(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
燃焼器が失火状態にあるか否かを判定する失火判定手段を有し、該失火判定手段により失火と判定されると所定の再着火操作を行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置であって、
前記失火判定手段は、ガス温度及びエンジン回転数の２種類の特性値で表される運転状態が予め設定された失火領域内にあるか否かで判定を行い、前記ガス温度の特性値は、ガス温度の変化率をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して得られることを特徴とする航空機用ガスタービンエンジンの制御装置。
【請求項２】
前記エンジン回転数の特性値は、エンジン回転数をエンジン入口温度で修正して得られることを特徴とする請求項１に記載の航空機用ガスタービンエンジンの制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に関し、特に燃焼器が失火状態にあるか否かを判定する失火判定手段を有し、この失火判定手段により失火と判定されると所要の再着火操作を行う航空機用ガスタービンエンジンの制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
航空機用ガスタービンエンジンにおいては、飛行中に燃焼器が失火を起こすと、エンジン回転数やガス温度などに変化が現れるため、これらの測定値に基づいて失火したか否かを判定することができる（特許文献１・２参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００３】
【特許文献１】特開昭５８−７９６２７号公報
【特許文献２】特開昭５９−１８２４１号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
ところが、失火判定の指標となるエンジン回転数やガス温度は飛行条件（高度や機速）やエンジンの運転状態（回転数）により大きく変動するため、正常な運転状態、特に減速との判別が難しく、失火判定を短時間に精度良く行うことが難しい。
【０００５】
本発明は、このような従来技術の問題点を解消するべく案出されたものであり、その目的は、飛行条件やエンジンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精度良く行うことができるように構成された航空機用ガスタービンエンジンの制御装置を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
前記課題を解決するためになされた第１の発明は、燃焼器（２）が失火状態にあるか否かを判定する失火判定手段（３）を有し、該失火判定手段により失火と判定されると所定の再着火操作を行う航空機用ガスタービンエンジン（１）の制御装置において、失火判定手段は、ガス温度及びエンジン回転数の２種類の特性値で表される運転状態が予め設定された失火領域内にあるか否かで判定を行い、前記ガス温度の特性値は、ガス温度の変化率をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して得られる構成とする。
【０００７】
これによると、温度及び回転数の２種類の特性値で表される運転状態で判定を行うことにより、簡単な手順で失火状態と減速状態とを的確に判別することができるため、失火判定に要する時間を短縮すると同時に判定精度を高めることができる。
【０００９】
前記課題を解決するためになされた第２の発明は、前記第１の発明において、前記エンジン回転数の特性値は、エンジン回転数をエンジン入口温度で修正して得られる構成とする。
【発明の効果】
【００１０】
このように本発明によれば、ガス温度の変化率（導関数）をエンジン入口温度、高度並びに機速で修正して得られる温度特性値と、エンジン回転数をエンジン入口温度で修正して得られる回転数特性値とを用いて判定を行うため、飛行条件やエンジンの運転状態のいかんによらずに失火判定を短時間に精度良く行うことができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】本発明による航空機用ガスタービンエンジンの制御装置を示すブロック図。
【図２】本発明による失火判定の基準となる領域を示すグラフ。
【図３】本発明による再着火条件判定の基準となる領域を示すグラフ。
【図４】本発明による制御の手順を示す流れ図。
【発明を実施するための形態】
【００１２】
以下、本発明の実施の形態を、図面を参照しながら説明する。
【００１３】
図１は、本発明が適用されたガスタービンエンジンの制御装置を示している。ここでは、ガスタービンエンジン１の燃焼器２が失火状態にあるか否かを失火判定ブロック（失火判定手段）３にて判定し、ここで失火と判定されると再着火条件判定ブロック（再着火条件判定手段）４にて再着火可能な条件を判定し、ここで求められた再着火条件に従って所定の再着火操作を行うようになっている。
【００１４】
ガスタービンエンジン１は、コンプレッサ６及び高圧タービン７を連結する高圧軸８と、低圧タービン９及びファン１０を連結する低圧軸１１とを有し、エンジン入口温度Ｔ1がエンジン入口温度検出部１２にて検出され、エンジン入口圧Ｐ1がエンジン入口圧検出部１３にて検出され、高圧軸８の回転数（エンジン回転数）Ｎがエンジン回転数検出部１４にて検出され、低圧タービン９の入口部分の温度（ガス温度）Ｔがガス温度検出部１５にて検出される。この他、大気圧Ｐ0が大気圧検出部１６にて検出され、高度ＡＬＴが高度検出部１７にて検出され、機速Ｍｎが機速検出部１８にて検出される。なお、高度ＡＬＴは大気圧Ｐ0から、機速Ｍｎは大気圧Ｐ0及びエンジン入口圧Ｐ1からそれぞれ算出しても良い。
【００１５】
失火判定ブロック（失火判定手段）３では、図２に示すように、温度及び回転数の２種類の特性値で表される運転状態が予め設定された失火領域内にあるか否かで判定を行い、温度特性値ＴＣは、温度特性値計算部２０にて低圧タービン入口温度（ガス温度）Ｔの導関数（変化率）Ｔｄをエンジン入口温度Ｔ1、高度ＡＬＴ並びに機速Ｍｎで修正して得られ、回転数特性値ＮＣは、回転数特性値計算ブロック２１にてエンジン回転数Ｎをエンジン入口温度Ｔ1で修正して得られる。
【００１６】
具体的には、温度特性値ＴＣは次式で得られる。
【数１】
0004831586.tif 000002
ここで、Ｔ1／２８８．１５はエンジン入口温度、Ｐ0／１．０３３は高度、Ｐ1／Ｐ0は機速に基づく変量である。また第２項は次式で得られる。
Ｃ（Ｍｎ，Ｔｄ）＝（−０．５９３４×Ｍｎ2−（２．３７２Ｅ-17）×Ｍｎ）×Ｔｄ＋１３．５２×Ｍｎ2      （式２）
【００１７】
回転数特性値ＮＣは次式で得られる。
【数２】
0004831586.tif 000003
【００１８】
温度特性値計算部２０では、導関数計算ブロック２２にてガス温度検出部１５で得た低圧タービン入口温度Ｔをもとに、４０ｍｓ制御サイクル毎にタービン入口温度導関数Ｔｄを生成する。温度特性値第１項計算ブロック２３では、導関数計算ブロック２２で得たタービン入口温度導関数Ｔｄ、エンジン入口温度検出部１２からのエンジン入口温度Ｔ1、エンジン入口圧検出部１３からのエンジン入口圧Ｐ1、並びに大気圧検出部１６からの大気圧Ｐ0をもとに、式１で示される温度特性値の第１項を算出する。温度特性値第２項計算ブロック２４では、機速Ｍｎ、並びにタービン入口温度導関数Ｔｄをもとに、式１で示される温度特性値の第２項を算出する。加算点２５では、温度特性値第１項計算ブロック２３で得た第１項の値と温度特性値第２項計算ブロック２４で得た第２項の値とを加算して温度特性値ＴＣを算出する。
【００１９】
回転数特性値計算ブロック２１では、エンジン回転数検出部１４で得たエンジン回転数Ｎ、並びにエンジン入口温度検出部１２で得たエンジン入口温度Ｔ1をもとに式３から回転数特性値ＮＣを算出する。
【００２０】
図２に示した失火判定ラインＬ１は、シミュレーションにより得ることができる。様々なエンジン入口条件でシミュレーションを行うと、失火の場合には温度及び回転数の両特性値が概ね失火ラインＬ２上に集まり、減速の場合には両特性値が概ね減速ラインＬ３上に集まり、この失火及び減速の両ラインＬ２・Ｌ３の中間位置に失火判定ラインＬ１を定めることで、失火と減速との判別を精度良く行うことができる。
【００２１】
再着火条件判定ブロック（再着火条件判定手段）４では、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴとエンジン回転数Ｎとに基づいて再着火可能な条件を判定する。ここでは、図３に示すように、機速Ｍｎ及び高度ＡＬＴで表される飛行状態がフライトエンベロープ内に予め設定された３つの領域内のいずれに入るかで判定が行われ、この３つの領域は、高い高度でエンジン回転数が着火可能性を左右する回転数制限領域、低い機速でスタータでアシストしてエンジン回転数を引き上げるスタータアシスト操作を要とするスタータアシスト領域、並びに高い機速でスタータアシスト操作が不要なウインドミル領域である。
【００２２】
回転数制限領域とウインドミル領域及びスタータアシスト領域との境界となる判定ラインＬ４は、燃焼器単独の着火条件、すなわち燃焼器の入口条件（入口圧力及び入口空気温度）と、空気流量を左右するエンジン回転数とから一律的に定まるものであり、判定ラインＬ４より高い高度の領域（回転数制限領域）ではエンジン回転数Ｎが着火可能性を左右し、エンジン回転数Ｎが所定の値を下回る場合には再着火が不能である。判定ラインＬ４より低い高度の領域（ウインドミル領域及びスタータアシスト領域）では、燃焼器単独では常時着火可能である。
【００２３】
他方、ウインドミル領域とスタータアシスト領域との境界となる判定ラインＬ５は、燃料ポンプの吐出条件及び燃料ノズルの流量条件により定まるものである。燃焼器で常時着火可能でも燃料ポンプの吐出量が不足すると着火不能となり、さらに着火流量を燃料ポンプが吐出可能な状態でも、燃料ノズルで十分微粒化し得る燃料流量が得られないと着火することができない。そして燃料ポンプの吐出量はエンジン回転数で一律的に定まるため、着火可能な吐出量の下限となるエンジン回転数に対応した判定ラインＬ５より機速が高い領域（ウインドミル領域）ではウインドミルで所要のエンジン回転数が得られるために常時着火可能であり、判定ラインＬ５より機速が低い領域（スタータアシスト領域）ではウインドミルで所要のエンジン回転数を得られず、スタータアシストでエンジン回転数を引き上げるスタータアシスト操作が必要になる。
【００２４】
以上の失火判定及び再着火条件判定とこれに続いて行われる再着火操作とは、図４に示す手順で行えば良い。まず、タービン入口温度Ｔ、エンジン入口温度Ｔ1、エンジン入口圧Ｐ1、大気圧Ｐ0、機速Ｍｎを検出し（ステップ１）、これらに基づいて前記の手順で失火判定を行う（ステップ２）。ここで失火なしと判定されるとステップ１に戻り、失火ありと判定されると燃料流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の燃焼器２への流入を遮断する（ステップ３）。
【００２５】
ついで機速Ｍｎ、高度ＡＬＴ、エンジン回転数Ｎを検出し（ステップ４）、これらに基づいて前記の手順で再着火条件判定を行う（ステップ５）。ここで飛行状態が回転数制限領域にあり、かつエンジン回転数Ｎが所定の下限値を下回るために再着火不能と判定されると、警告を表示してパイロットに高度を下げるなどの所要の操作を促す（ステップ６）。
【００２６】
ステップ５で、飛行状態がウインドミル領域にあるか、あるいは飛行状態が回転数制限領域にあり、かつエンジン回転数Ｎが所定の下限値を上回るため、ウインドミルスタートと判定されると、点火制御器２８にて点火プラグ２９を作動させ（ステップ７）、燃料流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の供給を開始した後（ステップ８）、点火プラグ２９の作動を停止する（ステップ９）。
【００２７】
ステップ５で、飛行状態がスタータアシスト領域にあり、スタータアシストスタートと判定されると、スタータ制御器３０にてスタータ３１を作動させた上で（ステップ１０）、点火制御器２８にて点火プラグ２９を作動させ（ステップ１１）、燃料流量制御器２６にて制御弁２７を操作して燃料の供給を開始した後（ステップ１２）、点火プラグ２９の作動を停止し（ステップ１３）、スタータ３１の作動を停止する（ステップ１４）。
【００２８】
なお、飛行状態がスタータアシスト領域にあっても、実際にはエンジン回転数Ｎが所定の下限値（例えば３０００ｒｐｍ）を越える場合があり、この場合、スタータアシスト操作を行うことなく再着火することが可能であるため、前記のウインドミルスタートと同一の手順で再着火操作を行えば良い。
【符号の説明】
【００２９】
１  ガスタービンエンジン
２  燃焼器
３  失火判定ブロック（失火判定手段）
４  再着火条件判定ブロック（再着火条件判定手段）
７  高圧タービン
８  高圧軸
９  低圧タービン
１１  低圧軸
１２  エンジン入口温度検出部
１３  エンジン入口圧検出部
１４  エンジン回転数検出部
１５  ガス温度検出部
２０  温度特性値計算部
２１  回転数特性値計算ブロック
３１  スタータ
【図１】
0004831586.tif 000004
【図２】
0004831586.tif 000005
【図３】
0004831586.tif 000006
【図４】
0004831586.tif 000007