JPS63198760A - ガスタービンエンジンの過渡状態の制御装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 技術分野 本発明はタービン型原動機の航空機エンジンに係り、よ
り詳細には所定の飛行範囲内で所定の挙動特性を達成す
るために原動機を制御しスケジュール化することに係る
。

背景の技術 本発明は乗客用又は商業用の航空機ではなく特に軍用機
に係り、より詳細には戦闘機クラスに入るであろう航空
機クラスのものに係る。周知のように現在認識される戦
闘機は、所定の飛行範囲内での戦闘地域のために設計さ
れている。マツハ数０．９で高度１５０００フイ　）（
４５７２ｍ）に於けるエンジンの運転が戦闘地域での代
表的な値である。飛行任務の性質からこのクラスの航空
機は極めて激しい作戦行動を経験し、非常に厳しい条件
で加速及び減速をするためにエンジンの推力を変化させ
るために頻繁に動力レバーの操作をする必要がある。航
空機がかかる作戦行動に遭遇するとき、パイロットは典
型的にはボディーズ、チョップス、スナップス等と呼ば
れる動力レバーの運動を行使し、それによりエンジン速
度、温度及び空気流量が変化する。かかる作戦飛行の変
化のうちで、ファンコンプレッサロータ及び高圧コンプ
レッサロータの回転数は中間動力と呼ばれる運転範囲の
高いレベルから部分動力又はアイドリング動力と呼ばれ
る低レベルまで変化する。作戦飛行中にかかるロータ回
転数と推力が変化している間にエンジンの可変な構成部
分もまた動いている。ファン及び高圧コンプレッサのベ
ーンの角度はロータの回転数に伴って変化しており、エ
ンジンがアイドリング動力の方に動き減速するときに、
可変面積排気ノズルは典型的には中間動力領域から＋５
％から＋１０％その位置を変化させている。

排気ノズル面積は通常、エンジンが加速されるとき５％
から１０％閉じる。

この技術の背景をより十分に理解するために第１図のグ
ラフではマツハ数０．９、高度１５０００フイート（４
５７２ｍ）で運転されるよう設計された軍用機エンジン
の典型的なスケジュールが示されている。このグラフに
は高圧コンプレッサの回転数（Ｎ２）、ファンコンプレ
ッサロータの回転数（Ｎｌ）、タービンの入口温度（Ｔ
４）、ファン人口の全空気流Ｑ（ＷＡＴ２）及び排気ノ
スルノ面積（Ａｊ）が様々な推力値に対して描かれてい
る。かかるパラメータは単軸系又は多軸系の軸流タービ
ン原動機に於て典型的であり通常のジェット又はファン
ジェット型式の場合に使われており、後者は例えば本願
出願人であるユナイテッド・チクノロシーズ・コーポレ
イションの一部門であるブラット・アンド・ホイットニ
ー・エアクラフト社ＣＰｒａｔｔ　＆　Ｗｈｌｔｎｃｙ
　Ａｌｒｃｒａｌ’ｔ）によって製造されたＦ１００エ
ンジンがある。

かかるグラフ（第１図）から明らかなように、基本的に
は推力レベルはマツハ数０．９／１５０００フイー）（
４５７２ｍ）に於てゼロ推力（アイドリング動力）から
およそ１２０００ポンド（５，４４ｔｏｎ）の推力（軍
事用動力）まで変化する。排気ノズルの開口部面積はア
イドリング動力に対しては３．０平方フイート（０，２
８平方メートル）、中間動力運転に対してはやや小さい
２，８平方フイート（０，２６平方メートル）で予め選
択されている。かかる値は、定常なエンジンの運転に対
しては最適の排気ノズル面積である。グラフ上の符号Ａ
は全て、航空機の正常な運転時に於ける軍事用動力状態
（１２０００ボンド推力）（５，４４Ｌｏｎ）を表わす
。所定の典型的な推力の降下はおそらく動力が２０００
ボンド（０，９１Ｌｏｎ　）乃至４０００ポンド（１，
８１１ｏｎ　）の推力又はアイドリング動力（符号Ｂで
示される）にまで減少されるスケジュールとなり、それ
はエンジンの燃焼器への燃料流量が減少されそして排気
ノズル面積が３．０平方フイート（０゜２８平方メート
ル）まで増加されることによりなされるであろう。Ｎ１
及びＮ２の回転数、タービンの温度、及び空気流量は、
推力が３．０平方フイート（０，２８平方メートル）線
（Ｅ）に沿って降下するに従って対応する値をとるであ
ろう。

例えばアイドリング動力ではＴ４はおよそ１２００下（
６４９℃）である。Ｎ１及びＮ２の回転数はそれぞれお
よそ５０００　ｒｐｍ及び１００００　ｒｐｌであり、
エンジンの空気流量はおよそ１００ポ２１７７秒（４５
Ｋｇ／秒）である。

以上の記述から原動機が軍事用動力からアイドリング動
力への過渡状態に遭遇するとき、典型的なスケジュール
下ではエンジンの速度、温度及び空気流量が顕著に減少
することが理解されよう。

同様に原動機が動力降下過渡状態から反転してアイドリ
ング動力又は部分動力から軍事用動力までの過渡状態に
遭遇したときには、エンジンの速度、温度及び空気流量
が顕著に増加する。このようなスケジュールは戦闘機エ
ンジンの典型的なものであり、内燃機関の作動特性の典
型的な変化を示す。

戦闘機型航空機（戦闘機クラス）のために設計されたエ
ンジンの構成部品は、商業用の又は非戦闘機型の航空機
の動力に対して設計されるエンジンに於て使用される同
様の部品よりも短い寿命を有するという事実も亦よく知
られている。

明らかに推力の過渡状態の厳しさ及びそのよ、うな過渡
状態の急速性は、非軍用機エンジンに於けるよりも軍用
機エンジンに於てより顕著である。

既に知られており且以上説明したスケジュールに加えて
以下の利点を提供するために、所定の過渡状態の間のみ
使われる別の異なるスケジュールを含むことによって原
動機を改善することができることが発見された。

（１）改善されたライフサイクル疲労（ＬＣＦ）寿命、 （２）改善されたエンジン安定性／運転性、（３）改善
された挙動及び （４）短縮化されたエンジン推力過渡時間。

予備的な分析研究に於て、本発明に従って原動機のスケ
ジュールを変化させることによって高圧コンプレッサロ
ータ及び低圧コンプレッサロータについてそれぞれ１．
４×及び２．７ＸＦ／Ｍの寿命恩恵が得られることが明
らかとなった。かかる予見は開発されたエンジンのため
の表面流破壊機構寿命についてアイドリング動力状態で
の「フータの高速の物理的回転数を評価することを基礎
としている。

発明の開示 本発明の目的は、タービン型原動機によって駆動される
戦闘機のために作戦行動中の過渡的な推力状態に於ての
み使用される二次的スケジュールを提供することであり
、かかるスケジュールによってエンジンへの燃料流量を
付随的に減少又は増加させ、推力を減少又は増加させる
ために排気ノズル面積を有効に拡げ及び閉じ、それによ
って−次スケジュールによって達成されるであろう以上
の高いレベルのロータ速度、バーナ及びタービンの温度
及びエンジンの空気流量が部分動力又はアイドリング動
力状態に於て得ることができる。

本発明の特徴は二次的なスケジュール化装置を提供する
ことであり、それによって航空機のコックビット内で操
作される動力レバーの変化率に対応し、てより速いロー
タ速度、より高い燃焼器／タービン温度及びエンジンの
空気流量が部分動力に於いて維持される。

本発明の前記の及び他の特徴及び利点は以下の記述と添
付される図面からより明瞭になるであろう。

発明を実施するための最良の形態 本発明は本願出願人と同一人であるユナイテッド・チク
ノロシーズ・コーポレイションの一部門であるブラット
・アンド・ホイットニー・エアクラフト社によって製造
されているＰＷ−Ｆ１００エンジンによって代表される
型のエンジンについて利用されることが意図されている
が、しかり５本発明はそれに限定されないことは理解さ
れるべきである。しかしながら本発明は、エンジンのバ
ーナーへの燃料流量が調整される場合ばかりでなく上で
列挙された利点を達成するために推力の過渡的期間に於
て排気ノズルの面積を変化させるよ・・′１なタービン
タイプの原動機に於て使われることが予期されている。

本発明を理解するためにはエンジンの詳細を記述するこ
とは不必要であり簡素化と便宜のために以下では省略さ
れるが、ここではエンジンは二軸流型であることを述べ
れば十分である。この型のエンジンでは典型的であるよ
うに、Ｎ２のスプールは高圧夕・−ビンによって駆動さ
れる高圧コンブレラ・号の段から構成されており、ト■
〕のスイールはファンの段及び低圧タービンの段によっ
て駆動される低圧コンプレッサの段から構成される。バ
ーナは典型的には環状形でありコンプレッサ出口とター
ビン入口の間に配置されており、ガスに十分エネルギー
を供給するためにエンジンの作動媒体を加速し加熱する
ために働き、それによってタービンに動力を付与し推力
が発生する。

第２図に図式的に示されているように、符号１０で概括
的に示されるタービン型の原動機はガス発生器部分を含
んでおり、前記部分には高速軸１６によって相互に連結
された高圧コンプレッサ１１及び高圧タービン１４が含
まれる。ガス発生器・（−す１８はそれらの間に配置さ
れており、エンジンの作動媒体にエネルギーを供給する
ために燃材を燃焼させるために働く。ファン／低圧コン
ブしツサ２０は低速軸２２によって低圧タービン２４に
相互に連結されている。高圧スプールと低圧スプールは
お互いに機械的に連結されておらず従って独立に回転す
る。

エンジンにはまた低圧タービンから放出されたエンジン
の作動媒体を受入れるアフターバーナ３０が含まれる。

最後にエンジン作動媒体は符号３１で概括的に示される
可変面積排気ノズル（Ａｊ）を通ってエンジンから放出
される。適当なアクチュエータ３２が排気ノズルの位置
を決めるために働き、それによってエンジンの運転スケ
ジュールの関数として調整される排気開口部の面積が制
御される。

バーナの燃料流量と排気ノズルの面積はエンジンの飛行
範囲に亘って最適なエンジン運転を達成するために選択
された所定のスケジュールに従って制御される、と言う
ことで十分である。今１１の航空機に於ては複数のエン
ジン運転パラメータを監視しその値を計算するために電
子制御器が一般に使われており、それによって最適運転
を達成するために燃料流量とエンジンの各構成部が調整
される。本発明は、それが電子制御、油圧制御又は流体
機械的制御によってなされるものであってもこのような
スケジュールの存在が予期され、このようなスケジュー
ルは以下−次スケジュールと呼ばれる。

本発明を十分理解するために再び第２図について説明す
ると、ブロック線図で図式的に示されている典型的なス
ケジュール体系が本発明の最良の形態に対して記述され
ている。しかしながらひとたびこのような概念が理解さ
れると、本発明の実行は既存のスケジュール機構になさ
れる変化によって容易に適用されるということが当業者
によって理解され認識されるであろう。例えばデジタル
型の制御器に於て、一つの適当なチップが設計され既存
のコンピュータパッケージの中に組込まれることができ
る。

第２図に描かれているように、センサ４ｏの変化率は典
型的には航空機のコックビットがら操作される動力レバ
ー４２の変化の割合をｎ１定するために働く。当該変化
の割合が所定の値即ちどちらか一方に５０度／秒以下の
場合には、−次スケジュール制御器４４によって処理さ
れるべき人力信号が生じる。

適合し得る電子デジタル制御器としては本願出願人と同
一人であるユナイテッド・チクノロシーズ・コーポレイ
ションのハミルトン・スタンダード・ディヴイジョンに
よって製造されたＥＥＣ−１０４がある。上述したよう
に一次スケジュールによってローブ速度（Ｎｌ）、コン
プレッサ吐出し圧力（Ｐ３）、コンプレッサ人口圧力（
Ｐ２゜５）及びその他のエンジンの運転パラメータが監
視され、最適なエンジン運転を達成するためにエンジン
を自動的に運転できるようにそれらの値が計算され、サ
ージや過熱のようなものが防止される。図示されている
ように、−次スケジュール制御器器４４は二つの出力信
号が生み出されるために働く。その一つは符号４６で示
される関数発生プログラム内で適切に計算される燃料流
ｍ　（Ｗｆ　）である。他の一つは符号４８で示される
関数発生プログラム内で計算される排気ノズルの面積（
Ａｊ）である。実際のスケジュールは第１図のグラフに
描かれている。上で述べたようにボディーズやスナップ
スのような激しい操作のだめの典型的なスケジュールは
、Ａｊの開口面積が３．０平方フィー　ト（０，２８平
方メートル）の曲線によって図示されておりそのと一動
力レバーは軍事用動力とアイドリング動力の位置の間で
操作される。

本発明によると動力レバー４２の変化率が所定の値即ち
５０度／秒よりも大きいときには、入力信号は以下でＭ
ａｘ　　Ａ　ｊ　Ｉ　ｄｉｅ　Ｃｏｎｔｒｏｌの頭文字
である！ｖｌＡＪ−ＩＣモードと呼ばれる二次スケジュ
ールによって処理される。二つの別個の制御の存在とし
て示されているが、上で述べたようにＭＡＪ−ＩＣモー
ドは電子デジタル制御器の中に容易に組込まれ得る。こ
のモードでは上記のスケジュールは変化させられて、エ
ンジンに供給される燃料量はＭＡＪ−ＩＣモードの関数
発生プログラム５０内に記載された６、３５平方フイー
ト（０゜５９平方メートル）曲線によって示されるスケ
ジュールに従う。前記Ａｊは、関数発生プログラム５２
内に示される既知のスケジュール値である３゜０平方フ
イート（０，２８平方メートル）の代りに６．３５平方
フイー）　（０，５９平方メートル）にまで拡がるよう
作動されるであろう。

ＭＡＪ−ＩＣモードによって提供される新しいスケジュ
ールはｍ１図に示され点線りによって表現される。

ＭＡＪ−ＩＣモードによるスケジュールのため全てのエ
ンジン運転パラメータは、軍事用動力からアイドリング
動力への変化に対して一次スケジュールからの変化に対
する値よりもかなり高い値である。Ｔ４の変動は３０％
減少される。Ｎ２及びＮ１の速度変動はそれぞれ４５％
及び６０％減少され、エンジンの空気流量の変動は１４
６　ｐｐｓ（６６Ｋｇ／ｓ）から５５ｐｐｓ　　（２５
Ｋｇ　／ｓ　）に減少される。以上はエンジンの推力発
生を変化させることなしに達成され、従って航空機の飛
行性能に悪い影響を及ぼすことはない。これらの利点の
一つは明らかに、これらの作戦行動の場合のかかる変動
は一次スケジュー・ルだけを使った場合の同一の作戦行
動に対する変動よりもＨ効に減少することである。これ
はまたＬＣＦ寿命を強めるという利益を有する、という
のはエンジンの各構成部品上の応力とりわけエンジンの
加熱された部品に於ける厳しい循環応力が減少させられ
ることが明らかだからである。

軍事用動力及びアイドリング動力間のエンジン部品（高
温及び低温）上に生じた応力値は有効に減ぜられるから
、エンジン部品の寿命に対してこれらの過渡的なエンジ
ン運転によるＬＣＦの厳しさは減ぜられそれによって寿
命はほぼ３９％増加し、エンジンの安定性はおよそ２４
％増加し推力過渡時間はおよそ４２％減少すると見禎ら
れる。

他の利点はエンジンの安定性に於ける改善であり、軸流
ファンのための典型的なファンマツプを示す第３図のグ
ラフを参照することによって理解され得る。図示されて
いるようにエンジン運転線Ｅは圧縮比（ＰＲ）（縦軸）
及び空気流ｍ　（ＷＡＣ）（＋ａ軸）に対して描かれて
おりそれにより修正速度線ＣＮ／Ｊθ）が与えられる。

図示されているようにエンジン運転線Ｅは失速線Ｆから
間隔が置かれており失速線と運転線の差は所定の修正さ
れたファン速度に対して失速余地を郭定する。

かかる失速余地が大きければ大きいほどエンジンの安定
性とりわけ過渡状態に於けるエンジンの安定性が良好で
ある。−次スケジュールによって提Ｏｔされるこのよう
な過渡状態に対する典型的なスケジュールによってエン
ジンはエンジン運転線Ｅに沿って点Ｇから点Ｈへと運転
され得る。前記ＭＡＪ−ＩＣモードによると同一の過渡
状態に対し７てスケジュールが変更されそれによって点
線■（に沿って点Ｇから点Ｍへと運転され得る。失速余
地が増加しているのは自明である。従ってこれらの過渡
状態期間に於てエンジンの安定性が本来的に改善され得
る。高圧コンプレッサもまた前記ＭＡＪ−ＩＣモードに
於ては有効な失速余地の増加を経験する。（同様な結果
はファンマツプを参照）ＭＡＪ−ＩＣモードによるスケ
ジュール下ではエンジンは高速高温で運転されるから、
出力増加の要求に対する対応性は有効に改溌されること
が明らかである。これによってエンジンの推力過渡時間
は減少され、それは戦闘機に於ては極めて望ましいこと
である。

過渡状態の運転が十分に利用されていないときＭＡＪ−
ＩＣモードから一次モードへ変位するということのため
に不必要な燃料の使用過多が不注意になされるのを防ぐ
ために、タイマが設計に入れられる。もし動力レバー４
２が所定の期間例えば１分間操作されず且ＭＡＪ−ＩＣ
モードのスケジュールであるとき、タイマ６６によって
自動的に変化率センサ４０からの入力信号は一次スケジ
ュール４４に移送される。それによりエンジンは運転ス
ケジュールが３．０平方フイート（０，２８平方メー　
トル）の曲線に沿って運転される。

本発明は詳細な実施例に関して示され記述されてきたが
、本発明についての形態又は詳細についでの様々な変化
が特許請求の範囲に記載された本発明の精神と範囲から
逸脱することなくなし得ることは当業者にとって理解さ
れ得るであろう。

【図面の簡単な説明】

第１図は、ガスタービン型の原動機の推力範囲に亘って
運転される複数のエンジン運転パラメータに対して排気
ノズルの異なる開口面積に対する一連の曲線を示す複数
の図である。 第２図は典型的なガスタービン原動機を示す平面図と本
発明を表わす一次スケジュール及び二次スケジュールの
機能を図示する図式的なブロック線図である。 第３図は軸流ファンの典型的なファンマツプ上に表現さ
れた本発明の効果を示すグラフである。 １０・・・タービン型原動機、１１・・・高圧コンプレ
ッサ、１４・・・低圧コンプレッサ、１６・・・高速軸
。 １８・・・ガス発生バーナ、２０・・・ファン／低圧コ
ンプレッサ５２２・・・低速軸、２４・・・低圧タービ
ン。 ３０・・・アフターバーナ、３１・・・可変面積排気ノ
ズル、３２・・・アクチュエータ、４０・・・変化率セ
ンナ。 ４２・・・＃ｈしｌ＜＋、４４・・・−次スケジュール
制１３１１器、４６．４８．５０．５２・・・関数発生
プログラム、６６・・・タイマ、Ｎｌ・・・ファン圧力
ロータの回転数、Ｎ２・・・高圧コンプレッサの回転数
、Ｔ４・・・タービン入口温度、ＷＡＴ、２・・・ファ
ン入口の全空気ｍ　、　Ａ　ｊ・・・排気ノズル面積、
Ｐ３・・・コンプレッサ吐出し圧力、Ｐ２．５・・・コ
ンプレッサ入口圧力４Ｗ　ｒ・・・燃料流量、ＷＡＣ・
・・空気流量、ＰＲ・・・圧縮特許出願人　　ユナイテ
ッド・チクノロシーズ・コーポレイション

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. （１）可変面積排気ノズルを有しており所定の飛行マッ
   ハ数と飛行高度での戦闘領域を含む所定の飛行範囲に亘
   って運転可能な航空機を推進させるための推力を生み出
   すためのガスタービンエンジンのための制御装置にして
   、 前記エンジンに供給される燃料の流量率と前記可変面積
   排気ノズルを制御するために所定のエンジン運転パラメ
   ータを監視するための一次制御装置と、主として前記戦
   闘領域内であり且前記ガスタービンエンジンの運転の過
   渡状態内だけ及び過渡状態内以外に作動可能であって前
   記エンジンへ供給される前記燃料と前記可変面積排気ノ
   ズルを更に制御してそれによって前記一次制御装置によ
   って達成される以上に高度な前記エンジンの部分動力及
   びアイドリング動力ロータ速度を達成するための二次制
   御装置と、 を含むことを特徴とする制御装置。
2. （２）可変面積排気ノズルを有しており所定の飛行範囲
   で所定の高度及び飛行マッハ数での戦闘領域を含む前記
   所定の飛行範囲に亘って運転可能であり航空機に動力を
   を提供するための推力を発生させるガスタービンエンジ
   ンのための制御装置にして、前記エンジンに供給される
   燃料と前記可変面積排気ノズルの排気ノズル面積を制御
   するための所定のエンジン運転パラメータを監視するた
   めの一次制御装置と、主として前記戦闘領域内で且前記
   ガスタービンエンジンの部分動力過渡状態内だけ作動可
   能であり前記エンジンへ供給される前記燃料と前記可変
   面積排気ノズルを更に制御してそれによって各部分動力
   推力値に対してより高い前記エンジンのロータ回転数と
   、より高いタービン入口温度とより高いエンジン空気流
   量を達成するための二次制御装置と、 を含むことを特徴とする制御装置。