JP5548080B2

JP5548080B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置

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Publication number: JP5548080B2
Application number: JP2010208314A
Authority: JP
Inventors: 弘宜村松; 智久税田
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2010-09-16
Filing date: 2010-09-16
Publication date: 2014-07-16
Anticipated expiration: 2030-09-16
Also published as: US20120072091A1; JP2012062833A; US8731798B2

Description

この発明は航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置に関する。

エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービンと、その下流位置に配置されて高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービンとを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいては、温度センサを配置して低圧タービンの入口温度を測定してエンジンが過熱しないように制御している。

他方、低圧タービンの入口付近に温度センサを配置するのはレイアウト上の制約となると共に、センサ自体に高い耐熱性も要求されることから、他の温度から推定してエンジンの小型・軽量化を図ることが望まれる。

下記の特許文献１記載の技術にあっては、低圧タービンの回転数と出口温度を検出し、検出された回転数から算出される補正値を出口温度に加算して高圧タービンの入口温度を推定している。

特開２００２−１０６３６４号公報

このように特許文献１記載の技術にあっては、測定に代え、演算によって温度を推定しているが、推定される温度は高圧タービンの入口温度であるため、低圧タービンの入口温度を推定する技術が待たれていた。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、測定に代え、演算によって低圧タービンの入口温度を推定してエンジンの小型・軽量化を図るようにした航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置を提供することにある。

上記の目的を達成するために、請求項１に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、ガスタービン・エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービンとを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、前記低圧タービンの回転数（Ｎ１）を検出する低圧タービン回転数検出手段と、外気温（Ｔ１）を検出する外気温検出手段と、前記低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を検出する低圧タービン出口温度検出手段と、前記高圧タービンの回転数（Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数検出手段と、大気圧（Ｐ０）を検出する大気圧検出手段と、少なくとも前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する出口温度変化分算出部と、少なくとも前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とに基づいて前記低圧タービンの推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する推定出口温度差分算出部と、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）とに基づいて前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出する推定出口温度差分補正量算出部と、少なくとも前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と前記算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する入口温度推定値算出部とを備える如く構成した。

請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、前記出口温度変化分算出部は、予め設定された第１の特性を、前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とで検索して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する如く構成した。

請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、前記推定出口温度差分算出部は、予め設定された第２の特性を、前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とで検索して前記推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する如く構成した。

請求項４に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、前記推定出口温度差分補正量算出部は、予め設定された第３の特性を、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧のタービン回転数（Ｎ１）とで検索して前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出すると共に、前記入口温度推定値算出部は、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とを加算して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成した。

請求項１に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、少なくとも検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とに基づいて低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出し、少なくとも修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と検出された大気圧（Ｐ０）とに基づいて低圧タービンの推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、修正出口温度（ＥＧＴＣ）から算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算してその差分（ｄＥＧＴＣ）を算出し、算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）とに基づいて推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出し、少なくとも検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とに基づいて低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成したので、測定に代え、演算によって低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）を推定することができ、よってエンジンの小型・軽量化を図ることができる。

また、低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）とその変化から低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成したので、低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）を精度良く推定することができる。

請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、予め設定された第１の特性を、検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とで検索して低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第１の特性を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、予め設定された第２の特性を、修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と検出された大気圧（Ｐ０）とで検索して推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、修正出口温度（ＥＧＴＣ）から算出された算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第２の特性を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

請求項４に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、予め設定された第３の特性を、算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と検出された低圧のタービン回転数（Ｎ１）とで検索して推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出すると共に、検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とを加算して低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第３の特性を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

この発明の実施例に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置を全体的に示す概略図である。図１のＥＣＵによる低圧タービンの入口温度の推定を機能的に説明するブロック図である。

以下、添付図面に即してこの発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置を実施するための形態について説明する。

図１は、その航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置を全体的に示す概略図である。

航空機用ガスタービン・エンジンとしては、ターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボファン・エンジンについて説明する。

図１において、符号１０はそのターボファン・エンジン、即ち、航空機用ガスタービン・エンジン（以下「エンジン」という）を示し、符号１０ａはエンジン本体を示す。エンジン１０は航空機（機体。図示せず）の適宜位置にマウントされる。

エンジン１０はファン（ファン動翼）１２を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４と共に低圧圧縮機（コンプレッサ）１６を構成し、そこで吸引した空気を圧縮しつつ後方に圧送する。

尚、ファン１２の付近にはセパレータ２０によってダクト（バイパス）２２が形成され、吸引された空気の大部分は後段（コア側）で燃焼させられることなく、ダクト２２を通ってエンジン後方に噴出させられる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が搭載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じさせる。推力の大部分は、このファン排気によって生じる。

低圧圧縮機１６で圧縮された空気は後段の高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびステータ２４ｂによってさらに圧縮された後、後段の燃焼器２６に送られる。

燃焼器２６には燃料ノズル２８が備えられ、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット）３０で調量された燃料が圧送される。即ち、ＦＣＵ３０は燃料調整弁（ＦＭＶ（Fuel Metering Valve））３２を備え、燃料ポンプ（ギヤポンプ）３４によって機体の適宜位置に配置された燃料タンク３６から汲み上げられた燃料は、燃料調整弁３２で調量された後、燃料供給路３８を通って燃料ノズル２８に供給される。

燃料調整弁３２は、具体的には、それに接続されるトルクモータ３２ａによって開閉させられると共に、トルクモータ３２ａは後述するＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット）から発せられる指令に基づいて燃料調整弁３２を開閉駆動する。ＥＣＵはパイロットによって操作されるスラストレバー（図示なし）の位置に応じた指令を発する。また燃料調整弁３２の付近にはその開度を検出する開度センサ３２ｂが設置される。

また燃料供給路３８には、燃料遮断弁（ＳＯＶ（Shut Off Valve））３８ａが介挿される。燃料遮断弁３８ａはそれに接続される電磁ソレノイド３８ｂによって開閉させられると共に、電磁ソレノイド３８ｂは後述するＥＣＵから発せられる指令に基づいて燃料遮断弁３８ａを動作させる。具体的には、遮断指令が発せられると、燃料ノズル２８への燃料供給を遮断するように燃料遮断弁３８ａを閉弁させる。

燃料ノズル２８には高圧圧縮機２４から圧縮空気が圧送され、燃料供給路３８から供給される燃料はその圧縮空気で霧化される。

燃料ノズル２８から噴霧された燃料は、圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグからなるイグニッション装置（図示せず）によって点火されて燃焼する。混合気は一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続する。

燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン４０に噴射され、高圧タービン４０を高速回転させる。高圧タービン４０は前記した高圧圧縮機２４のロータ２４ａに高圧タービン軸４０ａを介して接続され、前記ロータ２４ａを回転させる。

高温高圧ガスは、高圧タービン４０を回転駆動した後、低圧タービン４２に送られ（高圧タービン４０を通過したガスは燃焼器２６から噴射されるガスに比して低圧となる）、低圧タービン４２を比較的低速で回転させる。低圧タービン４２は前記した低圧圧縮機１６のロータ１２ａに低圧タービン軸４２ａ（軸４０ａと同心二軸構造）を介して接続されており、前記ロータ１２ａおよびファン１２を回転させる。

低圧タービン４２を通過した排ガス（タービン排気）は、ダクト２２を通ってそのまま排出されるファン排気と混合させられてジェットノズル４４からエンジン後方に噴出される。

エンジン本体１０ａの外部下面の前側寄りには、アクセサリ・ドライブ・ギアボックス（以下「ギアボックス」という）４６がステー４６ａを介して取り付けられると共に、ギアボックス４６の前端には一体的に構成されたスタータおよびジェネレータ（以下「スタータ」と総称する）５０が取り付けられる。尚、ギアボックス４６の後端には前記したＦＣＵ３０が配置される。

エンジン１０の始動時、スタータ５０によって軸５２が回転させられると、その回転は駆動軸５４（および図示しないベベルギアなどのギア機構）を介して高圧タービン軸４０ａに伝えられ、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、前記したように燃料ノズル２８に圧送される。

他方、軸５２の回転はＰＭＡ（パーマネントマグネット・オルタネータ）５６と燃料（高圧）ポンプ３４に伝えられて燃料ポンプ３４を駆動し、前記したように調量された燃料は燃料ノズル２８に供給され、霧化される。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。

エンジン１０が自立運転回転数に達すると、高圧タービン軸４０ａの回転が逆に駆動軸５４（および図示しないベベルギアなどのギア機構）を介して軸５２に伝えられ、燃料ポンプ３４を駆動すると共に、ＰＭＡ５６とスタータ５０を駆動する。それによって、ＰＭＡ５６は発電すると共に、スタータ５０も発電して機体に電力を供給する。従って、特に機体側の電力負荷が増大すると、スタータ５０による発電量が増大し、高圧タービン軸の回転負荷が増大して後述する高圧タービン回転数に影響を与えることになる。

エンジン１０において、低圧タービン軸４２ａの付近にはＮ１センサ（回転数センサ）６０が配置され、低圧タービン回転数（低圧タービン軸４２ａの回転数）Ｎ１に比例する信号を出力すると共に、軸５２の付近にはＮ２センサ（回転数センサ）６２が配置され、高圧タービン回転数（高圧タービン軸４０ａの回転数）Ｎ２に比例する信号を出力する。

また、エンジン本体１０ａの前面の空気取り入れ口６４の付近にはＴ１センサ（温度センサ）６６が配置され、流入空気の温度（航空機の外気温）Ｔ１に比例する信号を出力する。

エンジン本体１０ａの上端位置には前記したＥＣＵ（符号７０で示す）が配置され、その内部にはＰ０センサ（圧力センサ）７２が設けられ、大気圧Ｐ０に比例する信号を出力する。

また、低圧タービン４２の下流の適宜位置にはＥＧＴセンサ（温度センサ）７４が配置され、低圧タービンの出口温度（排ガス温度ＥＧＴ）に比例する信号を出力する。

ＥＣＵ７０はＣＰＵ，ＲＯＭ，ＲＡＭ，Ｉ／Ｏ（図示せず）などから構成されるマイクロコンピュータを備え、容器に収容されて上端位置に配置される。上記したエンジン１０の運転状態を示すセンサ群の出力は、ＥＣＵ７０に送られる。

また、ＥＣＵ７０は、低圧タービンの出口温度（排ガス温度ＥＧＴ）などから後述するように低圧タービンの入口温度ＩＴＴ（Intermediate Turbine Temperature（タービン間温度）。図１に符号Ａで示す）を推定する温度推定装置として機能する。尚、図１に符号Ｂで示すのはＴＩＴ（Turbine Inlet Temperature。高圧タービンの入口温度）である。

以下、ＥＣＵ７０の低圧タービンの入口温度ＩＴＴの推定について説明する。

図２はそのＥＣＵ７０の処理を機能的に説明するブロック図である。

図示の如く、ＥＣＵ７０は、少なくとも検出された低圧タービンの回転数Ｎ１と外気温Ｔ１とに基づいて低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する低圧タービン４２の出口温度の変化分ｄＥＧＴを算出する出口温度変化分算出部７０ａと、少なくとも検出された高圧タービンの回転数Ｎ２を外気温Ｔ１で修正して得た修正高圧タービン回転数Ｎ２Ｃと検出された大気圧Ｐ０とに基づいて低圧タービンの推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣを算出し、検出された低圧タービンの出口温度ＥＧＴを外気温Ｔ１で修正して得た修正出口温度ＥＧＴＣから算出された推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣを減算して推定出口温度の差分ｄＥＧＴＣを算出する推定出口温度差分算出部７０ｂと、算出された推定出口温度の差分ｄＥＧＴＣと検出された低圧タービンの回転数Ｎ１とに基づいて推定出口温度の差分に対する補正量ｄＥＧＴａｄを算出する推定出口温度差分補正量算出部７０ｃと、少なくとも検出された低圧タービンの出口温度ＥＧＴと算出された出口温度の変化分ｄＥＧＴと推定出口温度の差分に対する補正量ｄＥＧＴａｄとに基づいて低圧タービンの入口温度ＩＴＴの推定値を算出する入口温度推定値算出部７０ｄとを備える。

図２に示す如く、出口温度変化分算出部７０ａは、予め設定された第１の特性７０ａ１を、検出された低圧タービンの回転数Ｎ１と外気温Ｔ１とで検索して低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する低圧タービンの出口温度の変化分ｄＥＧＴを算出する。

図示の如く、第１の特性７０ａ１は、低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）が、検出された低圧タービン回転数Ｎ１が増加するにつれて増加すると共に、検出された外気温Ｔ１が増加するにつれて減少するように設定される。第１の特性７０ａ１はＥＣＵ７０のＲＯＭにマップ値として検索自在格納される。

推定出口温度差分算出部７０ｂは、予め設定された第２の特性７０ｂ１を、検出された高圧タービンの回転数Ｎ２を外気温Ｔ１で修正して得た修正高圧タービン回転数Ｎ２Ｃと、検出された大気圧Ｐ０とで検索して推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣを算出し、検出された低圧タービンの出口温度ＥＧＴを外気温Ｔ１で修正して得た修正出口温度ＥＧＴＣから、算出された推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣを減算して推定出口温度の差分ｄＥＧＴＣを算出する。

このように、修正高圧タービン回転数Ｎ２Ｃあるいは修正出口温度ＥＧＴＣは、外気温Ｔ１で修正された高圧タービン回転数Ｎ２あるいは出口温度ＥＧＴを意味する。また、推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣは、上記パラメータから検索される標準的な修正出口温度を意味する。

図示の如く、第２の特性７０ｂ１は、推定出口温度ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴが、検出された高圧タービンの回転数Ｎ２を外気温Ｔ１で修正して得た修正回転数（修正高圧タービン回転数）Ｎ２Ｃが増加するにつれて増加すると共に、検出された大気圧Ｐ０が増加するにつれて減少するように設定される。

また、推定出口温度差分補正量算出部７０ｃは、予め設定された第３の特性７０ｃ１を、算出された推定出口温度の差分ｄＥＧＴＣと検出された低圧のタービン回転数Ｎ１とで検索して推定出口温度の差分に対する補正量ｄＥＧＴａｄを算出する。

第３の特性７０ｃ１は、補正量ｄＥＧＴａｄが、算出された推定出口温度の差分ｄＥＧＴＣが増加するにつれて増加する共に、検出された低圧タービン回転数Ｎ１が増加するにつれて増加するように設定される。第２、第３の特性７０ｂ１，７０ｃ１もＥＣＵ７０のＲＯＭにマップ値として検索自在格納される。

入口温度推定値算出部７０ｄは加算段７０ｄ１を備え、検出された低圧タービンの出口温度ＥＧＴと算出された出口温度の変化分ｄＥＧＴと推定出口温度の差分に対する補正量ｄＥＧＴａｄとを加算して低圧タービンの入口温度ＩＴＴの推定値を算出する。

上記した如く、この実施例に係る航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置にあっては、ガスタービン・エンジンの燃焼器２６から噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービン４０と、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービン４２とを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、前記低圧タービンの回転数（Ｎ１）を検出する低圧タービン回転数検出手段（Ｎ１センサ６０）と、外気温（Ｔ１）を検出する外気温検出手段（Ｔ１センサ６６）と、前記低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を検出する低圧タービン出口温度検出手段（ＥＧＴセンサ７４）と、前記高圧タービンの回転数（Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数検出手段（Ｎ２センサ６２）と、大気圧（Ｐ０）を検出する大気圧検出手段（Ｐ０センサ７２）と、少なくとも前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する出口温度変化分算出部（ＥＣＵ７０，７０ａ）と、少なくとも前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とに基づいて前記低圧タービンの推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する推定出口温度差分算出部（ＥＣＵ７０，７０ｂ）と、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）とに基づいて前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出する推定出口温度差分補正量算出部（ＥＣＵ７０，７０ｃ）と、少なくとも前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と前記算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する入口温度推定値算出部（ＥＣＵ７０，７０ｄ）とを備える如く構成したので、測定に代え、演算によって低圧タービン４２の入口温度ＩＴＴを推定することができ、よってエンジン１０の小型・軽量化を図ることができる。

また、低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）とその変化から低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成したので、低圧タービン入口温度ＩＴＴを精度良く推定することができる。

また、前記出口温度変化分算出部（ＥＣＵ７０，７０ａ）は、予め設定された第１の特性７０ａ１を、前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とで検索して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第１の特性７０ａ１を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

また、前記推定出口温度差分算出部（ＥＣＵ７０，７０ｂ）は、予め設定された第２の特性７０ｂ１を、前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とで検索して前記推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第２の特性７０ｂ１を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

また、前記推定出口温度差分補正量算出部（ＥＣＵ７０，７０ｃ）は、予め設定された第３の特性７０ｃ１を、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧のタービン回転数（Ｎ１）とで検索して前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出すると共に、前記入口温度推定値算出部（ＥＣＵ７０，７０ｄ）は、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とを加算して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する如く構成したので、推定精度をさらに向上できると共に、第３の特性７０ｃ１を検索して算出するように構成したので、構成を簡易にすることができる。

尚、上記において、推定に使用されるパラメータは制限的なものではなく、例示されたパラメータに加えて任意のパラメータを追加しても良い。その意味で特許請求の範囲において「少なくとも」と記載した。

１０航空機用ガスタービン・エンジン（エンジン）、２６燃焼器、４０高圧タービン、４２低圧タービン、６０Ｎ１センサ（低圧タービン回転数検出手段）、６２Ｎ２センサ（高圧タービン回転数検出手段）、６６Ｔ１センサ（外気温検出手段）、７０ＥＣＵ、７０ａ出口温度変化分算出部、７０ｂ推定出口温度差分算出部、７０ｃモデル出口温度差分補正量算出部、７０ｄ入口温度推定値算出部、７２Ｐ０センサ（大気圧検出手段）、７４ＥＧＴセンサ（低圧タービン出口温度検出手段）

Claims

ガスタービン・エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスで回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスで回転させられる低圧タービンとを少なくとも備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、前記低圧タービンの回転数（Ｎ１）を検出する低圧タービン回転数検出手段と、外気温（Ｔ１）を検出する外気温検出手段と、前記低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を検出する低圧タービン出口温度検出手段と、前記高圧タービンの回転数（Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数検出手段と、大気圧（Ｐ０）を検出する大気圧検出手段と、少なくとも前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出する出口温度変化分算出部と、少なくとも前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とに基づいて前記低圧タービンの推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出する推定出口温度差分算出部と、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）とに基づいて前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出する推定出口温度差分補正量算出部と、少なくとも前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と前記算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とに基づいて前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出する入口温度推定値算出部とを備えたことを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置。
前記出口温度変化分算出部は、予め設定された第１の特性を、前記検出された低圧タービンの回転数（Ｎ１）と外気温（Ｔ１）とで検索して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）に対する前記低圧タービンの出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）を算出することを特徴とする請求項１記載の航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置。
前記推定出口温度差分算出部は、予め設定された第２の特性を、前記検出された高圧タービンの回転数（Ｎ２）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正高圧タービン回転数（Ｎ２Ｃ）と前記検出された大気圧（Ｐ０）とで検索して前記推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を算出し、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）を前記外気温（Ｔ１）で修正して得た修正出口温度（ＥＧＴＣ）から前記算出された推定出口温度（ＭＯＤＥＬ−ＥＧＴＣ）を減算して前記推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）を算出することを特徴とする請求項１または２記載の航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置。
前記推定出口温度差分補正量算出部は、予め設定された第３の特性を、前記算出された推定出口温度の差分（ｄＥＧＴＣ）と前記検出された低圧のタービン回転数（Ｎ１）とで検索して前記推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）を算出すると共に、前記入口温度推定値算出部は、前記検出された低圧タービンの出口温度（ＥＧＴ）と算出された出口温度の変化分（ｄＥＧＴ）と推定出口温度の差分に対する補正量（ｄＥＧＴａｄ）とを加算して前記低圧タービンの入口温度（ＩＴＴ）の推定値を算出することを特徴とする請求項１から３のいずれかに記載の航空機用ガスタービン・エンジンの温度推定装置。