JPH0138173B2 - - Google Patents

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JPH0138173B2
JPH0138173B2 JP55102564A JP10256480A JPH0138173B2 JP H0138173 B2 JPH0138173 B2 JP H0138173B2 JP 55102564 A JP55102564 A JP 55102564A JP 10256480 A JP10256480 A JP 10256480A JP H0138173 B2 JPH0138173 B2 JP H0138173B2
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Publication of JPH0138173B2 publication Critical patent/JPH0138173B2/ja
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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
    • F02C9/26—Control of fuel supply
    • F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/05—Purpose of the control system to affect the output of the engine
    • F05D2270/051—Thrust

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】 この発明はガスタービン機関の推力出力を制御
する改良された装置、更に具体的に云えば、経年
変化による機関の変化を補償する様に推力出力を
自動的に調節する装置に関する。
ガスタービン機関制御装置の主な作用の１つ
は、操縦士又は機関のオペレータによつて設定さ
れた絞り位置によつて要求される推力レベルがど
んな値であつても、その特定のレベルの推力を発
生させることがある。品質のばらつき、制御の許
容公差、並びにその他の種々の因子の為、２台の
機関の動作特性が全く同じであることはない。更
に、各々の機関の動作特性は、機関が経年して、
或る部品が劣化すると、変化する傾向がある。従
つて、機関制御装置は、その動作特性が大幅に変
わる様な機関でも作用する様に設計しなければな
らない。
この様な機関制御装置が、あらゆる機関で定格
推力レベルを保証する様に作用し得る為には、
「最低限」の機関、即ち上に述べた変動の為に最
底限の定格推力しか発生しない機関を制御する様
に設計しなければならない。「最底限」の機関で
適切に作用する様に設計された機関制御装置は
「平均」又は「平均より上」の機関では、過大な
推力レベルを発生する様になる。こういう過大な
推力レベルが、機関から定格又は所望の推力を発
生させるので、機関の動作寿命を短くする惧れが
ある。機関の経年により、この問題は更に複雑に
なり、推力出力は尚更増加する傾向を持つ。
簡単に云うと、この発明は、こういう問題並び
に以下の詳しい説明から明らかになる様なその他
の目的の為、推力設定装置を提供する。この推力
設定装置は、推力を表示する機関の複数個のパラ
メータを利用して、機関の所望の推力と機関の実
際の推力との間の差に対し、同じ複数個の誤差信
号を計算する。これらの誤差信号を種々の手段に
よつて燃料流量誤差信号に変換し、これが最終的
に機関の所望の推力レベルを設定する。好ましい
実施例では、この発明は、推力を表示する機関の
第１のパラメータに付設されていて、所望の推力
及び実際の推力の間の差に関係する第１の誤差信
号を発生する第１の手段と、推力を表示する機関
の第２のパラメータに付設されていて、所望の推
力及び実際の推力の間の差に関係する第２の誤差
信号を発生する第２の手段とを設ける。第１及び
第２の誤差信号に応答して、要求レベルに対応す
る様に推力レベルを変える第３の手段を設ける。
この発明の改良点として、機関の動作寿命にわた
り、機関の推力出力と、普通は絞り位置によつて
決定される要求された推力レベルとの間に略一定
の関係を保つ為に、機関が経年する時の該機関の
推力出力を調節する第４の手段を設ける。好まし
い形では、この第４の手段は調整関数であり、こ
れが、最終的に燃料流量弁を制御し、要求レベル
又は定格推力を越えずに、機関の実際の推力を要
求レベルの推力に保つ。こうして調整関数は過大
な推力を発生することを防止し、従つて機関の温
度が高くなりすぎること、並びに機関の疲労が大
きくなりすぎることを避ける。
第１図には、この発明の推力設定装置２０の簡
略ブロツク図が示されている。ガスタービン機関
２２が、機関によつて発生された推力のレベルを
表わす様な、機関内の動作パラメータを感知する
適当な感知装置（図に示してない）を含んでい
る。多数の動作状態が推力レベルを表示すること
が出来るが、以下の説明では、例として、フアン
速度（Ｎ）及び機関温度（Ｔ）（例えば低圧ター
ビンの入口又は吐出温度）が適当なものとして選
ばれた。フアンの実速度を表わすフアン速度信号
（Ｎ実測値）が電気導体２４によつて機関２２内
の感知装置からフアン速度加算器２６に送られ
る。加算器２６は、フアン速度要求基準計算機３
０から電気導体２８を介してフアン速度要求信号
（Ｎ要求値）をも受取る。フアン速度要求基準計
算器３０は複数個の入力信号、即ち、例えば絞り
位置角度α、機関全入口温度（Tt2）及び機関全
入口圧力（Pt2）を受取り、それから絞りの位置
によつて要求されるフアン速度（Ｎ要求値）が計
算される。加算器２６は航空機の操縦士が要求す
るフアン速度（Ｎ要求値）をガスタービン機関２
２のフアン実速度Ｎと比較し、絞り位置によつて
要求される速度とフアン実速度の差を表わす誤差
信号ΔNを発生する。更に詳しく云うと、誤差信
号ΔNは、発生されたフアン速度基準値（Ｎ要求
値）からの推力を表示するパラメータ（Ｎ実測
値）の偏差を表わす。誤差信号ΔNが電気導体３
２を介して調整計算器５０に送られる。
機関の実際の温度（Ｔ実測値）が機関２２から
電気導体３８を介して機関温度加算器４０に送ら
れ、この加算器は機関温度要求準計算機４４から
電気導体４２を介して機関の温度要求信号（Ｔ要
求値）をも受取る。計算機４４は、計算機３０と
同様な複数個の入力信号を受取り、航空機の絞り
の設定位置によつて要求される機関温度要求値
（Ｔ要求値）を計算する。加算器４０が操縦士に
よつて要求される機関要求温度（Ｔ要求値）を機
関の実際の温度（Ｔ実測値）と比較し、機関温度
誤差信号ΔTを発生する。誤差信号ΔTは、計算
された機関温度基準値（Ｔ要求値）からの温度を
表示するパラメータ（Ｔ実測値）の偏差を表わ
す。誤差信号ΔTが電気導体４６を介して調整計
算機５０に送られる。
調整計算器５０はフアン速度誤差信号ΔN及び
機関温度誤差信号ΔTを受取り、後で説明する様
な形で、出力信号ΔTPを発生する。この出力信
号は、導体５８を介して積分器５６に送られた
後、機関２２に対し、燃料流量誤差信号ΔWfと
して供給される。燃料流量誤差信号ΔWfは、推
力パラメータ誤差ΔTPを０に駆動する為に、燃
料流量制御弁（図に示してない）を（正であれ
ば）開き、（負であれば）閉じる。ΔTPが０に等
しい時、機関２２は定常状態で運転される。
次に第２図に示した実施例について説明する
と、第１図の調整計算機５０が簡略ブロツク図で
示されている。この調整計算機５０は、この発明
の主要な構成要素であり、機関が劣化する時、実
際の推力出力と要求された推力レベルとの間に略
一定の関係を保つ様な自己補償形２重制御装置を
構成する。調整計算機は、フアン速度及び温度信
号の両方が機関から利用し得る時、定格推力を保
証する主たる推力設定装置である。更に、例えば
フアン速度信号又は温度信号が得られない時、調
整計算機が自動的に２次推力設定様式を使い、温
度又はフアン速度感知装置から信号が得られない
ことを自動的に補償する。調整計算機の上記並び
にその他の作用、並びに機関制御作用に対するそ
の影響を次に詳しく説明する。
第２図で温度誤差信号ΔTが電気導体４６を介
して加算点６０に送られる。同様に、フアン速度
誤差信号ΔNが電気導体３２を介して調整計算機
に送られるが、フアン速度誤差信号は掛算器６２
で定数Ｋを乗じてから加算点６０に送られる。フ
アン速度誤差信号ΔNに乗ずる定数Ｋは、機関の
絞り配管に沿つて起る、フアン速度に対する温度
変化率を表わし、機関の１つの特性である。この
為、フアン速度誤差信号に定数Ｋを乗じた後、こ
の結果得られたフアン速度誤差信号KΔNは、実
際の推力と要求された推力との間の差を表わすも
のとして、温度誤差信号ΔTにかなり比肩し得る
ものとなる。
加算点６０が温度誤差信号ΔTからのフアン速
度誤差信号KΔNを差引いてΔYを決定する。調
整計算機はΔYを機関良好度表示子として利用す
る。製造時の品質の許容範囲内で低い方にある機
関の品質や、機関の漸進的な劣化により、所定の
機関速度に於ける機関の推力が増加すると共に、
機関温度が実質的に一層大幅に高くなるので、
ΔYが機関の良好度の表示になる。従つて、機関
の品質の範囲内で低い方にあると共に、機関の劣
化が進んだ為に、機関の良好度が低いと、平均的
な新しい機関に較べて、機関良好度表示子ΔYが
大きくなる。加算点６０がΔYの値（即ち、ΔT
−KΔN計算値）を制限器６４に送る。この制限
器は、ΔYminに等しいか又はそれより大きいと
共に、ΔYmaxより小さいか又はそれに等しい範
囲内にあるΔY出力信号を発生する。こういう予
め選ばれた最低於び最高限界内のΔYの測定値
は、機関の良好度が普通の許容し得る限界内にあ
ることを意味すると共に、フアン速度感知装置及
び温度感知装置の両方が正しく作用していること
を意味する。然し、機関のいずれか一方の感知装
置が正しく作用していないか、或いは全く信号を
送出していない場合、ΔYの値は制限器が受入れ
る範囲を越え、制限器がΔYの値の代りに、
ΔYmin又はΔYmaxの内のいずれか適切な方を出
す様にする。
制限器６４の出力信号が加算点６６，６８に送
られる。加算点６８でΔTからΔY信号を差し引
いて、選択器７０に送り、そこで掛算器６２から
のもとのKΔN信号を比較する。２つの信号の内
の大きい方をとつて加算点８０に送る。同様に、
ΔY信号が加算点６６でKΔN信号に加算され、
選択器７２に送られ、電気導体４６からのもとの
温度誤差信号と比較される。この場合も、２つの
信号の内の大きい方をとつて加算点８２に送る。
選択器７０，７２が、後で更に詳しく説明する様
に、調整計算機が、作用していない機関の感知装
置からの信号を考慮に入れたり或いは使うことが
ない様にする為、最大値を選択する。
制限器６４からのΔY信号が関数発生器７４，
７６、或いはカム、マイクロプロセツサ等の様
に、調整計画の条件を決定する従来周知の同様な
装置にも送られる。関数発生器７４，７６が公称
の平均機関速度及び温度要求計画に対し、この公
称の計画を変更して、個別の機関の製造及び組立
て時の品質、その機関の感知装置の誤差、並びに
起つている現段階での劣化を反映する様な調整用
の補正作用をする。関数発生器は、機関良好度表
示子ΔYの関数である機関フアン速度補正値
（ΔNd）及び対応する機関温度補正値（ΔTt）を
発生する。これらの補正値は、機関の公称動作寿
命にわたつて、機関の定格推力を充たす統計的な
確率が非常に高く、例えば98.5％である。この
為、一定のフアン速度で実際に運転されている機
関の観察された推力及び温度変動から調整計画を
導き出す。これは、平均的な機関に対する標準変
差の２倍（2σ）を持つ２変数正規分布に対応す
る。温度調整条件ΔTtは、ΔYの関数として調整
計画７６によつて決定され、ΔTtが加算器８２に
送られて、そこで温度誤差ΔTから差し引かれ
る。この結果得られた値が加算点８４に送られ
る。同様に、速度調整条件ΔNtがΔYの関数とし
て関数発生器７４によつて決定される。この信号
に掛算器７８でＫを乗じ、得られたKΔNtの値が
加算器８０に送られ、そこで速度誤差KΔNから
差し引かれる。この場合も、得られた値が加算点
８４に送られる。次に、変更された速度及び温度
誤差信号が加算点８４で組合され、掛算器８６で
2Kで除される。この結果得られた推力パラメー
タ誤差信号ΔTPが積分器５６に送られ、機関２
２に於ける燃料の流量を制御する燃料制御弁を駆
動する。
第１の様式の動作 次に第１の動作様式に於ける前述の装置の動作
を説明する。制御装置は、推力を表示する両方の
パラメータに関連した感知装置及び回路が普通に
動作している時、第１の様式で動作する。航空機
の操縦士が機関２２の推力出力を変えたい時、操
縦士が新しい絞り位置を選択する。前に述べた様
に、推力を直接的に測定するのは実際には出来な
いので、上に述べた制御装置は推力を表示するパ
ラメータ、具体的に云えば、推力を表示する１対
のパラメータとしてのフアン速度（Ｎ実測値）及
び機関温度（Ｔ実測値）を基本として使う。新し
い絞り位置αが速度基準計算機３０及び温度基準
計算機４４の両方に入り、そこで新しいフアン速
度基準信号（Ｎ要求値）及び機関温度信号（Ｔ要
求値）が夫々計算機３０，４４によつて発生され
る。フアンの実速度及び機関の実際の温度は、操
縦士が行つた絞り位置の変更を反映する様にまだ
変更されていないので、加算器２６，４０はフア
ン速度誤差信号ΔN及び温度誤差信号ΔTを発生
し、これはフアンの実速度及び実際の機関の温度
が夫々の基準値に従つていないことを表わす。基
準信号ΔNに第２図に示した掛算器６２で定数Ｋ
を乗じ、加算点６０に送る。この加算点は温度誤
差信号ΔTをも受取る。機関の両方のパラメータ
に対する感知装置が正しく動作している場合、
ΔT−KΔNに等しい差信号ΔYの大きさは、
ΔYmax及びΔYminの間の帯域内にある筈であ
る。その場合、制限器６４が出力信号ΔYを発生
する。これは加算器６０から得られる入力信号
ΔT−KΔNと同一である。次に加算器６６が
KΔN＋（ΔT−KΔN）に等しい出力信号を発生す
る。これはもとの温度誤差信号ΔTに等しく、こ
れが選択器７２に送られる。逆に、加算器６８が
ΔT−（ΔT−KΔN）に等しい出力信号を発生す
る。これはもとの速度誤差信号KΔNに等しく、
これが選択器７０に送られる。
この発明の２重パラメータ推力制御装置が第１
の動作様式にあつて、信号ΔYがΔYmin及び
ΔYmaxで定められた大きさの範囲内にある時、
ΔYについて述べた上の関係により、選択器７
０，７２がフアン実速度誤差信号KΔN及び実際
の温度誤差信号ΔTを、所望の推力を発生する為
に必要な燃料の流量の変化を計算する為に通過さ
せることは容易に明らかである。両方の感知装置
が正しく動作していて、フアン速度誤差信号及び
温度誤差信号が通常の動作範囲内にある時、機関
の定格推力を可能な最低温度で達成する為に、機
関の両方のパラメータを推力設定装置に使うのが
望ましいので、上に述べた様にするのが望まし
い。
他の動作は、前に関数発生器７４，７６、加算
器８０，８２，８４及び掛算器８６について述べ
たのと同じ順序に従つて、推力パラメータ誤差信
号ΔTPを発生する。この第１の動作様式では、
関数発生器で使うΔYの値は、機関の良好度を直
接的に表示するものである。この為、計算された
調整条件ΔTt及びΔNtが、機関の品質並びに劣化
の影響に対して正確な補正をする為に、推力設定
誤差信号を変更する為の適切な信号になる。推力
設定装置は、機関の動作寿命の大部分の間、この
第１の様式で動作すると考えられる。こうして、
第１の動作様式によつて、動作寿命にわたつて機
関の劣化が進むにつれて、機関良好度表示子が増
加する時、機関の設定点で機関のフアン速度が
徐々に低下する。
第２の動作様式の動作 推力を表示する任意のパラメータに付設された
回路又は感知装置が動作しないか又は異常な動作
をしている場合、この発明では次の様に、残り
の、推力を表示するパラメータを使つて、第２の
様式で推力を調整する。例として、機関温度感知
装置が誤動作して、第１図に示す電気導体３８に
送られるＴ実測値が非常に小さいか又は出ないと
仮定する。機関温度加算器４０が、この時Ｔ要求
値信号を減算し、温度誤差信号ΔTとして比較的
大きな負の数値を発生する。加算点６０が機関良
好度表示子ΔY＝ΔT−KΔNとして、それに対応
して大きな負の数値を発生する。これは最低値
ΔYminより小さい。制限器６４が加算で示すΔY
信号の代りにΔYminを使い、これが加算器６６，
６８に送られる。加算器６６がKΔN信号を
ΔYminに加算して、KΔN＋ΔYminに等しい補
正した温度誤差信号を発生する。これが選択器７
２に送られる。選択器７２が加算器６０からのも
のと温度誤差信号（負の値）を加算器６６からの
補正された温度誤差信号（正の値）と比較し、２
つの値の内の大きい方である為、補正された方の
信号を通過させる。同様に、加算器６８が温度誤
差信号ΔTからΔYmin信号を差し引き、補正され
た速度誤差信号即ちΔT−ΔYmin（比較的大きな
負の値）を発生し、これが選択器７０に送られ
る。選択器７０が掛算器６２からのものと速度誤
差信号KΔNを加算点６８からの補正された速度
誤差信号と比較し、やはり数値の大きい、掛算器
６２からの実速度誤差信号をとる。選択器７０，
７２が実速度誤差信号KΔN及び補正された温度
誤差信号KΔN＋ΔYminを送出す。以下の動作
は、前に推力パラメータ誤差信号を発生すること
について述べたのと同じ手順に従う。温度感知装
置が故障したこと、又は実際の温度信号（Ｔ実測
値）がなくなつた結果、実際の速度信号及び計算
された温度信号が推力設定過程で使われる。計算
による温度信号は、実際の速度信号から導き出さ
れ、その速度で通常予想される最低温度を表わ
す。
逆に、フアン速度信号（Ｎ実測値）が得られな
い場合、速度誤差信号（ΔN）は大きな負の値に
なり、それによつて発生されるΔYは設定された
最大値（ΔYmax）より大きくなる。制限器６４
がこの時ΔYの値をΔYmaxに変え、ΔYmaxを加
算器６６，６８に送出す。前と同じ手順により、
この発明は利用し得る温度誤差及び機関良好度表
示子の最大値からフアン速度誤差を計算し直し、
KΔN＝ΔT−ΔYmaxの補正された機関フアン速
度の値に達する。こうして計算された速度信号
は、測定された実際の温度で通常予想される最低
速度を表わす。
従つて、この第２の動作様式は、一方の推力を
表示するパラメータに関連した感知装置又は回路
が故障したか又は誤動作をしている時、推力設定
過程でフアン実速度誤差信号KΔN又は実際の温
度誤差信号ΔTのいずれかを使う。
この発明は、この第２の動作様式で、関数発生
器７４，７６の作用を適切に制限することも出来
る。制限器６４の出力は、第２の様式では、機関
良好度表示子の最低値ΔYmin又は機関良好度表
示子の最大値ΔYmaxのいずれかになる。温度信
号が得られない場合、制限器６４がΔYの値とし
てΔYminを関数発生器７４，７６に送る。この
値は最高品質の新しい機関に相当する。関数発生
器７４が許容し得る最大のフアン速度補正値を発
生し、これが機関の設定点を定める基準として使
われる。逆に、フアン速度が得られない場合、制
限器６４がΔYの値としてΔYmaxを関数発生器
７４，７６に送るが、これは最低品質の完全に劣
化した機数に相当する。関数発生器７６が許容し
得る最大の温度補正値を発生し、これが機関の設
定点を定める基準として使われる。従つて、この
発明は権限を制限した装置として作用し、速度信
号が得られない場合には最大の温度調整補正値を
制限し、温度信号が得られない場合は、最大の速
度調整補正値を制限する。この様にして、推力設
定装置が推力を表示するいずれかのパラメータに
関連した感知装置又は回路の異常動作の影響から
適当に隔離される。
以上の説明から、この発明が冗長性を持つ推力
設定装置を提供したことが理解されよう。第１の
様式では、推力を表示する１対のパラメータを利
用して機関の推力を設定する。第２の推力設定様
式では、推力を表示する１対のパラメータの内の
一方に関連した感知装置又は回路が異常動作して
いたり或いは動作しない時、他方のパラメータを
使つて推力を設定する。更にこの発明は、機関の
劣化、機関の品質の違い、及び機関の感知装置の
誤差を補償する様な特徴を機関の推力制御に取入
れる手段並びに方法を提供する。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明の好ましい実施例による推力
制御装置の簡略ブロツク図、第２図は第１図の調
整計算機の更に詳しいブロツク図である。 主な符号の説明、２２：機関、２６，４０：加
算器、５０：調整計算機、５６：積分器。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １ ガスタービン機関の推力出力をその動作寿命
    にわたつて制御する推力制御装置に於て、推力を
    表わす機関の第１の動作パラメータの第１の基準
    値からの偏差を表わす第１の誤差信号を決定する
    第１の手段と、推力を表わす機関の第２の動作パ
    ラメータの第２の基準値からの偏差を表わす第２
    の誤差信号を決定する第２の手段と、前記第１及
    び第２の誤差信号の偏差の関数として少なくとも
    一つの調整信号を計画し、前記関数が、前記２つ
    の誤差信号の差に対応しかつそれによつて表わさ
    れる推力出力の、公称の機関の推力出力からの偏
    差によつて決定され、前記調整信号が該公称の機
    関の推力出力からの機関の推力出力偏差を補償す
    る第３の手段と、前記第１及び第２の誤差信号と
    前記少なくとも一つの調整信号を組合せて機関の
    推力出力を制御する推力パラメータ誤差信号を発
    生する第４の手段とを有する推力制御装置。 ２ 特許請求の範囲１に記載した推力制御装置に
    於て、第４の手段が、機関の推力出力を制御する
    燃料流量制御弁を介して計量される燃料の流量を
    制御する燃料流量誤差信号を、前記推力パラメー
    タ誤差信号として発生する、推力制御装置。 ３ 特許請求の範囲１に記載した推力制御装置に
    於て、前記第１の手段がフアンの実速度と要求レ
    ベルのフアン速度の間の差を表わす第１の誤差信
    号を決定し、前記第２の手段が機関の実際の温度
    と要求レベルの機関の温度の間の差を表わす第２
    の誤差信号を決定する、推力制御装置。 ４ ガスタービン機関の推力出力をその動作寿命
    にわたつて制御する推力制御装置に於て、推力を
    表わす機関の第１の動作パラメータの第１の基準
    値からの偏差を表わす第１の誤差信号を決定する
    第１の手段と、推力を表わす機関の第２の動作パ
    ラメータの第２の基準値からの偏差を表わす第２
    の誤差信号を決定する第２の手段と、前記第１及
    び第２の誤差信号を比較して、前記第１及び第２
    の手段が通常の動作状態にあつて前記第１及び第
    ２の誤差信号を表わす表示信号を第１の様式で発
    生すると共に、前記第１又は第２の手段の内の一
    方が異常動作状態にあつて、一方の手段が正常な
    動作状態にあることを表わす表示信号を第２の様
    式で発生する第３の手段と、前記第３の手段から
    の表示信号に応答して、機関の動作寿命にわた
    り、機関が経年変化する時、該機関の推力出力の
    変化を補償する様に前記第１及び第２の誤差信号
    を変更する為の少なくとも一つの調整信号を計画
    する第４の手段と、前記第３手段からの表示信号
    に応答して、前記第１の様式で前記少なくとも一
    つの調整信号と前記第１及び第２の誤差信号を組
    合せ、前記第２の様式で前記少なくとも一つの調
    整信号と正常な動作状態にある第１の手段あるい
    は第２の手段からの誤差信号と異常な動作状態に
    ある第１の手段あるいは第２の手段に対する予定
    の誤差信号とを組合せ、燃料流量制御弁を介して
    計量される燃料流量を制御し得る燃料流量誤差信
    号を生じる第５の手段とを有し、これにより機関
    の推力出力を要求された推力レベルに対応する様
    に調節する、推力制御装置。 ５ 特許請求の範囲４に記載した推力制御装置に
    於て、前記第４手段が、前記第３の手段からの表
    示信号に応答して前記第１の誤差信号を変更する
    第１の調整信号を発生し得る第１の関数発生器
    と、前記第３の手段からの表示信号に応答して前
    記第２の誤差信号を変更する第２の調整信号を発
    生し得る第２の関数発生器とで構成され、前記第
    ５の手段が前記第１の様式で、前記第１及び第２
    の誤差信号、前記第１及び第２の両調整信号を組
    合せ、前記燃料流量誤差信号を生じ得る推力制御
    装置。 ６ 特許請求の範囲４又は５に記載した推力制御
    装置に於て、前記第３の手段が、前記第１及び第
    ２の誤差信号間の大きさの差に比例する表示信号
    を発生し得、該表示信号は前記第１の様式で、前
    記差が基準信号の値から予定の範囲内にある時、
    前記第１及び第２の誤差信号の両方を表わし、前
    記第２の様式で、前記差が基準信号の値から前記
    予定の範囲外にある時、予定の誤差信号を表わす
    表示信号を発生し得る、推力制御装置。 ７ 特許請求の範囲５に記載した推力制御装置に
    於て、前記関数発生器が前記第３の手段からの表
    示信号に応答し、各関数発生器が前記第１及び第
    ２の誤差信号間の偏差の関数として調整信号を計
    画し、前記関数が前記２つの誤差信号の差に対応
    しかつそれによつて表わされる推力出力の、公称
    の機関の推力出力からの偏差によつて決定され、
    前記調整信号が個別の機関の製造並びに組立て時
    の品質の違い、機関の動作寿命にわたる機関の感
    知装置の誤差並びに機関の劣化を反映する様にし
    た、推力制御装置。 ８ 特許請求の範囲４に記載した推力制御装置に
    於て、前記第１の手段がフアンの実速度と要求レ
    ベルのフアン速度の間の差を表わす第１の誤差信
    号を決定し、前記第２の手段が機関の実際の温度
    と要求レベルの機関の温度の間の差を表わす第２
    の誤差信号を決定する、推力制御装置。 ９ 動作寿命にわたつてガスタービン機関の推力
    出力を設定する方法に於て、推力を表わす機関の
    第１の動作パラメータを測定し、測定された第１
    のパラメータ値を第１の基準値と比較して第１の
    誤差信号を決定し、推力を表わす機関の第２の動
    作パラメータを測定し、測定された第２のパラメ
    ータの値を第２の基準値と比較して第２の誤差信
    号を決定し、前記第１及び第２の誤差信号間の偏
    差の関数であつて、前記関数が前記２つの誤差信
    号の差に対応しかつそれによつて表わされる推力
    出力の、公称の機関の推力出力からの偏差によつ
    て決定され、該公称の機関の推力出力からの機関
    の推力出力偏差を補償し得る少なくとも一つの調
    整信号を計画し、該機関の推力出力を調節する為
    に、前記第１の誤差信号、前記第２の誤差信号及
    び前記調整信号に応答して機関の燃料の流量を計
    量する方法。 １０ ガスタービン機関の推力出力をその動作寿
    命にわたつて制御する推力制御装置於て、推力を
    表わす機関の動作パラメータの複数個の基準値か
    らの偏差を表わす複数個の誤差信号を決定する複
    数個の手段と、該複数の誤差信号の少なくとも２
    つの間の偏差の関数であつて、前記関数が、前記
    少なくとも２つの誤差信号の差に対応しかつそれ
    によつて表わされる推力出力の、公称の機関の推
    力出力からの偏差によつて決定され、該公称の機
    関の推力出力からの機関の推力出力偏差を補償し
    得る少なくとも一つの調整信号を計画する手段
    と、前記複数個の誤差信号と前記少なくとも一つ
    の調整信号とに応答し機関の推力出力を調節する
    手段を有する推力制御装置。
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Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA1149909A (en) * 1979-09-21 1983-07-12 Robert G. Burrage Gas turbine engine fuel control system
US4410948A (en) * 1981-02-13 1983-10-18 The Bendix Corporation Multi-engine autothrottle providing automatic engine EPR equalization
JPS5966934A (ja) * 1982-10-01 1984-04-16 Seiko Instr & Electronics Ltd ワ−ク打抜法
US4532763A (en) * 1983-01-28 1985-08-06 General Electric Company Isochronous gas turbine speed control
US4722061A (en) * 1984-12-20 1988-01-26 United Technologies Corporation Establishing synthesis validity between two signal sources
US5067080A (en) * 1985-04-11 1991-11-19 Lucas Industries Public Limited Company Digital control system
GB8526726D0 (en) * 1985-10-30 1985-12-04 Rolls Royce Failsafe electronic control system
US5036657A (en) * 1987-06-25 1991-08-06 General Electric Company Dual manifold fuel system
US4903478A (en) * 1987-06-25 1990-02-27 General Electric Company Dual manifold fuel system
US4993221A (en) * 1988-12-21 1991-02-19 General Electric Company Gas turbine engine control system
US5142860A (en) * 1990-06-18 1992-09-01 United Technologies Corporation Constant thrust retention turbine temperature limit system
US5267435A (en) * 1992-08-18 1993-12-07 General Electric Company Thrust droop compensation method and system
GB9410760D0 (en) * 1994-05-27 1994-07-27 Rolls Royce Plc Gas turbine engine fuel control system
DE19523845C2 (de) * 1995-06-30 2002-08-01 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren und Anordnung zur Regelung der Treibstoffzufuhr für Triebwerke
US6487490B1 (en) * 1999-05-26 2002-11-26 General Electric Company Speed modification system for gas turbine engine to allow trimming of excess
US6591613B2 (en) 2001-03-15 2003-07-15 General Electric Co. Methods for operating gas turbine engines
US6681558B2 (en) 2001-03-26 2004-01-27 General Electric Company Method of increasing engine temperature limit margins
US6704630B2 (en) * 2002-04-04 2004-03-09 Grazyna Balut Ostrom Thrust control malfunction accommodation system and method
US7168254B2 (en) * 2004-02-17 2007-01-30 Honeywell International Inc. Control logic for fuel controls on APUs
EP1837506B1 (en) * 2006-03-24 2013-08-28 Rolls-Royce plc Method for monitoring thrust in gas turbine engines
US20070260424A1 (en) * 2006-05-05 2007-11-08 Harold Brown Methods and apparatus for estimating engine thrust
US8381510B2 (en) * 2009-04-30 2013-02-26 General Electric Company Method and systems for controlling engine thrust using variable trim
US8490404B1 (en) * 2012-02-28 2013-07-23 General Electric Company Sensor-based performance-seeking gas turbine engine control
FR2990002B1 (fr) * 2012-04-27 2016-01-22 Snecma Turbomachine comportant un systeme de surveillance comprenant un module d'engagement d'une fonction de protection de la turbomachine et procede de surveillance
US9909510B2 (en) 2012-10-01 2018-03-06 United Technologies Corporation Method of defining gas turbine engine control ratings
GB201219815D0 (en) * 2012-11-05 2012-12-19 Rolls Royce Plc Engine control parameter trimming
EP2972604B1 (en) 2013-03-15 2020-04-29 United Technologies Corporation Compact aero-thermo model based control system estimator starting algorithm
EP3741679B1 (en) * 2013-08-28 2021-12-29 Raytheon Technologies Corporation Multi-engine aircraft thrust balancing
FR3029570B1 (fr) * 2014-12-05 2019-08-30 Safran Aircraft Engines Dispositif et procede de regulation d'un moteur exploitant une mesure de poussee
GB201807771D0 (en) * 2018-05-14 2018-06-27 Rolls Royce Plc Hybrid electric aircraft propulsion system
CN113157010B (zh) * 2021-04-25 2023-11-21 北京航空航天大学 深度变推力发动机推力调控方法、装置及电子设备
US12140088B1 (en) * 2023-09-22 2024-11-12 Pratt & Whitney Canada Corp. Method for detecting and annunciating gas turbine engine compressor stall

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3846760A (en) * 1972-01-25 1974-11-05 Lucas Electrical Co Ltd Engine control systems
US3813063A (en) * 1972-07-21 1974-05-28 United Aircraft Corp Automatic aircraft engine pressure ratio control system
US3987620A (en) * 1973-07-31 1976-10-26 Fiat Termomeccanica E Turbogas S.P.A. Device for controlling gas turbine engines
CA1026850A (en) * 1973-09-24 1978-02-21 Smiths Industries Limited Dual, simultaneously operating control system with fault detection
US3854287A (en) * 1973-12-26 1974-12-17 United Aircraft Corp Self-trimming control for turbofan engines
US4206597A (en) * 1976-04-23 1980-06-10 The Boeing Company Fan R.P.M. control loop stabilization using high rotor speed
US4136517A (en) * 1976-07-06 1979-01-30 General Electric Company Thrust control system for a gas turbine engine
US4159625A (en) * 1977-02-01 1979-07-03 United Technologies Corporation Control for gas turbine engine
US4158884A (en) * 1977-10-31 1979-06-19 General Electric Company Gas turbine engine trim test set apparatus

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Publication number Publication date
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FR2462558A1 (fr) 1981-02-13
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IT1131770B (it) 1986-06-25
CA1140654A (en) 1983-02-01
GB2055975B (en) 1984-04-04
JPS5632043A (en) 1981-04-01
IT8023722A0 (it) 1980-07-25
FR2462558B1 (fr) 1985-10-04
GB2055975A (en) 1981-03-11

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