JPH0421055B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 本発明はガスタービンエンジンへの燃料制御に
関する。より詳しくは、ヘリコプターの回転子を
駆動する自由タービンを使用した駆動列の振動を
制動させる方法と装置に関する。

典型的なヘリコプターの回転子の駆動列は、ガ
ス発生器と自由タービンとからなるターボシヤフ
ト・エンジン、および前記自由タービンに駆動連
結された主回転子並びに尾部回転子を含んでい
る。この駆動列は２乃至８Hzの周波数領域におい
て主回転子と尾部回転子とが別々に一次モードの
高度な振動共鳴を示す（第２図参照）。この駆動
列の振動を制動させるのに、回転子のプレードの
航空力学的抵抗、ギア減速および他の固有の損失
が利用されるが、それでもなお、更に追加的な制
動が求められる。関節付けの回転子（主回転子の
各ブレードが回転子のハブに関して二つの方向に
おいて制限された動きをするように支持されてい
る）では、各ブレードとハブとの間に追加的に粘
性遅延制動機を設けることによつて制動は増大さ
れる。しかし剛性の回転子では、そのような追加
的な制動をさせることは従来では困難であつた。
ところで、前述の粘性遅延制動機ではそれが故障
する場合があるのである。単に例としてあげる
と、戦闘地帯で運転されている時に損傷を受ける
ことがある。

振動について説明を続けると、ヘリコプターが
突風を受けたり、あるいは操縦者の指令で集合ピ
ツチが突然に変えられると、回転子駆動列が“鳴
る”ときがある。すなわち振動することがある。
負荷（突風とか、集合ピツチの変化とか）の変動
の頻度が駆動列の振動の大きさを相当なものにさ
せることもある。自由タービンを含んでいる駆動
列はガス発生器から衝撃緩和されるので、前記振
動が生じうるのである。

かくして、自由タービンの出力シヤフトの速度
を感知して、それを閉ループ内の制御パラメータ
として使用することが従来から行われている。し
かしながら、現在得られている閉ループ制御では
回転子駆動列の制動は強化されないのである。な
ぜならば、現在のガス発生器の燃料制御技術は、
閉ループの安定を維持するために、自由タービン
のフイードバツクされる速度信号から共鳴周波数
を波することを要求するからである。燃料制御
装置への入力信号（自由タービン速度）からこの
ように過渡信号を除去するのは、回転子駆動列の
共鳴を励起させるモードでガス発生器が動作しな
いようにするためである。

本発明は前述した先行技術の欠点を克服するも
のであつて、自由タービンを含んだヘリコプター
駆動列のエンジンのガス発生器に制御を行う新規
かつ改良された技術を提供する。本発明によれ
ば、ガス発生器への燃料流は出力トルクに短期的
な変化を生ずるように調節される。その短期的な
変化は自由タービンの速度の短期的な変化に抗す
るようになされているのである。従つて、ガス発
生器の慣性はその速度が本質的に一定にとどまつ
ているが、ガス発生器に供給される燃料流の短期
的な変化は機械的装置の振動を制動するようにト
ルクを短期的に変える。

本発明による装置は、ヘリコプター駆動列の自
由タービンの速度に応答して燃料制御信号を出す
制御回路を有している。それは、共鳴周波数範囲
における自由タービンの速度振動に抗する位相
で、ガス発生器（基本的には一定の速度）の出力
トルクを変えるように、燃料を多く燃焼させたり
少なく燃焼させたりする。

本発明は、付図を参照することによつて、斯界
の技術者に良く理解され、かつ、その多くの目的
と利点も明白となる。

さて、第１図を参照して、燃料流指令信号
NG^*を出す信号発生器１０は従来公知の電子的
燃料制御装置である。

信号発生器１０への入力は典型的に下記のもの
よりなつている。

NF^*−パイロツトの回転子速度指令、 NF−自由タービンの速度、 NR−主回転子のシヤフトの速度、 Ｃ／Ｐ−集合的ピツチ指令信号、 である。

信号発生器１０はエンジン１２への燃料流の予
備的電子制御をなすものである。注意すべきこと
は、信号発生器１０へ入力される信号NFは、２
乃至８Hz範囲における自由タービン速度の変動を
出来るだけ除くように波されるということであ
る。

信号発生器１０により生ぜしめられた燃料流指
令信号NG^*は、加算用回路１４を経て、調速機
１６へと配送される。調速機１６は従来状の比例
制御器で、指令された速度を実際の感知されたガ
ス発生器速度NGと比較し、速度誤差信号を発
し、その速度誤差信号に常数を掛算し、燃料流
WFとよく釣り合う第一信号を、圧縮機の排出圧
力CDPの関数として出す。

調速機１６の出力は競売回路１８の第一入力に
加えられる。競売回路１８への第二入力は比例温
度制御器２０からの温度信号である。制御器２０
への入力信号は、ガス発生器の尾部パイプの実際
の温度によく釣り合う信号MGTとこのMGTの
限度信号とを受信する。もしも実際の感知された
温度がプログラムされた限度を超えるならば、制
御器２０は燃料流減少指令を発生する。かくし
て、制御器２０は競売回路１８へ燃料流に関連し
た第二信号、すなわち、ガス発生器の圧縮機の排
出圧力CDPの関数としての燃料流WFによく釣り
合う二次信号をを与えよう。

競売回路１８の第三の入力は加速制御器２２か
らの出力を受ける。加速制御器２２への入力は、
感知された信号NGおよびCDPを受ける。

競売回路１８はその入力信号のうち最小燃料流
に相当する入力信号の一つを通過させる。競売回
路１８により選ばれた信号は、単に乗算器のみか
らなるものでもよい高度補償回路２４の第一入力
へ加えられる。高度補償回路２４への第二の入力
は実際の感知されたガス発生器の圧縮機の排出圧
力CDPである。従つて、高度補償回路２４の出
力は燃料流指令信号WF^*である。

補償回路２４からの信号WF^*は電気機械的燃
料計測装置２６へ入力される。燃料計測装置２６
は従来の通りエンジン１２への燃料の配送速度を
調節する。かくして加圧された燃料WFはエンジ
ン１２へと配送される。この実施態様では、エン
ジン１２は略図的に示されている如くに、ガス発
生器と自由タービンとからなつている。

エンジン１２の出力シヤフト３０はギヤボツク
ス３２を経てヘリコプターの主回転子３４と尾部
回転子３６とに駆動連結されている。もしヘリコ
プターが関節付けされた回転子系を使用するなら
ば、遅延緩衝器３８を主回転子３４のプレードと
主回転子ハブ４０との間に組合せてもよい。

先行技術で実施されている如く、また本発明に
従つて、適当な速度検知器４２が自由タービンシ
ヤフト３０に組合わされている。速度検知器４２
は自由タービンの速度の信号NFを出す。この信
号NFは、前述した如くに適当に波した後に、
信号発生器１０へ配送される。信号NFはまた、
制動回路４４へ配送される。制動回路４４は燃料
流調整信号NG^* _Fを出す。これが加算回路１４で
指令信号NG^*と加算されると、調速機１６によ
り出される信号を次のように変える。すなわちこ
の信号が競売回路１８により選ばれると、自由タ
ービン速度の変動に抗する制動トルクを生ずるよ
うに燃料流WFを変える。詳しく説明すると、制
動回路４４へ入力された信号NFは微分されて微
分信号dNF／dtを生じる。この微分信号はター
ビン速度の変動の周波数並びに振幅の関数として
変化している。かくて、信号NFを微分すること
によつて、それの低周波数の変化は減衰され、他
方“高”周波数の変化が通過させられる。微分信
号は常数Ｋを乗ぜられる。微分のせいで信号NF
より90゜の相ずれだけ先行しているKdNF／dt信
号は、NFの変化に対して望む利得および位相関
係を達成するように更に整形される。かくして、
制動回路４４からの出力信号NG^* _Fはフイードバ
ツクされ、KdNF／dt信号と比較され、誤差は利
得１／τを乗ぜられ、この積は積分される。このフ イードバツクループは、従来の制御装置での実施
によれば、τ秒の一次遅延を生じ、追加の減衰と
位相遅延とを導入する。従つて、１／2πτに等しい 所定の周波数以上、例えば２Hz以上で、制動回路
の利得は最高にあつて、かつ一定である。また、
燃料流調整信号NG^* _Fは速度信号NFをほぼ40゜だ
け先行する。燃料計測用装置は引き算された
NG^*とNG^* _Fの信号に追加的遅延を導入し、その
引き算は符号の反転を生ぜしめ、その結果、エン
ジンへの燃料流WFは、回転子駆動列の共鳴周波
数にて自由タービン速度NFと本質的に180゜位相
外れとなろう。

注意さるべきことは、常数Ｋおよび／または時
定数τは圧縮機の排気圧力CDPと燃料流指令
WF^*とのどちらか、または双方の関数として変
わるようにさせられうるということがある。常数
Ｋおよび／または時定数τの変化（もしも用いら
れるならば）が、燃料計測用弁が制限されたスリ
ユー速度（slewing velocity）を有し、かつ、燃
料計測用装置の力学が背圧の関数であることとの
事実に帰せられうる燃料計測用装置２６における
固有の遅延に対する補償を提供しよう。

制動回路４４の動作を総括すると、本回路はハ
イパスフイルターとして機能する。このハイパス
フイルターは回転子駆動列の共鳴振動をその位相
に変化を伴わせて通過させるが、通常のエンジン
および回転子装置の過渡（transient）に関した
低い周波数信号は、予備的制御機能に干渉せぬよ
うにせき止める。比較的に高い周波数のフイード
バツク信号は燃料制御装置により処理されて、自
由タービンの速度の増加の場合おいて燃料流の減
少となされる。燃料流の減少は出力トルクの減少
となり、回転子／自由タービンの速度の増加に抗
する。エンジンへの燃料流WFの変化の位相付け
は決定的である。望む駆動列制動が達成されるた
めには、NFにおける高周波変化に対して本質的
にWFは180゜位相ずれでなければならない。駆動
列の小さい振動に対しては、燃料計測装置のスル
ーレート（slew rete）は達せられない。しかし
ながら、より大きい振動に対しては、燃料計測装
置のスルーレートの限度およびエンジン制御にお
ける加速と温度との限度との双方が、制動アルゴ
リズムにより取消されねばならぬ非直線的減衰と
位相遅延とを導入する効果を有する。上述した如
く、本発明の好ましい実施態様によれば、制動回
路４４の利得Ｋと時定数τとは入力の振動の大き
さの関数として自己調整的である。

第２図は周波数に対してのタービン速度の変化
（デシベル）のプロツトであり、全て関節付けさ
れた回転子を用いる型のヘリコプターに対して本
発明の方法をコンピユーター・シミユレーシヨン
したものである。シミユレーシヨンは、ギヤボツ
クスにおける、突風または突然作戦行動の結果と
して起る正弦波的トルク擾乱の投入を含んでい
た。最初、制動装置４４なしで、電子的制御から
の燃料流要求を一定に保持して、駆動列の共鳴モ
ードを形成するように周波数走査が行われた。形
成された共鳴モードは第２図で曲線Ａにより描か
れており、電子的制動も機械的遅延制動機もない
場合を表わしている。曲線Ａから明らかな如く、
駆動列は電子的または機械的制動もない高度に非
制動の特性を呈している。曲線Ｂの場合は、機械
的遅延制動機を操作してシミユレートしたもので
ある。この曲線Ｂには主回転子モードの高度な共
鳴が著しく減衰されているのが見られる。さて、
本発明による電子的制動のみを使用した場合を、
曲線Ｃに示す。曲線Ｃから判る通り、回転子装置
の動きは、機械的遅延制動機をもつて得られるも
のに近似している。かくして、本発明は、関節付
けされたプレードを有するヘリコプターにおい
て、機械的遅延制動機をなくすことができるし、
または、機械的遅延制動機の故障の場合にバツク
アツプすることができる。更にまた、本発明は、
剛性回転子のヘリコプターの場合に、回転子駆動
装置の共鳴動を与える可能性を提案する。

再び、制動回路４４を考察すると、この回路は
下記の制動アルゴリズムに従つて機能している。

NG^* _F／NF（Ｓ）＝KS／Ｓ＋１ ここにＳは導関数演算子である。上記の伝達関
数は、エンジンの予備制御ループを乱さないよう
に低周波数の入力を阻止するハイパスフイルター
を形成する。しかしながら、高周波を通過するこ
とと、燃料流を生ぜしめることは許され、かくし
てエンジンの急速燃焼路を通じ、トルクと擾乱と
を生ずるようにすることを許される。前に注意し
た如くに、ガス発生器の固有慣性はそれが高周波
の入力に従うことを阻止する。すなわち、ガス発
生器の速度はNG^* _F信号の関数として変化しな
い。伝達関数の利得と時定数は、燃料計測装置２
６における位相遅延を取り消すように選ばれる。

要約すると、本発明は、ヘリコプターの回転子
駆動装置の制動を、ガス発生器への燃料流への制
御を実行することにより達成する。注意さるべき
ことは、過渡的負荷（transient loads）に関連
した回転子擾乱よりも大きな回転子鬢と、暑い日
の条件とに対して、エンジンは過度温度（over
−temperature）とサージとから保護され続けね
ばならぬことである。従つて、エンジンを介して
の回転子駆動列制動は、ある操作条件下では、駆
動列振動の半分のみに行われる。すなわち、本発
明によれば、燃料流を低下して自由タービン速度
の増加に抗するが、燃料流を加速ないし温度限度
以上に上げて速度の減少に抗することはない。そ
の上更に、また上にほのめかした如くに、燃料計
測装置のスルーレートは大きな速度振動にとつて
重要であつて、制動アルゴリズムによつて取消さ
れるべき位相遅延を導入してもよい。もしも燃料
計測装置により導入された位相遅延が重要になる
ならば、本質的に制動機能は圧縮機の排出圧力か
燃料流需要かまたはこれらの双方の関数として利
得を変化させることにより適合するようにしても
よい。

好ましい実施態様を示して記述したけれども、
本発明の精神と範囲とを離れることなく、種々の
改変と置換とをそれに行うことができる。従つ
て、本発明は、説明として記述されたのであつ
て、制限をつけるために記されたものでないこと
は理解されるべきである。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の好ましい実施態様に従つたタ
ーボシヤフトエンジンの燃料制御の機能的ブロツ
ク図である。第２図は第１図の装置の理解を容易
ならしめるグラフである。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ ガス発生器の排気により駆動される動力ター
   ビンを含んでいるヘリコプター回転子駆動列の振
   動を制動せしめる方法であつて、 動力タービンの速度とよく釣り合つた速度信号
   を発生する段階と、 前記速度信号を波して、所定の周波数以下の
   変化を消去する段階と、 波された信号の時定数を調整して、感知され
   た速度変化と相が外れている信号を出す段階と、 ガス発生器への燃料の流れを前記の調整された
   信号の関数として変調して、自由タービンにより
   生ぜしめられるトルクを前記の所定の周波数以上
   の駆動列の速度変化に抗するようにする段階とか
   らなるところの方法。 ２ ヘリコプターが燃焼する燃料を可変の流速で
   ガス発生器に供給するための燃料制御を有し、こ
   の燃料制御はガス発生器速度指令を与えるための
   手段を含んでいて、感知された速度変化と相がず
   れている前記の調整された信号が前記ガス発生器
   速度指令と加算されるようになつているところの
   特許請求の範囲第１項記載の方法。 ３ 前記燃料制御が温度および加速限度に関連し
   たガス発生器燃料流を与えるようになつており、
   また、速度の減小に抗する燃料流の調節が加速お
   よび温度限度を超えられぬようにされているとこ
   ろの特許請求の範囲第２項記載の方法。 ４ 波されたタービン速度信号の利得が、所定
   の周波数以下で感知された速度における何等かの
   変化の周波数の関数として、変化され、かつ、前
   記の所定の周波数以上ではほぼ一定であり、それ
   の最高レベルであるところの、特許請求の範囲第
   ３項記載の方法。 ５ 回転翼の航空機用の燃料制御装置であつて、
   前記航空機はガス発生器と、このガス発生器から
   機械的に衝撃緩和されてしかもガス発生器により
   駆動される動力タービンとを含むエンジンを有し
   ており、前記燃料制御装置はガス発生器燃料供給
   指令を生ずるための手段を含んでいるようになつ
   ているものにおいて、 動力タービンの速度とよく釣り合つた信号を与
   える手段と、 前記タービン速度とよく釣り合つた該信号に応
   答して、所定の最小値を超えた周波数の速度変化
   と釣り合つた制動制御信号を、感知された速度変
   化と相がずれているように、与える手段と、 該燃料供給指令信号を該制動制御信号により変
   調し、該燃料供給指令信号に変化を生ぜしめる手
   段と、 該燃料供給指令信号に応答し、ガス発生器への
   燃料配送速度を変え、それにより、動力タービン
   により生ぜしめられるトルクを該所定周波数以上
   の速度の変化に抗するようにするところの手段と
   を含むようにしたところの装置。 ６ 該燃料制御装置がガス発生器速度指令の信号
   を与え、該変調手段は、 該速度指令の信号と制動制御の信号とを加算し
   て可変の速度指令信号を生ぜしめる手段と、 該可変の速度指令信号と実際のガス発生器速度
   によく釣り合う信号とに応答して第一の燃料供給
   指令信号を生ずる手段と、 該第一燃料供給指令信号を高度に対して補償す
   る手段と を含んでいるところの特許請求の範囲第５項記載
   の装置。 ７ 該変調用手段が、更に、 第二の燃料供給指令信号を生ずる手段で、該第
   二燃料供給指令信号はガス発生器の温度限度の関
   数になつているものと、 該燃料供給指令信号のうち一つを選択して、該
   高度補償用手段への配送用に、より少ない燃料流
   を指令するための手段 とを含んでいるところの特許請求の範囲第６項記
   載の装置。