(57)【要約】      （修正有）【課題】エンジンのオンライン出力管理のための出力管理システムを提供する。【解決手段】第１帯域幅で機能するエンジン制御システム１０４から少なくとも１つのデータ入力１１２を受信するように構成され、かつ、第２帯域幅で機能するように構成された基本出力管理構成要素１０２と、モデル予測制御装置とを含む。モデル予測制御装置は、少なくとも１つのデータ入力を用いて、所望の将来範囲にわたってエンジン運転状態を予測し、予測に基づいて最適なエンジン出力管理を決定し、所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解き、かつ、最適なエンジン出力管理を出力するように構成される。【選択図】図２
2013149248.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
エンジン（１０）のオンライン出力管理のための出力管理システム（１００）であって、
第１帯域幅で機能するエンジン制御システム（１０４）から少なくとも１つのデータ入力（１１２）を受信するように構成され、かつ、第２帯域幅で機能するように構成された基本出力管理構成要素（１０２）と、
モデル予測制御装置（２０４）とを備え、
前記モデル予測制御装置（２０４）が、
前記少なくとも１つのデータ入力および前記エンジンの閉ループモデルを用いて所望の将来範囲にわたってエンジン運転状態を予測し、
前記予測に基づいて最適なエンジン出力管理を決定し、
所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解き、
前記最適なエンジン出力管理を出力するように構成された、出力管理システム（１００）。
【請求項２】
前記基本出力管理構成要素が、前記少なくとも１つのデータ入力を用いて基本エンジン出力管理を決定するようにさらに構成された、請求項１記載の出力管理システム。
【請求項３】
前記少なくとも１つのデータ入力が、センサ入力、アクチュエータ位置入力、および周囲条件入力のうちの少なくとも１つを有する、請求項１記載の出力管理システム。
【請求項４】
前記モデル予測制御装置が、前記決定された基本エンジン出力管理および閉ループエンジンモデルを用いて将来範囲にわたってエンジン運転状態を予測するようにさらに構成された、請求項１記載の出力管理システム。
【請求項５】
前記最適なエンジン出力管理が、参照値、開ループ入力、および制約限度のうちの少なくとも１つをさらに有する、請求項１記載の出力管理システム。
【請求項６】
前記基本出力管理構成要素が、ローパスフィルタによってフィルタされた少なくとも１つのデータ入力を受信するようにさらに構成された、請求項１記載の出力管理システム。
【請求項７】
航空機（１４）で使用するためのガスタービンエンジン（１０）であって、
エンジンパラメータを感知し、前記エンジンパラメータを表すセンサ入力（１１２）を生成するように構成された少なくとも１つのセンサ（１０６）と、
前記ガスタービンエンジンのうちの少なくとも１つを制御するように構成された制御システム（１０４）と、
エンジンのオンライン出力管理のための出力管理システム（１００）と
を備え、
前記出力管理システムが、
少なくとも１つのデータ入力を受信するように構成された基本出力管理構成要素（２０２）、および
モデル予測制御装置（２０４）
を備え、
前記モデル予測制御装置が、
前記少なくとも１つのデータ入力および閉ループエンジンモデルを用いて将来範囲にわたってエンジン運転状態を予測し、
前記予測に基づいて最適なエンジン制御を決定し、
所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解き、
前記最適なエンジン出力管理を出力するように構成された、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
前記制御システムが、前記最適なエンジン出力管理を用いて前記ガスタービンエンジンのうちの１つを制御するように構成された、請求項７記載のガスタービンエンジン。
【請求項９】
前記少なくとも１つのセンサが、温度センサ、圧力センサ、速度センサ、トルクセンサ、流量センサ、周囲条件センサ、アクチュエータ位置センサのうちの少なくとも１つである、請求項７記載のガスタービンエンジン。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのセンサおよび前記制御システムが、第１帯域幅で機能するように構成された閉ループエンジン制御システムで機能する、請求項７記載のガスタービンエンジン。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本開示は、概してタービンエンジンに関し、より詳細には、エンジンの動的なオンライン出力管理のための方法およびシステムに関する。
【背景技術】
【０００２】
少なくとも一部の公知の航空機エンジンでは、出力管理システムがオフラインで構成されている。オフライン構成では、制御される出力（例えば、全推力、ファン速度）への制御参照計画、入力（例えば、一部の可変配置）への開ループ計画、および制約限度（例えば、燃空比、ロータ速度変化率など）の個々の最適化が決定される。参照計画は、次いで運転中のエンジンによって利用され、次回のオフライン構成まで更新されることはない。
【０００３】
現在のエンジンが複雑さを増し、入力と出力との相互関係が多変数となっていることを考慮すると、高度なエンジン制御技術が使用されているにもかかわらず、出力管理システムのオフラインの構成によって、エンジンの総合的な性能特性が不必要に制約されている。一部のエンジン、特に航空機のエンジンは、飛行制御とエンジン制御とが密接に統合されているため、過渡条件において最も頻繁に運転し、その運転では飛行制御が特定の重要なエンジン制御変数を調整し続けることを考慮すると、最適な出力管理の設計はより一層困難となる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】米国特許出願公開第２０１１／００７１７０５号明細書
【発明の概要】
【０００５】
一実施形態では、タービンエンジンのオンライン出力管理のための方法が提供される。その方法は、第１帯域幅でエンジン制御システムを機能させるステップと、少なくとも１つのデータ入力をエンジン制御システムから第２帯域幅へとフィルタするステップと、第２帯域幅で機能する出力管理システムによって、フィルタされた少なくとも１つのデータ入力を受信するステップとを含む。その方法はまた、フィルタされた少なくとも１つのデータ入力を用いてエンジン運転状態を予測するステップと、予測に基づいて最適なエンジン制御を決定するステップと、所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解くステップと、最適なエンジン制御をエンジン制御システムに出力するステップとを含む。
【０００６】
別の実施形態では、出力管理システムが提供される。その出力管理システムは、少なくとも１つのデータ入力を受信するように構成された基本出力管理構成要素と、モデル予測制御装置とを含む。モデル予測制御装置は、少なくとも１つのデータ入力を用いてエンジン運転状態を予測し、予測に基づいて最適なエンジン制御を決定し、所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解き、かつ、最適なエンジン制御を出力するように構成される。
【０００７】
別の実施形態では、航空機で使用するためのガスタービンエンジンが提供される。そのガスタービンエンジンは、エンジンパラメータを感知し、かつ、エンジンパラメータを表すセンサ入力を生成するように構成された少なくとも１つのセンサと、前記ガスタービンエンジンおよび航空機のうちの少なくとも一方を制御するように構成された制御システムと、エンジンの運転を動的に管理するための出力管理システムとを含む。その出力管理システムは、少なくとも１つのデータ入力を受信するように構成された基本出力管理構成要素と、モデル予測制御装置とを含む。モデル予測制御装置は、少なくとも１つのデータ入力を用いてエンジン運転状態を予測し、予測に基づいて最適なエンジン制御を決定し、所望の最適化目標に対する条件付き最適化を解き、かつ、最適なエンジン制御を出力するように構成される。
【図面の簡単な説明】
【０００８】
【図１】例示の可変サイクルガスタービンエンジンの模式図である。
【図２】図１に示すガスタービンエンジンで使用することができる例示の出力管理システムの模式図である。
【図３】既存の基本出力管理計画に変更を施した、図２に示す出力管理システムの例示の実装形態を示す模式図である。
【図４】図２に示す出力管理システムで使用する例示の流れ図である。
【発明を実施するための形態】
【０００９】
本明細書で説明する実施形態は、全自動デジタルエンジンコントロール（ＦＡＤＥＣ）および／または機上コンピュータなどの制御システム内のモデルを提供する。モデルは、測定されたパラメータを用いて、作動中の制御システムにおける出力を制御するのに使用される。本明細書で説明する実施形態は、システム内で実施可能であり、システムの様々な運転モードに対する厳格な制御仕様を満たすに十分な融通性がある。例えば、本明細書で説明する実施形態は、翼輸送モードおよびジェット輸送モードを有する航空機で実施されてもよく、本明細書で説明される実施形態は、ジェット輸送モード、または空中停止モードに向けた要件に適用可能である。
【００１０】
以下の詳細な説明は、例として実施形態を例示しており、限定するものではない。本明細書で使用する、単数形で表記され、冠詞「ａ」または「ａｎ」に続く構成要素またはステップは、複数の構成要素またはステップを除外することが明示的に表記されない場合には、そのような除外はないとして理解されるべきである。さらに、本発明の開示で「一実施形態」と言う際は、詳述された特徴をも包含する追加の実施形態が存在することを除外するものとして解釈されるようには意図していない。
【００１１】
図１は、長手方向に中心線１２を有する例示の可変サイクルガスタービンエンジン１０の模式図である。ガスタービンエンジン１０は、航空機１４で使用するように示されている。しかしながら、ガスタービンエンジン１０は、任意適切な商用、産業用、ならびに／または家庭用のシステムおよび／もしくは用途で使用可能である。ガスタービンエンジン１０は、周囲の空気１８を受け入れる環状の入口１６を含み、周囲の空気１８は下流に向かってファン組立品２０へと導かれる。エンジン１０はまた、入口１６と軸流の関係となって連結された、高圧圧縮機（ＨＰＣ）２４、燃焼器２６、高圧タービン（ＨＰＴ）２８、低圧タービン（ＬＰＴ）３０、および推力増強装置３２を含む主ガスタービンエンジン２２を含む。ＨＰＴ２８は、第１軸３４を介してＨＰＣ２４に動力を供給する。ＬＰＴ３０は、第２軸３６を介してファン組立品２０に動力を供給する。エンジン１０はまた、内側ケーシング４０から離間された外側ケーシング３８を含む。内側ケーシング４０は、バイパス通路４４を画定する前方部４２を含む。例示の実施形態では、推力増強装置３２はディフューザライナ４６を含む。
【００１２】
例示の実施形態では、ガスタービンエンジン１０はまた、バイパス通路４４内に連結された弁組立品４８を含む。弁組立品４８は、バイパス通路４４を、径方向内側のバイパス通路５０および径方向外側のバイパス通路５２に分割する。より具体的には、例示の実施形態では、内側のバイパス通路５０および外側のバイパス通路５２は、実質的に同心円状に配置されている。したがって、例示の実施形態では、バイパス通路４４に流れ込むファンバイパス流５４は、弁組立品４８によって、内側バイパス流５６と外側バイパス流５８とに分流される。さらに、例示の実施形態では、弁組立品４８は、内側のバイパス通路５０を通るように導かれる内側バイパス流５６の流量、および、外側のバイパス通路５２を通るように導かれる外側バイパス流５８の流量を調整する。
【００１３】
例示の実施形態では、分流ライナ６０が、弁組立品４８の後方部６２に接しつつディフューザライナ４６に連結されており、内側バイパス流５６が内側のバイパス通路５０を通過するように導かれ易くなっている。さらに、分流ライナ６０はまた、外側バイパス流５８が外側のバイパス通路５２を通過するように導かれ易くなっている。シール６４が、弁部６２および分流ライナ６０の間で延びており、外側バイパス流５８の内側バイパス通路５０への漏れを抑えるのを高めている。
【００１４】
運転中、入口１６を通ってエンジン組立品１０に入る空気は、ファン組立品２０によって圧縮される。ファン組立品２０から流れ出る圧縮された空気の流れは、主タービンエンジン２２に導かれる第１空気流６６と、バイパス通路４４に導かれる第２空気流、つまりバイパス空気６８とに分流される。第１空気流６６は、ＨＰＣ２４によって圧縮され、燃焼器２６へと導かれる。燃焼器２６から吐出された空気流は、排気部７０を通過してエンジン１０から吐出される前に、タービン２８、３０を回転させる。さらに、弁組立品４８によって導かれたバイパス流６８は、排気部７０を通過してエンジン１０から吐出される。
【００１５】
例示の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙ、Ｃｉｎｃｉｎｎａｔｉ、Ｏｈｉｏから入手可能なＦ１１０エンジンなどの軍事用のタービンエンジンである。代替としては、ガスタービンエンジン１０は、ＣＦＭ５６ガスタービンエンジンおよび／またはＣＦ３４−１０ガスタービンエンジンなどの商用のタービンエンジン、および／または、ＬＭ６０００エンジンなどの船舶用／産業用エンジンであり、それらすべてもまたＧｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能である。また、他の実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、Ｇｅｎｅｒａｌ  Ｅｌｅｃｔｒｉｃ  Ｃｏｍｐａｎｙから入手可能なＦ１３６エンジンなどの、同様の構成要素を含む任意のガスタービンエンジンであってもよい。
【００１６】
図２は、ガスタービンエンジン１０で使用することができる例示の出力管理システム１００の模式図である。例示の実施形態では、出力管理システム１００は、閉ループエンジン制御システム１０４と通信する出力管理構成要素１０２を含む。制御システム１０４は、エンジン１０、複数のセンサ１０６、複数のアクチュエータ１０８、およびエンジン制御装置１１０を含む。
【００１７】
センサ１０６は、エンジンおよび／または航空機の運転を監視し、エンジンの運転中に、リアルタイムで実際のセンサデータまたはセンサ入力１１２を、出力管理構成要素１０２などの出力管理モデルに入力する。例示のセンサ１０６は、限定するものではないが、ファン入口温度センサ７２、圧縮機入口全圧センサ７４、ファン吐出静圧センサ７６、圧縮機吐出静圧センサ７８、排気通路静圧センサ８０、排気ライナ静圧センサ８２、火炎検出器８４、排気ガス温度センサ８６、圧縮機吐出温度センサ８８、圧縮機入口温度センサ９０、ファン速度センサ９２、および主速度センサ９４を含む。例示の実施形態では、センサ１０６は、エンジン回転速度、エンジン温度、エンジン圧力、流量、および／またはトルクを監視する。
【００１８】
例示の実施形態では、アクチュエータ位置データ１１８が出力管理構成要素１０２に入力される。アクチュエータ位置データ１１８は、限定するものではないが、燃料流量アクチュエータ位置、可変領域アクチュエータ位置、可変案内羽根アクチュエータ位置、および／または抽気弁位置を含む。例示の実施形態では、周囲飛行条件データ１２０が出力管理構成要素１０２に入力される。周囲飛行条件データ１２０は、限定するものではないが、周囲温度、周囲圧力、航空機マッハ数、および／または、ファン速度またはエンジン圧力比などのエンジン出力設定パラメータを含む。代替の実施形態では、任意適切なデータが出力管理システム１００に入力される。一実施形態では、センサデータ１１２およびアクチュエータ位置データ１１８の低周波数成分だけが出力管理構成要素１０２によって受信されるように、ローパスフィルタ１１４が、センサ１０６と出力管理構成要素１０２との間、および、アクチュエータ１０８と出力管理構成要素１０２との間に設けられる。
【００１９】
例示の実施形態では、制御システム１１０は、ＦＡＤＥＣによって実施される。代替として、制御システム１１０は、機上コンピュータ、ならびに／または、エンジン１０および／もしくは航空機１４の制御用に適切な他の任意のシステムで実施されてもよい。より具体的には、例示の実施形態では、制御システム１１０は、燃料噴射、ノズル位置、可変バイパス、および／もしくは揚力ファン領域などのエンジン１０の運転、複数のバイパス流のあるシステムにおける内側遮蔽扉および外側遮蔽扉、可変案内羽根、ならびに／または、弁位置を制御する。さらに、例示の実施形態では、制御システム１１０が参照値１２２および制約条件１２４を用いて、少なくとも１つのエンジンの動作を制御する。制御システム１１０はまた、センサ入力１１２を受信してエンジン１０の少なくとも１つの動作を制御する。
【００２０】
運転中、出力管理構成要素１０２は、データ１１２、１１８、および１２０を受信し、受信したデータ１１２、１１８、および１２０に基づいてエンジン性能を予測し、エンジン性能の予測に応じてエンジン制御を最適化する。例示の実施形態では、エンジン性能の予測に基づいて、出力管理構成要素１０２は、参照値１２２および制約条件１２４を制御システム１１０に出力し、制御入力１２６を航空機１４内のアクチュエータ１０８に直に出力する。
【００２１】
例示の実施形態では、制御システム１０４内のすべての構成部品は、速い内側ループとしても知られている内側ループ帯域幅で運用される。例示の実施形態では、内側ループ帯域幅によって、エンジン１０、制御装置１１０、センサ１０６、およびアクチュエータ１０８の変化が略リアルタイムで更新される。出力管理構成要素１０２および周囲飛行条件データ１２０は、遅い外側ループとしても知られている外側ループ帯域幅で運用される。例示の実施形態では、受信したデータ１１２、１１８は、内側ループ帯域幅で得られた変化の概算である。内側ループ帯域幅の概算は、センサ情報を内側ループからローパスフィルタ１１４を通してフィルタすることで得られる。ローパスフィルタ１１４は、センサデータ１１２およびアクチュエータ位置データ１１８をほとんど瞬時に受信し、データの高速変動を平均化する。例示の実施形態では、フィルタ１１４は、１秒間のデータ１１２、１１８の概算を出力管理構成要素１０２に提供する。代わりに、フィルタ１１４は、本明細書で説明されるようにエンジンの出力の管理を容易とする、データ１１２、１１８の任意の時間の概算を提供してもよい。その時間としては、限定するものではないが、２秒間および２秒間以上の任意の時間が挙げられる。
【００２２】
図３は、図２に示す出力管理システム１００の例示の実装形態２００を示す模式図である。例示の実施形態において、実装形態２００は、図２の出力管理構成要素１０２の詳細を示す。実装形態２００は、基本出力管理構成要素２０２およびモデル予測制御装置（ＭＰＣ）２０４を含む。例示の実施形態において、基本出力管理構成要素２０２は、センサデータ１１２、アクチュエータ位置データ１１８、および周囲飛行条件データ１２０を受信する。基本出力管理構成要素２０２は、オフライン構成の間に事前設定された参照値および制約限度を提供する構成部品にあらかじめ読み込まれたテーブルを含む。受信したデータ１０４およびデータ１１８は、あらかじめ読み込まれたテーブルと比較され、エンジン制御装置１１０によって受信されることになる好ましい制御信号２１０を出力する。例示の実施形態では、ＭＰＣ２０４は、好ましい制御信号２１０を再考し、最適な変更２１２を好ましい制御信号２１０に行う。最適な変更２１２としては、参照値２１４、開ループ入力２１６、および制約限度２１８が挙げられる。
【００２３】
最適化は、以下の方法によって行われる。
【００２４】
【数１】
2013149248.tif 000003
【００２５】
【数２】
2013149248.tif 000004
【００２６】
【数３】
2013149248.tif 000005
ここで、ＯはＭＰＣ２０４についての最適化目標であり、最適化された数値ΔMPC２１２を算出し、
【００２７】
【数４】
2013149248.tif 000006
はその数値の変化率を示す。Ｙは制御された出力を表し、Ｙref#filtは、基本出力管理構成要素２０２からの制御された出力に対するフィルタされた基準値である。例示の実施形態では、基準値がフィルタされ、外側ループ帯域幅に適合する所望の帯域幅を得る。Ｙoptは最適化された出力であり、Ｌoptは、最適化された出力に対する線形重みである。Ｑは、各制御出力に対するトラッキング誤差への重み付けを有する対角行列であり、Ｒは、ＭＰＣの作動の変化率への重み付けを有する対角行列である。
【００２８】
例示の実施形態では、式（１）および式（２）によって、元々の設計値に対して、重要な制御された出力が、確実に、オフセットなくトラッキングされる。式（３）は、例えば、推力性能の増加（ＦＧＴ）、タービン温度の低減、または、限定された制約条件下での燃料消費率（ＳＦＣ）の低減など、所望の性能目標を最大限実施可能な改善を達成する。一実施形態では、最適化された出力に対して特定の目標を設けて、二次費用をこの方法で使用する。
【００２９】
別の実施形態では、周波数の重み付け関数を、最適な変更２１２を決定するのに使用する。このようの実施形態では、以下の数式を用いる。
【００３０】
【数５】
2013149248.tif 000007
【００３１】
【数６】
2013149248.tif 000008
【００３２】
【数７】
2013149248.tif 000009
式（１）、（２）および（３）と同様に、ＯはＭＰＣ２０４についての最適化目標であり、最適化された数値ΔMPC２１２を算出し、
【００３３】
【数８】
2013149248.tif 000010
はその数値の変化率を示す。変数Ｙは制御された出力を表し、Ｙref#filtは、基本出力管理構成要素２０２からの制御された出力に対するフィルタされた基準値である。例示の実施形態では、基準値はフィルタされて外側ループ帯域幅に適合する所望の帯域幅を得る。変数Ｙoptは最適化された出力であり、Ｌoptは、最適化された出力に対する線形重みである。パラメータＱは、各制御出力に対するトラッキング誤差への重み付けを有する対角行列であり、Ｒは、ＭＰＣ２０４の作動の変化率への重み付けを有する対角行列である。
【００３４】
【数９】
2013149248.tif 000011
のような実施形態では、周波数の重み付け関数は、離散時間関数上で作用することを意味する。式（４）〜（６）における問題の解は、以下の数式を用いて線形システム上の、重み付けのない線形二次制御の問題として計算し直される。
【００３５】
【数１０】
2013149248.tif 000012
【００３６】
【数１１】
2013149248.tif 000013
【００３７】
【数１２】
2013149248.tif 000014
【００３８】
【数１３】
2013149248.tif 000015
フィルタされていない変数における制約条件、制約された出力Ｙk、およびＭＰＣ２０４の変化
【００３９】
【数１４】
2013149248.tif 000016
は、フィルタされた変数
【００４０】
【数１５】
2013149248.tif 000017
および
【００４１】
【数１６】
2013149248.tif 000018
への同等の制約に変換される。
【００４２】
式（４）、（５）および（６）を使用することで、システム１００、２００は、ローパスフィルタ１１４なしで作動する。周波数の重み付け関数によって、所望のより低い帯域幅において、閉ループ制御システム１０４の高い帯域幅の性能と干渉することなく、動的なオンライン出力管理が可能になる。
【００４３】
図４は、図２に示す出力管理システム１００で使用する例示の流れ図３００である。例示の実施形態では、データは、出力管理構成要素１０２によって受信される（３０２）。一実施形態では、受信３０２されたデータは、センサデータ、アクチュエータ位置データ、および周囲飛行条件データのうちの少なくとも１つを含む。代わりに、システム１００は、本明細書に説明されるように出力の管理を容易とする任意のデータを受信してもよい。例示の実施形態では、基本エンジン出力管理は、受信されたデータから決定される（３０４）。基本エンジン出力管理は、所定の参照テーブルを含む基本出力管理構成要素２０２を用いて決定される（３０４）。次いで、動的オンライン出力管理を用いるかどうか決定される。動的オンライン出力管理を用いない場合、決定された（３０４）基本エンジン出力管理が出力される（３０８）。一実施形態では、エンジン出力管理は、参照値および制約条件を含み、エンジン制御装置１１０に出力される（３０８）。別の実施形態では、エンジン出力管理は、開ループ入力計画を含み、アクチュエータ１０８に出力される（３０８）（図２の補正信号１２６についての注記を参照）。代わりに、エンジン出力管理は、参照値、制約条件、および、本明細書に説明されるように出力の管理を容易とするエンジン内の任意の構成要素に出力することができる開ループ入力計画の任意の組合せを含んでいてもよい。
【００４４】
動的なオンライン出力管理を用いる場合、決定３０４された基本エンジン出力管理および受信３０２されたデータを用いて、ＭＰＣ２０４が閉ループエンジンモデル予測を実施する（３１０）。例示の実施形態では、閉ループエンジンモデルは、決定された（３０４）基本エンジン出力管理および受信された（３０２）データを用いて、将来における所定の時間に対してエンジン１０の運転状態を予測する。一実施形態では、ＭＰＣ２０４は、以後の５秒間に対するモデル予測を実施する（３１０）。代わりに、ＭＰＣ２０４は、限定するものではないが、１秒間、１０秒間、３０秒間、および６０秒間を含む任意の将来の時間増分に対するモデル予測を実施してもよい（３１０）。
【００４５】
実施された（３１０）モデル予測を用いることで、最適なエンジン出力管理が決定される（３１２）。一実施形態では、最適なエンジン出力管理は、目的関数を用いて決定される（３１２）。最適なエンジン出力管理の決定（３１２）で用いる目的関数は、限定するものではないが、最大の推力性能（ＦＧＴ）または全推力、最低タービン温度、または、最小燃料消費率（ＳＦＣ）を含む。一実施形態では、システム１００は、使用者の望むように、オンラインで種々の目的を切り替えることができる。種々の目的を切り替えることで、オフラインで手動によって策定され、オンラインで変更することのできない、従来のオフラインの基本出力管理とは対照的に、ＭＰＣを用いた動的な出力管理が可能となる。例示の実施形態では、決定された（３１２）最適なエンジン出力管理は、限定するものではないが、エンジンの安全性、ならびに、ＭＰＣ２０４の変更における運転可能な出力限界、規模限界、および、速度限界を含む制約条件に影響される上記の目的関数の最適化を通じて得られる。
【００４６】
例示の実施形態では、決定された（３１２）最適なエンジン出力管理が出力される（３１４）。一実施形態では、最適なエンジン出力管理は、エンジン制御装置１１０に出力される（３１４）参照値および制約条件を含む。別の実施形態では、最適なエンジン出力管理は、アクチュエータ１０８に出力される（３１４）開ループ入力計画を含む。代わりに、最適なエンジン出力管理は、参照値、制約条件、および、本明細書に説明されるように出力の管理を容易とするエンジン内の任意の構成要素に出力することができる開ループ入力計画および最適なエンジン出力管理の任意の組合せを含んでいてもよい。
【００４７】
上記の実施形態は、エンジンに対して動的なオンライン出力管理システムを提供する。より具体的には、本明細書に説明される動的なオンライン出力管理システムは、ガスタービンエンジンを制御するため、航空機において推力などの運転パラメータを最適化するように実施してもよい。さらに、本明細書に説明する出力管理システムは、帯域幅の分割設計を提供する。このように、航空機エンジン、または同様の動的な物理的システム性能最適化空間において、速い帯域幅のエンジン制御と干渉しない低い帯域幅の出力管理を実現することができる。
【００４８】
エンジンの出力を管理するための方法およびシステムの例示の実施形態が、上で詳細に説明された。方法およびシステムは、本明細書に説明される特定の実施形態に限定されず、むしろ、システムの構成要素および／または方法のステップは、本明細書に説明する他の構成要素および／またはステップから独立して個別に使用することができる。例えば、方法はまた、他の出力管理システムおよび方法と組み合わせて使用してもよく、本明細書に説明するガスタービンエンジンシステムおよび方法だけでの実行に限定されない。むしろ、例示の実施形態は、他の多くの出力管理の用途と組み合わせて実施および利用することができる。
【００４９】
本発明の開示の様々な実施形態の具体的な特徴は、一部の図面には示されて他の図面には示されていないが、これは便宜上のためだけである。本発明の開示の本質に従って、図面のあらゆる特徴は、他のすべての図面のすべての特徴と共に参照および／または請求することができる。
【００５０】
ここで記載した説明は、本発明を開示するために、最適な態様を含む実施例を用いており、また、当業者は誰でも、任意の装置またはシステムを製作および利用することと、組み込まれた任意の方法を実施することとを含む、本発明の開示を実施することができる。本発明の開示の特許可能な範囲は、特許請求の範囲によって定義され、当業者の思い付く他の実施例を含み得る。そのような他の実施例は、請求項の文言と相違ない構造的な要素を有している場合、または、請求項の文言と実質的に異ならない同等の構造的な要素を含む場合には、特許請求の範囲内にあると意図される。
【符号の説明】
【００５１】
１０  エンジン
１２  長手方向中心線
１４  航空機
１６  入口
１８  周囲の空気
２０  ファン組立品
２２  タービンエンジン
２４  ＨＰＣ
２６  燃焼器
２８  ＨＰＴ
３０  ＬＰＴ
３２  推力増強装置
３４  第１軸
３６  第２軸
３８  外側ケーシング
４０  内側ケーシング
４２  前方部
４４  バイパス通路
４６  ディフューザライナ
４８  弁組立品
５０  内側のバイパス通路
５２  外側のバイパス通路
５４  ファンバイパス流
５６  内側バイパス流
５８  外側バイパス流
６０  分流ライナ
６２  弁部
６４  シール
６６  第１空気流
６８  バイパス流
７０  排気部
７２  ファン入口温度センサ
７４  圧縮機入口全圧センサ
７６  ファン吐出静圧センサ
７８  圧縮機吐出静圧センサ
８０  排気通路静圧センサ
８２  排気ライナ静圧センサ
８４  火炎検出器
８６  排気ガス温度センサ
８８  圧縮機吐出温度センサ
９０  圧縮機入口温度センサ
９２  ファン速度センサ
９４  主速度センサ
１００  出力管理システム
１０２  出力管理構成要素
１０４  制御システム
１０６  センサ
１０８  アクチュエータ
１１０  エンジン制御装置
１１２  センサデータ
１１４  ローパスフィルタ
１１８  アクチュエータ位置データ
１２０  周囲飛行条件データ
１２２  参照値
１２４  制約条件
１２６  制御入力
２００  実装形態
２０２  基本出力管理構成要素
２０４  モデル予測制御装置（ＭＰＣ）
２１０  好ましい制御信号
２１２  最適な変更
２１４  参照値
２１６  開ループ入力
２１８  制約限度
３００  例示の流れ図
３０２  データを受信
３０４  出力管理を決定
３０８  出力管理を出力
３１０  モデル予測を実施
３１２  出力管理を決定
３１４  出力管理を出力
【図１】
2013149248.tif 000019
【図２】
2013149248.tif 000020
【図３】
2013149248.tif 000021
【図４】
2013149248.tif 000022
【外国語明細書】
2013149248000001.pdf