JP2002047946A - Surge detection device for aircraft gas turbine engine - Google Patents
Surge detection device for aircraft gas turbine engineInfo
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Abstract
Description
【0001】[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・エンジンのサージ検出装置に関する。The present invention relates to a surge detector for an aircraft gas turbine engine.
【0002】[0002]
【従来の技術】航空機用ガスタービン・エンジンにおい
ては、加速時などに増加された燃料流量が空気量に対し
て過大となって燃焼ガス温度が急上昇したとき、圧縮機
の動翼がストール(失速)することがある。動翼のスト
ールが大きいと静翼もストールし、それらが隣接する動
翼に順次伝わってサージ(サージング)を招く。サージ
が大きいと、機体の振動、動翼の損傷を招く恐れがある
ことから、従来、種々のサージ検出技術が提案されてい
る。2. Description of the Related Art In an aircraft gas turbine engine, when the fuel flow rate increased during acceleration or the like becomes excessive with respect to the air amount and the combustion gas temperature rises rapidly, the moving blades of the compressor stall (stall). ). If the stall of the moving blade is large, the stationary blade also stalls, and these are successively transmitted to adjacent moving blades, causing a surge (surging). Since a large surge may cause vibration of the fuselage and damage to the rotor blades, various surge detection techniques have been conventionally proposed.
【0003】尚、以下の説明では「ストール」と「サー
ジ(サージング)」を同義として扱う。即ち、1個ある
いは限られた個数の動翼に発生したストールも、それが
隣接する動翼群に拡大して生じるサージも、以下の説明
では「サージ」という。[0003] In the following description, "stall" and "surge" are treated as synonyms. That is, a stall generated in one or a limited number of moving blades and a surge caused by the stall expanding to an adjacent moving blade group are referred to as “surge” in the following description.
【0004】例えば、特開昭58−57098号公報記
載技術は、圧縮機出口圧力の時間的変化(微分値)の絶
対値がしきい値より大きいとき、サージが発生したと判
定する。また米国特許第4,603,546号公報記載
技術は、圧縮機出口圧力とその時間的変化(微分値)の
比がしきい値より小さいとき、サージが発生したと判定
する。For example, according to the technique described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 58-57098, when the absolute value of the temporal change (differential value) of the compressor outlet pressure is larger than a threshold value, it is determined that a surge has occurred. In the technology described in U.S. Pat. No. 4,603,546, when the ratio between the compressor outlet pressure and its temporal change (differential value) is smaller than a threshold value, it is determined that a surge has occurred.
【0005】また、特開昭59−7738号公報記載技
術は、高圧タービン回転数とタービン入口温度(燃焼器
下流ガス温度)の比がしきい値より小さいとき、サージ
が発生したと判定する。また米国特許第4,581,8
88号公報記載技術は、高圧タービン回転数(修正値)
と、圧縮機出口圧力とファン入口圧力の比との比がしき
い値より大きいとき、サージが発生したと判定する。According to the technique described in Japanese Patent Application Laid-Open No. Sho 59-7738, it is determined that a surge has occurred when the ratio between the high-pressure turbine speed and the turbine inlet temperature (combustor downstream gas temperature) is smaller than a threshold value. U.S. Pat. No. 4,581,8
The technology described in Japanese Patent Publication No. 88 is high-pressure turbine rotation speed (corrected value)
When the ratio between the compressor outlet pressure and the fan inlet pressure ratio is larger than the threshold value, it is determined that a surge has occurred.
【0006】[0006]
【発明が解決しようとする課題】サージ検出として上記
した4種の技術が提案されているが、これら4種の技術
はサージと減速状態を判別することができないため、加
速状態にあるか否かを別途検出しなければならない不都
合があった。また、これら4種の技術は、加速状態を検
出しても、加速中の失火とサージを判別することができ
ない不都合があった。Although the above four techniques have been proposed for detecting a surge, these four techniques cannot distinguish between a surge and a deceleration state, so that whether the vehicle is in an acceleration state or not is determined. Had to be detected separately. Further, these four types of technologies have a disadvantage that even if the acceleration state is detected, it is not possible to discriminate between misfire and surge during acceleration.
【0007】さらに、個々に欠点を説明すると、特開昭
58−57098号公報記載技術にあっては、図7
(a)に示す如く、圧縮機出口圧力の時間的変化(微分
値。図でP3dotと示す)の絶対値を用いることか
ら、正常値の変動が大きく、サージのない正常状態とサ
ージが発生した状態の判別が困難であった。また、同図
(b)に示す如く、失火や減速をサージと誤認する不都
合があった。[0007] Further, individual disadvantages will be described. According to the technology described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 58-57098, FIG.
As shown in (a), since the absolute value of the temporal change (differential value; indicated as P3dot in the figure) of the compressor outlet pressure is used, the normal value greatly fluctuates, and a normal state without surge and a surge occur. It was difficult to determine the state. Further, as shown in FIG. 3B, there is a problem that misfire or deceleration is mistaken for surge.
【0008】尚、図7はこの従来技術の動作を示すテス
トデータであり、同図(a)においてサージが発生しな
い(正常な)場合、小さいサージが発生した場合、大き
いサージが発生した場合をそれぞれ示す。また、同図
(b)において、小さいサージが発生した場合、大きい
サージが発生した場合、減速が発生した場合、失火が発
生した場合をそれぞれ示す。さらに、横軸はSec
(秒)を示す。後述する他の図も同様である。FIG. 7 shows test data showing the operation of the prior art. In FIG. 7A, the case where no surge occurs (normal), the case where a small surge occurs, and the case where a large surge occurs are shown. Shown respectively. FIG. 3B shows a case where a small surge has occurred, a case where a large surge has occurred, a case where deceleration has occurred, and a case where a misfire has occurred. The horizontal axis is Sec.
(Seconds). The same applies to other figures described later.
【0009】また、米国特許第4,603,546号公
報記載技術にあっては、図8(a)に示す如く、圧縮機
出口圧力P3とその時間的変化(微分値。P3dot)
の比を用いることから、正常動作とサージの判別精度は
向上するが、依然として正常動作での変動が大きく、こ
のように圧縮機出口圧力に関するパラメータのみでサー
ジ検出をするのは、誤検知を避けられないものであっ
た。また、同図(b)に示す如く、同様に失火や減速を
サージと誤認する不都合があった。In the technique described in US Pat. No. 4,603,546, as shown in FIG. 8 (a), the compressor outlet pressure P3 and its temporal change (differential value: P3dot).
Although the accuracy of discriminating between normal operation and surge is improved by using the ratio, the fluctuation in normal operation is still large. It was not possible. Further, as shown in FIG. 3B, there is a problem that misfire or deceleration is mistaken for surge.
【0010】また、特開昭59−7738号公報記載技
術にあっては、高圧タービン回転数(図にN2と示す)
と共に、タービン入口温度(燃焼器下流ガス温度。図に
T45と示す)を用いることから、図9(a)に示す如
く、タービン入口温度変化を伴わない小さいサージを検
出することができないと共に、タービン入口温度変化を
伴う大きいサージを検出するのに比較的長い時間が必要
となる。また、同図(b)に示す如く、同様に失火をサ
ージと誤認する不都合があった。In the technology described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 59-7778, the high-pressure turbine speed (shown as N2 in the figure)
At the same time, since the turbine inlet temperature (combustor downstream gas temperature; indicated by T45 in the figure) is used, it is not possible to detect a small surge without a turbine inlet temperature change as shown in FIG. It takes a relatively long time to detect a large surge with an inlet temperature change. In addition, as shown in FIG. 3B, there is a problem that a misfire is similarly erroneously recognized as a surge.
【0011】また、米国特許第4,581,888号公
報記載技術のように、高圧タービン回転数N2の修正値
と、圧縮機出口圧力P3とファン入口圧力P1の比との
比を用いるものにあっては、図10(a)に示す如く、
正常動作とサージ発生動作の差が少ないことから検出精
度の点で必ずしも十分ではないと共に、同図(b)に示
す如く、同様に失火をサージと誤認する不都合があっ
た。In addition, as in the technique described in US Pat. No. 4,581,888, the correction value of the high-pressure turbine rotation speed N2 and the ratio of the ratio of the compressor outlet pressure P3 to the fan inlet pressure P1 are used. In that case, as shown in FIG.
Since the difference between the normal operation and the surge generating operation is small, the detection accuracy is not always sufficient, and as shown in FIG. 4B, there is a problem that misfire is similarly mistaken as a surge.
【0012】従って、この発明の目的は従来技術の上記
した不都合を解消することにあり、加速状態の検出など
を不要としつつ、減速および失火と誤認することなく、
サージの発生を精度良く検出できると共に、発生したサ
ージの程度(大きさ)も検出できるようにした航空機用
ガスタービン・エンジンのサージ検出装置を提供するこ
とにある。SUMMARY OF THE INVENTION Accordingly, an object of the present invention is to solve the above-mentioned disadvantages of the prior art.
An object of the present invention is to provide a surge detection device for an aircraft gas turbine engine that can accurately detect occurrence of a surge and also detect the degree (magnitude) of the generated surge.
【0013】さらに、その付随的な目的は、サージを検
出すると共に、サージ回避制御を行うようにした航空機
用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置を提供する
ことにある。A further object of the present invention is to provide a surge detection device for an aircraft gas turbine engine which detects surge and performs surge avoidance control.
【0014】[0014]
【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
ンと前記タービンに接続される1個の圧縮機を有する航
空機用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置におい
て、前記圧縮機の出口圧力を検出する圧縮機出口圧力検
出手段、前記タービンの入口温度を検出するタービン入
口温度検出手段、前記検出された圧縮機の出口圧力とそ
の時間的変化値の比からなる圧縮機出口圧力変化パラメ
ータを算出する圧縮機出口圧力変化パラメータ算出手
段、前記検出されたタービン入口温度の時間的変化値、
および前記検出されたタービン入口温度とその時間的変
化値の比の内のいずれかからなるタービン入口温度変化
パラメータを算出するタービン入口温度変化パラメータ
算出手段、前記算出された圧縮機出口圧力変化パラメー
タとタービン入口温度変化パラメータからサージ検出パ
ラメータを算出するサージ検出パラメータ算出手段、お
よび前記算出されたサージ検出パラメータを所定のしき
い値と比較して前記圧縮機にサージが発生したか否か検
出するサージ検出手段を備える如く構成した。In order to achieve the above object, according to the present invention, an aircraft gas turbine having at least one turbine and one compressor connected to the turbine is provided. In the surge detection device for the engine, compressor outlet pressure detecting means for detecting the outlet pressure of the compressor, turbine inlet temperature detecting means for detecting the inlet temperature of the turbine, the detected outlet pressure of the compressor and its time Compressor outlet pressure change parameter calculating means for calculating a compressor outlet pressure change parameter consisting of a ratio of the target change value, a time change value of the detected turbine inlet temperature,
And turbine inlet temperature change parameter calculating means for calculating a turbine inlet temperature change parameter consisting of any one of the ratio of the detected turbine inlet temperature and its temporal change value, and the calculated compressor outlet pressure change parameter. Surge detection parameter calculation means for calculating a surge detection parameter from a turbine inlet temperature change parameter, and a surge for comparing the calculated surge detection parameter with a predetermined threshold value to detect whether a surge has occurred in the compressor. It was configured to have a detecting means.
【0015】圧縮機出口圧力変化パラメータとタービン
入口温度変化パラメータからサージ検出パラメータを算
出し所定のしきい値と比較することで圧縮機にサージが
発生したか否か検出するサージ検出手段を備える如く構
成したので、加速状態の検出などを不要としつつ、減速
および失火と誤認することなく、サージの発生を精度良
く検出できると共に、発生したサージの程度(大きさ)
も検出することができる。Surge detection means for calculating whether a surge has occurred in the compressor by calculating a surge detection parameter from a compressor outlet pressure change parameter and a turbine inlet temperature change parameter and comparing it with a predetermined threshold value. With this configuration, it is possible to accurately detect the occurrence of a surge without having to mistakenly detect deceleration and misfire while eliminating the need to detect the acceleration state, etc., and the degree (magnitude) of the generated surge
Can also be detected.
【0016】請求項2項にあっては、前記サージ検出パ
ラメータ算出手段は、前記算出された圧縮機出口圧力変
化パラメータとタービン入口温度変化パラメータの積を
算出して前記サージ検出パラメータとする如く構成し
た。According to a second aspect of the present invention, the surge detection parameter calculation means is configured to calculate a product of the calculated compressor outlet pressure change parameter and turbine inlet temperature change parameter to obtain the surge detection parameter. did.
【0017】算出された圧縮機出口圧力変化パラメータ
とタービン入口温度変化パラメータの積を算出してサー
ジ検出パラメータとする如く構成したので、前記した加
速状態の検出などを不要としたことに加え、構成として
一層簡易となる。Since the configuration is such that the product of the calculated compressor outlet pressure change parameter and the turbine inlet temperature change parameter is calculated and used as a surge detection parameter, in addition to eliminating the above-described detection of the acceleration state, etc. It becomes simpler.
【0018】請求項3項にあっては、さらに、サージが
検出されたとき、前記ガスタービン・エンジンに供給す
べき燃料流量を減少させる燃料制御およびブリードオフ
バルブを開放して前記圧縮機の圧力を低下させるブリー
ドオフ制御の少なくともいずれかを行うサージ回避制御
手段を備える如く構成した。According to a third aspect of the present invention, when a surge is detected, the pressure of the compressor is reduced by opening a fuel control and a bleed-off valve for reducing a flow rate of fuel to be supplied to the gas turbine engine. And a surge avoidance control means for performing at least one of bleed-off control for reducing the bleed-off.
【0019】サージが検出されたとき、サージ回避制御
手段を備える如く構成したので、サージが発生したとき
も、発生したサージがそれ以上に拡大するのを迅速に回
避あるいは抑制することができる。Since a surge avoidance control means is provided when a surge is detected, even if a surge occurs, it is possible to quickly avoid or suppress the generated surge from further expanding.
【0020】[0020]
【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
ジンのサージ検出装置を説明する。BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS FIG. 1 is a perspective view of a surge detecting device for an aircraft gas turbine engine according to an embodiment of the present invention.
【0021】図1はその装置を全体的に示す概略図であ
る。FIG. 1 is a schematic diagram showing the entire apparatus.
【0022】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。The gas turbine engines for aircraft are turbojet engines, turbofan engines, turboprop engines and turboshaft engines.
Although four types of engines are known, a description will be given below using a two-shaft turbofan engine as an example.
【0023】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10
a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。In FIG. 1, reference numeral 10 denotes a turbo fan.
An engine (hereinafter referred to as “engine”),
a shows an engine main body. The engine 10 is mounted at an appropriate position on an airframe (not shown).
【0024】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(静
翼)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。The engine 10 includes a fan (fan blade) 12
And the fan 12 sucks air from outside air while rotating at high speed. The fan 12 is integrally formed with a rotor 12a. The rotor 12a forms a low-pressure compressor 16 together with a stator (stationary vane) 14 disposed opposite thereto, and compresses the sucked air and sends the compressed air rearward.
【0025】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。The separator 20 is located near the fan 12.
As a result, a duct (bypass) 22 is formed, and most of the sucked air is ejected to the rear of the engine through the duct 22 without being burned in the subsequent stage (core side). The fan exhaust generates thrust (thrust) in a body (not shown) on which the engine 10 is mounted as a reaction. Most of the thrust is generated by this fan exhaust.
【0026】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(動翼)24a
およびステータ(静翼)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。The air compressed by the low-pressure compressor 16 is sent to a high-pressure compressor 24 at a subsequent stage, where the rotor (rotor blade) 24a
After being further compressed by the stator (stator vanes) 24b, it is sent to the combustor 26 at the subsequent stage.
【0027】燃焼器26は燃料ノズル28を備えると共
に、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。The combustor 26 has a fuel nozzle 28, and the fuel nozzle 28 has an FCU (Fuel Control Unit).
The fuel metered by the fuel control unit 30 is pumped. That is, the FCU 30 includes a fuel metering valve 32, and the fuel pumped from a fuel tank 36 disposed at an appropriate position on the body by a fuel pump (gear pump) 34 is
After being metered by the fuel metering valve 32, the fuel supply passage 38
To the fuel nozzle 28.
【0028】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。The sprayed fuel is mixed with the compressed air fed from the high-pressure compressor 24, and is ignited by an exciter (not shown in FIG. 1) and a spark plug (not shown) when the engine is started to burn. Once the air-fuel mixture is ignited and starts burning, the air-fuel mixture comprising the compressed air and the fuel is continuously supplied to continue the combustion.
【0029】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(より具体的にはそのロータ)は
前記した高圧圧縮機のロータ24aに高圧タービン軸4
0aを介して接続され、前記ロータ24aを回転させ
る。The high-temperature and high-pressure gas generated by the combustion is sent to the high-pressure turbine 40, and rotates the high-pressure turbine 40 at high speed. The high-pressure turbine 40 (more specifically, its rotor) is connected to the high-pressure compressor shaft 24 by the high-pressure compressor rotor 24a.
0a to rotate the rotor 24a.
【0030】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(よ
り具体的にはそのロータ)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
およびファン12を回転させる。After the high-temperature and high-pressure gas is driven to rotate the high-pressure turbine 40, it is sent to the low-pressure turbine 42, and the low-pressure turbine 42 is rotated at a relatively low speed. The low-pressure turbine 42 (more specifically, its rotor) is connected to the rotor 12a of the low-pressure compressor 16 via a low-pressure turbine shaft 42a (a biaxial structure concentric with the shaft 40a).
And the fan 12 is rotated.
【0031】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。The high-temperature and high-pressure gas (turbine exhaust) that has passed through the low-pressure turbine 42 is mixed with the fan exhaust discharged through the duct 22 as it is, and
From the engine.
【0032】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。An accessory drive gearbox (hereinafter referred to as "gearbox") 50 is mounted via a stay 50a near the front side of the lower surface of the outside of the engine body 10a. The configured starter and generator (hereinafter collectively referred to as “starter”) 52 is attached. The FCU 30 described above is arranged at the rear end of the gear box 50.
【0033】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
が送り込まれる。When the shaft 56 is rotated by the starter 52 when the engine 10 is started, the rotation is changed to the drive shaft 58.
(And a gear mechanism such as a bevel gear not shown) is transmitted to the high-pressure turbine shaft 40a, and air required for combustion is sent in.
【0034】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。On the other hand, the rotation of the shaft 56 is transmitted to a PMA (permanent magnet / alternator) 60 and the fuel pump 34 to drive the fuel pump 34 and spray the fuel through the fuel nozzle 28 as described above. The resulting mixture is ignited and starts burning.
【0035】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、P
MA60とスタータ52を駆動する。それによって、P
MA60は発電すると共に、スタータ52は、機体に電
力を供給する。When the engine 10 reaches the self-sustaining operation speed, the rotation of the high-pressure turbine shaft 40a is transmitted to the shaft 56 via the drive shaft 58 (and a gear mechanism such as a bevel gear, not shown) to drive the fuel pump 34. Along with P
The MA 60 and the starter 52 are driven. Thereby, P
The MA 60 generates power, and the starter 52 supplies power to the airframe.
【0036】エンジン10において、低圧タービン軸4
2a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。In the engine 10, the low-pressure turbine shaft 4
An N1 sensor (rotation speed sensor) 62 is disposed near 2a, outputs a signal proportional to the low pressure turbine rotation speed (the rotation speed of the low pressure turbine shaft 42a) N1, and an N2 sensor (rotation speed) near the shaft 56. Number sensor) 64 is arranged,
High pressure turbine speed (speed of high pressure turbine shaft 40a)
A signal proportional to N2 is output.
【0037】またエンジン本体10aの前面の空気取り
入れ口66の付近にはT1(温度センサ)センサ68お
よびP1センサ(圧力センサ)70が配置され、流入空
気の温度T1および圧力P1に比例する信号を出力する
と共に、後述するECU(Electronic Control Unit 。
電子制御ユニット)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。A T1 (temperature sensor) sensor 68 and a P1 sensor (pressure sensor) 70 are disposed near the air intake port 66 on the front surface of the engine body 10a, and provide a signal proportional to the temperature T1 and the pressure P1 of the inflowing air. An ECU (Electronic Control Unit) to be described later.
A P0 sensor (pressure sensor) 72 is provided inside the electronic control unit) and outputs a signal proportional to the atmospheric pressure P0.
【0038】またロータ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の出口
圧力P3に比例する信号を出力すると共に、高圧タービ
ン40と低圧タービン42の間の適宜位置にはT45セ
ンサ(温度センサ)76が配置され、タービン入口温度
(より正確には低圧タービン入口温度あるいは燃焼器2
6の下流ガス温度)T45に比例する信号を出力する。A P3 sensor (pressure sensor) 74 is disposed downstream of the rotor 24a to output a signal proportional to the outlet pressure P3 of the high-pressure compressor 24, and to a suitable position between the high-pressure turbine 40 and the low-pressure turbine 42. Is provided with a T45 sensor (temperature sensor) 76, and a turbine inlet temperature (more precisely, a low-pressure turbine inlet temperature or the combustor 2).
A signal proportional to the downstream gas temperature T45) is output.
【0039】エンジン本体10aの上端位置には前記し
たECU(符号80で示す)が収納される。上記したセ
ンサ群の出力は、ECU80に送られる。The above-described ECU (shown by reference numeral 80) is housed in the upper end position of the engine body 10a. The output of the above-described sensor group is sent to the ECU 80.
【0040】ECU80は上記した入力値および図示し
ないその他のセンサ入力値に基づき、スラストレバー位
置(操作者要求出力。図示省略)に応じて低圧タービン
軸回転数(低圧タービン回転数)N1と目標回転数N1
comの偏差が減少するように、エンジン10に供給す
べき燃料流量の指令値(操作量)Wfを算出してFCU
30に送る。Based on the above-mentioned input values and other sensor input values (not shown), the ECU 80 determines a low-pressure turbine shaft rotation speed (low-pressure turbine rotation speed) N1 and a target rotation speed in accordance with a thrust lever position (operator requested output; not shown). Number N1
In order to reduce the deviation of the FCU, the command value (operating amount) Wf of the fuel flow rate to be supplied to the engine 10 is calculated and the FCU is calculated.
Send to 30.
【0041】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
ずれかがリミット値を超えるか否か監視し、リミット値
を超えるときはオーバースピードと判断し、エンジン1
0に供給すべき燃料流量が零あるいは最小となるように
決定してFCU30に送る。Further, the ECU 80 monitors whether any of the detected low-pressure turbine speed N1 and high-pressure turbine speed N2 exceeds the limit value. 1
The fuel flow rate to be supplied to 0 is determined so as to be zero or minimum, and is sent to the FCU 30.
【0042】さらに、ECU80は検出された高圧ター
ビン回転数N2の変化率N2dot(N2の微分値。加
減速率)と目標加減速率N2dotcomの偏差が減少
するようにエンジン10に供給すべき燃料流量の指令値
Wfを決定してFCU30に送る。FCU30はそれら
の燃料流量の指令値に基き、燃料調量バルブ32を介し
て燃料を調量して燃焼器26に供給する。Further, the ECU 80 instructs the fuel flow rate to be supplied to the engine 10 so that the deviation between the detected change rate N2dot of the high-pressure turbine speed N2 (differential value of N2; acceleration / deceleration rate) and the target acceleration / deceleration rate N2dotcom is reduced. The value Wf is determined and sent to the FCU 30. The FCU 30 meters fuel through the fuel metering valve 32 and supplies the fuel to the combustor 26 based on the command values of the fuel flow rates.
【0043】さらに、ECU80は、低圧圧縮機16お
よび高圧圧縮機24、特に高圧圧縮機24に発生したサ
ージを検出し、サージ回避制御を行う。Further, the ECU 80 detects a surge that has occurred in the low-pressure compressor 16 and the high-pressure compressor 24, in particular, the high-pressure compressor 24, and performs surge avoidance control.
【0044】次いで、ECU80が行う、そのサージ検
出および回避制御、即ち、この実施の形態に係る航空機
用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置の動作を具
体的に説明する。Next, the surge detection and avoidance control performed by the ECU 80, that is, the operation of the surge detection device for an aircraft gas turbine engine according to this embodiment will be specifically described.
【0045】図2は、そのECU80が行うサージ検出
および回避制御を具体的に示すブロック図であり、10
msecの制御サイクルでループされる。FIG. 2 is a block diagram specifically showing surge detection and avoidance control performed by the ECU 80.
The loop is performed in a control cycle of msec.
【0046】図示の如く、サージ検出には前記したエン
ジン10の作動特性群の中、高圧圧縮機出口圧力P3と
低圧タービン入口温度(燃焼器26の下流ガス温度)T
45の2つの作動特性を使用する。As shown in the figure, in the surge detection, the high-pressure compressor outlet pressure P3 and the low-pressure turbine inlet temperature (downstream gas temperature of the combustor 26) T
Forty-two operating characteristics are used.
【0047】高圧圧縮機出口圧力P3は制御サイクルご
とに導関数計算ブロック(図で「S」と示す)800に
入力され、そこで高圧圧縮機出口圧力導関数(微分値)
P3dot(前記した圧縮機出口圧力の時間的変化値)
が生成される。The high pressure compressor outlet pressure P3 is input to a derivative calculation block (designated "S") 800 for each control cycle, where the high pressure compressor outlet pressure derivative (differential value) is entered.
P3dot (temporal change in compressor outlet pressure)
Is generated.
【0048】生成されたP3dotはローパスフィルタ
(図に「Filter」と示す)802に入力され、フ
ィルタリングされて高周波雑音が除去される。フィルタ
リングされた値をfP3dotという。The generated P3dot is input to a low-pass filter (shown as “Filter”) 802 and filtered to remove high-frequency noise. The filtered value is called fP3dot.
【0049】ローパスフィルタ802の係数は以下の通
りである。 fP3dot(k) =0.1518*fP3dot(k-1)
+0.8482*P3dot(k-1) 尚、上記において(k) および(k-1) は離散系のサンプル
時間、より具体的には前記した制御サイクルの今回値お
よび前回値を示す。The coefficients of the low-pass filter 802 are as follows. fP3dot (k) = 0.1518 * fP3dot (k-1)
+ 0.8482 * P3dot (k-1) In the above, (k) and (k-1) indicate the sample time of the discrete system, more specifically, the current value and the previous value of the control cycle described above.
【0050】fP3dotと高圧圧縮機出口圧力P3は
除算器804に入力され、そこで除算されて両者の比f
P3dot/P3(前記した圧縮機出口圧力変化パラメ
ータ)が算出される。FP3dot and the high-pressure compressor outlet pressure P3 are input to a divider 804, where they are divided to obtain a ratio f of the two.
P3dot / P3 (compressor outlet pressure change parameter described above) is calculated.
【0051】他方、低圧タービン入口温度T45は制御
サイクルごとに導関数計算ブロック(図で「S」で示
す)806に入力され、そこで低圧タービン入口温度導
関数(微分値)T45dot(前記したタービン入口温
度の時間的変化値)が生成される。On the other hand, the low-pressure turbine inlet temperature T45 is input to a derivative calculation block (indicated by “S” in the figure) 806 for each control cycle, where the low-pressure turbine inlet temperature derivative (differential value) T45dot (the above-described turbine inlet A temperature change over time) is generated.
【0052】生成されたT45dotはローパスフィル
タ808(図に「Filter」と示す)に入力され、
同様にフィルタリングされて高周波雑音が除去される。
フィルタリングされた値をfT45dot(前記したタ
ービン入口温度変化パラメータ)という。The generated T45dot is input to a low-pass filter 808 (shown as "Filter" in the figure).
Similarly, high-frequency noise is removed by filtering.
The filtered value is called fT45dot (turbine inlet temperature change parameter described above).
【0053】ローパスフィルタ808の係数は以下の通
りである。 fT45dot(k) =0.7304*fT45dot(k
-1)+0.2696*T45dot(k-1)The coefficients of the low-pass filter 808 are as follows. fT45dot (k) = 0.7304 * fT45dot (k)
-1) + 0.2696 * T45dot (k-1)
【0054】かく算出されたfP3dot/P3(圧縮
機出口圧力変化パラメータ)とfT45dot(タービ
ン入口温度変化パラメータ)は積算器810に入力さ
れ、そこで両者の積(fP3dot/P3)*fT45
dot(前記したサージ検出パラメータ)が算出され
る。The thus calculated fP3dot / P3 (compressor outlet pressure change parameter) and fT45dot (turbine inlet temperature change parameter) are input to an integrator 810, where the product (fP3dot / P3) * fT45.
dot (the above-described surge detection parameter) is calculated.
【0055】算出された(fP3dot/P3)*fT
45dot(サージ検出パラメータ)は比較器812に
入力され、所定のしきい値K(具体的には−65)と比
較される。比較器812は、(fP3dot/P3)*
fT45dotがしきい値Kより小さいとき、サージが
発生したことを示す信号を出力する。Calculated (fP3dot / P3) * fT
The 45dot (surge detection parameter) is input to the comparator 812 and compared with a predetermined threshold value K (specifically, -65). The comparator 812 calculates (fP3dot / P3) *
When fT45dot is smaller than threshold value K, a signal indicating that a surge has occurred is output.
【0056】図3は、この実施の形態に係るサージ検出
装置の動作を示すテストデータであり、先に述べた従来
技術の動作を示す図7などと同様の図である。FIG. 3 shows test data indicating the operation of the surge detector according to the present embodiment, and is similar to FIG. 7 and the like showing the operation of the prior art described above.
【0057】同図(a)から明らかな如く、この実施の
形態に係るサージ検出装置において特徴的なことは、サ
ージ検出パラメータとして(fP3dot/P3)*f
T45dotを用いたことにより、サージが発生しない
正常域(正常動作領域)におけるパラメータの変動を小
さくできたことである。換言すれば、サージが発生した
ときのパラメータの変動を大きくすることができたこと
である。As is clear from FIG. 7A, a characteristic of the surge detector according to this embodiment is that the surge detection parameter is (fP3dot / P3) * f
The use of T45dot can reduce parameter fluctuations in a normal region (normal operation region) where surge does not occur. In other words, it is possible to increase the fluctuation of the parameter when the surge occurs.
【0058】このように、算出されたサージ検出パラメ
ータは、サージが発生したとき、しきい値Kを確実に下
回ると共に、小さいサージのときは小さく、大きいサー
ジのときは大きく下回るように変化する。これによっ
て、サージを精度良く検出することができると共に、サ
ージの程度(大きさ)も検出することができる。As described above, the calculated surge detection parameter surely falls below the threshold value K when a surge occurs, changes so as to be small when the surge is small, and greatly decreased when the surge is large. As a result, the surge can be accurately detected, and the degree (magnitude) of the surge can be detected.
【0059】さらに、同図(b)に示す如く、サージが
発生したときはサージ検出パラメータがしきい値Kを下
回ると共に、失火あるいは減速が発生したときはサージ
検出パラメータが正方向に図示のような波形を描くよう
に変化することから、失火あるいは減速とサージを精度
良く判別(区別)することができる。Further, as shown in FIG. 5B, when a surge occurs, the surge detection parameter falls below a threshold value K, and when a misfire or deceleration occurs, the surge detection parameter moves in the forward direction as shown in FIG. Since it changes so as to draw a simple waveform, misfire or deceleration and surge can be accurately distinguished (discriminated).
【0060】このように、この実施の形態に係るサージ
検出装置では失火あるいは減速とサージを精度良く判別
できることから、従来技術で必要とされていた加速状態
を別途検出することが不要となると共に、加速中の失火
とサージを判別することも可能となる。As described above, the surge detection device according to this embodiment can accurately distinguish a misfire or a deceleration from a surge, so that it is not necessary to separately detect an acceleration state required in the prior art. It is also possible to determine a misfire and a surge during acceleration.
【0061】上記が可能となった理由は、使用した(高
圧)圧縮機出口圧力P3および(低圧)タービン入口温
度T45という2つの作動特性の性質から説明すること
ができる。即ち、前記した従来技術の動作を示す図7な
いし図10から明らかな如く、圧縮機出口圧力P3の挙
動は、サージが発生しない正常動作にあるときもサージ
が発生したときも良く変化する。そのことが、これをサ
ージ検出パラメータとして用いるとき、正常動作とサー
ジ発生動作の判別を困難にする。The reason why the above becomes possible can be explained by the nature of the two operating characteristics of the used (high pressure) compressor outlet pressure P3 and the (low pressure) turbine inlet temperature T45. That is, as is clear from FIGS. 7 to 10 showing the operation of the above-described conventional technique, the behavior of the compressor outlet pressure P3 changes well both in the normal operation where no surge occurs and when the surge occurs. This makes it difficult to distinguish between normal operation and surge generating operation when this is used as a surge detection parameter.
【0062】それに対し、図4(a)および(b)から
理解できるように、タービン入口温度T45の変化は時
間に対して緩慢であり、サージの発生から検知までに比
較的長い時間を要する。そのことが、これをサージ検出
パラメータとして用いるとき、小さいサージの検出を不
可能にしている。On the other hand, as can be understood from FIGS. 4A and 4B, the change in the turbine inlet temperature T45 is slow with respect to time, and it takes a relatively long time from the occurrence of a surge to the detection. This makes it impossible to detect small surges when using this as a surge detection parameter.
【0063】発明者は、上記した知見に基づき、サージ
に対して敏感な挙動を示す(高圧)圧縮機出口圧力P3
と、緩慢な挙動を示す(低圧)タービン入口温度T45
を併せ用いることで、精度良くサージを検出できること
に着目してこの発明をなした。Based on the above findings, the inventor of the present invention has shown a (high-pressure) compressor outlet pressure P3 showing a behavior sensitive to surge.
(Low pressure) turbine inlet temperature T45 showing slow behavior
The present invention has been made by paying attention to the fact that surge can be detected with high accuracy by using together.
【0064】図2の説明に戻ると、ECU80はサージ
を検出したとき、サージ回避制御を行う。より具体的に
は、高圧圧縮機サージは加速中に発生することから、E
CU80は燃料制御を行う。即ち、ECU80はFCU
30が燃料調量バルブ32を介してエンジン10に供給
すべき燃料流量を減少するように燃料流量の指令値Wf
を決定してFCU30に送る。Returning to the description of FIG. 2, when the ECU 80 detects a surge, it performs surge avoidance control. More specifically, since the high-pressure compressor surge occurs during acceleration, E
The CU 80 performs fuel control. That is, the ECU 80 is
The fuel flow command value Wf is set so that the fuel flow rate to be supplied to the engine 10 via the fuel metering valve 32 is reduced.
Is determined and sent to the FCU 30.
【0065】また、ECU80は検出されたサージの程
度に応じ、上記した燃料制御と共に、あるいはそれに代
え、ブリードオフバルブ(BOV)90を開放(抽気)
して高圧圧縮機24の圧力を低下させるブリードオフ制
御を行う。The ECU 80 opens the bleed-off valve (BOV) 90 together with or instead of the above-described fuel control according to the degree of the detected surge (bleeding).
Bleed-off control to reduce the pressure of the high-pressure compressor 24.
【0066】この実施の形態は上記の如く構成したの
で、加速状態の検出などを不要としつつ、減速および失
火と誤認することなく、サージの発生を精度良く検出す
ることができると共に、サージの程度(大きさ)も検出
することができる。Since this embodiment is constructed as described above, it is possible to detect the occurrence of a surge with high accuracy without erroneously determining that the vehicle is decelerating or misfiring, without the need to detect the acceleration state, etc. (Size) can also be detected.
【0067】さらに、サージが検出されたときはサージ
回避制御を行うようにしたので、サージが発生したとき
も、発生したサージがそれ以上に拡大するのを迅速に回
避あるいは抑制することができる。即ち、1個あるいは
限られた個数の動翼にストールが発生した時点で検出す
ることができ、隣接する動翼に伝わってサージまで拡大
するのを回避あるいは抑制することができる。Further, since the surge avoidance control is performed when a surge is detected, even when a surge occurs, it is possible to quickly avoid or suppress the generated surge from further expanding. That is, the stall can be detected when one or a limited number of moving blades generate a stall, and it is possible to avoid or suppress the transmission to the adjacent moving blades and expansion to a surge.
【0068】さらに、高圧圧縮機出口圧力P3も低圧タ
ービン入口温度T45も微分値を用いるようにしたの
で、微分する前の値を使用するときに必要となるエンジ
ン入口状態の補正処理などが不要となる。また、加速信
号を不要としたことに加え、高圧圧縮機出口圧力P3と
低圧タービン入口温度T45およびその時間的変化値の
積を求めてサージ検出パラメータとして用いるので、構
成としても簡易である。Further, since the differential pressure is used for both the high-pressure compressor outlet pressure P3 and the low-pressure turbine inlet temperature T45, it is not necessary to correct the engine inlet condition which is required when using the value before the differentiation. Become. Further, in addition to eliminating the need for the acceleration signal, the product of the high-pressure compressor outlet pressure P3, the low-pressure turbine inlet temperature T45, and its temporal change value is obtained and used as a surge detection parameter, so that the configuration is simple.
【0069】図5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・エンジンのサージ検出装置を示
す、図2と同様のブロック図である。FIG. 5 is a block diagram similar to FIG. 2 showing a surge detector for an aircraft gas turbine engine according to a second embodiment of the present invention.
【0070】第1の実施の形態と相違する点に焦点をお
いて説明すると、低圧タービン入口温度T45は制御サ
イクル(同様に10msec)ごとに導関数計算ブロッ
ク806に入力されて低圧タービン入口温度導関数(微
分値)T45dotが生成され、次いでローパスフィル
タ808に入力されて同様にフィルタリングされて高周
波雑音が除去される。The description will be made focusing on the differences from the first embodiment. The low-pressure turbine inlet temperature T45 is input to the derivative calculation block 806 every control cycle (similarly, 10 msec), and the low-pressure turbine inlet temperature T45 is calculated. A function (differential value) T45dot is generated, and then input to a low-pass filter 808 and similarly filtered to remove high-frequency noise.
【0071】フィルタリングされた値fT45dotは
次いで除算器820に入力され、そこでT45で除算さ
れて値fT45dot/T45(タービン入口温度変化
パラメータ)が生成される。The filtered value fT45dot is then input to a divider 820, where it is divided by T45 to produce a value fT45dot / T45 (turbine inlet temperature change parameter).
【0072】算出されたfP3dot/P3とfT45
dot/T45は積算器810に入力され、そこで両者
の積(fP3dot/P3)*(fT45dot/T4
5)(サージ検出パラメータ)が算出され、次いで比較
器812に入力されて所定のしきい値K2(具体的には
−0.134)と比較される。比較器812は、(fP
3dot/P3)*(fT45dot/T45)がしき
い値K2より小さいとき、サージが発生したと検出す
る。尚、残余の構成は第1の実施の形態と異ならない。The calculated fP3dot / P3 and fT45
The dot / T45 is input to the integrator 810, where the product (fP3dot / P3) * (fT45dot / T4)
5) (Surge detection parameter) is calculated, then input to the comparator 812 and compared with a predetermined threshold value K2 (specifically, -0.134). The comparator 812 calculates (fP
When (3dot / P3) * (fT45dot / T45) is smaller than the threshold value K2, it is detected that a surge has occurred. Note that the remaining configuration is not different from the first embodiment.
【0073】図6は、第2の実施の形態に係るサージ検
出装置の動作を示すテストデータである。同図から、第
2の実施の形態においても第1の実施の形態と同様のサ
ージ検出精度が達成されているのが、理解できよう。FIG. 6 is test data showing the operation of the surge detector according to the second embodiment. From the figure, it can be understood that the surge detection accuracy similar to that of the first embodiment is achieved also in the second embodiment.
【0074】上記の如く、この実施の形態にあっては、
少なくとも1個のタービンと前記タービンに接続される
1個の圧縮機、より具体的には低圧タービン42と前記
低圧タービンに接続される低圧圧縮機16および高圧タ
ービン40と前記高圧タービン40に接続される高圧圧
縮機24を有する航空機用ガスタービン・エンジン10
のサージ検出装置において、前記圧縮機、より具体的に
は高圧圧縮機24の出口圧力P3を検出する圧縮機出口
圧力検出手段(P3センサ74,ECU80)、前記タ
ービン、より具体的には低圧タービン42の入口温度T
45を検出するタービン入口温度検出手段(T45セン
サ76,ECU80)、前記検出された圧縮機の出口圧
力P3とその時間的変化値P3dotの比からなる圧縮
機出口圧力変化パラメータ(fP3dot/P3)を算
出する圧縮機出口圧力変化パラメータ算出手段(ECU
80,導関数計算ブロック800、ローパスフィルタ8
02、除算器804)、前記検出されたタービン入口温
度の時間的変化値fT45dot、および前記検出され
たタービン入口温度とその時間的変化値fT45dot
の比の内のいずれかからなるタービン入口温度変化パラ
メータ(fT45dotあるいはfT45dot/T4
5)を算出するタービン入口温度変化パラメータ算出手
段(ECU80,導関数計算ブロック806,ローパス
フィルタ808、あるいはさらに除算器820)、前記
算出された圧縮機出口圧力変化パラメータとタービン入
口温度変化パラメータからサージ検出パラメータ((f
P3dot/P3)*fT45dotあるいは(fP3
dot/P3)*(fT45dot/T45))を算出
するサージ検出パラメータ算出手段(ECU80、積算
器810)、および前記算出されたサージ検出パラメー
タを所定のしきい値と比較して前記圧縮機、より具体的
には高圧圧縮機24にサージが発生したか否か検出する
サージ検出手段(ECU80、比較器812)を備える
如く構成した。As described above, in this embodiment,
At least one turbine and one compressor connected to the turbine, more specifically, a low-pressure turbine 42 and a low-pressure compressor 16 connected to the low-pressure turbine, and a high-pressure turbine 40 connected to the high-pressure turbine 40 Gas turbine engine 10 having a high pressure compressor 24
, A compressor outlet pressure detecting means (P3 sensor 74, ECU 80) for detecting the outlet pressure P3 of the compressor, more specifically, the high pressure compressor 24, the turbine, and more specifically, the low pressure turbine 42 inlet temperature T
And a compressor inlet pressure change parameter (fP3dot / P3) comprising a ratio of the detected compressor outlet pressure P3 and its time change value P3dot. Means for calculating compressor outlet pressure change parameter (ECU)
80, derivative calculation block 800, low-pass filter 8
02, the divider 804), the detected turbine inlet temperature temporal change value fT45dot, and the detected turbine inlet temperature and its temporal change value fT45dot.
Turbine inlet temperature change parameter (fT45dot or fT45dot / T4)
5) The turbine inlet temperature change parameter calculating means (ECU 80, derivative calculation block 806, low-pass filter 808, or further divider 820) for calculating 5), the surge from the calculated compressor outlet pressure change parameter and turbine inlet temperature change parameter Detection parameters ((f
P3dot / P3) * fT45dot or (fP3
dot / P3) * (fT45dot / T45)), a surge detection parameter calculation means (ECU 80, integrator 810), and the compressor which compares the calculated surge detection parameter with a predetermined threshold value and performs Specifically, the configuration is such that a surge detection means (ECU 80, comparator 812) for detecting whether a surge has occurred in the high-pressure compressor 24 is provided.
【0075】また、前記サージ検出パラメータ算出手段
は、前記算出された圧縮機出口圧力変化パラメータとタ
ービン入口温度変化パラメータの積((fP3dot/
P3)*fT45dotあるいは(fP3dot/P
3)*(fT45dot/T45))を算出して前記サ
ージ検出パラメータとする如く構成した。The surge detection parameter calculating means calculates a product of the calculated compressor outlet pressure change parameter and turbine inlet temperature change parameter ((fP3dot /
P3) * fT45dot or (fP3dot / P
3) * (fT45dot / T45)) was calculated and used as the surge detection parameter.
【0076】さらに、サージが検出されたとき、前記ガ
スタービン・エンジンに供給すべき燃料流量を減少させ
る燃料制御およびブリードオフバルブ(BOV90)を
開放して前記圧縮機の圧力を低下させるブリードオフ制
御の少なくともいずれかを行うサージ回避制御手段(E
CU80)を備える如く構成した。Further, when a surge is detected, a fuel control for reducing a flow rate of fuel to be supplied to the gas turbine engine and a bleed-off control for opening a bleed-off valve (BOV90) to reduce the pressure of the compressor. Avoidance control means (E
CU80).
【0077】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。In the above embodiment, a turbofan engine is taken as an example of an aircraft gas turbine engine. However, a turbojet engine, a turbofan engine, a turboprop engine and a turboshaft engine are used. And so on.
【0078】[0078]
【発明の効果】請求項1項にあっては、圧縮機出口圧力
変化パラメータとタービン入口温度変化パラメータから
サージ検出パラメータを算出し所定のしきい値と比較す
ることで圧縮機にサージが発生したか否か検出するサー
ジ検出手段を備える如く構成したので、加速状態の検出
などを不要としつつ、減速および失火と誤認することな
く、サージの発生を精度良く検出できると共に、発生し
たサージの程度(大きさ)も検出することができる。According to the first aspect of the present invention, a surge is generated in the compressor by calculating a surge detection parameter from the compressor outlet pressure change parameter and the turbine inlet temperature change parameter and comparing the calculated parameter with a predetermined threshold value. Since it is configured to have a surge detecting means for detecting whether or not a surge has occurred, the occurrence of a surge can be accurately detected without erroneously detecting deceleration and misfire while eliminating the need to detect an acceleration state and the like. Size) can also be detected.
【0079】請求項2項にあっては、算出された圧縮機
出口圧力変化パラメータとタービン入口温度変化パラメ
ータの積を算出してサージ検出パラメータとする如く構
成したので、前記した加速状態の検出などを不要とした
ことに加え、構成として一層簡易となる。According to a second aspect of the present invention, the product of the calculated compressor outlet pressure change parameter and the turbine inlet temperature change parameter is calculated and used as a surge detection parameter. Is unnecessary, and the configuration is further simplified.
【0080】請求項3項にあっては、サージが検出され
たとき、サージ回避制御手段を備える如く構成したの
で、サージが発生したときも、発生したサージがそれ以
上に拡大するのを迅速に回避あるいは抑制することがで
きる。According to the third aspect of the present invention, when a surge is detected, the apparatus is provided with a surge avoidance control means. Therefore, even when a surge occurs, the generated surge can be quickly expanded further. It can be avoided or suppressed.
【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]
【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・エンジンのサージ検出装置を全体的に示す
概略図である。FIG. 1 is a schematic diagram generally showing a surge detection device for an aircraft gas turbine engine according to one embodiment of the present invention.
【図2】図1装置のサージ検出を含む動作を示すブロッ
ク図である。FIG. 2 is a block diagram showing an operation including a surge detection of the apparatus of FIG. 1;
【図3】図2装置のサージ検出結果を示すテストデータ
図である。FIG. 3 is a test data diagram showing a surge detection result of the device in FIG. 2;
【図4】タービン入口温度およびその時間的変化値の特
性を示すテストデータ図である。FIG. 4 is a test data diagram showing characteristics of a turbine inlet temperature and its temporal change value.
【図5】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・エンジンのサージ検出を含む動作を示すブ
ロック図である。FIG. 5 is a block diagram showing an operation including surge detection of an aircraft gas turbine engine according to a second embodiment of the present invention.
【図6】図5装置のサージ検出結果を示すテストデータ
図である。6 is a test data diagram showing a surge detection result of the device of FIG. 5;
【図7】従来技術のサージ検出結果を示すテストデータ
図である。FIG. 7 is a test data diagram showing a surge detection result according to the related art.
【図8】同様に従来技術のサージ検出結果を示すテスト
データ図である。FIG. 8 is a test data diagram showing a surge detection result according to the related art.
【図9】同様に従来技術のサージ検出結果を示すテスト
データ図である。FIG. 9 is a test data diagram similarly showing a surge detection result of the related art.
【図10】同様に従来技術のサージ検出結果を示すテス
トデータ図である。FIG. 10 is a test data diagram similarly showing a surge detection result of the conventional technique.
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 ) 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 64 N2センサ 68 T1センサ 70 P1センサ 72 P0センサ 74 P3センサ(圧縮機出口圧力検出手段) 76 T45センサ(タービン入口温度検出手段) 80 ECU(Electronic Control Unit 。電子制
御ユニット) 90 BOV(ブリードオフバルブ)DESCRIPTION OF SYMBOLS 10 Aircraft gas turbine engine (turbo fan engine) 12 Fan 12a Rotor 14 Stator 16 Low pressure compressor 24 High pressure compressor 24a Rotor 24b Stator 26 Combustor 28 Fuel nozzle 30 FCU (Fuel Control Unit) 32 Fuel metering valve 40 High pressure turbine 40a High pressure turbine shaft 42 Low pressure turbine 42a Low pressure turbine shaft 62 N1 sensor 64 N2 sensor 68 T1 sensor 70 P1 sensor 72 P0 sensor 74 P3 sensor (compressor outlet pressure detecting means) 76 T45 sensor (turbine inlet temperature detecting means) 80 ECU (Electronic Control Unit) 90 BOV (Bleed-off valve)
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 FI テーマコート゛(参考) F04D 27/02 F04D 27/02 E ──────────────────────────────────────────────────続 き Continued on the front page (51) Int.Cl. 7 Identification symbol FI theme coat ゛ (Reference) F04D 27/02 F04D 27/02 E
Claims (3)
ンに接続される1個の圧縮機を有する航空機用ガスター
ビン・エンジンのサージ検出装置において、 a.前記圧縮機の出口圧力を検出する圧縮機出口圧力検
出手段、 b.前記タービンの入口温度を検出するタービン入口温
度検出手段、 c.前記検出された圧縮機の出口圧力とその時間的変化
値の比からなる圧縮機出口圧力変化パラメータを算出す
る圧縮機出口圧力変化パラメータ算出手段、 d.前記検出されたタービン入口温度の時間的変化値、
および前記検出されたタービン入口温度とその時間的変
化値の比の内のいずれかからなるタービン入口温度変化
パラメータを算出するタービン入口温度変化パラメータ
算出手段、 e.前記算出された圧縮機出口圧力変化パラメータとタ
ービン入口温度変化パラメータからサージ検出パラメー
タを算出するサージ検出パラメータ算出手段、および f.前記算出されたサージ検出パラメータを所定のしき
い値と比較して前記圧縮機にサージが発生したか否か検
出するサージ検出手段、を備えたことを特徴とする航空
機用ガスタービン・エンジンのサージ検出装置。1. A surge detection device for an aircraft gas turbine engine having at least one turbine and a compressor connected to the turbine, comprising: a. Compressor outlet pressure detecting means for detecting the outlet pressure of the compressor; b. Turbine inlet temperature detecting means for detecting an inlet temperature of the turbine; c. Compressor outlet pressure change parameter calculating means for calculating a compressor outlet pressure change parameter comprising a ratio of the detected outlet pressure of the compressor and its temporal change value; d. A temporal change value of the detected turbine inlet temperature,
And a turbine inlet temperature change parameter calculating means for calculating a turbine inlet temperature change parameter consisting of any one of a ratio of the detected turbine inlet temperature and its temporal change value, e. Surge detection parameter calculating means for calculating a surge detection parameter from the calculated compressor outlet pressure change parameter and turbine inlet temperature change parameter; f. Surge detection means for comparing the calculated surge detection parameter with a predetermined threshold value to detect whether or not a surge has occurred in the compressor. Detection device.
前記算出された圧縮機出口圧力変化パラメータとタービ
ン入口温度変化パラメータの積を算出して前記サージ検
出パラメータとす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・エンジンのサージ検出装置。2. The surge detection parameter calculation means according to claim 1,
2. The surge detection device for an aircraft gas turbine engine according to claim 1, wherein a product of the calculated compressor outlet pressure change parameter and a turbine inlet temperature change parameter is calculated and used as the surge detection parameter.
ジンに供給すべき燃料流量を減少させる燃料制御および
ブリードオフバルブを開放して前記圧縮機の圧力を低下
させるブリードオフ制御の少なくともいずれかを行うサ
ージ回避制御手段、を備えることを特徴とする請求項1
項または2項記載の航空機用ガスタービン・エンジンの
サージ検出装置。3. The method of claim 2, further comprising: g. Surge avoidance that, when a surge is detected, performs at least one of a fuel control for reducing a flow rate of fuel to be supplied to the gas turbine engine and a bleed-off control for opening a bleed-off valve to reduce a pressure of the compressor. 2. A control means, comprising:
Item 3. An aircraft gas turbine engine surge detector according to item 2 or 2.
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