(57)【要約】【課題】  要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムにおいて、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができるガスタービン機関の制御装置を提供する。【解決手段】  ガスジェネレータ１１に供給する燃料量を出力タービン１２の回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段５０と、コンプレッサ１３に吸入される空気量をガスジェネレータ１１の回転数が略一定となるように調節する吸気量調節手段５０、１９を備える。要求出力の変動、複数基のガスタービン機関が全て正常、そのいずれかが異常であるかどうかにかかわらず、出力タービンの回転数及びガスジェネレータの回転数が略一定に保たれるので、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに適用される二軸式ガスタービン機関の制御装置において、
ガスジェネレータに供給する燃料量を出力タービンの回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、
コンプレッサに吸入される空気量をガスジェネレータの回転数が略一定となるように調節する吸気量調節手段と、
を備えることを特徴とする二軸式ガスタービン機関の制御装置。
【請求項２】
前記複数基の内の他の二軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の二軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段を更に備え、
前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記燃料供給量調節手段はガスジェネレータに供給する燃料量を増量し、前記吸気量調節手段はコンプレッサに吸入される空気量を増量させることを特徴とする請求項１に記載の二軸式ガスタービン機関の制御装置。
【請求項３】
要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに適用される二軸式ガスタービン機関の制御装置において、
コンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を出力タービンの回転数が略一定となるように調節するガス圧力比調節手段と、
ガスジェネレータに供給する燃料量をガスジェネレータの回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、
を備えることを特徴とする二軸式ガスタービン機関の制御装置。
【請求項４】
前記複数基の内の他の二軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の二軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段を更に備え、
前記異常信号入力手段が異常信号を入力した場合には、前記ガス圧力比調節手段は前記コンプレッサ駆動タービンへ係るガス圧力に対する出力タービンへ係るガス圧力の比を大きくし、前記燃料供給量調節手段はガスジェネレータに供給する燃料量を増量させることを特徴とする請求項３に記載の二軸式ガスタービン機関の制御装置。
【請求項５】
前記ガス圧力比調節手段は、コンプレッサ駆動タービンから出力タービンへ至るガス流路に備えられた可変静翼を作動させることによりコンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を調節することを特徴とする請求項３又は４に記載の二軸式ガスタービン機関の制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、二軸式ガスタービン機関の制御装置に関するものであり、特に、要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに好適に用いられるものに関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプターのような飛行体では、一般的に、特許文献１に記載されているようなターボシャフトと呼ばれる二軸式のガスタービン機関を動力源として使用している。そして、二軸式ガスタービン機関を駆動源とするヘリコプター等の飛行体の概略構成図を示したのが図１５である。
【０００３】
図１５に示すように、二軸式ガスタービン機関１００の機関出力軸である出力タービン１２０の回転軸１７０が減速機２００を介してロータ３００を駆動するようになっており、機関制御系は、ロータ３００の負荷を調整するところのコレクティブピッチの変化があっても機関出力軸１７０の回転、即ちロータ３００の回転が一定となるようにガスジェネレータ１１０の作動を促すことで機関の出力調整を行うものである。
【０００４】
一方、このような飛行体においては、二軸式ガスタービン機関１００を２基搭載している。これは、機体の安全性確保の観点から、もし飛行中に２基のガスタービン機関１００の内の１基が故障した場合には、他方のガスタービン機関１００の出力を増加させ飛行継続を可能とするものである。
【０００５】
但し、このように、二軸式ガスタービン機関１００は、本来、１基で機体の要求推力に応えるための出力を発生させることができるものであるため、２基ともに正常で、２基のガスタービン機関１００で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関１００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。
【特許文献１】特開平８−１２１１９１号公報
【特許文献２】特開平６−１９９２９６号公報
【特許文献３】特開平７−１９０６８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかしながら、機体の推力制御をロータ３００の回転数、すなわち出カタービン１２０の回転数で制御する場合であって、２基の二軸式ガスタービン機関１００各々にて部分負荷を行っている状態から、２基のガスタービン機関１００の内の１基が故障した場合には以下のような問題が生ずる。
【０００７】
二軸式ガスタービン機関１００の機関出力は主にガスジェネレータ１１０の回転数で決まるものであるが、２基のガスタービン機関１００で出力分配を行い機体の要求出力に応える場合においては、各々のガスジェネレータ１１０の回転数を下げての運転となる。
【０００８】
そのため、２基のガスタービン機関１００の正常運転状態から、２基のガスタービン機関１００の内１基が故障した場合には、他方のガスタービン機関１００のみで機体要求出力に応える必要があるので、ガスタービン機関１基当たりの出力を増加させるために、ガスジェネレータ１１０の回転数を上昇させる必要がある。
【０００９】
そして、ガスジェネレータ１１０の回転数が上昇するには、それ相応の時間を要するの
で、かかる期間において、機体が推力不足状態に陥り、ひいては機体の高度低下を招くおそれがある。
【００１０】
但し、かかる場合においても、ヘリコプターのように比較的慣性力の大きなロータを回転させて推力を発生させるものは、短時間の出力低下ではロータの回転数の変化は少ないので、さほど問題とはならないが、慣性力の小さな小径ファンにて推力を発生させる飛行体においては、ガスタービン機関の機関出力の低下は、即ファンの回転数の低下に至り、推力が低下して飛行体の高度低下に至るおそれがあるので問題である。
【００１１】
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、要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムにおいて、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる二軸式ガスタービン機関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】
【００１２】
上記目的を達成するために、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置にあっては、要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに適用される二軸式ガスタービン機関の制御装置において、ガスジェネレータに供給する燃料量を出力タービンの回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、コンプレッサに吸入される空気量をガスジェネレータの回転数が略一定となるように調節する吸気量調節手段と、を備えることを特徴とする。
【００１３】
要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムとしては、例えば、機体の安全性確保の観点から２基の二軸式ガスタービン機関を備え、当該２基の二軸式ガスタービン機関の出力タービン各々を１台の減速機に接続し、当該１台の減速機を推力発生手段たるファンに接続した飛行体のように、機体の要求出力に応えるべく、２基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出してファンを回転させるものを例示することができる。
【００１４】
このような、飛行体においては、本来、１基で機体の要求出力に応えるための出力を有するものであるため、２基ともに正常で、２基のガスタービン機関で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関は、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】
そして、２基のガスタービン機関がともに正常で、２基のガスタービン機関各々が部分負荷運転を行っている状態から、２基のガスタービン機関の内の１基が故障して所望の出力を発生させることができないようになった場合には、直ちに１基のガスタービン機関で機体の要求出力に応えることができずに、ファンの回転数が低下し、機体が推力不足状態に陥るおそれがあるが、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置においては、燃料供給量調節手段が、ガスジェネレータに供給する燃料量を調節して出力タービンの回転数が略一定となるようにするので、機関出力を低下させないかあるいは低下時間を短くすることができ、ファンの回転数も略一定となり推力不足状態になるのを防止できる。
【００１６】
但し、出力タービンの回転数を変化させないようにガスジェネレータに供給する燃料量を変更した場合には、ガスジェネレータの回転数が変動するが、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置においては、吸気量調節手段が、コンプレッサに吸入される空気量を調節してガスジェネレータの回転数が略一定となるようにする。
【００１７】
このように、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置においては、要求される出力の変動、複数基のガスタービン機関が全て正常、複数基の内のいずれかが異常である
かどうかにかかわらず、出力タービンの回転数及びガスジェネレータの回転数が略一定に保たれるので、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。  
【００１８】
また、前記複数基の内の他の二軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の二軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段を更に備え、前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記燃料供給量調節手段はガスジェネレータに供給する燃料量を増量し、前記吸気量調節手段はコンプレッサに吸入される空気量を増量させることが好適である。
【００１９】
このようにすれば、複数基のガスタービン機関のうちのいずれかが故障して所望の出力を発生させることができない場合においても、早期に燃料供給量あるいは吸気量を調節することができるので、より確実に機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間をより短縮することができる。
【００２０】
また、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置にあっては、要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムに適用される二軸式ガスタービン機関の制御装置において、コンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を出力タービンの回転数が略一定となるように調節するガス圧力比調節手段と、ガスジェネレータに供給する燃料量をガスジェネレータの回転数が略一定となるように調節する燃料供給量調節手段と、を備えることを特徴とする。
【００２１】
ガス圧力比調節手段が、コンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を調節して出力タービンの回転数が略一定となるようにするので、機関出力を低下させないかあるいは低下時間を短くすることができる。
【００２２】
但し、出力タービンの回転数を変化させないようにコンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を変更した場合にはガスジェネレータの回転数が変化するが、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置においては、燃料供給量調節手段が、ガスジェネレータに供給する燃料量を調節してガスジェネレータの回転数が略一定となるようにする。
【００２３】
このように、本発明に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置においては、要求される出力の変動、複数基のガスタービン機関が全て正常、複数基の内のいずれかが異常であるかどうかにかかわらず、出力タービンの回転数及びガスジェネレータの回転数が略一定に保たれるので、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。
【００２４】
また、前記複数基の内の他の二軸式ガスタービン機関の制御装置から出力される当該他の二軸式ガスタービン機関が所望の出力を発生させることができないことを示す異常信号を入力する異常信号入力手段を更に備え、前記異常信号入力手段が前記異常信号を入力した場合には、前記ガス圧力比調節手段は前記コンプレッサ駆動タービンへ係るガス圧力に対する出力タービンへ係るガス圧力の比を大きくし、前記燃料供給量調節手段はガスジェネレータに供給する燃料量を増量させることが好適である。
【００２５】
このようにすれば、複数基のガスタービン機関のいずれかが故障して所望の出力を発生させることができない場合においても、早期にコンプレッサ駆動タービンへ係るガス圧力に対する出力タービンへ係るガス圧力の比あるいは燃料供給量を調節することができるので、より確実に機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間をより短縮することができる。
【００２６】
また、前記ガス圧力比調節手段は、コンプレッサ駆動タービンから出力タービンへ至るガス流路に備えられた可変静翼を作動させることによりコンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を調節することが好適である。可変静翼を用いることにより簡易な構成で精度良くコンプレッサ駆動タービンと出力タービンへ係るガス圧力比を調節することができるからである。
【発明の効果】
【００２７】
以上説明したように、本発明に係るガスタービン機関の制御装置によれば、要求出力に応えるべく、複数基の二軸式ガスタービン機関の機関出力を１台の減速機を介して取り出すシステムにおいても、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２８】
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】
【００２９】
図１は、実施例１に係るガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示す図である。本図に示すように、当該飛行体は、２基のガスタービン機関１のそれぞれの機関出力軸が１つの減速機２に接続されており、当該１つ減速機２が２つの推力発生手段たるファン３に接続されており、飛行体の要求出力に応えるべく１台の減速機２を介して２基の二軸式ガスタービン機関１の機関出力を取り出すシステムである。
【００３０】
ガスタービン機関１は、ガスジェネレータ１１と出力タービン１２を有する二軸式ガスタービン機関であり、ガスジェネレータ１１は、コンプレッサ１３、燃焼器１４、コンプレッサ駆動タービン１５を備えている。そして、コンプレッサ１３に吸入された空気（吸気）はコンプレッサ１３にて圧縮され、燃焼器１４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１３と回転軸１６で直結されたコンプレッサ駆動タービン１５を駆動させた後に、更に出力タービン１２を駆動させ、機関外部へ排出される。
【００３１】
減速機２は、２基のガスタービン機関１の出力タービン１２各々の出力軸１７、すなわち機関出力軸の端部に形成された２個の軸平行歯車２１と、当該２個の軸平行歯車２１に噛み合う軸平行歯車２２と、当該軸平行歯車２２を端部に有する中間軸２３と、当該中間軸２３の他方の端部に備えられた交さ軸歯車２４と、当該交さ軸歯車２４と噛み合う交さ軸歯車２５と、当該交さ軸歯車２５を中間部に有する中間軸２６と、当該中間軸２６の両端部のそれぞれに備えられた２個の交さ軸歯車２７と、当該交さ軸歯車２７各々と噛み合う交さ軸歯車２８と、当該交さ軸歯車２８が備えられた出力軸２９を具備する。
【００３２】
そして、出力軸２９の端部には推力を発生するファン３が接続されている。当該ファン３には、ファンブレードのピッチ角を変更可能な機構が備えられており、当該ファンにて発生する推力の大きさはファンブレードの回転数とピッチ角によって決定されるものである。
【００３３】
また、ガスタービン機関１のコンプレッサ１３の吸気流路１８には、後述するＥＣＵからの指令に基づき駆動され、当該吸気流路１８内の流路面積を変更可能な制御器である吸気量制御弁１９が備えられている。そして、吸気量制御弁１９の開度により決定される流
路面積に応じた分の吸気がコンプレッサ１３に流入する。
【００３４】
また、図１に示すように、ガスタービン機関１には回転軸１６の回転位置を検出する回転角センサ４１と、出力タービン１２の出力軸１７の回転位置を検出する回転角センサ４２が設けられている。これらの回転角センサは、回転軸近傍に配置され所定回転角度毎（例えば６０度毎）にパルス信号を発生する。
【００３５】
以上述べたように構成されたガスタービン機関１を搭載した飛行体には、当該ガスタービン機関１を制御するための電子制御ユニット（ＥＣＵ：Electronic Control Unit）５
０が各ガスタービン機関１に併設されている。
【００３６】
ＥＣＵ５０の概略構成を示したのが、図２である。本図に示すように、各ＥＣＵ５０の機関状態量検出器５１には、上述した回転角センサ４１、４２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入力されるようになっている。そして、ＥＣＵ５０内にて、入力された回転角センサ４１、４２からのパルス信号の周波数から、一定時間毎に回転軸１６の回転数Ｎ１と、回転軸１７の回転数Ｎ２を算出する。
【００３７】
燃料噴射量演算器５２は、機関状態量検出器５１にて検出された値を基に燃焼器１４に噴射すべき燃料量を演算する。吸気量制御弁開度演算器５３は、機関状態量検出器５１にて検出された値を基に吸気量制御弁１９の開度を演算する。
【００３８】
一方、燃料噴射量演算器５２は、燃焼器１４に燃料を噴射する燃料噴射装置を駆動する燃料供給アクチュエータ５５と電気配線を介して接続され、燃料噴射量演算器５２にて演算された燃料量の指令値が燃料供給アクチュエータ５５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。また、吸気量制御弁開度演算器５３は、吸気量制御弁１９を駆動する吸気量制御弁アクチュエータ５６と電気配線を介して接続され、吸気量制御弁開度演算器５３にて演算された弁の開度の指令値が吸気量制御弁アクチュエータに出力され、当該指令値を基に吸気量制御弁１９の弁開度を制御するようになっている。
【００３９】
また、各ＥＣＵ５０は、機関状態量検出器５１にて検出された値を基にガスタービン機関１が故障して所望の出力を発生させることができるかどうかを検出する機関異常検出器５４を有しており、当該機関異常検出器５４でガスタービン機関１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ＥＣＵ５０の機関状態量検出器５１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、ガスタービン機関１が故障していないと検出した場合は、他方のＥＣＵ５０の機関状態量検出器５１にＥＭＧ信号を出力しない。そして、他方のＥＣＵ５０の機関状態量検出器５１は、当該出力されたＥＭＧ信号を入力し、ＥＭＧ信号がＯＮである場合は他方のガスタービン機関１が故障していることを示し、ＥＭＧ信号がＯＦＦである場合は他方のガスタービン機関１は正常であることを示す。なお、ガスタービン機関１が故障しているか否かは、燃焼器１４に燃料を供給しているにもかかわらず回転軸１６の回転数Ｎ１が所定回転数を上回らないこと、回転軸１６の回転数Ｎ１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１３の出口圧力あるいはコンプレッサ駆動タービン１５の入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。
【００４０】
このように構成された飛行体の推力は、ファン３の回転数とファンブレードのピッチ角によって決定される。例えば、ファン３の回転数が一定であるとすると、ファンブレードのピッチ角が深くなるほど発生する推力も増加することになる。かかる場合、ファン３を駆動させるためのガスタービン機関１の負荷が高くなるため、ファン回転数を一定に保つためには、ガスタービン機関１の機関出力も増加させる必要がある。
【００４１】
そして、ガスタービン機関１の出力制御は、基本的にガスジェネレータ１１の運転を如何に行うかに帰着するものである。例えば、ガスジェネレータ１１の回転数を上昇させると空気流量が増加しコンプレッサ１３出口圧力が高くなることから機関出力は増加する。一方、ガスジェネレータ１１の回転数を減少させると逆の理由から機関出力は低下する。
【００４２】
本実施例においては、ＥＣＵ５０は、パイロットが要求する推力を発生させるためにファンブレードのピッチ角が変化したとしても、燃焼器１４へ供給する燃料量を調節して、出カタービン１２の回転数を一定に保つようにする。
【００４３】
そして、燃焼器１４へ供給する燃料量を制御するにあたっては、図３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ＥＣＵ５０の燃料噴射量演算器５２が実行するようにするものである。
【００４４】
まず、ステップ（以下、単に「Ｓ」と記載する場合もある。）１００において、出力タービン１２の出力軸１７の回転数Ｎ２とＥＭＧ信号を読込む。その後、Ｓ１０１へ進み、本ステップにおいて、Ｓ１００にて読込んだ出力軸１７の実回転数Ｎ２が目標の回転数Ｎ２ｓと同じであるか否かを判別する。そして、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓと同じである場合はＳ１０２へ進み、前回の燃料噴射量値Ｇｆ−１を今回の燃料噴射量Ｇｆとして算出して、Ｓ１０８へ進む。一方、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓと異なる場合はＳ１０３へ進む。  
【００４５】
Ｓ１０３においては、Ｓ１００にて読込んだＥＭＧ信号がＯＮであるか、つまり他方のガスタービン機関１が故障して所望の出力を発生させることができないのかどうかを判別する。そして、ＥＭＧ信号がＯＮである場合はＳ１０４へ進み、ＥＭＧ信号がＯＮではない場合はＳ１０５へ進む。
【００４６】
Ｓ１０４においては、他方のガスタービン機関１が故障しているので、１基のガスタービン機関１で、機体の要求出力に応え得るように、つまり正常に運転しているガスタービン機関１の出力軸１７の回転数Ｎ２を目標の回転数Ｎ２ｓとすべく、燃料噴射量の補正量ΔＧｆＨを算出する。これは、Ｓ１００で読込んだ実回転数Ｎ２と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ１０６へ進み、前回の燃料噴射量値Ｇｆ−１にＳ１０４で算出したΔＧｆＨを加算して、今回の燃料噴射量を算出する。なお、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより低い場合は、補正量ΔＧｆＨは正の値となり、Ｇｆは、前回の燃料噴射量に対して増量される。逆に、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより高い場合は、補正量ΔＧｆＨは負の値となり、Ｇｆは、前回の燃料噴射量に対して減量される。
【００４７】
一方、Ｓ１０５においては、２基のガスタービン機関１は正常に運転しているので、２基のガスタービン機関１で、機体の要求出力に応え得るように、つまり２基のガスタービン機関１の出力軸１７の回転数Ｎ２を目標の回転数Ｎ２ｓとすべく、燃料噴射量の補正量ΔＧｆＬを算出する。これは、Ｓ１００で読込んだ実回転数Ｎ２と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ１０７へ進み、前回の燃料噴射量値Ｇｆ−１にＳ１０５で算出したΔＧｆＬを加算して、今回の燃料噴射量を算出する。なお、上述と同様に、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより低い場合は、補正量ΔＧｆＬは正の値となり、Ｇｆは、前回の燃料噴射量に対して増量される。逆に、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより高い場合は、補正量ΔＧｆＬは負の値となり、Ｇｆは、前回の燃料噴射量に対して減量される。
【００４８】
また、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓに対して同じ回転数だけ低い、すなわちＳ１０
４の（Ｎ２ｓ−Ｎ２）の値とＳ１０５の（Ｎ２ｓ−Ｎ２）の値が同じだとすると、Ｓ１０４にて算出される補正量ΔＧｆＨとＳ１０５にて算出されるΔＧｆＬは、補正量ΔＧｆＨの方が多くなるように算出される。これは、正常に運転している１基のみのガスタービン機関１で機体の要求出力に応え得るようにするためである。それゆえ、ガスタービン機関１が故障したことに起因する実回転数Ｎ２の低下を検出して燃料噴射量を決定するのではなく、事前に、ＥＭＧ信号がＯＮとなったことを考慮して燃料噴射量を決定するので、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。
【００４９】
Ｓ１０６及びＳ１０７にて燃料噴射量を算出した後は、Ｓ１０８へ進むが、本ステップにおいては、これまでのステップで算出した燃料噴射量Ｇｆを、次回噴射されるべき量として設定するものである。
【００５０】
上述した燃料噴射量制御ルーチンにしたがって燃料噴射量が制御されるが、燃料噴射量の変化に伴い、ガスジェネレータ１１の回転数が変化することになるので、本実施例においては、ガスジェネレータ１１の回転数を一定とすべく吸気量制御弁１９の開度を制御する。
【００５１】
そして、吸気量制御弁１９の開度を制御するにあたっては、図４のフローチャートに示した吸気量制御弁開度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ＥＣＵ５０の吸気量制御弁開度演算器５３が実行するようにするものである。
【００５２】
まず、Ｓ２００において、ガスジェネレータ１１の回転軸１６の回転数Ｎ１とＥＭＧ信号を読込む。その後、Ｓ２０１へ進み、本ステップにおいて、Ｓ２００にて読込んだ回転軸１６の実回転数Ｎ１が目標の回転数Ｎ１ｓと同じであるか否かを判別する。そして、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓと同じである場合はＳ２０２へ進み、前回の弁の開度α−１を弁の開度αとして算出して、Ｓ２０８へ進む。一方、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓと異なる場合はＳ２０３へ進む。
【００５３】
Ｓ２０３においては、Ｓ２００にて読込んだＥＭＧ信号がＯＮであるか、つまり他方のガスタービン機関１が故障しているか否かを判別する。そして、ＥＭＧ信号がＯＮである場合はＳ２０４へ進み、ＥＭＧ信号がＯＮではない場合はＳ２０５へ進む。
【００５４】
Ｓ２０４においては、弁開度の補正量ΔαＨを算出する。これは、Ｓ２００で読込んだ実回転数Ｎ１と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ２０６へ進み、前回の弁開度α−１にＳ２０４で算出したΔαＨを加算して、今回の弁開度を算出する。
【００５５】
なお、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより高い場合は、補正量ΔαＨは正の値となり、弁開度αは、前回の弁開度に対して大きくなる。これは、コンプレッサ１３の吸気量を増量させ、コンプレッサ１３の負荷を大きくし、回転軸１６の回転数を低くするためである。それゆえ、ＥＭＧ信号がＯＦＦからＯＮになる場合、つまり他方のガスタービン機関１が故障した場合は、上述の燃料噴射量制御ルーチンにて決定される噴射燃料量は増量されるので、回転軸１６の回転数が上昇するが、本ルーチンにて吸気量制御弁１９の開度が大きくなることにより、回転軸１６の回転数が低くなり、目標回転数Ｎ１ｓに収束することとなる。逆の理由から、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより低い場合は、補正量ΔαＨは負の値となり、弁開度αは、前回の弁開度に対して小さくなるように制御される。
【００５６】
一方、Ｓ２０５においては、弁開度の補正量ΔαＬを算出する。これは、Ｓ２００で読込んだ実回転数Ｎ１と予め定められたマップに基づいて算出するものであるが、本ステッ
プでは、２基のガスタービン機関１が正常に作動しているので、Ｓ２０４で用いるマップとは異なるマップを用いて算出するものである。これは、上述したように、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓに対して同じ回転数だけ低いとすると、Ｓ１０４にて算出される補正量ΔＧｆＨがＳ１０５にて算出されるΔＧｆＬよりも多くなるように算出されることから、この燃料の変化量の相異に応じて弁開度も異なるようにするためである。
【００５７】
その後、Ｓ２０７へ進み、前回の弁開度α−１にＳ２０５で算出したΔαＬを加算して、弁開度αを算出する。なお、上述と同様に、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより高い場合は、補正量ΔαＬは正の値となり、弁開度αは、前回の弁開度に対して大きくなり、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより低い場合は、補正量ΔαＬは負の値となり、弁開度αは、前回の弁開度に対して小さくなる。
【００５８】
Ｓ２０６及びＳ２０７にて弁開度を算出した後は、Ｓ２０８へ進むが、本ステップにおいては、これまでのステップで算出された吸気量制御弁１３の弁開度αを、次回の弁開度として設定するものである。
【００５９】
このように、燃料噴射量制御及び吸気量制御弁の開度制御を実行することにより、１基のみのガスタービン機関１での運転時、２基での運転時、及びファンブレードのピッチ角の状態によりガスタービン機関１の出力が変化したとしても、ガスジェネレータ１１の回転数を一定にすることができる。
【００６０】
次に、本実施例に係るガスタービン機関１の作動線について図５を用いて説明する。
【００６１】
ガスタービン機関１の性能特性は一般的に図５に示すコンプレッサマップ上で表現される。横軸は修正空気流量であり、縦軸はコンプレッサ１３に吸入される空気の圧力Ｐ０とコンプレッサ１３から排出される圧縮空気の圧力Ｐ３の圧力比Ｐ３／Ｐ０を示す。又、図５中のパラメータとしてはコンプレッサ１３の回転数を表すが、コンプレッサ１３はコンプレッサ駆動タービン１５で駆動されることから、ガスジェネレータ１１の回転数と同じである。
【００６２】
本実施例においては、上述したように、燃料噴射量制御及び吸気量制御弁の開度制御をすることにより、１基のみのガスタービン機関１での運転時、２基での運転時、及びファンブレードのピッチ角の状態によりガスタービン機関１の出力が変化したとしても、ガスジェネレータ１１の回転数を一定にすることができるので、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障し、１基のガスタービン機関１のみで機体の要求する推力に応える必要が生じた場合においても、図５に示すように、ガスタービン機関１の作動線は、２基の場合と同一の回転数上を移動する。
【００６３】
そして、本実施例ではファン３の駆動を２基のガスタービン機関１の出力で行うようにしているが、ガスタービン機関１は、本来、１基で機体の要求推力に応え得る出力を発生できるものである。従って、２基のガスタービン機関１で機体の要求する推力に応える場合には、各々のガスタービン機関１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。
【００６４】
また、上述したように、機体の推力は、ファンブレードのピッチ角と回転数によるので、ファン３の回転数を一定に保ったとしても、機関出力はファンブレードのピッチ角によって異なる。そして、ピッチ角が有効作動範囲における最小の場合には推力は殆ど発生しないので、機関出力を絞る必要がある。一方、ピッチ角が最大の場合には大きな推力を要求されるので、機関出力を増加させる必要がある。
【００６５】
これらより、２基のガスタービン機関１がともに正常である場合で、ファンブレードのピッチ角が最小の場合と最大の場合の作動線を図５中に示すと図のような点となる。また、１基のガスタービン機関１が故障し、１基のみで機体の要求出力に応えている場合で、ファンブレードのピッチ角が中間の場合の作動線を図５中に示すと図のような点となる。
【００６６】
これに対して、従来のように、ガスタービン機関１のコンプレッサ１３の吸気流路１８に吸気量制御弁１９を備えないために吸気量を調節できない場合は、２基共に正常に作動しているときに部分負荷運転をするには、ガスジェネレータの回転数を低下せざるを得ないので、図６に示した作動点となる。
【００６７】
それゆえ、２基での運転時から１基のガスタービン機関１が故障した場合には、他の１基のガスタービン機関のみで機体の要求する推力に応える必要が生じるので、正常時のガスタービン機関の作動点よりもガスジェネレータの回転数を上昇させなければならない。
【００６８】
以上のことより、従来では機体が要求する推力に応じてガスジェネレータの回転数を変化させる必要があるので、ガスタービン機関１が１基故障した場合には、機体が出力不足状態となり、復帰に時間がかかることも相まって、機体の高度低下が発生することになるおそれがあるが、本実施例においては、１基のみのガスタービン機関１での運転時あるいは２基での運転時にかかわらず、ガスジェネレータの回転数を一定にすることができるので、機関出力の低下時間を極力抑えることができる。これは、本実施例における出力の増加に寄与しているのは、吸気量制御弁の開度が大きくなることによるガスジェネレータ１１ヘの吸気量増加と燃料噴射量増加によるものであり、ともにガスジェネレータ１１の回転数を上昇させるのと比較すると、応答性が非常に良いからである。
【００６９】
次に、本実施例に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示すと図７のようになる。本図の横軸は経過時間を示している。時間ｔ１までは、２基のガスタービン機関１が正常に運転している状態を示しており、時間ｔ１以降が、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した状態を示している。本実施例においては、前述したように基本的に出カタービン１２の回転数とガスジェネレータ１１の回転数を一定とするための燃料噴射量制御と吸気量制御弁開度制御を行っているので、ファンによる推力を調整するためのファンブレードのピッチ角の変更があっても吸気量制御弁１９の開度が自動的に調整され、出カタービン１２の回転数、及びガスジェネレータ１１の回転数が規定値に保たれる。
【００７０】
一方、時間ｔ１において、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した場合には、正常な他方のガスタービン機関１のみで機体の要求出力に応える必要がある。１基故障時には、機体の要求出力に対して一時的にガスタービン機関１の出力不足となり、出力タービン１２の回転数は低下しようとするが、本実施例では、燃料噴射量が増量され、機関出力が増加される。一方、燃料噴射量が増量されると、コンプレッサ駆動タービン１５の回転数、つまりガスジェネレータ１１の回転数が高くなるが、本実施例によれば、吸気量制御弁１９の開度が開き側に作動され、ガスジェネレータ１１の回転数が維持されることになる。したがって、結果として出カタービン１２の回転数、及びガスジェネレータ１１の回転数を変化させずに出力復帰させることができる。
【実施例２】
【００７１】
本実施例に係るガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示したのが図８である。本図に示すように、本実施例においては、実施例１の吸気量制御弁１９の代わりに、コンプレッサ駆動タービン１５から出力タービン１２に至るガス流路６１に、コンプレッサ駆動タービン１５と出力タービン１２へ係るガス圧力比を調節するガス圧力比調節手段６２を備えたものである。
【００７２】
このガス圧力比調節手段６２は、図９に示すように、その角度を変更可能な可変静翼を円周方向に有しており、静翼間のスロート面積を変化させることにより、コンプレッサ駆動タービン１５と出力タービン１２へ係るガスの圧力比を調節することが可能となっている。それゆえ、可変静翼の角度を変化させることにより、コンプレッサ駆動タービン１５と出力タービン１２に係る膨張比の比率を変化させることができる。
【００７３】
すなわち、スロート面積が小さくなるように、つまり可変静翼の角度θが小さくなるように変化させると、出力タービン１２側の膨張比が大きくなり、出力タービン１２の出力は大きくなる。逆に、コンプレッサ駆動タービン１５側の膨張比は小さくなり、コンプレッサ駆動タービン１５の出力は小さくなる。
【００７４】
一方、スロート面積が大きくなるように、つまり可変静翼の角度θが大きくなるように変化させると、出力タービン１２側の膨張比が小さくなり、出力タービン１２の出力は小さくなる。逆に、コンプレッサ駆動タービン１５側の膨張比は大きくなり、コンプレッサ駆動タービン１５の出力は大きくなる。
【００７５】
また、図１０に示すように、ＥＣＵ５０には、実施例１における吸気量制御弁開度演算器５３の代わりに、可変静翼角度演算器５７が備えられている。その他の構成は実施例１と同一であり、同一の構成部品については、図１と同一の符号を付し、その説明は省略する。
【００７６】
そして、本実施例においては、パイロットの操縦等により機体に要求される推力が変化することにより、ファン３のファンブレードのピッチ角が変化したとしても、基本的に出力タービン１２の回転数を一定とすべくガス圧力比調節手段６２の可変静翼の角度を制御する。
【００７７】
そして、可変静翼の角度を制御するにあたっては、図１１のフローチャートに示した可変静翼角度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ＥＣＵ５０の可変静翼角度演算器５７が実行するものである。
【００７８】
まず、Ｓ３００において、出力タービン１２の出力軸１７の回転数Ｎ２とＥＭＧ信号を読込む。その後、Ｓ３０１へ進み、本ステップにおいて、Ｓ３００にて読込んだ出力軸１７の実回転数Ｎ２が目標の回転数Ｎ２ｓと同じであるか否かを判別する。そして、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓと同じである場合はＳ３０２へ進み、前回の可変静翼角度θ−１を可変静翼角度θと算出して、Ｓ１０８へ進む。一方、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓと異なる場合はＳ３０３へ進む。  
【００７９】
Ｓ３０３においては、Ｓ３００にて読込んだＥＭＧ信号がＯＮであるか、つまり他方のガスタービン機関１が故障しているか否かを判別する。そして、ＥＭＧ信号がＯＮである場合はＳ３０４へ進み、ＥＭＧ信号がＯＮではない場合はＳ３０５へ進む。
【００８０】
Ｓ３０４においては、他方のガスタービン機関１が故障しているので、１基のガスタービン機関１で、機体の要求出力に応え得るように、つまり正常に運転しているガスタービン機関１の出力軸１７の回転数Ｎ２を目標の回転数Ｎ２ｓとすべく、可変静翼角度の補正量ΔθＨを算出する。これは、Ｓ３００で読込んだ実回転数Ｎ２と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ３０６へ進み、前回の可変静翼角度θ−１にＳ３０４で算出したΔθＨを加算して、可変静翼角度θを算出する。
【００８１】
なお、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより高い場合は、補正量ΔθＨは正の値となり、角度θは、前回の角度に対して大きくなる。これは、可変静翼をスロート面積が大きく
なるように作動させ、出力タービン１２に流入するガスの膨張比を小さくすることで、出力タービン１２の出力を低下させ、回転軸１７の回転数を目標回転数になるようにするためである。逆の理由から、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより低い場合は、補正量ΔθＨは負の値となり、角度θは、前回の角度に対して小さくなるように制御される。
【００８２】
一方、Ｓ３０５においては、２基のガスタービン機関１は正常に運転しているので、２基のガスタービン機関１で、機体の要求出力に応え得るように、つまり２基のガスタービン機関１の出力軸１７の回転数Ｎ２を目標の回転数Ｎ２ｓとすべく、可変静翼角度の補正量ΔθＬを算出する。これは、Ｓ３００で読込んだ実回転数Ｎ２と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ３０７へ進み、前回の可変静翼角度θ−１にＳ３０５で算出したΔθＬを加算して、今回の可変静翼角度を算出する。なお、上述と同様に、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより高い場合は、補正量ΔθＬは正の値となり、可変静翼の角度θは、前回の角度θ−１に対して大きくなる。実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓより低い場合は、補正量ΔθＬは負の値となり、θは、前回の角度θ−１に対して小さくなる。
【００８３】
また、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓに対して同じ回転数だけ低い、すなわちＳ３０４の（Ｎ２ｓ−Ｎ２）の値とＳ３０５の（Ｎ２ｓ−Ｎ２）の値が同じだとすると、Ｓ３０４にて算出される補正量ΔθＨの絶対値とＳ３０５にて算出されるΔθＬの絶対値は、補正量ΔθＨの絶対値の方が大きくなるように算出される。これは、正常に運転している１基のみのガスタービン機関１で機体の要求出力に応え得るようにするためである。それゆえ、ガスタービン機関１が故障したことに起因する実回転数Ｎ２の低下を検出して可変静翼の角度を決定するのではなく、事前に、ＥＭＧ信号がＯＮとなったことを考慮して可変静翼の角度を決定するので、機関出力の低下を防止できるか、あるいは機関出力の低下時間を短くすることができる。
【００８４】
Ｓ３０６及びＳ３０７にて可変静翼の角度を算出した後は、Ｓ３０８へ進むが、本ステップにおいては、これまでのステップで算出した可変静翼の角度θを、次回の可変静翼の角度として設定するものである。
【００８５】
上述した可変静翼角度制御ルーチンにしたがって可変静翼の角度が制御されるが、可変静翼の角度の変化に伴い、コンプレッサ駆動タービン１５の出力が変化し、ガスジェネレータ１１の回転数が変化することになるので、本実施例においては、ガスジェネレータ１１の回転数を一定とすべく燃料噴射量を制御する。
【００８６】
そして、本実施例において燃料噴射量を制御するにあたっては、図１２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ＥＣＵ５０の燃料噴射量演算器５２が実行するようにするものである。
【００８７】
まず、Ｓ４００において、ガスジェネレータ１１の回転軸１６の回転数Ｎ１とＥＭＧ信号を入力する。その後、Ｓ４０１へ進み、本ステップにおいて、Ｓ４００にて読込んだ回転軸１６の実回転数Ｎ１が目標の回転数Ｎ１ｓと同じであるか否かを判別する。そして、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓと同じである場合はＳ４０２へ進み、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１を燃料噴射量Ｇｆと算出して、Ｓ４０８へ進む。一方、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓと異なる場合はＳ４０３へ進む。  
【００８８】
Ｓ４０３においては、Ｓ４００にて読込んだＥＭＧ信号がＯＮであるか否かを判別し、ＥＭＧ信号がＯＮである場合はＳ４０４へ進み、ＥＭＧ信号がＯＮではない場合はＳ４０５へ進む。
【００８９】
Ｓ４０４においては、燃料噴射量の補正量ΔＧｆＨを算出する。これは、Ｓ４００で読込んだ実回転数Ｎ１と予め定められたマップに基づいて算出するものである。その後、Ｓ４０６へ進み、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１にＳ４０４で算出したΔＧｆＨを加算して、燃料噴射量Ｇｆを算出する。
【００９０】
なお、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより低い場合は、回転軸１６の回転数を高くするために、補正量ΔＧｆＨは正の値となり、燃料噴射量Ｇｆは、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１に対して増量される。それゆえ、ＥＭＧ信号がＯＦＦからＯＮになる場合、つまり他方のガスタービン機関１が故障した場合は、上述の可変静翼角度制御ルーチンにて決定される可変静翼の角度は小さくなるので、コンプレッサ駆動タービン１５の出力が低下し、回転軸１６の回転数が低下するが、本ルーチンにて燃料噴射量が増量されることにより、回転軸１６の回転数が高くなり、目標回転数Ｎ１ｓに収束することとなる。逆の理由から、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより高い場合は、補正量ΔＧｆＨは負の値となり、燃料噴射量Ｇｆは、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１に対して減量されるように制御される。
【００９１】
一方、Ｓ４０５においては、燃料噴射量の補正量ΔＧｆＬを算出する。これは、Ｓ４０４と同様にＳ４００で読込んだ実回転数Ｎ１と予め定められたマップに基づいて算出するものであるが、本ステップには、２基のガスタービン機関１が正常に作動しているので、Ｓ４０４で用いるマップとは異なるマップを用いて算出するものである。これは、上述したように、実回転数Ｎ２が目標回転数Ｎ２ｓに対して同じ回転数だけ低いとすると、Ｓ３０４にて算出される補正量ΔθＨの絶対値とＳ３０５にて算出されるΔθＬの絶対値は、補正量ΔθＨの絶対値の方が大きくなるように算出されることから、この可変静翼の角度の変化量の相異に応じて燃料噴射量も異なるようにするものである。
【００９２】
その後、Ｓ４０７へ進み、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１にＳ４０５で算出したΔＧｆＬを加算して、燃料噴射量Ｇｆを算出する。なお、上述と同様に、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより高い場合は、補正量ΔＧｆＬは負の値となり、燃料噴射量Ｇｆは、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１に対して減量され、実回転数Ｎ１が目標回転数Ｎ１ｓより低い場合は、補正量ΔＧｆＬは正の値となり、Ｇｆは、前回の燃料噴射量Ｇｆ−１対して増量される。
【００９３】
Ｓ４０６及びＳ４０７にて燃料噴射量を算出した後は、Ｓ４０８へ進むが、本ステップにおいては、これまでのステップで算出した燃料噴射量Ｇｆを、次回噴射されるべき量として設定するものである。
【００９４】
このように、可変静翼角度及び燃料噴射量制御を実行することにより、１基のみのガスタービン機関１での運転時、２基での運転時、及びファンブレードのピッチ角の状態によりガスタービン機関１の出力が変化したとしても、ガスジェネレータ１１の回転数を一定にすることができる。
【００９５】
それゆえ、本実施例における構成においても、実施例１と同様に、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障し、１基のガスタービン機関１のみで機体の要求する推力に応える必要が生じた場合においても、図１３に示すように、ガスタービン機関１の作動点は、２基の場合と同一の回転数上を移動する。
【００９６】
また、本実施例における出力の増加に寄与しているのは、可変静翼角度が小さくなることによる出力タービンの出力の増加と燃料噴射量増加によるものであり、ともにガスジェネレータ１１の回転数を上昇させるのと比較すると、応答性は非常に良い。
【００９７】
したがって、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した場合にも、機関出力の低
下時間を抑えることができ、機体の高度低下を防止することができる。
【００９８】
次に、本実施例に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示すと図１４のようになる。本図の横軸は経過時間を示している。時間ｔ１までは、２基のガスタービン機関１が正常に運転している状態を示しており、時間ｔ１以降が、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した状態を示している。本実施例においては、前述したように基本的に出カタービン１２の回転数とガスジェネレータ１１の回転数を一定とするための可変静翼角度制御と燃料噴射量制御を行っているので、ファンによる推力を調整するためのファンブレードのピッチ角の変更があっても吸気量制御弁１９の開度が自動的に調整され、出カタービン１２の回転数、及びガスジェネレータ１１の回転数が規定値に保たれる。
【００９９】
一方、時間ｔ１において、２基のガスタービン機関１の内の１基が故障した場合には、正常な他方のガスタービン機関１のみで機体の要求出力に応える必要がある。１基故障時には、機体の要求出力に対して一時的にガスタービン機関１の出力不足となり、出力タービン１２の回転数は低下しようとするが、本実施例によれば、スロート面積が小さくなるように可変静翼が作動し出力タービンの出力が増加される。一方、可変静翼のスロート面積が小さくなるとコンプレッサ駆動タービン１５側の膨張比の低下からガスジェネレータ１１の回転数が一時的に低下しようとするが、本実施例によれば、燃料噴射量が増量されてガスジェネレータ１１の回転数が維持されることになる。したがって、結果として出カタービン１２の回転数、及びガスジェネレータ１１の回転数を変化させずに出力復帰させることができる。
【図面の簡単な説明】
【０１００】
【図１】実施例１に係る二軸式ガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示す図である。
【図２】実施例１に係るＥＣＵの概略構成を示す図である。
【図３】実施例１に係る燃料噴射量制御ルーチンを示すフローチャート図である。
【図４】実施例１に係る吸気量制御弁開度制御ルーチンを示すフローチャート図である。
【図５】実施例１に係るガスタービン機関の作動線をコンプレッサマップ上に示す図である。
【図６】従来技術に係るガスタービン機関の作動線をコンプレッサマップ上に示す図である。
【図７】実施例１に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示す図である。
【図８】実施例２に係るガスタービン機関の制御装置を適用する飛行体の概略構成を示す図である。
【図９】実施例２に係る可変静翼の概略構成を示す図である。
【図１０】実施例２に係るＥＣＵの概略構成を示す図である。
【図１１】実施例２に係る可変静翼角度制御ルーチンを示すフローチャート図である。
【図１２】実施例２に係る燃料噴射量制御ルーチンを示すフローチャート図である。
【図１３】実施例２に係るガスタービン機関の作動線をコンプレッサマップ上に示す図である。
【図１４】実施例２に係る飛行体及びガスタービン機関の作動を時系列に示す図である。
【図１５】従来技術に係る二軸式ガスタービン機関を備えた飛行体の概略構成を示す図である。
【符号の説明】
【０１０１】
１  ガスタービン機関
２  減速機
３  ファン
１１  ガスジェネレータ
１２  出力タービン
１３  コンプレッサ
１４  燃焼器
１５  コンプレッサ駆動タービン
１６、１７  回転軸
１８  吸気流路
１９  吸気量制御弁
２１、２２  軸平行歯車
２３、２６  中間軸
２４、２５、２７、２８  交さ軸歯車
２９  出力軸
４１、４２  回転角センサ
５０  ＥＣＵ
６１  ガス流路
６２  ガス圧力比調節手段
【図１】
2005106016.tif 000003
【図２】
2005106016.tif 000004
【図３】
2005106016.tif 000005
【図４】
2005106016.tif 000006
【図５】
2005106016.tif 000007
【図６】
2005106016.tif 000008
【図７】
2005106016.tif 000009
【図８】
2005106016.tif 000010
【図９】
2005106016.tif 000011
【図１０】
2005106016.tif 000012
【図１１】
2005106016.tif 000013
【図１２】
2005106016.tif 000014
【図１３】
2005106016.tif 000015
【図１４】
2005106016.tif 000016
【図１５】
2005106016.tif 000017