(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
パイロット燃料系統と主燃料系統とを有するマルチステージ燃焼器を備えたガスタービンエンジンの始動方法であって、
前記マルチステージ燃焼器に供される燃料の流量に対して１００％の割合で燃料をパイロット燃料系統に流すステップと、
前記ガスタービンエンジンのロータシャフトの回転速度であるロータ速度Ｎ2を検出するステップと、
前記ロータ速度Ｎ2を以下の数式で示されるプレフィルロータ速度Ｎ2,プレフィルと比較するステップと、
Ｎ2,プレフィル＝Ｎ2,アイドル−Δ
（ただし、Ｎ2,アイドルはアイドリング時のロータシャフトの回転速度であり，Δは所定値である）
前記マルチステージ燃焼器の主燃料系統における燃料の充満状態を検出する状態検出手段が、前記燃料が充満状態であることを示す信号と前記燃料が充満状態でないことを示す信号のいずれかを発生するステップと、
ロータ速度Ｎ2＞プレフィルロータ速度Ｎ2,プレフィルであり且つ前記状態検出手段が前記充満状態でないことを示す信号を発している場合、前記パイロット燃料系統に供する燃料の流量割合を前記１００％の割合よりも小さい目標の燃料の流量割合（％ターゲット）までに減少させるステップと
を有することを特徴とするガスタービンの始動方法。
【請求項２】
パイロット燃料系統と主燃料系統とを有するマルチステージ燃焼器を備えたガスタービンエンジンの制御装置であって、
前記マルチステージ燃焼器に供される燃料に対して１００％の割合で前記パイロット燃料系統に燃料を流すための手段と、
前記ガスタービンエンジンのロータシャフトの回転速度であるロータ速度Ｎ2を検出するための手段と、
前記ロータ速度Ｎ2を以下の数式で示されるプレフィルロータ速度Ｎ2,プレフィルと比較する手段と、
Ｎ2,プレフィル＝Ｎ2,アイドル−Δ
（ただし、Ｎ2,アイドルはアイドリング時のロータシャフトの回転速度であり，Δは所定値である）
前記マルチステージ燃焼器の主燃料系統における燃料の充満状態を検出し、前記燃料が充満状態であることを示す信号または前記燃料が充満状態でないことを示す信号のいずれかを発生する状態検出手段と、
ロータ速度Ｎ2＞プレフィルロータ速度Ｎ2,プレフィルであり且つ前記状態検出手段が前記充満状態でないことを示す信号を発している場合、前記パイロット燃料系統に供する燃料の流量割合を前記１００％の割合よりも小さい目標の燃料の流量割合（％ターゲット）までに減少させる手段と
を備えることを特徴とするガスタービンの制御装置。
【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に係り、特に段階燃焼器を有するガスタービンエンジンの燃料制御システムに関する。
【０００２】
本発明は、航空気エンジンの分野で開発されたけれども、段階燃焼器を有するガスタービンエンジンの他の分野でも適用できる。
【背景技術】
【０００３】
代表的なガスタービンエンジンはコンプレッサ部，燃焼器およびタービン部を含んでいる。ガスタービンエンジンを流れる作動流体は、この作動流体にエネルギーを加えるために、コンプレッサ部において圧縮される。圧縮された作動流体のほとんどはコンプレッサ部を出て燃焼器に入る。燃焼器において、作動流体は、供給燃料と混合され、点火される。燃焼の生成物はタービンを通して流れ、タービンではエネルギーが作動流体から抽出される。抽出されたエネルギーの一部は、入っている作動流体を圧縮するためにコンプレッサ部に移され、残りのものはスラスト又はシャフトの馬力のような他の機能として使用される。
【０００４】
ガスタービンエンジンは動作条件の範囲にわたって効率的に機能することを要求される。航空気で使用されかつ単段燃焼器を有するガスタービンエンジンにとって、低パワー動作はアイドリングに対応するとともに、高パワー動作は出発，上昇および巡航に対応する。低パワーでは、燃料／空気比は相対的に低くしかし吹き消しレベル以上に保たれる。燃料／空気比が燃料を食わない安定度限界以下に落ちた時、吹き消しが起こる。
【０００５】
燃焼プロセスは煙の粒子，不燃焼炭化水素，一酸化炭素および窒素酸化物のような多くの副生成物を発生する。窒素酸化物の生成物は動作温度と在住時間が増すにつれて増加する。動作温度を減少させると、ガスタービンの出力が減少する。時間燃焼混合物の量が特定温度以上に残るとして規定される在住時間が減少すると、燃焼効率が低下するとともに一酸化炭素の生成物が多くなる。
【０００６】
環境的な理由から、これらの副生成物は望ましくない。近年では、ガスタービンに関する多くの研究開発がそのような副生成物の放出を減らす点に集中されている。
【０００７】
ガスタービンエンジンにおける発展は多段階燃焼器に導入されている。多段階燃焼器は、代表的に、点火段階，主段階，さらに、一つ又はそれ以上の中間段階を含んでいる。そのような燃焼器の例は、ローマン（Ｌｏｈｍａｎｎ）による、低放出バーナ用燃料注入システムと題する特許文献１（米国特許第４，２６５，６１５号）において開示されている。
【０００８】
低パワーで口火（パイロット）ステージのみが運転されるときは、燃焼器は通常のシングルステージ燃焼器に等しい。高パワーでは口火ステージと一つ又はそれ以上のステージが運転される。マルチステージを有することは、単一の大きな燃焼室を持っているのに比べて特定のステージ内での在住時間を減少させる。低い在住時間により、窒素酸化物の生成が少なくなる。シングルステージよりもマルチステージである方が不必要な燃焼生成物の放出が低減される。マルチステージ燃焼器用の燃料制御システムはオペレータの要求に答えなければならず、また効率な操作と共にガスタービンエンジンの安全な操作が必要である。燃焼器の応答性には、不当な遅れがなく、オペレータによって要求される推力を供給できるような燃料制御が必要である。マルチステージ燃焼器に対しては、このことは、もちろん、点火のみの動作と段階動作との間の移行が円滑かつ敏速でならないことを、意味する。安全性は、吹き消しとストールの回避である。吹き消しは、燃焼器内での空気に対する燃料比Ｆ／Ａが燃焼を維持するのに必要なレベル以下に落ちた時に、起こる。燃焼器がコンプレッサへの過度な背圧を生じた時に、ストールが起こる。
【０００９】
マルチステージ燃焼器用の燃料制御システムの例は、セト（Ｓｅｔｏ）による二重マニホールド燃料システムと題する特許文献２（米国特許第４，９０３，４７８号）に示されている。この特許は、各ステージの一つに二つのマニホールドを有し、燃料制御とマニホールドの一つの間のシャットオフバルブを有する燃料システム、について開示している。シャットオフバルブは、ディジタルエンジンコンピュータからの信号に応答して、開閉する。シャットオフバルブが開であれば燃料は両方のマニホールドに流れ、シャットオフバルブが閉であれば燃料は一つのマニホールドのみに流れる。燃料制御システムの他の例は、高橋（Ｔａｋａｈａｓｈｉ）によるガスタービンの燃料制御方法およびその装置と題する特許文献３（米国特許第４，７２６，７１９号）に、示されている。この特許は、燃料制御バルブが、正常動作の間の負荷制御信号と、シングルステージ動作と２ステージ動作間の切換え時の燃料流比信号によって、制御される。またこの特許は、燃料制御バルブが燃料流比信号によって制御される所定期間を、使用することについて開示している。
【００１０】
上述の技術は、出願人の科学者および技術者がマルチステージ燃焼器用燃料制御システムを開発するために、研究していることである。
【特許文献１】米国特許第４，２６５，６１５号明細書
【特許文献２】米国特許第４，９０３，４７８号明細書
【特許文献３】米国特許第４，７２６，７１９号明細書
【発明の開示】
【００１１】
本発明によれば、マルチステージ燃焼器用燃料制御システムは、燃焼器が段階から口火（パイロット）に切換えられる推力レベルよりも高い推力レベルで口火から段階動作に切換えられる、燃料切換手段を含んでいる。さらに、マルチステージ燃焼器の制御方法は、パラメータを示す第１の推力で口火から段階に切換えるステップと、パラメータを示す第２の推力で段階から口火に切換えるステップを、含んでおり、パラメータを示す第２の推力はパラメータを示す第１の推力レベルによって示される推力レベル以下の第２の推力レベルに、対応する。特定の実施例では、パラメータを示す推力レベルはコンプレッサ出口温度である。
【００１２】
本発明のさらなる実施例によれば、ガスタービンエンジンの始動時の主燃料ラインを燃料で満たす（以下、プレフィルすると称す）ための手段を含んでいる。さらに、マルチステージ燃焼器を有するガスタービンエンジンを始動させる方法は、主燃料ラインをプレフィルするステップを含んでいる。
【００１３】
特定の実施例においては、燃料制御は、さらに、プレフィルの間に主燃料ラインに送られた燃料の容積を計算し、送られた量を主燃料ラインのトータル容積と比較し、かつ計算された量を越えた時プレフィルを終わる手段、を含んでいる。さらに、始動方法は、主燃料ラインに送られた燃料の量を計算するステップ，計算された量を主燃料ラインの所定量と比較するステップ，および計算された量が所定量を越えた時プレフィルを終わるステップ、を含んでいる。
【００１４】
他の特定の実施例において、燃料制御は、所定の期間を有しかつ所定期間が終わるとプレフィルを終わるタイマーを、含んでいる。さらに、始動方法は、プレフィルの始めにタイマーを始動し、かつタイマーが所定期間を越えた時プレフィルを終わるステップを、含んでいる。
【００１５】
さらなる実施例によれば、燃料制御は、口火（パイロット）から段階動作への移行の間に、主ラインの満たされた状態を確実にするための手段を、含んでいる。さらに、口火と段階動作間の移行方法は、パイロット（口火）燃料の一部を主燃料ラインにゆっくりと転換するステップを、含んでいる。
【００１６】
本発明の主な特徴は燃料制御システムに構築されたヒステリシスである。他の実施例の特徴は、低パワーから高パワーへの移行中のような全燃料流における変化の間の口火燃料流の割合を制限することである。さらなる特徴は、満たされた状態のチェックと、口火から段階動作までの主ステージ移行のゆっくりとした給油である。
【００１７】
本発明の主な利点は、ガスタービンエンジンの中間パワーの期間中に段階動作に保つ能力である。この能力により必要ならばフルパワーの全段階動作が有効性となる。
【００１８】
他の実施例の利点は全流量の変化中にパイロット燃料流の割合を制限することによる安全性である。この特徴により、パイロットステージと主ステージ間の燃料流の分配が変化する間に、燃焼器燃料スパイクと吹き消しの発生が防止される。さらに、実施例の利点は、始動時の主燃料ラインのプレフィルとパイロットから段階動作への移行の間の遅い供給とによる応答性である。始動時のプレフィルは、段階動作が必要な時、主燃料ラインが本質的に満たんであることを確実にする。パイロットから段階動作までの間の遅い給油は、パイロット動作が行われている間、主ラインにおける燃料漏れを確認する。
【００１９】
本発明の前述および他の目的，特徴および利点は、添付図面に示されているような実施例の説明から、より明白になる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
図１はガスタービンエンジン１２を示し、かつ燃料供給システム１４の概略図を含んでいる。ガスタービンエンジンは低圧コンプレッサ１６，高圧コンプレッサ１８，燃焼部２２，高圧タービン２４，および低圧タービン２６を含んでいる。ガスタービンエンジンは、軸方向の軸２８のまわりに配設されており、かつ軸のまわりに配設された円環状の流路３２を含んでいる。
【００２１】
燃焼部は図２において詳細に示されている。燃焼部は、段階燃焼器であり、かつ点火（パイロット）燃焼領域３４と主燃焼領域３６を含んでいる。燃料は、燃焼部のまわりに円周状の空間とされた複数のパイロット燃料インジェクタ３８を通して、パイロット燃焼領域に供給される。燃料は、燃焼器のまわりに空間とされかつパイロット燃料インジェクタから軸方向下流と径方向外方に空間とされた複数の主燃料インジェクタ４２を通して、主燃焼部に供給される。
【００２２】
図１に示すように、燃料供給システムは、燃料測定ユニット４６に流体的に連通する燃料源４４を含んでいる。燃料測定ユニットは、コントローラ５４からの制御信号に応答して、燃料過流防止弁４８への流れを防止する。コントローラは、代表的には、エンジンのオペレータ５６からの要求に応答する電子エンジン制御装置である。燃料過流防止弁に入る燃料は主燃料ライン５８とパイロット燃料ライン６２との間に比例する。パイロット燃料に対する主燃料の比は、コントローラからの第２の制御信号６４に応答して、燃料過流防止弁によって制御される。燃料測定ユニットと燃料過流防止弁への制御信号によって、コントローラは、トータル燃料流と、主燃焼部とパイロット燃焼部間の燃料流分離比を、決める。
【００２３】
図３を参照すると、段階切換え制御システム６６が示されている。コンプレッサ出口温度Ｔ３は推力レベルパラメータを生成させるために監視される。コンプレッサ出口温度６８は予定表（スケジュール）８２に入力され、このスケジュールは推力レベルの関数としてパイロット燃料の流量率（点火（パイロット）燃料領域３４に供される燃料の割合，％パイロット）を計算する。それから、パイロット燃料の流量率を示す信号８４はスイッチ８６に入力される。一方、測定されたコンプレッサ出口温度は、推力レベルパラメータの一つとして、提示される。また、他のパラメータとしては、トータル燃料流をバーナ圧力によって割った値として規定されるエンジン比率ユニット（ＥＲＵ）が使用できる。尚、コンプレッサ出口温度は、ＥＲＵほど燃焼器効率変化に敏感ではないので、推力レベルの表示器としてより信頼性がある。
【００２４】
推力レベル信号は、また、トリップ点信号とバンド幅信号と共に、ヒステリシス関数に入力される。図４に示すように、ヒステリシス関数は、トリップ点Ｃとバンド幅Ｄを使用し、燃料制御システムの移行領域を決めるためにトリップ点のまわりに集められている。移行領域の下限（点Ｂ）以下の推力レベルに対して、ヒステリシス関数は、燃焼器がパイロット領域のみに作用されるべきであることを示すスイッチに、信号を送る。結果として、スイッチは、１００％の燃料流がパイロット燃焼器に流れるべきであることを示す信号を、出力する。移行領域の上限（点Ａ）以上の推力レベルに対して、ヒステリシス関数は、燃焼器が段階モードで操作されるべきであることを示す信号をスイッチに送る。結局、スイッチは、スケジュールから受けたパーセント燃料流要求を、出力する。点ＡとＢ間の推力レベル信号に対して、ヒステリシス関数は、燃焼器が現在のモードに残るべきであることを示す信号をスイッチに送る。それ故に、燃焼器がパイロットモードであれば、該燃焼器は、推力レベルがＢからＡまで上昇する間、パイロットモードに残る。また、燃焼器が段階モードであれば、燃焼器は、推力レベルがＡからＢまで減少する間、そのモードに残る。
【００２５】
また、図３はヒステリシス関数のトリップ点とバンド幅を変えるための手段を示す。これは、航空機の下降中に操縦者が最大加速能力用の段階操作を望む航空機に適用するにあたって、望ましいことである。この変化手段はトリップ点信号９６と共に加算器９４に入力されるトリップ点バイアス信号９２を含んでいる。加算器９４の出力信号９８とトリップ点信号９６はスイッチ１０２に入力される。そして、改良された加速度信号１０４もスイッチに入力され、操縦者が改良されたスケジュールを選択しているかどうかが示される。改良された加速度信号が選択されていると、スイッチ１０２はバイアスされたトリップ点信号をヒステリシス関数８８に送る。同様にして、バンド幅バイアス信号１０６とバンド幅信号１０８は加算器１１２に入力される。バイアスされたバンド幅信号１１４とバンド幅信号１０８はスイッチに入力される。前記スイッチは、改良された加速度信号選択からの入力信号１０４を受ける。このスイッチは、オペレータが改良された加速度を選択していることの指示に応答して、修正されたバンド幅をヒステリシス関数８８に出力する。修正されたトリップ点と修正されたバンド幅は、所望ならば、ヒステリシス関数８８をバイアスするために、低又は高推力レベルに使用される。
【００２６】
図５を参照すると、パイロットと段階操作間の移行用及び燃焼器の段階操作用の燃料制御システム１１６が示されている。燃料流のためのオペレータの指令１１８は、図３に示されかつ前述したように、パイロット燃料の流量率（％パイロット）を要求するための信号を意味するパイロット燃料流量率要求１２２に変換される。
【００２７】
前記パイロット燃料流量率要求信号は複数の比率制限１２４の一つと比較される。比較制限は、パイロット燃焼器への燃料流があまりにも速く増加しない又はあまりにも速く減少しないようにするために、パイロット燃料流の変化率を制限するのに使用される。速い増加は燃料スパイクを発生させ、速い減少はパイロット燃焼器の吹き消しを起こさせる。パイロット燃料流量率の変化が比率制限内であれば、パイロット燃料流量率要求信号はパイロット燃料流量率信号として出力される。パイロット燃料流量率の変化が比率制限を越えると、制限された比率はパイロット燃料流量率信号として出力される。次に、パイロット燃料流量率要求は最小パイロット燃料流量率信号１２６と比較される。パイロット燃料流量率信号の値が最小パイロット燃料流量率の値以下であれば、最小パイロット燃料流量率は、吹き消しの危険性を最小にするために、パイロット燃料流量率信号として出力される。パイロット燃料流量率要求の値が最小パイロット燃料流量率の値よりも大きければ、パイロット燃料流量率要求はパイロット燃料流量率信号として出力される。次のステップは、パイロット燃料流量率信号をパイロット燃料流信号に変換することと、その信号を最小パイロット燃料流１２８と比較することである。このチェックにより、最小燃料流が、ハードウェアを考慮した面から、一致していることが確認される。最後のステップはパイロット燃料流量率要求を最大燃料流Ｗf,max信号１２９と比較することである。最大燃料流チェックは、もちろん、ハードウェアの考えを考慮している。二つの信号のうち小さい方の値がパイロット流信号として出力され、そのパイロット流信号は燃料分配弁に送られる。
【００２８】
複数の比率制限をパイロット燃料流に適用する詳細は図６に示されている。パイロット燃料流要求に加えられる特定な比率制限は燃焼器の状態（パイロットモードから段階モードへの移行、又は段階モードからパイロットモードへの移行）によるとともに、主燃料ラインの状態（フル（燃料が充満状態）であるかまたはフルでない）による。
【００２９】
図６に示すようにいくつかのチェックが主燃料ラインの充満状態を決めるために使用される。第１に、主燃焼器への燃料流１３２は掛け算器１３４に入力され、掛け算器１３４は信号を容積燃料流Ｗf,(pph)１３６に変換する。掛け算器の出力は積分器１３８に入力され、積分器１３８は容積燃料流を容積燃料流信号Ｗf（ｉｎ3）１４２に変換する。容積燃料流信号は掛け算器１４４に入力され、容積燃料流信号は質量燃料流信号Ｗf（ｉｂ．）１４６に変換される。この質量燃料流信号は比較手段１４７に入力され、比較手段１４７はそれを主燃料ラインの充満容積の所定質量１４８と比較する。また、容積燃料流信号は、比較手段１５０に直接入力され、充満主燃料ラインに対応する所定の容積燃料流比率レベル１５２と比較される。最終のチェックとして、パイロット燃料流量率要求信号１５４は、比較手段１５６に入力され、主燃料ラインに対応する所定のパイロット燃料流量率信号１５８と比較される。主質量燃料信号が、所定の質量信号より大きいか等しければ、または主容積燃料流が所定の主容積燃料流より大きいか等しければ、またはパイロット燃料流量率要求の値が所定のパイロット燃料流量率の値より小さいか等しければ、主燃料ラインがフルであることを示す信号が出力され、そうでなければ、主燃料ラインがフルでないという信号が出力される。
【００３０】
また、図６にはどの比率制限をパイロット燃料流量率に加えるかの決定が示されている。主燃料ラインにおける燃料の充満状態チェックからの出力はスイッチング手段１６０に入力される。スイッチング手段１６０は、主燃料ラインがフルとして認められると第１の比率制限１６２を出力し、主燃料ラインがフルでないと認められると第２の比率制限１６４を出力する。第２の比率制限１６４は、第１の比率制限１６２よりも小さく、かつ主燃料ラインの遅い充満に対応する。主ラインがフルと認められると、第１の（速い）比率制限がパイロット燃料流量率要求に印加される。パイロットから段階操作までの移行としては、パイロットから段階操作までの移行要求が起こると、パイロット燃料流量率は、第２の比率制限の適用により、主ラインがフルとして認められるまで、ゆっくりと減少する。その後、パイロット燃料流量率の減少は、要求されたパイロット燃料流量率に到るまで、より急速となる。
【００３１】
燃焼器が段階操作からパイロット操作まで移行されると、図６に示すように単一の比率制限が適用される。第１のスイッチング手段１６０の出力と第３の比率制限信号１６６は、パイロット燃料流量率が増加していると適用されるべき比率制限に対応しており、比率制限器１６８に入力される。パイロット燃料流量率が増加していると、前記第３の比率制限が出力される。パイロット燃料流量率が減少していると、主燃料ラインの充満状態に応じて前記第１または第２の比率制限のどちらかが出力される。
【００３２】
図７は比率制限されたパイロット燃料流量率要求を最小燃料流及び最大燃料流と比較するための比較手段２００を示す。前に論じたように決定されかつ図６で述べた比率制限されたパイロット燃料流量率要求１９４は、選択／高関数２０２に入力される。この選択／高関数への他の入力信号は推力レベルの関数として最小パイロット燃料流量率を出力するスケジュール関数２０６から決められた最小パイロット燃料流量率信号２０４である。選択／高関数２０２の出力信号２０８は、掛け算器２１０に入力され、選択されたパイロット燃料流量率信号は流れ比率信号２１２に変換される。この流れ比率信号２１２は、所定の最小流比率信号２１６と、シャフト速度信号２２０とバーナ圧力信号７６から決められる計算された最小流れ比率信号２１８と共に、第２の選択／高関数２１４に入力される。第２の選択／高関数２１４の出力信号は、所定の最大パイロット燃料流信号２２２と共に選択／低関数２２１に入力される。選択／低関数２２１の出力信号２２４はスイッチング手段２２６に入力される。次いで最大パイロット燃料流信号２２２もスイッチング手段２２６に入力される。スイッチング手段２２６の出力信号２２８はシャフトスピード、バーナ圧力及び燃料弁センサと信号の有効性に依存する。全てのセンサと信号が有効（推力と燃料流比率を決めるのに使用されるセンサが、オペレーショナルであることを示す）であれば、前記スイッチング手段は選択／低出力を出力する。センサ又は信号の何れかが無効信号を発生すれば、スイッチング手段は最大パイロット燃料比率を出力する。
【００３３】
図８と図９はエンジン始動システム２３０を示し、このエンジン始動システムは、始動時の主燃料供給ライン（例えば図１記載の主燃料ライン５８）をプレフィルする（予め燃料が充満状態となるようにする）手段を備える。手順の第１のステップ２７２では、図８に示されたように、図９記載のガスタービンエンジンのロータシャフトの回転速度であるロータシャフト速度（Ｎ2）２３２は所定量（αＮ2＝Ｎ2,アイドル−Δ）２３４と比較されて、エンジンがプレフィル手順を始めるための許容動作速度であることが確認される。ロータシャフト速度Ｎ2が受け入れ可能なレベルであれば、次のステップで航空機自体の状態がチェックされる。これは航空機の車輪に負荷がかかっているかどうかの指標すなわち車輪重量信号（ＷＯＷ）２３６を示すセンサによって実行される（図８及び図９）。図８に示されたようにロータシャフト速度（Ｎ2）が受け入れ可能なレベルであると共に前記航空機が地面上にあることが前記車輪のセンサに示されている重量によって示されると、次のステップで主燃料供給ラインの状態がチェックされる。主燃料供給ラインがフル（燃料が充満状態）として検出されない場合、図８に示されたように制御システムはプレフィル手順を開始する。このプレフィル手順では、前記主燃料供給ラインがフルであると検出されるまで、燃料供給の分配をパイロット燃料供給ライン（例えば図１記載のパイロット燃料ライン６２）から主燃料供給ライン（例えば図１記載の主燃料ライン５８）に切り換える。
【００３４】
主燃料供給ラインがフルとして認められると、パイロット燃料の流量の割合は１００％にセットされる。前のステップで生じたパイロット燃焼器への燃料流（Ｗf,p）２３８は、図８に示されたようにパイロット燃焼器への最小燃料流２４０に対してチェックされ、２つの値のうちで高い方が選択される。この値は、プレフィルシーケンスと始動シーケンス間を切換えるスイッチに入力される燃料流Ｗfに変換される。
図９はプレフィル動作とパイロット動作の間の切換えに使用されるロジックをより詳細に示す。主領域のフィル状態は、容積計算とタイマーの双方によって、チェックされる。容積計算において、主領域への燃料流（Ｗf,m）２４２は、主領域への燃料流の容量２４４を決めるために積分され、その後、容積信号を主領域への質量燃料流信号２４８に変換するために定数（Ｋ）２４６と掛け算される。この質量燃料流信号２４８は主燃料ラインを満たすための必要な燃料に相当する重量２５０と比較される。この比較出力信号２５２はＯＲ関数２５４に入力される。タイマー２６０は経過した時間の入力を含んでいる。タイマー２６０内に入力されたプレフィル動作の開始の時間２５６と主燃料ラインを満たすために必要な時間２５８とを比較するためである。タイマー２６０の出力信号２６２もＯＲ関数２５４に入力される。ＯＲ関数２５４の出力信号２６４はインバースを取るためのインバース手段２６６に入力される。このインバース手段２６６から出力されたインバース信号２６８はＡＮＤ関数２７０に入力される。
【００３５】
一方、ロータシャフト速度（Ｎ2）２３２は、図９に示されたように、比較手段２７２に入力され、しきい値ロータシャフト速度（Ｎ2,アイドル−Δ）２３４と比較される。前記比較の出力信号２７４は第２のＡＮＤ関数であるＡＮＤ関数２７６に入力される。このＡＮＤ関数への他の入力信号はＷＯＷ信号２３６である。第２のＡＮＤ関数（ＡＮＤ関数２７６）の出力信号２７８は第１のＡＮＤ関数であるＡＮＤ関数２７０に入力される。第１のＡＮＤ関数（ＡＮＤ関数２７０）の出力信号２８０はスイッチング手段２８２に入力される。スイッチング手段２８２はパイロット段階（口火段階）のみの動作とプレフィル手順の始動または継続との間を切換える。
【００３６】
ロジックの動作は、ロータシャフト速度がしきい値レベル以下であるか又は航空機が地面上にないことを前記航空機の車輪に具備されたセンサに表示された重量が示しているかのいずれかである場合に、プレフィル手順がスイッチオンとならないような動作である。さらに、容積計算又はタイマーのどちらかが主燃料ラインがフルであることを示していると、プレフィル手順がスイッチオフするような動作である。
【００３７】
発明は模範的な実施例につれて開示されているけれども、発明の精神と範囲から逸脱することなく、種々の変形、省略および追加が可能であることは、当業者によって理解されるべきである。
【図面の簡単な説明】
【００３８】
【図１】段階燃焼器を有しかつ燃料供給システムの概略ブロック図を含む、ガスタービンエンジンの側断面図。
【図２】二重ステージ燃焼器の部分側断面図。
【図３】二重ステージ燃焼器用燃料制御システムのヒステリシス効果を示すための、推力（スラスト）パラメータの関数としてガスタービンエンジンに指令されるパイロット燃料の流量の割合のグラフ。
【図４】二重ステージ燃焼器用ステージ切換え制御の概略図。
【図５】二重ステージ燃焼器用制御システムの機能ブロック図である。
【図６】二重ステージ燃焼器用流れ比率制限制御システムを示す図である。
【図７】二重ステージ燃焼器燃料制御システムの流れの比率制御システム用の最小／最大流比率制御システムの概略図。
【図８】二重ステージ燃焼器用始動制御システムの機能ブロック図。
【図９】二重ステージ燃焼器燃料制御システム用プレフィルシステムの概略図。
【符号の説明】
【００３９】
１２…ガスタービンエンジン
１４…燃料供給システム
１６…低圧コンプレッサ、１８…高圧コンプレッサ、２２…燃焼部、２４…高圧タービン、２６…低圧タービン、２８…軸、３２…流路
３４…点火（パイロット）燃焼領域、３６…主燃焼領域、３８…パイロット燃料インジェクタ、４２…主燃料インジェクタ
４６…燃料測定ユニット、４４…燃料源、５４…コントローラ、４８…燃料過流防止弁、５６…オペレータ、５８…主燃料ライン、６２…パイロット燃料ライン６４…制御信号
６６…段階切換え制御システム
２３０…エンジン始動システム
【図１】
0003874780.tif 000002
【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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【図８】
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【図９】
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