ガスタービンを制御するための方法およびシステム、ならびにこのようなシステムを含むガスタービン
本発明は、可変形状を有する少なくとも１つの部分（２１０）を備えるコンプレッサシステム（１０）、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを適合させるためのシステムおよび方法に関するものであり、前記方法は、ガスタービンのターゲットモードを基に燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値（Ｃ＊）を設定するステップと、所与の範囲内に燃料流量設定値を維持するために、ガスタービンの熱力学的状態に依存する閾値（Ｃ／Ｐｍｉｎ’，Ｃ／Ｐｍａｘ’）を算出するステップと、瞬時位置を表す位置情報（ＸＧＶ）と設定値の位置情報（ＸＧＶ＊）との間のずれを基にアクチュエータを制御することによって可変形状部の位置を制御するステップとを含み、閾値は、可変形状部の瞬時の位置情報、または検出された位置情報と設定値の位置情報との間のずれ（εＸＧＶ）を基にリアルタイム演算によって自動的に調整される。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの制御に関し、詳細には航空エンジン用の、より詳細にはターボジェットエンジン用のガスタービンの制御に関するが、これに限定されるものではない。
【背景技術】
【０００２】
ターボジェットエンジンでは、いくつかの制御ループ、より詳細には：
ガスタービンの燃焼室に供給される燃料の流量に作用することによって、所望の推力に応じて速度設定値にターボジェットエンジンの速度を従動させるための主制御ループと、
可変ジオメトリの一部の位置を従動させるためのローカル制御ループとが設けられる。
【０００３】
いくつかのスプールを備える、たとえば低圧（ＬＰ）スプール（コンプレッサおよびタービン）と高圧（ＨＰ）スプールとを備えるターボジェットエンジンでは、主制御ループによってサーボ制御される量は、ＬＰタービンをＬＰコンプレッサに接続するシャフトの回転速度ＮＬＰであり得る。他の量、詳細には、エンジン圧力比（またはＥＰＲ）、すなわちＬＰコンプレッサ（またはファン）の入口の圧力とＬＰコンプレッサ（またはファン）の出口の圧力との間の比が使用され得る。
【０００４】
また以下で「可変ジオメトリ」によって示される可変ジオメトリの一部は、低減され得るターボジェットエンジンの速度に応じて、または（ある速度から別の速度まで切り換わる）過渡的な段階の間中、設定値に従動される位置を有する。可変ジオメトリのよく知られている例は、可変設定角度を備えるコンプレッサ静翼の組立体、またはＶＳＶ（Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｓｔａｔｏｒ Ｖａｎｅｓ）、コンプレッサの吐出のための空気を集めるための弁、または飛行時のターボジェットエンジンの全作動時間中に制御されるＶＢＶ（Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｂｌｅｅｄ Ｖａｌｖｅｓ）、またはコンプレッサの過渡的な吐出のために空気を集めるためのさらなる弁、または特別な飛行段階中に制御されるＴＢＶ（Ｔｒａｎｓｉｅｎｔ Ｂｌｅｅｄ Ｖａｌｖｅｓ）である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ターボジェットエンジンの音響操作を確実にするために、詳細にはコンプレッサの失速、燃焼の消滅、または過速度を回避するために、閾値が、主制御ループに導入され、これは、ターボジェットエンジンに要求される速度変化の間中、燃料流量の増加または減少を制限する。これらの閾値は、速度の変化の瞬間にターボジェットエンジンの推定される熱力学的状態に応じて算出される。次に、いくつかの環境では、詳細には速度の間の連続的な移行中に、ターボジェットエンジンの推定される熱力学的状態とその実際の状態との間に重大な差異が存在する場合があり、これは、算出した閾値やコンプレッサの寸法取りに対して追加マージンが必要とされることを強いている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、前述の欠点を改善することを目的としており、第１の態様によればこの目的を達成するために、可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するための方法を提案し、方法は：
ガスタービンの所望の速度を基に燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するステップと、
最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するための閾値を算出するステップであり、閾値がガスタービンの熱力学的状態に依存するステップと、
可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数としてアクチュエータを制御することによって可変ジオメトリ部の位置を制御するステップとを含み、
方法は、本発明によれば：
閾値が、可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報の関数、またはこの検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数として、リアルタイム演算によって自動的に調整される。
【０００７】
このように、本発明は、可変ジオメトリの実際の位置を表す１つの情報を考慮に入れることによって、最適に閾値を算出するために、ターボジェットエンジンの瞬時の実際の熱力学的状態に一番よいところで近づくことができる点で顕著である。
【０００８】
したがって：
コンプレッサ組立体および制御の性能が同等な場合、加速時間が改善されることができ、失速のおそれがより高速への移行中に低減されることができ、または、
制御の性能が同等な場合、コンプレッサ組立体は、失速マージンを減少させることによって、それゆえに質量の減少によって最適化されることができ、または
コンプレッサ組立体の性能が同等な場合、制御の仕様についてより大きな許容差が認められ得る。
【０００９】
方法の実施形態によれば、閾値は、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応する、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出され、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイムで補正される。
【００１０】
方法の他の実施形態によれば、閾値は、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出される。
【００１１】
可変ジオメトリ部は、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とからの少なくとも１つであり得る。
【００１２】
算出された閾値は、Ｃ／Ｐ燃空比値であることができ、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。
【００１３】
本発明の第２の態様によれば、後者は、可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するためのシステムに関し、制御システムは、
ガスタービンの所望の速度の関数として燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するための回路であり、最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するために、閾値を算出するための回路を備える燃料流量設定値を生成するための回路と、
可変ジオメトリ部の検出された位置を表す情報を提供するための位置センサ、その位置を制御するために可変ジオメトリ部に作用するアクチュエータ、および設定値の位置に可変ジオメトリ部の位置を従動させるためにアクチュエータを制御するための回路を備える、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路とを備え、
制御システムは、本発明によれば、閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置の関数、または検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイム演算によって閾値を自動的に調整するために、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路に接続される。
【００１４】
１つの実施形態によれば、閾値を算出するための回路は、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出し、算出された閾値を可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差に従って補正するように設計される。
【００１５】
他の実施形態によれば、閾値を算出するための回路は、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出するように設計される。
【００１６】
制御システムの特徴よれば、閾値を算出するための回路は、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とから選択される可変ジオメトリ部の位置を制御するための少なくとも１つの回路に接続される。
【００１７】
チューニングシステムの他の特徴によれば、閾値を算出するための回路は、Ｃ／Ｐ燃空比閾値を算出するように設計され、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。
【００１８】
その態様の他のものによれば、本発明は、上で規定されたような制御システムが設けられるガスタービン、詳細には航空機ターボジェットエンジンに関する。
【００１９】
本発明は、添付の図面を参照して、指示の通りなるも限定としてではない以下で行われる説明を読むとよりよく理解される。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】航空機タービンエンジンを非常に概略的に示す図である。
【図２】先行技術によるターボジェットエンジンを制御するためのシステムのダイヤグラムを示す図である。
【図３】「燃料流量」対「速度（または減速速度）」の変化を示す曲線の図である。
【図４】「燃料／空気混合気である燃空比（Ｃ／Ｐ）を表す量」対「速度（または減速速度）」の変化を示す曲線の図である。
【図５】Ｎ／√Ｔの関数として、コンプレッサにおいて可変設定角度を有する静翼の設定角度の変化を示す図であり、ここで、Ｎは、コンプレッサを駆動する翼の回転速度であり、Ｔは、コンプレッサの入口の温度である。
【図６】本発明の第１の実施形態によるターボジェットエンジン制御システムのダイヤグラムである。
【図７】本発明の第２の実施形態によるターボジェットエンジン制御システムのダイヤグラムである。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
航空機ターボジェットエンジンへの適用の範囲内で、以下の説明がされる。しかしながら、本発明は、ヘリコプタタービンなどの航空ガスタービンの他のタイプ、または産業用タービンにも適用できる。
【００２２】
図１は、飛行機用のツインスプールターボジェットエンジン１０を非常に概略的な方法で示している。ターボジェットエンジン１０は、インジェクタが設けられる燃焼室１１、ならびにＨＰタービン１２およびＬＰタービン１３を駆動する燃焼室１１からの燃焼ガスを含む。ＨＰタービン１２は、燃焼室１１に加圧空気を供給するＨＰコンプレッサ１４にＨＰシャフトによって接続されるが、ＬＰタービン１３は、ターボジェットエンジンの入口でファン１５にＬＰシャフトを通して接続される。
【００２３】
先行技術による制御システムの実施形態が、図２によって概略的に示されている。
【００２４】
制御システムは、所望の推力に対応する値にターボジェットエンジンの速度を従動させるための主制御ループ１００を備えている。図示の例では、従動される量は、ＬＰシャフト１６の回転速度ＮＬＰである。
【００２５】
主制御ループは、スラストレバー角度αｍａｎによって通常表現される推力設定値情報を受け取り、かつ情報のこの部分をＬＰシャフト速度の設定値ＮＬＰ＊に変換するファンクションジェネレータ１０２を備えている。
【００２６】
センサ（図示せず）は、ＬＰシャフトの瞬時の実際値ＮＬＰに基づき代表情報を提供する。コンパレータ１０４は、その符号および振幅がＮＬＰ＊とＮＬＰとの間の差の実際値を反映する差分信号εＮＬＰを供給する。
【００２７】
差分εＮＬＰは、ＰＩＤ（Ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ−Ｉｎｔｅｇｒａｌ−Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ（比例−積分−微分））タイプの補正回路１０６によって、燃空比設定値（Ｃ／Ｐ）＊を表す値に変換され、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。圧力Ｐは、実質的に、燃焼室に行き渡るものであり、これは、燃焼室に供給される空気流量を表し、Ｃ／Ｐ値は、燃料／空気混合気である燃空比を表す（燃焼室に供給される燃料流量と空気流量との比）。
【００２８】
２値化回路１０８は、Ｃ／Ｐ設定値（Ｃ／Ｐ）＊、ならびに量Ｃ／Ｐに対する接合点または最大閾値Ｃ／Ｐｍａｘの、およびこの同じ量に対する接合点または最小閾値Ｃ／Ｐｍｉｎの値を受け取る。閾値Ｃ／ＰｍａｘおよびＣ／Ｐｍｉｎは、たとえばターボジェットエンジンのエンジン制御ユニットＥＣＵの中に組み入れられる演算回路１１０によって生成される。
【００２９】
回路１０８は：
（Ｃ／Ｐ）＊≦Ｃ／Ｐｍａｘおよび（Ｃ／Ｐ）＊≧Ｃ／Ｐｍｉｎのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝（Ｃ／Ｐ）＊、
（Ｃ／Ｐ）＊＞Ｃ／Ｐｍａｘのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝Ｃ／Ｐｍａｘ、および
（Ｃ／Ｐ）＊＜Ｃ／Ｐｍａｘのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝Ｃ／Ｐｍｉｎ
のような閾値設定値（Ｃ／Ｐ）＊＊を生成する。
【００３０】
回路１１２は、閾値設定値（Ｃ／Ｐ）＊＊、およびＨＰコンプレッサの出口の圧力Ｐ３０を表す情報を受け取り、設定値Ｃ＊に対応する燃料流量を燃焼室に吐出できるように燃料計量ユニット１２０の計量装置１２２を制御するために燃料流量設定値Ｃ＊を生成する。
【００３１】
計量装置１２２は、通常、加圧燃料を供給するための導管１２４に接続されるその入口と、ターボジェットエンジンの燃焼室のインジェクタに導管１２６を通して接続されるその出口との間に一定の圧力差を有する計量装置であり、吐出流量は、計量装置の可動部材の位置に比例する。ファンクションジェネレータ１１４は、設定値Ｃ＊を位置設定値ＸＤ＊に変換する。
【００３２】
コンパレータ１１６は、位置設定値ＸＤ＊、および計量装置と関連する位置センサ１２８によって提供される実際位置値ＸＤを受け取り、ＸＤ＊とＸＤとの間の差分εＸＤを演算する。ＰＩＤタイプの補正回路１１８は、差分εＸＤを受け取り、所期の位置に計量装置をもってくるために、計量装置１２０と関連するサーボ弁１３０を制御する電流の強さを表す量を生成し、したがって、これは、噴射される燃料の流量を所望の値Ｃ＊までもってくるべきである。
【００３３】
図３は、ターボジェットエンジンの速度Ｎの関数として燃料流量Ｃの変化を示している。
【００３４】
図３では、曲線ＣＤおよび曲線ＣＥは、コンプレッサの失速線および希薄消滅線を表している。曲線Ｃｍａｘは、流量値最大閾値を表し、実質的に曲線ＣＤに平行であるが、安全マージンｄ１Ｃを与えるために、曲線ＣＤの下方に配置される。曲線Ｃｍｉｎは、流量値最小閾値を表し、実質的に曲線ＣＥに平行であるが、安全マージンｄ２Ｃを与えるために、曲線ＣＥの上方に配置される。
【００３５】
アイドル速度ＩＤからフルパワー速度ＦＰまで切り換わると、燃料流量は、曲線Ｃｍａｘに出会うまで、最初は強く増加し、曲線Ｃｍａｘに追従してからＦＰ速度に対応する値に到達する。逆に、ＦＰ速度からＩＤ速度まで切り換わると、燃料流量は、曲線Ｃｍｉｎに出会うまで、最初は強く減少し、曲線Ｃｍｉｎに追従してからＩＤ速度に対応する値に到達する。
【００３６】
曲線ＣＮは、安定状態下での流量値を示している。
【００３７】
同様に、図４は、ターボジェットエンジンの速度Ｎの関数として量Ｃ／Ｐの変化を示している。
【００３８】
曲線（Ｃ／Ｐ）Ｎは、安定状態下での値を表している。これは、ここでは一定であり、ターボジェットエンジンの不変量を表すことが留意されたい。
【００３９】
曲線（Ｃ／Ｐ）Ｄおよび曲線（Ｃ／Ｐ）Ｅは、コンプレッサの失速線および希薄消滅線を表し、線（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび線（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、最大および最小の接合点の値またはＣ／Ｐの閾値を表している。
【００４０】
また、ＩＤ速度からＦＰ速度へ、およびその逆への過渡状態下でのＣ／Ｐの変化も示されている。
【００４１】
所与のターボジェットエンジンの場合、閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、ある一定の個数のパラメータに依存する。
【００４２】
したがって、（Ｃ／Ｐ）ｍａｘは、ＨＰタービンをＨＰコンプレッサに接続するシャフトの回転速度ＮＨＰ、ＨＰコンプレッサの入口の温度Ｔ２５、コンプレッサの入口の圧力Ｐｉ、入射角ｉ（飛行機の軸と変位方向との間の角度）、飛行機のスリップ角、特にＮＨＰ、ＮＬＰ、Ｐ３０に対する所定の最大許容値、およびＬＰタービンの出口の温度Ｔ５０に依存し、同時にターボジェットエンジンの該当する速度について可変ジオメトリの位置であるべき位置を考慮に入れる。
【００４３】
同様に、（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、速度ＮＨＰ、温度Ｔ２５、圧力Ｐ３０、および特にＮＨＰ、ＮＬＰ、Ｐ３０についての最小許容値に依存し、該当する速度について可変ジオメトリの位置であるべき位置を考慮に入れる。
【００４４】
飛行時のリアルタイム演算作業を軽くするために、（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ＝Ｆ１（Ｎ，Ｔ，Ｐｉ，ｉ，．．．）
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ＝Ｆ２（Ｎ，Ｔ，Ｐｉ，ｉ，．．．）
の形で回路１１０によって算出され、
ここで、Ｎは、ＮＨＰの瞬時値であり、Ｔは、Ｔ２５の瞬時値であり、Ｐｉは、エンジンの入口の圧力の瞬時値であり、ｉは、入射角であり、これらの値は、センサによって提供され、関数Ｆ１、Ｆ２は、現在の条件についてのＶＧ設定値位置を含めて、ターボジェットエンジンの他の不変パラメータを既に組み入れている。
【００４５】
コンプレッサの特性およびエンジンの熱力学的特性の関数として閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの決定は、それ自体知られている方法で行われる。
【００４６】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘの決定（主として、コンプレッサ失速に対する保護）は、コンプレッサの失速特性Ｐ ｏｕｔｐｕｔ／Ｐ ｉｎｐｕｔ＝Ｆ（Ｎ／√Ｔ）が算出されるコンプレッサの寸法を決めると、理論計算によって行われ、次いで、特性は、コンプレッサの試験によって実証される。この特性は、制御ユニットによって利用され得るフィールドに再転写され、すなわち、これらのパラメータがＮ、Ｃ、Ｐ、ＴであるＣ／Ｐ＝Ｆ（Ｎ／√Ｔ）は、制御ユニットに使用でき、次いで、エンジン試験によって確認され、調整され得る。
【００４７】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの決定（主として、エンジンの希薄消滅からの保護）は、燃焼室の消滅特性、すなわち燃料流量Ｃ／空気流量が算出される燃焼室の寸法取りを決めると、理論計算によって行われ、次いで、特性は、燃焼室の試験によって実証される。この特性は、制御ユニットによって利用され得るフィールドに再転写され、すなわち、これらのパラメータがＮ、Ｃ、ＰであるＣ／Ｐ＝Ｆ（Ｎ）は、制御ユニットに使用でき、次いで、エンジン試験によって確認され、調整され得る。
【００４８】
これらの閾値は、通常、エンジン制御ユニットによって処理されるように曲線のパターンで、または関係式で表現される。
【００４９】
また、図２の制御システムは、可変ジオメトリ２１０について少なくとも１つのローカル制御ループ２００、たとえば可変設定角度を有するＨＰコンプレッサの静翼の設定角度の制御ループを備え、この可変設定角度は、ターボジェットエンジンの状態にＨＰコンプレッサの空気流量偏差を適応させることができる。
【００５０】
ここで、可変ジオメトリの位置は、ＨＰシャフト１８のＮＨＰ速度に従動される。
【００５１】
ファンクションジェネレータ２０２は、速度センサによって提供されるＮＨＰを表す量を受け入れ、可変ジオメトリの位置について設定値ＸＶＧ＊を形成する。可変設定角度を有するコンプレッサ翼の場合には、設定角度γの設定値は、Ｎ／√Ｔと対照して図５に指示されるように変化し、ここで、Ｎは、コンプレッサを駆動するシャフトの回転速度であり、Ｔは、コンプレッサの入口の温度である。ここで、Ｎ＝ＮＨＰ、およびＴ＝Ｔ２５である。したがって、ファンクションジェネレータ２０２は、温度Ｔ２５を表す情報も受け入れる。
【００５２】
位置センサ２１２は、可変ジオメトリ２１０の実際の位置を表す量ＸＶＧを提供する。位置センサ２１２は、たとえば、可変ジオメトリ２１０の位置を制御するシリンダアクチュエータと関連する。
【００５３】
コンパレータ２０４は、量ＸＶＧ＊および量ＸＶＧを受け取り、たとえばＰＩＤタイプの補正回路２０６にＸＶＧ＊とＸＶＧとの間の差分を表すεＸＶＧ値を提供する。
【００５４】
補正回路２０６は、可変ジオメトリの位置を設定値にもってくるように、可変ジオメトリのアクチュエータと関連するサーボ弁２１４に対する制御電流の強さを表す量を形成する。
【００５５】
図６および図７は、本発明による制御システムの２つの実施形態を示している。
【００５６】
図６および図７では、図２の制御システムのそれらと共通の要素は、同じ参照符号をもち、再び詳細には説明されない。
【００５７】
図６の制御システムは、最大および最小Ｃ／Ｐ閾値を算出するするための回路１１０が、設定値位置と可変ジオメトリの実際の位置との間の差分εＸＶＧを表す情報を受け取るために、コンパレータ２０４の出口に接続され、このような差分は、場合により、過渡状態下で非常に重要であり、攪乱しているという点で図２の制御システムと区別している。
【００５８】
次に、２値化回路１０８に提供されるＣ／Ｐ最大閾値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’＝（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ＋ｋ１＊εＸＶＧ、ここで（Ｃ／Ｐ）ｍａｘが、図２を参照して指示されるように算出され、ｋ１が、失速線での該当する可変ジオメトリの位置の影響係数を表す補正係数であるように、
自動的にリアルタイムで演算される変更値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’である。
【００５９】
同様に、次に、２値化回路１０８に提供されるＣ／Ｐ最小閾値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’＝（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ＋ｋ２＊εＸＶＧ、ここで（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎが、図２を参照して指示されるように算出され、ｋ２が、希薄消滅線での該当する可変ジオメトリの位置の影響係数を表す補正係数であるように、
自動的にリアルタイムで演算される変更値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’である。
【００６０】
ｋ１およびｋ２は、正または負であることができる。
【００６１】
ｋ１は、それの影響を定義するために、所与のジオメトリ角ａｎｇ１での失速線（Ｃ／Ｐ）１、および次いで他のジオメトリ角ａｎｇ２での失速線（Ｃ／Ｐ）２を求めること、すなわち
ｋ１＝［（Ｃ／Ｐ）２−（Ｃ／Ｐ）１］／［ａｎｇ２−ａｎｇ１］
によって決定される。
【００６２】
ｋ２は、それの影響を定義するために、所与のジオメトリ角ａｎｇ１’での消滅線（Ｃ／Ｐ）１’、および次いで他のジオメトリ角ａｎｇ２’での消滅線（Ｃ／Ｐ）２’を求めること、すなわち
ｋ２＝［（Ｃ／Ｐ）２’−（Ｃ／Ｐ）１’］／［ａｎｇ２’−ａｎｇ１’］
によって決定される。
【００６３】
図７の制御システムは、最小および最大Ｃ／Ｐ閾値を算出するための回路１１０が、可変ジオメトリの実際の位置ＸＧＶを表す情報を受け取るために、位置センサ２１２に接続されるという点で図２の制御システムから区別される。
【００６４】
演算回路１１０は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’＝Ｆ’１（Ｎ，Ｔ，Ｐ，．．．，ＸＶＧ）
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’＝Ｆ’２（Ｎ，Ｔ，Ｐ，．．．，ＸＶＧ）
のように、最大（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’閾値および最小（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’閾値をリアルタイムの演算によって自動的に生成し、ここで、Ｆ’１およびＦ’２は、これらが該当する瞬間でのＶＧｓ（可変ジオメトリ）の位置を有するタービンエンジンの不変パラメータを組み入れる（およびこれらの設定値でない）点で、関数Ｆ１および関数Ｆ２から区別される。
【００６５】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’および閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’、ならびにこれらの式を決定する場合には、このことは、閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎについての決定および式の場合と同様に進められる。
【００６６】
図６および図７の実施形態では、可変ジオメトリの実際の位置が考慮に入れられる。しかしながら、これらが有し得る影響に応じて、設定値位置と実際の位置との間の差を表し、または異なる可変ジオメトリの実際の位置を表す情報を演算回路１１０に提供することによって、いくつかの可変ジオメトリの実際の位置を考慮に入れることができる。
【００６７】
本発明は、閾値を最適化するために、タービンエンジンの実際の熱力学的状態を一層効果的に考慮に入れることができる点で顕著である。
【００６８】
所与のコンプレッサの場合には、先行技術と比べると、タービンエンジンの熱力学的状態の誤った考慮に関係がある失速や消滅のおそれが低減され、変速時の加速時間が改善され得る。
【００６９】
もう１つの与えられる可能性は、失速線との関連においてマージンが低減されること、したがって、コンプレッサの設計を最適化することである。
【００７０】
他の与えられる可能性は、所与のコンプレッサについて、可変ジオメトリのサーボ制御装置のより劣った性能を受け入れ、その結果、寸法取りおよび質量を減少させることができ、または、故障の場合は設定値と位置が異なるので故障に対する頑健性の増加を可能にすることである。
【技術分野】
【０００１】
本発明は、ガスタービンの制御に関し、詳細には航空エンジン用の、より詳細にはターボジェットエンジン用のガスタービンの制御に関するが、これに限定されるものではない。
【背景技術】
【０００２】
ターボジェットエンジンでは、いくつかの制御ループ、より詳細には：
ガスタービンの燃焼室に供給される燃料の流量に作用することによって、所望の推力に応じて速度設定値にターボジェットエンジンの速度を従動させるための主制御ループと、
可変ジオメトリの一部の位置を従動させるためのローカル制御ループとが設けられる。
【０００３】
いくつかのスプールを備える、たとえば低圧（ＬＰ）スプール（コンプレッサおよびタービン）と高圧（ＨＰ）スプールとを備えるターボジェットエンジンでは、主制御ループによってサーボ制御される量は、ＬＰタービンをＬＰコンプレッサに接続するシャフトの回転速度ＮＬＰであり得る。他の量、詳細には、エンジン圧力比（またはＥＰＲ）、すなわちＬＰコンプレッサ（またはファン）の入口の圧力とＬＰコンプレッサ（またはファン）の出口の圧力との間の比が使用され得る。
【０００４】
また以下で「可変ジオメトリ」によって示される可変ジオメトリの一部は、低減され得るターボジェットエンジンの速度に応じて、または（ある速度から別の速度まで切り換わる）過渡的な段階の間中、設定値に従動される位置を有する。可変ジオメトリのよく知られている例は、可変設定角度を備えるコンプレッサ静翼の組立体、またはＶＳＶ（Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｓｔａｔｏｒ Ｖａｎｅｓ）、コンプレッサの吐出のための空気を集めるための弁、または飛行時のターボジェットエンジンの全作動時間中に制御されるＶＢＶ（Ｖａｒｉａｂｌｅ Ｂｌｅｅｄ Ｖａｌｖｅｓ）、またはコンプレッサの過渡的な吐出のために空気を集めるためのさらなる弁、または特別な飛行段階中に制御されるＴＢＶ（Ｔｒａｎｓｉｅｎｔ Ｂｌｅｅｄ Ｖａｌｖｅｓ）である。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
ターボジェットエンジンの音響操作を確実にするために、詳細にはコンプレッサの失速、燃焼の消滅、または過速度を回避するために、閾値が、主制御ループに導入され、これは、ターボジェットエンジンに要求される速度変化の間中、燃料流量の増加または減少を制限する。これらの閾値は、速度の変化の瞬間にターボジェットエンジンの推定される熱力学的状態に応じて算出される。次に、いくつかの環境では、詳細には速度の間の連続的な移行中に、ターボジェットエンジンの推定される熱力学的状態とその実際の状態との間に重大な差異が存在する場合があり、これは、算出した閾値やコンプレッサの寸法取りに対して追加マージンが必要とされることを強いている。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
本発明は、前述の欠点を改善することを目的としており、第１の態様によればこの目的を達成するために、可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するための方法を提案し、方法は：
ガスタービンの所望の速度を基に燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するステップと、
最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するための閾値を算出するステップであり、閾値がガスタービンの熱力学的状態に依存するステップと、
可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数としてアクチュエータを制御することによって可変ジオメトリ部の位置を制御するステップとを含み、
方法は、本発明によれば：
閾値が、可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報の関数、またはこの検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数として、リアルタイム演算によって自動的に調整される。
【０００７】
このように、本発明は、可変ジオメトリの実際の位置を表す１つの情報を考慮に入れることによって、最適に閾値を算出するために、ターボジェットエンジンの瞬時の実際の熱力学的状態に一番よいところで近づくことができる点で顕著である。
【０００８】
したがって：
コンプレッサ組立体および制御の性能が同等な場合、加速時間が改善されることができ、失速のおそれがより高速への移行中に低減されることができ、または、
制御の性能が同等な場合、コンプレッサ組立体は、失速マージンを減少させることによって、それゆえに質量の減少によって最適化されることができ、または
コンプレッサ組立体の性能が同等な場合、制御の仕様についてより大きな許容差が認められ得る。
【０００９】
方法の実施形態によれば、閾値は、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応する、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出され、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイムで補正される。
【００１０】
方法の他の実施形態によれば、閾値は、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出される。
【００１１】
可変ジオメトリ部は、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とからの少なくとも１つであり得る。
【００１２】
算出された閾値は、Ｃ／Ｐ燃空比値であることができ、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。
【００１３】
本発明の第２の態様によれば、後者は、可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するためのシステムに関し、制御システムは、
ガスタービンの所望の速度の関数として燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するための回路であり、最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するために、閾値を算出するための回路を備える燃料流量設定値を生成するための回路と、
可変ジオメトリ部の検出された位置を表す情報を提供するための位置センサ、その位置を制御するために可変ジオメトリ部に作用するアクチュエータ、および設定値の位置に可変ジオメトリ部の位置を従動させるためにアクチュエータを制御するための回路を備える、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路とを備え、
制御システムは、本発明によれば、閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置の関数、または検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイム演算によって閾値を自動的に調整するために、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路に接続される。
【００１４】
１つの実施形態によれば、閾値を算出するための回路は、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出し、算出された閾値を可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差に従って補正するように設計される。
【００１５】
他の実施形態によれば、閾値を算出するための回路は、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出するように設計される。
【００１６】
制御システムの特徴よれば、閾値を算出するための回路は、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とから選択される可変ジオメトリ部の位置を制御するための少なくとも１つの回路に接続される。
【００１７】
チューニングシステムの他の特徴によれば、閾値を算出するための回路は、Ｃ／Ｐ燃空比閾値を算出するように設計され、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。
【００１８】
その態様の他のものによれば、本発明は、上で規定されたような制御システムが設けられるガスタービン、詳細には航空機ターボジェットエンジンに関する。
【００１９】
本発明は、添付の図面を参照して、指示の通りなるも限定としてではない以下で行われる説明を読むとよりよく理解される。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
【図１】航空機タービンエンジンを非常に概略的に示す図である。
【図２】先行技術によるターボジェットエンジンを制御するためのシステムのダイヤグラムを示す図である。
【図３】「燃料流量」対「速度（または減速速度）」の変化を示す曲線の図である。
【図４】「燃料／空気混合気である燃空比（Ｃ／Ｐ）を表す量」対「速度（または減速速度）」の変化を示す曲線の図である。
【図５】Ｎ／√Ｔの関数として、コンプレッサにおいて可変設定角度を有する静翼の設定角度の変化を示す図であり、ここで、Ｎは、コンプレッサを駆動する翼の回転速度であり、Ｔは、コンプレッサの入口の温度である。
【図６】本発明の第１の実施形態によるターボジェットエンジン制御システムのダイヤグラムである。
【図７】本発明の第２の実施形態によるターボジェットエンジン制御システムのダイヤグラムである。
【発明を実施するための形態】
【００２１】
航空機ターボジェットエンジンへの適用の範囲内で、以下の説明がされる。しかしながら、本発明は、ヘリコプタタービンなどの航空ガスタービンの他のタイプ、または産業用タービンにも適用できる。
【００２２】
図１は、飛行機用のツインスプールターボジェットエンジン１０を非常に概略的な方法で示している。ターボジェットエンジン１０は、インジェクタが設けられる燃焼室１１、ならびにＨＰタービン１２およびＬＰタービン１３を駆動する燃焼室１１からの燃焼ガスを含む。ＨＰタービン１２は、燃焼室１１に加圧空気を供給するＨＰコンプレッサ１４にＨＰシャフトによって接続されるが、ＬＰタービン１３は、ターボジェットエンジンの入口でファン１５にＬＰシャフトを通して接続される。
【００２３】
先行技術による制御システムの実施形態が、図２によって概略的に示されている。
【００２４】
制御システムは、所望の推力に対応する値にターボジェットエンジンの速度を従動させるための主制御ループ１００を備えている。図示の例では、従動される量は、ＬＰシャフト１６の回転速度ＮＬＰである。
【００２５】
主制御ループは、スラストレバー角度αｍａｎによって通常表現される推力設定値情報を受け取り、かつ情報のこの部分をＬＰシャフト速度の設定値ＮＬＰ＊に変換するファンクションジェネレータ１０２を備えている。
【００２６】
センサ（図示せず）は、ＬＰシャフトの瞬時の実際値ＮＬＰに基づき代表情報を提供する。コンパレータ１０４は、その符号および振幅がＮＬＰ＊とＮＬＰとの間の差の実際値を反映する差分信号εＮＬＰを供給する。
【００２７】
差分εＮＬＰは、ＰＩＤ（Ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ−Ｉｎｔｅｇｒａｌ−Ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ（比例−積分−微分））タイプの補正回路１０６によって、燃空比設定値（Ｃ／Ｐ）＊を表す値に変換され、ここで、Ｃは、燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐは、コンプレッサ組立体の出口の圧力である。圧力Ｐは、実質的に、燃焼室に行き渡るものであり、これは、燃焼室に供給される空気流量を表し、Ｃ／Ｐ値は、燃料／空気混合気である燃空比を表す（燃焼室に供給される燃料流量と空気流量との比）。
【００２８】
２値化回路１０８は、Ｃ／Ｐ設定値（Ｃ／Ｐ）＊、ならびに量Ｃ／Ｐに対する接合点または最大閾値Ｃ／Ｐｍａｘの、およびこの同じ量に対する接合点または最小閾値Ｃ／Ｐｍｉｎの値を受け取る。閾値Ｃ／ＰｍａｘおよびＣ／Ｐｍｉｎは、たとえばターボジェットエンジンのエンジン制御ユニットＥＣＵの中に組み入れられる演算回路１１０によって生成される。
【００２９】
回路１０８は：
（Ｃ／Ｐ）＊≦Ｃ／Ｐｍａｘおよび（Ｃ／Ｐ）＊≧Ｃ／Ｐｍｉｎのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝（Ｃ／Ｐ）＊、
（Ｃ／Ｐ）＊＞Ｃ／Ｐｍａｘのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝Ｃ／Ｐｍａｘ、および
（Ｃ／Ｐ）＊＜Ｃ／Ｐｍａｘのとき、（Ｃ／Ｐ）＊＊＝Ｃ／Ｐｍｉｎ
のような閾値設定値（Ｃ／Ｐ）＊＊を生成する。
【００３０】
回路１１２は、閾値設定値（Ｃ／Ｐ）＊＊、およびＨＰコンプレッサの出口の圧力Ｐ３０を表す情報を受け取り、設定値Ｃ＊に対応する燃料流量を燃焼室に吐出できるように燃料計量ユニット１２０の計量装置１２２を制御するために燃料流量設定値Ｃ＊を生成する。
【００３１】
計量装置１２２は、通常、加圧燃料を供給するための導管１２４に接続されるその入口と、ターボジェットエンジンの燃焼室のインジェクタに導管１２６を通して接続されるその出口との間に一定の圧力差を有する計量装置であり、吐出流量は、計量装置の可動部材の位置に比例する。ファンクションジェネレータ１１４は、設定値Ｃ＊を位置設定値ＸＤ＊に変換する。
【００３２】
コンパレータ１１６は、位置設定値ＸＤ＊、および計量装置と関連する位置センサ１２８によって提供される実際位置値ＸＤを受け取り、ＸＤ＊とＸＤとの間の差分εＸＤを演算する。ＰＩＤタイプの補正回路１１８は、差分εＸＤを受け取り、所期の位置に計量装置をもってくるために、計量装置１２０と関連するサーボ弁１３０を制御する電流の強さを表す量を生成し、したがって、これは、噴射される燃料の流量を所望の値Ｃ＊までもってくるべきである。
【００３３】
図３は、ターボジェットエンジンの速度Ｎの関数として燃料流量Ｃの変化を示している。
【００３４】
図３では、曲線ＣＤおよび曲線ＣＥは、コンプレッサの失速線および希薄消滅線を表している。曲線Ｃｍａｘは、流量値最大閾値を表し、実質的に曲線ＣＤに平行であるが、安全マージンｄ１Ｃを与えるために、曲線ＣＤの下方に配置される。曲線Ｃｍｉｎは、流量値最小閾値を表し、実質的に曲線ＣＥに平行であるが、安全マージンｄ２Ｃを与えるために、曲線ＣＥの上方に配置される。
【００３５】
アイドル速度ＩＤからフルパワー速度ＦＰまで切り換わると、燃料流量は、曲線Ｃｍａｘに出会うまで、最初は強く増加し、曲線Ｃｍａｘに追従してからＦＰ速度に対応する値に到達する。逆に、ＦＰ速度からＩＤ速度まで切り換わると、燃料流量は、曲線Ｃｍｉｎに出会うまで、最初は強く減少し、曲線Ｃｍｉｎに追従してからＩＤ速度に対応する値に到達する。
【００３６】
曲線ＣＮは、安定状態下での流量値を示している。
【００３７】
同様に、図４は、ターボジェットエンジンの速度Ｎの関数として量Ｃ／Ｐの変化を示している。
【００３８】
曲線（Ｃ／Ｐ）Ｎは、安定状態下での値を表している。これは、ここでは一定であり、ターボジェットエンジンの不変量を表すことが留意されたい。
【００３９】
曲線（Ｃ／Ｐ）Ｄおよび曲線（Ｃ／Ｐ）Ｅは、コンプレッサの失速線および希薄消滅線を表し、線（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび線（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、最大および最小の接合点の値またはＣ／Ｐの閾値を表している。
【００４０】
また、ＩＤ速度からＦＰ速度へ、およびその逆への過渡状態下でのＣ／Ｐの変化も示されている。
【００４１】
所与のターボジェットエンジンの場合、閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、ある一定の個数のパラメータに依存する。
【００４２】
したがって、（Ｃ／Ｐ）ｍａｘは、ＨＰタービンをＨＰコンプレッサに接続するシャフトの回転速度ＮＨＰ、ＨＰコンプレッサの入口の温度Ｔ２５、コンプレッサの入口の圧力Ｐｉ、入射角ｉ（飛行機の軸と変位方向との間の角度）、飛行機のスリップ角、特にＮＨＰ、ＮＬＰ、Ｐ３０に対する所定の最大許容値、およびＬＰタービンの出口の温度Ｔ５０に依存し、同時にターボジェットエンジンの該当する速度について可変ジオメトリの位置であるべき位置を考慮に入れる。
【００４３】
同様に、（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎは、速度ＮＨＰ、温度Ｔ２５、圧力Ｐ３０、および特にＮＨＰ、ＮＬＰ、Ｐ３０についての最小許容値に依存し、該当する速度について可変ジオメトリの位置であるべき位置を考慮に入れる。
【００４４】
飛行時のリアルタイム演算作業を軽くするために、（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ＝Ｆ１（Ｎ，Ｔ，Ｐｉ，ｉ，．．．）
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ＝Ｆ２（Ｎ，Ｔ，Ｐｉ，ｉ，．．．）
の形で回路１１０によって算出され、
ここで、Ｎは、ＮＨＰの瞬時値であり、Ｔは、Ｔ２５の瞬時値であり、Ｐｉは、エンジンの入口の圧力の瞬時値であり、ｉは、入射角であり、これらの値は、センサによって提供され、関数Ｆ１、Ｆ２は、現在の条件についてのＶＧ設定値位置を含めて、ターボジェットエンジンの他の不変パラメータを既に組み入れている。
【００４５】
コンプレッサの特性およびエンジンの熱力学的特性の関数として閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの決定は、それ自体知られている方法で行われる。
【００４６】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘの決定（主として、コンプレッサ失速に対する保護）は、コンプレッサの失速特性Ｐ ｏｕｔｐｕｔ／Ｐ ｉｎｐｕｔ＝Ｆ（Ｎ／√Ｔ）が算出されるコンプレッサの寸法を決めると、理論計算によって行われ、次いで、特性は、コンプレッサの試験によって実証される。この特性は、制御ユニットによって利用され得るフィールドに再転写され、すなわち、これらのパラメータがＮ、Ｃ、Ｐ、ＴであるＣ／Ｐ＝Ｆ（Ｎ／√Ｔ）は、制御ユニットに使用でき、次いで、エンジン試験によって確認され、調整され得る。
【００４７】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎの決定（主として、エンジンの希薄消滅からの保護）は、燃焼室の消滅特性、すなわち燃料流量Ｃ／空気流量が算出される燃焼室の寸法取りを決めると、理論計算によって行われ、次いで、特性は、燃焼室の試験によって実証される。この特性は、制御ユニットによって利用され得るフィールドに再転写され、すなわち、これらのパラメータがＮ、Ｃ、ＰであるＣ／Ｐ＝Ｆ（Ｎ）は、制御ユニットに使用でき、次いで、エンジン試験によって確認され、調整され得る。
【００４８】
これらの閾値は、通常、エンジン制御ユニットによって処理されるように曲線のパターンで、または関係式で表現される。
【００４９】
また、図２の制御システムは、可変ジオメトリ２１０について少なくとも１つのローカル制御ループ２００、たとえば可変設定角度を有するＨＰコンプレッサの静翼の設定角度の制御ループを備え、この可変設定角度は、ターボジェットエンジンの状態にＨＰコンプレッサの空気流量偏差を適応させることができる。
【００５０】
ここで、可変ジオメトリの位置は、ＨＰシャフト１８のＮＨＰ速度に従動される。
【００５１】
ファンクションジェネレータ２０２は、速度センサによって提供されるＮＨＰを表す量を受け入れ、可変ジオメトリの位置について設定値ＸＶＧ＊を形成する。可変設定角度を有するコンプレッサ翼の場合には、設定角度γの設定値は、Ｎ／√Ｔと対照して図５に指示されるように変化し、ここで、Ｎは、コンプレッサを駆動するシャフトの回転速度であり、Ｔは、コンプレッサの入口の温度である。ここで、Ｎ＝ＮＨＰ、およびＴ＝Ｔ２５である。したがって、ファンクションジェネレータ２０２は、温度Ｔ２５を表す情報も受け入れる。
【００５２】
位置センサ２１２は、可変ジオメトリ２１０の実際の位置を表す量ＸＶＧを提供する。位置センサ２１２は、たとえば、可変ジオメトリ２１０の位置を制御するシリンダアクチュエータと関連する。
【００５３】
コンパレータ２０４は、量ＸＶＧ＊および量ＸＶＧを受け取り、たとえばＰＩＤタイプの補正回路２０６にＸＶＧ＊とＸＶＧとの間の差分を表すεＸＶＧ値を提供する。
【００５４】
補正回路２０６は、可変ジオメトリの位置を設定値にもってくるように、可変ジオメトリのアクチュエータと関連するサーボ弁２１４に対する制御電流の強さを表す量を形成する。
【００５５】
図６および図７は、本発明による制御システムの２つの実施形態を示している。
【００５６】
図６および図７では、図２の制御システムのそれらと共通の要素は、同じ参照符号をもち、再び詳細には説明されない。
【００５７】
図６の制御システムは、最大および最小Ｃ／Ｐ閾値を算出するするための回路１１０が、設定値位置と可変ジオメトリの実際の位置との間の差分εＸＶＧを表す情報を受け取るために、コンパレータ２０４の出口に接続され、このような差分は、場合により、過渡状態下で非常に重要であり、攪乱しているという点で図２の制御システムと区別している。
【００５８】
次に、２値化回路１０８に提供されるＣ／Ｐ最大閾値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’＝（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ＋ｋ１＊εＸＶＧ、ここで（Ｃ／Ｐ）ｍａｘが、図２を参照して指示されるように算出され、ｋ１が、失速線での該当する可変ジオメトリの位置の影響係数を表す補正係数であるように、
自動的にリアルタイムで演算される変更値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’である。
【００５９】
同様に、次に、２値化回路１０８に提供されるＣ／Ｐ最小閾値は、
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’＝（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ＋ｋ２＊εＸＶＧ、ここで（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎが、図２を参照して指示されるように算出され、ｋ２が、希薄消滅線での該当する可変ジオメトリの位置の影響係数を表す補正係数であるように、
自動的にリアルタイムで演算される変更値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’である。
【００６０】
ｋ１およびｋ２は、正または負であることができる。
【００６１】
ｋ１は、それの影響を定義するために、所与のジオメトリ角ａｎｇ１での失速線（Ｃ／Ｐ）１、および次いで他のジオメトリ角ａｎｇ２での失速線（Ｃ／Ｐ）２を求めること、すなわち
ｋ１＝［（Ｃ／Ｐ）２−（Ｃ／Ｐ）１］／［ａｎｇ２−ａｎｇ１］
によって決定される。
【００６２】
ｋ２は、それの影響を定義するために、所与のジオメトリ角ａｎｇ１’での消滅線（Ｃ／Ｐ）１’、および次いで他のジオメトリ角ａｎｇ２’での消滅線（Ｃ／Ｐ）２’を求めること、すなわち
ｋ２＝［（Ｃ／Ｐ）２’−（Ｃ／Ｐ）１’］／［ａｎｇ２’−ａｎｇ１’］
によって決定される。
【００６３】
図７の制御システムは、最小および最大Ｃ／Ｐ閾値を算出するための回路１１０が、可変ジオメトリの実際の位置ＸＧＶを表す情報を受け取るために、位置センサ２１２に接続されるという点で図２の制御システムから区別される。
【００６４】
演算回路１１０は、
（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’＝Ｆ’１（Ｎ，Ｔ，Ｐ，．．．，ＸＶＧ）
（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’＝Ｆ’２（Ｎ，Ｔ，Ｐ，．．．，ＸＶＧ）
のように、最大（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’閾値および最小（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’閾値をリアルタイムの演算によって自動的に生成し、ここで、Ｆ’１およびＦ’２は、これらが該当する瞬間でのＶＧｓ（可変ジオメトリ）の位置を有するタービンエンジンの不変パラメータを組み入れる（およびこれらの設定値でない）点で、関数Ｆ１および関数Ｆ２から区別される。
【００６５】
閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘ’’および閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎ’’、ならびにこれらの式を決定する場合には、このことは、閾値（Ｃ／Ｐ）ｍａｘおよび閾値（Ｃ／Ｐ）ｍｉｎについての決定および式の場合と同様に進められる。
【００６６】
図６および図７の実施形態では、可変ジオメトリの実際の位置が考慮に入れられる。しかしながら、これらが有し得る影響に応じて、設定値位置と実際の位置との間の差を表し、または異なる可変ジオメトリの実際の位置を表す情報を演算回路１１０に提供することによって、いくつかの可変ジオメトリの実際の位置を考慮に入れることができる。
【００６７】
本発明は、閾値を最適化するために、タービンエンジンの実際の熱力学的状態を一層効果的に考慮に入れることができる点で顕著である。
【００６８】
所与のコンプレッサの場合には、先行技術と比べると、タービンエンジンの熱力学的状態の誤った考慮に関係がある失速や消滅のおそれが低減され、変速時の加速時間が改善され得る。
【００６９】
もう１つの与えられる可能性は、失速線との関連においてマージンが低減されること、したがって、コンプレッサの設計を最適化することである。
【００７０】
他の与えられる可能性は、所与のコンプレッサについて、可変ジオメトリのサーボ制御装置のより劣った性能を受け入れ、その結果、寸法取りおよび質量を減少させることができ、または、故障の場合は設定値と位置が異なるので故障に対する頑健性の増加を可能にすることである。
【特許請求の範囲】
【請求項１】
可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するための方法にして、
ガスタービンの所望の速度を基に燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するステップと、
最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するための閾値を算出するステップであり、閾値がガスタービンの熱力学的状態に依存する、ステップと、
可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数としてアクチュエータを制御することによって可変ジオメトリ部の位置を制御するステップとを含む方法であって、
閾値が、可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報の関数、またはこの検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数として、リアルタイム演算によって自動的に調整されることを特徴とする、方法。
【請求項２】
閾値が、可変位置部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として算出され、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイムで補正されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
閾値が、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
可変ジオメトリ部が、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とのうちの少なくとも１つであることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の方法。
【請求項５】
算出された閾値が、Ｃ／Ｐ燃空比値であり、ここで、Ｃが燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐがコンプレッサ組立体の出口の圧力であることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の方法。
【請求項６】
可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するためのシステムにして、
ガスタービンの所望の速度の関数として燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するための回路であり、最小制限値以上、または最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するために、閾値を算出するための回路を備える燃料流量設定値を生成するための回路と、
可変ジオメトリ部の検出された位置を表す情報を提供するための位置センサ、その位置を制御するために可変ジオメトリ部に作用するアクチュエータ、および設定値の位置に可変ジオメトリ部の位置を従動させるためにアクチュエータを制御するための回路を備える、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路とを備える制御システムであって、
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置の関数、または検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイム演算によって閾値を自動的に調整するために、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路に接続されることを特徴とするシステム。
【請求項７】
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出し、算出された閾値を、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差に従って補正するように設計されることを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
【請求項８】
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出するように設計されることを特徴とする、請求項６に記載の制御システム。
【請求項９】
閾値を算出するための回路が、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とから選択される可変ジオメトリ部の位置を制御するための少なくとも１つの回路に接続されることを特徴とする、請求項６から８のいずれかに記載の制御システム。
【請求項１０】
閾値を算出するための回路が、Ｃ／Ｐ燃空比閾値を算出するように設計され、ここで、Ｃが燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐがコンプレッサ組立体の出口の圧力であることを特徴とする、請求項６から９のいずれかに記載の制御システム。
【請求項１１】
請求項６から１０のいずれかに記載の制御システムを備える、ガスタービン。
【請求項１２】
請求項６から１０のいずれかに記載の制御システムを備える航空機ターボジェットエンジン。
【請求項１】
可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するための方法にして、
ガスタービンの所望の速度を基に燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するステップと、
最小制限値以上、かつ最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するための閾値を算出するステップであり、閾値がガスタービンの熱力学的状態に依存する、ステップと、
可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数としてアクチュエータを制御することによって可変ジオメトリ部の位置を制御するステップとを含む方法であって、
閾値が、可変ジオメトリ部の瞬時位置を表す検出された位置情報の関数、またはこの検出された位置情報と設定値の位置情報との間の差の関数として、リアルタイム演算によって自動的に調整されることを特徴とする、方法。
【請求項２】
閾値が、可変位置部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として算出され、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイムで補正されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
閾値が、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として算出されることを特徴とする、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
可変ジオメトリ部が、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とのうちの少なくとも１つであることを特徴とする、請求項１から３のいずれかに記載の方法。
【請求項５】
算出された閾値が、Ｃ／Ｐ燃空比値であり、ここで、Ｃが燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐがコンプレッサ組立体の出口の圧力であることを特徴とする、請求項１から４のいずれかに記載の方法。
【請求項６】
可変ジオメトリの少なくとも一部を備えるコンプレッサ組立体、燃焼室、およびタービン組立体を有するガスタービンを制御するためのシステムにして、
ガスタービンの所望の速度の関数として燃焼室に供給されるべき燃料についての流量設定値を生成するための回路であり、最小制限値以上、または最大制限値以下の燃料流量設定値を維持するために、閾値を算出するための回路を備える燃料流量設定値を生成するための回路と、
可変ジオメトリ部の検出された位置を表す情報を提供するための位置センサ、その位置を制御するために可変ジオメトリ部に作用するアクチュエータ、および設定値の位置に可変ジオメトリ部の位置を従動させるためにアクチュエータを制御するための回路を備える、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路とを備える制御システムであって、
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置の関数、または検出された位置と設定値の位置との間の差の関数としてリアルタイム演算によって閾値を自動的に調整するために、可変ジオメトリ部の位置を制御するための回路に接続されることを特徴とするシステム。
【請求項７】
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の設定値の位置が対応するガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出し、算出された閾値を、可変ジオメトリ部の検出された位置と設定値の位置との間の差に従って補正するように設計されることを特徴とする、請求項６に記載のシステム。
【請求項８】
閾値を算出するための回路が、可変ジオメトリ部の検出された位置を直接考慮に入れることによって、ガスタービンの熱力学的状態の関数として閾値を算出するように設計されることを特徴とする、請求項６に記載の制御システム。
【請求項９】
閾値を算出するための回路が、可変設定角度を有する静翼の組立体と、コンプレッサ組立体の空気を集めるための弁とから選択される可変ジオメトリ部の位置を制御するための少なくとも１つの回路に接続されることを特徴とする、請求項６から８のいずれかに記載の制御システム。
【請求項１０】
閾値を算出するための回路が、Ｃ／Ｐ燃空比閾値を算出するように設計され、ここで、Ｃが燃焼室に供給されるべき燃料流量であり、Ｐがコンプレッサ組立体の出口の圧力であることを特徴とする、請求項６から９のいずれかに記載の制御システム。
【請求項１１】
請求項６から１０のいずれかに記載の制御システムを備える、ガスタービン。
【請求項１２】
請求項６から１０のいずれかに記載の制御システムを備える航空機ターボジェットエンジン。
【図１】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【図２】
【図３】
【図４】
【図５】
【図６】
【図７】
【公表番号】特表２０１２−５１８１１６（Ｐ２０１２−５１８１１６Ａ）
【公表日】平成２４年８月９日（２０１２．８．９）
【国際特許分類】
【出願番号】特願２０１１−５４９６３４（Ｐ２０１１−５４９６３４）
【出願日】平成２２年１月１５日（２０１０．１．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５００６１
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０９２２６８
【国際公開日】平成２２年８月１９日（２０１０．８．１９）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
【公表日】平成２４年８月９日（２０１２．８．９）
【国際特許分類】
【出願日】平成２２年１月１５日（２０１０．１．１５）
【国際出願番号】ＰＣＴ／ＦＲ２０１０／０５００６１
【国際公開番号】ＷＯ２０１０／０９２２６８
【国際公開日】平成２２年８月１９日（２０１０．８．１９）
【出願人】（５０５２７７６９１）スネクマ (567)
【Ｆターム（参考）】
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