(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
少なくとも１個のタービンを有する航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置において、
ａ．前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段、
ｂ．前記タービンの入口側の圧力を検出する圧力検出手段、
ｃ．大気圧を検出する大気圧検出手段、
および
ｄ．前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定するエンジン入口条件データ推定手段、
を備えることを特徴とする航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
【請求項２】
前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータに接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、
ｅ．前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段、
ｆ．前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段、
および
ｇ．前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段、
を備えることを特徴とする請求項１項記載の航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
航空機用エンジンの制御装置にあっては、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、例えば、マッハ数、圧力高度、外気温度などのデータは、一般に、エンジン入口に取り付けられた温度センサ、圧力センサなどのエンジン入口センサ群の出力信号から求めている。
【０００３】
また、機体搭載コンピュータを装備する航空機の場合、エンジン制御装置は機体搭載コンピュータ側で求めたエンジン入口条件データをそのまま入力しているが、その場合でも、通信などの故障によって機体搭載コンピュータのデータを入力できないときのバックアップ用として、エンジン入口に取り付けられたエンジン入口センサ群を必要としている。
【０００４】
そのために、従来技術にあっては、図１に想像線で示す如く、エンジン（ターボファン・エンジン）１０の空気取り入れ口６６の付近に温度センサ６８を設けて流入空気温度（「Ｔ１」という）を検出すると共に、想像線で示す如く、圧力センサ７０を設けて流入空気圧力（「Ｐ１」という）を検出している。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
このように、エンジン入口センサ、即ち、温度センサ６８，圧力センサ７０などはエンジン１０の空気取り入れ口６６に位置するため、ＦＯＤ（Foreign
Ojbect Damage)あるいは氷結などの問題がある。即ち、エンジン入口センサは、鳥、霰などとの衝突に耐えるほど強度を必要とすると共に、ヒータなどの加熱手段を必要とすることから、一般に高価である。
【０００６】
従って、かかるエンジン入口センサ群を除去し、他のセンサ出力に基づいてエンジン入口条件データを推定するのが望ましい。
【０００７】
尚、米国特許第４，２４９，２３８号公報において、センサに故障あるいは異常動作が生じたとき、代替センサ出力から必要とするパラメータを推定することが知られている。しかしながら、この技術にはセンサの一部を除去して他のセンサ出力から必要とするデータを代替的に推定するという技術思想が見られないと共に、推定手法自体も設計したエンジンモデルをリアルタイムに更新しつつ行うものであって、構成において複雑となる憾みがあった。
【０００８】
従って、この発明の目的は上記した課題を解消することにあり、エンジン入口センサを除去し、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件データを論理で求めることを可能とすると共に、構成においても比較的簡易な航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を提供することにある。
【０００９】
また、エンジン制御装置でもエンジン入口条件データを演算して機体搭載コンピュータの演算結果と比較し、機体搭載コンピュータの故障を検知するのが望ましい。
【００１０】
従って、この発明の第２の目的は、エンジン入口センサを除去して他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン入口条件データを論理で求めると共に、機体搭載コンピュータの演算結果と比較して機体搭載コンピュータの故障を検知するようにした航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
上記の目的を達成するために、請求項１項にあっては、少なくとも１個のタービン（より具体的には低圧タービンおよび高圧タービン）を有する航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置において、前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービンの回転数を検出する低圧タービン回転数検出手段、前記高圧タービンの回転数を検出する高圧タービン回転数検出手段）、前記タービンの入口側の圧力（より具体的には高圧圧縮機の出力圧）を検出する圧力検出手段、大気圧を検出する大気圧検出手段、および前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定するエンジン入口条件データ推定手段を備える如く構成した。
【００１２】
これにより、エンジン入口センサ出力に代え、タービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定することが可能となり、エンジン入口センサを除去することができる。
【００１３】
さらに、米国特許第４，２４９，２３８号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００１４】
請求項２項にあっては、前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータに接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段、前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段、および前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段を備える如く構成した。
【００１５】
これにより、請求項１項で述べた作用、効果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、添付図面に即してこの発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を説明する。
【００１７】
図１はその装置を全体的に示す概略図である。
【００１８】
尚、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの４種が知られているが、以下、２軸のターボファン・エンジンを例にとって説明する。
【００１９】
図１において、符号１０はターボファン・エンジン（以下「エンジン」という）を示し、符号１０ａはエンジン本体を示す。エンジン１０は機体（図示せず）の適宜位置にマウントされる。
【００２０】
エンジン１０はファン（ファン動翼）１２を備え、ファン１２は高速で回転しつつ外気から空気を吸引する。ファン１２にはロータ１２ａが一体的に形成され、ロータ１２ａは対向して配置されたステータ１４と共に低圧圧縮機１６を構成し、そこで吸引した空気を圧縮しつつ後方に圧送する。
【００２１】
尚、ファン１２の付近にはセパレータ２０によってダクト（バイパス）２２が形成され、吸引された空気の大部分は後段（コア側）で燃焼させられることなく、ダクト２２を通ってエンジン後方に噴出させられる。ファン排気は、その反作用としてエンジン１０が搭載される機体（図示せず）に推力（スラスト）を生じさせる。推力の大部分は、このファン排気によって生じる。
【００２２】
低圧圧縮機１６で圧縮された空気は後段の高圧圧縮機２４に送られ、そこでロータ２４ａおよびステータ２４ｂによってさらに圧縮された後、後段の燃焼器２６に送られる。
【００２３】
燃焼器２６は燃料ノズル２８を備え、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット）３０で調量された燃料が圧送される。即ち、ＦＣＵ３０は燃料調量バルブ３２を備え、燃料ポンプ（ギヤポンプ）３４によって機体の適宜位置に配置された燃料タンク３６から汲み上げられた燃料は、燃料調量バルブ３２で調量された後、燃料供給通路３８を通って燃料ノズル２８に供給される。
【００２４】
噴霧された燃料は高圧圧縮機２４から圧送された圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタ（図１で図示省略）および点火プラグ（図示せず）で点火されて燃焼する。混合気は一度着火されて燃焼を開始すると、かかる圧縮空気と燃料からなる混合気を連続的に供給されて燃焼を継続する。
【００２５】
燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン４０に送られ、高圧タービン４０を高速回転させる。高圧タービン４０は前記した高圧圧縮機のロータ２４ａに高圧タービン軸４０ａを介して接続され、前記ロータ２４ａを回転させる。
【００２６】
高温高圧ガスは、高圧タービン４０を回転駆動した後、低圧タービン４２に送られ、低圧タービン４２を比較的低速で回転させる。低圧タービン４２は前記した低圧圧縮機１６のロータ１２ａに低圧タービン軸４２ａ（軸４０ａと同心二軸構造）を介して接続されており、前記ロータ１２ａを回転させる。
【００２７】
低圧タービン４２を通過した高温高圧ガス（タービン排気）は、ダクト２２を通ってそのまま排出されるファン排気と混合させられてジェットノズル４４からエンジン後方に噴出される。
【００２８】
エンジン本体１０ａの外部下面の前側寄りには、アクセサリ・ドライブ・ギアボックス（以下「ギアボックス」という）５０がステー５０ａを介して取り付けられると共に、ギアボックス５０の前端には一体的に構成されたスタータおよびジェネレータ（以下「スタータ」と総称する）５２が取り付けられる。尚、ギアボックス５０の後端には前記したＦＣＵ３０が配置される。
【００２９】
エンジン１０の始動時、スタータ５２によって軸５６が回転させられると、その回転は駆動軸５８（および図示しないベベルギアなどのギア機構）を介して高圧タービン軸４０ａに伝えられ、燃焼に必要な空気が燃焼器２６に送り込まれる。
【００３０】
他方、軸５６の回転はＰＭＡ（パーマネントマグネット・オルタネータ）６０と燃料ポンプ３４に伝えられて燃料ポンプ３４を駆動し、前記したように燃料を燃料ノズル２８を介して噴霧する。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。
【００３１】
エンジン１０が自立運転回転数に達すると、高圧タービン軸４０ａの回転が逆に駆動軸５８（および図示しないベベルギアなどのギア機構）を介して軸５６に伝えられ、燃料ポンプ３４を駆動すると共に、ＰＭＡ６０とスタータ５２を駆動する。それによって、ＰＭＡ６０は発電すると共に、スタータ５２は、機体に電力を供給する。
【００３２】
エンジン１０において、低圧タービン軸４２ａの付近にはＮ１センサ（回転数センサ）６２が配置され、低圧タービン回転数（低圧タービン軸４２ａの回転数）Ｎ１に比例する信号を出力すると共に、軸５６の付近にはＮ２センサ（回転数センサ）６４が配置され、高圧タービン回転数（高圧タービン軸４０ａの回転数）Ｎ２に比例する信号を出力する。
【００３３】
また、ＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット。後述）の内部にはＰ０センサ（圧力センサ）７２が設けられ、大気圧Ｐ０に比例する信号を出力すると共に、ロータ２４ａの下流にはＰ３センサ（圧力センサ）７４が配置されて高圧圧縮機２４の出力圧Ｐ３に比例する信号を出力する。
【００３４】
さらに、高圧タービン４０と低圧タービン４２の間の適宜位置にはＩＴＴセンサ（温度センサ）７６が配置され、その部位の温度（エンジン代表温度）ＩＴＴに比例する信号を出力する。
【００３５】
尚、先に述べた如く、この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置においては、エンジン本体１０ａの前面の空気取り入れ口６６の付近に配置されて流入空気の温度Ｔ１を検出する温度センサ６８と、同様にその付近に配置されて流入空気の圧力Ｐ１を検出する圧力センサ７０を除去するようにした。
【００３６】
エンジン本体１０ａの上部位置には前記したＥＣＵ（符号８０で示す）が配置される。上記したセンサ群の出力は、ＥＣＵ８０に送られる。
【００３７】
図２は、ＥＣＵ８０および前記したＦＣＵ３０の構成を全体的に示すブロック図である。
【００３８】
前記したセンサ群に加え、機体操縦席（コックピット。図示せず）付近に設置されたスロットルレバー（スラストレバー）８２の付近にはＴＬＡセンサ（スロットルレバー位置センサ）８４が配置され、パイロット（操縦者）が入力したスロットルレバー位置（操作者要求出力）ＴＬＡに比例する信号を出力する。ＴＬＡセンサ８４の出力もＥＣＵ８０に入力される。尚、図２において各センサ（Ｐ０センサ、ＴＬＡセンサなど）は、その検出対象名（Ｐ０、ＴＬＡなど）で示す。
【００３９】
さらに、ＦＣＵ３０の適宜位置にはＦＭＶＰセンサ（バルブ位置センサ。図２で図示省略）が設けられ、燃料調量バルブ３２のバルブ位置ＦＭＶＰに比例する信号を出力する。ＦＭＶＰセンサの出力もＥＣＵ８０に入力される。
【００４０】
さらに、ＥＣＵ８０には、通信インターフェース・ユニット８８を介して前記したスロットルレバー８２以外の機器のパイロット選択指令９０、前記した機体搭載コンピュータ（Air Data Computer 。以下「ＡＤＣ」という）９２からのデータ、および第２のエンジン（図示せず）のＥＣＵ９４からのデータが入力（あるいは出力）されると共に、コックピット内のディスプレイ９６に接続されてＥＣＵ８０のデータを表示させる。
【００４１】
ＥＣＵ８０はＣＰＵ８０ａを備え、ＣＰＵ８０ａは入力値に基づき、スロットルレバー位置（操作者要求出力）ＴＬＡに応じた低圧タービン軸回転数（低圧タービン回転数）Ｎ１となるように、エンジン１０に供給すべき燃料流量の指令値（操作量）を、トルクモータ９８への通電電流指令値として算出してＦＣＵ３０に送る。
【００４２】
さらに、ＥＣＵ８０は検出された低圧タービン回転数Ｎ１および高圧タービン回転数Ｎ２の値のいずれかが所定値（例えば、それぞれの最高回転数の１０７％相当値）を超えるか否か監視し、検出された低圧タービン回転数Ｎ１および高圧タービン回転数Ｎ２のいずれかが所定値を超えるときはオーバースピードと判断し、エンジン１０に供給すべき燃料流量が所定値、より具体的には零あるいは最小となるようにトルクモータ９８への通電電流指令値を決定してＦＣＵ３０に送る。
【００４３】
ＦＣＵ３０は低圧燃料ポンプ１００を備え、燃料タンク３６（図２で図示省略）から汲み上げられた燃料は、フィルタ（およびオイルクーラ）１０２を経て前記した燃料ポンプ３４で高圧化されて燃料調量バルブ３２に送られる。トルクモータ９８は燃料調量バルブ３２に接続され、そのスプール位置を決定する。従って、高圧ポンプ３４を介して圧送された燃料は、燃料調量バルブ３２でそのスプール位置に応じた流量に調節（調量）される。
【００４４】
調量された燃料は、シャットオフバルブ１０４、ドレーンバルブ１０６およびシャットオフ機構１０８を介して前記した燃料ノズル２８に供給される。
【００４５】
尚、低圧タービン軸４２ａには非常停止スイッチ１１０が接続されており、低圧タービン軸４２ａが何らかの理由から変位するとオンし、シャットオフ機構１０８を動作させて燃料ノズル２８への燃料供給を機械的に遮断する。同様に、ソレノイド１１２が設けられ、パイロット選択指令９０に応じてシャットオフバルブ１０４を動作させて燃料ノズル２８への燃料供給を遮断する。
【００４６】
さらに、ＥＣＵ８０においてＣＰＵ８０ａは、エンジン制御に必要なエンジン入口条件データ、より具体的には、マッハ数Ｍｎ、圧力高度ＡＬＴ、および外気温度（より具体的には全温度ＴＡＴ、真大気温度ＳＡＴ）などのデータを論理に基づいて推定（演算）する。
【００４７】
この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の特徴は、このようなエンジン制御に必要なエンジン入口条件データを論理に基づいて推定（演算）することにあるので、以下その点に焦点をおいて説明する。
【００４８】
図３はその推定動作を示すフロー・チャートである。
【００４９】
以下説明すると、Ｓ１０において、検出した大気圧Ｐ０に基づいた近似関数から圧力高度ＡＬＴを算出する。圧力高度ＡＬＴはこのように、地上からの離間距離ではなく、大気圧に関連した値として算出する。尚、検出した大気圧Ｐ０をそのまま用いるが、温度などに応じて適宜補正した値を用いても良い。
【００５０】
次いでＳ１２に進み、全温度ＴＡＴと流入空気温度Ｔ１はほぼ等しいものとみなすことができるため、流入空気温度Ｔ１を適宜な値に仮定する。
【００５１】
前記したようにこの実施の形態においては流入空気温度Ｔ１を検出するセンサ（および流入空気圧力Ｐ１を検出するセンサ）を除去していることから、流入空気温度Ｔ１を実測していないが、一般に、流入空気温度Ｔ１と全温度ＴＡＴは、ほぼ等しいとみなすことから、このように仮定する。
【００５２】
ここで、外気温度について説明すると、高速機の場合、外気温度を測定する温度センサにあっては、受感部に衝突した空気が断熱圧縮されて温度上昇をもたらすため、大気の真の温度より高い値を示す。この温度を全温度ＴＡＴという。それに対し、大気の真の温度を真大気温度ＳＡＴという。
【００５３】
全温度ＴＡＴと真大気温度ＳＡＴの間には以下のような関係がある。
ＳＡＴ＝ＴＡＴ／（１＋０．２ＫＭｎ2 ）
上記で、Ｋ：係数、Ｍｎ：マッハ数である。従って、先ずマッハ数を算出し、それから真大気温度（外気温度）ＳＡＴを算出する。
【００５４】
次いでＳ１４に進み、仮定した流入空気温度Ｔ１と低圧タービン回転数Ｎ１と高圧タービン回転数Ｎ２からマップ１を検索してマッハ数Ｍｎを推定する。図４にマップ１の特性を示す。図示の如き特性を予め実験により求めておく。
【００５５】
尚、同図においてθは大気温度比を示し、以下のように算出される。
θ＝Ｔ１／ＴＳＴＤ
上記で、Ｔ１：流入空気温度、ＴＳＴＤ：所定温度であり、共に〔°Ｋ〕で示す。ＴＳＴＤは、例えば２８８．１５〔°Ｋ〕である。
【００５６】
また、同図では最小マッハ数（Ｍｎ＝０）と最大マッハ数（Ｍｎ＝０．９）のみ示すが、破線で示す如く、その間に種々の値を設定しておくものとする（尚、補間演算を用いても良い）。
【００５７】
マッハ数Ｍｎは以下のように示される。
Ｍｎ＝ω／√κＲＴ
上記で、ω：平均流速、κ：比熱比、Ｒ：ガス定数、Ｔ：理想気体の温度である。
【００５８】
次いでＳ１６に進み、推定したマッハ数Ｍｎと検出大気圧Ｐ０から図示の如き物理的な近似式を用いてから流入空気圧力Ｐ１を算出する。
【００５９】
次いでＳ１８に進み、算出した流入空気圧力Ｐ１と高圧圧縮機出力圧Ｐ３と高圧タービン回転数Ｎ２からマップ２を検索して流入空気温度Ｔ１を推定する。図５にマップ２の特性を示す。図示の如き特性も予め実験により求めておく。
【００６０】
次いでＳ２０に進み、先にＳ１２で仮定した流入空気温度Ｔ１とＳ１８で推定した流入空気温度Ｔ１が一致（より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致）するか否か判断し、否定されるときはＳ１２に戻り、仮定値が推定値に収束するまで以上の処理を繰り返す。
【００６１】
他方、Ｓ２０で肯定されるときはＳ２２に進み、流入空気温度Ｔ１とマッハ数Ｍｎから図示の如き物理的な近似式を用いて真大気温度ＳＡＴを算出する。
【００６２】
次いでＳ２４に進み、前記した通信インターフェース・ユニット８８を介してＡＤＣ９２からデータ、即ち、ＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）したエンジン入口条件データを入力する。
【００６３】
次いでＳ２６に進み、ＥＣＵ８０で算出したエンジン入口条件データと、ＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）したエンジン入口条件データが一致（より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致）するか否か判断する。
【００６４】
Ｓ２６で否定されるときはＳ２８に進み、ＡＤＣ９２（あるいはその通信系）系に故障が生じたと判定し、必要に応じてコックピット内のディスプレイ９６への表示などを介してＡＤＣ故障検知をパイロットに報知すると共に、肯定されるときはＡＤＣ９２（あるいはその通信系）系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【００６５】
この実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置は上記の如く、エンジン入口センサ（温度センサ６８，圧力センサ７０など）出力に代え、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン１０の入口条件データを論理で求めるようにしたので、エンジン入口センサ（温度センサ６８，圧力センサ７０など）を除去することができる。
【００６６】
さらに、米国特許第４，２４９，２３８号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００６７】
さらに、上記に加え、ＡＤＣ９２あるいはその通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【００６８】
尚、上記においてＳ２４以降の処理は必須ではない。即ち、エンジン入口条件データの論理演算は、ＡＤＣ９２の故障検知を実行すると否とに関わらず、行っても良い。
【００６９】
図６は、この発明の第２の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置、特にその動作を示す、図３と同様のフロー・チャートである。
【００７０】
先に述べた第１の実施の形態においてはエンジン入口条件データの論理演算として収束計算を用いたが、第２の実施の形態ではその演算にニューロ関数を用いるようにした。
【００７１】
以下説明すると、Ｓ１００において運転データ（いわゆるフライトエンベロープ）またはシミュレーションデータに基づいて作成したニューロ関数を用い、同図に示す如く、検出大気圧Ｐ０と高圧圧縮機出力圧Ｐ３と低圧タービン回転数Ｎ１と高圧タービン回転数Ｎ２（あるいはその微分値）などから、マッハ数Ｍｎを推定する。
【００７２】
図７は推定用のニューロ関数の作成を示す説明図である。
【００７３】
ニューロ関数は、運転データ（いわゆるフライトエンベロープ）または過渡的なシミュレーションの計算結果を入力値、教師データとして学習に用いつつ、予め十分に学習しておく。ネットワークは図示の如く３層とし、しきい値関数として、シグモイド関数を用いる。ネットワークへの入出力は、スケーリング行列を用いて基準化する。同図の下部に計算フローを示す。ここでは、学習率、慣性項係数、ニューロン数、しきい値関数などをチューニングパラメータとする。
【００７４】
次いでＳ１０２に進み、第１の実施の形態と同様に、検出大気圧Ｐ０から近似関数を用いて圧力高度ＡＬＴを算出する。
【００７５】
次いでＳ１０４に進み、第１の実施の形態と同様に、マッハ数Ｍｎと検出大気圧Ｐ０から物理的な近似式を用いて流入空気圧力Ｐ１を算出する。
【００７６】
次いでＳ１０６に進み、第１の実施の形態と同様に、算出した流入空気圧力Ｐ１と高圧圧縮機出力圧Ｐ３と高圧タービン回転数Ｎ２からマップ２を検索して流入空気温度Ｔ１を推定する。
【００７７】
次いでＳ１０８に進み、第１の実施の形態と同様に、推定した流入空気温度Ｔ１とマッハ数Ｍｎから物理的な近似式を用いて真大気温度ＳＡＴを算出する。
【００７８】
次いでＳ１１０に進んでＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）したエンジン入口条件データを入力し、Ｓ１１２に進んでＥＣＵ８０で算出したエンジン入口条件データと、ＡＤＣ９２が演算（あるいは検出）したエンジン入口条件データが一致（より詳しくは完全に一致あるいは少なくともほぼ一致）するか否か判断する。
【００７９】
Ｓ１１２で否定されるときはＳ１１４に進み、ＡＤＣ９２（あるいはその通信系）系に故障が生じたと判定し、必要に応じてコックピット内のディスプレイ９６への表示などを介してＡＤＣ故障検知をパイロットに報知すると共に、肯定されるときはＡＤＣ９２（あるいはその通信系）系が正常と判定して以降の処理をスキップする。
【００８０】
第２の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置も、第１の実施の形態と同様に、エンジン入口センサ出力に代え、他のセンサ出力に基づいて必要とされるエンジン１０の入口条件データを論理で求めるようにしたので、エンジン入口センサを除去することができる。
【００８１】
さらに、上記に加え、ＡＤＣ９２あるいはその通信系の故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【００８２】
さらに、米国特許第４，２４９，２３８号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。また、Ｓ１１０以降の処理が必須ではないことも第１の実施の形態と異ならない。
【００８３】
尚、第２の実施の形態においてニューロ関数を用いたが、それに限られるものではなく、近似関数であればどのような関数を用いても良い。
【００８４】
上記の如く、この実施の形態にあっては、少なくとも１個のタービン（より具体的には低圧タービン（４２）および高圧タービン（４０））を有する航空機用ガスタービン・エンジン（ターボファン・エンジン１０）の制御装置において、前記タービンの回転数を検出するタービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービンの回転数（低圧タービン（軸）回転数Ｎ１）を検出する低圧タービン回転数検出手段（Ｎ１センサ６２）、前記高圧タービンの回転数（高圧タービン（軸）回転数Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数検出手段（Ｎ２センサ６４））、前記タービンの入口側の圧力（より具体的には高圧圧縮機出力圧Ｐ３）を検出する圧力検出手段（Ｐ３センサ７４）、大気圧（大気圧Ｐ０）を検出する大気圧検出手段（Ｐ０センサ７２）、および前記エンジンの入口に流入する空気の温度を検出する温度センサを用いることなく、前記タービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度（外気温度（より詳しくは全温度ＴＡＴ、真大気温度ＳＡＴ））を含むエンジン入口条件データ、より詳しくはマッハ数Ｍｎ、圧力高度ＡＬＴ、および外気温度（より詳しくは全温度ＴＡＴ、真大気温度ＳＡＴ）などのデータを推定するエンジン入口条件データ推定手段（ＥＣＵ８０，Ｓ１０からＳ２２，Ｓ１００からＳ１０８）を備える如く構成した。
【００８５】
さらに、前記エンジンを装着した機体に搭載されたコンピュータ（ＡＤＣ９２）に接続されると共に、前記エンジン入口条件データ推定手段は、前記機体搭載コンピュータで演算されたエンジン入口条件データを入力するデータ入力手段（Ｓ２４，Ｓ１１０）、前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データを比較して一致するか否か判断する判断手段（Ｓ２６，Ｓ１１２）、および前記入力されたエンジン入口条件データと前記推定されたエンジン入口条件データが一致しないと判断されるとき、前記機体搭載コンピュータに故障が生じたと判定する判定手段（Ｓ２８，Ｓ１１４）を備える如く構成した。
【００８６】
尚、上記した実施の形態において、航空機用ガスタービン・エンジンとしてはターボファン・エンジンを例にとったが、ターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンなどであっても良い。
【００８７】
【発明の効果】
請求項１項にあっては、エンジン入口センサ出力に代え、タービン回転数検出手段（より具体的には低圧タービン回転数検出手段、高圧タービン回転数検出手段）、圧力検出手段および大気圧検出手段の出力を入力し、少なくとも前記入力された出力に基づいて少なくとも前記エンジンの入口に流入する空気の温度を含むエンジン入口条件データを推定することが可能となり、エンジン入口センサを除去することができる。
【００８８】
さらに、米国特許第４，２４９，２３８号公報に開示される手法と異なり、エンジンモデルを用いず、従ってモデルをリアルタイムに更新することもないので、論理演算構成においても比較的簡易である。
【００８９】
請求項２項にあっては、請求項１項で述べた作用、効果に加え、機体搭載コンピュータの故障を検知し、必要に応じてパイロットに報知するなどの対策を講じることができる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明の一つの実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を全体的に示す概略図である。
【図２】図１装置の中のＥＣＵおよびＦＣＵの構成を示す説明ブロック図である。
【図３】図１の装置の動作を示すフロー・チャートである。
【図４】図３フロー・チャートで使用されるマップ１の特性を示す説明グラフである。
【図５】図３フロー・チャートで使用されるマップ２の特性を示す説明グラフである。
【図６】この発明の第２の実施の形態に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置、特にその動作を示す、図３と同様のフロー・チャートである。
【図７】図６フロー・チャートで使用されるニューロ関数の作成手法を示す説明グラフである。
【符号の説明】
１０      航空機用ガスタービン・エンジン（ターボファン・エンジン）
１２      ファン
１２ａ    ロータ
１４      ステータ
１６      低圧圧縮機
２４      高圧圧縮機
２４ａ    ロータ
２４ｂ    ステータ
２６      燃焼器
２８      燃料ノズル
３０      ＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニット）
３２      燃料調量バルブ
４０      高圧タービン
４０ａ    高圧タービン軸
４２      低圧タービン
４２ａ    低圧タービン軸
６２      Ｎ１センサ（低圧タービン回転数検出手段）
６４      Ｎ２センサ（高圧タービン回転数検出手段）
７６      ＩＴＴセンサ
７２      Ｐ０センサ（大気圧検出手段）
７４      Ｐ３センサ（圧力検出手段）
８０      ＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット）
８０ａ    ＣＰＵ
８２      スロットルレバー
９２      機体搭載コンピュータ（ＡＤＣ）
９８      トルクモータ
【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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