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Die
Erfindung bezieht sich auf ein Verfahren zum Messen der Beanspruchung
rotierender Wellen, insbesondere der Niederdruck-, Hochdruck- und
Getriebewellen von Turbomaschinen und Flugtriebwerken, und auf eine
Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens.
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Herkömmlichen
Verfahren zur Messung der Beanspruchung rotierender Wellen, insbesondere des
Drehmomentes bei Gasturbinen, bei Zwei- oder Drei-Wellen-Turbinen
und Dampfturbinen basieren auf induktiven phasenverschiebenden Messeinrichtungen
und Referenzmessungen. Diese Messverfahren benötigen ein
Signal-Trigger-Rad auf der vom Drehmoment belasteten rotierenden
Welle und ein Referenzrohr mit einer bestimmten Länge.
Das bekannte Verfahren hat Nachteile hinsichtlich des Bauraumes
und des Gewichts und in der Begrenzung in der Signalqualität
und der Redundanz, d. h. der mehrfachen Messungen.
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Abgesehen
von besonderen Entwicklungszwecken und speziellen Anwendungen bei
herkömmlichen Zwei- oder Drei-Wellen-Flugtriebwerken für
zivile oder militärische Zwecke, ist die Messung mechanischer
Beanspruchungen für eine eingeschränkte Lebensdauer
und/oder Teile mit eingeschränkter Formgebung nicht die
Norm. Dies ist darauf zurückzuführen, dass den
herkömmlich verfügbaren Messsystemen die erforderliche
Betriebssicherheit, die Zuverlässigkeit, die Komplexität
und die Wartungseigenschaften bei relativ hohen Kosten fehlen.
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Die
auftretenden Belastungen und der Einfluss auf die Ermüdung
und die Lebensdauer, die aus im Flugbetrieb auftretenden Geschehnissen,
wie Vogelschlag, harten Landungen u. dgl. sowie aus speziellen Erfordernissen
der Bedienungsperson resultieren, können nur geschätzt
werden. Es ist also sehr schwierig, wenn nicht sogar unmöglich,
Missbräuche der Bedienungsperson zu erkennen oder nachzuweisen.
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Um
die Unsicherheiten in der Schätzung von auftretenden Belastungen
und die Auswirkungen auf wesentliche Triebwerksteile zu kompensieren,
werden die Formgebungsgrenzen erhöht. Dies resultiert in
erhöhtem Gewicht und erhöhtem Kraftstoffverbrauch.
Sehr teure Bauteile, die immer noch verwendbar wären, werden
ausgetauscht, da die Entscheidungen, welche die Verwendbarkeit bestimmen,
auf Annahmen des ungünstigsten Falles basieren und nicht
auf aktuellen Informationen („Lieber sicher”-
als „Es tut mir Leid”-Annäherung). Fehler,
die aus besonderen Auftrags-Erfordernissen der Bedienungsperson
resultieren, oder Missbrauch treten auf und können nicht
erklärt werden, was auf Mangel an Detailinformationen zurückzuführen
ist. Dies verkompliziert die Ursachenanalyse und kann in einer Verlängerung
der Formgebungs-Verbesserungs-Periode resultieren, da mehr Formgebungs-Wiederholungen
erforderlich werden können.
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Der
Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, das Verfahren zum Messen der
Beanspruchung von rotierenden Wellen so auszubilden, dass diese
Nachteile behoben sind.
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Zur
Lösung dieser Aufgabe sieht die Erfindung vor, dass mittels
einer magnetischen Kodierung der Welle als Signalgeber ein Signal
für die auf die Welle einwirkende Beanspruchung erzeugt
wird und dass das Signal für die Größe
der Beanspruchung von gehäusefesten Signalsensoren er kannt
und anschließend ausgewertet wird. Das erfindungsgemäße
Verfahren benötigt kein Referenzrohr für Referenzmessungen,
sondern kommt mit magnetisch kodierten Bereichen der Welle als Signalgeber
aus. Durch eine Überwachung der Beanspruchung der rotierenden
Wellen von Flugtriebwerken kann bei gefährlichen Überdrehzahlen
die Treibstoffzufuhr zum Flugtriebwerk abgeschaltet werden. Dies
gilt auch für Flugtriebwerke mit Propellerantrieben und
Gasturbinen zum Antrieb von Generatoren zur Stromerzeugung. Ferner
kann eine Früherkennung eines Wellenversagens durch akkumulierte
Schäden erreicht und damit die Lebensdauer der Welle erhöht
werden.
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Die
Erfindung behandelt eine verbesserte Ausbildung eines Systems zur
Messung der Beanspruchung, insbesondere des Drehmomentes, der Welle,
allgemein für Turbomaschinen und Flugtriebwerke, insbesondere
für Flugtriebwerke mit Propellerantrieben, sowie für
Gasturbinen zum Antrieb von Generatoren zur Stromerzeugung, wobei
hohe MTBF-Werte, d. h. mittlere Betriebsdauer zwischen Ausfällen,
gefordert werden.
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Die
Erfindung basiert auf der Nutzung der physikalischen Eigenschaften
von ferromagnetischen Materialien im Zusammenhang mit Magnetfeldern
und der Messung der magnetischen Feldänderung an magnetisierten,
rotierenden Wellen aus magnetisierbaren Materialien, insbesondere
auf der Magnetostriktion, d. h. der Deformation ferromagnetischer
Stoffe infolge eines angelegten magnetischen Feldes.
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Erfindungsgemäß erhält
eine magnetisierbare Welle, z. B. eine Niederdruck-, Hochdruck-
oder Getriebewelle oder ein Wellenbefestigungsring, eine permanente,
einmalig bei der Herstellung aufgebrachte magnetische Kodierung,
die als Signal für die Messung des Drehmomentes herangezogen
wird. Die Eigenschaften der magnetischen Kodierung sind derart,
dass bevorzugt zwei verschiedene Signaltypen in die Welle eingebracht
werden. Diese sind eine kontinuierlich um den Wellenumfang gleichmäßig verteilte
Struktur in Form axialer magnetisierter Streifen oder punktförmig
axial oder anderweitig axial orientierter magnetischer Streifenmuster,
um eine hoch aufgelöste Drehmomentmessung zu gewährleisten, und
eine einzelne, punktförmige Signatur am Umfang für
ein einzelnes Trigger-Signal je Umdrehung der Welle (1/rev), um
die Anzahl der Umdrehungen bzw. die ganzzahligen Umdrehungen der
Welle zu erfassen. Das einmalige Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal
auf dem Wellenumfang ermöglicht eine Korrelation zwischen
dem Drehmomentwert und der Referenz-Wellenposition, z. B. 0°,
bei hohen transienten Drehmomentwerten oder Torsionsschwingungen. Diese
einzelne Signatur wird zur Systemoptimierung und zur Regelung benötigt.
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Gemäß der
Erfindung werden an vorzugsweise zwei oder mindestens zwei verschiedenen
Positionen der Welle, insbesondere der Niederdruckwelle aber auch
der Hochdruckwelle eines Flugtriebwerkes Magnetostriktions-Messeinrichtungen
angeordnet, um über die Messung der Belastung der Welle,
insbesondere des Drehmomentes, auf den Zustand des Flugtriebwerkes
schließen und das Flugtriebwerk aufgrund der Messergebnisse
regeln zu können. In einer bevorzugten Ausführungsform
sind bevorzugt drei Magnetostriktions-Messeinrichtungen vorhanden,
um eine Überwachung der Lebensdauer einzelner, kritischer
Komponenten des Flugtriebwerkes durchführen zu können.
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Die
Verwendung der Magnetostriktion bei Zwei- oder Drei-Wellen-Flugtriebwerken
an einer Position oder an mehreren Positionen an der Triebwerkswelle
ist bestens geeignet, um die Auswirkungen und Effekte der Beanspruchungen
im Betriebszustand auf die Lebensdauer zu erkennen. Der besondere
Vorteil der Verwendung der Messung der Beanspru chung mittels der
Magnetostriktion liegt in dem kontaktfreien bzw. berührungslosen
Messverfahren, das die simultane Messung mechanischer Kräfte,
wie Drehmoment, Biegung, Axial- und Scherkräfte, als auch
die Messung der absoluten rotativen und linearen Position unter
extremen Umgebungsbedingungen in einer einzigen Position ermöglicht.
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Das
Verfahren zur Messung der Beanspruchung der Welle, insbesondere
der Drehmomentmessung, basiert auf einer dauerhaften Kodierung durch
ein Magnetmuster auf einem Flächenbereich an der Abtastposition
der Welle, ohne dass irgendwelche dimensionsmäßigen
oder mechanischen Änderungen an der Welle ausgeführt
werden müssen. Die mechanisch beanspruchte Komponente selbst
ist der Hauptteil des Sensors. Da keine Bauteile zum Messobjekt
hinzugefügt werden müssen, kann die Welle frei
drehen und sich bewegen und kann sehr harten Arbeitsbedingungen
ohne Verlust ihrer Erkennungseigenschaften ausgesetzt werden.
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Das
Verfahren in Form der Kodierung der Welle durch ein Magnetmuster
wird in der Turbomaschine bzw. dem Flugtriebwerk in einer Position
ausgeführt, die eine optimale Systemfunktion und Messintensivität,
annehmbare Umgebungs- und Betätigungsbedingungen und freien
Zugang zur Wartung sicherstellt.
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Das
Ausgangssignal des Systems kann in den elektronischen Triebwerks-Steuerungs-Computer
integriert bzw. eingeführt werden. Die vorher definierten
Parameter werden zusammen mit den anderen existierenden Triebwerks-Parametern
im DFDR-Aufzeichnungsgerät aufgezeichnet. Physische Grenzen
der Beanspruchung können in dem Triebwerks-Steuerungs-Computer
gespeichert werden. Eine Überschreitung dieser Grenzen
kann in dem Onboard-Computer signalisiert werden, um standardisierte
Wartungs- oder Inspektions-Aktivitäten einzuleiten.
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Die
Informationen über die Überschreitung und Dauer
der Beanspruchungen kann zum Triebwerks-Lieferanten für
Analysezwecke weitergeleitet werden, um weitere Wartungsarbeiten
oder die Notwendigkeit des Auswechselns von Komponenten zu bestimmen.
Diese Beanspruchungen können angesammelt und aufaddiert
werden, um die Vorhersagen über die Lebensdauer der Komponenten
und die Notwendigkeit von Wartungsarbeiten oder eines Auswechselns
der Komponenten zu unterstützen. Die Geschehnisse der Überschreitung
der Belastungsgrenzwerte können auf entsprechende Betätigungsphasen
relativiert werden. Dies kann verwendet werden, um das Bedienungsverhalten
der Piloten zu identifizieren oder zu korrigieren und um die Flug- und
Bedienungsprofile im Hinblick auf eine Verminderung der Ermüdung
bzw. Verlängerung der Lebensdauer der Komponenten zu erreichen.
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Das
System ist mit folgenden Vorteilen einsetzbar: Erfassung der Messdaten
zum Erkennen vorhandener Fehler; Reduzierte Wartungskosten, insbesondere
für Flugtriebwerke mit Wartungsplan; Unterstützung
der Beweisführung zur Abwehr von unberechtigten Ansprüchen
aus Garantieverpflichtungen; Vermeidung der Haftung für
Reparaturkosten im Falle eines Missbrauches des Triebwerkes durch den
Betreiber; Kontrolle des Flugverhaltens des Piloten durch den Betreiber;
Förderung des Verständnisses für die
Ursache eines Versagens; Schnellere und bessere Konstruktionsentwürfe;
Optimierte Entwürfe zur Einsparung von Kosten und Gewicht;
Unterstützung der Definition von festigkeitsbasierten Akzeptanz-
und Grenzkriterien für den Betrieb; Verlängerung
der Wartungsintervalle bestimmter Komponenten mit begrenzter Lebensdauer;
Besonders geeignet für militärische Verwendungen,
bei denen das Be triebsprofil stark von der Triebwerksauslegung abweichen
kann. Das System erlaubt eine einsatzspezifische Berechnung der
Lebensdauer von kritischen Bauteilen der Flugtriebwerke.
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Weitere
vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung ergeben sich aus den
Unteransprüchen. So umfasst die magnetische Kodierung mindestens
zwei verschiedene Signaltypen, von denen ein Signaltyp eine kontinuierlich
um den Wellenumfang gleichmäßig verteilte Struktur,
z. B. ein Streifenmuster aus axialen magnetisierten Streifen, für
die hoch aufgelöste Drehmomentmessung, und der andere Signaltyp eine
einzelne Signatur am Wellenumfang umfasst, um bei jeder vollen Umdrehung
ein Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal zu erzeugen und damit die vollen bzw.
ganzzahligen Umdrehungen (1/rev) zu erfassen. Dabei werden die Signale
der Signalgeber, magnetische Struktur und magnetische Signatur,
von mehreren Paaren von um den Umfang der Welle symmetrisch verteilten
Signalsensoren erfasst.
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Die
luftfahrtrechtlichen und von der Triebwerksregelung gestellten Anforderungen
an das Drehmomentmesssystem sind mit dem erfindungsgemäßen
Verfahren erfüllt. Dies sind eine redundante, d. h. mehrfache
Sensorauslegung in Form mehrerer Sensoren, um den möglichen
Ausfall von Einheiten zu kompensieren, die Signalgenauigkeit und
die hohe Auflösung für die weitere Signalverarbeitung
im FADEC/EEC (Full Authority Digital Engine Control/Electronic Engine
Control) und die robuste Sensorausbildung, deren einfache Bauweise,
leichte Zugänglichkeit und leichte Austauschbarkeit sowie hohe
Verschleißfestigkeit eine hohe bzw. lange Lebensdauer garantieren.
Es besteht eine stabile Drehmomentsignalqualität auch bei
höheren Systemfrequenzen bis zu 20 kHz und lokalen Vibrationen
bis zu 95 g.
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Erfindungsgemäß werden
die von den Signalsensoren erfassten Drehmomentsignale zwei Kanälen
einer Signalverarbeitungsschaltung zugeführt, wobei eines
der Sensorsignale zum Zwischenabgleich zu beiden Kanälen
geleitet und das ermittelte Wellendrehmoment als Hauptregelgrösse
bei der Triebwerksregelung verwendet werden.
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In
weiterer vorteilhafter Ausbildung der Erfindung werden zwei Drehmoment-Sensoreinheiten
an zwei im Abstand voneinander befindlichen, entfernten Positionen
auf derselben rotierenden Welle verwendet, um die Differenz der
Drehmomente an den entfernten Positionen zu messen und um so das
Auftreten von Torsionsschwingungen der rotierenden Welle zu ermitteln.
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Schließlich
werden erfindungsgemäß sowohl die von den Signalsensoren
einer Drehmomenteinheit erfassten Drehmomentsignale als auch die
von zwei Drehmoment-Sensoreinheiten zur Ermittlung von Torsionsschwingungen
der Welle erfassten Drehmomentsignale als Regelgrößen
bei der Triebwerksregelung verwendet.
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Das
erfindungsgemäße Verfahren zum Messen des Drehmomentes
bei Flugzeugtriebwerken basiert auf hochauflösenden Sensoren
und auf der physikalischen Grundlage der Magnetostriktion. Die redundant
ausgelegten Drehmomentsensoren beliefern die beiden Kanäle
des FADEC/EEC mit dem Drehmoment als Hauptregelgröße
für die Triebwerkssteuerung. Weiterhin wird das Signal
auch im Flugzeugcockpit bereitgestellt bzw. angezeigt.
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Bei
einer doppelten Bestückung einer Welle mit zwei Drehmomentmesssystemen
in einem gewissen Abstand kann durch die Echtzeit-Differenzmessung
und die Frequenzanalyse des Signals eine Torsionsschwingung der
Welle im laufenden Betrieb des Triebwerkes ermittelt werden. Dadurch
können Regulierungsparameter des Triebwerkes so gestaltet werden,
dass die Torsionsschwingungen vermieden werden. Daraus resultieren
eine verminderte Geräuschentwicklung, weniger Fluglärm,
eine geringere Strukturbelastung, eine optimierte Wellenauslegung und
ein geringeres Gewicht.
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In
einer besonderen Ausführungsform ist eine dritte Drehmoment-Sensoreinheit
unmittelbar hinter dem Ventilator/Fan oder Propeller des Flugtriebwerkes
auf der Welle angeordnet, um ein dreifach redundantes Drehmomentsignal
zur Überwachung und Regelung des Flugtriebwerkes zu erzeugen.
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Die
Erfindung ist nachfolgend anhand einer Vorrichtung zur Durchführung
des erfindungsgemäßen Verfahrens zum Messen der
Beanspruchung rotierender Wellen von Turbomaschinen und Flugtriebwerken,
näher erläutert. Es zeigt:
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1 eine
prinzipielle Darstellung einer drehbar gelagerten Welle eines Flugtriebwerkes,
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2 eine
Ansicht der Welle mit aufgebrachten Kodierungen und diesen zugeordneten
Signalsensoren,
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3 einen
prinzipiellen Querschnitt gemäß der Linie III-III
in 1 durch einen statischen Sensorblock,
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4 eine
prinzipielle Schaltungsanordnung für die Messung des Drehmomentes
einer Welle,
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5 eine
prinzipielle Schaltungsanordnung für die Messung von Torsionsschwingungen
einer Welle,
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6 eine
Ansicht der Welle mit zwei im Abstand aufgebrachten Streifenkodierungen
und zugeordneten Signalsensoren zur Messung von Torsionsschwingungen
der Welle,
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7 eine
Prinzipielle Schaltungsanordnung zur Messung der Torsionsschwingungen
und
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8 eine
Ausführungsform des Flugtriebwerkes mit drei über
die gesamte Länge des Flugtriebwerkes und auf dessen Wellen
verteilt angeordneten Messeinrichtungen.
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Die
1 zeigt
eine in einem Kugellager
1 und einem Rollenlager
2 gelagerte
magnetisierbare, metallische Welle
3, auf welche eine Messeinrichtung
4 als
eine permanente, magnetische Kodierung
5 aufgebracht ist.
Diese besteht gemäß
2 aus einer
um den Umfang der Welle
3 gleichmäßig
verteilt aufgebrachten magnetischen Struktur
6, z. B. ein Streifenmuster
mit axialen, magnetisierten Streifen, zwischen denen unmagnetisierte
Streifen befindlich sind, um das Drehmoment mittels hoch aufgelöster Magnetfelder
der Welle
3 als Drehmoment-Signal
8 bis
10 zu
erfassen, und aus einer einzelnen magnetischen Signatur
7 am
Umfang der Welle
3, um mit dieser bei einer Umdrehung (1/rev)
ein Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal
11 zu erzeugen und
somit die vollen, ganzzahligen Umdrehungen der Welle
3 zu erfassen.
Das Aufbringen der magnetisierten Kodierung
5 auf ferromagnetische
Stoffe ist allgemein bekannt. Hingewiesen wird z. B auf
DE 603 07 523 T2 , welche
ein Verfahren zum Messen der Magnetostriktion in Magnete-Widerstands-elementen
betrifft.
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Mittels
der magnetischen Kodierungen 5 der Welle 3 als
Signalgeber wird ein Drehmoment-Signal 8 bis 10 für
die Messung des Drehmomentes der Welle 3 erzeugt, das von
drei Paaren von Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b erkannt
und in einer Signalverarbeitungsschaltung 13 ausgewertet wird.
Die Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b, 10a, 10b sind
jeweils radial zur Welle 3 und unter jeweils 180° verteilt
mit geringem Abstand zum Umfang der Welle 3 am Gehäuse 17 angeordnet,
wobei der radiale Abstand der einzelnen Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b voneinander
60° beträgt. Die Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b bestehen
zur Aufnahme der Signale aus den magnetischen Kodierungen 5 der
magnetischen Struktur 6 aus kleinen Spulen 12,
die einzeln geschaltet oder gemäß 4 paarweise
in der Signalverarbeitungsschaltung 13 zusammengeschaltet
sind. Die Verteilung der Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b ist
derart, dass eine optimale redundante, d. h. mehrfache, Anordnung
gegeben ist. Gleichzeitig hat die Position der Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b einen
Einfluss auf die Signalauswertung, wodurch äußere Störfelder,
wie das Erdmagnetfeld, externe Magnetfelder und andere möglich
wiederkehrende Störungen kompensiert werden.
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Die
Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b nehmen
jeweils das Signal der magnetischen Streifenstruktur 6 und
damit das Drehmoment-Signal 8 bis 10 für
die Drehmomentbeanspruchung der Welle 3 auf.
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Zur
Aufnahme des Trigger- bzw. Umdrehungs-Signals 11 der einzelnen
magnetischen Signatur 7, d. h. des Trigger- bzw. Umdrehungs-Signals 11 für
jede einzelne Umdrehung (1/rev) der Welle 3 sind besondere
Signalsensoren 11a, 11b vorgesehen und der magnetischen
Signatur 7 zugeordnet.
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Die
Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b erfassen
mittels der zugeordneten Spulen 12 jeweils die Änderung
der magnetischen Feldstärke der magnetischen Streifen- Strukturen 6.
Das Magnetfeld ändert sich durch die abwechselnd als magnetischer axialer
Streifen und als unmagnetisierter axialer Streifen ausgebildete
magnetische Struktur 6 für die Ermittlung des
Drehmomentes.
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Entsprechendes
gilt für die Signalsensoren 11a, 11b für
das Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal 11 der einzelnen Signatur 7,
die mittels der zugeordneten Spulen 12 die sich einmal
pro Umdrehung der Welle 3 durch das Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal 11 sich ändernde
magnetische Feldstärke ermitteln.
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In
der Signalverarbeitungsschaltung 13 werden mindestens drei
Drehmoment-Signale 8 bis 10 unter Zuhilfenahme
des Trigger- bzw. Umdrehungs-Signals 11 (1/rev) ermittelt.
Gleichzeitig findet in der Signalverarbeitungsschaltung 13 eine
Signalkonditionierung statt, die dafür sorgt, dass die
von den Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b, 10a, 10b einkommenden
Signale fehlerkorrigiert und filtriert und die ausgehenden Drehmoment-Signale 8 bis 10 verstärkt
werden.
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Die
drei Drehmoment-Signale 8, 9, 10 der drei
Paare von Signalsensoren 8a, 8b, 9a, 9b und 10a, 10b versorgen
entsprechend den Signalanforderungen zwei Kanäle A, B einer
Steuereinheit 14 (FADEC/EEC = Full Authority Digital Engine
Control/Electronic Engine Control) mit dem Drehmomentwert, wobei
eines der Sensorsignale 9 für einen Zwischenkanalabgleich
zu beiden Kanälen A, B geleitet wird. Die in der Steuereinheit 14 ermittelten
Drehmomentwerte werden zur Regelung des Flugtriebwerkes 15 verwendet.
Außerdem werden einzelne Signale, hier das dritte und n-te
Signal 10, n unmittelbar vor der Steuereinheit 14 entnommen,
dem Flugzeugcockpit 16 zugeleitet und dort angezeigt.
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Die
Signalsensoren 11a, 11b für das Trigger- bzw.
Umdrehungs-Signal 11 (1/rev) speisen die ermittelten Umdrehungswerte
der Welle 3 ebenfalls in die Signalverarbeitungsschaltung 13 ein
und geben ein Trigger- bzw. Umdrehungs-Signal 11 ab, das
zusammen mit den Drehmoment-Signalen 8 bis 10 der Steuereinheit 14 zugeführt
wird.
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Weitere
Systemoptionen sind die gleichzeitige Drehmomentmessung der Welle
in der Lagerkammer mit einem kombinierten, statischen Sensor-Ring und
der Anbau der Drehmomentmessgeber außerhalb der Lagerkammer
und des Getriebes am Ende der Niederdruck- oder Hochdruckwelle (RDS
= Radial Drive Shaft).
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Die 5 zeigt
bei einer Turbomaschine oder Gasturbine intern den Anbau von zwei
Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 an zwei entfernten
Positionen auf der Welle 3, um die Drehmoment-Differenz
zwischen den beiden ersten und zweiten Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 zu
messen. Eine solche Drehmoment-Differenz erfährt die Welle 3, wenn
Torsionsschwingungen auftreten, wie z. B. zwischen Kompressor und
Turbine oder durch aeromechanische Anregung an Propellerblättern
oder Fanschaufeln.
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Die 6 zeigt
die beiden im Abstand voneinander an der Welle 3 am Gehäuse 17 gelagerten ersten
und zweiten Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 mit
magnetischen Kodierungen 5 bzw. magnetischen Strukturen 6 in
axialer Ausrichtung und in verschiedenen Tiefen der Welle 3.
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Die
Anordnung nach 5 der in Kugel- und Rollenlagern 1, 2 gelagerten,
durch eine Drehmomentbelastung 19 beanspruchten Welle 3,
die mit den beiden im Abstand voneinander befindlichen ersten und
zweiten Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 versehen
ist, entspricht der in 1 gezeigten Anordnung.
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Die
gemäß der Drehmoment-Sensoreinrichtung nach 1 bis 3 ausgebildeten
ersten und zweiten Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 ermöglichen
eine Signalkonditionerung und sind gemäß 7 auf
eine gemeinsame Signalverarbeitungsschaltung 13 geschaltet,
in der eine Differenzmessung der aus den beiden Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 erhaltenen
Drehmomentwerten durchgeführt wird. Damit wird das Laufverhalten
der Welle 3 intern geregelt. Die Signalverarbeitungsschaltung 13 ist über
eine Steuereinheit 14 mit dem Triebwerk 15 und
dem Flugzeugcockpit 16 verbunden.
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Die 5 zeigt
eine weitere außerhalb des zentralen Teiles des Triebwerkes 15 auf
der Welle 3 gebildetet, dritte Drehmoment-Sensoreinheit 22,
die zwischen Flugtriebwerk 15 und der von diesem angetriebenen
Antriebseinheit 18 aus Propeller, Getriebe und Generator
angeordnet ist. Die dritte Drehmoment-Sensoreinheit 22 ist über
eine eigene Signalverarbeitungsschaltung 13 ebenfalls mit
der Steuereinheit 14 und dem Flugzeugcockpit 16 verbunden. Die
Verbindungsleitungen 24 zwischen der Steuereinheit 14 und
dem Flugtriebwerk 15 zeigen die Wechselwirkung zwischen
diesen beiden Bauteilen auf. Damit kann ein dreifach redundantes
Drehmomentsignal an der Steuereinheit 14 ermittelt werden. Es
ist eine Nachregelung der Drehzahl der Welle 3 möglich.
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Mittels
der beiden ersten, auf der Welle 3 im Abstand voneinander
intern im Flugtriebwerk 15 angeordneten Drehmoment-Sensoreinheiten 20, 21 kann
die Differenz der Drehmomente an den entfernten Positionen gemessen
werden, um so das Auftreten von Torsionsschwingungen der rotierenden
Welle 3 zu ermitteln.
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Durch
die Messung der Drehmoment-Differenz auf Wellen können
Torsionsschwingungen mit einer aktiven FADEC-Regelung vermieden
werden. Dies erhöht die Lebensdauer der Wellen, mindert
die Geräuschemission des Triebwerkes und trägt
durch Verminderung der Störgeräusche in der Kabine
zur Kundenzufriedenheit bei.
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Die 8 zeigt
eine Ausführungsform des bereits in 5 als Prinzipschaltung
gezeigten Flugtriebwerkes 15 mit drei nach dem Magnetostriktions-Verfahren
arbeitenden Messeinrichtungen in Form der Sensoreinheiten 20, 21 und 2.
Das Flugtriebwerk 15 umfasst einen Ventilator oder Fan 25 am vorderen
Ende, eine als Niederdruckwelle 26 ausgebildete Welle 3,
einen Hochdruckverdichter 27 und eine Hochdruckturbine 28 auf
der Hochdruckwelle 40 sowie eine Niederdruckturbine 29 am
hinteren Ende der Niederdruckwelle 26. Die drei Sensoreinheiten 20, 21, 22 sind
zwischen dem Ventilator 25 und dem Hochdruckverdichter 27 auf
der Niederdruckwelle 26, unmittelbar hinter dem Hochdruckverdichter 27 auf der
Hochdruckwelle 40 und zwischen der Hochdruckturbine 28 und
der Niederdruckturbine 29 wiederum auf der Niederdruckwelle 26 angeordnet.
Die drei Sensoreinheiten 20, 21,22 sind
im wesentlichen wie die in 1 bis 3 gezeigten
Sensoreinheiten ausgebildet, können aber auch ohne die
magnetische Signatur 7 (2) ausgebildet
sein.
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Die
drei Sensoreinheiten 20, 21, 22 sind
mittels Verbindungsleitungen 30 mit der Signalverarbeitungsschaltung 13 verbunden,
in welcher eine Signalbearbeitung und Differential-Messung der von
den Signalsensoren 8a bis 10b ermittelten Signale
erfolgt. Damit werden das aktuelle Drehmoment, die axialen und radialen
Bewegungen und die Biegespannung der Wellen 26 und 40 errechnet.
Die errechneten Werte werden über die Verbindungsleitung 31 der
Steuereinheit 14 zugeführt, welche als FADEC ausgebildet ist
und eine Anzeige von Grenzwertüberschreitungen der in der
Signalverarbeitungsschaltung 13 ermittelten Werte veranlasst.
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Über
eine Verbindungsleitung 41 werden die Werte an das Flugzeugcockpit 16 weitergeleitet
und dort angezeigt. Über eine weitere Leitung 33 werden die
Werte einem Flugdatenaufnehmer 32 zugeführt und
dort gespeichert. Über eine weitere Verbindungsleitung 34 werden
die Werte auch einer Inspektionsschaltung 35 zugeführt,
von welcher Inspektions- und Wartungsarbeiten veranlasst werden.
Eine Bewertungsschaltung 37 ist über Verbindungsleitungen 36 und 42 sowohl
mit dem Flugdatenaufnehmer 32 als auch mit der Inspektionsschaltung 35 verbunden.
Schließlich kann die Bewertungsschaltung 37 noch über
eine weitere Verbindungsleitung 38 mit einer Vorfallermittlungsschaltung 39 verbunden
sein.
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- 1
- Kugellager
- 2
- Rollenlager
- 3
- Welle
- 4
- Messeinrichtung
- 5
- magnetische
Kodierung
- 6
- magnetische
Struktur
- 7
- magnetische
Signatur
- 8–10
- Drehmoment-Signal
- 8a,
b
- Signalsensor
- 9a,
b
- Signalsensor
- 10a,
b
- Signalsensor
- 11a,
11b
- Signalsensor
- 11
- Umdrehungs-Signal
(1/rev)
- 12
- Spule
- 13
- Signalverarbeitungsschaltung
- 14
- Steuereinheit
- 15
- Flugtriebwerk
- 16
- Flugzeugcockpit
- 17
- Gehäuse
- 18
- Antriebseinheit
(Propeller, Getriebe, Generator)
- 19
- Drehmomentbelastung
- 20
- erste
Drehmoment-Sensoreinheit
- 21
- zweite
Drehmoment-Sensoreinheit
- 22
- dritte
Drehmoment-Sensoreinheit
- 24
- Verbindungsleitung
- 25
- Ventilator/Fan
- 26
- Niederdruckwelle
- 27
- Hochdruckverdichter
- 28
- Hochdruckturbine
- 29
- Niederdruckturbine
- 30,
31
- Verbindungsleitung
- 32
- Flugdatenaufnehmer
- 33,
34
- Verbindungsleitung
- 35
- Inspektionsschaltung
- 36
- Verbindungsleitung
- 37
- Bewertungsschaltung
- 38
- Verbindungsleitung
- 39
- Vorfallermittlungsschaltung
- 40
- Hochdruckwelle
- 41,
42
- Verbindungsleitung
-
ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNG
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Zitierte Patentliteratur
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