DE102022206587A1 - Method for synchronizing at least two engines of an aircraft - Google Patents

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Abstract

Es wird ein Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges beschrieben. Die Triebwerke sind jeweils mit wenigstens einer Niederdruckwelle und mit einer Hochdruckwelle ausgebildet. Zum zumindest teilweisen Ausgleich einer Differenz ΔnHzwischen den Drehzahlen nHder Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert ΔnHschwellwird wenigstens eine theoretisch ermittelte Temperatur T26 im Bereich eines Eingangs eines Hochdruckverdichters eines der beiden Triebwerke, in dessen Abhängigkeit der Luftmassenstrom durch das Triebwerk eingestellt wird, angepasst. Alternativ werden zum zumindest teilweisen Ausgleich der Differenz ΔnHzwischen den Drehzahlen nHder Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert ΔnHschwellverstellbare Statorschaufeln zumindest eines der Triebwerke jeweils ausgehend von Stellungen verstellt, die jeweils in Abhängigkeit der Drehzahl nHder Hochdruckwelle des Triebwerkes und der theoretisch ermittelten Temperatur T26 im Bereich eines Eingangs eines Hochdruckverdichters des Triebwerkes vorgegeben werden.A method for synchronizing at least two engines of an aircraft is described. The engines are each designed with at least one low-pressure shaft and one high-pressure shaft. To at least partially compensate for a difference ΔnHz between the speeds nH of the high-pressure shafts of the engines greater than a defined threshold value ΔnHthreshold, at least a theoretically determined temperature T26 is adjusted in the area of an inlet of a high-pressure compressor of one of the two engines, depending on which the air mass flow through the engine is adjusted. Alternatively, to at least partially compensate for the difference ΔnHz between the speeds nH of the high-pressure shafts of the engines greater than a defined threshold value ΔnH, threshold-adjustable stator blades of at least one of the engines are each adjusted starting from positions that depend on the speed nH of the high-pressure shaft of the engine and the theoretically determined temperature T26 in the range an input of a high-pressure compressor of the engine can be specified.

Description

Die vorliegende Offenbarung betrifft ein Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges.The present disclosure relates to a method for synchronizing at least two engines of an aircraft.

Aus der DE 10 2010 020 024 A1 ist ein Triebwerkssynchronisierverfahren für ein Flugzeug bekannt, das zumindest zwei Gasturbinentriebwerke aufweist. Es wird vorgeschlagen, die jeweiligen Drehzahlen von Niederdruckverdichterwellen der Gasturbinentriebwerke zu ermitteln und einen Differenzbetrag zwischen den Drehzahlen der Niederdruckverdichterwellen zu berechnen. Anschließend wird auf Basis des Differenzbetrages zumindest ein Trimmwert berechnet, auf der Basis dessen bei mindestens einem Gasturbinentriebwerk eine Änderung der Einstellung durchgeführt wird. Daran anschließend werden die jeweiligen Drehzahlen von Hochdruckverdichterwellen der Gasturbinentriebwerke ermittelt und ein Differenzbetrag zwischen den Drehzahlen der Hochdruckverdichterwellen berechnet. Auf Basis des Differenzbetrages zwischen den Drehzahlen der Hochdruckverdichterwellen erfolgt bei zumindest einem Gasturbinentriebwerk eine Änderung des Einlasstemperaturwerts, der der Triebwerksregelung zugeführt wird, um die Drehzahlen der Hochdruckverdichterwellen zu synchronisieren.From the DE 10 2010 020 024 A1 an engine synchronization method is known for an aircraft that has at least two gas turbine engines. It is proposed to determine the respective speeds of low-pressure compressor shafts of the gas turbine engines and to calculate a difference between the speeds of the low-pressure compressor shafts. At least one trim value is then calculated based on the difference, on the basis of which a change in the setting is carried out in at least one gas turbine engine. The respective speeds of high-pressure compressor shafts of the gas turbine engines are then determined and a difference between the speeds of the high-pressure compressor shafts is calculated. Based on the difference between the speeds of the high-pressure compressor shafts, the inlet temperature value is changed in at least one gas turbine engine, which is supplied to the engine control system in order to synchronize the speeds of the high-pressure compressor shafts.

Mittels der bekannten Vorgehensweise sollen Geräuschschwebungen oder pulsierende Geräusche (Beating Noises) durch Trimmen eines sogenannten T20-Wertes (Total Air Temperature - TAT) und durch eine daraus resultierende Justierung der Drehzahlen der Hochdruckverdichterwellen vermieden werden.Using the known procedure, noise beats or pulsating noises (beating noises) are intended to be avoided by trimming a so-called T20 value (Total Air Temperature - TAT) and by adjusting the speeds of the high-pressure compressor shafts as a result.

Der vorliegenden Offenbarung liegt die Aufgabe zugrunde, ein Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges zu schaffen, durch welches Drehzahlen von sogenannten Hochdruckwellen der Triebwerke mit geringem Aufwand derart synchronisierbar sind, dass eine sogenannte Schwebung von Vibrationen zwischen den beiden Triebwerken vermieden wird.The present disclosure is based on the object of creating a method for synchronizing at least two engines of an aircraft, through which speeds of so-called high-pressure waves of the engines can be synchronized with little effort in such a way that a so-called beat of vibrations between the two engines is avoided.

Diese Aufgabe wird mit einem Verfahren mit den Merkmalen des Patentanspruches 1 bzw. 2 gelöst.This task is achieved using a method with the features of patent claims 1 or 2.

Gemäß einem ersten Aspekt der vorliegenden Offenbarung wird ein Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges bereitgestellt. Die Triebwerke sind jeweils mit wenigstens einer Niederdruckwelle und einer Hochdruckwelle ausgebildet. Zum zumindest teilweisen Ausgleich einer Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert wird wenigstens eine theoretisch ermittelte Temperatur im Bereich eines Einganges eines Hochdruckverdichters eines der Triebwerke, in dessen Abhängigkeit der Luftmassenstrom durch das Triebwerk eingestellt wird, angepasst.According to a first aspect of the present disclosure, a method for synchronizing at least two engines of an aircraft is provided. The engines are each designed with at least one low-pressure shaft and one high-pressure shaft. To at least partially compensate for a difference between the speeds of the high-pressure shafts of the engines greater than a defined threshold value, at least one theoretically determined temperature in the area of an inlet of a high-pressure compressor of one of the engines, depending on which the air mass flow through the engine is adjusted, is adjusted.

Der theoretische Temperaturwert wird in Abhängigkeit der Temperatur der Außenhülle (TAT) des Flugzeuges bestimmt, die zumindest in Abhängigkeit der Außentemperatur (Outside Air Temperature - OAT) und der Reibungswärme der Luft und/oder in Abhängigkeit eines oder mehrerer Betriebsparameter der jeweiligen Triebwerke ermittelt wird.The theoretical temperature value is determined depending on the temperature of the outer shell (TAT) of the aircraft, which is determined at least as a function of the outside air temperature (OAT) and the frictional heat of the air and/or as a function of one or more operating parameters of the respective engines.

Alternativ hierzu kann es auch vorgesehen sein, dass zum zumindest teilweisen Ausgleich der Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert verstellbare Statorschaufeln eines der Triebwerke jeweils ausgehend von Stellungen verstellt werden, die jeweils in Abhängigkeit der Drehzahl der Hochdruckwelle des Triebwerkes und des theoretischen Temperaturwertes im Bereich eines Eingangs eines Hochdruckverdichters des Triebwerkes vorgegeben werden.Alternatively, it can also be provided that, in order to at least partially compensate for the difference between the speeds of the high-pressure shafts of the engines, stator blades of one of the engines that can be adjusted to a value greater than a defined threshold are adjusted starting from positions that depend on the speed of the high-pressure shaft of the engine and the theoretical temperature value in the area of an inlet of a high-pressure compressor of the engine can be specified.

Mit anderen Worten wird zum Ausgleich der Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen der Triebwerke der Luftmassenstrom durch wenigstens eines der Triebwerke durch indirektes oder direktes Anpassen der Stellung der verstellbaren Statorschaufeln angehoben oder abgesenkt. Dabei erfolgt die indirekte Anpassung der Stellung der Statorschaufeln durch Verändern des theoretischen Temperaturwertes, in dessen Abhängigkeit die Stellung der Statorschaufeln bestimmt wird. Im Gegensatz dazu erfolgt die direkte Anpassung der Stellung der Statorschaufeln von zumindest einem der beiden Triebwerke durch aktives Verstellen der Statorschaufeln um einen Winkelwert ausgehend von der Stellung der Statorschaufeln, die in Abhängigkeit des theoretischen Temperaturwertes und der Drehzahl der Hochdruckwelle bestimmt wird. Dabei kann der Winkelwert in Abhängigkeit der Differenzdrehzahl bestimmt werden und beispielsweise aus einem Kennfeld, einer Kennlinie oder dergleichen ausgelesen werden.In other words, to compensate for the difference between the speeds of the high-pressure shafts of the engines, the air mass flow through at least one of the engines is raised or lowered by indirectly or directly adjusting the position of the adjustable stator blades. The position of the stator blades is indirectly adjusted by changing the theoretical temperature value, depending on which the position of the stator blades is determined. In contrast, the position of the stator blades of at least one of the two engines is directly adjusted by actively adjusting the stator blades by an angular value based on the position of the stator blades, which is determined depending on the theoretical temperature value and the speed of the high-pressure shaft. The angle value can be determined depending on the differential speed and can be read, for example, from a map, a characteristic curve or the like.

Bekannterweise bewirkt das Verstellen der Statorschaufeln in eine Richtung, die eine Verringerung des Strömungsquerschnitts zwischen den Statorschaufeln zur Folge hat, eine Reduzierung des Luftmassenstromes durch das Triebwerk und damit eine Erhöhung der Drehzahl der Hochdruckwelle des betreffenden Triebwerkes. Im Unterschied dazu bewirkt eine Verstellung der Statorschaufeln in eine Richtung, aus der eine Vergrößerung des Strömungsquerschnitts zwischen den Statorschaufeln resultiert, eine Erhöhung des Luftmassenstromes durch das betreffende Triebwerk und damit eine Verringerung der Drehzahl der Hochdruckwelle. Die Drehzahlen der Hochdruckwellen sind so auf einfache Art und Weise synchronisierbar. Geräuschschwebungen oder pulsierende Geräusche (Beating Noises), die daraus resultieren, dass Geräusche oder Brummen der Triebwerke zueinander eine Phasendifferenz aufweisen, werden dann auf einfache Art und Weise vermieden.As is known, adjusting the stator blades in a direction that results in a reduction in the flow cross section between the stator blades causes a reduction in the air mass flow through the engine and thus an increase in the speed of the high-pressure shaft of the engine in question. In contrast, an adjustment of the stator blades in a direction that results in an increase in the flow cross section between the stator blades causes an increase in the air mass flow through the engine in question and thus a change reducing the speed of the high pressure shaft. The speeds of the high-pressure shafts can be easily synchronized. Noise beats or pulsating noises (beating noises), which result from the noises or humming of the engines having a phase difference to one another, are then easily avoided.

Bei einer vorteilhaften Variante der Verfahren gemäß der vorliegenden Offenbarung wird die Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen im Betrieb der Triebwerke kontinuierlich bestimmt und zumindest teilweise ausgeglichen. Dann ist die Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen vorteilhafterweise jeweils an den aktuellen Betriebszustand der Triebwerke angepasst zumindest teilweise ausgleichbar, wobei dann ein sogenannter geschlossener Regelkreis genutzt wird. Über einen geschlossenen Regelkreis wird versucht, eine Regelgröße, vorliegend die Differenzdrehzahl zwischen den beiden Hochdruckwellen, auf einem bestimmten Sollwert zu halten, obwohl bestimmte Störfaktoren das Gesamtsystem beeinflussen.In an advantageous variant of the method according to the present disclosure, the difference between the speeds of the high-pressure shafts is continuously determined and at least partially compensated for during operation of the engines. Then the difference between the speeds of the high-pressure shafts can advantageously be at least partially compensated for in each case, adapted to the current operating state of the engines, in which case a so-called closed control loop is then used. Using a closed control loop, an attempt is made to keep a controlled variable, in this case the differential speed between the two high-pressure shafts, at a specific setpoint, although certain disruptive factors influence the entire system.

Dabei kann es vorgesehen sein, dass die Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen im Reiseflugbetrieb der Triebwerke kontinuierlich bestimmt und zumindest teilweise ausgeglichen wird. Dadurch wird wiederum auf einfache Art und Weise gewährleistet, dass der Stabilitätsbereich des Kompressionssystems des Triebwerkes oder der Triebwerke nicht beeinträchtigt wird. Dies ist der Fall, da das Triebwerk oder die Triebwerke im Reiseflugbetrieb hauptsächlich im eingeschwungenen Zustand betrieben werden, in dem ein breiterer Stabilitätsbereich zur Verfügung steht.It can be provided that the difference between the speeds of the high-pressure waves during cruise operation of the engines is continuously determined and at least partially compensated. This in turn ensures in a simple manner that the stability range of the compression system of the engine or engines is not impaired. This is the case because during cruise operations the engine or engines are primarily operated in a steady state, in which a wider range of stability is available.

Bei weiteren vorteilhaften Varianten der Verfahren gemäß der vorliegenden Offenbarung werden die Differenz zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen der Triebwerke und die daraus resultierende Anpassung der theoretischen Temperatur oder die daraus resultierende Anpassung der Stellung der Statorschaufeln während eines Standardflugbetriebszustands bestimmt. Die ermittelte Anpassung der theoretischen Temperatur oder die ermittelte Anpassung der Stellung der Statorschaufeln stellen jeweils eine Vorgabe zum zumindest teilweisen Ausgleich von Differenzen zwischen den Drehzahlen der Hochdruckwellen der Triebwerke jeweils während Flugbetriebszuständen dar. Bei diesen Varianten der Verfahren gemäß der vorliegenden Offenbarung unterliegt die Kontrolle der Triebwerke einer sogenannten Open-Loop-Kontrolle, die einen Steuerungs- und Regelvorgang darstellt, bei dem eine starre Steuerung durch eine vorgegebene Befehlskette vorliegt. Diese Steuerung agiert unabhängig vom System-Output bzw. dem Feedback oder von Informationen aus der Umgebung. Dadurch ist ein Luftfahrzeug mit einer geringeren Rechenleistung betreibbar.In further advantageous variants of the methods according to the present disclosure, the difference between the speeds of the high-pressure shafts of the engines and the resulting adjustment of the theoretical temperature or the resulting adjustment of the position of the stator blades are determined during a standard flight operating state. The determined adjustment of the theoretical temperature or the determined adjustment of the position of the stator blades each represents a specification for at least partially compensating for differences between the speeds of the high-pressure shafts of the engines during flight operating states. In these variants of the method according to the present disclosure, the engines are subject to control a so-called open-loop control, which represents a control and regulation process in which there is rigid control through a predetermined chain of command. This control acts independently of the system output or feedback or information from the environment. This means that an aircraft can be operated with less computing power.

Die auf den theoretischen Temperaturwert oder auf die Stellung der Statorschaufeln anzuwendende Trimmung kann beispielsweise über einen Dateneingangsstecker in die Steuerung der Triebwerke implementiert werden. Die Trimmung kann nach ersten Flügen des Luftfahrzeugs programmiert werden, die in Übereinstimmung mit dem Produktionsablauf des Luftfahrzeugs durchgeführt werden, um relevante Daten für die Definition der Größe der Differenz zwischen den Hochdruckwellen der Triebwerke zu erhalten. Mit diesen Informationen ist die erforderliche Trimmung festlegbar.The trimming to be applied to the theoretical temperature value or to the position of the stator blades can, for example, be implemented in the control of the engines via a data input plug. The trim can be programmed after the first flights of the aircraft, carried out in accordance with the production flow of the aircraft, in order to obtain relevant data for defining the magnitude of the difference between the high pressure waves of the engines. With this information the required trim can be determined.

Der Standardflugbetriebszustand kann einem Reiseflugbetriebszustand entsprechen, während dem die Triebwerke über einen längeren Betriebszeitraum mit nahezu konstanten Drehzahlen der Hochdruckwellen betrieben werden.The standard flight operating state may correspond to a cruise operating state during which the engines are operated at almost constant speeds of the high-pressure shafts over a longer operating period.

Die Drehzahlen der Niederdruckwellen können vor den Drehzahlen der Hochdruckwellen aneinander angepasst werden, wenn eine Differenz zwischen den Drehzahlen der Niederdruckwellen der Triebwerke größer als ein Schwellwert ermittelt wird.The speeds of the low-pressure shafts can be adjusted to one another before the speeds of the high-pressure shafts if a difference between the speeds of the low-pressure shafts of the engines is determined to be greater than a threshold value.

Dabei besteht zusätzlich die Möglichkeit, dass die Anpassung der Drehzahlen der Niederdruckwellen während eines Reiseflugbetriebszustandes durchgeführt wird.There is also the possibility that the speeds of the low-pressure shafts are adjusted during a cruise flight operating state.

Für den Fachmann ist verständlich, dass ein Merkmal, das in Bezug auf einen der obigen Aspekte beschrieben wird, bei einem beliebigen anderen Aspekt angewendet werden kann, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen. Des Weiteren kann ein beliebiges Merkmal, das hier beschrieben wird, bei einem beliebigen Aspekt angewendet werden und/oder mit einem beliebigen anderen Merkmal, das hier beschrieben wird, kombiniert werden, sofern sie sich nicht gegenseitig ausschließen.It will be understood by those skilled in the art that a feature described in relation to one of the above aspects may be applied to any other aspect provided they are not mutually exclusive. Further, any feature described herein may be applied to any aspect and/or combined with any other feature described herein, provided they are not mutually exclusive.

Es werden nun beispielhaft Ausführungsformen mit Bezug auf die Figuren beschrieben.Embodiments will now be described by way of example with reference to the figures.

Es zeigt:

  • 1 ein Ablaufdiagramm einer ersten Variante eines Verfahrens zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges; und
  • 2 ein Ablaufdiagramm einer weiteren Variante eines Verfahrens zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges.
It shows:
  • 1 a flowchart of a first variant of a method for synchronizing at least two engines of an aircraft; and
  • 2 a flowchart of a further variant of a method for synchronizing at least two engines of an aircraft.

1 zeigt ein Ablaufdiagramm einer ersten Variante eines Verfahrens zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges. Bei den nachfolgend näher beschriebenen Ausführungsbeispielen werden jeweils zwei Triebwerke eines Luftfahrzeuges synchronisiert, die jeweils mit einer sogenannten Niederdruckwelle und mit einer sogenannten Hochdruckwelle ausgebildet sind. Vorliegend können die Niederdruckwellen der Triebwerke jeweils einen Bläser oder eine erste Niederdruckverdichterstufe mit einer Niederdruckturbine verbinden, während die Hochdruckwellen jeweils einen Hochdruckverdichter mit einer Hochdruckturbine koppeln. 1 shows a flowchart of a first variant of a method for synchronizing at least two engines of an aircraft. In the exemplary embodiments described in more detail below, two engines of an aircraft are synchronized, each of which is designed with a so-called low-pressure shaft and a so-called high-pressure shaft. In the present case, the low-pressure shafts of the engines can each connect a fan or a first low-pressure compressor stage to a low-pressure turbine, while the high-pressure shafts each couple a high-pressure compressor to a high-pressure turbine.

Während eines ersten Schrittes S1 wird die Ablaufroutine gestartet und zu einem Prüfschritt S2 verzweigt. Während des Prüfschrittes S2 wird überprüft, ob sich das Luftfahrzeug in einem sogenannten Reiseflugbetriebszustand befindet, während dem das Luftfahrzeug sowie dessen Triebwerke in einem sogenannten eingeschwungenen Betriebszustand vorliegen. Im eingeschwungenen Betriebszustand bzw. während eines Reiseflugbetriebszustandes werden die beiden Triebwerke jeweils mit wenigstens annähernd konstanten Drehzahlen nL und nH der Niederdruckwellen und der Hochdruckwellen betrieben.During a first step S1, the sequence routine is started and branches to a test step S2. During test step S2, it is checked whether the aircraft is in a so-called cruise operating state, during which the aircraft and its engines are in a so-called steady-state operating state. In the steady-state operating state or during a cruise operating state, the two engines are each operated with at least approximately constant speeds n L and n H of the low-pressure shafts and the high-pressure shafts.

Bei negativem Abfrageergebnis des Prüfschrittes S2 wird zu einem weiteren Schritt S3A verzweigt und die Ablaufroutine beendet. Im Unterschied dazu wird bei positivem Abfrageergebnis des Prüfschrittes S2 zu einem Prüfschritt S3 verzweigt. Während des Prüfschrittes S3 wird geprüft, ob eine Differenz ΔnL zwischen den Drehzahlen nL der Niederdruckwellen der beiden Triebwerke größer ist als ein Schwellwert nLschwell. Bei positivem Abfrageergebnis des Prüfschrittes S3 wird zu einem Schritt S4 verzweigt, während dem die Differenz ΔnL verringert bzw. egalisiert wird. Zum Ausgleich der Differenz ΔnL wird die Drehzahl nL durch die Flugzeugavionik zumindest von einer Niederdruckwelle eines Triebwerkes in Richtung der Drehzahl nL der Niederdruckwelle des anderen Triebwerkes angehoben oder abgesenkt. Anschließend wird vor den Prüfschritt S3 zurückverzweigt und erneut geprüft, ob die Differenz ΔnL kleiner oder gleich dem Schwellwert nLschwell ist.If the query result of test step S2 is negative, a branch is made to a further step S3A and the sequence routine is ended. In contrast, if the query result of test step S2 is positive, the system branches to test step S3. During test step S3, it is checked whether a difference Δn L between the speeds n L of the low-pressure shafts of the two engines is greater than a threshold value n L threshold. If the query result of test step S3 is positive, the process branches to step S4, during which the difference Δn L is reduced or equalized. To compensate for the difference Δn L , the aircraft avionics raises or lowers the speed n L of at least one low-pressure shaft of one engine in the direction of the speed n L of the low-pressure shaft of the other engine. The system then branches back to test step S3 and checks again whether the difference Δn L is less than or equal to the threshold value n Lthwell .

Ist die Differenz ΔnL kleiner oder gleich dem Schwellwert nLschwell, wird vom Prüfschritt S3 zu einem weiteren Prüfschritt S5 verzweigt, während dem wiederum abgefragt wird, ob eine Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen größer als ein Schwellwert nHschwell ist. Bei negativem Prüfergebnis des Prüfschrittes S5 wird vor den Prüfschritt S2 zurückverzweigt. Im Unterschied dazu wird bei positivem Abfrageergebnis vom weiteren Prüfschritt S5 zu einem Schritt S6 verzweigt, während dem die Differenz ΔnH zumindest teilweise durch die Triebwerkselektronik ausgeglichen wird.If the difference Δn L is less than or equal to the threshold value n L threshold , the test step S3 branches to a further test step S5, during which it is in turn queried whether a difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts is greater than a threshold value n H threshold . If the test result of test step S5 is negative, the system branches back to test step S2. In contrast, if the query result is positive, the further test step S5 branches to a step S6, during which the difference Δn H is at least partially compensated for by the engine electronics.

Hierfür wird im Schritt S6 eine theoretisch ermittelte Temperatur T26 im Bereich eines Eingangs des Hochdruckverdichters zumindest von einem der beiden Triebwerke angepasst. In Abhängigkeit der theoretisch ermittelten Temperatur T26 wird ein durch das Triebwerk geführter Luftmassenstrom eingestellt. Der theoretische Temperaturwert T26 wird in Abhängigkeit der Temperatur T20 an der Außenhülle des Luftfahrzeuges bestimmt, die zumindest in Abhängigkeit der Außentemperatur (Outside Air Temperature - OAT) und der Reibungswärme der Luft ermittelt wird. Des Weiteren besteht auch die Möglichkeit, dass die Temperatur T20 in Abhängigkeit weiterer Luftdatenberechnungen, wie des Umgebungsluftdrucks des Luftfahrzeuges, der Einströmgeschwindigkeit und/oder der Einlasstemperatur der Luft in das jeweils betrachtete Triebwerk, der Flugzeuggeschwindigkeit und dergleichen, ermittelt wird. Vom Schritt S6 wird vor dem weiteren Prüfschritt S5 zurückverzweigt und erneut überprüft, ob die Differenz ΔnH kleiner gleich dem Schwellwert nHschwell ist.For this purpose, in step S6, a theoretically determined temperature T26 in the area of an inlet of the high-pressure compressor is adjusted by at least one of the two engines. Depending on the theoretically determined temperature T26, an air mass flow guided through the engine is set. The theoretical temperature value T26 is determined depending on the temperature T20 on the outer shell of the aircraft, which is determined at least as a function of the outside temperature (Outside Air Temperature - OAT) and the frictional heat of the air. Furthermore, there is also the possibility that the temperature T20 is determined depending on further air data calculations, such as the ambient air pressure of the aircraft, the inflow speed and / or the inlet temperature of the air into the engine under consideration, the aircraft speed and the like. From step S6, before the further test step S5, the system branches back and checks again whether the difference Δn H is less than or equal to the threshold value n Hthwell .

Darüber hinaus sind die beiden Triebwerke mit sogenannten variabel verstellbaren Statorschaufeln ausgeführt. In Abhängigkeit der Stellung der Statorschaufeln ist ein Strömungsquerschnitt für den durch die Triebwerke jeweils geführten Luftstrom veränderbar. Im Leerlauf der Triebwerke geben die Statorschaufeln einen minimalen Strömungsquerschnitt für den jeweils durch die Triebwerke zu führenden Luftmassenstrom frei. Mit steigenden Drehzahlen der Triebwerke bzw. der Niederdruckwellen und der Hochdruckwellen werden die Statorschaufeln bzw. Vanes zunehmend verstellt, um den Strömungsquerschnitt für den Luftstrom jeweils zu vergrößern. Die Stellung der Statorschaufeln wird jeweils in Abhängigkeit der Drehzahlen der Hochdruckwellen und dem theoretischen Temperaturwert T26 bestimmt. Dabei wird die Winkel- bzw. Drehstellung der Statorschaufeln jeweils über eine Funktion ermittelt, die eine Beziehung zwischen dem Quotienten aus der Drehzahl nH der Hochdruckwelle und der Quadratwurzel des theoretischen Temperaturwerts T26 und der Winkelstellung der Statorschaufeln darstellt.In addition, the two engines are designed with so-called variably adjustable stator blades. Depending on the position of the stator blades, a flow cross section for the air flow guided through the engines can be changed. When the engines are idling, the stator blades release a minimal flow cross section for the air mass flow to be carried through the engines. With increasing speeds of the engines or the low-pressure shafts and the high-pressure shafts, the stator blades or vanes are increasingly adjusted in order to increase the flow cross section for the air flow. The position of the stator blades is determined depending on the speed of the high-pressure shafts and the theoretical temperature value T26. The angular or rotational position of the stator blades is determined using a function that represents a relationship between the quotient of the speed n H of the high-pressure shaft and the square root of the theoretical temperature value T26 and the angular position of the stator blades.

Nach der Synchronisierung der Niederdruckwellen sind die Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke auf einfache Art und Weise aus verschiedenen Betriebsparametern der Triebwerke bestimmbar. Im Anschluss daran wird die Differenz ΔnH zumindest teilweise ausgeglichen, wenn diese größer als der Schwellwert nHschwell ist. Dies ist über eine entsprechend geänderte Berechnungslogik umsetzbar, da die theoretische Temperatur T26 nicht gemessen, sondern berechnet wird.After the low-pressure shafts have been synchronized, the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines can be determined in a simple manner from various operating parameters of the engines. Subsequently, the difference Δn H is at least partially compensated if it is greater than the threshold value n Hthwell . This can be implemented using a correspondingly modified calculation logic, since the theoretical temperature T26 is not measured but calculated.

Aus der geänderten Berechnung der theoretischen Temperatur T26 folgt eine veränderte Vorgabe für die Winkelstellung der verstellbaren Statorschaufeln sowie eine Anpassung der Drehzahl nH der Hochdruckwelle des Triebwerks, dessen theoretische Temperatur T26 adaptiert wurde. Dabei bewirkt ein Öffnen der Statorschaufeln und somit eine Vergrößerung des Strömungsquerschnitts für den durch das Triebwerk geführten Luftmassenstrom eine Verringerung der Drehzahl nH der Hochdruckwelle, da dann ein größerer Luftmassenstrom durch das Triebwerk führbar ist. Im Unterschied dazu bewirkt eine Verstellung der Statorschaufeln in Schließrichtung bzw. in Richtung einer Drehstellung der Statorschaufeln, aus der eine Verringerung des Strömungsquerschnitts für den durch das Triebwerk geführten Luftmassenstrom resultiert, einen Anstieg der Drehzahl nH der Hochdruckwelle, da dann der durch das Triebwerk führbare Luftmassenstrom absinkt.The changed calculation of the theoretical temperature T26 results in a changed specification for the angular position of the adjustable stator blades as well as an adjustment of the speed n H of the high pressure shaft of the engine, whose theoretical temperature T26 was adapted. Opening the stator blades and thus increasing the flow cross section for the air mass flow guided through the engine causes a reduction in the speed n H of the high-pressure shaft, since a larger air mass flow can then be guided through the engine. In contrast to this, an adjustment of the stator blades in the closing direction or in the direction of a rotational position of the stator blades, which results in a reduction in the flow cross section for the air mass flow guided through the engine, causes an increase in the speed n H of the high-pressure shaft, since then the speed that can be guided through the engine Air mass flow decreases.

Alternativ zu der Anpassung der theoretisch ermittelten Temperatur T26 besteht auch die Möglichkeit, die Drehzahl nH der Hochdruckwelle eines Triebwerkes oder die Drehzahlen nH beider Triebwerke während des Schrittes S6 dadurch anzupassen und die Differenz zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen zu verringern, indem die Statorschaufeln jeweils ausgehend von Stellungen verstellt werden, die jeweils in Abhängigkeit der Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke und den theoretisch ermittelten Temperaturen T26 im Bereich der Eingänge der Hochdruckverdichter der Triebwerke vorgegeben werden. Dabei kann es vorgesehen sein, dass die jeweils in Abhängigkeit der theoretischen Temperatur T26 ermittelten Drehstellungen der Statorschaufeln jeweils um einen Offset-Wert additiv verändert werden. Der Offset-Wert kann in Abhängigkeit der ermittelten Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der beiden Hochdruckwellen beispielsweise anhand einer Kennlinie oder eines Kennfeldes bestimmt und zur Verstellung der Statorschaufeln herangezogen werden.As an alternative to adjusting the theoretically determined temperature T26, there is also the possibility of adjusting the speed n H of the high-pressure shaft of an engine or the speeds n H of both engines during step S6 and reducing the difference between the speeds n H of the high-pressure shafts by Stator blades are each adjusted starting from positions that are specified depending on the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines and the theoretically determined temperatures T26 in the area of the inputs of the high-pressure compressors of the engines. It can be provided that the rotational positions of the stator blades, which are determined depending on the theoretical temperature T26, are each additively changed by an offset value. The offset value can be determined depending on the determined difference Δn H between the speeds n H of the two high-pressure shafts, for example using a characteristic curve or a characteristic map and used to adjust the stator blades.

Bei der vorstehend näher beschriebenen Vorgehensweise werden die Differenz ΔnL zwischen den Drehzahlen nL der Niederdruckwellen und die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen im Betrieb der Triebwerke kontinuierlich bestimmt und zumindest teilweise ausgeglichen.In the procedure described in more detail above, the difference Δn L between the speeds n L of the low-pressure shafts and the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts are continuously determined and at least partially compensated for during operation of the engines.

Dabei wird grundsätzlich eine Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen unterhalb von zwölf Umdrehungen pro Minute angestrebt. Bei derart geringen Differenzen ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke werden unerwünschte Betriebsgeräusche, die aus einer sogenannten Schwebung der Vibrationen der Triebwerke resultieren, auf einfache Art und Weise vermieden. Diese sogenannten Beating-Noise-Phänomene, die bei unterschiedlichen Drehzahlen nH der Hochdruckwellen als aufsteigende und abschwellende Betriebsgeräusche auftreten, sind in bestimmten Differenzdrehzahlbereichen zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen nicht oder kaum wahrnehmbar, während diese Geräusche in anderen Differenzdrehzahlbereichen von Fluggästen als sehr störend empfunden werden.In principle, the aim is for a difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts to be below twelve revolutions per minute. With such small differences Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines, undesirable operating noises, which result from a so-called beat of the vibrations of the engines, are easily avoided. These so-called beating noise phenomena, which occur as rising and falling operating noises at different speeds n H of the high-pressure waves, are not or barely perceptible in certain difference speed ranges between the speeds n H of the high-pressure waves, while these noises are very annoying to passengers in other difference speed ranges be felt.

2 zeigt ein Ablaufdiagramm einer weiteren Verfahrensvariante, bei der die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke über einen sogenannten offenen Steuerkreis auf Werte geführt wird, zu den die unerwünschten Betriebsgeräusche vermieden werden. 2 shows a flow chart of a further method variant in which the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines is controlled via a so-called open control circuit to values at which the undesirable operating noises are avoided.

Hierfür wird das Verfahren während eines Schrittes S7 gestartet. Vom Schritt S7 wird zu einem Prüfschritt S8 verzweigt, während dem überprüft wird, ob sich die beiden Triebwerke des Luftfahrzeuges im Reiseflugbetriebszustand befinden. Bei positivem Abfrageergebnis wird zu einem weiteren Prüfschritt S9 verzweigt, während dem abgefragt wird, ob eine Differenz ΔnL zwischen den Drehzahlen nL der Niederdruckwellen größer als ein Schwellwert nLschwell ist. Bei negativem Prüfergebnis des Prüfschrittes S8 wird zu einem weiteren Schritt S10 verzweigt und das Verfahren beendet.For this purpose, the method is started during step S7. From step S7, a branch is made to a test step S8, during which it is checked whether the two engines of the aircraft are in cruise operating mode. If the query result is positive, the system branches to a further test step S9, during which it is queried whether a difference Δn L between the speeds n L of the low-pressure shafts is greater than a threshold value n L threshold. If the test result in test step S8 is negative, the process branches to a further step S10 and the method ends.

Wird während des weiteren Prüfschrittes S9 ermittelt, dass die Differenz ΔnL größer als der Schwellwert nLschwell ist, wird zu einem zusätzlichen Schritt S10A verzweigt, während dem die Differenz ΔnL durch entsprechendes Verändern der Drehzahl nL einer Niederdruckwelle eines Triebwerkes oder durch Verändern der Drehzahlen nL der Niederdruckwellen beider Triebwerke reduziert wird. Vom zusätzlichen Schritt S10A wird zu einem zusätzlichen Prüfschritt S11 verzweigt. Bei negativem Abfrageergebnis des weiteren Prüfschrittes S9 wird ebenfalls zum zusätzlichen Prüfschritt S11 verzweigt.If it is determined during the further test step S9 that the difference Δn L is greater than the threshold value n Lthwell , the process branches to an additional step S10A, during which the difference Δn L is determined by correspondingly changing the speed n L of a low-pressure shaft of an engine or by changing the Speeds n L of the low pressure shafts of both engines are reduced. From the additional step S10A, a branch is made to an additional test step S11. If the query result of the further test step S9 is negative, the system also branches to the additional test step S11.

Während des zusätzlichen Prüfschrittes S11 wird geprüft, ob die Differenz ΔnH größer als der Schwellwert nHschwell ist. Bei negativem Abfrageergebnis des zusätzlichen Prüfschrittes S11 wird zum Schritt S10 verzweigt und das Verfahren beendet. Im Gegensatz dazu wird bei positivem Abfrageergebnis des zusätzlichen Prüfschrittes S11 während eines sich daran anschließenden Schrittes S12 die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke in der nachfolgenden Art und Weise reduziert und anschließend zum Schritt S10 verzweigt und das Verfahren beendet.During the additional test step S11, it is checked whether the difference Δn H is greater than the threshold value n Hthwell . If the query result of the additional test step S11 is negative, the process branches to step S10 and the process ends. In contrast, if the query result of the additional test step S11 is positive, the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines is reduced in the following manner during a subsequent step S12 and then branches to step S10 and the method ends.

Während des Schrittes S12 wird die theoretisch ermittelte Temperatur T26 um einen Offset-Wert ΔT26 verändert bzw. angepasst. Der Offset-Wert ΔT26 wird während eines Standardflugbetriebes, der einem Standardreiseflugbetrieb entspricht, ähnlich einer Einlernroutine für verschiedene Differenzen ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke ermittelt und in Form einer Kennlinie, eines Kennfeldes oder dergleichen abgelegt. Dieses Kennfeld oder diese Kennlinie wird für den späteren Betrieb des Luftfahrzeuges sowie der Triebwerke zur Anpassung der theoretischen Temperatur T26 verwendet, die in Abhängigkeit der Temperatur T20 ermittelt wird. Der Offset-Wert ΔT26 wird entsprechend der im Reiseflug oder im Standardflugbetriebszustand bestimmten Differenz ΔnH gewählt werden.During step S12, the theoretically determined temperature T26 is changed or adjusted by an offset value ΔT26. The offset value ΔT26 becomes similar to a learning routine for various differences during a standard flight operation, which corresponds to a standard cruise flight operation zen Δn H is determined between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines and stored in the form of a characteristic curve, a characteristic map or the like. This map or characteristic curve is used for the later operation of the aircraft and the engines to adjust the theoretical temperature T26, which is determined depending on the temperature T20. The offset value ΔT26 will be selected according to the difference Δn H determined in cruise flight or in the standard flight operating state.

Aus der Veränderung der theoretisch ermittelten Temperatur T26 durch Addition des Offset-Wertes ΔT26 resultiert eine Verstellung bzw. eine Winkelverstellung der Statorschaufeln. Die Verstellung der Statorschaufeln verändert den jeweils durch die Triebwerke führbaren Luftmassenstrom. Die Veränderung des Luftmassenstromes bzw. der Luftmassenströme wirkt sich wiederum in der vorbeschriebenen Art und Weise auf die Drehzahl nH bzw. die Drehzahlen nH der Hochdruckwelle bzw. der Hochdruckwellen der Triebwerke aus. Dadurch ist die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen auf einfache Art und Weise anpassbar.The change in the theoretically determined temperature T26 by adding the offset value ΔT26 results in an adjustment or an angular adjustment of the stator blades. Adjusting the stator blades changes the air mass flow that can be routed through the engines. The change in the air mass flow or the air mass flows in turn affects the speed n H or the speeds n H of the high-pressure shaft or the high-pressure shafts of the engines in the manner described above. This means that the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts can be easily adjusted.

Alternativ dazu besteht wiederum die Möglichkeit, anstatt der Anpassung der theoretisch ermittelten Temperatur T26 die Stellung der Statorschaufeln bzw. deren Winkelstellung einmalig direkt in Abhängigkeit der festgestellten Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen anzupassen, d.h. die Winkelstellung um einen vorgegebenen, die Differenz ΔnH ausgleichenden Winkelwert zu vergrö-ßern oder zu verringern, und anschließend das Verfahren zu beenden.Alternatively, instead of adjusting the theoretically determined temperature T26, there is the possibility of adjusting the position of the stator blades or their angular position once directly depending on the determined difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts, that is, the angular position by a predetermined difference Δn H to increase or decrease the compensating angle value and then end the process.

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

  • DE 102010020024 A1 [0002]DE 102010020024 A1 [0002]

Claims (10)

Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges, die jeweils mit wenigstens einer Niederdruckwelle und einer Hochdruckwelle ausgebildet sind, wobei zum zumindest teilweisen Ausgleich einer Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert nHschwell wenigstens eine theoretisch ermittelte Temperatur T26 im Bereich eines Einganges eines Hochdruckverdichters zumindest eines der Triebwerke, in dessen Abhängigkeit der Luftmassenstrom durch das Triebwerk eingestellt wird, angepasst wird.Method for synchronizing at least two engines of an aircraft, each of which is designed with at least one low-pressure shaft and one high-pressure shaft, whereby at least one theoretically is greater than a defined threshold value n Hthwell for at least partial compensation of a difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines determined temperature T26 in the area of an inlet of a high-pressure compressor of at least one of the engines, depending on which the air mass flow through the engine is adjusted, is adjusted. Verfahren zum Synchronisieren von wenigstens zwei Triebwerken eines Luftfahrzeuges, die jeweils mit wenigstens einer Niederdruckwelle und einer Hochdruckwelle ausgebildet sind, wobei zum zumindest teilweisen Ausgleich einer Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke größer als ein definierter Schwellwert verstellbare Statorschaufeln zumindest eines der Triebwerke jeweils ausgehend von Stellungen verstellt werden, die jeweils in Abhängigkeit der Drehzahl der Hochdruckwelle nH des Triebwerkes und einer theoretisch ermittelten Temperatur T26 im Bereich eines Einganges eines Hochdruckverdichters des Triebwerks vorgegeben werden.Method for synchronizing at least two engines of an aircraft, each of which is designed with at least one low-pressure shaft and one high-pressure shaft, with at least one of the stator blades being adjustable to at least one of the stator blades greater than a defined threshold value in order to at least partially compensate for a difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines Engines are each adjusted starting from positions that are specified depending on the speed of the high-pressure shaft n H of the engine and a theoretically determined temperature T26 in the area of an input of a high-pressure compressor of the engine. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet ,dass die theoretisch ermittelte Temperatur T26 in Abhängigkeit der Temperatur der Außenhülle T20 des Flugzeuges bestimmt wird, die zumindest in Abhängigkeit der Außentemperatur (Outside Air Temperatur - OAT) und der Reibungswärme der Luft und/oder in Abhängigkeit eines oder mehrerer Betriebsparameter der jeweiligen Triebwerke ermittelt wird.Procedure according to Claim 1 or 2 , characterized in that the theoretically determined temperature T26 is determined depending on the temperature of the outer shell T20 of the aircraft, which is at least dependent on the outside temperature (Outside Air Temperature - OAT) and the frictional heat of the air and / or depending on one or more operating parameters of the respective engines is determined. Verfahren nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen im Reiseflugbetrieb der Triebwerke kontinuierlich bestimmt und zumindest teilweise ausgeglichen wird.Procedure according to one of the Claims 1 until 3 , characterized in that the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure waves during cruise operation of the engines is continuously determined and at least partially compensated. Verfahren nach wenigstens einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Differenz ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke und die daraus resultierende Anpassung der theoretischen Temperatur T26 oder die daraus resultierende Anpassung der Stellung der Statorschaufeln während eines Standardflugbetriebszustands bestimmt werden, wobei die ermittelte Anpassung der theoretischen Temperatur T26 oder die ermittelte Anpassung der Stellung der Statorschaufeln jeweils eine Vorgabe zum zumindest teilweisen Ausgleich von Differenzen ΔnH zwischen den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen der Triebwerke jeweils während Flugbetriebszuständen darstellen.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the difference Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines and the resulting adjustment of the theoretical temperature T26 or the resulting adjustment of the position of the stator blades are determined during a standard flight operating state, where the determined adjustment of the theoretical temperature T26 or the determined adjustment of the position of the stator blades each represent a specification for at least partial compensation of differences Δn H between the speeds n H of the high-pressure shafts of the engines during flight operating states. Verfahren nach einem der Ansprüche 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Temperatur T26 um einen Offset-Wert ΔT26 angepasst wird, wobei der Offset-Wert ΔT26 entsprechend der im Reiseflug oder im Standardflugbetriebszustand bestimmten Differenz ΔnH gewählt wird.Procedure according to one of the Claims 4 or 5 , characterized in that the temperature T26 is adjusted by an offset value ΔT26, the offset value ΔT26 being selected according to the difference Δn H determined in cruise flight or in the standard flight operating state. Verfahren nach 5, dadurch gekennzeichnet, dass für die Anpassung der Stellung der Statorschaufeln jeweilige Drehstellungen der Statorschaufeln jeweils um einen die Differenz ΔnH ausgleichenden Offset-Wert bzw. Winkelwert additiv verändert werden.Method according to 5, characterized in that for the adjustment of the position of the stator blades, respective rotational positions of the stator blades are each additively changed by an offset value or angle value that compensates for the difference Δn H. Verfahren nach wenigstens einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass der Standardflugbetriebszustand gleich einem Standardreiseflugbetriebszustand ist, während dem die Triebwerke jeweils mit den gleichen Drehzahlen nH der Hochdruckwellen betrieben werden.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the standard flight operating state is equal to a standard cruise operating state during which the engines are each operated at the same speeds n H of the high-pressure shafts. Verfahren nach wenigstens einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Drehzahlen nL der Niederdruckwellen vor den Drehzahlen nH der Hochdruckwellen angepasst werden, wenn eine Differenz ΔnL zwischen den Drehzahlen nL der Niederdruckwellen größer als ein Schwellwert ΔnLschwell ermittelt wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the speeds n L of the low-pressure shafts are adjusted before the speeds n H of the high-pressure shafts if a difference Δn L between the speeds n L of the low-pressure shafts is determined to be greater than a threshold value Δn L threshold . Verfahren nach wenigstens einem der vorstehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Anpassung der Drehzahlen nL der Niederdruckwellen während eines Reiseflugbetriebszustandes durchgeführt wird.Method according to at least one of the preceding claims, characterized in that the adjustment of the speeds n L of the low-pressure waves is carried out during a cruise flight operating state.
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