(57)【要約】【課題】ガスタービンエンジン作動流体流路(7)内における限界ガス温度(EGT)を維持するための方法及びシステムの提供【解決手段】本方法及びシステムは、ガス温度を監視することとガス温度が所定の温度限界値又はエンジン運転中に計算した温度限界値を超えたときに１以上のエンジンパラメータを調整することとにより達成される。パラメータは、高圧及び低圧タービンノズル流れ面積(42,52)、ファン及びコア流れ面積(62,72)並びにロータ速度(N)を含むエンジンパラメータの群のうちの１以上を含む。パラメータはエンジン運転中にガス温度を温度限界値より下に低下させるように調整される。限界ガス温度はタービン排気ガス温度とすることができる。タービンノズル流れ面積は可変ノズルベーンにより調整でき、ファン及びコア排気ノズル流れ面積は各々平行移動可能なファンノズルカウリング及び平行移動可能なコアノズルプラグにより調整できる。【選択図】      図４
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスタービンエンジン（１０）のエンジン作動流体流路（７）内における限界ガス温度（ＥＧＴ）を維持する方法であって、
エンジン運転中に前記ガスタービンエンジン流路内のガス温度を監視する段階と、
エンジン運転中にガス温度が所定の温度限界値又はエンジン運転中に計算した計算温度限界値を超えたときに、高圧及び低圧タービンノズル流れ面積（４２、５２）並びにロータ速度（Ｎ）を含むエンジンパラメータの群から選択した１つ又はそれ以上のエンジンパラメータを調整する段階と、
エンジン運転中に前記１つ又はそれ以上のパラメータを調整してガス温度を前記温度限界値より下に低下させる段階と、
を含む方法。
【請求項２】
前記高圧及び／又は低圧タービンノズル流れ面積（４２、５２）が、それぞれ可変高圧及び／又は低圧タービンノズルベーン（１１０、１２０）を使用して調整される、請求項１記載の方法。
【請求項３】
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機用ガスタービンエンジンであり、前記エンジンパラメータの群が、ファン及びコア流れ面積（６２、７２）をさらに含む、請求項１記載の方法。
【請求項４】
前記ファン流れ面積（６２）が、前記エンジン（１０）のバイパスダクトのファン出口（１９）におけるファン排気ノズル（１７）において、外側カウル（６６）を軸方向に前方及び後方に平衡移動させることによって調整される、請求項３に記載の方法。
【請求項５】
前記コア流れ面積（７２）が、エンジン（１０）のコア排気ノズル（７６）において、ノズルプラグ（８２）を軸方向に前方及び後方に平行移動させることによって調整される、請求項３記載の方法。
【請求項６】
前記作動流体流路（７）が、高温タービン流路（１３）である、請求項１記載の方法。
【請求項７】
前記限界ガス温度が、排気ガス温度（ＥＧＴ）である、請求項６記載の方法。
【請求項８】
ガスタービンエンジン（１０）のガスタービンエンジン流路（１３）内における限界ガス温度（ＥＧＴ）を維持するためのシステムであって、
エンジン運転中に前記ガスタービンエンジン流路（１３）内のガス温度を測定するように該ガスタービンエンジン流路内に配置されかつ電子コントローラ（４８）に接続された１つ又はそれ以上の温度測定センサを含み、
前記電子コントローラ（４８）が、ガス温度を監視し、かつエンジン運転中にガス温度が所定の温度限界値又はエンジン運転中に該コントローラによって計算した計算温度限界値を超えたときに、高圧及び低圧タービンノズル流れ面積（４２、５２）並びにロータ速度（Ｎ）を含むエンジンパラメータの群から選択した１つ又はそれ以上のエンジンパラメータを調整するように動作可能であり、
前記電子コントローラ（４８）が、エンジン運転中に前記１つ又はそれ以上のパラメータを調整してガス温度を前記温度限界値より下に低下させるように動作可能である、
システム。
【請求項９】
前記高圧及び／又は低圧タービンノズル流れ面積（４２、５２）が、それぞれ可変高圧及び／又は低圧タービンノズルベーン（１１０、１２０）によって調整可能であり、前記可変高圧及び／又は低圧タービンノズルベーン（１１０、１２０）が、前記コントローラ（４８）に作動可能に接続される、請求項８記載のシステム。
【請求項１０】
前記ガスタービンエンジン（１０）が、航空機用ガスタービンエンジンであり、前記航空機用ガスタービンエンジンが、
該エンジンのファン（１４）を囲むファンバイパスダクト（１５）と、
前記ファンバイパスダクト（１５）のファン出口（１９）におけるファン排気ノズル（１７）と、
該エンジン（１０）のコア排出ダクト（７４）内の可変面積コア排気ノズル（７６）と、を含み、
前記エンジンパラメータの群が、それぞれ前記ファン及びコア排気ノズル（１７、７６）内部のファン及びコア流れ面積（６２、７２）をさらに含む、
請求項９記載のシステム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンエンジン及び流路温度マージンを維持することに関し、より具体的には、エンジンが定期オーバホールメンテナンスに達するまで飛行時間を延ばすのに十分なＥＧＴマージンのような温度マージンを維持するためのシステム及び方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
ガスタービンエンジンは、流路ガス温度マージンの範囲内で作動するように設計される。高温流路部品は、長時間にわたる運転の間に劣化を受ける。エンジン制御装置は、部品劣化を補いかつエンジン出力要件を満たすようにエンジンを自動的に調整するために使用される。このことは一般的に、高温流路ガス温度を上昇させ、従って排気ガス温度（ＥＧＴ）マージンのような温度マージンを低下させることになる。エンジンは、温度マージンが所定の閾値以下に低下したときには、整備されなければならない。この整備は一般的に、エンジンが整備設備においてオーバホールされたときに実施される。オーバホールの間に、様々な劣化及び損傷エンジン部品が交換され、それによって温度マージンが回復する。そのようなオーバホールは、高価かつ時間が掛かるものである。
【０００３】
米国特許第６，６８１，５５８号には、流路温度マージンを回復させるための整備の間隔時間を延ばすために、ノズル面積及びロータ速度を含むエンジンパラメータの第１の群から選択した少なくとも１つのエンジンパラメータを調整することを含む方法が記載されている。この方法は、流路温度マージンを回復させるためのオーバホールの回数及び頻度を減少させることによって大きな節約を達成するように設計されている。この方法はまた、さらに大きな節約のためにこれらのオーバホールを定期設備又は機体メンテナンス時期に或いはエンジン内部の寿命限定部品の交換時期に一致させるのを可能にするように設計されている。
【０００４】
さらに、寿命限定部品は、必要な時期よりも早くつまりエンジンがエンジンガス温度マージンを回復させるためにオーバホールされた時に交換されることもあるので、寿命限定部品の最適な使用は達成されない。それらの寿命が完全に使い尽くされる前に寿命限定部品を交換することは、エンジン寿命全体の間により多くの部品を使用することを必要とし、それにより運転経費が増加する。より頻繁な交換計画に合致するように予備部品の在庫を維持することは、経費をさらに増加させる。従って、エンジンを取り外さずに整備によりエンジンガス温度マージンを回復させることは、大きな節約をもたらすことができると予測される。
【特許文献１】米国特許第６，６８１，５５８号公報
【特許文献２】米国特許第４，１３２，０６８号公報
【特許文献３】米国特許第５，２５９，１８７号公報
【特許文献４】米国特許第５，７７８，６５９号公報
【特許文献５】米国特許第５，８３３，１４０号公報
【特許文献６】米国特許第５，９３１，６３６号公報
【特許文献７】米国特許第６，９６６，１７５号公報
【特許文献８】米国特許第６，９８３，５８８号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
航空機用ガスタービンエンジンにおける最適なブレード先端クリアランスをシール及び／又はブレード先端の交換又は改修の間隔の間において可能な限り保持又は回復させることができることが強く望まれている。また、磨耗によるブレード先端クリアランスの増大に起因したエンジン性能の低下を正確にかつ自動的に補償することが強く望まれている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
ガスタービンエンジンのエンジン作動流体流路内における限界ガス温度（ＥＧＴ）を維持するためのシステム及び方法は、エンジン運転中にガスタービンエンジン流路内のガス温度を監視することと、エンジン運転中に１つ又はそれ以上のエンジンパラメータを調整することとを含む。１つ又はそれ以上のエンジンパラメータは、高圧及び低圧タービンノズル流れ面積並びにロータ速度を含むエンジンパラメータの群から選択される。調整は、ガス温度が所定の温度限界値又は計算温度限界値を超えたときに行われる。計算温度限界値は、エンジン運転中に計算される。１つ又はそれ以上のパラメータは、エンジン運転中にガス温度を温度限界値より下に低下させるように調整される。
【０００７】
高圧及び／又は低圧タービンノズル流れ面積は、それぞれ可変高圧及び／又は低圧タービンノズルベーンを使用して調整することができる。ガスタービンエンジンは、航空機用ガスタービンエンジンとすることができ、エンジンパラメータの群はさらに、ファン及びコア流れ面積を含む。ファン流れ面積は、エンジンのバイパスダクトのファン出口におけるファン排気ノズルにおいて、外側カウルを軸方向に前方及び後方に平行移動させることによって調整することができる。コア流れ面積は、エンジンのコア排気ノズルにおいて、ノズルプラグを軸方向に前方及び後方に平行移動させることによって調整することができる。作動流体流路は、高温タービン流路とすることができ、また限界ガス温度は、排気ガス温度（ＥＧＴ）とすることができる。
【０００８】
本発明の上述の態様及び他の特徴は、添付の図面と関連させて以下の説明において説明する。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
図１及び図２に断面図で概略的に示すのは、リアルタイム連続式流路ガス温度マージン制御システム１２を含むガスタービンエンジン１０の第１の例示的な実施形態である。本明細書に示す制御システム１２は、エンジン１０のエンジン作動流体流路７の高温タービン流路１３における排気ガス温度（ＥＧＴ）を使用する。作動流体流路７の他の部分からの他の流路ガス温度を使用することができ、また他のガス温度マージンも使用することができる。本明細書に示すエンジンは、航空機用ガスタービンエンジン１０であり、リアルタイム連続式流路ガス温度マージン制御システム１２を使用することができるガスタービンエンジンの典型的なものである。そのようなエンジンには、例えば舶用及び産業用ガスタービンエンジンが含まれる。
【００１０】
本流路ガス温度マージン制御システム１２及びその作動の方法は、流路に沿った高温部品の劣化を招く流路内の高温度を範囲内に制限するために使用される。本温度マージン制御システム１２は、流路温度マージンを回復させるためのオーバホールの回数及び頻度を減少させることによって大きな節約を達成するように設計される。本システム及び方法はまた、このオーバホールを定期設備又は機体メンテナンス時期に或いはエンジン内部の寿命限定部品の交換時期に一致させるのを可能にするように使用することができる。
【００１１】
エンジン１０は、直列の流れ関係で、ファン１４、ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）１６、高圧圧縮機（ＨＰＣ）１８、燃焼セクション２０、高圧タービン（ＨＰＴ）２２、及び低圧タービン（ＬＰＴ）２４を有する。ＨＰＴ２２は、ＨＰＣ１８に駆動結合され、またＬＰＴ２４は、ＬＰＣ１６及びファン１４に駆動結合される。ＨＰＴ２２は、ＨＰＴロータ３０の周辺部に取り付けられたＨＰＴタービンブレード３４を有するＨＰＴロータ３０を含む。ＬＰＴ２４は、ＬＰＴロータ３２の周辺部に取り付けられたＬＰＴタービンブレード３６を有するＬＰＴロータ３２を含む。高温タービン流路１３は、ＨＰＴ２２のＨＰＴ入口３１から下流方向にＬＰＴ２４のＬＰＴ出口３３まで延びる。ＬＰＴ出口３３はまた、コア排出口とも呼ばれる。ファンバイパスダクト１５は、ファン１４及びブースタ又は低圧圧縮機１６を囲み、また該バイパスダクト１５のファン出口１９にそれを通してファンバイパス空気２３がエンジン１０から排気されるファン排気ノズル１７を含む。しばしば全自動デジタルエンジン制御装置（ＦＡＤＥＣ）と呼ばれるディジタル電子エンジン制御システムとして本明細書で説明する電子コントローラ４８は、エンジン運転をその大部分にわたって制御する。
【００１２】
エンジン１０によって生成される出力は、流路面積のような様々なエンジンパラメータに応じて決まる。これらのパラメータの幾つかは、エンジンが設計されかつ組み立てられたときに設定される。燃料流量のような他のパラメータは、エンジン運転中にコントローラ４８のような複合エンジン制御システムによって所望の出力を得るように調整することができる。これらの制御システムはまた、ロータ速度、流路温度及び流路圧力のような様々なエンジンパラメータを監視する。本リアルタイム連続式流路ガス温度マージン制御システム１２及び方法により、高温タービン流路１３のようなガスタービンエンジン流路内における排気ガス温度（ＥＧＴ）などの限界ガス温度が維持される。
【００１３】
排気ガス温度（ＥＧＴ）は、１つ又はそれ以上の熱電対２１或いは他の温度測定センサによって、低圧タービン２４の第１及び第２段２５、３５間において測定される。ガスタービンエンジン流路内のガス温度は、エンジン１０の運転中に連続的に監視される。１つ又はそれ以上のエンジンパラメータは、ガス温度が所定の又は計算したエンジン運転温度限界値を超えたときに調整される。エンジンパラメータには、高圧及び低圧タービン流れ面積４２、５２、ファン及びコア流れ面積６２、７２（図２、図５及び図６に示す）、並びにロータ速度Ｎが含まれる。本明細書では、ロータ速度Ｎは、ＨＰＣ１８に駆動結合されたＨＰＴ２２を含む高圧ロータ３０の速度として説明する。１つ又はそれ以上のパラメータは、エンジン運転中にガス温度を温度限界値より下に低下させるようにリアルタイムで連続的又は周期的に調整される。
【００１４】
ＨＰＴ２２はさらに、燃焼セクション２０の下流かつＨＰＴタービンブレード３４の上流に配置された可変高圧タービンノズルベーン１１０の列によって変化させられる可変ＨＰＴ流れ面積４２を有するＨＰＴノズル４０を含む。可変高圧タービンノズルベーン１１０は、枢動可能である。ＨＰＴ作動システム４４は、ＨＰＴ流れ面積４２を変化させるために設けられる。ＨＰＴ作動システム４４は、ＨＰＴ作動レバー及びＨＰＴユニゾンリング（図示せず）によってＨＰＴアクチュエータ１１４に結合されているノズルベーン１１０を含む。ＨＰＴ作動システム４４は、ＨＰＴノズルベーン１１０を枢動させ、従ってＨＰＴノズルベーン１１０を開及び閉してＨＰＴ流れ面積４２をそれぞれ増大及び減少させるように使用される。
【００１５】
ＬＰＴ２４はさらに、高圧タービン２２の下流かつＬＰＴタービンブレード３６の上流に配置された可変ＬＰＴ流れ面積５２及び低圧タービンノズルベーン１２０の列を有するＬＰＴノズル６０を含む。低圧タービンノズルベーン１２０は、可変かつ枢動可能である。ＬＰＴ作動システム５４は、ＬＰＴ流れ面積５２を変化させるために設けられる。ＬＰＴ作動システム５４は、ＬＰＴ作動レバー及びＬＰＴユニゾンリング（図示せず）によってＬＰＴアクチュエータ１２４に結合されているＬＰＴノズルベーン１２０を含む。ＬＰＴ作動システム５４は、ＬＰＴノズルベーン１２０を枢動させ、従ってＬＰＴノズルベーン１２０を開及び閉してＬＰＴ流れ面積５２をそれぞれ増大及び減少させるように使用される。
【００１６】
図３、図４及び図５に示すのは、ガスタービンエンジン１０の第２の例示的な実施形態であり、この第２の実施形態では、本リアルタイム連続式流路ガス温度マージン制御システム１２はさらに、ファンバイパスダクト１５内に設置された可変ファン流れ面積６２と、後で説明する可変コア流れ面積７２とを含む。ファン流れ面積６２は、本明細書ではファン出口１９におけるファン排気ノズル１７において設置されているものとして例示しており、従ってファン排気ノズル流れ面積である。ファン流れ面積６２を変化させる幾つかの方法が、公知である。本明細書に示す１つのそのような方法は、図３に示す外側カウル線形アクチュエータ６８を用いてファン排気ノズル１７において外側カウル６６を軸方向に前方及び後方に平行移動させることによってファン流れ面積６２を変化させる、従って可変面積ファン排気ノズル１７を構成するファンノズル面積作動システム６４を使用する。
【００１７】
図３、図４及び図５を参照すると、外側カウル６６が実線で示す軸方向後方位置に位置したときに、ファン流れ面積６２は、ファン排気ノズル１７のスロート部６９において大きいＬとなる。外側カウル６６が破線で示す軸方向前方位置に位置したときに、ファン流れ面積６２は、ファン排気ノズル１７のスロート部６９において小さいＳとなる。外側カウル６６は、ファンバイパスダクト１５の半径方向外側の境界となる。それに代えて、ファンバイパスダクト１５の半径方向内側の境界となる内側カウル６７は、図４に示す内側カウル線形アクチュエータ７０によって前方及び後方に平行移動してファン流れ面積６２を変化させ、従って可変面積ファン排気ノズル１７を構成することができる。また、ファン出口１９において又はファン出口１９近くにおいてファンバイパスダクト１５内で枢動可能なファンベーン（図示せず）を使用してファン流れ面積６２を変化させることもまた公知である。
【００１８】
図３、図４及び図６に示すのは、ＬＴＰ２４の下流に設置したコア排出ダクト７４内の可変面積コア排気ノズル７６において設置された可変コア流れ面積７２である。コア流れ面積７２は、本明細書ではコア排気ノズル７６において設置されているものとして例示しており、従ってコア排気ノズル流れ面積である。コアノズル面積作動システム８０は、カウルの平行移動と同様な方法でコア線形アクチュエータ７８を用いてコア排気ノズル７６においてノズルプラグ８２を軸方向に前方及び後方に平行移動させることによってコア流れ面積７２を変化させるために使用される。
【００１９】
本流路ガス温度マージン制御システム１２及びその作動の方法を、図７に概略的に示す。排気ガス温度（ＥＧＴ）は、熱電対２１又は他の温度測定センサによって測定され、ＥＧＴを表わす信号が、ＦＡＤＥＣに送られる。ＦＡＤＥＣは、エンジン運転中にＥＧＴのような限界ガス温度並びにエンジン及び航空機の他のセンサからの他のエンジン及び航空機運転パラメータを監視する。ＦＡＤＥＣはまた、パイロット運転制御装置並びにエンジン及び航空機からの入力を受ける。ＦＡＤＥＣはまた、１つ又はそれ以上のエンジンパラメータを制御する装置の作動を制御する。本明細書に開示した例示的なパラメータ及び装置には、それぞれＨＰＴ及びＬＰＴ作動システム４４、５４によって制御される高圧及び低圧タービン流れ面積４２、５２が含まれる。また、ファン及びコア流れ面積６２、７２及びそれらのそれぞれのアクチュエータ並びにロータ速度Ｎが含まれる。ＦＡＤＥＣは、ＥＧＴを監視し、ＦＡＤＥＣ内部に保管されかつ動作する状態監視及び飛行中異常適応埋込みモデルソフトウエアの内部でＥＧＴを所定の温度限界値又はエンジン運転中に計算したリアルタイム計算温度限界値と比較する。１つ又はそれ以上のエンジンパラメータは、ガス温度が所定の又はリアルタイムに計算した温度限界値を超えたとＦＡＤＥＣ内部のソフトウエアによって判定されたときに、調整される。リアルタイム計算温度限界値は、エンジン運転中に計算される。
【００２０】
１つ又はそれ以上のパラメータは、エンジン運転中に例えばＥＧＴのようなガス温度を温度限界値より下に低下させるようにリアルタイムで連続的又は周期的に調整される。測定温度と目標温度限界値との間の差異により、可変タービンノズルベーン、ファンカウル及びプラグの位置並びにロータ速度に対して必要な調整量を決定し、その信号が、それらを制御する各種のアクチュエータに送られる。アクチュエータは、タービンベーン角度及びタービンへの入口における流れ面積並びに排気ノズルの通路高さを変更して、エンジン速度及び温度の制約条件の範囲内で所望のエンジン推力出力及び失速マージンを維持しながら、エンジンファン及びコアを通る流量を増大又は減少させ、その結果としてガス流温度を上昇又は低下させるのを可能にする。
【００２１】
本明細書では、本発明の好ましくかつ例示的な実施形態であると考えられるものについて説明してきたが、当業者には本明細書における教示から本発明の他の修正形態が明らかとなる筈であり、従って、全てのそのような修正形態が本発明の技術思想及び技術的範囲内に属するものとして特許請求の範囲で保護されることになることを切望する。それ故に、本特許によって保護されることになるのを望むものは、特許請求の範囲に記載しかつ特定した本発明である。
【図面の簡単な説明】
【００２２】
【図１】第１の例示的な航空機用ガスタービンの連続式ＥＧＴマージン制御システムの概略断面図。
【図２】図１に示すタービンセクションの拡大概略断面図。
【図３】図１に示す航空機用ガスタービンの連続式ＥＧＴマージン制御システムの第２の例示的な実施形態の概略断面図。
【図４】図３に示すタービンセクションの拡大概略断面図。
【図５】図３に示す航空機用ガスタービンの連続式ＥＧＴマージン制御システムの可変面積ファン排気ノズルの概略断面図。
【図６】図３に示す航空機用ガスタービンの連続式ＥＧＴマージン制御システムの可変面積コア排気ノズル内でのノズルプラグの平行移動を説明する概略断面図。
【図７】図１に示す航空機用ガスタービンの連続式ＥＧＴマージン制御システムの概略図。
【符号の説明】
【００２３】
７  作動流体流路
１０  ガスタービンエンジン
１２  マージン制御システム
１３  高温タービン流路
１４  ファン
１５  ファンバイパスダクト
１６  ブースタ又は低圧圧縮機（ＬＰＣ）
１７  ファン排気ノズル
１８  高圧圧縮機（ＨＰＣ）
１９  ファン出口
２０  燃焼セクション
２１  熱電対
２２  高圧タービン（ＨＰＴ）
２３  ファンバイパス空気
２４  低圧タービン（ＬＰＴ）
２５  第１段
３０  高圧ロータ
３１  ＨＰＴ入口
３２  ＬＰＴロータ
３３  ＬＰＴ出口
３４  ＨＰＴブレード
３５  第２段
３６  ＬＰＴブレード
４０  ＨＰＴノズル
４２  ＨＰＴ流れ面積
４４  ＨＰＴ作動システム
４８  コントローラ
５２  ＬＰＴ流れ面積
５４  ＬＰＴ作動システム
６０  ＬＰＴノズル
６２  ファン流れ面積
６４  ファンノズル面積作動システム
６６  外側カウル
６７  内側カウル
６８  外側カウル線形アクチュエータ
６９  スロート部
７０  内側カウル線形アクチュエータ
７２  コア流れ面積
７４  コア排出ダクト
７６  コア排気ノズル
７８  コア線形アクチュエータ
８０  コアノズル面積作動システム
８２  ノズルプラグ
１１０  ＨＰＴノズルベーン
１１４  ＨＰＴアクチュエータ
１２０  ＬＰＴノズルベーン
１２４  ＬＰＴアクチュエータ
Ｎ−ロータ速度
Ｌ−大きい
Ｓ−小さい
【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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