JPH0476023B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明は、航空機に動力を供給するフアン・ジ
エツト・エンジンに関し、特にエンジンのフアン
吐出の周囲の圧力パターンを検出し、圧力ひずみ
を計算して、予め定められた条件においてサージ
信号を作り出し、抽気弁を自動的に開けるととも
に燃料制御装置をリセツトすることにより、エン
ジンのサージを防止する手段に関する。

背景技術 よく知られていることであるが、失速はガス・
タービン・エンジンの圧縮機において起きる現象
であり、この失速は、もし減じないで持続するこ
とを許されれば、エンジンの動作を害し、かつ
（または）エンジンを破壊することになる。失速
の理論を完全に理解する前は、失速は、十分な数
の圧縮機のブレードが失速し、瞬間的な気流の逆
流が圧縮機中に生じたときに引き起こされる現象
であると言えば十分である。この失速は、圧縮機
の吐出圧を急激に降下させ、かつ、時には、何ら
かの修正措置が取られるまで絶えまない圧力振動
を生じさせる。

失速がさし迫つた時を検出し、パイロツトに修
正措置を取ることができるように警告するか、ま
たは失速が起こりそうなエンジン運転領域が生ず
るのを避けるようにエンジン制御装置を設計しよ
うとするたくさんの方法がこれまで技術的に取ら
れて来た。

このような従来の方法では、例えば、燃料制御
装置は、予め失速を考慮して定められた加速スケ
ジユールに従つて加速されるように、加速中にエ
ンジンに入る燃料量を制限する。他の方法（この
方法は前記加速スケジユール管理システムを同時
に採用することになるだろうが）は、圧縮機吐出
圧を測定し、予め定められた圧縮機の圧力変化ま
たは変化率が生じたときは何時でも圧縮機の抽気
弁を開ける方法である。さらに他の方法は、1975
年２月18日にジヨン・セオド・モーリングおよび
ビジル・ウイルス・ローソンに与えられた米国特
許第3867717号に記述されており、これは、失速
が生じる時点を決定するための手段として、計算
された圧縮機圧力とタービンないしは出口温度と
を使うものである。そして、さらに他の方法は、
Ｆ・Ｌ・エルセーザーおよびＪ・Ｈ・ホールに与
えられ、本出願人に譲渡された米国特許4060980
号に記述され、かつ権利主張されている。この特
許は、燃料制御の加速スケジユールおよび他のエ
ンジン運転のパラメータを使用するシステムを記
述している。

上述のような失速検出および予防手段は、ある
エンジンおよび（または）それらの応用には有効
であろうが、他の種のエンジンおよび（または）
それらの応用には必ずしも有効ではない。例え
ば、計算された圧縮機圧力またはそれらの率およ
びタービン温度またはそれらの率が同じ値であつ
ても、別のエンジン運転状態が生じ得、このこと
は失速の誤指示の原因となる。また、パラメータ
の監視をたやすくは行えなかつたり、検出プロー
プの設置がガス通路を妨害し、エンジン性能を害
したりする。したがつて、失速制御装置の選択
は、どのような失速システムがそのエンジンおよ
び該エンジンの応用に対して最も良いか、どのよ
うなパラメータが容易に得られるか、どのシステ
ムが最も高精度であるか、どのシステムが最も速
度が速いかということや、その他の多くの条件を
考慮することに帰着する。

ある条件下では（例えば航空機が激しい方向の
変化を受けたときには）、サージの発生に先行し
て、吸気口における圧力パターンが歪む。本発明
によれば、フアン・ジエツト・エンジンのフアン
の吐出端の周囲に、十分配置を考慮されて、それ
ぞれ分離して置かれた複数の総圧プローブが、エ
ンジンのサージがさし迫つた状態における前記激
しい圧力パターンの歪みを検出し、サージを終ら
せるために適切な処置を取ることができるように
する。

この場合、エンジンの装備の一部である圧縮機
の抽気弁および燃料制御装置が動作状態とされ
る。抽気装置は開かれ、燃料制御速度入力信号は
再調整されて、圧縮機の抽気装置の開放ににより
もたらされた出力損失を補償するに十分な燃料を
要求する。本発明は、航空機の一定の運転状態
中、例えば着陸時、エンジンの逆スラストモード
時、および機上の既存の失速警告システムによつ
て検出される航空機の失速状態から余裕がある場
合等には、前記サージ制御システムを無効にす
る。

発明の開示 本発明の一つの目的は、フアン・ジエツト・航
空機エンジンに、改良されたサージ防止手段を備
えることである。本発明の一つの特徴は、少なく
とも２つの総圧プローブをフアンの下流の周囲に
戦略的に配置し、圧力の歪みを検出するととも
に、その歪みの値を計算して、さし迫つたサージ
を示す信号に変換し、修正処置を取ることができ
るようにすることである。本発明の他の特徴は、
補正サージ信号を使用して既存の圧縮機抽気装置
を自動的に開くとともに、既存の燃料制御装置を
再調整してエンジンにより生みだされるスラスト
を調整し、抽気装置の開放によつて招かれたスラ
スト損失を補償することである。本発明のさらに
他の特徴は、航空機の一定の飛行モードの間、全
てのサージ・システムを非動作状態にすることで
ある。

本発明の、前述の目的、特徴および利点、並び
に他の目的、特徴および利点は、本発明の実施例
についての次の詳細な説明に照らせば、より明ら
かになるであろう。

実施例 この実施例においては、フアンの吐出端に位置
された３つの総圧プローブを使用するが、本発明
においては、個々の適用事例によつて、プローブ
をコア・エンジンの吸気口の近くにおいて別の位
置に配置したり、それぞれのプローブの配置を変
えたり、プローブの数を変えてもよいことが理解
されなければならない。しかしながら、本発明
は、もし抵抗しなければ、航空機の苛酷な操縦に
よつて引き起こされる吸気口における高角度の到
来空気の攻撃のために生じてしまうサージに抵抗
するものであることが理解されなければならな
い。本発明は簡単なサージ防止システムを構成す
るのみならず、疑いなくスラスト当り燃料消費率
を犠牲にすることとなるであろうエンジンの吸気
ダクトの再設計の必要を避けるものである。

参照番号１０によつて全般的に示されるエンジ
ンは、任意の形式のフアン・ジエツト・エンジ
ン、例えば、ユナイテツド・テクノロジーズ・コ
ーポレイシヨンのプラツト・アンド・フイツトニ
ー・エアクラフト製造のJT9Dであり（これは、
参考のために例として挙げたものである）、一部
に参照番号１１として概略的に示されている。そ
して、このエンジンは、航空機、例えばボーイン
グ・エアクラフト・カンパニー製造の747（これ
も、参考のために例として挙げたものである）に
適当に動力を動力を供給する。ここでは、前記エ
ンジンはフアン・ステージを有しており、このス
テージの環状の吐出ダクト１２は参照番号１４に
よつて全般的に示されるコア・エンジンの一部を
囲んでいると言うに止める。この装置において典
型的であるが、吐出ダクト１２内には、多数の支
柱または（および）羽根１６が、周方向に、かつ
軸方向に関しフアンのブレードに近接して配置さ
れている。

本発明によれば、参照番号１８によつて全般的
に示されるサージ検出および防止システムは、フ
アン吐出ダクトに戦略的に配置された複数の（こ
の例では３つ）の総圧プローブ２０，２２および
２４を含んでいる。前記プローブの配置は、個々
の装置および航空機の個々の操縦に依存する。か
くして基本的には、前記プローブはエンジンのサ
ージ状態の直前に先行する一定の航空機の操縦状
態中に、圧力のじよう乱が生じる点および生じな
い点に置かれる。そして、これらのプローブの配
置は実際の試験または解析的決定から得られる圧
力分布を考慮することによつて予め確められる。
本実施例では、３つのプローブが、二点鎖線によ
つて示される位置においてフアンの下流の支柱に
取り付けられている。１つのプローブ２０は、航
空機の正常な静止位置に関して言つてエンジンの
上部で、かつ航空機の一定の縦状態中に圧力のじ
よう乱が検出されない場所に位置されている。他
の２つのプローブ２２および２４は円周の下側の
四分円、言うなればエンジンの底部付近、すなわ
ち最も垂直な四分円を０度としたとき、90度から
270度まで（90度および270度を含む）の四分円に
位置される。

各総圧プローブ２０，２２および２４は、同一
のものでよく、個々の装置に適合するように適応
させられた市販の総圧プローブである。検出圧力
がアイシングによつて影響されないことを保障す
るために、各プローブは、プローブのアイシング
を防止するのに役立つ圧縮機の温かい吐出空気を
流すチユーブ内に収容されている。同心管２６お
よびその幹線は、圧縮機空気を流して前記プロー
ブに当て、フアン・ダクト１２内のフアン空気吐
出流に吐出される。当業者には明らかであるが、
アイシング防止は、電熱器を使うことによつて実
現することもできる。

検出圧力は、１対の適当な市販の圧力損失セン
サ２８および３０に入れられ、圧力差が予め決め
られた値、例えば1.9psiaに達したときに、２つ
の電気的スイツチ３６および３８のいずれかをト
リガする。前記圧力損失センサ２８および３０
は、ばねでバイアスされたダイヤフラム３２およ
び３４をそれぞれ有する。前記のようにスイツチ
３６および３８がトリガされると、航空機におい
て得られる適当な既存の電源からの電圧が、ライ
ン５０、分岐線５２，５４、分岐ライン５８，６
０およびライン５６を介して適当なソレノイド４
０に電流を流し、該ソレノイドは既存の油圧抽気
制御装置４２を動作状態とする。前記抽気制御装
置４２は、管路４５，４７の経路または逆の経路
を介して作動油を抽気アクチユエータのピストン
（図示せず）に供給しまたは該アクチユエータか
ら排出することにより、エンジンの既存のサー
ボ・システムからのサーボ圧力を抽気アクチユエ
ータ４３に作用し、抽気弁４４を開位置とする。
コネクテイング・ロツドに剛直に付けられたカム
４６は従節４８に接触する。この従節４８は、失
速発生を防止するべく圧縮機から抽気を行うため
の予め定められた移動位置（抽気装置開）におい
て電気スイツチを動かすものである。

前記のようにスイツチ３６，３８がトリガされ
ると同時に、スイツチ６２への１つの導線が前記
電源に接続されるので、速度リセツト・ソレノイ
ド６３は動作可能状態に置かれる。カム４６は従
節４８を上方（図面において）に押して回路を閉
じ、線路６４を線路６６に接続し、ソレノイド６
３のコイルを励磁する。すると、既存の速度セツ
ト機構がリセツトされる。この速度セツト機構
は、エンジンの燃料制御装置６１における既存の
ハードウエアであつて、圧縮機からの抽気によつ
て引き起こされたスラスト損失を補償するように
スラストを増大させるためにエンジンへの追加燃
料の供給を要求するものである。

エンジンまたは航空機の一定の運転モード中に
サージ・システムが不用意に動作しないことを保
障するために、本システムは安全機構を備えるこ
とができる。航空機の前記電源は、航空機の失速
指示計（航空機の既存のハードウエア）が航空機
のステイツク・シエーカー７０によつて検出され
る非動作状態にあるときだけ有効になる。同様に
して、一定のエンジンモードにおいては、スラス
トを増大することは不必要であるか、または望ま
しくない。ソレノイド７４およびそのスイツチ７
６は、例えば、逆スラストや自動復帰モード時に
おいて前記速度リセツト回路を動作不能状態にす
るのに役立つ。

これまで本発明をその実施例に関して示しかつ
説明してきたが、当業者によれば、本発明の精神
および範囲から逸脱することなく、本発明の形態
および詳細において種々の変更および省略がなさ
れてもよいことは理解されるはずである。

【図面の簡単な説明】

図面は、本発明のサージ・システムの検出回路
と電気回路との組み合わせの概略図を示す。 １０…フアン・ジエツト・エンジン、１２…吐
出ダクト、１４…コア・エンジン、１６…支柱ま
たは（および）羽、１８…サージ検出および防止
システム、２０，２２，２４…総圧プローブ、２
６…同心管、３０…圧力検出センサ、３６，３８
…電気スイツチ、４０…ソレノイド、４２…油圧
抽気制御装置、４３…抽気アクチユエータ、４４
…抽気弁、４６…カム、４８…従節、５１…コネ
クテイングロツド、６１…油圧燃料制御装置、６
３…速度リセツト・ソレノイド、７４…ソレノイ
ド、７６…スイツチ。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 航空機に動力を供給するフアン・ジエツト・
   エンジンのためのサージ制御システムであつて、
   前記航空機は航空機の失速を検出するための独立
   な手段を有し、前記エンジンは、該エンジンによ
   つて発生されるスラストを制御するための、圧縮
   器速度制御手段を含む燃料制御装置を有し、前記
   圧縮器は、抽気弁および該抽気弁のアクチユエー
   タを含む、該圧縮器から抽気を行うための手段を
   有し、フアン吐出ダクトは前記フアンを収容して
   おり、当該サージ制御システムは前記ダクトに取
   付けられた少なくとも１対の総圧プローブを有
   し、前記総圧プローブの対の一方は前記エンジン
   の状態がサージ状態に入ることによつて引き起こ
   される圧力変化に感じない予め決められた位置に
   配置され、他方の総圧プローブは前記エンジンが
   サージ状態に入ることによつて引き起こされる前
   記ダクト内の圧力変化に感じるように配置され、
   さらに当該サージ制御システムは差し迫つたサー
   ジ状態を示す信号を作り出すように前記総圧プロ
   ーブの対に応答する計算手段と、前記抽気弁を開
   き、かつ同時に前記エンジンによつて発生される
   スラストを増大するために前記圧縮器速度制御手
   段をリセツトするように前記信号に応答する手段
   とを有してなるサージ制御システム。 ２ 前記航空機は電源を有し、前記信号に応答す
   る手段は電気的に導通するスイツチであり、該ス
   イツチは前記計算手段が予め定められた圧力差値
   を示す信号を作り出したときに閉じられる特許請
   求の範囲第１項記載のサージ制御システム。 ３ 検出される前記ダクト内の圧力値を誤らせる
   こととなるように総圧プローブに着氷するのを防
   止するためのアイシング止め手段を有する特許請
   求の範囲第２項記載のサージ制御システム。 ４ 前記アイシング止め手段は、前記総圧プロー
   ブを囲むとともに、前記総圧プローブの近傍に圧
   縮器の抽気空気を流すように前記圧縮器に接続さ
   れた同心管を有する特許請求の範囲第３項記載の
   サージ制御システム。 ５ 前記信号に応答する手段は、前記抽気弁への
   機械的接続部およびもう１つの電気的スイツチを
   有し、それによつて前記もう１つのスイツチは、
   前記機械的接続部によつて閉じられたとき、前記
   圧縮器速度制御手段をリセツトするように回路を
   閉じる特許請求の範囲第３項記載のサージ制御シ
   ステム。 ６ 航空機の失速を検出するための前記独立な手
   段に応答する手段を有し、該手段は、前記失速応
   答手段が非動作モードにあるときのみ前記スイツ
   チに電流を流す特許請求の範囲第５項記載のサー
   ジ制御システム。 ７ 前記速度制御手段をリセツトするための前記
   手段を、非動作状態にするためのエンジン運転の
   パラメータに応答する手段を有する特許請求の範
   囲第６項記載のサージ制御システム。 ８ 前記エンジン運転のパラメータはエンジンの
   逆スラストを示す特許請求の範囲第７項記載のサ
   ージ制御システム。 ９ 航空機に動力を供給するフアン・ジエツト・
   エンジンのためのサージ制御システムであつて、
   前記航空機は電源および航空機の失速を検出する
   ための独立な手段を有し、前記エンジンは該エン
   ジンによつて発生されるスラストをコントロール
   するための、圧縮器速度制御手段を含む燃料制御
   装置を有し、前記圧縮機は、抽気弁および該抽気
   弁のアクチユエータを含む、前記圧縮器から空気
   を抽気するための手段を有し、フアン吐出ダクト
   は前記フアンを収容し、支持手段は前記ダクト
   を、該ダクトに円周方向に間隔をおかれて収容さ
   れた前記フアンの吐出端に近接して支持し、当該
   サージ制御システムは前記ダクト内に取り付けら
   れた３つの総圧プローブを有し、該総圧プローブ
   の１つは、前記エンジンの状態がサージ状態に入
   ることによつて引き起こされる圧力変化に感じな
   い予め定められた位置に配置され、他の２つの総
   圧プローブは前記エンジンがサージ状態に入るこ
   とによつて引き起される前記ダクト内の圧力変化
   に感じるように配置され、さらに当該サージ制御
   システムは、差し迫つたサージ状態を示す少なく
   とも１つの信号を作り出すように前記３つの総圧
   プローブに応答する計算手段と、前記抽気弁を開
   くように前記信号に応答する第一の手段と、前記
   抽気弁が開かれると同時に前記圧縮器速度制御手
   段をリセツトするように前記第一の手段に応答
   し、前記エンジンによつて発生されるスラストを
   増大させる第二の手段とを有するサージ制御シス
   テム。 １０ 前記総圧プローブの１つによつて計測され
   た圧力は他の２つの前記総圧プローブのそれぞれ
   によつて測定された圧力と比較される特許請求の
   範囲第９項記載のサージ制御システム。 １１ 前記総圧プローブのそれぞれは前記支持手
   段に取り付けられている特許請求の範囲第１０項
   記載のサージ制御システム。 １２ 各前記総圧プローブを囲み、かつ氷が前記
   総圧プローブに蓄積するのを防止するため圧縮器
   の抽気空気を前記総圧プローブへ通過させるよう
   に前記圧縮器に接続された同心管を有する特許請
   求の範囲第１１項記載のサージ制御システム。 １３ 前記失速検出手段が非動作モードにあると
   きのみ、前記計算手段に応答して、前記信号に応
   答する手段に電流を流すスイツチを有する電気回
   路を備えた特許請求の範囲第１２項記載のサージ
   制御システム。 １４ 前記圧縮器速度制御手段をリセツトするた
   めの手段を非動作状態にするためのエンジン運転
   のパラメータに応答する手段を有する特許請求の
   範囲第１３項記載のサージ制御システム。