(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ａ）ガスタービンエンジン（３）を第１の制御手法（１１０）に従って運転する段階と、
ｂ）前記エンジン（３）への損傷を探す段階と、
ｃ）損傷が見つかった場合に、前記エンジンを第２の制御手法（１４０）に従って運転する段階と、を含み、
前記第２の制御手法（１４０）は、前記エンジンの運転パラメータがその正常運転値を超えることを可能にし、且つ、前記エンジンが所定時間だけ有効な最大出力が得られるよう制御する
ことを特徴とする方法。
【請求項２】
前記所定時間が３０分間であることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記第２の制御手法（１４０）は、前記エンジンの運転パラメータが４％だけその正常運転値を超えることを可能にすることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記第２の制御手法（１４０）は、制御量のスケジュールを変更することを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
ａ）ガスタービンエンジン（３）と、
ｂ）該ガスタービンエンジンを第１の制御手法に従って運転するための手段（３３５）と、
ｃ）ｉ）前記エンジンへの損傷を探し、ii）損傷が見つかった場合に、前記エンジンを第２の制御手法に従って運転するための手段（３３０）と、
を含み、
前記第２の制御手法（１４０）は、前記エンジンの運転パラメータがその正常運転値を超えることを可能にし、且つ、前記エンジンが所定時間だけ有効な最大出力が得られるよう制御する
ことを特徴とする装置。
【請求項６】
前記所定時間が３０分間であることを特徴とする、請求項５に記載の装置。
【請求項７】
前記第２の制御手法（１４０）は、前記エンジンの運転パラメータが４％だけその正常運転値を超えることを可能にすることを特徴とする、請求項５に記載の装置。
【請求項８】
前記第２の制御手法（１４０）は、制御量のスケジュールを変更することを特徴とする、請求項５に記載の装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンのための制御システムに関する。
【０００２】
【発明の背景】
航空機に動力を与えるために用いられるガスタービンエンジンにおいては、機能不良が時々起こる。多くの機能不良は軽微なものであるが、一部はエンジンの推力を極度に低下させるほどに重大なものもある。例えば、エンジンが大きな鳥を吸い込んだ場合には、エンジンの推力発生能力を著しく損なう損傷が起こる可能性がある。別の例としては、テロリストの発射したミサイルが、同様な損傷又は更に悪い状態を生じさせる可能性がある。第３の例としては、離陸の際に、滑走路に放置されたデブリをエンジンが吸込むことがあり得る。
【０００３】
このような場合に、パイロットは少なくとも２つの手法を採ることができる。１つは、低い推力レベルでではあるが、エンジンの運転を続けることである。第２は、エンジンを停止することである。本発明は、機能不良のガスタービンエンジンを運転するための別の手法を提供する。
【０００４】
【発明の概要】
本発明の１つの形態では、システムは、予測より少ない推力量を検知するなどにより、ガスタービンエンジン中の損傷を検出する。損傷が検出されると、本発明は次に、エンジンの（１）将来の寿命を（２）現時点での推力と引き換える方策を講じる。
【０００５】
例えば、本発明では、特定のロータの速度に対する限界値を増大させ、ロータ及び他の構成部品の寿命を消耗するが、より大きい推力を現時点で発生させることができる。別の例としては、タービン入口温度に対する限界値を引き上げ、この場合も構成部品の寿命を消耗するが、より大きい推力を現時点で発生させることができる。
【０００６】
【発明の実施の形態】
この説明は、（１）本発明の１つの形態の簡略化した実施例、及びその場合の（２）より一般的な説明を記載するものである。
【０００７】
図１は、簡略化したガスタービンエンジン３を示し、該ガスタービンエンジンは中心線４に関して対称である。ファン６が入ってくる空気７を加圧して、部分９を高圧圧縮機１２に供給する。他の部分１５は迂回されて推力を生じるのに用いられる。高圧圧縮機１２は空気をさらに圧縮してそれを燃焼器１８に送り、該燃焼器において燃料２１が供給され燃焼して、熱の形で空気にエネルギーを加える。
【０００８】
高エネルギーの燃料／空気混合物は、次に高圧タービン２４に導かれ、該高圧タービンは混合物から機械的エネルギーを取り出して、そのエネルギーを用いて軸２７を介して高圧圧縮機１２を駆動する。高圧タービン２４の排気３０は低圧タービン３３に導かれ、該低圧タービンは機械的エネルギーをさらに取り出して、そのエネルギーを用いて軸３６を介してファン６を駆動する。低圧タービン３３の排気３５は、可能な範囲まで推力を発生するのに用いられる。
【０００９】
エンジン３への損傷が、図２におけるように、高圧圧縮機１２を取り囲むケーシング４２中の穴３９の形で起こると仮定する。この損傷は、例えば、エンジンに突き当たる発射体により戦時に蒙る可能性がある。
【００１０】
穴３９が存在する状態では、空気４１が失われるので圧縮機効率が低下する。燃焼器１８に送られる空気９は、質量流量及び圧力が減少する。結果として、エンジン３の推力が低下することになる。
【００１１】
本発明は、圧縮機効率の低下を検知し、つまり、損傷が起こったという推断を下す。次に、本発明は、この効率低下を埋め合わせる措置を講じることになる。
【００１２】
本発明は、（１）エンジンの長期寿命を（２）推力の一時的な現時点での増加と交換する手法を実行する。つまり、エンジンの将来の寿命の短縮が、現在の推力と引き換えられる。この手法がいかにして可能になるかを説明する背景となるいくつかの原則を詳しく述べることにする。
【００１３】
簡単に言えば、ガスタービンエンジン中の構成部品の多くは、温度や圧力の標準的環境安定条件から大きく逸脱する過酷な条件の下で作動する。この過酷な条件は構成部品に損耗を引き起こし、限られた有効寿命を構成部品にもたらす。本発明は、正常ではなく過酷な条件下でエンジンを作動させて、推力の増大を得るが、それは多くの構成部品の寿命を短縮するという代償を払ってのことである。
【００１４】
これらの原則をより詳細に説明するために、一部の構成部品は非常に大きい遠心力場で作動するということを指摘しておく。一般に、回転する構成部品の遠心加速度は、（ｗ2）×（ｒ）であり、ここでｗは毎秒当たりのラジアンで表される角回転速度であり、またｒは回転中心からの本体の距離である。
【００１５】
図１の高圧圧縮機１２の半径が１フィート(30cm)であり、かつ10,000ｒｐｍで回転するとすれば、それは毎秒１６７回転に相当し、その時の遠心加速度は、
（２×ＰＩ×１６７）×（２×ＰＩ×１６７）×（１／秒2）×（１フィート）、又は約１１０万フィート／秒2である。これを重力の加速度、３２フィート／秒2で割れば、約34,000Ｇの重力加速度場になる。
【００１６】
従って、この圧縮機１２は、極めて大きい重力場の下で作動することになり、通常１ポンド(0.45Kg)の重量がある圧縮機ブレードは、運転中には34,000ポンドの重量になることになる。
【００１７】
その上に、一部の構成部品は非常に高い温度に曝され、中には用いられる材料の溶融温度を実際に超える温度もある。溶融温度を超える温度に曝される構成部品は積極的に冷却され、溶融温度より低く保たれなければならない。また、時には平方インチ(6.5平方cm)当り４００ポンドを超える高圧が存在して、それが材料に応力を与える。
【００１８】
高い重力場、高温、及び高圧が、エンジンの内部の材料に高い応力を掛ける３つの要因になっている。
【００１９】
これらの３つの要因はそれ自体で大きい応力を生じるだけでなく、またそれらが周期的状態で作用するという事実が追加の応力及び摩耗を生じる。つまり、エンジンが静止しているとき、これらの要因は存在しない。しかし、エンジンが運転状態にされると、前には存在しなかった３つの要因が出現し、エンジンに応力を掛ける。
【００２０】
応力を繰り返し掛けられ、続いて応力の緩和が起こることで、材料に疲労を生じ、しばしば結果として応力亀裂を生じる。事実、多くの部品の有効寿命、又はそれらの有用性に対する少なくとも外側限界は、部品が受けたこのようなサイクルの数により評価される。
【００２１】
別の要因は、温度が上昇するにつれて多くの材料の引張強度は低下すると述べている物理学の法則である。さらに、このような材料で作られた構成部品は、クリープとして知られているある種の変形を受ける可能性がある。従って、構成部品が大きい応力の下で極端に高い温度で作動された場合、その構成部品は永久変形する可能性がある。さらに、クリープは必ずしもすぐに起こるというわけではなく、時には、今説明した応力に長期間曝された後に起こることもある。
【００２２】
これらの応力、及びその周期的な性状が、ガスタービンエンジンの設計者にエンジンの運転条件に厳しい制限を加え、それによってエンジンの内部の構成部品に掛かる最大応力を制限させることになる。例えば、図２中の位置５０におけるガスの温度は、タービン入口温度と呼ばれるが、或る一定の限界値に保たれる。限界値を超えていることを制御システム（図示せず）が検知した場合、制御システムは、限界値を低める方策を取り、それらの方策が役に立たなければ、エンジンを停止することができる。
【００２３】
従って、これらの背景にある原則を要約すると、正常運転中には、エンジン制御システムは、ガスタービンエンジン内部の多くの構成部品を、特定の包囲(エンベロープ)の温度、圧力及び回転速度の範囲内に維持する。構成部品をその包囲の範囲内に維持する主たる目的は、エンジンの有効寿命を最大にすることである。
【００２４】
本発明では、或る一定の状況においてはこの制御手法に対する例外を認める。図２の穴３９が生じる場合のような、圧縮機効率の低下が検出される場合には、本発明は、エンジンの寿命を最大にすることはもはや最も重要なことではないと判断する。もっと適切に言えば、例え限られた時間の間であってもエンジンから連続して推力を得ることに、例えそれが究極的にエンジンのかなりの寿命を犠牲にすることを意味するとしても、より高い優先順位が割り当てられる。
【００２５】
この目的のために、本発明は、上述した包囲を変更する。本発明は、１つ又はそれ以上の構成部品に対して以前に与えられた限界値を変更する。圧縮機が破壊されたこの例において、２つの限界値が高められる。即ち、（１）高圧タービン入口温度に対する限界値が引き上げられることになり、また（２）高圧タービンの速度に対する限界値も引き上げられることになる。
【００２６】
高圧タービンの速度に対する限界値を引き上げることは、圧縮機を通しての質量流量を増大させることになり、そのことが、穴３９を通して失われた空気の質量を埋め合わせることになる。
【００２７】
高圧タービン入口温度に対する限界値を引き上げることの効果を説明するのはそれほど簡単ではないが、タービンにより取り出されるエネルギーがタービンに生じる温度低下に関係があるという事実により大体説明できる。図２の二段タービン装置の入口温度が増大すれば、一般にそれらのタービンが取り出すエネルギーは増大することになる。
【００２８】
図３は、本発明によって実行される一般化された処理を示すフローチャートである。ブロック１００は、エンジンセンサの集合出力を表わす。最新のガスタービン航空機エンジンには多数のセンサの配列が装備されていて、様々な位置での温度及び圧力、並びにロータの速度を測定している。センサの多くは、主センサと呼ばれ、主センサが故障した場合の冗長性を与える予備センサを備えている。
【００２９】
センサ出力は、ブロック１０５に示すように、エンジン制御装置（図示せず）により受信される。ブロック１１０は、エンジン制御手法、又はアルゴリズムを表わし、それらはエンジン制御装置により実行される。ブロック１１０は簡略化したものであり、実際の制御システム及びその処理は非常に複雑であることを発明者は指摘しておく。
【００３０】
エンジン制御システムは一般的に公知である。制御システムは、（１）燃料空気比、（２）ステータ羽根角度、（３）圧縮機抽気、（４）タービンシュラウド冷却等のような、エンジン３の様々な運転条件を制御する。これらの制御されたパラメータは、図には示してはいないが、当技術では公知である。
【００３１】
図３の分岐点１１２は、センサ出力が別の行先、即ちブロック１１５に送られ、そこでセンサ出力が続いて本発明により用いられることを示す。ブロック１１５により受信される出力には、全てのセンサの全出力を含んでもよいし、又はセンサの部分集合の出力のみを含めることもできる。
【００３２】
一般に、センサ出力のベクトルを点検することになる。ベクトルは、
（Ｐ１，Ｐ２，．．．ＰＮ，Ｎ１，Ｎ２，．．．ＮＮ，Ｔ１，Ｔ２，．．．ＴＮ）
として表わすことができ、ここでＰは圧力を、Ｎは速度を、またＴは温度を表わす。下付き添え字、即ち、１、２、及びＮは、エンジン中の異なる位置での圧力、速度及び温度が測定されることを示す。振動又は偏向のような他のパラメータもまた測定されることができる。
【００３３】
ブロック１２０はベクトルが点検されることを示す。全体としての目標は、エンジンに対する損傷が起こったことをベクトルが示すかどうかを判断することである。この判断をすることに対して多数のアプローチが可能である。
【００３４】
１つのアプローチにおいては、選択されたパラメータが規定された限界値内にあるかどうかについて調査がなされる。例えば、圧縮機吐出圧が巡航状態においてある一定の値より低い値を示せば、その場合には損傷があることが推断できる。
【００３５】
第２のアプローチにおいては、正常運転状態で異状のないエンジンについてのベクトルが点検される。その後、選択された項目の損傷が導入されて、対応するベクトルが点検される。次に、異なる種類の損傷が導入されて、処理が繰り返される。
【００３６】
つまり、このアプローチは損傷の各々の種類に対する識別特性を導き出すのである。受ける可能性のある損傷の種類には、（１）様々な位置における様々な規模の破壊、（２）選択された油圧、空気圧、及び電気系路の切断、（３）ファン、圧縮機、及びタービンにおけるブレード又はブレードの一部の喪失、並びに（４）その他を挙げることができる。
【００３７】
第３のアプローチにおいては、第２のアプローチのように損傷は実際には導入されず、損傷はコンピュータモデル中で合成される。非常に精巧なコンピュータモデルが開発されていて、それは全てで可能ではないにしても、多くの運転状態下でのガスタービンエンジンの運転を表わす。損傷はモデル中で合成することができ、得られたベクトルの識別特性は確かめることができる。
【００３８】
第４のアプローチにおいては、ベクトルの損傷識別特性はガスタービンエンジンの設計者の卓越性と経験によって得られる。
【００３９】
図３のブロック１２５は、損傷が存在するかどうかについて調査がなされることを示す。損傷が全く推断されなければ、ＮＯ分岐１２６が選ばれて、ブロック１１５から始まる処理が繰り返される。損傷が推断された場合、ＹＥＳ分岐１２７が選ばれて、ブロック１３０に進む。
【００４０】
ブロック１３０は、損傷の種類が評価されることを示す。ブロック１３５は、応答の種類が損傷の評価に基づいて決定されることを示す。ブロック１３０及び１３５は説明目的のために分離したものとして表わされていることを発明者は指摘しておく。実際には、ブロック１３０は無くすことができそうである。
【００４１】
例えば、実際には、ベクトル中の各損傷の識別特性には応答が割り当てられている。上述の圧縮機破壊状況においては、識別特性は圧縮機吐出圧の低下になる可能性がある。応答は、（１）タービン入口温度に対する限界値を引き上げることと、（２）高圧圧縮機１２の速度に対する限界値を引き上げることとすることができる。しかしながら、圧縮機問題が存在するという実際の結論は、必ずしも得られないしまた必要とされない。
【００４２】
従って、ブロック１３０は本発明の１つの形態の背後にある概念を例示するために示されている。しかし、実際の評価、即ち損傷に名前を割り当てることは厳密には必要ではない。むしろ、（１）逸脱ベクトルを検知することから直ちに（２）その逸脱に対する応答へ飛ぶことが行われ得る。
【００４３】
ブロック１４０は、ベクトルが示す損傷に適した応答が実行されることを示す。
【００４４】
図３の処理は、単一のコンピュータ又は複数のコンピュータ中で実行することができる。
【００４５】
本発明のいくつかの特徴及び特性付けを説明する。
【００４６】
１つは、エンジンは正常運転中には１つの制御手法に従って運転されるということである。本発明は損傷を探す。損傷が検知された場合、異なる制御手法が実行される。異なる制御手法の１つの例は、タービン入口温度に対する限界値を例えば４％だけ引き上げることである。別の例は、コア速度に対する限界値を例えば４％だけ引き上げることである。第３の例は、第１及び第２の例を組合せることにある。一般化された例は、エンジンの選択された運転パラメータがその正常運転値を超えて高められることを可能にすることである。
【００４７】
正常運転という用語は当技術では公知である。しかしながら、所定のエンジンに対して、正常運転は全ての運転段階の間に類似の劣化量が起こることを常に意味すると想定してはならない。例えば、離陸の間の運転状態は巡航状態よりも厳しいので、より大きな劣化が巡航のときよりも離陸のときに起こる。
【００４８】
正常運転の１つの定義は、実推力が要求推力に一致する正規モードで、エンジンが運転されていることである。要求推力は、一般にスロットルレバー角度により決定される。他の定義も可能である。
【００４９】
第２の特徴は、第２の制御手法には制御量のスケジュールを変更することを伴うことである。スケジュールという用語はよく知られており、燃料流量のような制御パラメータが、回転速度、圧力、温度等のような多数の他の測定されたパラメータに基づいて計算されるか又はスケジュールされるということを意味している。
【００５０】
第３の特徴は、追加のセンサが全く必要とされないことである。その出力が前述のベクトルで表わされる、エンジンの現用のセンサ、又はセンサの部分集合が用いられる。それらのセンサが示すパラメータを用いて、損傷の存在を推断し、制御手法を選択又は修正する。
【００５１】
第４の特徴は、図３のブロック１１５に伝えられるベクトルが持つ多数の起こり得る損傷の識別特性のライブラリが保持されていることである。損傷の識別特性が検知されると、機能不良が告知される。告知は機能不良の存在、及び随意的に機能不良の実体をパイロットに知らせる形をとることができる。実体は、識別特性が生じる時の損傷の識別特性に関連する。
【００５２】
第５の特徴は、正常運転中に、圧力、温度及び速度のようなパラメータがいずれも予め定められた限界値を超えないように、制御装置がエンジンを作動させることである。本発明は、（１）各々が特定の損傷状態に対応する損傷識別特性のライブラリ、及び（２）各識別特性、従って各損傷状態に適した制御手法を保持している。本発明は、運転パラメータの現在導き出されるベクトルをライブラリと比較して、合致するものが見出された場合、その合致したベクトルに対応する制御手法を実行する。
【００５３】
１つの実施形態においては、選択された制御手法は、少なくとも１つの運転パラメータにその以前の予め定められた限界値を超えさせる。別の実施形態においては、選択された制御手法は、少なくとも１つの制御スケジュールを変更する。第３の実施形態においては、選択された制御手法は、直前の２文に述べた両方の変更を生じさせる。
【００５４】
第６の特徴は、本発明が、制御システムにより用いられエンジンの運転を制御するパラメータの組をモニタすることである。特定の種類の損傷のような予め定められた事象が起こったことをモニタリングが示せば、本発明は温度又は速度に対する限界値をその正常の運転位置から離れるように移動させ、エンジンの運転を続行する。
【００５５】
第７の特徴は、ガスタービンエンジンが、（１）タービン入口温度及び（２）高圧タービンの速度に対する限界値を有する状態で、運転されることである。選択されたパラメータがモニタされ、パラメータ又はその部分集合が予め定められた状態に達すれば、１つ又は両方の限界値が引き上げられる。
【００５６】
１つの実施形態において、予め定められた状態は、エンジン推力が要求推力の９５％より少ないことである。
【００５７】
別の実施形態においては、タービン入口温度に対する限界値が２．５％だけ引き上げられる。
【００５８】
別の実施形態においては、タービン速度に対する限界値が４％だけ引き上げられる。
【００５９】
第８の特徴は、ガスタービンエンジンがその正常モードで運転されることである。本発明はエンジンをモニタして、特定の種類の損傷のような予め定められた事象が検知された場合、制御システムは、３０分間有効な最大出力でエンジンを運転して、その間にエンジンに加えられる損傷を考えないようにする。つまり、有効な最大出力が得られれば、その３０分間が経過した後にエンジンが破壊することは許容する。
【００６０】
先の例は、エンジンが３０分間有効な最大出力で運転されたと述べた。エンジンを運転する持続時間は、別のパラメータ、即ち燃料供給の程度により判断することができる。
【００６１】
例えば、エンジン３は、図４の航空機３００のような乗り物に搭載される。航空機３００は、１つ又はそれ以上のタンク３０５中に燃料を収容している。ブロック３３０により表わされるコンピュータハードウェア及びソフトウェアが、ここに述べる処理を行う。前述の基準識別特性のライブラリは、ブロック３３０中に含まれている。ブロック３３５は、前述の通常のエンジン制御システムを実行するハードウェア及びソフトウェアを表わす。ブロック３３０及び３３５は、示されるように完全に分離されたものである必要はないが、それらの間の高度の一体性を実行できることを理解されたい。
【００６２】
ここに述べるような機能不良又は損傷が検知された場合、エンジン３の残りの有効寿命は、油槽３０５中の燃料の供給が使い果たされる前に消耗されてしまう。若しくは、エンジンは、燃料供給が使い果たされるまで、有効な最大出力で運転される。
【００６３】
第９の特徴は、ガスタービンエンジンが制御アルゴリズムの組に従って正常な方法で運転されることである。運転パラメータの組が得られて、パターン認識装置により点検される。パターン認識装置は当技術では公知である。パターン認識装置は、運転パラメータの組を点検して、エンジン中に問題が起こったことを示すパターンを探す。パターン認識装置は、パラメータの組を、その各々が特定の問題を示すパラメータの蓄積された識別特性と比較することによりこれを行なう。問題が発見された場合、アルゴリズムの組は変更されて、エンジンは運転を継続される。
【００６４】
本発明の技術思想及び技術的範囲から逸脱することなく、多数の置き換え及び変更を行うことができる。例えば、本発明は、航空機エンジンに関して構成されている。しかしながら、船舶に用いられるエンジンのような海上配備のエンジンだけでなく装甲タンクに用いられるエンジンのような地上配備のエンジンにも本発明を利用することができる。
【００６５】
特許請求の範囲中に示す参照符号は、本発明の技術的範囲を制限するものではなく、特許請求の範囲を容易に理解することを意図したものである。
【図面の簡単な説明】
【図１】  ナセル２の内部のガスタービン航空機エンジンの簡略ブロック式概略図。
【図２】  圧縮機ケーシング４２に穴３９が開いた、図１のエンジンを示す図。
【図３】  本発明の１つの形態により行われる処理を示すフローチャート。
【図４】  本発明の１つの形態を示す図。
【符号の説明】
１００  センサ出力
１０５  センサ出力を受信する
１１０  第１の制御手法を実行する
１１２  分岐点
１１５  センサ出力を受信する
１２０  ベクトルを点検する
１２５  損傷が示されるか？
１２６  ＮＯ分岐
１２７  ＹＥＳ分岐
１３０  損傷の種類を評価する
１３５  評価された種類に基づいて応答を決定する
１４０  応答を実行する
（例えば）スケジュール中の限界値を引き上げる
【図１】
0004208497.tif 000002
【図２】
0004208497.tif 000003
【図３】
0004208497.tif 000004
【図４】
0004208497.tif 000005