(57)【要約】【課題】  軽量化および燃費向上を図ることができる技術を提供する。【解決手段】  ２基のガスタービンエンジンと、各々のガスタービンエンジンから排出される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、各々の抽気流路に設けられた２つの逆止弁と、２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を逆止弁下流において集合させて流通させる集合空気流路と、集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、推力発生手段にて推力発生のために利用される圧縮空気の量を制御する流量制御手段と、流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する推力制御手段と、を備える垂直離着陸機の２基のエンジンの内の１基のエンジンを制御するエンジン制御装置であって、他方のエンジンが故障した場合には、最大定格出力の１３０％の出力を最高出力とする。【選択図】  図６
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
２基のガスタービンエンジンと、
各々のガスタービンエンジンから排出される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、
各々の抽気流路に設けられた２つの逆止弁と、
前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を前記逆止弁下流において集合させて流通させる集合空気流路と、
当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、
当該推力発生手段にて推力発生のために利用される圧縮空気の量を制御する流量制御手段と、
各々のガスタービンエンジンを制御する２つのエンジン制御手段と、
前記流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する推力制御手段と、
を備えることを特徴とする垂直離着陸機。
【請求項２】
前記２つの抽気流路から前記集合空気流路に流入した圧縮空気の圧力変動を抑制する圧力変動抑制手段をさらに備えたことを特徴とする請求項１に記載の垂直離着陸機。
【請求項３】
２基のガスタービンエンジンと、
各々のガスタービンエンジンから排出される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、
各々の抽気流路に設けられた２つの逆止弁と、
前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を前記逆止弁下流において集合させて流通させる集合空気流路と、
当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、
当該推力発生手段にて推力発生のために利用される圧縮空気の量を制御する流量制御手段と、
当該流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する推力制御手段と、
を備える垂直離着陸機の２基のエンジンの内の１基のエンジンを制御するエンジン制御装置であって、
他方のエンジンが故障した場合には、最大定格出力の１３０％の出力を最高出力とすることを特徴とする垂直離着陸機用エンジン制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、２基のガスタービンエンジンを搭載する垂直離着陸機及びそのエンジン制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
特許文献１においては、２フリータービンエンジンヘリコプターにおいて、エンジン故障が検出されると、故障エンジンの出力に応じて、残りのエンジンのエンジン操作不可限界が増大される技術が提案されている。
【０００３】
２基のエンジンで推力を得るヘリコプターにおいては、エンジン故障時の安全性を考慮し、エンジン１基故障した場合でも、他方の１基で飛行を継続することができるようになっており、エンジン出力は、本来１基でも機体の運行に支障のない出力のものが選定される。
【０００４】
したがって、エンジンが故障に至らない状態においては、機体の要求出力を２基のエンジンで供給することになるので必然的にエンジン１基あたりの出力は低出力状態で運転されることになる。
【特許文献１】特表平８−５０２８０５号公報
【特許文献２】特開昭５８−２１４４９９号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ガスタービンエンジンは、低出力状態で運転すると燃費が悪化する特徴をもっている。ガスタービンエンジンは、一般的にタービン入口温度で代表されるサイクル温度が高くなるほど、熱効率は良くなり、出力も向上する傾向にあるので、エンジンとしては定格回転数で、サイクル温度が許容最高温度となるところの定格出力点において、出力および燃費が良好となる。
【０００６】
ゆえに、このガスタービンエンジンを低出力状態で運転するとサイクル温度が低下することから、燃費は悪化する。そのため、２基のガスタービンエンジンを搭載する垂直離着陸機としては、２基のエンジン運転時のエンジン低出力状態の燃費を改善する必要がある。
【０００７】
また、出力の大きなエンジンほど、その重量は増加する。ゆえに、余剰出力が大きいエンジンを搭載するほど、機体としての重量も増加し、その分必要なエンジン出力も増加するので燃費はさらに悪化することになる。
【０００８】
本発明は、上記した問題点に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、軽量化および燃費向上を図ることができる技術を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００９】
上記目的を達成するために、本発明に係る垂直離着陸機においては、２基のガスタービンエンジンと、各々のガスタービンエンジンから排出される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、各々の抽気流路に設けられた２つの逆止弁と、前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を前記逆止弁下流において集合させて流通させる集合空気流路と、当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、当該推力発生手段にて推力発生のために利用される圧縮空気の量を制御する流量制御手段と、各々の
ガスタービンエンジンを制御する２つのエンジン制御手段と、前記流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する推力制御手段と、を備えることを特徴とする。
【００１０】
このように構成された垂直離着陸機においては、推力発生手段は、ガスタービンエンジンから排出され、抽気流路、集合空気流路を流通する圧縮空気を利用して推力を発生するものであり、推力制御手段が、流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する。また、垂直離着陸機においては、エンジンが故障することを想定して２基のエンジンを搭載することとし、両エンジンからの圧縮空気を均等に利用する。そして、各抽気流路に逆止弁を設け、２基のエンジンからの圧縮空気が干渉しないようにする。
【００１１】
このように、推力発生手段が、ガスタービンエンジンから排出される圧縮空気を利用して推力を発生するため、ガスタービンエンジンと推力発生手段とは抽気流路などの空気流路のみで接続することができる。そのため、ガスタービンエンジンと推力発生手段とを機械的に接続する場合と比較すると、推力発生手段の配置を自由に設定することができる。また、推力発生手段の数、大きさ等をも飛行体の大きさ等に応じて自由に設定することができるので、このことも推力発生手段の配置の自由度を大きくさせる要因となる。そして、これにより、垂直離着陸機のコンパクト・軽量化を図ることができ、燃費を向上させることができる。
【００１２】
また、上記構成において、前記２つの抽気流路から前記集合空気流路に流入した圧縮空気の圧力変動を抑制する圧力変動抑制手段をさらに備えることが好適である。これにより、集合空気流路から推力発生手段に至る圧縮空気の量を精度よく制御することができるので、推力を精度よく制御することができる。
【００１３】
また、本発明に係るエンジン制御装置においては、２基のガスタービンエンジンと、各々のガスタービンエンジンから排出される圧縮空気が流通する２つの抽気流路と、各々の抽気流路に設けられた２つの逆止弁と、前記２つの抽気流路を流通してきた圧縮空気を前記逆止弁下流において集合させて流通させる集合空気流路と、当該集合空気流路を流通してきた圧縮空気を利用して推力を発生する推力発生手段と、当該推力発生手段にて推力発生のために利用される圧縮空気の量を制御する流量制御手段と、当該流量制御手段を制御して推力発生手段にて発生する推力を制御する推力制御手段と、を備える垂直離着陸機の２基のエンジンの内の１基のエンジンを制御するエンジン制御装置であって、他方のエンジンが故障した場合には、最大定格出力の１３０％の出力を最高出力とすることを特徴とする。
【００１４】
垂直離着陸機においては、エンジンが故障することを想定し、２基のエンジンを搭載するが、このような、垂直離着陸機においては、本来、１基で機体の要求出力に応えるための出力を発生し得るものであるため、２基ともに正常で、２基のエンジンで機体の要求する出力を供給する場合には、各々のエンジンは、必然的に部分負荷運転を行わざるを得ないことになる。
【００１５】
本来、ヘリコプターのような比較的大きな垂直離着陸機におけるエンジン出力は、エンジン１基でも、ある程度飛行を継続させることができるものが選定される。ゆえに、最大定格出力が、垂直離着陸機がエンジン１基で飛行する場合に、そのエンジン１基に要求される最高出力となる。
【００１６】
そして、エンジン２基ともに正常で、機体が要求する出力を２基のエンジンで供給する場合には、エンジン１基あたりの最高出力は最大定格出力の５０％となり、かかる場合の燃費は１００％出力時に比べて悪化してしまう。
【００１７】
これに対して、上述したように、垂直離着陸機をコンパクト化し、比較的小さいスペースでも着陸可能にさせ、エンジン１基が故障したような緊急時にも、早期に着陸させることができるのであれば、エンジン出力にそれ程余裕を持たせる必要がない。
【００１８】
そこで、本発明に係るエンジン制御装置を、かかる垂直離着陸機に搭載されるエンジンを制御するものとして適用し、他方のエンジンが故障したような緊急時には、最大定格出力の１３０％の出力を最高出力とする。これにより、エンジン２基ともに正常で、機体が要求する出力を２基のエンジンで供給する場合のエンジン１基あたりの最高出力は最大定格出力の６５％とすることができるので、最大定格出力により近いところでの運転とすることができ、燃費の向上を図ることができる。
【００１９】
また、これにより、機体が要求する出力が同じであるとすると、エンジンをダウンサイズすることができるので、垂直離着陸機をさらにコンパクト・軽量化することができるとともに、これによって、さらなる燃費向上を図ることができる。
【発明の効果】
【００２０】
以上説明したように、本発明によれば、軽量化および燃費向上を図ることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２１】
以下に図面を参照して、この発明を実施するための最良の形態を例示的に詳しく説明する。ただし、この最良の形態に記載されている構成部品の寸法、材質、形状、その相対配置などは、特に特定的な記載がない限りは、この発明の範囲をそれらのみに限定する趣旨のものではない。
【実施例１】
【００２２】
図１は、本発明の最良の形態に係る垂直離着陸機１の外観を示す図である。本図に示すように、当該垂直離着陸機１には、機体前後にそれぞれ２つずつ推力発生器（推力発生手段）２が設けられ、その間に駆動源３と１つの乗員席４などが設けられている。
【００２３】
駆動源３の構成の概略を示したのが図２であり、２基のガスタービンエンジン（以下、単に「エンジン」という場合もある。）１０を備えている。エンジン１０は、コンプレッサ１１、燃焼器１２、タービン１３を備えている。そして、コンプレッサ１１に吸入された空気（吸気）はコンプレッサ１１にて圧縮され、燃焼器１２において、燃料噴射装置（図示省略）により供給される燃料と混合されて燃焼し、その燃焼ガスはコンプレッサ１１と回転軸１４で直結されたタービン１３を駆動させた後に機関外部へ排出される。
【００２４】
また、コンプレッサ１１には、抽気流路１５が接続されており、コンプレッサ１１にて発生した圧縮空気の一部が抽気流路１５へ排出されるようになっている。そして、各エンジン１０の抽気流路１５各々は、集合空気流路１７に接続されており、各コンプレッサ１１から抽気された圧縮空気は当該集合空気流路１７に集合するようになっている。なお、各抽気流路１５の途中には逆止弁１６が備えられており、圧縮空気がコンプレッサ１１から集合空気流路１７の方へ流通することを許容するが、集合空気流路１７からコンプレッサ１１の方へ流通することを許容しないようになっている。そして、これにより、２基のエンジンからの圧縮空気が干渉しないようになっている。
【００２５】
集合空気流路１７は、４本の推力用空気流路１８と接続されている。そして、この４本の推力用空気流路１８それぞれには、後述するＥＣＵからの指令に基づき駆動され、当該推力用空気流路１８内の流路面積を変更可能な空気流量制御弁（流量制御手段）１９が備えられている。また、４本の推力用空気流路１８それぞれは、推力発生器２と連結されて
いる。
【００２６】
推力発生器２の構成の概略を示したのが図３であり、推力発生器２は、主にタービン２１、減速機２２、ファン２３とから構成されている。そして、推力用空気流路１８から流入した圧縮空気が膨張する際のエネルギーによりタービン２１が回転駆動され、減速機２２により減速させられてファン２３が回転する。そして、ファン２３が高速に回転し、機体下方への空気流を生み出すことで、機体に対してほぼ垂直上方に推力を発生する。この推力発生器２が発生する推力によって、垂直離着陸機１は、垂直方向に離陸／着陸することができる。
【００２７】
機体の推力に必要な圧縮空気は、２基のエンジン間の干渉を防止するために、一旦、逆止弁１６を介した後取り出される。そして、それぞれのエンジンからの圧縮空気は、集合空気流路１７で集合させられた後、空気流量制御弁１９に導かれる。空気流量制御弁１９は、機体の推力を制御するためのものであり、この空気流量制御弁１９で調整された圧縮空気が推力発生器２に導かれ、パイロットが意図した推力を発生するようになっている。
【００２８】
また、離陸した後は、機体を傾斜させて、推力発生器２が発生する推力の分力を利用することにより、前後左右に進むための推力を得ることができる。そして、このときの機体の傾斜角度は、操縦桿と連動させて機体前後の推力発生器２に導かれた圧縮空気の量を空気流量制御弁１９で制御し、ファン２３の回転数を制御することにより調整可能である。
【００２９】
なお、空気流量制御弁１９が作動することにより抽気流路１５及び集合空気流路１７内の圧力変動を抑制するために圧力変動抑制手段たるアキュムレータ２０が備えられている。
【００３０】
そして、このように、推力発生器２が、エンジン１０から排出される圧縮空気を利用して推力を発生するため、エンジン１０と推力発生器２とは抽気流路などの空気流路のみで接続することができる。そのため、エンジンと推力発生器２とを機械的に接続する場合と比較すると、推力発生器２の配置を自由に設定することができる。また、推力発生器２の数、大きさ等をも飛行体の大きさ等に応じて自由に設定することができるので、このことも推力発生器２の配置の自由度を大きくさせる要因となる。そして、これにより、図１に示すような、コンパクト・軽量化を実現した垂直離着陸機とすることができる。
【００３１】
また、２基のエンジン１０を使用しているのは、安全性を考慮したものである。すなわち、２基のエンジン１０の内の１基が故障したとしても、残りの１基のエンジン１０で機体の要求出力に応え得るようにして安全性を向上させている。
【００３２】
以上述べたように構成された垂直離着陸機１には、各エンジン１０に併設されてエンジン１０を制御するためのエンジン制御装置としての第１電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）３０と、推力調整のために空気流量制御弁１９を制御する第２電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）３１が設置されている。これらのＥＣＵ３０、３１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ、バックアップＲＡＭなどからなる算術論理演算回路である。
【００３３】
ＥＣＵ３０には、エンジン１０の回転軸１４の回転速度を検出する回転角センサ３２等の各種センサが電気配線を介して接続され、上記した各種センサの出力信号がＥＣＵ３０に入力されるようになっている。回転角センサ３２は、例えば、回転軸１４近傍に配置されて所定回転角度毎（例えば６０度毎）にパルス信号を発生するものであり、ＥＣＵ３０は、一定時間毎に入力されたパルス信号を基に、回転軸１４の回転数（エンジン回転数）Ｎを算出する。
【００３４】
また、ＥＣＵ３０は、回転角センサ３２などからの入力信号をもとに、予め設定されたスケジュールに基づいて、燃焼器１２に噴射すべき燃料量を演算し、当該演算された燃料量の指令値が燃料供給アクチュエータ（図示省略）に出力され、当該指令値を基に燃料噴射装置が制御されるようになっている。
【００３５】
本実施例に係る垂直離着陸機１においては、２基のエンジン１０がともに正常に作動する場合には、両エンジンからの均等出力で機体の要求出力に応えるようにする。そして、ＥＣＵ３０は、エンジン出力が変化したとしても、基本的にエンジン回転数を定格回転数（Ｎ＝１００％）の一定とすべく燃料噴射装置を作動させ、エンジンヘ適正な燃料を供給するようになっている。つまり、エンジン回転数が定格回転数より低い場合には、ＥＣＵ３０は燃料噴射量を増量させ、逆に、エンジン回転数が定格回転数より高い場合には燃料噴射量を減量させ、エンジン回転数を定格回転数とするように作動するものである。
【００３６】
図４に示したのが、コンプレッサの一般的な特性であり、本図に示すようにコンプレッサの特性はエンジン回転数Ｎ毎に実線で示すような特性として表すことができる。これは、コンプレッサの回転数Ｎを一定とした場合にコンプレッサから取り出す空気流量Ｇａが多いとコンプレッサの出口の圧力Ｐ３は下がり、コンプレッサから取り出す空気流量Ｇａが少なくなるとコンプレッサの出口の圧力Ｐ３は上昇するような特性を持っていることを示している。
【００３７】
そして、本実施例に係る垂直離着陸機１において、２基のエンジン１０がともに正常に作動する場合には、機体から要求される出力に応じて、図４に示した定格回転数（Ｎ＝１００％）の曲線に沿った出力に制御される。
【００３８】
なお、図４中、θは大気温度／標準大気温度であり、δは大気圧力（Ｐ０）／標準大気圧力を示す値である。また、コンプレッサから取り出す空気流量Ｇａ等毎にいかなる範囲にてサージングが発生するかを表す領域であるサージ領域、およびタービン入口温度（Ｔ４）の許容温度リミットを図４に示している。また、例えばＮ＝８０％は、定格回転数（Ｎ＝１００％）の８０％の回転数であることを示す。
【００３９】
また、各ＥＣＵ３０は、各種センサからの出力信号を基にエンジン１０が故障して所望の出力を発生させることができないかどうかを検出するエンジン異常検出器（図示省略）を有しており、当該エンジン異常検出器でエンジン１０が故障して所望の出力を発生させることができないと検出した場合は、他方のＥＣＵ３０へ、異常信号であるエマージェンシー（以下、「ＥＭＧ」という。）信号を出力するようになっている。一方、エンジン１０が故障していないと検出した場合は、他方のＥＣＵ３０にＥＭＧ信号を出力しない。
【００４０】
また、各ＥＣＵ３０には、上述のようにして出力された他方のエンジン１０に併設されたＥＣＵ３０からのＥＭＧ信号を入力する異常信号入力器（図示省略）を有しており、当該異常信号入力器がＥＭＧ信号を入力すると、ＥＣＵ３０は、ＥＭＧフラグをＯＦＦからＯＮに切り替える。つまり、ＥＭＧフラグがＯＦＦである場合は他方のエンジン１０は正常であることを示し、ＥＭＧフラグがＯＮである場合は他方のエンジン１０は正常でないことを示す。
【００４１】
なお、エンジン１０が故障しているか否かは、燃焼器１２に所定の燃料量を供給しているにもかかわらずエンジン回転数Ｎが所定回転数を上回らないこと、回転軸１４の回転数が所定回転数に達しているにもかかわらずコンプレッサ１１の出口圧力が所定の圧力を下回ることを検出することにより判別することができる。
【００４２】
そして、本実施例に係る垂直離着陸機１においては、上述したように、２基のエンジン１０を搭載し、両エンジンが正常に作動している場合においては、両エンジンからの均等出力で要求出力に応えるようにする。
【００４３】
一方、２基のエンジン１０の内の１基が故障し、所望のエンジン出力を発生させることができなくなった場合には、正常な方のエンジン１０のみで機体の要求出力に応える必要がある。本実施例に係る垂直離着陸機１においては、このような緊急時の運転方法として、通常の運転では使用しないところの緊急時出力運転を可能とする。つまり、１基が故障した場合、正常な方のエンジン１０の回転数を５％程度上昇させ、さらにタービン１３の入口温度（Ｔ４）を許容温度リミット（Ｔ４＝１００％）に対して５％程度上昇させるようにする。すなわち、エンジン回転数をＮ＝１０５％の一定にし、タービン１３の入口温度（Ｔ４）を最大１０５％にする。そして、このようにすることで、エンジン１基あたりの出力を、使用制限無しに連続して使用できる最大定格出力に対して、最大で３０％ほど増加させるようにする。
【００４４】
ヘリコプターのような比較的大きな垂直離着陸機においては、２基のエンジンの内の１基が故障したような緊急時に、何処でも着陸するというわけにはいかないので、エンジン１基が故障した時にも、ある程度飛行を継続させることが要求される。このため、エンジンの出力はある程度余裕を持った設計となっているのが現状である。これに対し、本実施例に係る垂直離着陸機１のような小型の垂直離着陸機（最大乗車定員４名以内）においては、比較的小さいスペースでも着陸が可能であり、エンジン１基が故障したような緊急時にも、早期に着陸することができるので、エンジンの出力にそれ程余裕を持たせる必要がない。
【００４５】
かかる事項に鑑み、本実施例に係るエンジン１０は、図１に示すような小型の垂直離着陸機に限定して適用するものとし、使用制限無しに連続して使用できる最大定格出力を１００％とした場合に、２基のエンジンの内の１基が故障したような緊急時の出力を、時間限定（約２．５分）で１３０％に出力可能にするものである。
【００４６】
このように、１基が故障したような緊急時に、最大定格出力の１３０％（１．３倍）の出力を使用することで、比較的余剰出力の大きなエンジンを搭載しなくてもよくなるので、エンジンをコンパクト・軽量化することができる。そして、これにより、機体のコンパクト・軽量化を図ることができるとともに、以下の理由により燃費も向上させることができる。
【００４７】
図５に示したのが、エンジン出力に対する燃費変化率（数字が大きいほど燃費が悪い）である。本来、ヘリコプターのような比較的大きな飛行体におけるエンジン出力は、エンジン１基でもある程度飛行を継続させることができるものが選定される。ゆえに、エンジン１００％の出力（最大定格出力）点が、エンジン１基で機体が飛行する場合にエンジンに要求される最高出力となる。
【００４８】
そして、機体が要求する出力を２基のエンジンで供給することになる場合には、エンジン１基当りの最高出力は最大定格出力の５０％となり、かかる場合の燃費は１００％出力時に比べ大幅に悪化してしまう。
【００４９】
本実施例に係る垂直離着陸機１では、１基が故障したような緊急時には、エンジンの緊急出力を使用し、機体が飛行するのに必要な出力を、最大１３０％の出力点で出力させるようにするので、２基とも正常で、２基で機体の要求出力を供給する場合には、エンジン１基あたりの出力は、最大で、最大定格出力の６５％の出力とすればよい。そして、これにより、２基とも正常で２基の均等出力で飛行する場合においても、最大定格出力点に近
いところでエンジンを運転させることができるので、ガスタービンエンジンで懸念されるところの低負荷状態の燃費悪化の影響を少なくすることができるとともに、機体全体としての燃費を大幅に向上させることができる。
【００５０】
そして、このように構成された垂直離着陸機１においては、各ＥＣＵ３０は、燃焼器１２へ供給する燃料量を以下のように制御する。
【００５１】
概略としては、ＥＭＧフラグがＯＦＦである場合には、エンジン回転数が定格回転数（Ｎ＝１００％）の一定となるように、燃料噴射装置を介してエンジンヘ適正な燃料を供給する。つまり、かかる場合においては、機体からの要求出力に応じて、最大定格出力を上限として（タービン入口温度Ｔ４を、許容温度リミット（Ｔ４＝１００％）を上限として）、エンジン目標回転数を定格回転数としたまま、エンジン出力が変更される。ただし、実際には、最大定格出力の５０％が上限となる（タービン入口温度Ｔ４は、エンジンの仕様によって異なり、許容温度リミットの５０〜８０％が上限となる）。
【００５２】
一方、ＥＭＧフラグがＯＮである場合には、機体からの要求出力に応じて、最大定格出力の１３０％を上限として（タービン入口温度Ｔ４を、許容温度リミットの１０５％を上限として）、エンジン回転数が１０５％の一定となるように、エンジンヘの供給燃料量を制御する。
【００５３】
具体的には、図６のフローチャートに示した燃料噴射量制御ルーチンにしたがって実行する。この制御ルーチンは、一定時間の経過毎に割り込み処理として各ＥＣＵ３０が実行するようにするものである。
【００５４】
まず、ステップ（以下、単に「Ｓ」と記載する場合もある。）１０１において、ＥＭＧフラグを読込む。その後、Ｓ１０２へ進み、各種センサの出力信号に基づいて、エンジン回転数Ｎ、大気温度Ｔ０、大気圧力Ｐ０、コンプレッサ出口温度Ｔ３、コンプレッサ出口圧力Ｐ３、タービン入口温度Ｔ４などの、エンジン運転状態を把握するためのエンジン状態量を検出する。
【００５５】
その後、Ｓ１０３へ進み、ＥＭＧフラグがＯＮであるか否かを判別する。そして、肯定判定された場合にはＳ１０４へ進み、最大エンジン回転数（Ｎｍａｘ）を１０５％、最大タービン入口温度（Ｔ４ｍａｘ）を１０５％に設定する。一方、否定判定された場合にはＳ１０５へ進み、最大エンジン回転数（Ｎｍａｘ）を１００％、最大タービン入口温度（Ｔ４ｍａｘ）を１００％に設定する。
【００５６】
その後、Ｓ１０６に進んで、実際のエンジン回転数（実回転数）と目標回転数の偏差を演算し、Ｓ１０７において、Ｓ１０６にて演算した回転数の偏差に基づいて燃料噴射量Ｇｆを演算する。つまり、実回転数Ｎが目標回転数と同じである場合は、前回の燃料噴射量値を今回の燃料噴射量Ｇｆとして算出する。一方、実回転数が目標回転数と異なり、実回転数が目標回転数より低い場合には、燃料噴射量を前回より増量させるように補正し、逆に、実回転数が目標回転数より高い場合には燃料噴射量を前回より減量させるように補正する。その補正量は、回転数偏差を予め定められたマップに代入することにより演算するものである。
【００５７】
その後、Ｓ１０８へ進み、Ｓ１０７で演算した燃料噴射量Ｇｆを、次回噴射されるべき量として設定する。
【００５８】
このようにして燃料噴射量が制御されるエンジン１０の作動を時系列に示したのが図７である。本図の横軸は経過時間を示している。時間ｔ１までは、２基のエンジン１０が正
常に作動している状態を示しており、時間ｔ１以降が、２基のエンジン１０の内の１基が故障した状態を示している。
【００５９】
そして、このように、１基が故障したような緊急時の最大エンジン出力を、最大定格出力の１３０％（１．３倍）の出力とすることで、余剰出力の大きなエンジンを搭載しなくてもよくなるので、エンジンをコンパクト・軽量化することができる。そして、これにより、機体のコンパクト・軽量化を図ることができ、燃費の向上を図ることができる。
【００６０】
また、２基とも正常に作動している時の最大使用出力を最大定格出力の６５％にすることができ、最大定格出力点に近いところでエンジンを運転させることができる。ゆえに、ガスタービンエンジンで懸念されるところの低負荷状態の燃費悪化の影響を少なくすることができるので、燃費を大幅に向上させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００６１】
【図１】実施例に係る垂直離着陸機の概略構成を示す図である。
【図２】ガスタービンエンジンなどの概略構成を示す図である。
【図３】推力発生器の概略構成を示す図である。
【図４】実施例に係るガスタービンエンジンの作動をコンプレッサマップ上に示す図である。
【図５】ガスタービンエンジンの出力と燃料変化率の関係を示す図である。
【図６】実施例に係る燃料噴射量制御ルーチンを示すフローチャートである。
【図７】実施例に係る垂直離着陸機の作動を時系列に示す図である。
【符号の説明】
【００６２】
１  垂直離着陸機
２  推力発生器
３  駆動源
４  乗員席
１０  ガスタービンエンジン
１１  コンプレッサ
１２  燃焼器
１３  タービン
１４  回転軸
１５  抽気流路
１６  逆止弁
１７  集合空気流路
１８  推力用空気流路
１９  空気流量制御弁
２０  アキュムレータ
３０  第１ＥＣＵ
３１  第２ＥＣＵ
３２  回転角センサ
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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