(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
航空機エンジン（１２）に結合するプロセッサを含む制御システム（１０）を使用して航空機エンジンを制御する方法において、
航空機からスロットル指令（４４）を受信する過程と、
エンジンパワースケジュール（２４）からの制御量に関して基準値（４０）を決定する過程と、
現在のエンジン状態に基づいて基準値に対するトリム出力（３４）を生成する過程と、トリム出力を基準値に加算して、修正基準値（４６）を求める過程と、
修正基準値をフィードバック値（４８）と比較する過程と、
制御量に応答して対応する量の推力（５６）を発生するために指令燃料流量（５２）を決定する過程と
から成る方法。
【請求項２】
前記トリム出力（３４）を生成する過程は、トリムを生成するために使用されるエンジンセンサ値（４２）を受信する過程を更に含む請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記トリム出力（３４）を生成する過程は、推力要求値を受信する過程と、推力推定値（１１６）を受信する過程と、推力要求値及び推力推定値に応答してトリムを生成する過程とを更に含む請求項１記載の方法。
【請求項４】
航空機エンジン（１２）に結合するエンジンセンサからの基準入力（３０）を受信するために航空機エンジンに結合し、航空機エンジンを制御する制御システム（１０）において、制御量の基準値（４０）を表すエンジンパワースケジュールを格納するスケジュールメモリ（２４）を具備し、更に、基準値に対するトリム出力（３４）を生成するように構成され、且つ制御量及びエンジンセンサ値に応答して、トリム出力をエンジンパワースケジュール基準値に加算し、対応する量の推力を発生するために指令燃料流量（５２）を生成するように構成されている制御システム。
【請求項５】
前記制御システムは、更に、航空機エンジン（１２）から受信される基準入力（３０）に応答してトリム出力を生成するように構成されている請求項４記載の制御システム（１０）。
【請求項６】
前記制御システムは、更に、ルックアップテーブル、曲線当てはめ及び物理モデルのうち少なくとも１つを使用してトリム出力（３４）を生成するように構成されている請求項４記載の制御システム（１０）。
【請求項７】
前記制御システムは、エンジン構成要素の調子を示す調子推定値（１１８）を受信するように構成された推定装置（１０４）を更に具備する請求項４記載の制御システム（１０）。
【請求項８】
航空機エンジン（１２）の状態を決定するために航空機エンジンから基準入力（３０）を受信するように航空機エンジンに結合し、推力要求値及び推力推定値（１１６）に応答してトリム出力（３４）を生成するように構成されている航空機エンジントリムシステム（１０）であって、
制御量の基準値（４０）を表すエンジンパワースケジュール（２４）を格納するスケジュールメモリ（２４）を具備し、更に、トリム出力に応答して、航空機エンジン（１２）により提供される基準入力（３０）及び前記スケジュールメモリにより提供される基準値を使用して、対応する量の推力を得るための指令燃料流量（５２）を決定するように構成されている、航空機エンジントリムシステム（１０）。
【請求項９】
前記航空機エンジントリムシステムは、更に、エンジンスロットルレバー角度を受信するように構成されている請求項８記載の航空機エンジントリムシステム（１０）。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、一般に、ガスタービンエンジンに関し、特にガスタービンエンジンの制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機のエンジンが発生する推力の量を飛行中に測定することは不可能であるので、通常、ガスタービンエンジンは、エンジンファン速度又はエンジン圧力比を制御することにより推力を間接的に制御する制御システムを使用している。すなわち、そのような制御システムは、ファンの回転速度又はノズル入口圧力とファン入口圧力との比などの測定可能なパラメータからエンジン推力を推論することができるのである。測定されたパラメータは、制御システムにあらかじめロードされているパワー管理スケジュールと比較される。
【０００３】
エンジンごとの製造時の品質のばらつきや、時間の経過に伴うエンジン構成要素の劣化、制御センサの測定誤差、及び湿度などの動作条件の変化を考慮に入れるため、制御システムは、通常、パワー管理スケジュール内の各制御パラメータを実際に必要とされるよりも高い値にあらかじめ設定している。その結果、実際に発生する推力は少なくとも所望のエンジン推力量と等しく、通常はそれより大きくなる。
【０００４】
航空機エンジンがリアルタイムでトリムされないため、制御システムは劣化したエンジンからも最小限の量の推力が得られるように事前にプログラムされる。従って、劣化していないエンジンは一連の所定の動作パラメータに対して必要以上の大きな推力を発生することになる。付加的な推力によって、エンジンはより高い動作温度で動作する結果になる。更に、時間の経過に伴って又は特定のエンジン特性に応答してスケジュールが変化することはないので、このようなエンジンは所望の最適推力を発生するようには全くトリムされない。時間の経過に伴って、高い温度でエンジンを動作させ続けると、エンジンの寿命は短くなり、動作コストは増大し、ユーザがエンジンの動作範囲を選択する際の融通性は損なわれるであろう。
【０００５】
【発明の概要】
一実施例においては、所望の量の推力を発生するために、制御システムはガスタービンエンジンをリアルタイムでトリムする。制御システムは、エンジンの状態に関する入力をエンジンから受信するためにエンジンに結合する制御装置を含む。制御装置はプロセッサと、プロセッサに結合するメモリとを含む。プロセッサは制御論理を実行するようにプログラムされる。制御量の値を表すエンジンパワースケジュールがメモリに格納される。
【０００６】
動作中、プロセッサはエンジン入力を使用して、所望の推力の量に対応する指令燃料流量を決定する。制御システムはエンジンをリアルタイムでトリムし、エンジンの動作特性の変化に応答して変化することのない固定したスケジュールを使用してエンジンを制御するのではないため、エンジンのオンウィングエンジン寿命は長くなる。更に、エンジンはリアルタイムでトリムされ、必要以上の推力を発生させるようなスケジュールを使用してトリムされるのではないため、エンジンの過剰推力は減少し、エンジンはより低い動作温度で動作し、動作コストは低減し、且つ信頼性は向上する。
【０００７】
【発明の実施の形態】
図１は、航空機エンジン１２と共に使用するための制御システム１０の論理図である。制御システム１０はファン速度トリム推定装置２０と、複数の加算ジャンクション２２と、パワー管理スケジュールメモリ２４と、調整装置２６とを含む。パワー管理スケジュールメモリ２４と調整装置２６は当該技術分野においては知られている。トリム推定装置２０はエンジン１２から入力３０を受信し、その入力３０を推力対ファン速度スケジュール（図示せず）に印加して、定常状態パワー管理パラメータトリム値３４を生成する。一実施例では、入力は排気ガス温度；EGT及びパワー管理フィードバックパラメータの測定値である。
【０００８】
加算ジャンクション２２は第１の加算ジャンクション３６と、第２の加算ジャンクション３８とを含む。第２の加算ジャンクション３８は当該技術分野においては良く知られている。第１の加算ジャンクション３６は、パワー管理スケジュールメモリ２４からのパワー管理パラメータ基準値４０を加算する。パワー管理スケジュールメモリ２４は、パワー管理パラメータ基準値４０と推力要求との関係を表すテーブルを含む。推力要求は、スロットルレバー角度（TLA）４４と、飛行条件を示す、エンジンセンサから受信される値４２とから決定される。一実施例においては、値４２はファン入口温度（T２）を含む。加算ジャンクション３６はパワー管理パラメータ基準値４０と基準パラメータトリム値３４とを加算して、修正基準パラメータ値４６を生成する。
【０００９】
第２の加算ジャンクション３８はエンジン１２により提供されるフィードバックパラメータ値４８を修正基準パラメータ値４６から減算して、制御誤差５０を生成する。一実施例では、パワー管理パラメータ基準値４０は基準ファン速度であり、パワー管理パラメータトリム値３４はファン速度トリムであり、フィードバックパラメータ値４８は感知されたファン速度であり、修正基準パラメータ値４６は修正基準ファン速度であり、制御誤差５０はファン速度の誤差である。別の実施例においては、パワー管理パラメータ基準値４０は基準エンジン圧力比であり、パワー管理パラメータトリム値３４はエンジン圧力比トリムであり、フィードバックパラメータ値４８は感知されたエンジン圧力比であり、修正基準パラメータ値４６は修正基準エンジン圧力比であり、制御誤差５０はエンジン圧力比の誤差である。
【００１０】
第２の加算ジャンクション３８により生成される制御誤差５０は調整装置２６に供給される。調整装置２６は、調整装置２６にあらかじめプログラムされている情報と誤差５０との組み合わせに基づいて指令燃料流量出力５２を発生する。指令燃料流量出力５２は、スロットルレバー角度４４と、エンジンセンサから受信される値４２と、フィードバックパラメータ値４８と、エンジン値３０とに基づいて所望の推力５６を生成するために、エンジン１２に供給される。一実施例では、値４２はファン入口温度であり、フィードバックパラメータ値４８は感知されたファン速度であり、エンジン値３０は感知された排気ガス温度である。
【００１１】
トリム推定装置２０は、エンジン状態及びエンジンパワーレベルを示す入力値３０を使用して、パワー管理トリム値３４を計算する。一実施例では、エンジン値３０は排気ガス温度と、ファン速度とを含む。トリム推定装置２０は、エンジンの動力学的条件を考慮して、トリム値３４に対する修正が定常状態条件の下で実行されるように保証するための論理を更に含む。一実施例においては、トリム推定装置２０はルックアップテーブルと、定常状態検出論理とから構成される。別の実施例では、トリム推定装置２０は曲線当てはめ又は物理モデルを使用して、エンジン状態及びパワーレベルの関数としてトリム値３４を求める。更に別の実施例においては、トリム推定装置２０と第１の加算ジャンクション３６は、パワー管理スケジュールメモリ２４、調整装置２６及び加算ジャンクション３８を実現するプロセッサに結合する不揮発性メモリユニットで実現されている。
【００１２】
時間の経過に伴ってエンジン１２が劣化するにつれて、感知排気ガス温度を示すエンジン値３０はそれに応答して変化する。制御システム１０はファン速度トリム値３４を使用してエンジンをトリムし、時間の経過に伴って又はエンジン１２の動作状態に応答して変化することのない固定されたパワー管理スケジュール２４に基づいて制御されるのではないため、エンジン１２のオンウィングエンジン寿命は長くなる。更に、エンジン１２はリアルタイムでトリムされ、必要以上に大きな推力を生成するように設計されたスケジュールに基づいてトリムされるわけではないので、エンジン１２からの過剰推力は減少し、エンジン１２は従来より低い動作温度で動作する。
【００１３】
図２は、航空機エンジン１２と共に使用するための制御システム１００の別の実施例の論理図である。制御システム１００の、制御システム１０（図１に示す）の構成要素と同じ構成要素は、図２においても図１と同じ図注符号を付して示してある。従って、制御システム１００は調整装置２６と、加算ジャンクション３６とを含む。制御システム１００はエンジン品質推定装置１０２と、推力推定装置１０４と、ファン速度トリム推定装置２０（図１に示す）とほぼ同様であるファン速度トリム推定装置１０８と、パワー管理スケジュール２４（図１に示す）とほぼ同様であるパワー管理スケジュール１１３とを更に含む。更に別の実施例においては、制御システム１００はエンジン品質推定装置１０２を含まない。
【００１４】
推力推定装置１０４はエンジン１２からのセンサ値１１４を使用して、推定推力１１６を決定する。一実施例では、センサ値１１４は圧力、温度及び／又は回転子速度の測定値である。別の実施例においては、推力推定装置１０４はテーブルルックアップ方式を使用して、推定推力１１６を決定する。更に別の実施例では、推力推定装置１０４は、回帰装置を使用して推定推力１１６を決定する。更に別の実施例においては、推力推定装置１０４はニューラルネットワークモデルを使用して推定推力１１６を決定する。更に別の実施例では、推力推定装置１０４は物理学に基づくモデルを使用して推定推力１１６を決定する。更に別の実施例では、推力推定装置１０４は、推定装置１０２により計算されるエンジン品質推定値１１８を使用する。
【００１５】
エンジン品質推定装置１０２はエンジン１２からのセンサ値１２０を使用して、エンジン構成要素の調子を示すエンジン品質推定値１１８を生成する。一実施例では、センサ値１１０は温度、圧力及び回転子速度の測定値である。別の実施例では、エンジン品質推定装置１０２は、回帰行列を使用してエンジン品質推定値１１８を生成する。更に別の実施例においては、推定装置１０２は、カルマンフィルタを使用してエンジン品質推定値１１８を生成する。更に別の実施例では、推定装置１０２はニューラルネットワークを使用してエンジン品質推定値を生成する。
【００１６】
パワー管理スケジュール１１３はパワー管理スケジュール２４とほぼ同様であり、パワー管理スケジュール２４に含まれていた機能性を含む。パワー管理スケジュール１１３は所望の推力１２０を表す値を更に提供する。一実施例では、所望の推力１２０はスロットルレバー角度４４と、飛行条件を示す、エンジンセンサから受信される値４２とから計算される。
【００１７】
トリム推定装置１０８は推力推定装置１０４により提供される推定推力１１６と、パワー管理スケジュール１１３により提供される所望の推力１２０とを受信し、パワー管理パラメータトリム値１２６を生成する。トリム推定装置２０と同様に、パワー管理パラメータトリム値１２６もエンジン１２からのエンジン推力が定常状態値に到達するたびに更新される。一実施例では、パワー管理パラメータ値４０は基準ファン速度であり、パワー管理パラメータトリム値１２６はファン速度トリム値であり、フィードバック入力パラメータ値４８は感知されたファン速度であり、修正基準パラメータ値４６は修正基準ファン速度であり、制御誤差５０はファン速度の誤差である。
【００１８】
第２の加算ジャンクション３８により生成された制御誤差５０は調整装置２６に供給される。調整装置２６は、調整装置２６にあらかじめプログラムされている情報と、制御誤差５０により提供される情報との組み合わせに基づいて、指令燃料流量出力５２を発生する。指令燃料流量出力５２は、スロットルレバー角度４４、ファン入口温度値４２、感知されたファン速度値４８、及びセンサ値１１４及び１２０により提供される感知された圧力、温度及び／又は回転子速度の値に基づいて所望の推力５６を生成するために、エンジン１２に供給される。
【００１９】
一実施例では、推定装置１０２、１０４及び１０８と、加算ジャンクション３６とは、パワー管理スケジュールメモリ１１３、調整装置２６及び加算ジャンクション３８を実現するプロセッサに結合する不揮発性メモリユニットで実現されている。
【００２０】
時間の経過に伴ってエンジン１２が劣化するにつれて、センサ値１１４及び１２０はそれに応答して変化する。制御システム１００はファン速度トリム値１２６を使用してエンジンをトリムし、時間の経過に伴って又はエンジン１２の動作状態に応答して変化することのない固定されたパワー管理スケジュール１１３に基づいて制御されるのではないため、エンジン１２のオンウィングエンジン寿命は長くなる。更に、エンジン１２はリアルタイムでトリムされ、必要以上に大きな推力を生成するように設計されたスケジュールに基づいてトリムされるわけではないので、エンジン１２からの過剰推力は減少し、エンジン１２は従来より低い動作温度で動作する。
【００２１】
以上説明したガスタービンエンジンの制御システムはコスト有効性及び信頼性に優れている。制御システムは、エンジンからのリアルタイム入力を受信するためにエンジンに結合するプロセッサを含む。このリアルタイム入力に基づいて、制御システムは所望の量のエンジン推力を生成するようにエンジンをトリムすることができる。制御システムがリアルタイムでエンジンをトリムすることにより、その結果、エンジンのオンウィング寿命は延び、エンジンの動作に要するコストは低減され、且つエンジンは従来より低い動作温度で動作するようになる。
【００２２】
本発明を様々な特定の実施例に関して説明したが、特許請求の範囲の趣旨を逸脱せずに本発明に変形を加えて実施できることは当業者には認められるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１】  航空機エンジンと共に使用するための制御システムの論理図。
【図２】  航空機エンジンと共に使用するための制御システムの別の実施例の論理図。
【符号の説明】
１０…制御システム、１２…航空機エンジン、２０…ファン速度トリム推定装置、２２…加算ジャンクション、２４…パワー管理スケジュールメモリ、２６…調整装置、３６…第１の加算ジャンクション、３８…第２の加算ジャンクション、１００…制御システム、１０２…品質推定装置、１０４…推力推定装置、１０８…ファン速度トリム推定装置、１１３…パワー管理スケジュールメモリ
【図１】
0004733309.tif 000002
【図２】
0004733309.tif 000003