JP2011074791A

JP2011074791A - 航空機用ガスタービン・エンジン

Info

Publication number: JP2011074791A
Application number: JP2009225293A
Authority: JP
Inventors: Hiroyoshi Muramatsu; 弘宜村松; Tomohisa Saita; 智久税田
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2009-09-29
Filing date: 2009-09-29
Publication date: 2011-04-14
Anticipated expiration: 2029-09-29
Also published as: JP5356967B2; US20110077895A1; US8483988B2

Abstract

【目的】低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を精度良く推定するようにした航空機用ガスタービン・エンジンを提供する。
【解決手段】エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービンと、高圧タービンの下流位置に配置されて高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービンとを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、高圧タービンの回転数Ｎ２と低圧タービンの回転数Ｎ１と低圧タービンの出口温度ＥＧＴを検出し、低圧タービンの出口温度ＥＧＴと低圧タービンの回転数Ｎ１に基づいて高圧タービンの入口温度（ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅ）を推定し、推定された高圧タービンの入口温度を高圧タービンの回転数Ｎ２に基づいて算出されるＴＩＴ補正項ΔＴＩＴで減算補正するように構成する。
【選択図】図２

Description

この発明は航空機用ガスタービン・エンジンに関する。

エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービンと、その下流位置に配置されて高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービンとを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいては、エンジンの過温度を防止するために高圧タービンの入口温度を検出することが望ましい。しかしながら、極めて高温であることからそれを直接検出することは不可能である。そこで、それよりも下流位置の低圧タービンの入口温度を検出し、その検出温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定するようにしている。

しかしながら、小型化が要求される航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、低圧タービンの入口付近に温度センサを配置するためのスペースを確保することができず、低圧タービンの入口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定することができなかった。

そこで、下記の特許文献１記載の航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、低圧タービンの出口付近に温度センサを配置し、低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定するようにしている。

特開２００２−１０６３６４号公報

しかしながら、特許文献１記載の航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定するに際し、低圧タービンの回転数を考慮する限りであり、推定精度において改善の余地を残していた。また、このガスタービン・エンジンが搭載される航空機から機体側の情報（例えば電力負荷や抽気負荷）を授受し、その情報から高圧タービンの入口温度の推定精度を向上させることも可能であるが、エンジン側の制御を機体側の情報に依存させることは航空関連法規上認められない。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を精度良く推定するようにした航空機用ガスタービン・エンジンを提供することにある。

上記の目的を達成するために、請求項１にあっては、エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービンとを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、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センサと、前記低圧タービンの回転数を検出する低圧タービン回転数センサと、前記低圧タービンの出口温度を検出する温度センサと、前記検出された低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの入口温度を推定する推定手段と、前記推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて補正する補正手段とを備える如く構成した。

また、請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、前記補正手段は、前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの第２の入口温度を推定する第２の推定手段と、前記推定された入口温度と第２の入口温度に基づいて前記エンジンの負荷および劣化の度合いを示すパラメータを算出するパラメータ算出手段とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記算出されたパラメータに基づいて補正する如く構成した。

また、請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、前記補正手段は、前記航空機の高度を検出する高度検出手段と、前記航空機の速度を検出する速度検出手段と、前記航空機の外気温を検出する外気温検出手段とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高度と速度と外気温に基づいて補正する如く構成した。

請求項１に係る航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、検出された低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数に基づいて高圧タービンの入口温度を推定すると共に、推定された高圧タービンの入口温度を高圧タービンの回転数に基づいて補正する如く構成、換言すれば、低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定するに際し、低圧タービンの回転数のみならず高圧タービンの回転数をも考慮する如く構成したので、低圧タービンの出口温度に基づく高圧タービンの入口温度の推定精度を向上させることができる。また、このガスタービン・エンジンが搭載される航空機から機体側の情報を授受することなく、ガスタービン・エンジン側で検出される情報のみに基づいて高圧タービンの入口温度を精度良く推定することができ、航空関連法規を遵守することが可能となる。

請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、高圧タービンの回転数から高圧タービンの第２の入口温度を推定し、低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数から推定された高圧タービンの入口温度と高圧タービンの回転数から推定された高圧タービンの第２の入口温度に基づいてエンジンの負荷および劣化の度合いを示すパラメータを算出し、低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数から推定された高圧タービンの入口温度をそのパラメータに基づいて補正する如く構成、即ち、前記エンジンの負荷および劣化の度合いを考慮しつつ高圧タービンの入口温度を推定する如く構成したので、高圧タービンの入口温度の推定精度を一層向上させることができる。

請求項３に係る航空機用ガスタービン・エンジンにあっては、航空機の高度と速度と外気温を検出し、低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数から推定された高圧タービンの入口温度をそれら検出値に基づいて補正する如く構成したので、高圧タービンの入口温度の推定精度をより一層向上させることができる。

この発明の実施例に係る航空機用ガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。図１のＥＣＵによる高圧タービンの入口温度の算出を説明するブロック図である。図２のＴＩＴ基本項算出ブロックとＴＩＴ補正項算出ブロックの一部の構成を詳説するブロック図である。図３に示すパラメータｄＴＩＴ＿Ｄｅｔの特性を説明するグラフである。図２のＴＩＴ補正項算出ブロックの残部の構成を詳説するブロック図である。

以下、添付図面に即してこの発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンを実施するための形態について説明する。

図１は、その航空機用ガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。

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・エンジンについて説明する。

図１において、符号１０はターボファン・エンジン（ガスタービン・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は航空機（機体。図示せず）の適宜位置にマウントされる。

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（コンプレッサ）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。

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。

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。

燃焼器２６には燃料ノズル２８が備えられ、燃料ノズル２８にはＦＣＵ（Fuel Control Unit 。燃料制御ユニットあるいは燃料制御部）３０で調量された燃料が圧送される。即ち、ＦＣＵ３０は燃料調整弁（ＦＭＶ（Fuel Metering Valve））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、燃料調整弁３２で調量された後、燃料供給路３８を通って燃料ノズル２８に供給される。

燃料調整弁３２は、具体的には、それに接続されるトルクモータ３２ａによって開閉させられると共に、トルクモータ３２ａは後述するＥＣＵ（Electronic Control Unit 。電子制御ユニット）から発せられる指令に基づいて燃料調整弁３２を開閉駆動する。ＥＣＵはパイロットによって操作されるスラストレバー（図示なし）の位置に応じた指令を発する。また、燃料調整弁３２の付近にはその開度を検出する開度センサ３２ｂが設置される。

また、燃料供給路３８には、燃料遮断弁（ＳＯＶ（Shut Off Valve））３８ａが介挿される。燃料遮断弁３８ａはそれに接続される電磁ソレノイド３８ｂによって開閉させられると共に、電磁ソレノイド３８ｂは後述するＥＣＵから発せられる指令に基づいて燃料遮断弁３８ａを動作させる。具体的には、遮断指令が発せられると、燃料ノズル２８への燃料供給を遮断するように燃料遮断弁３８ａを閉弁させる。また、燃料遮断弁３８ａの付近には、その弁位置を検出する位置センサ３８ｃが設置される。

燃料ノズル２８には高圧圧縮機２４から圧縮空気が圧送され、燃料供給路３８から供給される燃料はその圧縮空気で霧化される。

燃料ノズル２８から噴霧された燃料は、圧縮空気と混合し、エンジン始動時にエキサイタおよび点火プラグからなるイグニッション装置（図示せず）によって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。

燃焼によって生じた高温高圧ガスは高圧タービン４０に噴射され、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。

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（高圧タービン４０を通過したガスは燃焼器から噴射されるガスに比して低圧となる）、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およびファン１２を回転させる。

低圧タービン４２を通過した排ガス（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。

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。

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、圧縮空気が生成される。生成された圧縮空気は、前記したように燃料ノズル２８に圧送される。

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と高圧（燃料）ポンプ３４に伝えられて高圧（燃料）ポンプ３４を駆動し、前記したように調量された燃料は燃料ノズル２８に供給され、霧化される。よって生じた混合気は、点火されて燃焼を開始する。

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も発電して機体に電力を供給する。従って、特に機体側の電力負荷が増大すると、スタータ５２による発電量が増大し、高圧タービン軸の回転負荷が増大することになり、後述する高圧タービン回転数に影響を与えることになる。

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。

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センサ（温度センサ）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（航空機の外気温）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。また、ＥＣＵの内部には温度センサ（図示せず）も設けられてＥＣＵの温度に比例する信号を出力する。大気圧Ｐ０と圧力Ｐ１の比から、航空機の飛行速度を示すマッハ数Ｍｎが算出される。また、大気圧Ｐ０から航空機が飛行する高度ＡＬＴが算出される。

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の出力圧Ｐ３に比例する信号を出力すると共に、低圧タービン４２の下流の適宜位置にはＥＧＴセンサ（温度センサ）７６が配置され、排ガス温度ＥＧＴ（低圧タービン出口温度）に比例する信号を出力する。

上記したセンサ種の内のいくつかは、安全性向上のため、その電気系統が２系統用意され、冗長化される。

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。上記したエンジン１０の運転状態を示すセンサ群の出力は、ＥＣＵ８０に送られる。

ＥＣＵ８０は、センサ群の出力やそれから算出される航空機の基本情報、具体的には、低圧タービン出口温度ＥＧＴ、低圧タービン回転数Ｎ１、高圧タービン回転数Ｎ２、航空機の高度ＡＬＴ、速度Ｍｎおよび外気温Ｔ１に基づいてＴＩＴ（Turbine Inlet Temperature。高圧タービン入口温度（図１のＡ点で示す部分におけるガス温度））を算出する。以下、それについて具体的に説明する。

図２は、ＥＣＵ８０によるＴＩＴの算出を全体的に説明するブロック図である。

以下概説すると、図示のように、検出された低圧タービン回転数Ｎ１と低圧タービン出口温度ＥＧＴはＴＩＴ基本項算出ブロック１００に入力され、ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅが算出（推定）される。一方、高圧タービン回転数Ｎ２と外気温Ｔ１と高度ＡＬＴと速度ＭｎとＥＧＴとＴＩＴ＿ＢａｓｅはＴＩＴ補正項算出ブロック２００に入力され、ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴが算出される。そして、ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿ＢａｓｅからＴＩＴ補正項ΔＴＩＴを減算補正し、ＴＩＴを算出する。

ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅのみでも±２０〜３０℃程度の精度でＴＩＴを推定することができるが、ここでは推定精度を向上させるべく、ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿ＢａｓｅをＴＩＴ補正項ΔＴＩＴによって補正するように構成した。

尚、ＴＩＴはＥＣＵ８０によって所定時間、例えば１００ｍｓｅｃごとに算出される。ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴが前回値に比して大幅に変化（ＢＯＶ−Ｏｐｅｎ／Ｃｌｏｓｅ等のＳｗｉｔｃｈ入力による変化）した場合、その変化量を制限するためのＴＩＴ変化量制限ブロック（図示せず）が設けられ、制限内におけるＴＩＴが最終的なＴＩＴとして決定される。決定されたＴＩＴは航空機のコクピットのディスプレイに表示されると共に、エンジン制御などの種々の制御に用いられる。

図３は、ＴＩＴ基本項算出ブロック１００とＴＩＴ補正項算出ブロック２００の一部の構成について詳説するブロック図である。

低圧タービン回転数Ｎ１と低圧タービン出口温度ＥＧＴはＴＩＴ基本項算出ブロック１００のＩＴＴ算出ブロック１０２に入力され、ＩＴＴ＿Ｂａｓｅが算出される。ＩＴＴ（Intermediate Turbine Temperature。タービン間温度）とは、高圧タービンと低圧タービンの間の位置（図１においてＢ点で示す位置）におけるガス温度を意味し、前記した低圧タービン入口温度と同義のものである。ＩＴＴ＿Ｂａｓｅとは、その補正前の値を意味する。

ＩＴＴ＿Ｂａｓｅは、まずＩＴＴとＥＧＴとの温度差ΔＥＧＴを算出し、それをＥＧＴに加算することによって算出される。温度差ΔＥＧＴは、低圧タービン回転数Ｎ１に基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いて算出される。

算出されたＩＴＴ＿ＢａｓｅはＩＴＴ→ＴＩＴ変換ブロック１０４に送られる。そこでは、予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いてＩＴＴをＴＩＴに変換し、前記したＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅを算出する。

一方、高圧タービン回転数Ｎ２はＴＩＴ補正項算出ブロック２００のＴＩＴ算出ブロック２０２に入力され、高圧タービン回転数Ｎ２に基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いてＴＩＴ＿Ｎ２ｐが算出される。ＴＩＴ＿Ｎ２ｐとは、高圧タービン回転数Ｎ２に基づいて推定された仮の高圧タービン入口温度を意味する。

尚、ＴＩＴ算出ブロック２０２のマップは、航空機のフライトエンベロープ内の速度Ｍｎと高度ＡＬＴに応じて複数用意される。

算出されたＴＩＴ＿Ｎ２ｐはＴＩＴ→ＩＴＴ変換ブロック２０４に送られる。そこでは、予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いてＴＩＴをＩＴＴに変換し、ＩＴＴ＿Ｎ２を算出する。ＩＴＴ＿Ｎ２とは、高圧タービン回転数Ｎ２に基づいて推定されたタービン間温度を意味する。

次いで、ＩＴＴ算出ブロック１０２で算出されたＩＴＴ＿ＢａｓｅとＴＩＴ→ＩＴＴ変換ブロック２０４で算出されたＩＴＴ＿Ｎ２との温度差ΔＩＴＴを算出し、温度差ΔＩＴＴにＴＩＴ→ＩＴＴ変換ブロック２０４のマップの係数α（１．０＜α＜２．０）を乗算し、乗算して得た値にＴＩＴ算出ブロック２０２で算出されたＴＩＴ＿Ｎ２ｐを加算することにより、ＴＩＴ＿Ｎ２を算出する。ＴＩＴ＿Ｎ２とは、高圧タービン回転数Ｎ２に基づいて推定された高圧タービン入口温度を意味する。

次いで、ＴＩＴ基本項算出ブロック１００で算出されたＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿ＢａｓｅからＴＩＴ＿Ｎ２を減算し、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔを算出する。

以上のようにして算出されたｄＴＩＴ＿Ｄｅｔは、エンジン１０の負荷および劣化を示すパラメータとなる。即ち、ＴＩＴ＿Ｂａｓｅは実際の温度検出値である低圧タービン出口温度ＥＧＴを基礎として推定された実際温度基準のＴＩＴである一方、ＴＩＴ＿Ｎ２は高圧タービン回転数Ｎ２から推定されたＴＩＴであり、これはエンジン１０に負荷および劣化がない理想モデルから推定されたＴＩＴに他ならないため、両者の差であるｄＴＩＴ＿Ｄｅｔはエンジン１０の負荷および劣化の度合いを示すパラメータとなる。

また、パラメータｄＴＩＴ＿Ｄｅｔについて別の捉え方をすれば、高圧タービン回転数Ｎ２はエンジン負荷（特に機体側の電力負荷や抽気負荷）の増減によって変動するものであるから、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔは電力負荷や抽気負荷を示すパラメータとも言える。

図４は、パラメータｄＴＩＴ＿Ｄｅｔの特性を説明するグラフである。

図示のように、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔが０℃である場合、エンジン１０には負荷も劣化も無く、名目上、無負荷・新規の状態にあることを意味し、逆にｄＴＩＴ＿Ｄｅｔが２０℃（仮）に至る場合、負荷および劣化が最大の状態にあることを意味する。

また、外気温Ｔ１はＴＩＴ補正項算出ブロック２００のｄＮ２算出ブロック２０６に入力され、外気温Ｔ１に基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いてｄＮ２が算出される。ｄＮ２とは、外気温Ｔ１から推定される、高圧タービン回転数Ｎ２と低圧タービン回転数Ｎ１の偏差を意味する。

また、低圧タービン出口温度ＥＧＴとＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅは、ＴＩＴ補正項算出ブロック２００のＮ１’算出ブロック２０８に入力され、ＥＧＴをＴＩＴ＿Ｂａｓｅで除した値に基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いてＮ１’が算出される。Ｎ１’とは、ＥＧＴとＴＩＴ＿Ｂａｓｅから推定される低圧タービン回転数を意味する。

次いで算出されたｄＮ２とＮ１’を加算してＮ２’を算出する。Ｎ２’とは、Ｔ１とＥＧＴとＴＩＴ＿Ｂａｓｅから推定される高圧タービン回転数を意味する。

図５は、ＴＩＴ補正項算出ブロック２００の残部の構成について詳説するブロック図である。図５（ａ）は高度ＡＬＴが３０ｋフィート（９０００ｍ）未満である場合のものを、図５（ｂ）は高度ＡＬＴが３０ｋフィート以上である場合のものを示す。

高度ＡＬＴが３０ｋフィート未満である場合、図５（ａ）に示すように、ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａには、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔと推定高圧タービン回転数Ｎ２’と高度ＡＬＴが入力される。ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａでは、推定高圧タービン回転数Ｎ２’とｄＴＩＴ＿Ｄｅｔとに基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いて前記したＴＩＴ補正項ΔＴＩＴが算出される。マップ中においては、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔについて無負荷・新規を示すラインと全負荷・全劣化を示すラインの２ラインのみが示されるが、それらの中間値のｄＴＩＴ＿Ｄｅｔに対しては両ラインに関して補間計算し、ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴを算出する。

また、ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａのマップは、高度ＡＬＴに応じて複数用意される。具体的には、高度ＡＬＴに関して２種のマップが用意される。

このように、高度ＡＬＴが３０ｋフィート未満である場合、ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴはｄＴＩＴ＿Ｄｅｔと推定高圧タービン回転数Ｎ２’と高度ＡＬＴに基づいて算出される。

高度ＡＬＴが３０ｋフィート以上である場合、図５（ｂ）に示すように、ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ｂには、ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔと推定高圧タービン回転数Ｎ２’と高度ＡＬＴに加え、速度ＭｎとｄＩＳＡ（delta International Standard Atmospheres）が入力される。ｄＩＳＡとは、ＩＳＡ（International Standard Atmospheres）で規定される標準大気温度と静止外気温Ｔ０との温度差を意味する。尚、静止外気温Ｔ０は外気温Ｔ１と高度ＡＬＴとマッハ数Ｍｎから算出される。

ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ｂでは、推定高圧タービン回転数Ｎ２’とｄＴＩＴ＿Ｄｅｔとに基づいて予め設定されたマップ（図中のマップ）を用いて前記したＴＩＴ補正項ΔＴＩＴが算出される。マップ中においてはｄＴＩＴ＿Ｄｅｔについて無負荷・新規を示すラインと全負荷・全劣化を示すラインの２ラインのみが示されるが、それらの中間値のｄＴＩＴ＿Ｄｅｔに対しては両ラインに関して補間計算し、ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴを算出する。

また、ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ｂのマップは、高度ＡＬＴと速度ＭｎとｄＩＳＡに応じて複数用意される。具体的には、高度ＡＬＴに関して２種のマップが用意されると共に、速度Ｍｎに関して７種のマップが用意される。また、ｄＩＳＡに関しては、ｄＩＳＡの正負に応じた２種のマップが用意される。

このように、高度ＡＬＴが３０ｋフィート以上である場合、ＴＩＴ補正項ΔＴＩＴはｄＴＩＴ＿Ｄｅｔと推定高圧タービン回転数Ｎ２’と高度ＡＬＴと速度ＭｎとｄＩＳＡに基づいて算出される。

ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａあるいはΔＴＩＴ算出ブロック２１０ｂで算出されたＴＩＴ補正項ΔＴＩＴは、上述したようにＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅに対する減算補正に用いられ、ＴＩＴが算出される。

上記した如く、この実施例にあっては、エンジン（１０）の燃焼器（２６）から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービン（４０）と、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービン（４２）とを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、前記高圧タービンの回転数（Ｎ２）を検出する高圧タービン回転数センサ（Ｎ２センサ６４）と、前記低圧タービンの回転数（Ｎ１）を検出する低圧タービン回転数センサ（Ｎ１センサ６２）と、前記低圧タービンの出口温度（排ガス温度ＥＧＴ）を検出する温度センサ（ＥＧＴセンサ７６）と、前記検出された低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの入口温度（ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿Ｂａｓｅ）を推定する推定手段（ＴＩＴ基本項算出ブロック１００）と、前記推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて補正する補正手段（ＴＩＴ補正項算出ブロック２００）とを備える如く構成した。

換言すれば、低圧タービンの出口温度に基づいて高圧タービンの入口温度を推定するに際し、低圧タービンの回転数のみならず高圧タービンの回転数をも考慮する如く構成したので、低圧タービンの出口温度に基づく高圧タービンの入口温度の推定精度を向上させることができる。また、このガスタービン・エンジンが搭載される航空機から機体側の情報を授受することなく、ガスタービン・エンジン側で検出される情報のみに基づいて高圧タービンの入口温度を精度良く推定することができるため、航空関連法規を遵守することが可能となる。

また、前記補正手段は、前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの第２の入口温度（ＴＩＴ＿Ｎ２ｐ、ＴＩＴ＿Ｎ２）を推定する第２の推定手段（ＴＩＴ算出ブロック２０２など）と、前記推定された入口温度と第２の入口温度に基づいて前記エンジンの負荷および劣化の度合いを示すパラメータ（ｄＴＩＴ＿Ｄｅｔ）を算出するパラメータ算出手段（ＴＩＴ基本項ＴＩＴ＿ＢａｓｅからＴＩＴ＿Ｎ２を減算する構成）とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記算出されたパラメータに基づいて補正する（ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａ、２１０ｂ）如く構成した。

即ち、前記エンジンの負荷および劣化の度合いを考慮しつつ高圧タービンの入口温度を推定する如く構成したので、高圧タービンの入口温度の推定精度を一層向上させることができる。

また、前記補正手段は、前記航空機の高度（ＡＬＴ）を検出する高度検出手段（Ｐ０センサ７２）と、前記航空機の速度（Ｍｎ）を検出する速度検出手段（Ｐ１センサ７０、Ｐ０センサ７２）と、前記航空機の外気温（Ｔ１）を検出する外気温検出手段（Ｔ１センサ６８）とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高度と速度と外気温に基づいて補正する（ｄＮ２算出ブロック２０６、ΔＴＩＴ算出ブロック２１０ａ、２１０ｂ）如く構成した。

それにより、高圧タービンの入口温度の推定精度をより一層向上させることができる。

尚、上記において、航空機の高度ＡＬＴ、速度Ｍｎ、外気温Ｔ１をエンジン側のセンサ群を用いて算出したが、センサ系の冗長化を防ぐべく、機体側から高度ＡＬＴ、速度Ｍｎ、外気温Ｔ１を取得するようにしても良い。

１０エンジン、２６燃焼器、４０高圧タービン、４２低圧タービン、６２Ｎ１センサ（低圧タービン回転数センサ）、６４Ｎ２センサ（高圧タービン回転数センサ）、６８Ｔ１センサ、７６ＥＧＴセンサ（温度センサ）、７０Ｐ１センサ、７２Ｐ０センサ、８０ＥＣＵ

Claims

エンジンの燃焼器から噴射される高圧ガスによって回転させられる高圧タービンと、前記高圧タービンの下流位置に配置されて前記高圧タービンを通過した低圧ガスによって回転させられる低圧タービンとを備える航空機用ガスタービン・エンジンにおいて、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センサと、前記低圧タービンの回転数を検出する低圧タービン回転数センサと、前記低圧タービンの出口温度を検出する温度センサと、前記検出された低圧タービンの出口温度と低圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの入口温度を推定する推定手段と、前記推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて補正する補正手段と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。
前記補正手段は、前記検出された高圧タービンの回転数に基づいて前記高圧タービンの第２の入口温度を推定する第２の推定手段と、前記推定された入口温度と第２の入口温度に基づいて前記エンジンの負荷および劣化の度合いを示すパラメータを算出するパラメータ算出手段とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記算出されたパラメータに基づいて補正することを特徴とする請求項１記載の航空機用ガスタービン・エンジン。
前記補正手段は、前記航空機の高度を検出する高度検出手段と、前記航空機の速度を検出する速度検出手段と、前記航空機の外気温を検出する外気温検出手段とを備えると共に、前記推定手段によって推定された高圧タービンの入口温度を前記検出された高度と速度と外気温に基づいて補正することを特徴とする請求項１または２記載の航空機用ガスタービン・エンジン。