JPH02191824A - ターボファンの位相同期装置及び位相を同期させる方法 - Google Patents
ターボファンの位相同期装置及び位相を同期させる方法Info
- Publication number
- JPH02191824A JPH02191824A JP1295186A JP29518689A JPH02191824A JP H02191824 A JPH02191824 A JP H02191824A JP 1295186 A JP1295186 A JP 1295186A JP 29518689 A JP29518689 A JP 29518689A JP H02191824 A JPH02191824 A JP H02191824A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- engine
- core
- fan
- slave
- rotor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 39
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 11
- 230000001360 synchronised effect Effects 0.000 claims description 2
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 abstract description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 2
- 101100278473 Drosophila melanogaster PolZ1 gene Proteins 0.000 description 1
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 1
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 description 1
- 235000013372 meat Nutrition 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/42—Control of fuel supply specially adapted for the control of two or more plants simultaneously
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
- B64D31/02—Initiating means
- B64D31/06—Initiating means actuated automatically
- B64D31/12—Initiating means actuated automatically for equalising or synchronising power plants
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Electrical Control Of Air Or Fuel Supplied To Internal-Combustion Engine (AREA)
- Reduction Or Emphasis Of Bandwidth Of Signals (AREA)
- Pharmaceuticals Containing Other Organic And Inorganic Compounds (AREA)
- Dynamo-Electric Clutches, Dynamo-Electric Brakes (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は航空機エンジン位相同期（シンクロフェーザ
）システムに関し、特に二輪ターボファン、ターボプロ
ップまたはプロップファンエンジンに適用できる。
）システムに関し、特に二輪ターボファン、ターボプロ
ップまたはプロップファンエンジンに適用できる。
発明の背景
複数のエンジンを搭載したプロペラ機では、エンジン速
度の僅かな不一致が原因で、エンジン速度の差に対応す
る望ましくない騒音や振動が起こるおそれがある。騒音
や振動を制御するには、すなわち位相同期を行なうには
、航空機エンジン間の回転速度および位相関係を比較す
る。このような位相同期装置は、一方のエンジンをマス
ター（主）エンジンとして用い、残りの「スレーブ」（
従）エンジンのエンジン速度をマスターエンジンの速度
に等しくなるように調節する。スレーブエンジンのエン
ジン速度をさらに微調整して、スレーブエンジンの所定
のブレードまたはプロペラがマスターエンジンの対応す
るブレードまたはプロペラに対して固定位相関係になる
ようにする。
度の僅かな不一致が原因で、エンジン速度の差に対応す
る望ましくない騒音や振動が起こるおそれがある。騒音
や振動を制御するには、すなわち位相同期を行なうには
、航空機エンジン間の回転速度および位相関係を比較す
る。このような位相同期装置は、一方のエンジンをマス
ター（主）エンジンとして用い、残りの「スレーブ」（
従）エンジンのエンジン速度をマスターエンジンの速度
に等しくなるように調節する。スレーブエンジンのエン
ジン速度をさらに微調整して、スレーブエンジンの所定
のブレードまたはプロペラがマスターエンジンの対応す
るブレードまたはプロペラに対して固定位相関係になる
ようにする。
ターボファン、ターボプロップまたはプロップファンエ
ンジンなどの多軸エンジンの場合、一方の軸（スプール
）だけを位相同期する。位相同期される軸は通常、ター
ボファンエンジンの場合ファンスプールであり、ターボ
プロップまたはプロップファンエンジンの場合プロップ
スプールである。しかし、それでも位相同期されないス
プールが望ましくない騒音や振動を発生するおそれがあ
る。
ンジンなどの多軸エンジンの場合、一方の軸（スプール
）だけを位相同期する。位相同期される軸は通常、ター
ボファンエンジンの場合ファンスプールであり、ターボ
プロップまたはプロップファンエンジンの場合プロップ
スプールである。しかし、それでも位相同期されないス
プールが望ましくない騒音や振動を発生するおそれがあ
る。
発明の目的
この発明の目的は、２つ以上の多軸エンジンをＨする航
空機の機室騒音を軽減する新規で改良された方法および
手段を提供することにある。
空機の機室騒音を軽減する新規で改良された方法および
手段を提供することにある。
この発明の別の目的は、２つ以上の多軸航空機エンジン
を位相同期する新規な改良方法および手段を提供するこ
とにある。
を位相同期する新規な改良方法および手段を提供するこ
とにある。
発明の要旨
この発明は２つ以上の多軸エンジンを有する航空機に適
用される。エンジンそれぞれがファンスプールおよびコ
アスプールを含む複数の二軸ターボファンエンジンに適
用されるこの発明の１形態では、燃料制御手段を設けて
、エンジンへの燃料流れを調整して全エンジンファンス
プールの動作を同期させる。可変ステータベーン制御手
段も設けて、エンジン内の可変ステータベーンの位置を
調整してエンジンコアスプールの動作を同時に同期させ
る。
用される。エンジンそれぞれがファンスプールおよびコ
アスプールを含む複数の二軸ターボファンエンジンに適
用されるこの発明の１形態では、燃料制御手段を設けて
、エンジンへの燃料流れを調整して全エンジンファンス
プールの動作を同期させる。可変ステータベーン制御手
段も設けて、エンジン内の可変ステータベーンの位置を
調整してエンジンコアスプールの動作を同時に同期させ
る。
具体的な構成
第１図に、二軸ターボファンエンジンの機械的構成をエ
ンジン軸線に沿って断面にて示す。空気は第１図の左側
に位置する入口１０からエンジンに入り、ファン１２を
通過する。ファン１２を通″過する空気の一部をブース
タ圧縮機１３に導き、その後、過給空気を燃料領域１６
に供給する作用をなす高圧圧縮機１４に送る。燃焼領域
１６では、燃料を圧縮機１４からの過給空気と混合し、
燃焼させる。こうして生成する膨張ガスは高圧タービン
１８に進入する。高圧タービン１８は軸またはスプール
２０を介して高圧圧縮機１４に連結している。高圧ター
ビン１８は燃焼室１６から出てくる高速移動高熱ガスの
エネルギーの一部を用いてスプール２０を回転し、高圧
圧縮機１４を駆動する。高圧タービン１８の後側に位置
する低圧タービン２２は排気ガスからさらにエネルギー
を抽出し、スプール２０と同軸な第２軸またはスプール
２４を回転し、ファン１２およびブースタ圧縮機１３を
駆動する。排気空気は排気ノズル２６を通ってエンジン
の外に出る。
ンジン軸線に沿って断面にて示す。空気は第１図の左側
に位置する入口１０からエンジンに入り、ファン１２を
通過する。ファン１２を通″過する空気の一部をブース
タ圧縮機１３に導き、その後、過給空気を燃料領域１６
に供給する作用をなす高圧圧縮機１４に送る。燃焼領域
１６では、燃料を圧縮機１４からの過給空気と混合し、
燃焼させる。こうして生成する膨張ガスは高圧タービン
１８に進入する。高圧タービン１８は軸またはスプール
２０を介して高圧圧縮機１４に連結している。高圧ター
ビン１８は燃焼室１６から出てくる高速移動高熱ガスの
エネルギーの一部を用いてスプール２０を回転し、高圧
圧縮機１４を駆動する。高圧タービン１８の後側に位置
する低圧タービン２２は排気ガスからさらにエネルギー
を抽出し、スプール２０と同軸な第２軸またはスプール
２４を回転し、ファン１２およびブースタ圧縮機１３を
駆動する。排気空気は排気ノズル２６を通ってエンジン
の外に出る。
ファン速度（Ｎ１）および圧縮機またはコアエンジン速
度（Ｎ２）は、燃焼領域１６への燃料の送給量を調節す
るか、肉圧縮機ロータ間に位置する可変ステータベーン
（Ｖ Ｓ Ｖ、図示せず）の位置（向き）を変えること
により、制御することができる。さらに、燃料流れを調
節することにより第１スプールの回転速度を制御すると
ともに、ＶＳＶ角を調整して第２スプールの回転速度を
制御することができる。
度（Ｎ２）は、燃焼領域１６への燃料の送給量を調節す
るか、肉圧縮機ロータ間に位置する可変ステータベーン
（Ｖ Ｓ Ｖ、図示せず）の位置（向き）を変えること
により、制御することができる。さらに、燃料流れを調
節することにより第１スプールの回転速度を制御すると
ともに、ＶＳＶ角を調整して第２スプールの回転速度を
制御することができる。
第２図および第３図は、この発明の位相同期装置を示す
ブロック図である。このシステムは、「スレーブ」 （
従）エンジンから得られるファン速度、ファンロータ振
動、コア速度およびコアロータ振動の信号を「マスター
」 （主）エンジンから得られる対応する信号と比較し
、スレーブエンジン内の燃料の流れおよび可変ステータ
ベーン（ＶＳＶ）の位置を、スレーブエンジンのファン
およびコアロータがマスターエンジンのそれと同じ値に
なるまで、調整するとともに、振動信号の所望通りの位
相合わせを行なう。位相同期装置の第２図に示した部分
は、ファン速度およびファンロータ振動をモニタし、ス
レーブエンジンへの燃料の流れを調整する。位相同期装
置の第３図に示した部分は、コア速度およびコアロータ
振動をモニタし、スレーブエンジン内のＶＳＶ角を調整
する。
ブロック図である。このシステムは、「スレーブ」 （
従）エンジンから得られるファン速度、ファンロータ振
動、コア速度およびコアロータ振動の信号を「マスター
」 （主）エンジンから得られる対応する信号と比較し
、スレーブエンジン内の燃料の流れおよび可変ステータ
ベーン（ＶＳＶ）の位置を、スレーブエンジンのファン
およびコアロータがマスターエンジンのそれと同じ値に
なるまで、調整するとともに、振動信号の所望通りの位
相合わせを行なう。位相同期装置の第２図に示した部分
は、ファン速度およびファンロータ振動をモニタし、ス
レーブエンジンへの燃料の流れを調整する。位相同期装
置の第３図に示した部分は、コア速度およびコアロータ
振動をモニタし、スレーブエンジン内のＶＳＶ角を調整
する。
さて第２図について説明すると、１回転当り１回のパル
スを含むマスターエンジンファン速度信号をライン３０
から加算点３２に送る。１回転当り１回のパルスを第２
加算点３３およびトラッキングフィルタ３４にも与える
。同様に、１回転当り１回のパルスを含むスレーブエン
ジンファン速度信号をライン３６から加算点３２に送り
、その信号に含まれる１回転当り１回のパルスを第２加
算点３３および第２トラツキングフイルタ３８にも与え
る。
スを含むマスターエンジンファン速度信号をライン３０
から加算点３２に送る。１回転当り１回のパルスを第２
加算点３３およびトラッキングフィルタ３４にも与える
。同様に、１回転当り１回のパルスを含むスレーブエン
ジンファン速度信号をライン３６から加算点３２に送り
、その信号に含まれる１回転当り１回のパルスを第２加
算点３３および第２トラツキングフイルタ３８にも与え
る。
加３１３２はマスターエンジンファン速度信号からスレ
ーブエンジンファン速度信号を引き、ファン速度誤差信
号を発生する。加算点３３はマスターおよびスレーブエ
ンジンの１回転当り１回の信号間の差を表わす信号を発
生する。この誤差信号をファン１／ｒｅｖ誤差値号と称
する。
ーブエンジンファン速度信号を引き、ファン速度誤差信
号を発生する。加算点３３はマスターおよびスレーブエ
ンジンの１回転当り１回の信号間の差を表わす信号を発
生する。この誤差信号をファン１／ｒｅｖ誤差値号と称
する。
トラッキングフィルタ３４は、ライン３０から１回転当
り１回の信号を受は取るほかに、ライン４０を通してマ
スターエンジンからのファンロータ振動信号も人力され
る。フィルタ３４は、１回転当り１回のパルスを受は取
るたびごとにマスターファン振動信号を平均し、マスタ
ーエンジンについてのファンの１回転当りの振動の信号
を発生する。スレーブエンジンと関連したトラッキング
フィルタ３８はライン３６からファン速度信号をそして
ライン４２からスレーブエンジンファンロータ振動信号
を受は取り、スレーブエンジンについてのファンの１回
転当りの振動の信号を発生する。トラッキングフィルタ
３４および３８は電気接続されて、それらの出力を第３
加算点４４に与える。第３加算点４４は、フィルタ３４
からの信号からフィルタ３８からの信号を引き、両エン
ジン間のファン振動の差を表わす誤差信号を発生する。
り１回の信号を受は取るほかに、ライン４０を通してマ
スターエンジンからのファンロータ振動信号も人力され
る。フィルタ３４は、１回転当り１回のパルスを受は取
るたびごとにマスターファン振動信号を平均し、マスタ
ーエンジンについてのファンの１回転当りの振動の信号
を発生する。スレーブエンジンと関連したトラッキング
フィルタ３８はライン３６からファン速度信号をそして
ライン４２からスレーブエンジンファンロータ振動信号
を受は取り、スレーブエンジンについてのファンの１回
転当りの振動の信号を発生する。トラッキングフィルタ
３４および３８は電気接続されて、それらの出力を第３
加算点４４に与える。第３加算点４４は、フィルタ３４
からの信号からフィルタ３８からの信号を引き、両エン
ジン間のファン振動の差を表わす誤差信号を発生する。
この信号をファン振動位相誤差信号と称する。
こうして、ファンロータと関連した、それぞれファン速
度誤差、１／ｒｅｖ誤差および振動位相誤差として同定
される３つの誤差信号が加算点３２゜３３および４４か
らそれぞれ発生する。加算点３３が発生する１／ｒｅｖ
誤差信号をＡＮＤゲート４５に送る。このゲート４５は
入力として加算点３２からの反転出力を受は取るように
接続されている。このゲート４５の出力と加算点３２が
発生するファン速度誤差信号を第４の加算点４６で合算
する。ＡＮＤゲート４５は、ファン速度誤差信号が小さ
くなければ、１／ｒｅｖ信号の加算点４６への伝送を阻
止するように作動する。このように接続されているので
、加算点４６は、ファン速度誤差信号が大きいときには
ファン速度誤差信号に等しい出力信号を生成し、またフ
ァン速度誤差信号が小さいときにはファン速度誤差信号
と１ ／ ｒｅｖ誤差信号の和に等しい信号を生成する
。
度誤差、１／ｒｅｖ誤差および振動位相誤差として同定
される３つの誤差信号が加算点３２゜３３および４４か
らそれぞれ発生する。加算点３３が発生する１／ｒｅｖ
誤差信号をＡＮＤゲート４５に送る。このゲート４５は
入力として加算点３２からの反転出力を受は取るように
接続されている。このゲート４５の出力と加算点３２が
発生するファン速度誤差信号を第４の加算点４６で合算
する。ＡＮＤゲート４５は、ファン速度誤差信号が小さ
くなければ、１／ｒｅｖ信号の加算点４６への伝送を阻
止するように作動する。このように接続されているので
、加算点４６は、ファン速度誤差信号が大きいときには
ファン速度誤差信号に等しい出力信号を生成し、またフ
ァン速度誤差信号が小さいときにはファン速度誤差信号
と１ ／ ｒｅｖ誤差信号の和に等しい信号を生成する
。
第２のＡＮＤゲート４７は、入力として、加算点４４が
発生する振動位相誤差信号および加算点４６の反転出力
を受は取るように接続されている。
発生する振動位相誤差信号および加算点４６の反転出力
を受は取るように接続されている。
第５の加算点４８は、ＡＮＤゲート４７の出力を加算点
４６の出力に加算するように作用する。ＡＮＤゲート４
７は、加算点４６の出力が小さいときだけ、振動位相誤
差信号が加算点４８に通過するのを許す。加算点４８が
発生する信号に応答して、積分器５０は、スレーブエン
ジンへ供給する燃料の流量を、したがってスレーブエン
ジン内のコアおよびファンロータ速度を変更するための
燃料流れバイアス信号を発生する。
４６の出力に加算するように作用する。ＡＮＤゲート４
７は、加算点４６の出力が小さいときだけ、振動位相誤
差信号が加算点４８に通過するのを許す。加算点４８が
発生する信号に応答して、積分器５０は、スレーブエン
ジンへ供給する燃料の流量を、したがってスレーブエン
ジン内のコアおよびファンロータ速度を変更するための
燃料流れバイアス信号を発生する。
積分器５０が発生するバイアス信号を加算点５２で、ス
レーブエンジンの主燃料制御論理装置からライン５４に
送られる燃料流れ制御信号に加算する。加算点５２の出
力は、スレーブエンジンファン速度を制御するように燃
料流れ弁５６を作動させる。位相同期装置による燃料流
れ制御信号の調整は、積分器５０と加算点５２との間に
設けられる制限手段５１により制限される。制限手段５
１は加算点５２に送られる燃料流れバイアス信号の最大
値を確立する。
レーブエンジンの主燃料制御論理装置からライン５４に
送られる燃料流れ制御信号に加算する。加算点５２の出
力は、スレーブエンジンファン速度を制御するように燃
料流れ弁５６を作動させる。位相同期装置による燃料流
れ制御信号の調整は、積分器５０と加算点５２との間に
設けられる制限手段５１により制限される。制限手段５
１は加算点５２に送られる燃料流れバイアス信号の最大
値を確立する。
第２図には、任意の手段として手動バイアス調節ライン
５７および５８も図示されており、これらはそれぞれ１
／ ｒｅｖ誤差信号および振動位相誤差信号の手動調
節を可能にするものである。１／ｒｅＶ ：誤差信号の
調節バイアスは両ロータ間に一定の位相オフセットを与
える。この設定は所望の位相差を表わすことができ、１
度設定すると、エンジンを変更するか、ファンを再度バ
ランスさせるかするまで固定されたままに留まる。この
手段を組み込むことにより振動位相誤差信号の必要をな
くすことができる。
５７および５８も図示されており、これらはそれぞれ１
／ ｒｅｖ誤差信号および振動位相誤差信号の手動調
節を可能にするものである。１／ｒｅＶ ：誤差信号の
調節バイアスは両ロータ間に一定の位相オフセットを与
える。この設定は所望の位相差を表わすことができ、１
度設定すると、エンジンを変更するか、ファンを再度バ
ランスさせるかするまで固定されたままに留まる。この
手段を組み込むことにより振動位相誤差信号の必要をな
くすことができる。
コアロータ速度を変更する目的で、スレーブエンジン内
の可変ステータベーンの位置をバイアスするのは、上述
し第２図に示した回路に類似した構成要素の配置である
。
の可変ステータベーンの位置をバイアスするのは、上述
し第２図に示した回路に類似した構成要素の配置である
。
ここで第３図について説明すると、１回転当り１回のパ
ルスを含むマスターエンジンコア速度信号をライン６０
から加算点６４に送る。１回転当り１回のパルスを第２
加算点６５およびトラッキングフィルタ６８にも与える
。同様に、１回転当り１回のパルスを含むスレーブエン
ジンコア速度信号をライン６２から加算点６４に送り、
その信号に含まれる１回転当り１回のパルスを第２加算
点６５および第２トラツキングフイルタ７４にも与える
。
ルスを含むマスターエンジンコア速度信号をライン６０
から加算点６４に送る。１回転当り１回のパルスを第２
加算点６５およびトラッキングフィルタ６８にも与える
。同様に、１回転当り１回のパルスを含むスレーブエン
ジンコア速度信号をライン６２から加算点６４に送り、
その信号に含まれる１回転当り１回のパルスを第２加算
点６５および第２トラツキングフイルタ７４にも与える
。
加算点６４はマスターエンジンコア速度信号とスレーブ
エンジンコア速度信号との差を表わすコア速度誤差信号
を発生する。加算点６５はマスターおよびスレーブエン
ジンの１回転当り１回の信号間の差を表わす信号を発生
する。この誤差信号をコア１／ｒｅｖ３を差信号と称す
る。
エンジンコア速度信号との差を表わすコア速度誤差信号
を発生する。加算点６５はマスターおよびスレーブエン
ジンの１回転当り１回の信号間の差を表わす信号を発生
する。この誤差信号をコア１／ｒｅｖ３を差信号と称す
る。
トラッキングフィルタ６８は、ライン６０からコア速度
信号を、またライン７０からマスターエンジンのコアロ
ータ振動信号を受は取る。フィルタ６８は、１回転当り
１回のパルスを受は取るたびごとにマスターコア振動信
号を平均し、マスターエンジンについてのコアロータの
１回転当りの振動の信号を発生する。スレーブエンジン
と関連したトラッキングフィルタ７４はライン６２から
コア速度信号を、そしてライン７２からスレーブエンジ
ンコアロータ振動信号を受は取り、スレーブエンジンに
ついてのコアロータの１回転当りの振動の信号を発生す
る。トラッキングフィルタ６８および７４は電気的に接
続されて、それらの出力を第３加算点６６に与える。第
３加算点６６は、両エンジン間のコアロータ振動の差を
表わす誤差信号を発生する。この信号をコア振動位相誤
差信号と称する。
信号を、またライン７０からマスターエンジンのコアロ
ータ振動信号を受は取る。フィルタ６８は、１回転当り
１回のパルスを受は取るたびごとにマスターコア振動信
号を平均し、マスターエンジンについてのコアロータの
１回転当りの振動の信号を発生する。スレーブエンジン
と関連したトラッキングフィルタ７４はライン６２から
コア速度信号を、そしてライン７２からスレーブエンジ
ンコアロータ振動信号を受は取り、スレーブエンジンに
ついてのコアロータの１回転当りの振動の信号を発生す
る。トラッキングフィルタ６８および７４は電気的に接
続されて、それらの出力を第３加算点６６に与える。第
３加算点６６は、両エンジン間のコアロータ振動の差を
表わす誤差信号を発生する。この信号をコア振動位相誤
差信号と称する。
ＡＮＤゲート６７．６８および６９および加算点７６お
よび７８は、加算点６４．６５および６６が発生する３
つのコアロータ誤差信号を組合わせるように電気的に接
続されている。加算点６４が発生するコア速度誤差信号
をＡＮＤゲート６７に送る。ゲート６７はまた、第２図
に示した加算点４Ｂの反転出力を受は取るように電気接
続されている。加算点６５が発生する１／ｒｅｖ誤差信
号をＡＮＤゲート６８に送る。ゲート６８はまた、ゲー
ト６７の反転出力および加算点４８の反転出力を受は取
るように電気的に接続されている。加算点７６は、ＡＮ
Ｄゲート６７および６Ｂの出力を合算するように作用す
る。加算点６６が発生する振動位相誤差信号をＡＮＤゲ
ート６９に送る。
よび７８は、加算点６４．６５および６６が発生する３
つのコアロータ誤差信号を組合わせるように電気的に接
続されている。加算点６４が発生するコア速度誤差信号
をＡＮＤゲート６７に送る。ゲート６７はまた、第２図
に示した加算点４Ｂの反転出力を受は取るように電気接
続されている。加算点６５が発生する１／ｒｅｖ誤差信
号をＡＮＤゲート６８に送る。ゲート６８はまた、ゲー
ト６７の反転出力および加算点４８の反転出力を受は取
るように電気的に接続されている。加算点７６は、ＡＮ
Ｄゲート６７および６Ｂの出力を合算するように作用す
る。加算点６６が発生する振動位相誤差信号をＡＮＤゲ
ート６９に送る。
ゲート６９はまた、加算点７６の反転出力および加算点
４８の反転出力を受は取るように電気接続されている。
４８の反転出力を受は取るように電気接続されている。
加算点７８は、ＡＮＤゲート６９および加算点７６の出
力を合算する作用をなす。
力を合算する作用をなす。
ＡＮＤゲート６７．６８および６９は、ある条件が満た
されるまで、コア速度誤差信号、コアロータ１ ／ ｒ
ｅｖ誤差信号およびコアロータ振動位相誤差信号の伝送
を抑止するのに用いる。加算点４８の出力が小さくない
と、コア速度誤差信号を加算点７６に送らない。ＡＮＤ
ゲート６７および加算点４８の出力がともに小さくない
と、コアロータ１／ｒｅｖ誤差信号はゲート６８を通っ
て加算点７６に達しない。同様に、加算点７６および４
８の出力がともに小さくないと、コアロータ振動位相誤
差信号を加算点７８に伝送しない。
されるまで、コア速度誤差信号、コアロータ１ ／ ｒ
ｅｖ誤差信号およびコアロータ振動位相誤差信号の伝送
を抑止するのに用いる。加算点４８の出力が小さくない
と、コア速度誤差信号を加算点７６に送らない。ＡＮＤ
ゲート６７および加算点４８の出力がともに小さくない
と、コアロータ１／ｒｅｖ誤差信号はゲート６８を通っ
て加算点７６に達しない。同様に、加算点７６および４
８の出力がともに小さくないと、コアロータ振動位相誤
差信号を加算点７８に伝送しない。
積分器８２は、加算点７８が発生する総計信号に応答し
て、スレーブエンジン内のｖＳｖ位置決めをバイアスす
るための信号を発生する。積分器８２が発生するバイア
ス信号は加算点８４で、スレーブエンジンの主可変ステ
ータベーン制御論理装置からライン８６に送られるｖＳ
ｖアクチュエータ制御信号に加算される。加算点８４の
出力は、スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位
置を制御するようにＶＳＶアクチュエータ８８を作動さ
せる。位相同期装置によるｖＳｖアクチュエータ制御信
号の調整は、積分器８２と加算点８４との間に設けられ
る制限手段８３により制限される。制限手段８３は加算
点８４に送られるｖＳＶ角バイアス信号の最大値を確立
する。
て、スレーブエンジン内のｖＳｖ位置決めをバイアスす
るための信号を発生する。積分器８２が発生するバイア
ス信号は加算点８４で、スレーブエンジンの主可変ステ
ータベーン制御論理装置からライン８６に送られるｖＳ
ｖアクチュエータ制御信号に加算される。加算点８４の
出力は、スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位
置を制御するようにＶＳＶアクチュエータ８８を作動さ
せる。位相同期装置によるｖＳｖアクチュエータ制御信
号の調整は、積分器８２と加算点８４との間に設けられ
る制限手段８３により制限される。制限手段８３は加算
点８４に送られるｖＳＶ角バイアス信号の最大値を確立
する。
第３図には、随意選択の手段として手動バイアス調節ラ
イン８９および９０も図示されており、これらはそれぞ
れ１／ｒｅｖ誤差信号誤差節振動位相誤差信号のマニュ
アル調節を可能にするものである。１／ｒｅｖ誤差信号
誤差節バイアスは両ロータ間に固定位相オフセットを与
える。振動位相誤差信号の調節バイアスはコアロータ振
動の手動調整を可能にする。
イン８９および９０も図示されており、これらはそれぞ
れ１／ｒｅｖ誤差信号誤差節振動位相誤差信号のマニュ
アル調節を可能にするものである。１／ｒｅｖ誤差信号
誤差節バイアスは両ロータ間に固定位相オフセットを与
える。振動位相誤差信号の調節バイアスはコアロータ振
動の手動調整を可能にする。
第２図には、位相同期装置を付勢するための位相同期選
択スイッチ９１も示されている。ブロック９２で示され
る初期化論理回路は加算点３２からファン速度誤差信号
（ΔＮｌ）を受は取り、マスターエンジンとスレーブエ
ンジンとのファン速度の差が所定の値、たとえば１００
ｒｐ−を越えるときには、スレーブエンジンのパイロッ
トレバー角（ＰＬＡ）を調節するように航空機パイロッ
トにメツセージを送る。もしもΔＮｌが（１００ｒｐ１
未満のように）小さければ、抑止論理回路９８に許容（
ｅｎａｂｌｅ）信号を送る。回路９８はリレーコイル１
００を付勢して接点１０２および１０４を閉じ、位相同
期システムをスレーブエンジンの主燃料制御システムお
よび主ｖＳｖアクチュエータ制御装置と電気接続する。
択スイッチ９１も示されている。ブロック９２で示され
る初期化論理回路は加算点３２からファン速度誤差信号
（ΔＮｌ）を受は取り、マスターエンジンとスレーブエ
ンジンとのファン速度の差が所定の値、たとえば１００
ｒｐ−を越えるときには、スレーブエンジンのパイロッ
トレバー角（ＰＬＡ）を調節するように航空機パイロッ
トにメツセージを送る。もしもΔＮｌが（１００ｒｐ１
未満のように）小さければ、抑止論理回路９８に許容（
ｅｎａｂｌｅ）信号を送る。回路９８はリレーコイル１
００を付勢して接点１０２および１０４を閉じ、位相同
期システムをスレーブエンジンの主燃料制御システムお
よび主ｖＳｖアクチュエータ制御装置と電気接続する。
ひとたび接続されると、位相同期装置は、ファン速度誤
差信号に基いてスレーブエンジンのファン速度を調節す
るよう、マスターエンジンとスレーブエンジンのファン
速度の差が１ ｒｐｓ 未満になるまで、作動する。回
転数が±１「ｐ１以下になったら、ファンロータ１／ｒ
ｃｙ誤差信号を用いて、回転数が±０．１ｒｐ霞になる
までスレーブエンジンのファン速度をさらに調整する。
差信号に基いてスレーブエンジンのファン速度を調節す
るよう、マスターエンジンとスレーブエンジンのファン
速度の差が１ ｒｐｓ 未満になるまで、作動する。回
転数が±１「ｐ１以下になったら、ファンロータ１／ｒ
ｃｙ誤差信号を用いて、回転数が±０．１ｒｐ霞になる
までスレーブエンジンのファン速度をさらに調整する。
ＡＮＤゲート４５は、ΔＮ１が１「９１未満になるまで
、ファンロータ１／ｒｅｖ誤差信号に基くファン速度調
節を抑止する。スレーブエンジンのファンロータ速度を
マスターエンジンのファンロータ速度の±０゜ｌｒｐ■
以内に調節し終った後、ファンロータ振動位相誤差信号
を利用して、両エンジンのファンロータ間の振動差を最
小にする。ＡＮＤゲート４５は、ΔＮ１が０．１ｒｐｍ
未満になるまで、ファンロータ振動位相誤差信号に基く
ファン速度調節を抑止する。
、ファンロータ１／ｒｅｖ誤差信号に基くファン速度調
節を抑止する。スレーブエンジンのファンロータ速度を
マスターエンジンのファンロータ速度の±０゜ｌｒｐ■
以内に調節し終った後、ファンロータ振動位相誤差信号
を利用して、両エンジンのファンロータ間の振動差を最
小にする。ＡＮＤゲート４５は、ΔＮ１が０．１ｒｐｍ
未満になるまで、ファンロータ振動位相誤差信号に基く
ファン速度調節を抑止する。
ＡＮＤゲート６７．６８および６９は、ファンロータが
位相同期され終るまで、ｖＳＶアクチュエータ制御信号
のバイアスを抑止する。ファンロータの位相同期終了後
、両コア速度の差が１ｒｐ−未満になるまで、スレーブ
エンジンコア速度をコア速度誤差信号（ΔＮ２）に基い
て調節する。するとＡＮＤゲート６８は、ΔＮ２が０．
１ｒｐ膿未満になるまで、コアロータ１／ｒａｙ誤差信
号を用いてさらに調節を行なうことを可能にする。スレ
ーブエンジンのコアロータ速度をマスターエンジンのコ
アロータ速度の±０．１ｒｐ−以内に調節し終った後、
コアロータ振動位相誤差信号を用いて、両エンジンのコ
アロータ間の振動差を最小にする。
位相同期され終るまで、ｖＳＶアクチュエータ制御信号
のバイアスを抑止する。ファンロータの位相同期終了後
、両コア速度の差が１ｒｐ−未満になるまで、スレーブ
エンジンコア速度をコア速度誤差信号（ΔＮ２）に基い
て調節する。するとＡＮＤゲート６８は、ΔＮ２が０．
１ｒｐ膿未満になるまで、コアロータ１／ｒａｙ誤差信
号を用いてさらに調節を行なうことを可能にする。スレ
ーブエンジンのコアロータ速度をマスターエンジンのコ
アロータ速度の±０．１ｒｐ−以内に調節し終った後、
コアロータ振動位相誤差信号を用いて、両エンジンのコ
アロータ間の振動差を最小にする。
ＡＮＤゲート６９は、ΔＮ２が０．１ｒｐ−未満になる
まで、コアロータ振動位相誤差信号に基くコア速度調節
を抑止する。
まで、コアロータ振動位相誤差信号に基くコア速度調節
を抑止する。
初期化回路９２は、マスターエンジンとスレーブエンジ
ンとの間のファン速度の差が所定の限度、たとえば１０
０ ｒｐｍを越えると、位相同期装置を切り離す。その
後、ΔＮ１が１０ Ｏｒｐｍ未満に落ちたら、装置を再
接続する。なんらかの理由でマスターエンジンがスロー
ダウンした場合に、スレーブエンジンからパワーが失わ
れるのを避けるために、抑止回路９８は、スレーブエン
ジンＰＬＡ対Ｎ２関係が所定の限度を越えると必ず位相
同期装置を切り離す論理を包含する。エンジン停止、エ
ンジン失速、またはいずれかのＮ１信号が失われた場合
にも装置は切り離される。
ンとの間のファン速度の差が所定の限度、たとえば１０
０ ｒｐｍを越えると、位相同期装置を切り離す。その
後、ΔＮ１が１０ Ｏｒｐｍ未満に落ちたら、装置を再
接続する。なんらかの理由でマスターエンジンがスロー
ダウンした場合に、スレーブエンジンからパワーが失わ
れるのを避けるために、抑止回路９８は、スレーブエン
ジンＰＬＡ対Ｎ２関係が所定の限度を越えると必ず位相
同期装置を切り離す論理を包含する。エンジン停止、エ
ンジン失速、またはいずれかのＮ１信号が失われた場合
にも装置は切り離される。
この装置は、いずれかのＮ２信号が失われた場合に、エ
ンジンファンロータを位相同期するが、コアロータを位
相同期しないように設計することができる。いずれかの
ファン振動信号またはいずれかのコア振動信号が失われ
るようなことがあっても、Ｎ１およびＮ２信号に基いて
ファン口−タまたはコアロータを同期し続けるようにシ
ステムを設計することができる。
ンジンファンロータを位相同期するが、コアロータを位
相同期しないように設計することができる。いずれかの
ファン振動信号またはいずれかのコア振動信号が失われ
るようなことがあっても、Ｎ１およびＮ２信号に基いて
ファン口−タまたはコアロータを同期し続けるようにシ
ステムを設計することができる。
当業者には明らかな通り、上述したシステムには、この
発明の要旨を逸脱しない範囲内で、種々の変更、変形が
可能である。たとえば、機体から得られる振動信号、機
室雑音信号または手動入力を、エンジン振動信号の代り
に、あるいはそれらに加えて、エンジンの位相同期に用
いることができる。
発明の要旨を逸脱しない範囲内で、種々の変更、変形が
可能である。たとえば、機体から得られる振動信号、機
室雑音信号または手動入力を、エンジン振動信号の代り
に、あるいはそれらに加えて、エンジンの位相同期に用
いることができる。
上述したこの発明の実施例においては、燃料流れを調節
することによりスレーブエンジンファン速度を調整する
一方、ｖＳｖ角を変えることによりコア速度を調整する
。しかし、燃料流れバイアスおよびｖＳｖ角バイアスの
役割を逆転して、ＶＳｖ角を変えることによりファン速
度を調整し、燃料流れを調節することによりコア速度を
調整することもできる。あるいはまた、燃料流れを調節
するのではなく、ファン入口案内Ｊｌ！（ＩＧＶ）の角
度を変えることによりスレーブエンジンファン速度を調
整することができる。この場合には、燃料流れを調節す
るか、またはｖＳｖ角を変えることによりスレーブエン
ジンコア回転数（ｒｐｓ）を制御することができる。
することによりスレーブエンジンファン速度を調整する
一方、ｖＳｖ角を変えることによりコア速度を調整する
。しかし、燃料流れバイアスおよびｖＳｖ角バイアスの
役割を逆転して、ＶＳｖ角を変えることによりファン速
度を調整し、燃料流れを調節することによりコア速度を
調整することもできる。あるいはまた、燃料流れを調節
するのではなく、ファン入口案内Ｊｌ！（ＩＧＶ）の角
度を変えることによりスレーブエンジンファン速度を調
整することができる。この場合には、燃料流れを調節す
るか、またはｖＳｖ角を変えることによりスレーブエン
ジンコア回転数（ｒｐｓ）を制御することができる。
第１図は二軸ターボファンエンジンの機械的構成を示す
模式図、 第２図および第３図はこの発明の位相同期装置のブロッ
ク図で、第３図は第２図の残りの部分を示す。 主な符号の説明 １０二人口、 １２：ファン、 １３；圧縮機、 １４：高圧圧縮機、１６：燃焼領
域、 １８：高圧タービン、２０：第１軸、 ２２
：低圧タービン、２４：第２軸、 ３２．３３，４４．４６．４８．５２：加算点、３４．
３８：）ラッキングフィルタ、 ４５、 ４７：ＡＮＤゲート、 ５０：積分器、 ５６：燃料流れ弁、 ６４．６５，６６．７６．７ｇ、８４：加算点、６８．
７４： トラッキングフィルタ、６７、 ６ｇ、 ６
９：ＡＮＤゲート、８２：積分器、 ｇ ａ ： ｖｓｖアクチュエータ、 ９２：初期化論理回路、 ９８：抑止論理回路、 １０２．１０４：接点。
模式図、 第２図および第３図はこの発明の位相同期装置のブロッ
ク図で、第３図は第２図の残りの部分を示す。 主な符号の説明 １０二人口、 １２：ファン、 １３；圧縮機、 １４：高圧圧縮機、１６：燃焼領
域、 １８：高圧タービン、２０：第１軸、 ２２
：低圧タービン、２４：第２軸、 ３２．３３，４４．４６．４８．５２：加算点、３４．
３８：）ラッキングフィルタ、 ４５、 ４７：ＡＮＤゲート、 ５０：積分器、 ５６：燃料流れ弁、 ６４．６５，６６．７６．７ｇ、８４：加算点、６８．
７４： トラッキングフィルタ、６７、 ６ｇ、 ６
９：ＡＮＤゲート、８２：積分器、 ｇ ａ ： ｖｓｖアクチュエータ、 ９２：初期化論理回路、 ９８：抑止論理回路、 １０２．１０４：接点。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １、マスターターボファンエンジンおよび少なくとも１
個のスレーブターボファンエンジンを有し、これらのエ
ンジンそれぞれがコアロータおよびコアロータとは独立
して回転するファンロータを有する航空機用の同期装置
において、 両ファンロータの作動を同期させるように上記スレーブ
エンジンへの燃料流量を調整する燃料制御手段と、 両コアロータの作動を同期させるように上記スレーブエ
ンジン内の可変ステータベーンの位置を調整する可変ス
テータベーン制御手段とを備える同期装置。 ２、さらに、上記コアロータの同期に先だって上記ファ
ンロータを同期させる手段を備える請求項１に記載の同
期装置。 ３、上記燃料制御手段は、上記マスターエンジンおよび
スレーブエンジンのファンロータ回転速度の差を表わす
大きさのファンロータ速度誤差信号に応答して、上記ス
レーブエンジンへの燃料流量を調整することにより、上
記スレーブエンジンのファンロータの回転速度を調整す
る手段を含み、上記可変ステータベーン制御手段は、上
記マスターエンジンおよびスレーブエンジンのコアロー
タ回転速度の差を表わす大きさのコアロータ速度誤差信
号に応答して、上記スレーブエンジン内の可変ステータ
ベーンの位置を調整することにより、上記スレーブエン
ジンのコアロータの回転速度を調整する手段を含む請求
項２に記載の同期装置。 ４、さらに、上記ファン速度誤差信号が所定の値を越え
た時に上記同期装置を減勢する手段を備える請求項３に
記載の同期装置。 ５、上記燃料制御手段がさらに、上記スレーブエンジン
のファンロータと上記マスターエンジンのファンロータ
との間の位相関係を変更する手段を含み、 上記可変ステータベーン制御手段がさらに、上記スレー
ブエンジンのコアロータと上記マスターエンジンのコア
ロータとの間の位相関係を変更する手段を含む請求項３
に記載の同期装置。 ６、上記ファンロータ間の位相関係を変更する手段は、
上記マスターエンジンおよびスレーブエンジンのファン
ロータ振動の差を表わす大きさのファンロータ振動位相
誤差信号に応答して、上記スレーブエンジンへの燃料流
量を調整することにより、上記スレーブエンジンのファ
ンロータの回転速度を調整し、 上記コアロータ間の位相関係を変更する手段は、上記マ
スターエンジンおよびスレーブエンジンのコアロータ振
動の差を表わす大きさのコアロータ振動位相誤差信号に
応答して、上記スレーブエンジン内の可変ステータベー
ンの位置を調整することにより、上記スレーブエンジン
のコアロータの回転速度を調整する請求項５に記載の同
期装置。 ７、上記燃料制御手段は、上記ファンロータ速度誤差信
号の大きさが第１の所定値を越えたとき上記ファンロー
タ振動誤差信号に応答せず、上記可変ステータベーン制
御手段は、上記コアロータ速度誤差信号の大きさが第２
の所定値を越えたとき上記コアロータ振動誤差信号に応
答しない請求項６に記載の同期装置。 ８、上記ファンロータ間の位相関係を変更する手段は、
上記ファンロータ間の所望の位相関係を手動選択する手
段を含み、 上記コアロータ間の位相関係を変更する手段は、上記コ
アロータ間の所望の位相関係を手動で選択する手段を含
む請求項５に記載の同期装置。 ９、マスターターボファンエンジンおよび少なくとも１
個のスレーブターボファンエンジンを有し、これらのエ
ンジンそれぞれがコアロータおよびコアロータとは独立
して回転するファンロータを有する航空機用の同期装置
において、 両ファンロータの作動を位相同期させる第１の位相同期
手段と、 両コアロータの作動を位相同期させる第２の位相同期手
段とを備える位相同期装置。 １０、上記第１の位相同期手段は、両ファンロータの作
動を位相同期させるように上記スレーブエンジンへの燃
料流量を調整する手段を含み、上記第２の位相同期手段
は、両コアロータの作動を位相同期させるように上記ス
レーブエンジン内の可変ステータベーンの位置を調整す
る手段を含む請求項９に記載の位相同期装置。 １１、上記第１の位相同期手段は、両ファンロータの作
動を位相同期させるように上記スレーブエンジン内の可
変ステータベーンの位置を調整する手段を含み、 上記第２の位相同期手段は、両コアロータの作動を位相
同期させるように上記スレーブエンジンへの燃料流量を
調整する手段を含む請求項９に記載の位相同期装置。 １２、上記第１の位相同期手段は、両ファンロータの作
動を位相同期させるように上記スレーブエンジン内の入
口ガイドベーンの位置を調整する手段を含む請求項９に
記載の位相同期装置。 １３、上記第２の位相同期手段は、両コアロータの作動
を位相同期させるように上記スレーブエンジンへの燃料
流量を調整する手段を含む請求項１２に記載の位相同期
装置。 １４、上記第２の位相同期手段は、両コアロータの作動
を位相同期させるように上記スレーブエンジン内の可変
ステータベーンの位置を調整する手段を含む請求項１２
に記載の位相同期装置。 １５、マスターターボファンエンジンおよび少なくとも
１個のスレーブターボファンエンジンを有し、これらの
エンジンそれぞれがコアロータおよびコアロータとは独
立して回転するファンロータを有する航空機において、 両ファンロータの動作を同期させるように上記スレーブ
エンジンへの燃料流量を調整し、 両コアロータの動作を同期させるように上記スレーブエ
ンジン内の可変ステータベーンの位置を調整する工程を
含む、スレーブエンジンの動作をマスターエンジンと同
期させる方法。 １６、上記コアロータの同期に先だって上記ファンロー
タを同期させる請求項１５に記載の同期させる方法。 １７、上記スレーブエンジンへの燃料流量を調整する工
程は、上記マスターエンジンおよびスレーブエンジンの
ファンロータ回転速度の差を表わすファンロータ速度誤
差信号に応答して、ファンロータ回転速度の差が１ｒｐ
ｍ未満になるまで、上記スレーブエンジンへの燃料流量
を調整する工程を含み、 上記スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位置を
調整する工程は、上記マスターエンジンおよびスレーブ
エンジンのコアロータ振動の差を表わすコアロータ振動
誤差信号に応答して、両コアロータ間に所定の位相関係
を達成するまで、上記スレーブエンジン内の可変ステー
タベーンの位置を調整する工程を含む請求項１５に記載
の同期させる方法。 １８、上記スレーブエンジンへの燃料流量を調整する工
程は、上記マスターエンジンおよびスレーブエンジンの
ファンロータ振動の差を表わすファンロータ振動誤差信
号に応答して、ファンロータ回転速度の差が０．１ｒｐ
ｍ未満になるまで、上記スレーブエンジンへの燃料流量
を調整する工程を含み、 上記スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位置を
調整する工程は、上記マスターエンジンおよびスレーブ
エンジンのコアロータ回転速度の差を表わすコアロータ
速度誤差信号に応答して、コアロータ回転速度の差が１
ｒｐｍ未満になるまで、上記スレーブエンジン内の可変
ステータベーンの位置を調整する工程を含む請求項１７
に記載の同期させる方法。 １９、マスターターボファンエンジンおよび少なくとも
１個のスレーブターボファンエンジンを有し、これらの
エンジンそれぞれがコアロータおよびコアロータとは独
立して回転するファンロータを有する航空機において、 両ファンロータの動作の位相を同期させ、 両コアロータの動作の位相を同期させる工程を含む、ス
レーブエンジンの作動をマスターエンジンと位相を同期
させる方法。 ２０、上記両ファンロータの動作の位相を同期させる工
程は上記スレーブエンジンへの燃料流量を調整する工程
を含み、 上記両コアロータの動作の位相を同期させる工程は上記
スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位置を調整
する手段を含む請求項１９に記載の位相を同期させる方
法。 ２１、上記両ファンロータの動作の位相を同期させる工
程は上記スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位
置を調整する工程を含み、 上記両コアロータの動作の位相を同期させる工程は上記
スレーブエンジンへの燃料流量を調整する工程を含む請
求項１９に記載の位相を同期させる方法。 ２２、上記両ファンロータの動作の位相を同期させる工
程は 上記スレーブエンジン内の入口ガイドベーンの位置を調
整する手段を含む請求項１９に記載の位相を同期させる
方法。 ２３、上記両コアロータの動作の位相を同期させる工程
は上記スレーブエンジンへの燃料流量を調整する工程を
含む請求項２２に記載の位相を同期させる方法。 ２４、上記両コアロータの動作の位相を同期させる工程
は上記スレーブエンジン内の可変ステータベーンの位置
を調整する工程を含む請求項２２に記載の位相同期させ
る方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/274,511 US5058376A (en) | 1988-11-21 | 1988-11-21 | Turbofan synchrophaser |
| US274,511 | 1988-11-21 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH02191824A true JPH02191824A (ja) | 1990-07-27 |
| JPH0587657B2 JPH0587657B2 (ja) | 1993-12-17 |
Family
ID=23048498
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP1295186A Granted JPH02191824A (ja) | 1988-11-21 | 1989-11-15 | ターボファンの位相同期装置及び位相を同期させる方法 |
Country Status (6)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5058376A (ja) |
| JP (1) | JPH02191824A (ja) |
| DE (1) | DE3938440A1 (ja) |
| FR (1) | FR2639444A1 (ja) |
| GB (1) | GB2225134B (ja) |
| IT (1) | IT1236706B (ja) |
Families Citing this family (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5453943A (en) * | 1994-02-18 | 1995-09-26 | United Technologies Corporation | Adaptive synchrophaser for reducing aircraft cabin noise and vibration |
| US5517819A (en) * | 1994-12-19 | 1996-05-21 | General Electric Company | Engine full authority digital engine control automatic mach hold |
| DE10062252A1 (de) | 2000-12-14 | 2002-07-11 | Rolls Royce Deutschland | Verfahren zur Regelung von Fluggasturbinen |
| FR2979901B1 (fr) | 2011-09-09 | 2013-09-06 | Snecma | Procede de synchronisation des moteurs d'un avion |
| FR3019913B1 (fr) | 2014-04-15 | 2017-07-21 | Snecma | Procede de synchronisation des moteurs d'un avion a double etat intermediaire |
| US9695752B2 (en) | 2014-09-05 | 2017-07-04 | Honeywell International Inc. | Engine-induced aircraft cabin resonance reduction system and method |
| CN107428417A (zh) * | 2015-03-16 | 2017-12-01 | 庞巴迪公司 | 飞行器发动机的同步 |
| US10745110B2 (en) * | 2018-06-29 | 2020-08-18 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Propeller blade synchrophasing using phonic wheel |
| EP3626628B1 (en) * | 2018-09-18 | 2021-09-01 | Bombardier Inc. | System and method for synchrophasing aircraft engines |
Family Cites Families (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US2887621A (en) * | 1956-01-31 | 1959-05-19 | Curtiss Wright Corp | Speed and phase synchronizers |
| US3186165A (en) * | 1961-11-29 | 1965-06-01 | Gen Electric | Turbofan engine speed synchronizing arrangement |
| US3368346A (en) * | 1965-05-18 | 1968-02-13 | Lucas Industries Ltd | Synchronising control means for multiple gas turbine engine installations |
| US3365882A (en) * | 1965-07-13 | 1968-01-30 | Greune Christian | Apparatus for the control of fuel for two or more internal combustion engines operating on the same drive shaft, especially gas turbine installations |
| US3589832A (en) * | 1969-12-15 | 1971-06-29 | Garett Corp The | Propeller synchrophaser system |
| US3689175A (en) * | 1970-08-11 | 1972-09-05 | Piqua Aircraft Co Inc | Apparatus for controlling the speed and phase of engines |
| US3811273A (en) * | 1973-03-08 | 1974-05-21 | United Aircraft Corp | Slaved fuel control for multi-engined aircraft |
| GB1573095A (en) * | 1976-11-26 | 1980-08-13 | Lucas Industries Ltd | Fuel control for a multi engine gas turbine installation |
| US4245955A (en) * | 1978-12-14 | 1981-01-20 | The Cessna Aircraft Company | Phase and speed control system |
| US4659283A (en) * | 1985-09-30 | 1987-04-21 | United Technologies Corporation | Propeller Synchrophaser® device and mode logic |
| US4653981A (en) * | 1985-09-30 | 1987-03-31 | United Technologies Corporation | Propeller synchrophaser |
-
1988
- 1988-11-21 US US07/274,511 patent/US5058376A/en not_active Expired - Fee Related
-
1989
- 1989-11-09 GB GB8925297A patent/GB2225134B/en not_active Expired - Fee Related
- 1989-11-14 IT IT02238089A patent/IT1236706B/it active IP Right Grant
- 1989-11-15 JP JP1295186A patent/JPH02191824A/ja active Granted
- 1989-11-17 FR FR8915088A patent/FR2639444A1/fr not_active Withdrawn
- 1989-11-18 DE DE3938440A patent/DE3938440A1/de not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| FR2639444A1 (fr) | 1990-05-25 |
| GB8925297D0 (en) | 1989-12-28 |
| US5058376A (en) | 1991-10-22 |
| IT1236706B (it) | 1993-03-26 |
| IT8922380A1 (it) | 1991-05-14 |
| DE3938440A1 (de) | 1990-06-13 |
| JPH0587657B2 (ja) | 1993-12-17 |
| IT8922380A0 (it) | 1989-11-14 |
| GB2225134A (en) | 1990-05-23 |
| GB2225134B (en) | 1993-01-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP3653859B1 (en) | Multi-engine system and method | |
| US5133182A (en) | Control of low compressor vanes and fuel for a gas turbine engine | |
| US3854287A (en) | Self-trimming control for turbofan engines | |
| JP2851618B2 (ja) | ガスタービンエンジンの抽気制御装置及び制御方法 | |
| US3659422A (en) | Method and apparatus for aircraft propulsion | |
| JP2003120325A (ja) | コンプレッサ入口ガイドベーンを位置決めするための制御システム | |
| US4928482A (en) | Control of high compressor vanes and fuel for a gas turbine engine | |
| JPH02191824A (ja) | ターボファンの位相同期装置及び位相を同期させる方法 | |
| EP0363301B1 (en) | Control system for gas turbine engines | |
| US5224340A (en) | Turbofan synchrophaser | |
| JP3078822B2 (ja) | ガスタービンエンジン用加速制御装置 | |
| US3186165A (en) | Turbofan engine speed synchronizing arrangement | |
| CA1281797C (en) | Engine control with smooth transition to synthesized parameter | |
| US11939914B2 (en) | System and method of operating multi-engine system | |
| US20230175444A1 (en) | System and method of operating multi-engine system | |
| US20230175437A1 (en) | System and method of operating multi-engine system | |
| US11814969B2 (en) | Gas turbine engine with low-pressure compressor bypass | |
| CA3119157A1 (en) | Method and system for operating a gas turbine engine to avoid restricted engine speeds | |
| CN117685110A (zh) | 使用嵌入式电机的涡轮风扇/涡轮螺旋桨推力响应的高带宽控制 | |
| JPH03172539A (ja) | 航空機用軸出力式ガスタービンとその運転方法 | |
| IL91682A (en) | Control system for gas turbine engines |