피드백 라인(368)를 통한 LCVV 베인 위치의 함수로서 계획한다. 이러한 함수는 N₁을 통상적인 정상상태 동작속도(제 10 도의 실시예의 점 G)로 감소시킨다.

연료유량은 회로 Z에 의해서 조절되며, 회로 Z는 회로 W속의 함수발생기(342)에 의해서 발생되는 N₁요구 신호의 함수로서 W_f/P_B신호를 발생시켜서 연료유량을 계획한다(여기서 W_f는 시간당 pound의 연료유량이며 P_B)는 고압축기 배출 압력 또는 엔진 연소기의 압력이다.)

함수발생기(370)는 입구값에 대해 보정되는 측정된 N₂함수로서 W_f/P_B최대 및 최소값을 제한하는데 사용된다. W_f/P_B는 함수발생기(372)에 의해서 도시된 바와 같이 엔진의 수 및/또는 고도, 마하수, P_T2및 T_T2와 같은 항공기 작동변수의 함수로서 비율제한된다. W_f/P_B요구값은 드로틀 밸브(325)를 구동시키고 엔진 연소기로의 연료유량을 조절하는 연료유량(W_f) 신호를 발생시키도록 적당한 승산기(374)에 의해서 측정된 값 P_B와 곱해진다.

연료유량비의 변화와 LCVV(req)비의 변화를 동기화시키면 특히 엔진 추력이 감속되는 동안에 저압 압축기 동작선의 독특한 제어와 조절능력이 제공된다. 만약 엔진이 사전에 높은 동력으로 운행되고 감속 타이머가 LCVVSS의 계획을 허용하기 전에 추력 재가속이 이행되면, 극히 빠른 추력가속이 가능한데 이것은 동력이 낮은 로터속도 재가속에 관계하지 않기 때문이다.

비록 본 발명이 그 최선의 실시예에 대하여 도시되고 설명되었으나, 이 분야의 기술자에게는 이에 대한 여러가지 기타 변경, 생략 및 부가가 본 발명의 정신과 범위로부터 이탈하지 않고 이루어질 수 있음을 알 것이다. 특히, 본 발명은 적당한 변경과 통상의 하드웨어와 소프트웨어를 지니는 하나의 스풀 엔진의 사용에도 적합하다. 또한, 한쌍의 스풀가변 배기노즐 면적 엔진에 대해서 설명되었으나, 이 분야의 기술자는 본 발명의 제어 시스템은 고정된 배기노즐 면적을 가지는 엔진의 사용에도 한결 적당함을 알아야 한다.

Claims

선택가능한 값들을 가지는 가스경로 가변요소들과, 열배기 가스를 발생시키는 버너와, 가변 면적 배기노즐을 가지는 항공기 엔진으로부터의 동력을 제어하는 시스템에 있어서 : 항공기 변수 신호들을 수신하는 수단과; 가스경로 가변요소값과, 배기노즐 면적과, 버너 연료유량을 나타내는 신호들을 수신하는 수단과; 선택된 엔진 동력값을 나타내는 신호에 응답하여 상기 버너 연료유량과 상기 배기노즐 면적의 크기를 상기 가스경로 가변요소값과 함께 동시에 선택하는 요소에 신호를 제공하도록 상기 변수 신호들을 수신하는 제어수단을 포함하는 시스템.
제 1 항에 있어서, 상기 가스경로 가변엔진요소들이 저압터빈에 의해서 구동되는 로터에 부착된 조절가능하게 위치되는 베인들을 가지는 엔진 팬을 포함하는 시스템.
제 2 항에 있어서, 상기 제어 수단이 타이머와, 정상상태와 전이 엔진 동작 사이를 구별하는 수단을 더 포함하며; 상기 제어 수단은 제 1 및 제 2 엔진 동력값 신호들이 선택된 타이머 시간내에 수신되는 경우 압축기 터빈속도를 유지시키는 신호를 더 제공하는 시스템.
제 3 항에 있어서, 상기 제어 수단이 상기 시간 주기가 만료된 후에 상기 엔진을 정상상태 동작으로 회전시키는 신호들을 더 제공하는 시스템.
가변면적 배기노즐과, 터빈에 의해서 구동되는 로터에 부착된 가변적으로 위치되는 베인들을 지니는 팬과, 고압터빈에 의해서 구동되는 로터에 부착된 가변적으로 위치되는 베인들을 가지는 고압 압축기와, 열배기가스를 발생시키는 버너를 가지는 항공기의 한쌍의 스풀 가스터빈 엔진으로부터의 동력을 제어하는 시스템에 있어서 : 팬 가변베인 위치(FVV)와, 고압축기 가변베인 위치(HCVV)와, 배기노즐면적(AJ)과 버너연료유량(WF)를 나타내는 변수 신호들을 수신하는 수단과; 선택된 엔진 동력값을 나타내는 신호들에 응답하여 팬 및 고압 압축기속도, 버너 연료유량 및 상기 배기노즐면적의 크기를 팬 가변베인 위치 및 고압축기 가변베인 위치와 함께 동시에 선택하는 신호들을 제공하도록 상기 변수 신호들을 수신하는 제어 수단을 포함하는 시스템.
제 5 항에 있어서, 상기 제어 수단이 타이머와, 정상상태와 전이 엔진동작 사이를 구별하는 수단을 더 포함하며; 상기 제어 수단은 제 1 및 제 2 엔진 동력값 신호들이 선택된 타이머 시간내에 수신되는 경우 상기 압축기속도를 유지시키는 신호를 더 제공하는 시스템.
제 6 항에 있어서, 상기 제어 수단이 상기 시간 주기가 만료된 후에 상기 엔진을 정상상태 동작으로 회전시키는 신호들을 더 제공하는 시스템.
선택가능한 값들을 가지는 가스경로 가변요소들과, 열 배기가스를 발생시키는 버너를 가지는 항공기엔진으로부터의 동력을 제어하는 시스템에 있어서 : 항공기 변수 신호들을 수신하는 수단과; 가스경로 가변요소값들과 버너 연료유량을 나타내는 신호들을 수신하는 수단과; 선택된 엔진 동력값을 나타내는 신호에 응답하여 상기 버너 연료유량을 상기 가스경로 가변요소값과 함께 동시에 선택하는 요소들에 신호들을 제공하도록 상기 변수 신호를 수신하는 제어 수단을 포함하는 시스템.
급속한 가속 및 감속 동작 모드중에 항공기를 구동시키는 가스터빈 엔진을 제어하는 제어장치에 있어서 : 상기 가스터빈 엔진은 고압 압축기와 상기 고압 압축기를 구동시키는 제 1 터빈을 포함하는 제 1 스풀과, 저압 압축기와 상기 저압 압축기를 구동시키는 제 2 터빈을 포함하는 제 2 스풀과, 상기 제 1 및 제 2 스풀은 단지 공기 역학적으로만 연결되며, 상기 엔진으로의 연료유량을 조절하기 위한 연료 측정 수단과; 상기 엔진으로의 공기유량을 조절하기 위한 상기 고압 압축기용 가변베인과; 예정된 고압축기 정상상태 동작 곡선상에서 작동하게 하고 상기 제 1 및 제 2 스풀의 속도가 예정된 관계에 있게 상기 엔진을 제어하는 수단과, 파워레버를 포함하며; 상기 제어장치는 급속히 가속시키고 감속시키게 상기 엔진을 조절하기 위해 추력값을 설정하는 상기 동력값의 위치에 응답하는 수단과, 요망되는 보정된 저압축기속도(N₁)를 요구하는 제 1 신호를 발생시키기 위해 엔진과 항공기의 동작 변수에 응답하는 부가 제어 수단과, 상기 가변베인으로부터 요망되는 공기 유량을 발생시키기 위해 상기 제 1 신호와 사전 선택되고 고정된 보정 고압 압축기속도(N₂)에 응답하는 수단과, 일정한 N₂를 선택하기 위해 상기 파워레버에 응답하는 수단과, 상기 엔진을 상기 파워레버에 의해서 설정된 상기 값으로 가속시키거나 감소시키도록 상기 가변베인을 조절하기 위하여 비례적분 제어기를 포함하는 상기 선택된 일정한 N₂및 측정된 N₂의 차에 응답하는 수단과, 상기 엔진이 상기 고압축기 정상상태 동작 곡선상에서 동작하게 귀환시키도록 상기 연료 측정 수단과 상기 가변베인을 상기 요망되고 보정된 저압속도의 함수로서 조절하기 위해 타임된 신호에 응답하는 수단을 포함하는 제어장치.
제 9 항에 있어서, 상기 가변베인들의 개방 및 폐쇄 위치를 제한하여서 상기 가변베인들을 통하여 흐르는 공기 유량의 최대와 최소값을 설정하기 위해 측정된 N₂에 응답하는 수단을 포함하는 제어장치.
제 10 항에 있어서, 상기 부가의 제어 수단의 상기 엔진 및 항공기의 동작 변수들이 항공기의 마하수와 상기 고압 압축기의 입구에서의 총 압력을 포함하는 제어장치.
제 11 항에 있어서, 상기 고압 압축기의 입구에서의 총 온도의 부가 엔진 동작 변수를 포함하는 제어장치.
제 12 항에 있어서, 상기 가변베인의 주행비를 제한하기 의해서 항공기의 고도와 마하수 및 상기 고압압축기의 입구에서 측정된 총 압력과 총 온도에 응답하는 수단을 포함하는 제어장치.
제 13 항에 있어서, 상기 엔진이 버너를 포함하며, 연료유량을 조절하기 위해 상기 타임된 신호에 응답하는 상기 수단이 제 3 신호(W_f/P_B)를 발생시키도록 상기 요구된 N₁및 측정된 N₂의 함수에 응답하는 수단과, 상기 연료측정 수단을 제어하도록 W_f/P_B와 상기 버너의 측정된 압력을 곱한 것에 응답하는 수단을 포함하는 제어장치.
제 10 항에 있어서, 상기 타임된 신호가 항공기의 고도와 마하수의 함수로서 변경되는 제어장치.
고압 압축기/터빈 조립체와 단지 공기 역학적으로만 연결된 팬/저압 압축기 및 터빈 조립체를 가지는 한쌍의 스풀과, 상기 터빈을 구동하기 위하여 연료와 공기를 연소시키는 버너와, 상기 버너로의 연료유량을 조절하는 연료 조절 수단과, 상기 팬/저압 압축기로의 공기유량을 조절하는 가변면적 베인들과, 저압 압축기 정상상태 동작 선상에서 작동하도록 상기 엔진을 제어하는 수단을 가지는 항공기를 구동시키는 가스터빈엔진에 있어서 : 상기 가변베인들과 상기 연료조절 수단을 제어하기 위해 사전 선택된 저압 압축기속도(N₁)변수에 응답하여 빠른 가속과 감속을 조절하도록 파워레버의 위치에 응답하는 제어 수단과; 요구된 N₁신호를 발생시키도록 다수의 엔진과 항공기의 변수에 응답하는 제 1 수단과; 상기 파워레버 위치에 의해서 선택된 목표값으로 일정한 저압 압축기속도를 따라서 상기 엔진을 가속시키거나 감속시키도록 상기 가변베인들을 조절하는 비례적분 제어기를 포함하는 파워레버 위치와 측정된 N₁사이의 차이에 응답하는 수단과; 상기 저압 압축기 정상상태 동작곡선상에서 작동하도록 상기 엔진을 귀환시키기 위해서 상기 연료조절 수단과 상기 가변베인들을 제어하는 상기 N₁변수에 응답하는 부가 제어 수단과; 예정된 시간 간격에 도달하면 상기 부가 제어 수단을 작동시키는 타이머 수단을 포함하는 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 16 항에 있어서, 상기 저압 압축기속도 변수가 파워레버 위치와 엔진 동작변수의 함수인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 17 항에 있어서, 상기 엔진 동작 변수는 상기 팬/저압 압축기의 입구에서 측정된 총 압력인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 17 항에 있어서, 상기 엔진 동작 변수가 상기 팬/저압 압축기의 입구에서 측정된 총 온도인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 17 항에 있어서, 상기 저압속도 변수로 항공기 동작 변수의 함수인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 20 항에 있어서, 상기 항공기 동작 변수가 마하수인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 21 항에 있어서, 상기 항공기 동작 변수가 고도인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 16 항에 있어서, 상기 저압 압축기속도 변수는 항공기의 마하수 및 고도와, 상기 팬/저압 압축기의 입구에서 측정된 엔진의 총 압력 및 온도와, 파일럿 레버위치의 함수인 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 23 항에 있어서, 상기 시간 간격이 항공기의 고도와 마하수의 함수로서 변화되는 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 24 항에 있어서, 상기 가변베인들의 최소와 최대 위치를 제한하도록 측정된 저압 압축기속도에 응답하는 수단을 포함하는 가스터빈 엔진용 제어장치.
제 25 항에 있어서, 상기 연료 조절 수단을 위한 상기 제어는 W_f/P_B신호를 발생시키도록 N₁요구와 측정된 고압 압축기속도의 함수에 응답하며 상기 연료 조절 수단을 제어하기 위하여 W_f신호를 발생시키도록 상기 W_f/P_B신호와 측정된 버너압력을 공급하는 수단인 가스터빈 엔진용 제어장치.
급속한 가속 및 급속한 감속동작 모드중 항공기를 구동시키는 가스터빈 엔진을 제어하는 제어장치에 있어서, 상기 엔진은 최소한 하나의 압축기 및 상기 압축기를 구동하는 터빈과, 버너와, 상기 버너로의 연료유량을 조절하는 연료유량 수단과, 파워레버와, 예정된 동작라인에 따라서 상기 엔진을 제어하기 위해 상기 파워레버에 응답하는 제어수단과, 상기 압축기로의 공기유량을 제어하는 제어수단과, 제 1 신호를 발생시키도록 파워레버 위치에 응답하는 급속한 가속 및 감속 동작 모드를 위한 수단과, 상기 압축기를 목표값으로 가속시키거나 감속시키도록 상기 압축기의 고정속도를 설정하기 위해 상기 제 1 신호에 응답하는 수단과, 상기 압축기의 속도를 상기 목표값으로부터 상기 예정된 동작선으로 복귀하게 조절하도록 상기 연료유량 수단과 상기 가변 기하학적 제어 수단을 동시에 조절하기 위해서 예정된 시간이 경과된 후에 제 2 신호를 공급하는 엔진 변수에 응답하는 수단을 포함하는 제어장치.