(57)【要約】【課題】運転中のタービンエンジンにおけるガス経路ロータ入口温度の正確でリアルタイムの評価を実現する。【解決手段】本発明は、バーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）とタービンの圧縮機吐出温度（Ｔ３）とを検出する段階と、上記バーナ燃料流量と上記バーナ入口圧力と上記圧縮機吐出温度とから比率単位パラメータを計算する段階と、上記比率単位パラメータから合成ロータ入口温度を計算する段階と、を備えるタービンのロータ入口温度を合成する方法に関する。【選択図】図１
2004360693.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
バーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）とタービンの圧縮機吐出温度（Ｔ３）とを検出する段階と、
上記バーナ燃料流量と上記バーナ入口圧力と上記圧縮機吐出温度とから比率単位パラメータを計算する段階と、
上記比率単位パラメータから合成ロータ入口温度を計算する段階と、
を含んだ、タービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項２】
上記合成ロータ入口温度を計算する上記段階は、
上記比率単位パラメータからバーナ温度上昇を計算する段階と、
合成ロータ入口温度が得られるよう上記バーナ温度上昇に上記圧縮機吐出温度を加える段階と、
を含むことを特徴とする請求項１に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項３】
上記比率単位パラメータを計算する段階は、
（ＷＦＧＧ＊（Ｔ３／５１９）＊＊ＥＸＰ）／ＰＳ３２により定義された等式に等しい上記比率単位パラメータを設定する段階と、
ＷＦＧＧ値とＰＳ３２値とＴ３値と燃空比とを含んだ複数の試験データ点を発生させる段階と、
上記試験データ点における上記比率単位パラメータと上記燃空比とのプロットが直線に対し最小限の変動性を示すこととなる、指数（ＥＸＰ）を導出する段階と、
上記等式に基づいて上記比率単位パラメータを計算するために、上記実測のＷＦＧＧと上記実測のＰＳ３２と上記実測のＴ３と上記導出された指数とを用いる段階と、
を含むことを特徴とする請求項１に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項４】
上記複数の試験データ点を発生させる段階は、コンピュータモデルを使用することを含むことを特徴とする請求項３に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項５】
上記複数の試験データ点を発生させる段階は、物理的システムから上記試験データ点を測定することを含むことを特徴とする請求項３に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項６】
上記合成ロータ入口温度に基づいて少なくとも１つの制御機構の動作を調節する付加的な段階を含んだ請求項１に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項７】
上記少なくとも１つの制御機構が、ガスジェネレータ燃料制御とノズルスロート面積制御からなるグループから選択されることを特徴とする請求項６に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項８】
上記バーナ温度上昇を計算する段階は、
記憶装置内に上記比率単位パラメータを入力する段階と、
上記記憶装置から上記温度上昇を検索する段階と、
を含むことを特徴とする請求項２に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項９】
上記合成ロータ入口温度をゼロ設定する付加的な段階を含んだ請求項２に記載のタービンのロータ入口温度合成方法。
【請求項１０】
バーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）とタービンの圧縮機吐出温度（Ｔ３）とを測定する手段と、
上記ＷＦＧＧと上記ＰＳ３２と上記Ｔ３とを受け取り、かつ、比率単位パラメータを計算し、かつ、上記タービンの合成ロータ入口温度を計算する、手段と、
を含んだ、タービンのロータ入口温度の合成システム。
【請求項１１】
上記ロータ入口温度が、少なくとも１つの制御信号の計算に用いられることを特徴とする請求項１０に記載のタービンのロータ入口温度の合成システム。
【請求項１２】
上記少なくとも１つの制御信号が、少なくとも１つの制御機構の調節に用いられることを特徴とする請求項１１に記載のタービンのロータ入口温度の合成システム。
【請求項１３】
上記少なくとも１つの制御機構が、ガスジェネレータ燃料制御とノズルスロート面積制御とからなるグループから選択されることを特徴とする請求項１２に記載のタービンのロータ入口温度の合成システム。
【請求項１４】
バーナ温度上昇を記憶しかつ検索するように適合した記憶装置をさらに含んだ請求項１０に記載のタービンのロータ入口温度の合成システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、タービンのガス経路ロータ入口温度を合成する方法とその合成システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
ガス経路ロータ入口温度（ＲＩＴ）は、航空機用ガスタービンエンジンの最大出力（スラスト）を制限するタービン耐久性に関する重要なパラメータである。商業用のジェットエンジンにおいては、ＲＩＴは離陸時にスラストを制限する。一般の飛行軍事用エンジンにおいては、離陸時、戦闘時、および超音速飛行時を含んだ複数の飛行条件においてスラストが制限される。ＳＴＯＶＬ（Ｓｈｏｒｔ  Ｔａｋｅｏｆｆ  ａｎｄ  Ｖｅｒｔｉｃａｌ  Ｌａｎｄｉｎｇ（短距離垂直離着陸））飛行の軍事用エンジンにおいては、ＲＩＴは垂直方向のスラストを制限する。ＲＩＴの上昇は、ビークル（飛行物体）の性能を向上するが、潜在的に過度なタービンの劣化と部品の短寿命化を招いてしまう。従って、ＲＩＴの正確な情報を得ることにより、制御システムは、最適なスラストと耐久性を有したエンジン燃料流量を設定することが可能となる。
【０００３】
従って、運転中のタービンエンジンにおけるガス経路ロータ入口温度について正確でリアルタイムの評価ができる方法が必要とされている。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
従って、本発明の目的は、タービンのガス経路ロータ入口温度を合成する方法とその合成システムを提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明によれば、タービンのロータ入口温度を合成する方法は、バーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）とタービンの圧縮機吐出温度（Ｔ３）と、を検出する段階と、上記バーナ燃料流量と上記バーナ入口圧力と上記圧縮機吐出温度とから比率単位パラメータを計算する段階と、上記比率単位パラメータから合成ロータ入口温度を計算する段階と、を含む。
【０００６】
さらに本発明によれば、タービンのロータ入口温度の合成システムは、バーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）とタービンの圧縮機吐出温度（Ｔ３）と、を測定する手段と、上記ＷＦＧＧと上記ＰＳ３２と上記Ｔ３とを受け取りかつ比率単位パラメータを計算しかつタービンの合成ロータ入口温度を計算する手段と、を含む。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
本発明の主な目的は、ＲＩＴが正確に合成され、最大出力状態近くの条件下で運転中の燃料流量を設定する制御システムにより、このＲＩＴが使用されるようにした方法を提供することである。
【０００８】
以下に包括的に説明するように、本発明はタービン用ＲＩＴの熱力学的な導出を教示する。ここで用いられている「タービン」とは、タービンもしくはタービンエンジンを意味する。劣化、異物による損傷、極度の据え付けの影響、エンジン毎の変動により、性能がシフトしている間でも、上記の導出は正確性を維持する。
【０００９】
本発明では、図１に示すように、ＲＩＴは、３つの入力つまりバーナ燃料流量（ＷＦＧＧ）とバーナ入口圧力（ＰＳ３２）と圧縮機吐出温度（Ｔ３）、を用いて合成される。具体的には、ＷＦＧＧとＰＳ３２とＴ３の読み取り値が検出される。好適には、これらの読み取り値は、図に示すようにエンジン１４の運転中に、ＷＦＧＧセンサ１７とＴ３センサ１５とＰ３２センサ１３とによって、直接に測定され、もしくは合成される。上記センサ１３，１５，１７は、上記入力の測定が可能な、温度センサ、圧力センサ、流量計、光センサおよびその他を含んだ公知のいかなるセンサであってもよい。一旦測定を行うと、上記センサ１３，１５，１７から得られた入力は、以下により具体的に説明するように正確な合成ＲＩＴが得られるように処理される。ここで用いられている「合成ＲＩＴ」とは、実測されたものではなく、１つもしくは複数のセンサ入力に基づいて計算することによりＲＩＴ値を割り出したものである。
【００１０】
好適な態様においては、上記センサ１３，１５，１７から得られた入力は、電算処理装置１１に伝送される。電算処理装置１１は、上記センサ１３，１５，１７から得られた上記入力に基づいて計算を実行しうる装置である。上記計算は、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、リードオンリイメモリ（ＲＯＭ）、ハードドライブの容量、その他を含んだ記憶装置２３に蓄積されたデータにアクセスすることを含んでもよい。上記センサ１３，１５，１７から得られた上記入力に基づいて計算を実行した後に、電算処理装置１１は、
ガスジェネレータ燃料制御２１、ノズルスロート面積制御１９、その他を含んだ制御機構の動作を制御するように、適当な数の制御信号２４，２４’，…２４Nを出力することができる。
【００１１】
本発明においてＲＩＴが合成される具体的な方法を説明する。エンジンのバーナ燃空比が、導出パラメータつまり（ＷＦＧＧ＊（Ｔ３／５１９）＊＊ＥＸＰ）／ＰＳ３２により定義された比率単位パラメータ、と等価になることが本発明の本質的な推考部分である。この導出パラメータ中の指数ＥＸＰは、具体的な熱力学的なサイクルに依存し、以下に説明するような最適なあてはめ（フィッティング）がなされるように選択される。
【００１２】
図２は、上述の推考を試験エンジンに適用した例を示す。比率単位パラメータの図２００は、運転状態のエンジンの試験データを表示する。この例において、上記試験データは、コンピュータモデルから導出されているが、現実には、既存のエンジンから取得した測定値から付加的に導出してもよい。比率単位パラメータの図２００は、Ｙ軸に比率単位パラメータを表示し、Ｘ軸に燃空比を表示する。上記燃空比は、バーナ燃料流量をバーナ空気流量で除したものとして定義される。上述したように、比率単位パラメータは、（ＷＦＧＧ＊（Ｔ３／５１９）＊＊ＥＸＰ）／ＰＳ３２と等価である。比率単位パラメータの図２００は、複数の曲線２０１，２０１’，…２０１Nを含む。プロット２０１，２０１’，…２０１Nを構成する点の各々は、ＷＦＧＧ、Ｔ３、ＰＳ３２について同じ変数値を用いて計算される。唯一の差違は、上記プロット２０１，２０１’，…２０１Nの各々について、指数ＥＸＰに異なった値が選択されることである。この例においては、具体的には、０．１，０．２，０．３，０．４，０．５の指数が選択された。得られたプロットから明らかなように、この実施例においては、「０．２」の指数が、直線的に広がる極わずかな変動を伴い直線状に延びた点プロットを生む。「０．２」の指数から離れると、その他のプロットの各々を構成する各データ点のばらつきが増大することにも留意されたい。この例に示された点は、コンピュータモデルにより計算されたものであり、上記プロットを構成する測定点は、物理システムに存在しうる計測器の誤差やその他の誤差要因を含まない。結果として、データの最適なあてはめ、具体的には、線の付近に分散した点を一つの線に落とし込ませるあてはめ、を生じる指数を得ること、は、図示の通り、理論上検証可能である。様々な誤差要因が含まれる物理システムから、分散した点を導出する場合には、線の付近の所望のプロットの変動性を最小限にする指数を導出する統計的な検定を適用することが必要となることが当業者に知られている。コンピュータモデルもしくは実際の測定のいずれかから導き出すかどうかに拘わらず、本発明は、上述の等式がほぼ一つの線に落とし込まれるような、指数ＥＸＰを導出する。次に上記の指数は、以下により具体的に説明するように、ＲＩＴの合成に用いられる。
【００１３】
バーナ温度上昇は燃空比と圧縮機吐出温度（Ｔ３）との関数であることが知られている。図３は、上記の導出比率単位パラメータと、Ｔ４１とＴ３との差として定義されたバーナ温度上昇と、の関係をグラフ化したものである。Ｔ４１つまり合成された高圧タービンロータ入口温度は、合成ＲＩＴと等価である。上記グラフを用いることにより、測定されたＴ３とＷＦＧＧとＰＳ３２とから、バーナ温度上昇、Ｔ４１―Ｔ３、の導出が可能となる。Ｔ３の値は既知のため、上記の導出比率単位パラメータの計算に用いられるときに、バーナ温度上昇に付加され、従ってＴ４１の合成値が生ずる。
【００１４】
上記の計算は、完全に数学的になされてもよいし、また、記憶装置２３から所定のデータを抽出することを含んでもよい。具体的には、運転を行う所定のエンジンに対応した指数が、一旦上述のように導出されると、Ｔ４１を計算するために、上述のように上記圧縮機吐出温度Ｔ３を付加することで導出単位パラメータが計算・処理され得る。同様にして、上記導出比率単位パラメータは、記憶装置２３に収容されたテーブルからの検索に用いられてもよく、上記検索は、導出比率単位パラメータは入力として記憶装置２３に与えられ、記憶装置２３は上記入力情報に基づいてＴ４１の値を検索し送り返すことにより行われる。いずれの場合でも、Ｔ４１の合成評価が結果として得られる。
【００１５】
図４は、試験データから導出されたＴ４１誤差グラフ４０１を示す。このＴ４１誤差グラフ４０１においては、Ｔ４１誤差がＹ軸にプロットされ、タービンエンジンの多様な飛行状況・出力設定におけるＴ４１の絶対値がＸ軸に示される。Ｔ４１誤差グラフ４０１から明らかなように、得られた誤差は、実測値から±１０°Ｆを超えるところはない。運転中の通常のタービンエンジンから合成されたＲＩＴの実際の値は３０００°Ｆを超え得るので、このＴ４１誤差は約０．３３％誤差を表す。
【００１６】
上述の方法は、タービン入口ノズル面積（Ａ４）やタービン入口翼冷却空気流量や燃料低位発熱量の変化がＲＩＴに与える影響を検出する方法を含むようにさらに拡張してもよい。タービン入口面積やタービン冷却空気流量レベルのようなエンジン構造による変化には、上記比率単位パラメータの相関を再生することなく、合成ＲＩＴに対するデルタ効果（差分の影響）を適用することで対処可能である。新エンジン開発中に生じうる未知の効果の発生に対しては、性能データ整理における合成Ｔ４１の「ゼロ設定」を可能とする変更器の定数・乗算により対処しうる。最終的には、上記Ｔ４１信号は、該信号を滑らかにしかつ一次熱容量効果を与えるために、時定数によりフィルタをかけてもよい。
【００１７】
本発明の上記方法の結果として、正確な合成ＲＩＴが得られる。本発明が、入口での変化の大部分が減衰している圧縮システムの出口からの入力を用いるため、本方法は入口の圧力や温度が変化する状態において特に正確である。複数の入力というよりはむしろ３つのセンサからのデータ取得が、信頼性を向上する。
【００１８】
本発明に従って、本明細書でこれまでに述べた目的、手段、利点を完全に満足させる、タービンのガス経路ロータ入口温度の合成方法が提供されたことが明白である。特に、本発明の目的をさらに満足させるように本明細書に開示された技術を組み合わすことができよう。本発明は上記具体的な態様に照らして説明されたが、本明細書を参照した当業者であれば、本発明の代替・改良・変更を容易に想到し得よう。従って、これらの代替・改良・変更も添付の特許請求の範囲内に包含されるものである。
【図面の簡単な説明】
【００１９】
【図１】本発明のロータ入口温度合成システムの図。
【図２】本発明の比率単位パラメータの計算に使用される指数の導出を示すデータの一例を示した図。
【図３】本発明の比率単位パラメータの計算値とタービンのバーナ温度上昇との関係を示した図。
【図４】本発明による合成ロータ入口温度の計算における誤差の一例を示したプロット図。
【符号の説明】
【００２０】
１１…電算処理装置
１３…ＰＳ３２センサ
１４…エンジン
１５…Ｔ３センサ
１７…ＷＦＧＧセンサ
１９…ノズルスロート面積制御
２１…ガスジェネレータ燃料制御
２３…記憶装置
２４，２４’…制御信号
【図１】
2004360693.tif 000003
【図２】
2004360693.tif 000004
【図３】
2004360693.tif 000005
【図４】
2004360693.tif 000006
【外国語明細書】
2004360693.tif 000007
2004360693.tif 000008
2004360693.tif 000009
2004360693.tif 000010
2004360693.tif 000011
2004360693.tif 000012
2004360693.tif 000013
2004360693.tif 000014
2004360693.tif 000015
2004360693.tif 000016
2004360693.tif 000017
2004360693.tif 000018
【図１】
2004360693.tif 000019
【図２】
2004360693.tif 000020
【図３】
2004360693.tif 000021
【図４】
2004360693.tif 000022