<B>Übungsgerät zur Nachbildung von</B> Betriebsgrössen <B>einer</B> Strahlturbine für Flugzeuge Die Erfindung betrifft ein Übungsgerät zur Nach bildung von stationären und dynamischen Betriebs- grössen einer Strahlturbine für Flugzeuge, welches Gerät gekennzeichnet ist durch ein System mit einer nachgebildeten Gashebelsteuerung zur Erzeugung eines Signales, welches die verlangte Turbinendreh zahl darstellt, durch ein System zur Erzeugung eines Signals,
welches den Augenblickswert der Turbinen drehzahl darstellt, durch Einrichtungen zum Ver gleich der Signale und zur Erzeugung eines Fehler signales, welches die verlangte Änderung der Dreh zahl darstellt, ferner durch Mittel zur Erzeugung von Signalen, welche kombinierte Funktionen von nach gebildeten Druck- und Temperaturverhältnissen bei dem nachgebildeten Flug darstellen, und schliesslich durch ein Rechensystem, das auf das Fehlersignal und die Signale der kombinierten Funktionen an spricht, um den augenblicklichen und den stationären Kraftstoffverbrauch für den Motor zu berechnen,
wobei das Rechensystem auch ein Signal zur Steue rung der Arbeitsweise des Systems für den Augen blickswert der Drehzahl erzeugt.
Die genaue Nachbildung des stationären und dynamischen Verhaltens von bekannten Düsenmoto ren ist nicht nur beim Entwurf zur Vorhersage der Eigenschaften von neu entworfenen Flugzeugen, son dern auch dann wichtig, wenn die Piloten und die Mannschaften von Düsenflugzeugen mit dem Ver halten und den Betriebseigenschaften des Motors ver traut gemacht werden sollen.
Die richtige Betriebs weise von modernen Strahlturbinen in Flugzeugen hoher Geschwindigkeit macht es notwendig, dass die Piloten eine gründliche Kenntnis der charakteristi schen Drehzahl, Temperatur und anderer Grössen des Motors bei der Bedienung des Gashebels, bei der Veränderung der Luftgeschwindigkeit (oder Mach zahl, der Höhe und anderer wichtiger Faktoren er- hält. So ist z.
B. die Temperatur des Gasabführungs- rohres ein sehr kritischer Faktor beim Betrieb von Gasturbinen, da sie die Lebensdauer der Turbine und daher den Betrieb des Flugzeuges selbst beein- flusst. Wenn der Gashebel geöffnet und mehr Kraft stoff zur Beschleunigung der Turbine zugeführt wird,
ergibt sich infolge einer Verzögerung im Ansprechen des Turbinenrotors unmittelbar eine Zunahme der Temperatur in dem Gasabführungsrohr ; die zusätz liche Wärmeenergie wird nämlich infolge verschie dener Faktoren, z. B. der Trägheit und der Kom- pressorbelastung nicht unmittelbar vor dem Rotor aufgenommen.
Diese Temperaturzunahme muss vom Piloten beachtet und auf kurze Zeiten beschränkt werden, da sonst eine Beschädigung der Turbine ein treten kann. Andere Faktoren, z. B. die Höhe und die Machzahl beeinflussen die Turbinendrehzahl und die Temperatur des Gasabführungsrohres bei gege benen Bedingungen der Kraftstoffzufuhr. Aus diesen Gründen ist es sehr wichtig, dass die Piloten von Düsenflugzeugen eine gründliche und wirklichkeits- getreue Bodenausbildung für die Handhabung der Steuerungen des Düsenmotors erhalten.
In den Gleichungen, welche die Arbeitsweise von Nachbildungsgeräten für einen Düsenmotor bestim men, sind einige grundlegende Parameter enthalten . und zwar
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y, <SEP> Quadratwurzel <SEP> des <SEP> adiabatischen <SEP> Temperatur verhältnisses <SEP> ;
<tb> S<B><U>.</U></B> <SEP> V <SEP> e" <SEP> das <SEP> relative <SEP> Druckverhältnis <SEP> (Staudruck/Um gebungsdruck) <SEP> multipliziert <SEP> mit <SEP> der <SEP> Quadratwur zel <SEP> des <SEP> adiabatischen <SEP> Temperaturverhältnisses.
Die Verhältnisse
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(siehe Fig. 8) sind bekannte aerodynamische Aus drücke, so dass eine weitere Erläuterung derselben für die Zwecke der Beschreibung nicht erforderlich sein dürfte.
Die Machzahl ist das numerische Ver hältnis der Augenblicksgeschwindigkeit des Flugzeu ges zur Schallgeschwindigkeit bei der Temperatur der umgebenden Luft und ist ein wichtiger Faktor, der das Verhalten sowohl des Flugzeuges als auch des Motors beeinflusst. Die Grundgleichungen für die Motordrehzahl und den Kraftstoffdurchfluss, die in dem beispielsweisen Übungsgerät gemäss der Erfin dung benutzt werden, lassen sich in üblicher Schreib weise folgendermassen ausdrücken
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W1/82N <SEP> ft2 <SEP> = <SEP> Kf(N,/y <SEP> -e2);
<SEP> Gleichung <SEP> (1)
<tb> Wt <SEP> = <SEP> K8.#VT.f <SEP> (Nz/V@.,) <SEP> ; <SEP> Gleichung <SEP> (II)
<tb> N<B><U>-A</U></B>- <SEP> = <SEP> fl(Wt)1/8@y@ <SEP> ; <SEP> Gleichung <SEP> (11I) wobei WI der Kraftstoffverbrauch in kg pro Stunde (nachfolgend Kraftstoffdurchfluss genannt) ; N., die Drehzahl des Hochdruckkompressorrotors (Turbine) und K eine von der Konstruktion des Motors abhän gige Konstante ist.
Der beim nachfolgenden Ausführungsbeispiel nachgebildete Motor ist ein Motor (Fig. 8) mit einem Hochdruckkompressorrotor und einem Niederdruck kompressorrotor ; die Erfindung ist jedoch nicht auf die Nachbildung dieser besonderen Bauart be schränkt.
Die obigen Gleichungen I-III sind beim statio nären Zustand anwendbar und werden dazu benutzt, um das richtige Gleichgewicht zwischen Rechensyste men aufrechtzuerhalten, welche den stationären Kraftstoffdurchfluss während eines stabilen Zustandes darstellen. Eine Steuerung des Gerätes wird dadurch bewerkstelligt, dass dieser Gleichgewichtszustand mit Hilfe eines vorübergehenden Fehlersignals ge stört wird, welches eine Änderung des Kraftstoffver brauchs bei Beschleunigung oder Verzögerung über oder unter den stationären Kraftstoffverbrauch be wirkt.
Die stationäre Nachbildung benutzt sog. kor rigierte Motorparameter, welche in sich die Wir kungen von Änderungen von äusseren Zuständen einschliessen. Die dynamische Nachbildung beruht darauf, dass die Eigenschaften des Kraftstoffreglers bei dem wirklichen Motor nachgebildet werden.
Die Nachbildung zieht alle wichtigen unabhängigen Va riablen in Betracht, wobei zu den unabhängigen Va riablen die Aussentemperatur, der Aussendruck, die Luftgeschwindigkeit und die Gashebeleinstellung ge hören ;
zu den primärabhängigen Variablen, die als Funktionen der unabhängigen Variablen berechnet werden, gehören Turbinendrehzahl, Schub, Motor druckverhältnis, Kraftstoffdurchfluss und die Tempe ratur der Turbinenauslassleitung. Die Verwendung von korrigierten Parametern führt zu verhältnis- mässig einfachen Grundbeziehungen zwischen abhän gigen und unabhängigen Variablen und ergibt eine Vereinfachung des übungsgerätes der Erfindung.
Beim stationären (oder statischen) Zustand wer den folgende Grössen in Betracht gezogen
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T., <SEP> Kompressoreinlasstemperatur <SEP> ;
<tb> y <SEP> -, <SEP> Kompressordruckverhältnis <SEP> ;
<tb> M <SEP> Machzahl <SEP> ;
<tb> ii., <SEP> <SEP> korrigierte <SEP> <SEP> Rotordrehzahl <SEP> ;
<tb> P;/P-- <SEP> Motordruckverhältnis <SEP> (Turbinenauslass druck/Kompressoreinlassdruck) <SEP> ;
<tb> T;/T. <SEP> Motortemperaturverhältnis <SEP> (Turbinenaus lasstemperatur <SEP> / <SEP> Kompressoreinlasstempe ratur) <SEP> ;
<tb> F" <SEP> /8 <SEP> . <SEP> korrigierter <SEP> Schub <SEP> ;
<tb> Wi/ & yit., <SEP> korrigierter <SEP> Kraftstoffdurchfluss.
Der kritische Faktor bei der Nachbildung von veränderlichen Grössen der Strahlturbine beim dyna mischen Verhalten ist der Motorkraftstoffregler. Das Übungsgerät soll imstande sein, die tatsächlichen und die verlangten Drehzahlsignale wie beim Motor selbst aufzunehmen, die Grösse und die Rich tung des Fehlersignals zu bestimmen und die Menge des nachgebildeten Kraftstoffdurchflusses als Funk tion des Fehlersignales zu ändern. Diese Änderung des Kraftstoffdurchflusses ergibt eine nachgebildete Beschleunigung oder Verzögerung des Motors bis ein neuer stationärer Zustand erreicht ist.
Zur näheren Erläuterung und zum besseren Ver ständnis wird im folgenden unter Bezugnahme auf die Zeichnung ein Ausführungsbeispiel der Erfindung eingehend beschrieben ; alle genannten Geräteteile und physikalischen Grössen sind als Nachbildungen zu betrachten.
Fig. 1 ist eine schematische Darstellung eines Teils des Gerätes zur Nachbildung des stationären und dynamischen Verhaltens eines Strahlturbinen flugzeugmotors mit Mitteln, die auf die Bedienung des Gashebels ansprechen, um den Kraftstoffdurch- fluss Wf, die Turbinendrehzahl N,, das Motordruck verhältnis P;/P.> und die Turbinenauslasstemperatur T; nachzubilden und anzuzeigen.
Fig. 2 zeigt eine andere Ausführungsform desje nigen Teiles der Schaltung der Fig. 1, die das Dreh zahlfehlersignal bestimmt.
Fig. 3 zeigt schematisch eine Anzahl von mitein ander in Beziehung stehenden elektrischen Einrich tungen zur Erzeugung von Signalen, welche die Fak toren des Fluges und der Atmosphäre in Verbindung mit einem übungsgerät der Fig. 1 bzw. 2 enthalten.
Fig. 4 zeigt graphisch typische stationäre und dynamische Eigenschaften einer Flugzeug-Strahltur- bine, die durch das Gerät nachgebildet werden.
Fig. 5 zeigt graphisch die primären äusseren und die Flugbedingungen, welche das Anlassen in der Luft oder die Neuzündung bestimmen. Fig. 6 ist eine schematische Darstellung einer anderen Anordnung zur Erzeugung einer Drehzahl rückkopplung, um realitisch das Trägheitsmoment des Rotors sowie Belastungswirkungen des Kompres- sors usw. während einer Beschleunigung und einer Verzögerung nachzubilden.
Fig. 7 zeigt graphisch die allgemeine Beziehung zwischen der Drehzahl und dem Trägheltsmoment, der Kompressorbelastung usw. durch die die Be schleunigung und Verzögerung beeinflusst werden.
Fig. 8 zeigt schematisch eine Strahlturbine mit zugehörigen Kennwerten.
In Fig. 1 ist ein Gashebel 1 für den Motor mit Hilfe einer Einrichtung 1' mit dem Schleifkontakt 2 eines Potentiometers 3 verbunden, um von diesem eine Signalspannung abzuleiten, welche die verlangte Turbinendrehzahl gemäss. der Stellung des Gashebels darstellt.
Das Potentiometer ist an seinem unteren Ende in der dargestellten Weise geerdet (bei geschlos senem Gashebel ist der Abgriff 2 geerdet) und wird an seinem oberen Ende 4 (Abgriff 2 oben<B>:</B> Gashebel offen) mit einer Signalwechselspannung<B>f (T.2)</B> ge speist, welche eine Funktion der Kompressoreingangs- temperatu r T, darstellt. Die Hilfsmittel zur Dar stellung dieses Signals<B>f (T.)</B> werden in Verbindung mit Fig. 3 beschrieben.
Das der verlangten Drehzahl entsprechende Signal N,R am Schleifkontakt 2 wird über die Leitung 5 der Eingangsseite eines Vergleichs- systems 6 zugeführt, in welchem es mit einem Signal verglichen wird, welches die tatsächliche Turbinen drehzahl N, darstellt und die in der weiter unten beschriebenen Weise von dem N.,-Servosystem 7 ab geleitet wird.
Das Differenz- oder Fehlersignal des Vergleichssystems 6 ist als AN. bezeichnet, d. h. als die verlangte Drehzahländerung und wird indirekt über eine Leitung 8 der Eingangsklemme 9 eines Servosystems 10 zugeführt, welches zur Darstellung des tatsächlichen Kraftstoffdurchflusses(-verbrauchs) W f des Motors dient.
Die anderen Wechselspannungs- eingangssignale für das Servosystem 10 bestehen aus einem Rückkopplungssignal Efl, an der Klemme 11, einem Signal W f" an der Klemme 12, welches den stationären Kraftstoffdurchfluss darstellt, und einem Ansprechsignal Wf an der Klemme 13. Das stationäre Signal Wf" wird von einem weiteren Servosystem 14 abgeleitet, welches mit dem Servosystem 10 so ge koppelt ist, dass es. als abhängiges oder Hilfs - Servosystem während dynamischer Phasen des. Kraft stoffdurchflus.ses arbeitet.
Das Servosystem 10 kann als allgemeines Bei spiel der bei den anderen Servosystem benutzten Geräte und Schaltungen dienen, so dass die Be schreibung desselben genügen wird, um die Zwecke der Beschreibung zu erfüllen. Das System 10 ist ein integrierendes Servosystem mit einem Servoverstärker 1.5, der mit den oben genannten Signalwechselspan nungen an den Klemmen 9, 11, 12 und 13 gespeist wird und einem Motor 16, der auf die Ausgangs spannung des Verstärkers anspricht und einen Rück- kopplungs-Generator 17 sowie ein Potentiometer 18 antreibt';
das letztere ist über ein übersetzungsge- triebe 19 mit dem Motor-Generator antriebsmässig verbunden. Der Potentiometerkörper 18 ist hier so dargestellt, dass er mit Widerstandsdraht bewickelt ist. Bei den weiteren Widerstandskörpern ist die Wicklung für diese Funktion zur Vereinfachung weg gelassen.
Der Servoverstärker 15 ist ein Summie- rungsverstärker, der die Resultierende der verschie denen Signalwechselspannungen bestimmt, welche das statische und dynamische Verhalten des Kraftstoff durchflusses beeinflussen. Für die Zwecke der Be rechnung sind geeignete Eingangswiderstände in der dargestellten Weise im Verstärkereingangskreis an geordnet.
Verstärker dieser Art sind an sich zur al gebraischen Summierung einer Anzahl von einzelnen Wechselspannungen veränderlicher Grösse und Pola rität bekannt, so dass die Darstellung in einem aus führlichen Schaltbild nicht notwendig erscheint.
Der Teil der Servoschaltung mit dem Motor- Generator-Satz (oder nur mit dem Motor) ist sche matisch an anderen Stellen der Zeichnung lediglich mit dem Buchstaben M-G oder M angegeben. Der Motor 16 ist ein Zweiphasenmotor, dessen Steuer wicklung 20 vom Ausgang des Servoverstärkers er regt wird, während die andere Phasenwicklung 21 mit einer konstanten Bezugswechselspannung ei ge speist wird, die eine Phasenverschiebung von 900 gegenüber Steuerspannung E hat. Die Arbeitsweise eines derartigen Motors ist an sich bekannt.
Der Motor läuft in der einen Richtung, wenn die Steuer spannung und die Bezugsspannung in den betref fenden Phasenwicklungen, den gleichen Augenblicks wert der Polarität aufweisen und in der entgegenge setzten Richtung, wenn der Augenblickswert der Polarität der Steuerspannung gegenüber der Bezugs spannung entgegengesetzt ist, wobei die Geschwin digkeit der Drehung in beiden Fällen von der Grösse der Steuerspannung abhängt. Die Schaltung der Motorsteuerung .ist im Interesse der Klarheit in ver einfachter Form dargestellt, und es ist klar, dass be kannte Schaltmittel zur Verbesserung der Motoreigen schaften, z.
B. zur Erzielung eines schnellen Laufens usw. bei Bedarf benutzt werden können.
Der Motor treibt einen zweiphasigen Generator 17 an, dessen Bezugsphasenwicklung 22 mit einer gegenüber der Wicklung 23 um 90 phasenverscho benen Bezugsspannung e, erregt wird, während die andere Phasenwicklung 23 eine Geschwindigkeits- rückkopplungsspannung E" für die Zwecke der Dreh zahlsteuerung erzeugt.
Die Spannung EfU, die in Grösse und Richtung gemäss der Drehzahl und der Drehrichtung des Generators schwanken kann, stellt die Änderungsgeschwindigkeit des Kraftstoffdurch- flusses dar und wird der Verstärkereingangsklemme 11 zugeführt.
Der Motor dient auch dazu, ein oder mehrere Potentiometer und Anzeigegeräte über ein Untersetzungs.getriebe 19 und geeignete mechanische Verbindungen, die durch gestrichelte Linien 24 an- gedeutet sind, anzutreiben. Im vorliegenden Fall wird von dem Motor ein Potentiometer 18 und ein Anzei gegerät 25 angetrieben, welches den Kraftstoffdurch- fluss W f anzeigt.
Die einzelnen Widerstandselemente der Potentio- meter, wie z. B. der Körper 18, können in an sich bekannter Weise gewickelt und in Wirklichkeit ring förmig oder bandförmig ausgebildet sein ; zur einfa cheren Darstellung sind sie in der abgewickelten Form wiedergegeben.
Eine Bewegung des Servomo tors 16 in der einen oder anderen Richtung bewirkt daher, dass der Schleifkontakt 18' sich in eine ent sprechende Winkelstellung auf dem Potentiometerkör- per bewegt, um eine Spannung, die von der Stellung des Schleifkontaktes abhängt, abzuleiten d. h. abzu greifen.
Die einzelnen Potentiometer der verschiedenen Servosysteme haben eine solche Widerstandskennli- nie, dass der Wert der abgeleiteten Spannung am Schleifkontakt die gewünschte Beziehung zu der Winkelbewegung des Kontaktes hat und zwar je nach der speziellen Funktion des Potentiometers. Die Po tentiometer werden an den Enden mit einer Spannung gespeist, die von der Aufgabe des betreffenden Po tentiometers hinsichtlich Grösse und Polarität ab hängt. Für die Kennlinie kann z.
B. eine lineare Funktion angenommen werden, wie in dem Fall, in dem die abgeleitete Spannung direkt proportional dem Abstand des Potentiometerkontaktes von der Nullstellung sein soll. Die Neigung der Funktions kurve entspricht dann dem konstanten Verhältnis der abgeleiteten Spannung zu der Zunahme der unabhän gigen Variablen, die durch den Abstand des Schleif kontaktes von der Nullstellung gegeben ist.
Die Ab leitung dieser Beziehung ist die gleiche für alle Kon takteinstellungen, so dass die Breite des Potentiome- terkörpers in diesem Fall gleichförmig ist und der Körper rechteckig erscheint. Die Breite des Potentio- meterkörpers bei einer gegebenen Stellung des Schleif kontaktes wird daher durch den linearen oder nicht linearen Charakter der Funktion bestimmt.
Im folgenden wird nun die Beziehung zwischen dem Hauptservosystem 10 und dem Hilfsservosystem 14 zur Nachbildung der stationären und dynamischen Verhältnisse beim Kraftstoffdurchfluss des Motors beschrieben. Diese Servosysteme sind im wesentlichen so gekoppelt, dass sie einander speisen, wobei beide Servosysteme im stationären Zustand im Gleichge wicht, d. h. so eingestellt sind, dass sie den errechne ten Kraftstoffdurchfluss Wf darstellen.
Beim dynami schen Verhalten jedoch erhält das Servosystem 10, welches verhältnissmässig schnell entspricht, zuerst von dem System 6 ein 4N., Signal entsprechend der neuen Einstellung des Gashebels und bewegt sich sofort abweichend von dem System 14, welches eine langsamere Ansprechcharakteristik hat. Wenn die neue Einstellung des Gashebels nicht sofort geändert wird, wird das Hilfssystem 14 von dem Hauptsystem 10 wieder ins Gleichgewicht gebracht, so, dass ein neuer stationärer Zustand der Kraftstoffzufuhr ge geben ist.
Die Zeitverzögerung des Hilfssystem ge genüber dem Hauptsystem wird so eingestellt, dass sie der charakteristischen Trägheitsverzögerung der Turbinendrehzahl gegenüber Änderungen der Brenn stoffzufuhr bei dem betreffenden Motor enspricht. Bei einer realistischen Nachbildung ist das Hilfssystem 14 welches tatsächlich den Faktor
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berechnet) besonders geeignet, weitere Systeme 7, 65 bzw. 78 zu steuern, die die tatsächliche Turbinendrehzahl N., das Motordruckverhältnis P;
/P., bzw. die Turbinen- auslasstemperatur T; anzeigen, wie dies später be schrieben wird. Das T;-System 78 wird ferner durch dynamische Signale gesteuert, die gemeinsam von dem Haupt- und Hilfssystem 10 bzw. 14 erzeugt werden, so dass eine charakteristische Zunahme der Tempe ratur T; während der Beschleunigung nachgeahmt wird, die z. B. bei einem schnellen Öffnen des Gas hebels auftritt.
Das Hilfsservosystem 14 der Fig. 1 enthält einen Summierungsverstärker 26, der mit einer Anzahl von Eingangswechselspannungen gespeist wird, und der seinerseits den Servomotor M in der beschriebenen Weise erregt. Die Motor-Generatoranordnung betä tigt über ein nicht gezeigtes Getriebe und geeignete mechanische Verbindungen 27 die Schleifkontakte einer Anzahl von Funktionspotentiometern 28, 29, 30, 31 und 32.
Zu den Eingangssignalen für den Hilfsservoverstärker 26 gehören Geschwindigkeits- rückkopplungssignale EiU (1) und Ef,, (2) an den Klemmen 33 und 34 zur Geschwindigkeitsregelung von dem Rückkopplungsgenerator G, ein Signal -I- an der Klemme 35 von dem Wf-Ansp:rech- potentiometer
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18, welches.
Signal normalerweise über die Leitung 36b, das N.-Potentiometer 63, die Lei tung 36c, den Relaisschalter 94'-94 Flamme aus und die Leitung 36d zugeführt wird, ferner ein Signal N . an der Klemme 37, das über die Leitung 38 zugeführt wird, um einen Zustand zu berücksichtigen, bei dem der Rotor nur durch den Fahrtwind ange trieben wird, ferner ein Anlass-Signal an der Klemme 39, das über die Leitung 40 und einen Anlasschalter 41 von einem Servopotentiometer 29 zugeführt wird, und schliesslich ein Ansprechsignal (ANS) - Wf.SS an der Klemme 42,
das über eine
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Leitung 43 von dem Servopotentiometer 28 kommt. Dieses An sprechsignal wird auch über eine Leitung 44 der Eingangsklemme 12 des Wf-Servosystems 10 zuge führt, da es auch den stationären Kraftstoffdurchfluss W f", darstellt; die Ansprechspannung W f des Haupt systems 10 erregt normalerweise das Hilfssystem an der Klemme 35. Es ist somit ersichtlich, dass das Haupt- und das Hilfssystem gegenseitig gekoppelt sind, um den Kraftstoffdurchfluss über die betreffen den Ansprechspannungen zu berechnen.
Die Berechnung des stationären Kraftstoffdurch- flusses Wf" findet in erster Linie im Hilfsservosystem 14 gemäss der oben angegebenen Formel für den Kraftstoffdurchfluss statt. Das Servopotentiometer 28 wird an seiner oberen Klemme mit einem Signal ge speist, welches die Grösse
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darstellt, so dass die abgeleitete Spannung am Schleifkontakt 28' die Grösse VV f." gemäss der obigen Gleichung (II) dar stellt.
Das Hauptservosystem wird somit gemäss den Änderungen in den adiabatischen und den andern variabeln Faktoren vom Hilfsservosystem gesteuert, wenn der Kraftstoffdurchfluss stationär ist.
Wenn das schnell ansprechende Hauptsystem 10 in Übereinstimmung mit einer gewünschten Änderung der Drehzahl betätigt wird, erregt das Ansprechsignal über die Leitung 36b usw. sofort über den Eingang 35 das Hilfssystem 14, so dass es dieses allmählich auf einen neuen stationären Zustand einstellt. Wenn das Hilfssystem anspricht, nimmt seine Ansprech- spannung auf der Leitung 44 zu oder ab, je nachdem, wie der Fall liegt, bis die Ansprechspannung Wf des Hauptsystems im Gleichgewicht ist.
In diesem Au genblick befinden sich beide Servosysteme wieder im Gleichgewicht und stellen einen neuen stationären Zustand des Kraftstoffdurchflusses dar, wenn nicht die Gashebeleinstellung in der Zwischenzeit geändert worden ist.
Die Signale
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und welche Funktionen
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der oben erwähnten Druckverhältnisse und adiaba- tischen Temperaturverhältnisse darstellen, können derart erzeugt werden, wie dies z. B. in der franzö- sichen Patentschrift 1099896 beschrieben ist.
Das dynamische Kraftstoffsignal<B>AN.,</B> welchem eine gewünschte Beschleunigung oder Verzögerung entspricht, wird, wie oben erwähnt, der Eingangs klemme 9 des Hauptsystems von dem AN,-System 6 zugeführt. Dieses System, welsches dazu dient, die Eigenschaften des Motorkraftstoffreglers nachzubil den, enthält einen Servoverstärker 45, dem an einer Klemme 46 das Signal -;- N,R und an einer Klemme 47 ein Signal - N., über eine. Leitung 48 von dem Potentiometer 49 des N,-Servosystems 7 zugeführt wird.
Das N_,-Servosystem 7 wird seinerseits mit einem Signal -I- Ir7, gespeist, welches von dem Hilfsservo- potentiometer 32 über einen Schleifkontakt 32', eine Leitung 50 und eine Eingangsklemme 51 des N2-Ser- voverstärkers 52 zugeführt wird.
Dieses N,-Eingangs- signal, welches die berechnete Turbinendrehzahl nach der Gleichung (III) darstellt, wird gemeinsam von dem Signal -i-
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des Potentiometers 32 und der Stellung des Hilfsservosystems 14 abgeleitet, welche der Grösse
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entspricht. Die an dem N,-Poten- tiometer 49 abgeleitete Spannung, die in dem AN, System benutzt wird, enthält auch das N,-Ansprech- signal, welches über eine Leitung 53 dem Versstärker eingang 54 zugeführt wird.
Der stationäre Zustand N.> (der von dem Hilfsservosystem abgeleitet wird) wird normalerweise als Funktion der Gashebelein- stellung und des Wertes T, bestimmt, d. h. entspre chend AN,, da eine neue Stellung des Servosystems 10 hauptsächlich von dem ANS Signal abhängt.
Es wird nun wieder auf das AN.-System 6 Bezug genommen. Eine Differenz zwischen den Signalen N,R und N, ergibt ein Fehlersignal an dem AN2-Ver- stärker 45, welches den Servomotor M erregt und eine Verstellung des Schleifkontaktes 55' des AN2- Potentiometers 55 hervorruft.
Dieses Potentiometer ist in der Mitte geerdet und wird an seinen oberen und unteren Enden mit Signalen entgegengesetzter Phase gespeist, welche den für eine Beschleunigung verfügbaren Kraftstoff bzw.
für eine Verzögerung verfügbaren Kraftstoff darstellen, so dass am Schleif kontakt 55' ein dynamisches, Signal entsteht, welches den Anteil des vorgesehenen Beschleunigungsbrenn stoffes Wfu oder Verzögerungsbrennstoffes <I>W</I> fd dar stellt, der unter den herrschenden Betriebsbedingun gen verfügbar ist.
Das Signal des für die Beschleunigung verfügba ren Kraftstoffes wird an dem Hilfsservopotentiometer 31 erzeugt (Gemäss dem erregenden Signal
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und der
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Servostellung) und wird über den Schleifkontakt 31' und eine Leitung 56 dem Poten- tiometer 55 zugefühnt. Das Potentiometer 31 ist daher entsprechend dem gewünschten vorgesehenen Verhältnis zwischen dem für die Beschleunigung ver fügbaren Kraftstoff und der augenblicklichen statio nären korrigierten Drehzahl bemessen.
Das Signal für Verzögerungskraftstoff kann entsprechend der Differenz zwischen einem konstanten Signal <B>Ei,</B> wel ches einer Klemme 61 eines Summierungsverstärkers 59 zugeführt wird, und dem Anssprechsignal W f des Hauptsystems 10 erzeugt werden, welches über Lei tungen 36 und 36a der Verstärkereingangsklemme 58 zugeführt wird.
Die konstante Spannung Ei an dem Eingang 61 stellt den Leerlaufkraftstoff dar, so dass das Ausgangssignal des Verstärkers den Wert (W f- Wi) darstellt, d. h. den bei einer Verzögerung ver fügbaren Kraftstoffdurchfluss, der über den Leer- laufdurchfluss hinausgeht, unterhalb dessen die Gas- hebelsteuerung unwirksam ist, ausser, wenn der Motor abgestellt wird.
Dieses Signal wird über eine Leitung 60 dem AN,- Potentiometer 55 zugeführt.
Es ist daher ersichtlich, dass eine neue Einstel lung des Gashebels z. B. in Richtung der Öffnung des Gashebels das positive Signal N2R am AN,-Verstär- ker erhöht, so dass vorübergehend das Signal N2 zu stark ausgeglichen wird und das ON2-Servosystem den Schleifkontakt 55' nach oben so weit bewegt, wie es der Grösse des Fehlersignals entspricht.
Wenn andererseits die Einstellung des Gashebels in Rich tung der Schliessung geändert wird, wird das Signal N,R so vermindert, dass, das negative Signal N2 vor übergehend überwiegt ; der Schleifkontakt 55' wird nach unten bewegt, um den Verzögerungskraftstoff darzustellen.
Das dynamische Signal, welches auf diese Weise erzeugt wird, bewirkt ein praktisch so fortiges Ansprechen des Hauptservosystems 10 in dar oben beschriebenen Weise in einer Richtung, die je nachdem, wie der Fall liegt, eine Zunahme oder Abnahme des Kraftstoffdurchflusses anzeigt.
Dieses Servosystem setzt dann seinerseits durch die An sprechspannung Wf über das System 7 das Hilfsser- vosystem 14 in Bewegung, welches nach der charak teristischen Zeitverzögerung wieder mit dem Haupt- servosystem infolge des Ansprechsignales Wf" ins Gleichgewicht kommt.
Das Hilfsservosystem folgt dem Hauptservosystem mit einer Geschwindigkeit, die proportional dem AN.#-Signal ist und bewirkt durch sein Potentiometer 32 wiederum eine neue Einstellung des N.,-Servosystems, so dass der Dreh zahlanzeiger 62 nun die neue stationäre Drehzahl der Turbine angibt. Das resultierende N@-Ansprechsignal der Leitung 48 wird entweder grösser oder kleiner, bis das Signal N.,R ausgeglichen ist, wodurch das AN,-Servosystem wieder in die stationäre Mittellage zurückgeführt wird.
In der Praxis kann das AN., Servosystem zur Stabilisierung ein Ansprechsignal erfordern ; wenn dies der Fall ist, kann ein Ansprech- potentiometer hinzugefügt werden. Dies ist bei der Ausführungsform nach Fig. 2 näher beschrieben und dargestellt.
Der stationäre und der dynamische Kraftstoff- durchfluss sind in ihren Eigenschaften graphisch in Fig. 4 dargestellt. Die Kurve a stellt den stationären Kraftstoffdurchfluss dar, wobei veränderliche Höhe, Flugbedingungen und Turbinendrehzahl berücksich tigt sind. Dies ist eine sog enannte normalisierte Darstellung, welche die Hauptmotoreigenschaften unter veränderlichen Bedingungen anstelle einer Kur venschar darstellt.
Die Koordinaten dieser graphi schen Darstellung sind die Grössen
EMI0006.0029
und
EMI0006.0030
Der maximal verfügbare Beschleunigungs Kraftstoff ist durch die strichpunktierte Linie b an gedeutet, so dass die Fläche zwischen den Kurven a und b das maximale Inkrement des bei Beschleuni gung verfügbaren Kraftstoffes darstellt. Das Verhält nis des Kraftstoffes, der für die Beschleunigung ver fügbar ist, zu demjenigen, der tatsächlich benutzt wird, hängt von der Grösse des Drehzahlfehler-, d. h. des AN.,-Signales ab.
Angenommen, es werde eine volle Beschleuni gung von der Leerlaufdrehzahl aus verlangt, indem der Gashebel nach vorn bewegt wird, dann folgt der Beschleunigungskraftstoffdurchfluss, der durch die Arbeitsweise des Wf-Haupts,rvosystems 10 darge stellt wird, der Kurve e. Dabei wird von der Kurve a ausgegangen und der Kurve b gefolgt bis ein Punkt d erreicht wird, der in der Nähe der verlangten Dreh zahl liegt. In diesem Punkt wird das AN.,-Signal gleich Null, um das Absperren.
des Motorbeschleuni- gungskraftstoffes durch den Kraftstoffregler nachzu ahmen ; das W (-Servosystem 10 kehrt in die neue Gleichgewichtslage zurück, wenn sich das stationäre Hilfsservosystem 14 am Punkt e der Kurve a befin det. Wenn eine teilweise Öffnung des Gashebels von dem Leerlauf aus nachgeahmt wird, dann arbeitet das Wf-Servosystem wie vorher in I7bereinstimmung mit der Kurve<I>b</I> bis zum Beispiel zum Punkte<I>f,</I> an dem die Absperrung stattfindet, worauf der neue statio- näre Zustand am Punkt g der Kurve a erreicht wird.
Wenn der Gashebel in Richtung auf eine Verzögerung von einer Stellung aus bewegt wird, die z. B. durch den stationären Zustand am Punkt e oder g darge stellt wird, dann wird der Verzögerungskraftstoff, d. h. der Kraftstoffbetrag, der von dem Kraftstoff- durchfluss des betreffenden stationären Zustandes ab gezogen wird, durch die Flächen unterhalb der Kurve a dargestellt, und die Arbeitsweise des Wl- Servo- systems entspricht der Verzögerungskraftstoffkurve e' oder g'.
Das Motordruckverhältnis P;/P', d. h. das Ver hältnis des Turbinenauslassdruckes zum Kompressor- einlassdruck ist eine Funktion der korrigierten Dreh zahl. Dieses Verhältnis wird beim tatsächlichen Flugzeug durch ein Instrument angezeigt und wird von der Flugzeugbesatzung als genaue und positive Anzeige des Schubes benutzt. Eine Nachbildung der Mittel zur Darstellung des Motor-Druckverhältnisses ist daher wünschenswert.
Der korrigierte Schub F,;/8., wird als Funktion des Motordruckverhältnisses und der Luftgeschwindigkeit berechnet, um den ge wünschten Genauigkeitsgrad über den vollen Bereich der Luftgeschwindigkeit zu erhalten.
Das Rechensystem für das Motordruckverhältnis enthält ein Servosystem 65 mit einem Servoverstärker 66, der ein Eingangssignal
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an der Klemme 67 von dem Schleifkontakt 30' des Hilfssystem-Po- tentiometers 30 erhält. Dieses Signal stellt das Mo- tordruckverhältnis dar. Das Potentiometer 30 ist in seinem Anfangsbereich bei 30" geerdet, wobei dieser Bereich die Drehzahlen beim Anlassen und bei der Bewegung des Rotors nur durch den Fahrtwind dar stell, bei dem das Motordruckverhältnis gleich ins ist.
Das Servosystem 65 enthält ein Ansprechpoten- tiometer 68, um an dem Schleifkontakt 68' ein An sprechsignal P;/P., (ANS) für die Eingangsklemme 69 des Servoverstärkers abzuleiten. Ein Anzeigegerät 64 wird von dem Servomotor angetrieben. um das Mo tordruckverhältnis anzuzeigen.
Das Servopotentio- meter 70 wird von einer Signalspannung T., erregt, um an einem Schleifkontakt 70' ein Signal abzuleiten, welches die Turbinenauslasstemperatur T,s. im statio nären Zustand darstellt ; ein Potentiometer 71 wird von einer Signalspannung f (Vr) erregt, um an dem Schleifkontakt 71' ein Signal abzugreifen, welches den korrigierten Schub FN/8., darstellt. Das Schub signal wird beim normalen Betriebzustand der Tur bine über einen Schalter 72 eines Relais 73 Flamme aus dem Flugrechner 74 zugeführt.
Der Flugrech ner, der dazu benutzt wird, um Flugbedingungen, z. B. Luftgeschwindigkeit Flugzeughöhe usw., zu berechnen, bildet keinen Teil der vorliegenden Er findung und kann irgendein geeignetes elektrisches Flugrechnungssystem enthalten. Bei normalem Be trieb, d. h. wenn die Flamme des Motors brennt, wird der Schalter 72 des Relais Flamme aus um gelegt, so dass der Schubsignalstromkreis am Kontakt 75 geschlossen ist. Wenn das Relais Flamme aus abgeschaltet wird, um den Zustand keine Flamme anzuzeigen, berührt der Schalter den Kontakt 76, so dass ein negatives Luftwiderstandssignal 1/2c)V2 dem Eingang des Flugrechners zugeführt wird.
(Q = Luftdichte, V = Fluggeschwindigkeit) Die Grundgleichung für die Turbinenauslasstem- peratur im stationären Zustand kann folgendermassen geschrieben werden T7 =T-2f(P7/P') (IV) Die Nachbildung des TI-Zustandes während vor übergehenden Störungen beruht auf der Annahme, dass Strahlturbinen in dem Bereich der Kraftstoff- Luftmischung arbeiten, bei dem die Temperatur im allgemeinen proportional dem Verhältnis von Kraft stoff zu Luft ist.
Dieses Verhältnis wächst, wenn Beschleunigungskraftstoff hinzugeführt wird (da die Kompressorgeschwindigkeit sich nicht sofort ändert), so dass die vorübergehende Wirkung von T7 wäh rend eines instabilen Zustandes durch die Annahme wiedergegeben werden kann, dass die Zunahme von TI von dem Kraftstoff-Luftverhältnis abhängt oder ihm proportional ist.
Das vorübergehende oder dyna mische Temperatursignal kann daher als Differenz zwischen Wf und Wf.", d. h. als Beschleunigungs- kraftstoffdu.rchfluss Wf, dargestellt werden.
Da dieses Signal den überschüssigen Kraftstoff darstellt, der über der stationären Temperatur T7 hinausgeht, ist ersichtlich, dass die Änderung von T7 -tatsächlich eine Funktion des überschüssigen Kraftstoffes und der Zeit ist, wobei der letzte Faktor von derjenigen Zeit abhängt, während der der zusätzliche Kraftstoff als Funktion von N., verfügbar bleibt. Bei niedrigen Drehzahlen hat sowohl Wf" als auch N. das Bestre ben, die Spitzentemperatur zu erhöhen, da N2 den stationären Punkt langsamer erreicht und die Luft zufuhr nur wenig zunimmt, wenn die Kompressor drehzahl steigt.
Die Gesamtgleichung für T7 für sta tionäre und dynamische Verhältnisse kann daher folgendermassen geschrieben werden T7 = [K,T=f(P7/P,)] -a- [K=(Wf-Wf.")] (V) wobei KI und K, Konstante- sind, die von der Motor konstruktion abhängen.
Es sei nun wieder auf das Potentiometer 70 des P;/P_>-Servosystems Bezug genommen, welches gemäss der obigen Gleichung ausgebildet ist, um ein Signal zu erzeugen, das den Wert T" darstellt. Dieses Signal wird über eine Leitung 77 einem TI-Rechensystem 78 zugeführt, welches sowohl die stationäre als auch die dynamische Turbinenauslasstemperatur an dem Anzeigegerät 79 anzeigt.
Das System 78 enthält einen Servoverstärker 80, dessen Ausgangsspannung einen Motor erregt, der seinerseits das Anzeigegerät 79 und einen Schleifkontakt 81' eines Ansprechpotentio- meters 81 antreibt. Die Eingangssignale für den Ver stärker setzen sich aus, dem stationären Signal T" an der Klemme 82, dem Ansprechsignal T7 (ANS) an der Klemme 83, einem dynamischen Beschleuni gungssignal T,1," Z an einer Klemme 84 und einem Geschwindigkeltsrückkopplungssignal Efb an einer Klemme 85 zusammen.
Die Temperatur T" des sta tionären Zustandes wird, wie oben erwähnt, durch die Beziehung von TI/T2 und P7/P2 bestimmt. Das dynamische Signal für das T7 System wird gemäss der Differenz zwischen den An.sprechsignalen des Haupt- und Hilfssystems 10 und 14 bestimmt, d. h. gemäss der Differenz zwischen Wf und W f, .
Die Signale, welche diese Werte darstellen, werden durch Leitun gen 86 und 87 von dem Hauptpotentiometer 18 bzw. einem Hilfspotentiometer 28 einem Vergleichsver stärker 88 zugeführt, der angepasste Eingangswider- stände hat und dessen Ausgang ein Signal entnom men wird, welches die Differenz oder das dynami- sche Temperatursignal Ta", darstellt. Dieses Signal wird normalerweise über cine Leitung 89, einen Schalter 100 des Relais.
Flamme aus<B> </B> und eine Leitung 89a, ferner über einen Schalter 90 einer Nockenscheibe AN2 und eine Leitung 89b der Ein- gangskleinme 84 des. T7 Systems zugeführt.
Der Nok- kenschalter 90 wird durch eine Nockenscheibe 91 gesteuert, die über eine Verbindung 6' von dem AN2- Servosystem 6 angetrieben wird, so dass der Schalter 90 am Kontakt 92 geerdet ist, um die Stellung kein Signal anzuzeigen, wenn die Nockenscheibe eine solche Stellung hat, dass sie den Verzögerungszustand anzeigt.
Der Kontakt 93 wird geschlossen, um den TI-Verstärker mit dem Vergleichsverstärker 88 zu ver binden, wenn das AN2-Verstärkersystem sich in der Beschleunigungsstellung befindet.
Das TI-Anzeigege rät 79 zeigt daher einen plötzlichen Anstieg der Tem peratur des Gasabführungsrohres an, um den vorüber gehenden Zustand nachzuahmen, der auf eine Öffnung des Gashebels folgt, und der sich einstellt, bevor eine neue stationäre Drehzahl erreicht wird; er zeigt jedoch nicht in falscher Weise einen plötzlichen Abfall von T7 bei einer Einstellung des Gashebels im Verzöge rungssinne.
Nach einer vorübergehenden Zunahme von T7 folgt die Abnahme auf den stationären Zu stand entsprechend der Erreichung des Gleichgewich tes von Haupt- und Hilfsservosystem 10 bzw. 14.
Die Abnahme von T7 infolge einer verzögernden Bewegung des Gashebels kann im allgemeinen da durch nachgeahmt werden, dass sie infolge der ther mischen Verzögerung der Turbine der Abnahme der Turbinendrehzahl entspricht, die von dem Hilfsser- vosystem dargestellt wird.
Eine abweichende Anordnung für die Gashebel steuerung und das AN2-System ist in Fig. 2 darge stellt, bei der ein zusätzliches Gashebelpotentiometer 145 vorgesehen ist, dem an seiner oberen Klemme eine Signalspannung
EMI0007.0133
zugeführt wird.
Die ab geleitete Spannung am Schleifkontakt 145' wird über eine Leitung 146 einem Summierungsverstärker 147 zugeführt, dessen Ausgangssignal den Kraftstoff- durchfluss bei Verzögerung darstellt.
Der Verstärker 147 wird ferner mit einer Signalspannung gespeist, die den Wert
EMI0007.0144
darstellt und in passender Weise von dem Ansprechpotentiometer 28 des Hilfsservo- Systems in Fig. 1 abgenommen werden kann.
Das Verzögerungssignal des Kraftstoffes wird über eine Leitung 148 dem unteren Ende eines AN.,-Potentio- meters 55 zugeführt, das im übrigen .in derselben Weise wie in Fig. 1 arbeitet.
Das AN.-Servosystem wird ebenfalls praktisch in der gleichen Weise wie in Fig. 1 betrieben mit dem Unterschied, dass ein Ansprechpotentiometer 149 vorgesehen ist, welches an einem Schleifkontakt 149' ein ANz-Ansprechsignal ANz (ANS) liefert und über die Leitung 150 dem Servoverstärker 45 zugeführt, um die Stabilität des Servosystems sicherzustellen. Dieses Verfahren zur Erzeugung des Verzögerungs signales ergibt eine wirklichkeitsgetreuere Nachbil dung der Verzögerung im ganzen Bereich des Kraft stoffdurchflusses.
Im folgenden werden die Vorgänge in der Rei henfolge aufgezählt, in der sie ablaufen, wenn der stationäre Betriebszustand durch eine Bewegung des Gashebels gestört wird.
1) Das Solldrehzahl-Gashebelsignal, welches von dem den darstellenden ANz-System 6 aufgenom men wird, wird im Sinne einer Drehzahlerhöhung geändert und infolgedessen wird ein Fehlersignal AN. erzeugt ; 2) Das Kraftstoffdurchfluss-Servosystem W f spricht sofort als Funktion eines vorgeschriebenen Ver- laufes Beschleunigungskraftstoffdurchfluss W" in Abhängigkeit von
EMI0008.0029
an ;
3) Die Temperatur des Gasabführungsrohres (T7- Servosystem) fängt an zu steigen infolge des dynamischen Signales Td", welches sich aus dem erhöhten Kraftstoffdurchfluss ergibt, da praktisch keine sofortige Änderung der Turbinendrehzahl oder des Turbinenluftdurchflusses (Kompressor drehzahl) stattfindet ;
4) Die Turbinendrehzahl (N2-Servosystem) nimmt mit einer Geschwindigkeit zu, die proportional der Differenz zwischen dem gesamten Kraftstoff- durchfluss Wf und dem Durchfluss Wf" für sta tionären Zustand ist ; 5) Das Motordruckverhältnis (Pi/P@-Servosystem) nimmt als Funktion der Turbinendrehzahl zu ; 6) Der Schub nimmt als Funktion von P7/P-- zu ;
und 7) Da die Turbinendrehzahl sich dem geforderten Wert, der den gegebenen Bedingungen von T., und der Gashebelstellung entspricht, nähert, nimmt die Differenz zwischen Wf und Wfs,s auf Null ab, und ein neuer stationärer Zustand stellt sich ein. Fig. 3 stellt eine Servoeinrichtung dar, die in der Lage ist, Signalspannungen zu erzeugen, die be stimmte Signale für die Anlage nach Fig. 1 bzw. 2 liefern.
Das grundlegende System, welches für die sen Zweck benutzt wird, kann die Flughöhe h, die wahre Flug- oder Luftgeschwindigkeit VT, die Mach zahl M und die Aussenlufttemperatur OAT enthal ten. Die Eingangsschaltungen für die Verstärker des h-, VT- und M-Systems 95,<B>103</B> bzw. 106 sind in der deutschen Patentschrift 952497 beschrieben. Das OAT-System ist in der französichen Patentschrift <B>1099896</B> beschrieben.
Die von der Einrichtung der Fig. 3 erzeugten Spannungen stellen die Drehzahl des Rotors im Fahrtwind Nw, eine Funktion der Luftgeschwindig keit f (VT), einen Luftwiderstandsfaktor 1/.0V2, die Kompressoreinlasstemperatur T, und eine Funktion von T, nämlich f (T.) dar. Ausserdem wird ein Thyratron <B>133</B> für Neuzündung gesteuert, das seiner seits in der Lage ist, die Erregung des Relais 73 Flamme aus zu steuern.
Bei der Schaltung nach Fig. 3 enthält das h-Ser- vosystem 95 einen Servoverstärker 96 zur Erregung des Servomotors M, der seinerseits die Servopoten- tiometer 97, 98 und 99 betätigt. Das Potentiometer 97 wird an seiner unteren Klemme mit einem kon stanten Wechselspannungssignal -E gespeist und ist an seiner oberen Klemme über einen passenden Wi derstand geerdet, sodass die am Schleifkontakt 97' abgenommene Spannung eine Funktion der Luft dichte 0 darstellt.
Dieses Signal wird über eine Lei tung<B>101</B> einem Potentiometer 102 des VT-Servo- systems 103 zugeführt. Die Signalspannung am Schleifkontakt 102' stellt den Luftwiderstandsfaktor 1/_0V' dar. Dieses Signal kann über eine Leitung 102" dem Flugrechner in Fig. 1 zugeführt werden.
Die Drehzahl (N -) des Rotors bei Antrieb nur durch den Fahrtwind kann durch die Höhe und die Machzahl wie folgt ausgedrückt werden.
N - = K-K,f(M') f(h) (V1) wobei ein Vorspannungsfaktor ist, der aus Bequem lichkeitsgründen eingeführt wird, um den Wert Nw dem Bereich des Drehzahl des Rotors im Fahrtwind anzupassen, der einen unteren Grenzwert von 30 Mei len pro Stunde (48 km/Stunde) aufweist.
Um das Nw-Signal abzuleiten, wird das h-Servo- potentiometer 98 an seinem unteren Ende mit einer Spannung gespeist, die von dem Potentiometer 105 des M -Servosystems 106 herkommt. Das Potentio- meter 105 wird an seiner unteren Klemme mit einer konstanten Signalspannung E gespeist und ist an seiner oberen Klemme geerdet, so dass das abgelei tete Signal am Schleifkontakt 105' eine umgekehrte Funktion von M= darstellt.
Das h-Potentiometer 98, welches mit diesem Signal gespeist wird, erzeugt ein Signal am Schleifkontakt 98', welches einem Summie- rungsverstärker 100 zugeführt wird. Diesem Verstär ker wird ausserdem eine konstante Spannung -E zugeleitet, welche den Vorspannungsfaktor K der obigen Gleichung darstellt. Die resultierende Span nung Nw wird über eine Leitung 107 und über einen VT-Nockenschalter 108 einer Leitung 109 zu geführt, um das Hilfsservosystem 35 nach Fig. 1 zu speisen.
Der Schalter 108 wird von der VT-Nocken- scheibe <B>110</B> betätigt, so dass bei einem überschrei ten der nachgebildeten Luftgeschwindigkeit von 30 Meilen pro Stunde (48 km/Stunde) ein Schalter am Kontakt 111 geschlossen wird, um das Nw-Signal dem Hilfsservosystem 14 zuzuführen. Wenn die Luft- geschwindigkeit kleiner ist als 30 Meilen pro Stunde (48 km/Stunde), wird die Leitung 109 am Kontakt 112 geerdet. Das Drehzahlsignal des Rotors im Fahrt wind wird also nur erzeugt, wenn die Luftgeschwin digkeit einen vorbestimmten Mindestwert erreicht.
Das f (VT)-Signal wird durch eine kombinierte Tätigkeit der Servosysteme h, M'-' und VT abgeleitet. Die Spannung am Schleifkontakt des h-Potentiome- ters 97 wird über eine Leitung 113 dem M2-Poten- tiometer 114 zugeführt, von dem ein Signal am Schleifkontakt 114' über eine Leitung 115 dem VT Funktionspotentiometer 116 zugeführt wird, von wo ein abgeleitetes Signal am Schleifkontakt 116', wel ches<B>f (VT)</B> darstellt, über eine Leitung 117 dem P;
/P.,-Potentiometer 71 der Fig. 1 zugeleitet wird.
Laie Signale, welche T" und f (T@) darstellen, wer den durch gemeinsames Arbeiten des M2- und des OAT-Systems, erzeugt. Die Ausgangsspannung des OAT-Verstärkers 118 wird über Leitungen 119 und 120 dem T,-Verstärker 121 bzw. dem M,-Potentio- meter 122 zugeleitet.
Das Potentiometer 122 erzeugt am Schleifkontakt 122' ein Signal, welches eine kom binierte Funktion von OAT- und M2 darstellt, die über eine Leitung 123 zum T,-Verstärker 121 zu rückgeführt wird. Das Verstärkerausgangssignal, welches T, entspricht, betätigt den Servomotor und die Potentiometer 124 und 125.
Das Funktionspoten- tiometer 124 wird an seinem oberen Ende mit einer konstanten Signalspannung gespeist, so dass am Schleifkontakt 124' ein Signal auf einer Leitung 126 entsteht, welches<B>f</B> (T,) darstellt, und das das Gas hebelpotentiometer 3 der Fig. 1 speist.
Das lineare Potentiometer 125, welches mit einer konstanten Spannung gespeist wird, erzeugt an dem Schleifkon takt 125' ein Signal T. , welches über eine Leitung <B>127</B> dem P,/P.-Potentiometer 70 der Fig. 1 und über eine Leitung<B>128</B> dem Thyratron Neuzünden zu geführt wird.
Das Relais 73 Flamme aus , welches den Zu stand des Motors darstellt, bei dem entweder die Flamme brennt oder keine Flamme vorhanden -ist, wird durch eine Anzahl von Schaltern erregt oder abgeschaltet, die. in Übereinstimmung mit verschiede nen Zuständen betätigt werden, welche das Vorhan densein der Flamme und das Neuzünden nachahmen. Zu diesem Zweck wird der Relaiswicklung an der einen Klemme eine Spannung E über einen norma lerweise geschlossenen Schalter 135 Flamme aus des Lehrers zugeführt, während das andere Ende über verschiedene Kombinationen der erwähnten Schalter geerdet werden kann. Die Nachbildung der Flamme beim Anlassen wird z.
B. dadurch bewerk stelligt, dass der Pilot den geerdeten Zündungsschalter 130 in die Stellung Zündung bringt und dadurch den Erdungskreis für das Relais über die normaler weise geschlossenen Schalter 131 Neuzünden und 132 Kraftstoff schliesst. Der Schalter 129 wird geschlossen, sobald das Hilfsservosystem angelas sen wird, so dass die Drehzahl, sei es durch den Anlasser des Motors oder durch den Fahrwind, den Wert Null übersteigt.
Dieser Schalter wird durch eine Nockenscheibe 129' gesteuert, die von dem Hilfs- servosystem 14 so eingestellt wird dass das Flammen relais abgeschaltet wird, wenn die Drehzahl Null ist ; dies stellt z. B. ein Fehlen des Kraftstoffes infolge des Stillstandes der Kraftstoffpumpen dar. Der Schal ter 131 Neuzünden wird von dem Thyratron 133 in der weiter unten beschriebenen Weise und von dem Kraftstoffschalter 132, der von dem Lehrer ein gestellt werden kann, um das Fehlen des Kraftstoffes anzuzeigen, gesteuert.
Das Relais 73 Flamme aus hat nun angesprochen und schliesst den Halteschalter 134, der eine Erdverbindung von dem Kraftstoff- schalter schliesst, so dass der Zündschalter 130, wie in der Praxis, geöffnet werden kann. Das Relais Flamme aus kann von dem Lehrer abgeschaltet werden, um eine Störung anzuzeigen, indem entwe der der Kraftstoffschalter 132 oder der Schalter 135 Flamme aus geöffnet wird.
Im praktischen Fall kann ein Erlöschen der Flamme bei grosser Höhe im Kombination mit be stimmten anderen Einflüssen eintreten, zu denen die Luftgeschwindigkeit und die Kompressoreinlasstem- peratur gehören. Wenn die Flamme erlischt, dann ist es üblich, ,ein Anlassen in der Luft oder ein Neuzünden dadurch zu erreichen, dass die Tur bine durch die vom Fahrtwind angetriebene Luft schraube (Kompressorrotor) angetrieben und der Zündschalter geschlossen wird.
Es gibt jedoch be stimmte Flugzugstände, die es bei ihrem Zusammen treffen sehr schwierig oder unmöglich machen, den Motor neu zu zünden, z. B. wenn die Luftgeschwin- digkeit VT im Verhältnis zur Höhe h entweder zu hoch oder zu niedrig ist und wenn die Luftdichte P infolge zu grosser Höhe zu klein ist. Dies ist in Fig. 5 graphisch dargestellt.
Die Figur zeigt die Kombina tion von Höhe h (und Luftdichte) sowie der Luft geschwindigkeit VT, durch die das Neuzünden und das Anlassen in der Luft beeinflusst wird.
Für die Nachbildung des Neuzündens wird das Thyratron <B>133</B> durch eine Anzahl von Signalspan nungen erregt, die in Richtung und Grösse vonein ander abweichen und die Hauptfaktoren darstellen, welche den Neuzündungsbereich bestimmen. Das Thyratron erregt nach seiner Zündung eän Relais 136, um den Schalter 131 für die Neuzündung zu öffnen, so dass eine Wiedererregung des, Relais Flamme aus solange unmöglich ist,
als die un- günstigen Bedingungen herrschen. Zu den Eingangs signalen des Thyratrons gehört ein Signal T2 der Kompressoreinlasstemperatur, ein Höhensignal h, das über die Leitung 137 von dem h-Potentiometer 99 über den Schleifkontakt 99' abgenommen wird, sowie ein Luftgeschwindigkeitsignal VT von entge gengesetzter Richtung, das über die Leitung 138 und den Schleifkontakt 139' von dem VT-Potentiometer <B>139</B> abgenommen wird.
Das Potentiometer 139 hat einen Umriss, der der graphischen Darstellung der Fig. 5 entspricht, so dass das gewünschte VT-Signal entsprechend schwankt. Wenn die Resultierende der Signale am Gitter des Thyratrons genügend positiv ist, zündet das Thyratron und erregt das Relais 136, wodurch der Schalter 131 geöffnet und das. Relais 73 Flamme aus abgeschaltet wird.
Wenn das resultierende Signal unterhalb der Zündspannung liegt, wird das Relais 136 abgeschaltet, wobei sich der Schalter 131 in der normalen Stellung für Neu zünden befindet. Dieser Zustand tritt auch ein, wenn der Boden >,-Zustand herrscht, d. h. wenn das h-Signal gleich Null ist, so dass das Flammen relais durch den Zündungsschalter erregt werden kann, um einen Start vom Boden nachzuahmen. Das Thyratron kann nach Wunsch über den Zündschalter während des Anlassens bis zum Knick vorgespannt werden.
Die Arbeitsweise des Thyratrons wird so gesteuert, dass sie der Kurve der Fig. 5 entspricht, in der für eine gegebene Höhe ein bestimmter, schraf fierter Bereich der Luftgeschwindigkeit besteht, in nerhalb dessen ein Anlassen in der Luft einwandfrei möglich ist. Der Faktor T" spielt eine geringere Rolle, da das TA-Signal (welches die gleiche Richtung wie das VT-Signal hat) nur den Bereich des VT-Signals etwas erweitert.
Die Aufgaben des Flammenrelais 73 können fol- gendermassen zusammengefasst werden: Wenn das Relais normalerweise eingeschaltet ist, um ein Vor handensein der Flamme anzuzeigen, öffnet es am Kontakt 94' den Stromkreis zur Erregung des Hilfs- servosystems 14 von dem Hauptservopotentiometer der Fig. 1 und unterbricht den Rückkopplungskreis Efb">> langsamer Geschwindigkeit für das Hilfsservo- system am Kontakt 156.
Ausserdem wird ein Teil des Stromkreises zur Erregung des T7-Servosystems durch das dynamische Signal Tdl", am Kontakt 100 sowie der Schubkreis für den Flugrechner am Kon takt 72 geschlossen.
Wenn das Relais abgeschaltet wird, um den Zustand Flamme aus zu kennzeich nen, schaltet es den normalen Stromkreis für das Hilfsservosystem ab und schaltet (während des Flu ges) das Signal Nv, ein, das die Bewegung des Rotors durch den Fahrtwind darstellt, sowie auch den Rück kopplungskreis niedriger Geschwindigkeit zur Steue rung der Turbinendrehzahl während des Anlassens <B>USW.</B> Das Ansprechen der Turbinendrehzahl auf Be- schleunigungs- und Verzögerungskräfte ist durch die Gleichung
EMI0010.0044
gegeben,
wobei bedeuten 1 das Trägheitsmoment des Rotors ; N die Drehzahl des Rotors; K eine Konstante der Motorbeschleunigung ; Wf der gesamte Kraftstoffdurchfluss in einem ge gebenen Augenblick und Wf.,s der Kraftstoffdurchfluss ist, der erforderlich ist, um eine stationäre Rotordrehzahl in dem gegebenen Augenblick aufrechtzuerhalten. Die Faktoren I und K sind besonders bei niedri gen Drehzahlen wichtig, und müssen bei der Nach bildung des Drehzahlverhaltens des Motors in Be tracht gezogen werden.
Zu diesem Zweck kann das Hilfsservosystem 14 der Fig. 1 mit einer Rückkopp- lungsgrösse beeinflusst werden, die verschiedenen Zuständen des Motors entspricht. Ein normales Rückkopplungssignal Efl,.l, wird von dem Rückkopp lungsgenerator G üb, -r eine Leitung 155 dem Ver- stärkereingang 33 bei allen Betriebsbedingungen zu geführt. Dieses Rückkopplungssignal genügt an sich, um das Drehzahlverhalten bei hohen Drehzahlen darzustellen, wenn der Motor arbeitet. Wenn jedoch z.
B. beim Anlassen oder beim Erlöschen der Flamme das Trägheitsmoment des Rotors eine Rolle spielt, dann ändert sich das Drehzahlverhalten und es muss ein zweites Rückkopplungssignal Efl,. <I>2,</I> von dem Generator über den Relaisschalter 156 Flamme aus und die Leitung 157 der Eingangsklemme 34 zugeführt werden.
Dieser Rückkopplungskrens liegt parallel mit dem ersten Rückkopplungskreis, um den Wert EiU,ll zu beeinflussen. Der zweite Rückkopp lungskreis wird nur dann eingeschaltet, wenn der Zustand keine Flamme vorhanden ist, wie wäh rend des. Anlassens und beim Erlöschen der Flamme im Flug, wobei die Abnahme der Turbinendrehzahl durch Faktoren beeinflusst wird, zu denen das Träg heitsmoment des Rotors, die Kompressorbelastung und andere gehören.
Ein anderes System zur Nachbildung des Dreh zahlverhaltens ist in Fig. 6 dargestellt. Bei dieser Anordnung wird das normale Rückkopplungssignal Efl"1, wie üblich von dem Generator G dem Eingang des NJV f, Verstärkers 26 zugeführt.
Das zweite Rückkopplungssignal Efv. 2; wird jedoch unter be stimmten Bedingungen von dem Generator über die Leitung 160, das Servopotentiometer <B>161,</B> und die Leitung 162 dem Eingang 163 des Servoverstärkers zugeführt, wobei dieser Kreis parallel zu dem ersten Rückkopplungskreis liegt und daher die Grösse Efb,l, beeinflusst.
Das Servopotentiometer 161 ist so ausgebildet, dass es an seiner unteren Klemme durch die normale Rückkopplungsspannung des Generators gespeist wird und ist in seinem ganzen oberen Bereich der Drehzahlen geerdet, so dass das am Schleifkon takt 161' abgenommene Rückkopplungssignal nur während des unteren Drehzahlbereiches wirksam ist, innerhalb dessen es allmählich mit zunehmender Drehzahl abnimmt, bis es zu Null wird. Diese Rück kopplungssteuerung ist der Wirklichkeit besser ange nähert, wenn das Verhalten der Turbine sowohl bei der Beschleunigung als auch bei der Verzögerung nach der in Fig. 7 dargestellten Kurve nachgeahmt werden soll. Diese Kurve zeigt die Beziehung zwi schen der Turbinendrehzahl und den Kräften, die sich der Änderung der Drehzahl entgegenstellen.
Der Teil der Kurve C zwischen den Punkten 1 und 2 stellt eine Beschleunigung oder Verzögerung der Turbine im niedrigen Drehzahlbereich dar, wo die Kompres- sorwirkung verhältnismässig klein ist und das Träg heitsmoment des Rotors die Drehzahl stärker beein flusst. Dieser Teil der Kurve ist im wesentlichen ge radlinig und wird durch den aktiven unteren Bereich des Potentiometers 161 dargestellt. Oberhalb des Punktes 2 wird der Einfluss des Kompressors im Verhältnis grösser und nimmt nach höheren Dreh zahlen stark zu, wo er so stark überwiegt, dass die Wirkung des Trägheitsmomentes nur ein untergeord neter Faktor im Verhältnis zu den Belastungsfaktoren des Kompressors ist.
Der Punkt 2 der graphischen Darstellung entspricht der Nullsignalstellung des Po tentiometers 161, so dass oberhalb dieses Punktes das übliche Rückkopplungssignal Efb,1) in charakte ristischer Weise den ganzen oberen Bereich der Kurve c beherrscht.
Das Rückkopplungssignal Efb(2) des Potentiometers 161 kann dem Eingangssignal W f des Verstärkers während einer Beschleunigung (Ge genkopplung) entgegenwirken und das N"-Signal während einer Verzögerung (positive Rückkopplung) unterstützen, so dass die Wirkung des Trägheitsmo- mentes des Rotors das Bestreben hat, die Drehzahl bei einer Beschleunigung zu verringern und bei einer Verzögerung den Bewegungszustand aufrechtzuerhal ten.
Die Phasenumkehr des Rückkopplungssignales findet bei einer Umkehr der Drehrichtung des Gene- rators während der Verzögerung statt und bezieht sich auf die konstante Phasenbeziehung des Signales Nw, welches, wie im Falle der Fig. 1, durch den Schalter 158 des Relais Flamme aus dem Ver- stärkereingang 37 zugeführt wird.
Dieselbe Art der Rückkopplung kann auch für das T7-Servosystem verwendet werden, wobei T, sich nach folgenden Bedingungen ändert 1) Normaler Betrieb mit Flamme und N" ober halb der Leerlaufdrehzahl (5500) ; 2) Anlassbedingungen mit Flamme und N., un terhalb der Leerlaufdrehzahl und 3) Abschalten oder Flamme aus mit N, oberhalb der Leerlaufdrehzahl.
Für die Bedingungen 1) und 3) wird das normale Rückkopplungssignal nur benutzt, um den maximalen gewünschten T--Anstieg zu erhalten, während für den Zustand 2) ein zweiter Rückkopplungskreis parallel geschaltet werden kann, um den Minimalwert des TI-Anstiegs beim Anlassen nachzuahmen. Der zweite Rückkopplungskreis kann durch das Flammenrelais sowie durch einen nicht dargestellten Nockenschalter eingeschaltet werden, der von dem N2-Servosystem gesteuert wird.
Die Reihenfolge der Vorgänge bei dem Übungs gerät ist im allgemeinen die folgende : Ein Bodenstart wird dadurch nachgeahmt, dass zuerst der Anlass - Schalter 41 der Fig. 1 geschlossen und dadurch das Hilfsservosystem beeinflusst wird, um die Anlassdreh- zahl nachzuahmen. Hierdurch wird sofort der Nok- kenschalter 129 (Fig. 3) des Hilfsservosystems in dem Kreis des Flammenrelais geschlossen.
Der Gashebel 1 wird dann teilweise geöffnet und der Zündschalter 130 der Fig. 3 geschlossen, um das Flammenrelais 73 zu erregen. In der Praxis sind Gashebel und Zünd schalter miteinander verbunden, so dass beim Öffnen des Gashebels der Zündschalter geschlossen wird.
Die Anlassdrehzahl des Motors wird durch ein Ein gangssignal E des Hilfspotentiometers 29 nachgeahmt, wobei dieses Signal geerdet wird, wenn die Drehzahl die obere Grenze des Anlassvorgangs erreicht, an der der gezündete Motor normalerweise den Betrieb übernimmt. Bei mehrmotorigen Maschinen benutzt die erste Strahlturbine beim Anlassen eine äussere Kraftquelle (die durch ein Signal E des Potentiome- ters 29 nachgebildet wird) ;
nachdem der erste Motor läuft, wird die von diesem Motor erzeugte Kraft dazu benutzt, die anderen Motoren anzulassen. Das An lassen der anderen Motoren kann dadurch nachge ahmt werden, dass den betreffenden Potentiometem (die den Potentiometern 29 entsprechen) eine Span nung von dem arbeitenden
EMI0011.0070
Servosystem zu geführt wird, welches die Drehzahl des. ersten Motors darstellt.
Während des Anlassems ist das W f-Signal des Hauptservosystems 10, welches. normalerweise das Hilfsservosystem 14 erregt, durch das N2-Potentio- meter 63 ausgeschaltet.
Nur wenn die Anlassdreh- zahl überschritten wird, schliesst der Schleifkontakt 63' den W f-Signalkreis. Das N2-Potentiometer 63 ist so ausgebildet, dass es während seines ganzen An fangsbereiches<I>63a,</I> welcher die Anlassdrehzahl dar stellt, geerdet ist, so dass das W f-Sgnal während des ersten Anlassvorgangs unterbrochen ist.
Um dann allmählich das WE-Signal einzuführen wenn die Tur bine die brennenden Gase aufnimmt, ist ein begrenz ter Bereich 63b bei weiterer Zunahme der Drehzahl vorgesehen, wonach das volle W f-Signal dem Schleif kontakt 63' in dem leitenden Abschnitt 63c zuge führt wird. Der Bereich der Drehzahlen, bei denen der Rotor vom Fahrtwind angetrieben wird, liegt oberhalb des geerdeten Abschnittes gewöhnlich in einem Teil des Abschnittes 63b.
Um Kraftstoff für das. Anlassen zuzuführen, wird der Gashebel 1 in eine teilweise geöffnete Anlass - Stellung gebracht, sodass ein Beschleunigungskraft- stoffsignal Wfa von dem AN2-System erzeugt wird, um das Hauptservosystem 10 zu erregen.
Vorher hat das Hilfsservosystem 14, welches unter dem Einfluss des Signales E mit Anlassdrehzahl arbeitet, das Wf- Servosystem 10 über das Ansprechsignal des Hilfs- servopotentiometers 28 angetrieben. Von diesem Po tentiometer wird ein Ansprechsignal von Anfang an abgenommen, da die Signalgrössen
EMI0011.0114
und
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beim Bodenzustand grösser als Null sind.
Es ergibt sich auch, dass beim Anlassen Signale der Potentio- meter 31 und 32 (welche den Beschleunigungskraft stoff W/Q und N, darstellen) für die ANz- und N2 Systeme zur Verfügung stehen.
Die Arbeitsweise des Hauptservosystems in Ab hängigkeit von dem Kraftstoffsignal Wfa erzeugt ein Wf-Ansp@rechsignal für die TI-Steuerung über das dynamische Td," z System. Das volle W f-Signal kommt jedoch erst zur Wirkung, um das Hilfsservosys:tem 14 anzutreiben, wenn die Drehzahl ausserhalb des Anlassbereiches liegt, da erst dann der Kreis durch den Flammenschalter 94 und das N.,-Potentiometer 63 geschlossen wird.
Bei diesem Zustand befindet sich der Motor auf einer Betriebsdrehzahl, der An lasschalter 41 ist offen, und das Hauptservosystem ist so eingeschaltet, dass das Hilfsservosystem, wie oben beschrieben, nachläuft, bis die beiden Systeme im Gleichgewicht sind, um den stationären Leer lauf -zustand vor dem Abflug anzudeuten.
Das System ist nun in Bereitschaft für die Ab flugleistung , die dadurch erzeugt wird, dass der Gashebel in die Stellung offen bewegt wird. Hier durch wird über das AN,-System ein maximales Be- schleunigungskraftstoffsignal W f" erzeugt.
Dieses Si gnal treibt den schnell ansprechenden Hauptservo- motor rasch in eine Stellung, welche dem gesamten Kraftstoffdurchfluss Wf entspricht, und das An sprechsignal beginnt seinerseits, den langsameren Hilfsservomotor 14 in die neue stationäre Lage des Kraftstoffdurchflusses Wf" zu bewegen. Das dyna mische Temperatursignal (Wf-Wf") ist zuerst hoch und das T7 Servosystem spricht an, um eine höhere Beschleunigungstemperatur anzuzeigen.
Das Hilfsser- vosystem beeinflusst das Drehzahlservosystem 7 über ein N,-Signal des Potentiometers 32 bis das N,-An- sprec1signal des Potentiometers 49 das verlangte Drehzahlsignal N_R des Gashebels ausgleicht.
An diesem Punkt wird das<I>W</I> fQ Signal zu Null und das Haupt- und Hilfsservosystem kommen ins Gleichge wicht, wenn die beiden Ansprechsignale Wf und Wf" gleich werden. Die N,- und T,-Systeme gelangen da her in einen Ruhezustand. Die Turbine arbeitet nun mit stationärer maximaler Drehzahl, d. h. mit Ab flugleistung.
Während des Beschleunigungsvorgangs folgt das N,-System 7 dem trägen Hilfsservosystem so, dass die charakteristische Trägheit der Drehzahl beim Öffnen des Gashebels nachgeahmt wird. Auch bei der Beschleunigung nimmt das dynamische Temperatur signal rasch auf einen anfangs grossen Wert zu, da das grosse Wf"-Signal am T,-System eine charakteri stische hohe Temperatur bei der Abflugbeschleuni gung anzeigt. Diese hohe Temperatur hat jedoch nur kurze Dauer und nimmt auf einen stationären Wert ab, wenn das Haupt- und Hilfsservosystem ins Gleich gewicht kommen, so dass das Td"t-Signal zu Null wird.
Dies zeigt an, dass die-Turbine die gewünschte Drehzahl, sowie einen stationären Temperatur- und Kraftstoffdurchflusszustand erreicht. In diesem Zeit punkt wird angenommen, dass das. nachgebildete Flugzeug sich im Fluge und in der Luft befindet. Wenn nun während des Fluges der Zustand Flamme aus eintritt, nimmt die Drehzahl infolge der starken Belastung durch den Kompressor und weil die Wärmeenergie fehlt, rasch ab.
Die Rotor schraube dreht sich nun im Fahrtwind, wobei die Turbine mit niedriger Drehzahl je nach der Luftge- schwindigkeit und anderen Faktoren gedreht wird. Die charakteristische Drehzahlabnahmegeschwindig- keit wird durch die oben erwähnten Rückkopplungs kreise nachgeahmt.
Der Zustand Flamme aus .> wird zuerst durch den Lehrer dadurch nachgeahmt, dass durch den Störungsschalter 135 das Flammenrelais der Fig. 3 abgeschaltet wird. Das Signal N - für den Antrieb der Rotorschraube durch den Fahrtwind wird dem Hilfsservosystem über die Eingangsklemme 37 und über den Flammenschalter<B>158</B> in der Stellung keine Flamme zugeführt.
Dieses Signal übertrifft nun das WE-Signal des Hauptservosystems, welches durch den Flammenschalter 94 unterbrochen wird und steuert das Hilfsservosystem 14 solange, als der Zustand Flamme aus andauert, wobei angenom men wird, dass die Luftgeschwindigkeit ein vorgese henes Minimum von 30 Meilen pro Stunde (48 km pro Stunde) (Fig. 3) überschreitet.
Das Hilfsservo- system steuert seinerseits das N,-Servosystem 7, um die Drehzahl beim Antrieb durch den Fahrtwind an zuzeigen und betätigt das Hauptservosystem 10 über das Ansprechsignal W f, Wenn die Drehzahl infolge des Fahrtwindes über das Hilfsservosystem bis auf den normalen Wert abgenommen hat (der durch den geerdeten Abschnitt des Hilfsservopotentiometers 30 dargestellt wird), ist das P-/P,-Signal am Schleifkon takt 30' geerdet, so dass das P;
/P,-Servosystem durch die Ansprechspannung des Potentiometers 68 auf Null gebracht wird. Diese Stellung stellt das Motor- druckverhältnis 1 dar, d. h. einen Schub Null, wie dies beim Antrieb durch den Fahrtwind der Fall ist. In dieser Stellung wird ein Signal T. von dem Potentiometer 70 über den geerdeten Widerstand 70" abgeleitet, das das T7-Servosystem speist.
Da die Spannung des Potentiometers 70 stetig abgenommen hat, und da das T;-Servosystem kein dynamisches Kraftstoffsignal infolge der Abschaltung des Flam menrelais erhalten kann, nähert sich das T;-Anzeige- gerät 79 der Einlasslufttemperatur T, und erreicht diese.
Der Antrieb der Rotorschraube durch den Fahrtwind dauert an, wobei das N,-Servosystem 7 eine entsprechende Drehzahl anzeigt und das T;-Ser- vosystem die Lufteinlasstemperatur T, anzeigt, so lange keine Flamme vorhanden ist und die Luftge schwindigkeit über 30 Meilen pro Stunde (48 km pro Stunde) liegt. Wenn die Luftgeschwindigkeit niedriger als 30 Meilen pro Stunde (48 km pro Stunde) beim Landen wird, hat Nw. auf Null abgenommen und das Signal wird nach Fig. 3 abgeschaltet, um ein nega tives Drehzahlsignal zu verhindern.
Das Hilfsservo- system 14 zusammen mit den abhängigen W f- und N,-Servosystemen 10 bzw. 7 kehrt mit Ausnahme des T;-Servosystems, welches noch die Temperatur T, anzeigt, auf Null zurück.
Wenn jedoch beim Flug das Flammenrelais wieder eingeschaltet wird, um ein Anlassen in der Luft oder eine Neuzündung nachzu ahmen, wird das Nw-Signal durch den Flammenschal ter 158 ausgeschaltet und das WE-Signal des Haupt- servosystems durch den Flammenschalter 94 einge- schaltet, so dass die normalen Antriebsverbindungen zwischen dem Haupt- und Hilfsservosystem wie vor her vorhanden sind.
Während des Antriebes der Rotorschraube durch den Fahrtwind (ebenso wie beim Anlassen) sind die Signale für den bei Beschleunigung- und Verzögerung verfügbaren Kraftstoffdurchfluss des Hilfspotentio- meters 31 und des Hauptansprechpotentiometers 18 jederzeit vorhanden.
Wenn daher das Flammenrelais einmal erregt ist, um ein Anlassen in der Luft anzu zeigen, kann der Gashebel sofort vorgeschoben wer den, um ein Fehlersignal AN, zu erzeugen, das seiner seits ein Beschleunigungskraftstoffsignal W f,' für das Hauptservosystem hervorruft. Das System befindet sich wieder im dynamischen Zustand der Beschleuni gung, auf den ein stationärer normaler Betriebzu- stand folgt.
Um die Beschreibung zu vereinfachen, sind eine Anzahl von Hilfsanordnungen und -Schaltungen fortgelassen worden, die z. B. die Steuerung durch den Lehrer sowie weitere Verfeinerungen und der gleichen betreffen. Es möge genügen, einige typische Fehler anzugeben, die von Steuerungen nachgeahmt werden können, welche vom Lehrer bedient werden. So kann z. B. manchmal eine Motorgondelvereisung auftreten, die den Lufteinlass für den Motor teilweise blockiert.
Hierdurch wird das Motordruckverhältnis erniedrigt, so dass der Schub abnimmt, und gleich- zeitig wird die Temperatur T; infolge des grösseren Kraftstoff-Luftverhältnisses erhöht. Dies kann vom Lehrer aus in einfacher Weise dadurch nachgeahmt werden, dass er einen Widerstand in dem P7/P2-Ein- gangskreis verstellt und dem T7-Verstärkeremgang ein Störungssignal der passenden Richtung zuführt, um eine höhere Temperatur anzuzeigen.
Um anor male TI-Zustände nachzuahmen, die auf anderen Gründen beruhen, z. B. Heissanlassen, Übertempera turen beim Abflug, Brand im Motor, ohne dass der Motor läuft usw., kann der Lehrer auch entspre chende Störsignale dem T7-Verstärkereingang zu führen. Ein automatisches Heissanlassen kann nach geahmt werden, wenn der Anlasser ausgefallen oder abgestellt ist, bevor eine genügende Eigendrehzahl des Motors erreicht ist.
Das Versagen des Anlassers kann in einfacher Weise dadurch nachgeahmt werden, dass der Anlasserkreis 40 des Hilfspotentiometers 29 unterbrochen wird. Das selbsttätige Heissanlassen rührt davon her, dass das Flammenrelais, nachdem es beim Starten angezogen hat, solange erregt bleibt, als der Motor läuft.
Das dynamische Beschleuni gungssignal Td,," des Verstärkers 88 wird daher auch weiterhin dem T7-Servosystem zugeführt. Beim Ver sagen des Anlassers nimmt das Hilfsservosystem 14 aber weiter allmählich auf Null ab oder nimmt nur mit anormal langsamer Geschwindigkeit zu, so dass das Ansprechsignal Wfss im Verhältnis zu Wf ab nimmt und das dynamische Temperatursignal (wel ches Wf-Wf" entspricht) rasch zunimmt.
Das T7-Ser- vosystem gibt daher weiter zunehmende übertempe- raturen an, bis das Hilfsservosystem den Nullwert erreicht. In diesem Zeitpunkt wird der Nockenschal- ter 129 geöffnet, so dass das Flammenrelais abfällt und das dynamische Beschleunigungssignal geerdet wird. Die Flamme ist dann erloschen, und T7 nähert sich der Lufttemperatur T2.
Das N2-System 7 kann in ähnlicher Weise ge steuert werden, um einen anormalen Betrieb der Turbine darzustellen. Der Lehrer kann auch, wie er wähnt, ein Ausbleiben des Kraftstoffes und ein Er löschen der Flamme beim Flug nachahmen, indem er die Störungsschalter 131 oder 135 betätigt.
Exercise device for simulating operating parameters of a jet turbine for aircraft The invention relates to a training device for simulating stationary and dynamic operating parameters of a jet turbine for aircraft, which device is characterized by a system with a simulated throttle control for generating a signal representing the required turbine speed by a system for generating a signal,
which represents the instantaneous value of the turbine speed, by means of means for comparing the signals and generating an error signal which represents the required change in speed, also by means for generating signals which combined functions of pressure and temperature conditions formed after represent the simulated flight, and finally by a computing system that responds to the error signal and the signals of the combined functions in order to calculate the instantaneous and the steady-state fuel consumption for the engine,
wherein the computing system also generates a signal for controlling the operation of the system for the instantaneous value of the speed.
The exact replication of the steady and dynamic behavior of known jet engines is not only important when designing to predict the properties of newly designed aircraft, but also when the pilots and crews of jet aircraft are familiar with the behavior and operating characteristics of the engine should be made trustworthy.
The correct mode of operation of modern jet turbines in high-speed aircraft makes it necessary for the pilots to have a thorough knowledge of the characteristic speed, temperature and other variables of the engine when operating the throttle lever, when changing the air speed (or Mach number, the altitude and other important factors.
For example, the temperature of the gas discharge pipe is a very critical factor when operating gas turbines, as it influences the service life of the turbine and therefore the operation of the aircraft itself. When the throttle is opened and more fuel is added to accelerate the turbine,
As a result of a delay in the response of the turbine rotor, there is an immediate increase in the temperature in the gas discharge pipe; the additional heat energy is namely due to various factors such. B. the inertia and the compressor load is not recorded immediately in front of the rotor.
This increase in temperature must be taken into account by the pilot and limited to a short time, otherwise the turbine can be damaged. Other factors, e.g. B. the height and the Mach number affect the turbine speed and the temperature of the gas discharge pipe in given conditions of fuel supply. For these reasons, it is very important that jet aircraft pilots receive thorough and realistic ground training on how to operate the jet engine controls.
There are some basic parameters involved in the equations that determine the operation of jet engine simulators. in fact
EMI0001.0060
y, <SEP> square root <SEP> of the <SEP> adiabatic <SEP> temperature ratio <SEP>;
<tb> S <B> <U>. </U> </B> <SEP> V <SEP> e "<SEP> the <SEP> relative <SEP> pressure ratio <SEP> (dynamic pressure / ambient pressure) < SEP> multiplies <SEP> with <SEP> the <SEP> square root <SEP> of the <SEP> adiabatic <SEP> temperature ratio.
The ratios
EMI0001.0062
(see FIG. 8) are known aerodynamic expressions, so that further explanation of the same should not be necessary for the purposes of the description.
The Mach number is the numerical ratio of the instantaneous speed of the aircraft to the speed of sound at the temperature of the surrounding air and is an important factor that influences the behavior of both the aircraft and the engine. The basic equations for the engine speed and the fuel flow, which are used in the example exercise device according to the invention, can be expressed in the usual way as follows
EMI0002.0014
W1 / 82N <SEP> ft2 <SEP> = <SEP> Kf (N, / y <SEP> -e2);
<SEP> equation <SEP> (1)
<tb> Wt <SEP> = <SEP> K8. # VT.f <SEP> (Nz / V @.,) <SEP>; <SEP> equation <SEP> (II)
<tb> N <B> <U> -A </U> </B> - <SEP> = <SEP> fl (Wt) 1/8 @ y @ <SEP>; <SEP> Equation <SEP> (11I) where WI is the fuel consumption in kg per hour (hereinafter referred to as fuel flow); N., the speed of the high-pressure compressor rotor (turbine) and K is a constant depending on the design of the engine.
The engine reproduced in the following exemplary embodiment is an engine (FIG. 8) with a high-pressure compressor rotor and a low-pressure compressor rotor; however, the invention is not limited to the replication of this particular type of construction.
Equations I-III above are applicable to the steady state and are used to maintain the proper balance between computational systems that represent the steady state fuel flow during a steady state. The device is controlled in that this state of equilibrium is disturbed with the aid of a temporary error signal which causes a change in fuel consumption during acceleration or deceleration above or below the steady-state fuel consumption.
The stationary simulation uses so-called corrected engine parameters, which include the effects of changes in external conditions. The dynamic simulation is based on the fact that the properties of the fuel regulator are simulated in the real engine.
The simulation takes all important independent variables into account, whereby the outside temperature, outside pressure, air speed and throttle setting belong to the independent variables;
The primary dependent variables, which are calculated as functions of the independent variables, include turbine speed, thrust, engine pressure ratio, fuel flow rate, and the temperature of the turbine outlet line. The use of corrected parameters leads to relatively simple basic relationships between dependent and independent variables and results in a simplification of the exercise device of the invention.
In the stationary (or static) state, the following variables are taken into account
EMI0002.0041
T., <SEP> compressor inlet temperature <SEP>;
<tb> y <SEP> -, <SEP> Compressor pressure ratio <SEP>;
<tb> M <SEP> Mach number <SEP>;
<tb> ii., <SEP> <SEP> corrected <SEP> <SEP> rotor speed <SEP>;
<tb> P; / P-- <SEP> Motor pressure ratio <SEP> (turbine outlet pressure / compressor inlet pressure) <SEP>;
<tb> T; / T. <SEP> Motor temperature ratio <SEP> (turbine outlet temperature <SEP> / <SEP> compressor inlet temperature) <SEP>;
<tb> F "<SEP> / 8 <SEP>. <SEP> corrected <SEP> thrust <SEP>;
<tb> Wi / & yit., <SEP> corrected <SEP> fuel flow.
The critical factor in the simulation of variable sizes of the jet turbine in dynamic behavior is the engine fuel regulator. The exercise device should be able to record the actual and the required speed signals as with the engine itself, to determine the size and direction of the error signal and to change the amount of the simulated fuel flow as a function of the error signal. This change in the fuel flow results in a simulated acceleration or deceleration of the engine until a new steady state is reached.
For more detailed explanation and better understanding, an embodiment of the invention is described in detail below with reference to the drawing; all named device parts and physical quantities are to be regarded as replicas.
1 is a schematic representation of a part of the device for simulating the stationary and dynamic behavior of a jet turbine aircraft engine with means which respond to the operation of the throttle lever to adjust the fuel flow Wf, the turbine speed N ,, the engine pressure ratio P; / P.> and the turbine outlet temperature T; to replicate and display.
Fig. 2 shows another embodiment desje nigen part of the circuit of FIG. 1, which determines the speed error signal.
Fig. 3 shows schematically a number of mitein other related electrical Einrich lines for generating signals which contain the factors of flight and the atmosphere in connection with an exercise device of FIGS. 1 and 2, respectively.
4 shows graphically typical stationary and dynamic properties of an aircraft jet turbine, which are simulated by the device.
Fig. 5 graphically shows the primary exterior and flight conditions which determine air cranking or reignition. 6 is a schematic representation of another arrangement for generating a speed feedback in order to realistically simulate the moment of inertia of the rotor as well as loading effects of the compressor etc. during an acceleration and a deceleration.
Fig. 7 graphically shows the general relationship between the speed and the inertia torque, the compressor load, etc. by which the acceleration and deceleration are influenced.
8 schematically shows a jet turbine with associated characteristic values.
In Fig. 1, a gas lever 1 for the engine is connected with the aid of a device 1 'with the sliding contact 2 of a potentiometer 3 in order to derive a signal voltage from this, which the required turbine speed according to. represents the position of the throttle.
The potentiometer is grounded at its lower end in the manner shown (when the throttle is closed, the tap 2 is earthed) and is at its upper end 4 (tap 2 above <B>: </B> throttle open) with an alternating signal voltage <B > f (T.2) </B>, which is a function of the compressor input temperature T, represents. The tools for representing this signal <B> f (T.) </B> are described in connection with FIG. 3.
The signal N, R corresponding to the required speed at the sliding contact 2 is fed via the line 5 to the input side of a comparison system 6 in which it is compared with a signal which represents the actual turbine speed N and the one described below Way of the N., - Servo system 7 is directed from.
The difference or error signal of the comparison system 6 is as ON. denotes, d. H. than the required speed change and is indirectly fed via a line 8 to the input terminal 9 of a servo system 10, which is used to display the actual fuel flow (consumption) W f of the engine.
The other AC voltage input signals for the servo system 10 consist of a feedback signal Efl at terminal 11, a signal W f "at terminal 12, which represents the steady-state fuel flow, and a response signal Wf at terminal 13. The steady-state signal Wf" is derived from a further servo system 14 which is coupled to the servo system 10 so that it. works as a dependent or auxiliary servo system during dynamic phases of the fuel flow.
The servo system 10 can serve as a general example of the devices and circuits used in the other servo systems, so that the description thereof will suffice to achieve the purposes of the description. The system 10 is an integrating servo system with a servo amplifier 1.5, which is supplied with the above-mentioned signal alternating voltages at terminals 9, 11, 12 and 13 and a motor 16 that responds to the output voltage of the amplifier and a feedback Generator 17 and a potentiometer 18 drives';
the latter is drivingly connected to the motor-generator via a transmission gear 19. The potentiometer body 18 is shown here in such a way that it is wound with resistance wire. The winding for this function has been omitted for the sake of simplicity in the other resistor bodies.
The servo amplifier 15 is a summation amplifier which determines the resultant of the various signal alternating voltages which influence the static and dynamic behavior of the fuel flow. For the purposes of the calculation, suitable input resistances are arranged in the amplifier input circuit as shown.
Amplifiers of this type are known per se for algebraic summation of a number of individual alternating voltages of variable size and polarity, so that the representation in a detailed circuit diagram does not appear necessary.
The part of the servo circuit with the motor-generator set (or only with the motor) is schematically indicated in other places in the drawing with the letters M-G or M only. The motor 16 is a two-phase motor, the control winding 20 of the output of the servo amplifier it is excited, while the other phase winding 21 is fed with a constant reference AC voltage ei ge, which has a phase shift of 900 compared to control voltage E. The operation of such a motor is known per se.
The motor runs in one direction when the control voltage and the reference voltage in the relevant phase windings have the same instantaneous value of the polarity and in the opposite direction when the instantaneous value of the polarity of the control voltage is opposite to the reference voltage, whereby the speed of rotation in both cases depends on the size of the control voltage. The circuit of the motor control .is shown in a simplified form for the sake of clarity, and it is clear that known switching means to improve the motor properties, z.
B. can be used to achieve fast running, etc. if necessary.
The motor drives a two-phase generator 17, the reference phase winding 22 of which is energized with a reference voltage e, phase shifted by 90 relative to the winding 23, while the other phase winding 23 generates a speed feedback voltage E "for the purpose of speed control.
The voltage EfU, which can fluctuate in magnitude and direction according to the speed and direction of rotation of the generator, represents the rate of change of the fuel flow and is fed to the amplifier input terminal 11.
The motor also serves to drive one or more potentiometers and display devices via a reduction gear 19 and suitable mechanical connections, which are indicated by dashed lines 24. In the present case, the motor drives a potentiometer 18 and a display device 25 which displays the fuel flow W f.
The individual resistance elements of the potentiometer, such as B. the body 18 can be wound in a known manner and in reality be ring-shaped or band-shaped; for the sake of simplicity, they are shown in the developed form.
A movement of the servomotor 16 in one direction or the other therefore causes the sliding contact 18 'to move into a corresponding angular position on the potentiometer body in order to derive a voltage that depends on the position of the sliding contact. H. to grab.
The individual potentiometers of the various servo systems have such a resistance characteristic that the value of the derived voltage at the sliding contact has the desired relationship to the angular movement of the contact, depending on the special function of the potentiometer. The ends of the potentiometers are fed with a voltage that depends on the task of the relevant potentiometer in terms of size and polarity. For the characteristic z.
B. a linear function can be assumed, as in the case in which the derived voltage should be directly proportional to the distance of the potentiometer contact from the zero position. The slope of the function curve then corresponds to the constant ratio of the derived voltage to the increase in the independent variable, which is given by the distance of the sliding contact from the zero position.
The derivation of this relationship is the same for all contact settings, so that the width of the potentiometer body is uniform in this case and the body appears rectangular. The width of the potentiometer body at a given position of the sliding contact is therefore determined by the linear or non-linear character of the function.
The following describes the relationship between the main servo system 10 and the auxiliary servo system 14 to simulate the steady-state and dynamic conditions in the fuel flow through the engine. These servo systems are essentially coupled in such a way that they feed one another, with both servo systems being in equilibrium in the steady state, i. H. are set so that they represent the calculated fuel flow Wf.
In the case of dynamic behavior, however, the servo system 10, which is relatively fast, first receives a 4N signal from the system 6 according to the new setting of the throttle and immediately moves differently from the system 14, which has a slower response characteristic. If the new setting of the throttle control is not changed immediately, the auxiliary system 14 is rebalanced by the main system 10 so that a new steady state of the fuel supply is given.
The time delay of the auxiliary system with respect to the main system is adjusted so that it corresponds to the characteristic inertia delay of the turbine speed with respect to changes in the fuel supply in the relevant engine. In a realistic simulation, the auxiliary system 14 is actually what the factor
EMI0004.0051
calculated) particularly suitable to control further systems 7, 65 or 78, which the actual turbine speed N., the engine pressure ratio P;
/ P., Or the turbine outlet temperature T; as described later. The T; system 78 is further controlled by dynamic signals which are jointly generated by the main and auxiliary systems 10 and 14, so that a characteristic increase in the temperature T; is mimicked during acceleration, the z. B. occurs when the gas lever is opened quickly.
The auxiliary servo system 14 of FIG. 1 contains a summing amplifier 26 which is fed with a number of input AC voltages and which in turn excites the servo motor M in the manner described. The motor-generator arrangement actuates the sliding contacts of a number of function potentiometers 28, 29, 30, 31 and 32 via a transmission (not shown) and suitable mechanical connections 27.
The input signals for the auxiliary servo amplifier 26 include speed feedback signals EiU (1) and Ef ,, (2) at terminals 33 and 34 for speed control from the feedback generator G, a signal -I- at terminal 35 from the Wf-Ansp: arithmetic potentiometer
EMI0004.0075
18, which.
Signal normally via the line 36b, the N. potentiometer 63, the Lei device 36c, the relay switch 94'-94 flame and the line 36d is supplied, furthermore a signal N. at the terminal 37, which is fed via the line 38 in order to take into account a condition in which the rotor is only driven by the airflow, and a start signal at the terminal 39, which is sent via the line 40 and a starter switch 41 is supplied by a servo potentiometer 29, and finally a response signal (ANS) - Wf.SS at terminal 42,
that about a
EMI0004.0083
Line 43 comes from the servo potentiometer 28. This response signal is also supplied via a line 44 to the input terminal 12 of the Wf servo system 10, since it also represents the steady-state fuel flow W f "; the response voltage W f of the main system 10 normally excites the auxiliary system at terminal 35. It it can thus be seen that the main and auxiliary systems are mutually coupled in order to calculate the fuel flow via the relevant response voltages.
The calculation of the steady-state fuel flow Wf ″ takes place primarily in the auxiliary servo system 14 according to the formula given above for the fuel flow. The servo potentiometer 28 is fed at its upper terminal with a signal which indicates the variable
EMI0005.0001
represents, so that the derived voltage at the sliding contact 28 'represents the quantity VV f. "according to the above equation (II) represents.
The main servo system is thus controlled by the auxiliary servo system in accordance with the changes in the adiabatic and other variable factors when the fuel flow is stationary.
When the responsive main system 10 is operated in accordance with a desired change in speed, the response signal via line 36b etc. immediately energizes the auxiliary system 14 via input 35 so that it gradually adjusts it to a new steady state. When the auxiliary system responds, its response voltage on line 44 increases or decreases, as the case may be, until the response voltage Wf of the main system is in equilibrium.
At this moment, both servo systems are again in equilibrium and represent a new steady state of the fuel flow, unless the throttle setting has been changed in the meantime.
The signals
EMI0005.0025
and what functions
EMI0005.0026
the above-mentioned pressure ratios and adiabatic temperature ratios can be generated in such a way as z. B. is described in French patent specification 1099896.
The dynamic fuel signal AN., Which corresponds to a desired acceleration or deceleration, is, as mentioned above, fed to the input terminal 9 of the main system from the AN, system 6. This system, which serves to nachzubil the properties of the engine fuel regulator, contains a servo amplifier 45, which at a terminal 46 the signal -; - N, R and at a terminal 47 a signal - N., via a. Line 48 from the potentiometer 49 of the N, servo system 7 is supplied.
The N _, servo system 7 is in turn fed with a signal -I- Ir7, which is fed from the auxiliary servo potentiometer 32 via a sliding contact 32 ′, a line 50 and an input terminal 51 of the N2 servo amplifier 52.
This N, input signal, which represents the calculated turbine speed according to equation (III), is shared by the signal -i-
EMI0005.0055
of the potentiometer 32 and the position of the auxiliary servo system 14 derived, which of the size
EMI0005.0058
corresponds. The voltage derived at the N 1 potentiometer 49, which is used in the AN system, also contains the N 1 response signal, which is fed to the amplifier input 54 via a line 53.
The steady state N.> (which is derived from the auxiliary servo system) is normally determined as a function of the throttle setting and the value T i, i. H. accordingly AN ,, since a new position of the servo system 10 depends mainly on the ANS signal.
The AN. System 6 is now referred to again. A difference between the signals N, R and N results in an error signal at the AN2 amplifier 45, which excites the servo motor M and causes the sliding contact 55 ′ of the AN2 potentiometer 55 to move.
This potentiometer is grounded in the middle and is fed at its upper and lower ends with signals of opposite phase, which indicate the fuel or fuel available for acceleration.
Represent available fuel for a delay, so that a dynamic signal is generated at the sliding contact 55 ', which represents the proportion of the intended acceleration fuel Wfu or delay fuel <I> W </I> fd, which is available under the prevailing operating conditions .
The signal of the fuel available for acceleration is generated on the auxiliary servo potentiometer 31 (according to the exciting signal
EMI0005.0091
and the
EMI0005.0092
Servo position) and is fed to the potentiometer 55 via the sliding contact 31 'and a line 56. The potentiometer 31 is therefore dimensioned according to the desired ratio provided between the fuel available for acceleration and the instantaneous stationary corrected speed.
The signal for delay fuel can be generated according to the difference between a constant signal Ei, which is fed to a terminal 61 of a summing amplifier 59, and the response signal W f of the main system 10, which is sent via lines 36 and 36a the amplifier input terminal 58 is supplied.
The constant voltage Ei at the input 61 represents the idle fuel, so that the output signal of the amplifier represents the value (W f-Wi), i. H. the fuel flow available in the event of a deceleration that exceeds the idle flow, below which the throttle control is ineffective, except when the engine is switched off.
This signal is fed to the AN potentiometer 55 via a line 60.
It can therefore be seen that a new setting of the throttle control z. B. in the direction of the opening of the throttle, the positive signal N2R at the AN, amplifier increased, so that temporarily the signal N2 is too strong and the ON2 servo system moves the sliding contact 55 'upwards as far as the size of the error signal.
If, on the other hand, the setting of the throttle lever is changed in the direction of closing, the signal N, R is reduced so that the negative signal N2 predominates temporarily; the sliding contact 55 'is moved down to expose the deceleration fuel.
The dynamic signal which is generated in this way causes a virtually instantaneous response of the main servo system 10 in the manner described above in a direction which, as the case may be, indicates an increase or decrease in fuel flow.
This servo system in turn sets the auxiliary servo system 14 in motion by the response voltage Wf via the system 7, which after the characteristic time delay comes back into equilibrium with the main servo system as a result of the response signal Wf ".
The auxiliary servo system follows the main servo system at a speed that is proportional to the AN. # Signal and, through its potentiometer 32, again causes a new setting of the N., Servo system, so that the speed indicator 62 now indicates the new steady-state speed of the turbine. The resulting N @ response signal on line 48 is either larger or smaller until the signal N., R is balanced, whereby the AN, servo system is returned to the stationary central position.
In practice, the AN. Servo system may require a response signal for stabilization; if this is the case, a response potentiometer can be added. This is described and illustrated in more detail in the embodiment according to FIG.
The properties of the steady-state and dynamic fuel flow are shown graphically in FIG. Curve a represents the steady-state fuel flow, taking into account variable altitude, flight conditions and turbine speed. This is a so-called normalized representation, which shows the main engine properties under changing conditions instead of a group of curves.
The coordinates of this graphical representation are the quantities
EMI0006.0029
and
EMI0006.0030
The maximum available acceleration fuel is indicated by the dash-dotted line b, so that the area between the curves a and b represents the maximum increment of the fuel available during acceleration. The ratio of the fuel that is available for acceleration to that which is actually used depends on the size of the speed error, ie. H. of the AN., signal.
Assuming full acceleration is required from idle speed by moving the throttle forward, the accelerator fuel flow rate, as illustrated by the operation of the main WF, rvosystem 10, follows curve e. The starting point is curve a and curve b is followed until a point d is reached that is close to the required speed. At this point the ON., Signal is zero to shut off.
mimicking the engine accelerator fuel by the fuel regulator; the W (servo system 10 returns to the new equilibrium position when the stationary auxiliary servo system 14 is at point e of curve a. If a partial opening of the throttle is mimicked from idle, then the Wf servo system operates as before in FIG Correspondence with curve <I> b </I> up to, for example, point <I> f, </I> at which the barrier takes place, whereupon the new stationary state is reached at point g of curve a.
When the throttle is moved in the direction of a delay from a position which e.g. B. is Darge by the steady state at point e or g, then the deceleration fuel, d. H. the amount of fuel that is subtracted from the fuel flow of the relevant steady state is represented by the areas below curve a, and the mode of operation of the Wl servo system corresponds to the deceleration fuel curve e 'or g'.
The engine pressure ratio P; / P ', i.e. H. the ratio of the turbine outlet pressure to the compressor inlet pressure is a function of the corrected speed. This ratio is indicated by an instrument on the actual aircraft and is used by the flight crew as an accurate and positive indication of the thrust. A simulation of the means for representing the engine pressure ratio is therefore desirable.
The corrected thrust F,; / 8., Is calculated as a function of the engine pressure ratio and the air speed in order to obtain the desired degree of accuracy over the full range of the air speed.
The computing system for the motor pressure ratio includes a servo system 65 with a servo amplifier 66 which receives an input signal
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at the terminal 67 from the sliding contact 30 'of the auxiliary system potentiometer 30. This signal represents the engine pressure ratio. The potentiometer 30 is grounded in its starting area at 30 ″, this area representing the speeds when starting and when the rotor is moving only through the head wind, in which the engine pressure ratio is the same.
The servo system 65 contains a response potentiometer 68 to derive a response signal P; / P., (ANS) for the input terminal 69 of the servo amplifier at the sliding contact 68 '. A display device 64 is driven by the servo motor. to display the engine pressure ratio.
The servopotentiometer 70 is excited by a signal voltage T., in order to derive a signal at a sliding contact 70 'which indicates the turbine outlet temperature T, see FIG. represents in the stationary state; a potentiometer 71 is excited by a signal voltage f (Vr) in order to pick up a signal at the sliding contact 71 'which represents the corrected thrust FN / 8. The thrust signal is fed to the flight computer 74 via a switch 72 of a relay 73 flame in the normal operating state of the turbine.
The flight computer, which is used to determine flight conditions, e.g. B. airspeed, aircraft altitude, etc., does not form part of the present invention and may include any suitable electrical flight accounting system. During normal operation, i. H. when the flame of the motor burns, the switch 72 of the relay flame is switched off so that the thrust signal circuit at contact 75 is closed. When the flame off relay is switched off to indicate the no flame condition, the switch touches contact 76 so that a negative air resistance signal 1 / 2c) V2 is fed to the input of the flight computer.
(Q = air density, V = airspeed) The basic equation for the turbine outlet temperature in the steady state can be written as follows: T7 = T-2f (P7 / P ') (IV) The simulation of the TI state during temporary disturbances is based on the Assumption that jet turbines operate in the region of the fuel-air mixture in which the temperature is generally proportional to the ratio of fuel to air.
This ratio increases when accelerator fuel is added (since the compressor speed does not change immediately), so the temporary effect of T7 during an unstable condition can be represented by the assumption that the increase in TI depends on or on the air-fuel ratio is proportional.
The temporary or dynamic temperature signal can therefore be represented as the difference between Wf and Wf ", i.e. as the accelerating fuel flow Wf.
Since this signal represents the excess fuel in excess of the steady-state temperature T7, it can be seen that the change in T7 is in fact a function of the excess fuel and time, the latter factor depending on the time during which the additional fuel is added as a function of N. remains available. At low speeds, both Wf "and N. have the aspiration to increase the peak temperature, since N2 reaches the stationary point more slowly and the air supply increases only slightly when the compressor speed increases.
The overall equation for T7 for stationary and dynamic conditions can therefore be written as follows: T7 = [K, T = f (P7 / P,)] -a- [K = (Wf-Wf. ")] (V) where KI and K, are constants that depend on the engine design.
Reference is now again made to the potentiometer 70 of the P; / P _> servo system, which is designed in accordance with the above equation in order to generate a signal which represents the value T ". This signal is transmitted via a line 77 to a TI- Computing system 78 is supplied, which displays both the stationary and the dynamic turbine outlet temperature on the display device 79.
The system 78 contains a servo amplifier 80, the output voltage of which excites a motor which in turn drives the display device 79 and a sliding contact 81 ′ of a response potentiometer 81. The input signals for the Ver are stronger from the steady signal T "at terminal 82, the response signal T7 (ANS) at terminal 83, a dynamic acceleration signal T, 1," Z at a terminal 84 and a speed feedback signal Efb a clamp 85 together.
The temperature T "of the steady state is, as mentioned above, determined by the relationship of TI / T2 and P7 / P2. The dynamic signal for the T7 system is determined according to the difference between the response signals of the main and auxiliary systems 10 and 14 determined, ie according to the difference between Wf and W f,.
The signals that represent these values are fed through lines 86 and 87 from the main potentiometer 18 and an auxiliary potentiometer 28 to a comparison amplifier 88, which has matched input resistances and whose output a signal is taken which indicates the difference or the dynamic temperature signal Ta ". This signal is normally transmitted via a line 89, a switch 100 of the relay.
Flame from <B> </B> and a line 89a, also supplied via a switch 90 to a cam disk AN2 and a line 89b of the input pin 84 of the T7 system.
The cam switch 90 is controlled by a cam disc 91 which is driven by the AN2 servo system 6 via a connection 6 'so that the switch 90 is grounded at the contact 92 in order to indicate the position no signal if the cam disc has one Position that it indicates the delay state.
Contact 93 is closed to connect the TI amplifier to comparison amplifier 88 when the AN2 amplifier system is in the acceleration position.
The TI-Anzeigeege advises 79 therefore shows a sudden increase in the temperature of the gas evacuation pipe in order to mimic the transient state that follows an opening of the throttle lever and which occurs before a new stationary speed is reached; However, it does not incorrectly show a sudden drop in T7 when the throttle is adjusted in the delay sense.
After a temporary increase in T7, the decrease to the steady state follows according to the achievement of equilibrium between the main and auxiliary servo systems 10 and 14.
The decrease in T7 as a result of a decelerating movement of the throttle lever can generally be mimicked by the fact that it corresponds to the decrease in turbine speed as a result of the thermal delay of the turbine, which is represented by the auxiliary servosystem.
A different arrangement for the throttle control and the AN2 system is shown in Fig. 2 Darge, in which an additional throttle potentiometer 145 is provided, which has a signal voltage at its upper terminal
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is fed.
The voltage derived from the sliding contact 145 'is fed via a line 146 to a summing amplifier 147, the output signal of which represents the fuel flow in the event of a delay.
The amplifier 147 is also fed with a signal voltage which has the value
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and can be conveniently removed from the response potentiometer 28 of the auxiliary servo system in FIG.
The fuel delay signal is fed via a line 148 to the lower end of an AN., Potentiometer 55, which otherwise works in the same way as in FIG.
The AN. Servo system is also operated practically in the same way as in FIG. 1, with the difference that a response potentiometer 149 is provided which supplies an ANz response signal ANz (ANS) to a sliding contact 149 'and via line 150 the Servo amplifier 45 supplied to ensure the stability of the servo system. This method of generating the delay signal results in a more realistic replica of the delay in the entire area of the fuel flow.
In the following, the processes are listed in the order in which they take place when the steady-state operating state is disturbed by a movement of the throttle lever.
1) The target speed accelerator signal, which is recorded by the representative ANz system 6, is changed in the sense of a speed increase and as a result, an error signal is AN. generated ; 2) The fuel flow servo system W f speaks immediately as a function of a prescribed course of the accelerating fuel flow W ″ as a function of
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on ;
3) The temperature of the gas discharge pipe (T7 servo system) begins to rise as a result of the dynamic signal Td ", which results from the increased fuel flow, since there is practically no immediate change in the turbine speed or the turbine air flow (compressor speed);
4) The turbine speed (N2 servo system) increases at a rate proportional to the difference between the total fuel flow Wf and the flow Wf "for steady state; 5) The engine pressure ratio (Pi / P @ servo system) increases increases as a function of turbine speed; 6) the thrust increases as a function of P7 / P--;
and 7) As the turbine speed approaches the required value, which corresponds to the given conditions of T., and the throttle position, the difference between Wf and Wfs, s decreases to zero and a new steady state is established. Fig. 3 shows a servo device which is able to generate signal voltages that deliver certain signals for the system of FIGS. 1 and 2, respectively.
The basic system used for this purpose can contain the flight altitude h, the true flight or airspeed VT, the Mach number M and the outside air temperature OAT. The input circuits for the amplifiers of the h-, VT- and M- Systems 95, 103 and 106 are described in German patent specification 952497. The OAT system is described in the French patent <B> 1099896 </B>.
The voltages generated by the device of Fig. 3 represent the speed of the rotor in the airstream Nw, a function of the Luftgeschwindig speed f (VT), an air resistance factor 1 / .0V2, the compressor inlet temperature T, and a function of T, namely f (T .). In addition, a thyratron <B> 133 </B> is controlled for re-ignition, which in turn is able to control the excitation of the relay 73 flame.
In the circuit according to FIG. 3, the h-servo system 95 contains a servo amplifier 96 for exciting the servo motor M, which in turn actuates the servo potentiometers 97, 98 and 99. The potentiometer 97 is fed with a constant AC voltage signal -E at its lower terminal and is grounded at its upper terminal via a suitable resistor, so that the voltage taken from the sliding contact 97 'is a function of the air density 0.
This signal is fed to a potentiometer 102 of the VT servo system 103 via a line 101. The signal voltage at the sliding contact 102 'represents the air resistance factor 1 / _0V'. This signal can be fed to the flight computer in FIG. 1 via a line 102 ".
The speed (N -) of the rotor when driven only by the airstream can be expressed by the altitude and the Mach number as follows.
N - = KK, f (M ') f (h) (V1) where is a preload factor that is introduced for reasons of convenience in order to adapt the value Nw to the range of the speed of the rotor in the airstream, which has a lower limit value of 30 Mei len per hour (48 km / hour).
In order to derive the Nw signal, the h servo potentiometer 98 is fed at its lower end with a voltage which comes from the potentiometer 105 of the M servo system 106. The potentiometer 105 is fed with a constant signal voltage E at its lower terminal and is grounded at its upper terminal so that the derived signal at the sliding contact 105 'represents an inverse function of M =.
The h potentiometer 98, which is fed with this signal, generates a signal at the sliding contact 98 ′, which is fed to a summing amplifier 100. This amplifier is also fed a constant voltage -E, which represents the bias factor K of the above equation. The resulting voltage Nw is fed to a line 109 via a line 107 and a VT cam switch 108 in order to feed the auxiliary servo system 35 according to FIG.
The switch 108 is actuated by the VT cam disk <B> 110 </B>, so that if the simulated air speed is exceeded by 30 miles per hour (48 km / hour), a switch on contact 111 is closed to to supply the Nw signal to the auxiliary servo system 14. If the air speed is less than 30 miles per hour (48 km / hour), line 109 is grounded at contact 112. The speed signal of the rotor in the wind is only generated when the Luftgeschwin speed reaches a predetermined minimum value.
The f (VT) signal is derived through a combined action of the servo systems h, M'- 'and VT. The voltage at the sliding contact of the h potentiometer 97 is fed via a line 113 to the M2 potentiometer 114, from which a signal at the sliding contact 114 'is fed via a line 115 to the VT function potentiometer 116, from where a derived signal at Sliding contact 116 ', which represents <B> f (VT) </B>, via a line 117 to the P;
/P., potentiometer 71 of FIG.
Lay signals which represent T ″ and f (T @), who generated by the joint operation of the M2 and the OAT system. The output voltage of the OAT amplifier 118 is fed via lines 119 and 120 to the T 1 amplifier 121 or fed to the M 1 potentiometer 122.
The potentiometer 122 generates a signal at the sliding contact 122 ', which represents a combined function of OAT and M2, which is fed back via a line 123 to the T amplifier 121. The amplifier output, which corresponds to T, operates the servo motor and potentiometers 124 and 125.
The function potentiometer 124 is fed at its upper end with a constant signal voltage, so that a signal arises on a line 126 at the sliding contact 124 ', which signal represents the gas lever potentiometer 3 of FIG. 1 feeds.
The linear potentiometer 125, which is fed with a constant voltage, generates a signal T. at the Schleifkon contact 125 ', which signal is sent via a line 127 to the P, / P potentiometer 70 in FIG. 1 and is fed to the thyratron re-ignition via a line <B> 128 </B>.
The relay 73 flame out, which represents the state of the engine in which either the flame is burning or no flame is present, is energized or switched off by a number of switches. operated in accordance with various states which mimic the presence of the flame and re-ignition. For this purpose, the relay winding at one terminal is supplied with a voltage E via a normally closed switch 135 flame from the teacher, while the other end can be grounded via various combinations of the switches mentioned. The simulation of the flame when starting is z.
B. achieved by the fact that the pilot brings the grounded ignition switch 130 to the ignition position and thereby closes the grounding circuit for the relay via the normally closed switch 131 reignition and 132 fuel. The switch 129 is closed as soon as the auxiliary servo system is started, so that the speed, be it by the starter of the engine or by the driving wind, exceeds the value zero.
This switch is controlled by a cam disc 129 'which is set by the auxiliary servo system 14 so that the flame relay is switched off when the speed is zero; this represents z. B. is a lack of fuel as a result of the stoppage of the fuel pumps. The scarf ter 131 re-ignition is from the thyratron 133 in the manner described below and from the fuel switch 132, which can be set by the teacher to indicate the lack of fuel controlled.
The flame out relay 73 has now responded and closes the hold switch 134, which closes a ground connection from the fuel switch so that the ignition switch 130 can be opened, as in practice. The flame out relay can be switched off by the teacher to indicate a malfunction by opening either the fuel switch 132 or the flame out switch 135.
In the practical case, the flame can go out at high altitude in combination with certain other influences, which include the air speed and the compressor inlet temperature. When the flame goes out, it is common practice to start the engine in the air or to re-ignite it by driving the turbine by the air screw (compressor rotor) driven by the airstream and closing the ignition switch.
However, there are certain Flugzugstands that make it very difficult or impossible to re-ignite the engine when they meet, e.g. B. if the air speed VT is either too high or too low in relation to the altitude h and if the air density P is too small due to too great an altitude. This is shown graphically in FIG.
The figure shows the combination of altitude h (and air density) and the air speed VT, which influences re-ignition and starting in the air.
To simulate re-ignition, the thyratron <B> 133 </B> is excited by a number of signal voltages that differ in direction and size from one another and represent the main factors that determine the re-ignition range. After ignition, the thyratron energizes a relay 136 in order to open switch 131 for re-ignition, so that re-energization of the relay flame is impossible for as long as
than the unfavorable conditions prevail. The input signals of the thyratron include a signal T2 of the compressor inlet temperature, an altitude signal h, which is picked up via line 137 from the h potentiometer 99 via sliding contact 99 ', and an air velocity signal VT from the opposite direction, which is sent via line 138 and the sliding contact 139 'is removed from the VT potentiometer <B> 139 </B>.
The potentiometer 139 has an outline that corresponds to the graph of FIG. 5 so that the desired VT signal fluctuates accordingly. If the resultant of the signals on the grid of the thyratron is sufficiently positive, the thyratron ignites and energizes the relay 136, whereby the switch 131 is opened and the relay 73 flame is switched off.
If the resulting signal is below the ignition voltage, the relay 136 is switched off with the switch 131 in the normal position for re-ignition. This condition also occurs when the soil>, - condition prevails, i. H. when the h-signal equals zero, so that the flame relay can be energized by the ignition switch to mimic a start from the ground. If desired, the thyratron can be pre-tensioned to the kink via the ignition switch during starting.
The operation of the thyratron is controlled in such a way that it corresponds to the curve in FIG. 5, in which there is a certain, hatched range of air speed for a given altitude, within which starting in the air is perfectly possible. The factor T "plays a lesser role because the TA signal (which has the same direction as the VT signal) only slightly expands the range of the VT signal.
The tasks of the flame relay 73 can be summarized as follows: When the relay is normally switched on to indicate the presence of the flame, it opens the circuit at contact 94 'to excite the auxiliary servo system 14 from the main servo potentiometer in FIGS interrupts the feedback circuit Efb ">> slow speed for the auxiliary servo system at contact 156.
In addition, part of the circuit for exciting the T7 servo system is closed by the dynamic signal Tdl "on contact 100 and the thrust circuit for the flight computer on contact 72.
When the relay is switched off to indicate the flame off state, it switches off the normal circuit for the auxiliary servo system and switches on (during the flight) the signal Nv, which represents the movement of the rotor by the airstream, as well as the low speed feedback loop to control the turbine speed during cranking <B> ETC. </B> The response of the turbine speed to acceleration and deceleration forces is given by the equation
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given,
where 1 is the moment of inertia of the rotor; N is the speed of the rotor; K is a constant of the engine acceleration; Wf is the total fuel flow at a given instant and Wf., S is the fuel flow required to maintain steady-state rotor speed at the given instant. The factors I and K are particularly important at low speeds and must be taken into account when simulating the speed behavior of the motor.
For this purpose, the auxiliary servo system 14 of FIG. 1 can be influenced with a feedback variable which corresponds to different states of the motor. A normal feedback signal Efl, .l, is fed from the feedback generator Gub, -r a line 155 to the amplifier input 33 under all operating conditions. This feedback signal is sufficient in itself to represent the speed behavior at high speeds when the engine is working. However, if z.
B. when starting or when the flame goes out, the moment of inertia of the rotor plays a role, then the speed behavior changes and a second feedback signal Efl ,. <I> 2, </I> are fed from the generator via the relay switch 156 flame and the line 157 to the input terminal 34.
This feedback circuit lies in parallel with the first feedback circuit in order to influence the value EiU, ll. The second feedback loop is only switched on when the state of no flame is present, such as during the start-up and when the flame is extinguished in flight, the decrease in turbine speed being influenced by factors including the moment of inertia of the rotor Compressor load and others.
Another system for simulating the speed behavior is shown in FIG. With this arrangement, the normal feedback signal Efl "1 is fed from the generator G to the input of the NJV f, amplifier 26, as usual.
The second feedback signal Efv. 2; is however fed under certain conditions from the generator via the line 160, the servo potentiometer <B> 161, </B> and the line 162 to the input 163 of the servo amplifier, this circuit being parallel to the first feedback circuit and therefore the variable Efb , l, influenced.
The servo potentiometer 161 is designed in such a way that it is fed at its lower terminal by the normal feedback voltage of the generator and is grounded in its entire upper speed range, so that the feedback signal picked up at the sliding contact 161 'is only effective during the lower speed range, within which it gradually decreases with increasing speed until it becomes zero. This feedback control is closer to reality if the behavior of the turbine is to be imitated both during acceleration and during deceleration according to the curve shown in FIG. This curve shows the relationship between the turbine speed and the forces that oppose the change in speed.
The part of curve C between points 1 and 2 represents an acceleration or deceleration of the turbine in the low speed range, where the compressor effect is relatively small and the moment of inertia of the rotor has a greater influence on the speed. This part of the curve is essentially straight and is represented by the active lower area of potentiometer 161. Above point 2, the influence of the compressor increases proportionally and increases sharply after higher speeds, where it predominates so much that the effect of the moment of inertia is only a minor factor in relation to the load factors of the compressor.
Point 2 of the graphic representation corresponds to the zero signal position of the potentiometer 161, so that above this point the usual feedback signal Efb, 1) dominates the entire upper region of curve c in a characteristic manner.
The feedback signal Efb (2) of the potentiometer 161 can counteract the input signal W f of the amplifier during acceleration (counter-coupling) and support the N "signal during deceleration (positive feedback), so that the effect of the moment of inertia of the rotor Endeavors to reduce the speed when accelerating and to maintain the state of motion when decelerating.
The phase reversal of the feedback signal occurs when the direction of rotation of the generator is reversed during the deceleration and relates to the constant phase relationship of the signal Nw, which, as in the case of FIG. 1, is removed from the circuit by the switch 158 of the flame relay. stronger input 37 is supplied.
The same type of feedback can also be used for the T7 servo system, where T, changes according to the following conditions: 1) Normal operation with flame and N "above idle speed (5500); 2) Starting conditions with flame and N., below the idle speed and 3) switch off or flame off with N, above the idle speed.
For conditions 1) and 3) the normal feedback signal is only used to obtain the maximum desired T - rise, while for condition 2) a second feedback circuit can be connected in parallel to mimic the minimum value of the TI rise when starting . The second feedback circuit can be switched on by the flame relay and by a cam switch, not shown, which is controlled by the N2 servo system.
The sequence of operations in the exercise device is generally as follows: A ground start is imitated by first closing the starting switch 41 in FIG. 1 and thereby influencing the auxiliary servo system in order to imitate the starting speed. This immediately closes the cam switch 129 (FIG. 3) of the auxiliary servo system in the circuit of the flame relay.
The throttle lever 1 is then partially opened and the ignition switch 130 of FIG. 3 is closed to energize the flame relay 73. In practice, the throttle and ignition switch are connected to one another so that the ignition switch is closed when the throttle is opened.
The starting speed of the engine is mimicked by an input signal E of the auxiliary potentiometer 29, this signal being grounded when the speed reaches the upper limit of the starting process at which the ignited engine normally takes over operation. In the case of machines with multiple engines, the first jet turbine uses an external power source when starting (which is simulated by a signal E of the potentiometer 29);
after the first engine is running, the power generated by that engine is used to start the other engines. The start of the other motors can be imitated in that the potentiometer concerned (which corresponds to the potentiometers 29) has a voltage from the working one
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Servo system is performed, which represents the speed of the first motor.
During cranking, the W f signal of the main servo system 10 is which. normally the auxiliary servo system 14 is excited, switched off by the N2 potentiometer 63.
The sliding contact 63 'only closes the W f signal circuit when the starting speed is exceeded. The N2 potentiometer 63 is designed in such a way that it is grounded during its entire starting range <I> 63a, </I>, which represents the starting speed, so that the W f signal is interrupted during the first starting process.
In order to then gradually introduce the WE signal when the turbine receives the burning gases, a limited area 63b is provided with a further increase in speed, after which the full W f signal is supplied to the sliding contact 63 'in the conductive section 63c . The range of speeds at which the rotor is driven by the airstream is usually in a part of the section 63b above the grounded section.
In order to supply fuel for starting, the throttle lever 1 is brought to a partially open starting position so that an acceleration fuel signal Wfa is generated by the AN2 system in order to energize the main servo system 10.
Before that, the auxiliary servo system 14, which operates at starting speed under the influence of the signal E, has driven the Wf servo system 10 via the response signal of the auxiliary servo potentiometer 28. A response signal is taken from this potentiometer from the start, since the signal variables
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and
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are greater than zero for the soil condition.
It also results that signals from potentiometers 31 and 32 (which represent the acceleration fuel W / Q and N) are available for the ANz and N2 systems when starting.
The mode of operation of the main servo system as a function of the fuel signal Wfa generates a Wf response signal for the TI control via the dynamic Td, "z system. The full W f signal, however, only comes into effect to activate the auxiliary servo system 14 to be driven when the speed is outside the starting range, since only then is the circuit closed by the flame switch 94 and the N., potentiometer 63.
In this state, the engine is at an operating speed, the starter switch 41 is open, and the main servo system is switched on so that the auxiliary servo system, as described above, continues to run until the two systems are in equilibrium, to the steady idle state to indicate before departure.
The system is now ready for take-off performance, which is generated by moving the throttle stick to the open position. A maximum acceleration fuel signal W f "is generated here by the AN, system.
This signal drives the fast-responding main servo motor quickly into a position which corresponds to the total fuel flow Wf, and the response signal in turn begins to move the slower auxiliary servo motor 14 into the new stationary position of the fuel flow Wf ". The dynamic temperature signal ( Wf-Wf ") is high at first and the T7 servo system responds to indicate a higher acceleration temperature.
The auxiliary servo system influences the speed servo system 7 via an N, signal of the potentiometer 32 until the N, response signal of the potentiometer 49 compensates for the required speed signal N_R of the throttle lever.
At this point the <I> W </I> fQ signal becomes zero and the main and auxiliary servo systems come into equilibrium when the two response signals Wf and Wf "become equal. The N, and T, systems get there The turbine now works at a stationary maximum speed, ie with take-off power.
During the acceleration process, the N, system 7 follows the sluggish auxiliary servo system in such a way that the characteristic inertia of the rotational speed when the throttle lever is opened is imitated. During acceleration, too, the dynamic temperature signal increases rapidly to an initially large value, since the large Wf "signal on the T, system indicates a characteristic high temperature during take-off acceleration. However, this high temperature has only a short duration and takes to a steady-state value when the main and auxiliary servo systems come into equilibrium, so that the Td "t signal becomes zero.
This indicates that the turbine is reaching the desired speed, as well as a steady state temperature and fuel flow condition. At this point in time, it is assumed that the simulated aircraft is in flight and in the air. If the flame-out state occurs during the flight, the speed decreases rapidly as a result of the heavy load from the compressor and because there is no thermal energy.
The rotor screw now turns in the airstream, with the turbine rotating at a low speed depending on the air speed and other factors. The characteristic speed decrease is mimicked by the feedback circuits mentioned above.
The state flame off.> Is first imitated by the teacher in that the flame relay of FIG. 3 is switched off by the fault switch 135. The signal N - for driving the rotor screw by the airstream is fed to the auxiliary servo system via the input terminal 37 and via the flame switch 158 in the no flame position.
This signal now exceeds the WE signal of the main servo system, which is interrupted by the flame switch 94 and controls the auxiliary servo system 14 as long as the flame off state continues, whereby it is assumed that the air speed is a predetermined minimum of 30 miles per hour ( 48 km per hour) (Fig. 3).
The auxiliary servo system in turn controls the N, servo system 7 to indicate the speed when driven by the airstream and actuates the main servo system 10 via the response signal W f, When the speed has decreased to the normal value as a result of the airstream via the auxiliary servo system (which is represented by the grounded portion of the auxiliary servo potentiometer 30), the P / P, signal on the Schleifkon contact 30 'is grounded, so that the P;
/ P, servo system is brought to zero by the response voltage of the potentiometer 68. This position represents the engine pressure ratio 1, i. H. a thrust of zero, as is the case with propulsion by the head wind. In this position, a signal T. is derived from the potentiometer 70 via the grounded resistor 70 ″, which feeds the T7 servo system.
Since the voltage of the potentiometer 70 has steadily decreased, and since the T; servo system cannot receive a dynamic fuel signal as a result of the deactivation of the flame relay, the T; display device 79 approaches and reaches the intake air temperature T.
The drive wind continues to drive the rotor screw, with the N, servo system 7 displaying a corresponding speed and the T; servosystem showing the air inlet temperature T, as long as there is no flame and the air speed is over 30 miles per hour (48 km per hour). If the airspeed is less than 30 miles per hour (48 km per hour) on landing, Nw. Has decreased to zero and the signal is turned off as shown in Fig. 3 to prevent a negative speed signal.
The auxiliary servo system 14 together with the dependent W f and N i servo systems 10 and 7, with the exception of the T i servo system, which still indicates the temperature T i, returns to zero.
If, however, the flame relay is switched on again during flight to imitate a start in the air or a new ignition, the Nw signal is switched off by the flame switch 158 and the WE signal of the main servo system is switched on by the flame switch 94, so that the normal drive connections between the main and auxiliary servo systems are as before.
During the drive of the rotor screw by the airstream (as well as when starting), the signals for the fuel flow available during acceleration and deceleration of the auxiliary potentiometer 31 and the main response potentiometer 18 are present at all times.
Therefore, once the flame relay is energized to show a cranking in the air, the throttle can immediately be advanced to whoever to generate an error signal AN, which in turn causes an accelerator fuel signal W f, 'for the main servo system. The system is again in the dynamic state of acceleration, which is followed by a steady, normal operating state.
In order to simplify the description, a number of auxiliary arrangements and circuits have been omitted, e.g. B. concern the control by the teacher and other refinements and the like. Suffice it to say a few typical errors that can be mimicked by controls operated by the teacher. So z. B. sometimes engine nacelle icing can occur, partially blocking the air intake for the engine.
This lowers the engine pressure ratio, so that the thrust decreases, and at the same time the temperature T; increased due to the larger air-fuel ratio. The teacher can imitate this in a simple manner by adjusting a resistor in the P7 / P2 input circuit and feeding a fault signal in the appropriate direction to the T7 amplifier output in order to indicate a higher temperature.
To mimic abnormal TI conditions due to other reasons, e.g. B. hot leaving, excessive temperatures during take-off, fire in the engine without the engine running, etc., the teacher can also lead corresponding interfering signals to the T7 amplifier input. An automatic hot start can be mimicked if the starter has failed or is switched off before the engine has reached a sufficient natural speed.
The failure of the starter can be mimicked in a simple manner in that the starter circuit 40 of the auxiliary potentiometer 29 is interrupted. The automatic warm-up is due to the fact that the flame relay, after it has picked up when starting, remains energized as long as the engine is running.
The dynamic acceleration signal Td ,, "of the amplifier 88 is therefore still fed to the T7 servo system. If the starter fails, the auxiliary servo system 14 continues to gradually decrease to zero or increases only at an abnormally slow speed, so that the response signal Wfss decreases in relation to Wf and the dynamic temperature signal (which corresponds to Wf-Wf ”) increases rapidly.
The T7 servo system therefore continues to indicate increasing excess temperatures until the auxiliary servo system reaches the zero value. At this point in time, the cam switch 129 is opened so that the flame relay drops out and the dynamic acceleration signal is grounded. The flame is then extinguished and T7 approaches the air temperature T2.
The N2 system 7 can be similarly controlled to represent abnormal operation of the turbine. The instructor can also, as he mentioned, imitate a lack of fuel and an erasure of the flame during flight by pressing the fault switch 131 or 135.