JP5465950B2

JP5465950B2 - 航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置

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Publication number: JP5465950B2
Application number: JP2009192933A
Authority: JP
Inventors: 誠手塚
Original assignee: Honda Motor Co Ltd
Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2009-08-24
Filing date: 2009-08-24
Publication date: 2014-04-09
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Description

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。

航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、複数種のセンサからの出力信号を入力し、その出力信号に基づいてエンジンの動作を制御するための指令値を算出する制御系統を２個冗長的に備え、２個の制御系統の内、指令値を出力する側の制御系統が故障した場合であっても、制御系統を切り換え、他方で算出された指令値を出力することで、エンジン制御を継続するようにしている（下記特許文献１，２参照）。

特開２００１−１０７７５１号公報米国特許第４，７１６，５３１号明細書

しかしながら、上記特許文献記載の技術は、２個の制御系統の内、いずれか一方が故障し、他方が正常である場合を前提にしたものであり、両方が故障した場合には予め決められたエンジン制御、具体的にはエンジン停止制御を実行することを提案する限りであった。即ち、両方が故障した場合であっても、それらの故障レベルの大小を考慮してエンジン制御を継続することを提案するものではなかった。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、２個の制御系統の両方が故障した場合であっても、それらの故障レベルの大小を考慮してエンジン制御を継続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。

上記の目的を達成するために、請求項１にあっては、ガスタービン・エンジンに配置された複数種のセンサからの出力信号を入力し、前記入力された出力信号に基づいて前記エンジンの動作を複数種の機器を介して制御するための指令値を算出する指令値算出部をそれぞれ有する２個の制御系統を備えると共に、前記２個の制御系統の指令値算出部のいずれかで算出された指令値を前記機器に出力し、前記エンジンの動作を制御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２個の制御系統がそれぞれ、前記入力された出力信号に基づいて前記センサと機器に異常があるか否か検知し、前記センサと機器のいずれかに異常があると検知されたとき、前記異常と検知されたセンサと機器の種類および個数に基づき、故障の軽重に従って自己の制御系統の故障レベルを数値で判定する故障レベル判定手段と、前記判定された故障レベルを前記他方に送信する送信手段と、前記他方の故障レベルを受信する受信手段と、前記判定された自己の故障レベルと前記受信された他方の故障レベルを比較し、前記故障レベルの数値において小さい（より健全な）側の制御系統の指令値算出部で算出された指令値を前記機器に出力する出力手段とを備え、よって前記２個の制御系等のいずれもが故障した場合であっても、前記故障レベルの数値において小さい側の制御系統により前記エンジンの動作の制御を継続する如く構成した。

また、請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、前記２個の制御系統はそれぞれ、前記指令値算出部の異常を監視する監視手段を備える如く構成した。

請求項１に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、２個の制御系統がそれぞれ、入力された出力信号に基づいてセンサと機器に異常があるか否か検知し、センサと機器のいずれかに異常があると検知されたとき、異常と検知されたセンサと機器の種類および個数に基づき、故障の軽重に従って自己の制御系統の故障レベルを数値で判定し、判定された故障レベルを他方の制御系統に送信すると共に、他方の故障レベルを受信し、自己の故障レベルと他方の故障レベルを比較し、故障レベルの数値において小さい（より健全な）側の制御系統の指令値を機器に出力し、よって２個の制御系統のいずれもが故障した場合であっても、故障レベルの小さい（より健全な）側の制御系統によりエンジンを制御する如く構成したので、２個の制御系統の両方が故障した場合であっても、エンジン制御を継続させることができる。

請求項２に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置にあっては、各々の制御系統が各々の指令値算出部の異常を監視する監視手段を備える如く構成したので、例えば一方の指令値算出部が監視手段によって異常と判断されたとき、その制御系統で算出された指令値を機器に出力しないようにすると共に、他方の制御系統で算出された指令値を機器に出力することで、エンジンを適切に制御することができる。

この発明の実施例に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の前提となるガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。図１のＥＣＵ（電子制御ユニット）の構成を具体的に示すブロック図である。図２のＣＰＵ（演算装置）において判定される故障レベルについて説明する表である。図２の各制御系統で実行される、この発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の動作を示すフロー・チャートである。

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・エンジンの制御装置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・エンジンの制御装置の前提となるガスタービン・エンジンを全体的に示す概略図である。

図１において、符号１はこの発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を示す。理解の便宜のため、この装置の前提となるガスタービン・エンジンについて説明する。

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。尚、燃料調整弁３２はノーマル・クローズ型の弁である。

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。尚、燃料遮断弁３８ａはノーマル・クローズ型の弁である。

エンジン１０には油圧回路３９が設けられると共に、燃料調整弁３２や燃料遮断弁３８ａの開閉動作に用いられる油圧を開放するための油圧開放弁（ＢＯＶ（Bleed Off Valve））３９ａが備えられる。油圧開放弁３９ａも後述するＥＣＵから発せられる指令に基づいて電磁ソレノイド３９ｂによって動作されると共に、油圧開放弁３９ａの付近にはその弁位置を検出する位置センサ３９ｃ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噴霧化される。燃料ノズル２８は、高圧圧縮機２４による圧縮空気のみを噴霧化に利用するエア・ブラスト・ノズル型のノズルである。

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、噴霧化される。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（出口圧力）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。さらに、機体の車輪付近にはＷＯＷセンサ（重量センサ）８０が設置され、車輪にかかる重量を示す信号、即ち、機体が地上に接地しているか否かの信号を出力する。

上記したセンサ種の内のいくつかは、安全性向上のため、冗長化される。具体的には、Ｎ１センサは２個、Ｎ２センサは４個、Ｔ１センサは２個、ＥＧＴセンサは８個、Ｐ０センサは２個、Ｐ１センサは２個（機体側からマッハ数Ｍｎ信号が送信され、それを利用して圧力Ｐ１を算出する場合、０個）、Ｐ３センサは２個設けられる。

エンジン本体１０ａの上端位置には前記したＥＣＵ（符号８２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、ＥＣＵ８２に送られる。

ＥＣＵ８２は、センサ群の出力に基づいて燃料調整弁３２や燃料遮断弁３８ａや油圧開放弁３９ａに対する指令値を算出し、それら機器に出力することでエンジンの動作を制御する。このように、前記した制御装置１は、ＥＣＵ８２から少なくともなる。以下、ＥＣＵ８２の具体的な構成および動作について説明する。

図２は、ＥＣＵ８２の構成を具体的に示すブロック図である。

図示のように、ＥＣＵ８２は、制御系統Ａ（ＣｈａｎｎｎｅｌＡ）と制御系統Ｂ（ＣｈａｎｎｎｅｌＢ）の２個の制御系統からなる。各制御系統はそれぞれ演算装置（ＣＰＵ）８２ａ１、８２ｂ１を有する。演算装置８２ａ１、８２ｂ１には、前記したセンサ群（Ｎ１センサやＮ２センサなどは「Ｎ１」、「Ｎ２」などと略して示す。）からの出力信号が入力される。

演算装置８２ａ１、８２ｂ１はそれぞれ、入力された出力信号に基づいて燃料調整弁（ＦＭＶ）３２、燃料遮断弁（ＳＯＶ）３８ａおよび油圧開放弁（ＢＯＶ）３９ａの駆動指令値を算出し、それらを駆動制御するドライバ８２ａ２、８２ａ３、８２ａ４、８２ｂ２、８２ｂ３、８２ｂ４に送出する。

また、演算装置８２ａ１、８２ｂ１はそれぞれ、入力された出力信号に基づいて各センサに異常があるか否か、およびエンジン制御に関わる機器、具体的には、燃料調整弁３２や油圧開放弁３９ａ（加えてイグニッション装置）に異常があるか否か検知する。

センサの異常については、入力された出力信号が予め設定された所定範囲内のものでない場合、異常であると検知する。また、２個あるいは４個の冗長センサを備えるセンサ群については、各出力信号を比較し、他と一致しない出力信号のセンサを異常であると検知する。さらに、センサとＣＰＵ間の信号線の断線によってオープン信号が発せられる場合も、そのセンサは異常であると検知する。

機器の異常については、その機器の動作を検出するセンサが正常であるとの前提のもと、機器を動作させる駆動指令値に従ってその機器が動作していない場合、異常であると検知する。また、機器とＣＰＵ間の信号線の断線によってオープン信号が発せられる場合もその機器は異常であると検知する。

演算装置８２ａ１、８２ｂ１はそれぞれ、各センサあるいは機器に異常があると検知されたとき、異常と検知されたセンサと機器の種類および個数に応じて予め設定された表に基づいて自己の制御系統の故障レベルを判定する。

図３は、その故障レベルについて説明する表である。

図示のように、各センサおよび機器に異常がない場合、その制御系統は正常であり、故障レベルは０（Ｌｅｖｅｌ０）に設定される。

一方、イグニッション装置の異常が検知された場合、エンジンスタートに不具合があるとし、故障レベルを１（Ｌｅｖｅｌ１）と判定する。

ファン回転数（Ｎ１）センサ（Ｎ１センサ６２）あるいはコンプレッサ出口圧力（Ｐ３）センサ（Ｐ３センサ７４）あるいは大気圧力（Ｐ０）センサ（Ｐ０センサ７２）に異常があると検知された場合、推力制御や過渡性能が低下しているとし、故障レベルを２（Ｌｅｖｅｌ２）と判定する。

また、ＢＯＶ（油圧開放弁３９ａ）の異常が検知された場合やブリードオフバルブ（ＢＯＶ）センサ（油圧開放弁３９ａの位置センサ３９ｃ）に異常があると検知された場合やファン入口温度（Ｔ１）センサ（Ｔ１センサ６８）に異常があると検知された場合、推力制御不能とし、故障レベルを３（Ｌｅｖｅｌ３）と判定する。

さらに、ＦＭＶ（燃料調整弁３２）の異常が検知された場合やＦＭＶ開度センサ（燃料調整弁３２の開度センサ３２ｂ）に異常があると検知された場合やコア回転数（Ｎ２）センサ（Ｎ２センサ６４）に異常があると検知された場合、エンジン制御不能とし、故障レベルを４（Ｌｅｖｅｌ４）と判定する。

このように、演算装置８２ａ１、８２ｂ１はそれぞれ、故障の軽重に従って自己の制御系統の故障レベルを数値で判定する。

図２の説明を続けると、２個の制御系統Ａ、Ｂは公知のＣＡＮ（Controller Area Network）通信８２ｃを介して通信自在に接続される。即ち、各々の制御系統は自己の故障レベルを他方に送信する送信手段と他方の故障レベルを受信する受信手段を備え、互いに自己の制御系統の故障レベルを他方に送信すると共に、他方の故障レベルを受信する。

演算装置８２ａ１、８２ｂ１はそれぞれ、自己の故障レベルと他方の故障レベルの値を比較し、自己の故障レベルの値が大きい（より不健全な）場合、自己の制御系統を不能にする信号（Ｃｈａｎｎｅｌｄｉｓａｂｌｅ信号）をＮＯＲ回路８２ａ５、８２ｂ５に送信する。

また、２個の制御系統Ａ、Ｂには、ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１から動作パルス（ｐｕｌｓｅ）を受けてその異常を監視するウオッチ・ドック・モニタ（ＷＤＭ（Watch Dog Monitor））８２ａ６、８２ｂ６が備えられ、ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１が異常であるときに発せられる異常信号（ＷＤＭｄｅｔｅｃｔ信号）もＮＯＲ回路８２ａ５、８２ｂ５に送信される。

ＮＯＲ回路８２ａ５、８２ｂ５の出力は自己の故障判定信号であり、それぞれ後段の自己のＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７に送られると共に、互いに他方のＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１にも送られる。

ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７の出力は自己のＡｃｔｉｖｅ／Ｓｔａｎｄｂｙ判定信号であり、自己のドライバ８２ａ２、８２ａ４、８２ｂ２、８２ｂ４に送られると共に、ＮＯＴ回路８２ａ８、８２ｂ８を介して互いに他方のＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７にも送られる。さらには、互いに他方のＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１にも送られる。ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７では、自己の故障判定信号が正常（健全）を示し、かつ他方のＡｃｔｉｖｅ／Ｓｔａｎｄｂｙ判定信号がＳｔａｎｄｂｙ信号である場合、自己のＡｃｔｉｖｅ／Ｓｔａｎｄｂｙ判定信号としてＡｃｔｉｖｅ信号を出力する。

ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７からＡｃｔｉｖｅ信号（Ｈレベル信号）が出力される場合、その信号が入力されるドライバ８２ａ２、８２ａ４、８２ｂ２、８２ｂ４では、ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１によって算出されたＦＭＶ駆動指令値およびＢＯＶ駆動指令値を電流指令値に変換し、それをＦＭＶおよびＢＯＶに実際に出力することになる。

逆に、ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７からＳｔａｎｄｂｙ信号（Ｌレベル信号）が出力される場合、その信号が入力されるドライバ８２ａ２、８２ａ４、８２ｂ２、８２ｂ４では、ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１によって算出されたＦＭＶ駆動指令値およびＢＯＶ駆動指令値を電流指令値に変換することなく、指令値は実際にはＦＭＶおよびＢＯＶに出力されないことになる。

尚、ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１によって算出されたＳＯＶ駆動指令値は、ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７からの出力によらず、ドライバ８２ａ３、８２ｂ３で電流指令値に変換され、実際にＳＯＶに出力される。

以上の構成から、例えば制御系統Ａにおいて、自己の制御系統の故障レベルが他方よりも小さく、かつ自己のＣＰＵ８２ａ１に異常がなく、かつ制御系統Ｂがスタンバイ（Ｓｔａｎｄｂｙ信号（Ｌレベル信号）を発する状態、即ち、指令値を出力しない状態（待機状態））にある場合、制御系統Ａはアクティブ（Ａｃｔｉｖｅ信号（Ｈレベル信号）を発する状態、即ち、指令値を出力する状態（活動状態））となる。また、制御系統Ａがアクティブであるとの情報は制御系統Ｂに送信される。一方、例えば制御系統Ａにおいて、自己の制御系統の故障レベルが他方よりも大きい場合、スタンバイとなると共に、その情報は制御系統Ｂに送信される。

図４は、各制御系統で実行される、この発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置の動作を示すフロー・チャートである。

図示のように、左側のフロー・チャートは制御系統Ａにおいて、右側のフロー・チャートは制御系統Ｂにおいてそれぞれ並行して実行される。また、これらのプログラムは所定時間、例えば１０ｍｓｅｃごとに実行される。

まず制御系統Ａ側のＳ１０において、制御系統Ｂがアクティブであるか否か判断する。肯定される場合、Ｓ１２に進んで制御系統Ａをスタンバイとする。一方、否定される場合、Ｓ１４に進む。

Ｓ１４においては、制御系統Ａが重故障であるか否か判断する。ここでの重故障とは、ウオッチ・ドック・モニタ８２ａ６によって制御系統ＡのＣＰＵ８２ａ１が異常と判断される場合、制御系統Ａの動作電力が低下した場合、あるいは故障レベル４の判定となるような重大な故障をいう。肯定される場合、Ｓ１２に進んで制御系統Ａをスタンバイとする。一方、否定される場合、Ｓ１６に進む。

Ｓ１６においては、制御系統Ａの故障レベルＬＡと制御系統Ｂの故障レベルＬＢの大小を比較する。故障レベルＬＡの方が故障レベルＬＢよりも大である（より不健全な）とき、肯定され、Ｓ１２に進んで制御系統Ａをスタンバイとする。一方、故障レベルＬＡの方が故障レベルＬＢよりも小である（より健全な）とき、否定され、Ｓ１８に進んで制御系統Ａをアクティブとする。尚、前記したように、制御系統Ａがスタンバイであるかアクティブであるかの情報は、制御系統Ｂに送られる。

制御系統Ｂにおいても、制御系統Ａと同様なプログラム処理が実行される。以下説明すると、まずＳ２０において、制御系統Ａがアクティブであるか否か判断する。肯定される場合、Ｓ２２に進んで制御系統Ｂをスタンバイとする。一方、否定される場合、Ｓ２４に進む。

Ｓ２４においては、制御系統Ｂが重故障であるか否か判断する。ここでの重故障とは、ウオッチ・ドック・モニタ８２ｂ６によって制御系統ＢのＣＰＵ８２ｂ１が異常と判断される場合、制御系統Ｂの動作電力が低下した場合、あるいは故障レベル４の判定となるような重大な故障をいう。肯定される場合、Ｓ２２に進んで制御系統Ｂをスタンバイとする。一方、否定される場合、Ｓ２６に進む。

Ｓ２６においては、制御系統Ｂの故障レベルＬＢと制御系統Ａの故障レベルＬＡの大小を比較する。故障レベルＬＢの方が故障レベルＬＡよりも大である（より不健全な）とき、肯定され、Ｓ２２に進んで制御系統Ｂをスタンバイとする。一方、故障レベルＬＢの方が故障レベルＬＡよりも小である（より健全な）とき、否定され、Ｓ２８に進んで制御系統Ｂをアクティブとする。尚、前記したように、制御系統Ｂがスタンバイであるかアクティブであるかの情報は、制御系統Ａに送られる。

上記した如く、この実施例にあっては、ガスタービン・エンジン（１０）に配置された複数種のセンサ（Ｎ１センサ６２、Ｎ２センサ６４など）からの出力信号を入力し、前記入力された出力信号に基づいて前記エンジンの動作を複数種の機器（燃料調整弁（ＦＭＶ）３２、油圧開放弁（ＢＯＶ）３９ａ）を介して制御するための指令値（ＦＭＶ駆動指令値、ＢＯＶ駆動指令値）を算出する指令値算出部（ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１）をそれぞれ有する２個の制御系統（ＣｈａｎｎｅｌＡ、Ｂ）を備えると共に、前記２個の制御系統の指令値算出部のいずれかで算出された指令値を前記機器に出力し、前記エンジンの動作を制御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２個の制御系統がそれぞれ、前記入力された出力信号に基づいて前記センサと機器に異常があるか否か検知し、前記センサと機器のいずれかに異常があると検知されたとき、前記異常と検知されたセンサと機器の種類および個数に基づき、故障の軽重に従って自己の制御系統の故障レベルを数値で判定する故障レベル判定手段（ＣＰＵ８２ａ１、８２ｂ１、図３の表）と、前記判定された故障レベルを前記他方に送信する送信手段（ＣＡＮ通信８２ｃ）と、前記他方の故障レベルを受信する受信手段（ＣＡＮ通信８２ｃ）と、前記判定された自己の故障レベルと前記受信された他方の故障レベルを比較し、前記故障レベルの数値において小さい（より健全な）側の制御系統の指令値算出部で算出された指令値を前記機器に出力する出力手段（ＡＮＤ回路８２ａ７、８２ｂ７、Ｓ１６、Ｓ２６）とを備える如く構成した。

即ち、２個の制御系統のいずれもが故障した場合であっても、故障レベルの小さい（より健全な）側の制御系統によりエンジンを制御する如く構成したので、２個の制御系統の両方が故障した場合であっても、エンジン制御を継続させることができる。

また、前記２個の制御系統はそれぞれ、前記指令値算出部の異常を監視する監視手段（ウオッチ・ドック・モニタ（ＷＤＭ（Watch Dog Monitor））８２ａ６、８２ｂ６）を備える如く構成した。

それにより、例えば一方の指令値算出部が監視手段によって異常と判断されたとき、その制御系統で算出された指令値を機器に出力しないようにすると共に、他方の制御系統で算出された指令値を機器に出力することで、エンジンを適切に制御することができる。

尚、上記においては２軸のターボファン・エンジンを例にとって説明したが、ターボジェット・エンジン、その他のターボファン・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・エンジンに対してこの発明に係る航空機用ガスタービン・エンジンの制御装置を適用しても良い。

１０エンジン、３２燃料調整弁（ＦＭＶ）、３２ｂ（ＦＭＶ）開度センサ、３８ａ燃料遮断弁（ＳＯＶ）、３９ａ油圧開放弁（ＢＯＶ）、３９ｃ（ＢＯＶ）位置センサ、６２Ｎ１センサ、６４Ｎ２センサ、６８Ｔ１センサ、７０Ｐ１センサ、７２Ｐ０センサ、７４Ｐ３センサ、７６ＥＧＴセンサ、８２ＥＣＵ、８２ａ１，８２ｂ１ＣＰＵ（指令値算出部）、８２ａ６，８２ｂ６ウオッチ・ドック・モニタ（監視手段）、８２ａ７，８２ｂ７ＡＮＤ回路（出力手段）、８２ｃＣＡＮ通信（送信手段、受信手段）、Ａ，Ｂ制御系統

Claims

ガスタービン・エンジンに配置された複数種のセンサからの出力信号を入力し、前記入力された出力信号に基づいて前記エンジンの動作を複数種の機器を介して制御するための指令値を算出する指令値算出部をそれぞれ有する２個の制御系統を備えると共に、前記２個の制御系統の指令値算出部のいずれかで算出された指令値を前記機器に出力し、前記エンジンの動作を制御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２個の制御系統がそれぞれ、前記入力された出力信号に基づいて前記センサと機器に異常があるか否か検知し、前記センサと機器のいずれかに異常があると検知されたとき、前記異常と検知されたセンサと機器の種類および個数に基づき、故障の軽重に従って自己の制御系統の故障レベルを数値で判定する故障レベル判定手段と、前記判定された故障レベルを前記他方に送信する送信手段と、前記他方の故障レベルを受信する受信手段と、前記判定された自己の故障レベルと前記受信された他方の故障レベルを比較し、前記故障レベルの数値において小さい側の制御系統の指令値算出部で算出された指令値を前記機器に出力する出力手段とを備え、よって前記２個の制御系等のいずれもが故障した場合であっても、前記故障レベルの数値において小さい側の制御系統により前記エンジンの動作の制御を継続す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。
前記２個の制御系統はそれぞれ、前記指令値算出部の異常を監視する監視手段を備え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・エンジンの制御装置。