DE2358926B2 - Regelung von verstellbaren Überschallufteinläufen, insbesondere zweidimensionalen Schrägstoßdiffusoren für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen - Google Patents

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Regelung von verstellbaren Überschallufteinläufen, insbesondere zweidimensionalen SchrägstoBdiffusoren für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, durch Verstellen von den Einlaufquerschnitt bestimmenden oberen Rampen in Abhängigkeit von der Flugmachzahl und dem Anstellwinkel des Flugzeugs, nach einem Druckverhältnis als MeB- bzw. Regelgröße zwischen dem über den beweglichen Rampen vorherrschenden statischen Druck und dem Gesamtdruck der Aiißenströmung.

Der Lufteinlauf eines Flugzeugs hat die Aufgabe, einen möglichst großen Teil der kinetischen Energie der anströmenden Luft unter Abbau ihrer Geschwindigkeit in Druckenergie umzuwandeln. Besonders bei höheren Flug-Machzahlen kann dieser Energierückgewinn beachtlich sein. Um diesen zu optimieren, muß die aufgefangene und verdichtete Luft verlustarm und in homogenem Zustand dem Triebwerk, je nach dessen augenblicklicher Leistung in richtig dosierter Menge, zugeführt werden. Strömungsverluste ergeben sich hauptsächlich aus Luftreibung, Verdichtungsstößen und Überlai!^fwiderständen. Ein großes Augenmerk ist dabei auch auf die Widerstände der Außenströmung zu richten, die möglichst niedrig bleiben müssen. Luftinhomogenitäten resultieren in erster Linie aus Druckungleichförmigkeiten innerhalb der Strömung. Gelingt es, die aufgezeigten Schwierigkeiten zum größten Teil zu vermeiden, so erzeugt das aus Lufteinlauf und Gasturbinentriebwerk bestehende Antriebssystem in allen Leistungsbereichen Schub mit gutem Wirkungsgrad. Es ist dann in hohem Maße sichergestellt, daß Lufteinlauf und Triebwerk aerodynamisch stabil zusammenarbeiten.

Die für Überschallströmungen an umströmten Körpern auftretenden charakteristischen Verdichtungsstöße werden bei Überschallufteinläufen zur Umwandlung von kinetischer Energie in Druckenergie genutzt. Bei Überschallufteinläufen für Flugtriebwerke treten aufeinanderfolgend mehrere schräge Verdichtungsstöße und ein abschließender, zur Kanalkontur etwa senkrechter Verdichtungsstoß auf, hinter dem Unterschallströmung herrscht, deren Geschwindigkeit im nachfolgenden Unterschalldiffusor bei gleichzeitiger Druckerhöhung weiter vermindert wird. So bestehend das Phänomen der Druckumsetzung auf kleinstem Raum durch Verdichtungsstöße und die Nutzung dieser Erscheinung bei Überschallströmung ist, so schwierig gestaltet sich heute noch die Stabilisierung des abschließenden geraden Verdichtungsstoßes unter bestimmten Flugzuständen zur Aufrechterhaltung der gewünschten optimalen Triebwerksleistungen. Der günstigste Betriebspunkt des Überschallufteinlaufs, nämlich das Maximum des Produkts aus Druck und Luftdurchsatz, liegt im Übergang zwischen dem unterkritischen und überkritischen Betriebszustand.

Als eine besondere Störung des Lufteinlaufs bei Überschalldiffusoren hat sich das in der Fachsprache als »Brummen« bezeichnete Phänomen erwiesen. Diese Störung tritt im stark unterkritischen Betriebsbereich auf, d. h, zum Beispiel dann, wenn sich durch einen Lastwechsel des Triebwerks dessen Gegendruck und damit auch der Gegendruck am Einlaufende bei

gleichzeitig konstanter Flugmachzahl und gleichbleibender Einlaufgeometrie erhöht Hierbei wandert der abschließende Verdichtungsstoß stromaufwärts vor die Einlaufkante, findet dort keine stabile Lage und schwingt instationär hin und her. Dies führt nicht nur zu erheblichem Abfall des mittleren Druckes durch Strömungsungleichfönnigkeiten und damit zur Verminderung des Luftdurchsatzes und des Druckrückgewinns, sondern kann auch die mechanische Zerstörung der Lufteinlaufstruktur bewirken.

LJefesi der Lufteinlauf weniger Luftmenge als das Triebwerk gerade benötigt, so fällt der Gegendruck am Einlaufende, und der Lufteinlauf arbeitet im überkritischen Zustand. Dabei wandert der die Oberschallströmung abschließende Verdichtungsstoß in den Diffusor hinein, und der Druckrückgewinn fällt durch Zunahme der Strömungsgeschwindigkeit vor dem letzten Verdichtungsstoß, was dessen Intensität und damit auch dessen Verluste erhöht Während im unterkritischen Betriebsbereich des Überschallufteinlaufs das gefürchtete »Brummen« induziert wird, tritt im überkritischen Betriebsbereich das nicht minder gefährliche Triebwerks- bzw. Verdichterpumpen als Folge starker Strömungsungleichheiten durch Grenzschichtablösungen aufgirund intensiv auftretender Geradstoßinteraktionen auf. Dabei reißt die Luftströmung zwischen den einzelnen Verdichterstufen ab, was zu erheblicher Leistungsireduzierung des Triebwerks bis zum völligen Zusammenbruch des Triebwerksprozesses führen kann.

Lufteinlaufbrummen und Triebwerkspumpen bilden also aerodynamische Grenzen, die nicht überschritten werden dürfen.

Der Luftbedarf des Triebwerks ist daher zwischen diesen beiden Grenzen durch den Lufteinlauf zu liefern.

Die aufgezeigten Zusammenhänge sind also von besonderer Bedeutung für Antriebssysteme von Hochgeschwindigkeitsflugzeugen, deren Betrieb einem in großen Grenzen schwankenden Leistungsbedarf unterliegt, der sich in einem stark variierenden Luftbedarf des Triebwerks in Abhängigkeit vom jeweiligen Flugzustand ausdrückt

Beim Start und sehr niedriger Fluggeschwindigkeit wird dem Triebwerk die Luft wegen des niedrigen Drucks am Einlaufende mit großem Volumen zugeführt, was besagt, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt des Lufteinlaufs möglichst groß bemessen sein muß. Demgegenüber ist bei hohem Überschallflug das Luftvolurnen aufgrund des großen Drucks extrem niedrig, was bedeutet, daß der mechanisch engste Strömungsquerschnitt möglichst klein bemessen sein muß, um im Eintrittsbereich des Lufteinlaufs die gewünschte Lage der Verdichtungsstöße einzuhalten.

Da ein fester Lufteinlauf nur einen eng begrenzten stabilen Arbeitsbereich aufweist, sieht man für Hochleistungstriebwerke zur Verbreiterung des Betriebsbereiches zwischen den beiden aufgezeigten aerodynamischen Grenzen einen verstellbaren Lufteinlauf vor, der in Abhängigkeit von verschiedenen Flugparametern gesteuert oder geregelt wird. Einrichtungen zur Verstellung des Lufteinlaufs sind bei zweidimensionalen Lufteinläufen bekannt in Form von beweglichen oberen mittleren Rampen.

Aus der deutschen Patentschrift 12 02 647 geht ein rotationssymmetrischer Überschallufteinlauf mit einem in seinem Durchmesser verstellbaren Zentralkörper hervor, dessen beide Rampen in Abhängigkeit von der Flugmachzahl und einem Verhältnis zwischen dem Druck hinter dem abschließenden geraden Verdichtungsstoß und dem Druck hinter einem schrägen Verdichtungsstoß verstellt werden.

Ferner ist es nach der US-PS 31 81 818 bei einem rotationssymmetrischen Überschallufteinlauf mit einem ir axialer Richtung verstellbaren Zentralkörper bekannt, diesen in Abhängigkeit von der Lage der einzelnen Verdichtungsstöße zu verstellen, um letztere in günstigen Positionen zu stabilisieren. Die französische Patentschrift 20 26 964 zeigt einen

ίο nicht verstellbaren rotationssymmetrischen Oberschall-Iufteinlauf mit einer am Einlaufende vor einem Gasturbinentriebwerk angeordneten Luftabblasklappe, die in Abhängigkeit von der Lage der Verdichtungsstöße gesteuert wird mit dem Zweck, diese über den gesamten Betriebsbereich zu stabilisieren.

Die US-PS 28 70 601 offenbart einen rotationssymmetrischen Überschallufteinlauf, bei dem der Zentralkörper in Längsrichtung verstellbar ist und dessen Lage in Abhängigkeit von der geflogenen Machzahl und einer Geschwindigkeit der Unterschallströmung hinter dem Geradstoß im Einlauf geregelt wird, um optimale Werte für den Durchsatzkoeffizienten und den Druckrückgewinn zu erhalten. Aus der Fachzeitschrift »Oil Engine and Gas Turbine«, Band 32, September 1964, Seiten 36 bis 39 ist ein Überschallufteinlauf als zweidimensionaler verstellbarer Schrägstoßdiffusor mit oberen mittleren beweglichen Rampen und einer Abblaseinrichtung am Einlaufende vor einem Gasturbinenstrahltriebwerk beschrie-

jo ben. Die Verstellung der oberen beweglichen Rampen erfolgt dabei in Abhängigkeit von der jeweiligen Flugmachzahl, während die Luftabblasklappen dann geöffnet werden, wenn der Lufteinlauf in unerwünschter Weise in den unterkritischen Betriebszustand komrm,

d. h., wenn der Lufteinlauf eine größere Luftmenge liefert als das Triebwerk augenblicklich benötigt Dieser Zustand resultiert aus der Tatsache, daß die oberen mittleren Rampen nicht beliebig weit in den Einlauf zu dessen Querschnittsverengung hinein verstellt werden können, weil sonst der abschließende gerade Verdichtungsstoß seine stabile Lage verlieren und in nachteiliger Weise für den Triebwerksprozeß nach vorn fluktuieren würde. Allen diesen bekannten Überschallufteinläufen ist nachteilig gemeinsam, daß sie nur in einem verhältnismäßig engen Betriebs bereich optimal arbeiten, wodurch der Gesamtwirkungsgrad verschlechtert wird. Der abschließende Verdichtungsstoß muß hierbei mit hinreichender Genauigkeit in einer einzigen Lage

->o stabilisiert werden, was bei dem breiten Spektrum der Betriebszustände eines Flugbetriebes nur sehr schwer eingehalten werden kann, so daß bei vielen Betriebszuständen ein Arbeiten des Lufteinlaufs im stark unter- oder überkritischen Bereich nicht zu vermeiden ist was zu Lasten des Durchsatzkoeffizienten und damit des Gesamtwirkungsgrades geht

Ferner ist es bei Regelanlagen für zweidimensionale Schrägstoßdiffusoren, wie aus der Veröffentlichung AIAA No. 67-752 »THE DESIGN AND DEVELOP-

ho MENT OF AN AIR INTAKE FOR A SUPERSONIC TRANSPORT AIRCRAFT« vom Oktober 1967 hervorgeht, bekannt den statischen Druck über den oberen verstellbaren Rampen zu messen und diesen mit dem Gesamtdruck der Außenströmung ins Verhältnis zu

,., setzen. Dieses Verhältnis des statischen Rampendrucks zum Gesamtdruck der Außenströmung wird vom Regler als Meß- bzw. Regelgröße benutzt und zwar als konstanter Wert für einen mittleren Lufttemperaturbe-

reich, d. h., es werden die beweglichen Rampen über den gesamten Betriebsbereich jeweils so gestellt, daß dieses genannte Druckverhältnis stets gleich bleibt. Die Regelung nach diesem Parameter hat den Nachteil, daß bei extremen Lufttemperaturen die aerodynamischen Grenzen überschritten werden können, d. h., daß bei ausgesprochen kalten Lufttemperaturen die Gefahr besteht, daß der Lufteinlauf in den Bereich des »Brummens« kommt und daß bei sehr heißen Lufttemperaturen Pumperscheinungen des Verdichters auftreten können. Dabei kann es außerdem bei extrem kalten Temperaturen vorkommen, daß, im Regelkennfeld betrachtet, die entsprechende Luftdurchsatzkurve die als eine Parallele zur Abszisse (zum Rampenwinkel) verlaufende Regelsollinie innerhalb der aerodynamischen Grenze »Einlaufbrummen« nicht mehr schneidet oder überhaupt nicht mehr erreicht. Damit ist in der Nähe dieser aerodynamischen Grenze der Regler nicht mehr in der Lage, auch nicht durch noch so intensives Nachstellen der beweglichen Rampen, seine Sollwerte einzuhalten und die Regelschleife zu schließen, d. h., die Regelung wäre dann instabil, und die Rampen würden in ihre eine Endstellung triften, da ein dauerndes Regelsignal ansteht. Um dies zu verhindern, muß bei der bekannten Regelung eine an sich unerwünschte Begrenzung des Leistungsbereiches des Triebwerks in Kauf genommen werden. Dies geschieht durch Einschränkung des Verstellbereiches der Rampen und anschließendes Drosseln der Triebwerksleistung. Wie aus der F i g. 13 auf Seite 10 der bekannten Druckschrift ersichtlich ist, wird bei Verwendung des konstanten Regelparameters die Rampenstellung auf einen bestimmten minimalen Wert begrenzt. Bei weiterem Steigen des Luftdurchsatzes sinkt der Regelparameter als Folge des Hineinwanderns des Geradstoßes in den Lufteinlauf ab, woraus zumindest Leistungseinbußen resultieren; außerdem kann dadurch Triebwerkspumpen auftreten. Daher muß bei diesem Vorgang in nachteiliger Weise die Triebwerksleistung gedrosselt werden.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, die Nachteile der bekannten Regelanlagen zu vermeiden und für einen Überschallufteinlauf der eingangs genannten Art eine Regelung für den Lufteinlauf zu schaffen, die ein leistungsoptimales Zusammenarbeiten von Lufteinlauf und Triebwerk über einen sehr breiten Betriebsbereich zwischen den beiden aerodynamischen Grenzen Einlaufbrummen einerseits und Triebwerkspumpen andererseits gewährleistet sowie ein durchgehend stabiles Verhalten des Reglers über seine ganze Regelschleife im Regelkennfeld garantiert Mit anderen Worten, die erfindungsgemäße Aufgabe besteht darin, für den Regelkreis bzw. den Regler eines verstellbaren Überschallufteinlaufs eine solche Meßgröße bzw. Führungsgröße vorzuschlagen, die durch optimale Abstimmung der beiden Faktoren »Druckrückgewinn und minimaler Einlaufwiderstand« den am Flugzeug wirksamen Triebwerksschub praktisch über den ganzen Betriebsbereich maximiert

Gelöst wird diese Aufgabe gemäß der Erfindung dadurch, daß die eingangs genannte Meß- bzw. Regelgröße als variabler Sollwert in Abhängigkeit von den Rampenwinkelgrößen verwendet wird, welche die Lieferung der für das Triebwerk erforderlichen Luftdurchsatzmengen zur Erlangung des jeweils optimalen Schubs über den ganzen Betriebsbereich garantieren.

Mit anderen Worten, durch die Erfindung wird erreicht, daß der Lufteinlauf über den ganzen Betriebsbereich stets in einem Punkt etwas über dem kritischen Betriebspunkt, also leicht unterkritisch, d. h. jeweils in einem Punkt mit minimalem Widerstand arbeitet,

■> wodurch tatsächlich stets der maximale Druckrückgewinn bzw. Luftdurchsatz erlangt wird.

Die variable Meß- bzw. Regelgröße bildet erfindungsgemäß im Regelkennfeld, dessen eine Achse (Ordinate) vom genannten Druckverhältnis und dessen andere

ίο Achse (Abszisse) vom Rampenwinkel bzw. von einem diesem proportionalen Wert bestimmt wird, Soll-Regellinien, deren Werte vorher rechnerisch und/oder durch Windkanal- und/oder Flugversuche ermittelt und im Regler gespeichert werden. Beim Auftreten einer Regelabweichung wird dann durch Vergleich des jeweiligen Sollwertes mit dem momentan vorherrschenden Istwert die Regelabweichung festgestellt und durch Änderung des Rampenwinkels zu Null geführt
In Ausführung der Erfindung, weisen die im Regelkennfeld verlaufenden Soll-Regellinien definierte Endkoordinaten, sogenannte Referenzpunkte auf, die bestimmten bzw. ausgewählten Flugmachzahlen und Flugzeuganstellwinkeln entsprechen. Bei einer Betriebszustandsänderung bzw. auftretenden Regelabweichung wird dann der am nächsten liegende Referenzpunkt vom Regler angesteuert

Ein ausgestaltendes Merkmal gemäß der Erfindung besteht darin, daß bei einer Regelabweichung durch einen ersten Rechnerkreis die Endkoordinaten der

υ entsprechenden Sollregellinie abhängig von der jeweiligen Flugmachzahl und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel ermittelt werden und daß ein zweiter Rechnerkreis durch Vergleich der Ist-Rampenstellung mit der im ersten Rechnerkreis festgestellten Rampenendkoordi-

S) nate eine Differenz bildet und mit diesem Wert den dazugehörenden Funktionswert für die Regelgröße berechnet, der von dem im ersten Rechnerkreis festgestellten Endkoordinatenwert der Regelgröße subtrahiert wird, wodurch der jeweilige neue Sollwert

•40 der Meßgröße bzw. Regelgröße gebildet wird, der mit dem gemessenen Ist-Wert der Regelgröße verglichen wird, woraus die Differenz als Regelabweichung bzw. Regelsignal ermittelt und durch Verstellen der mittleren Rampen zu Null geführt wird.

4'· Bei einem Überschallufteinlauf mit variabler Geometrie bestimmen die Stellungen der beweglichen Rampen die jeweiligen Luftdurchsatzmengen in Kilogramm pro Zeiteinheit, die jeweils das Produkt aus dem vom Lufteinlauf erarbeiteten Druckrückgewinn und dem

■in momentanen Einlaufquerschnitt darstellen. Dieses Produkt erreicht sein Maximum, wie weiter vorne bereits erläutert worden ist, dann, wenn der Lufteinlauf im leicht unterkritischen Bereich mit geringstem Widerstand arbeitet

Es ist heute noch mit Rücksicht auf die während des Betriebes erforderlichen höchst unterschiedlichen Luftdurchsatzmengen äußerst schwierig, die Rampen immer so zu stellen, daß der Lufteinlauf auch optimal arbeitet, da die definitive Regelgröße »Luftdurchsatz mit

κ" höchstmöglichem Druckrückgewinn« während des Fluges praktisch nicht meßbar ist und somit als direkte Regelgröße ausscheiden muß.

Praktisch gesehen, zeichnet sich daher die Erfindung dadurch aus, daß die möglichen optimalen Durchsatz-

n' werte vorher, wenn auch mit größerem meßtechnischem Aufwand annähernd genau bestimmt werden, und daß ausgehend von diesen Weiten die erfindungsgemäße variable Regelgröße bzw. Meßgröße im

Flugbetrieb stellvertretend für den praktisch auftretenden optimalen Luftdurchsatz als Sollwert benutzt, d. h. in Funktion zu den entsprechenden Rampenwinkeln gesetzt wird und diese nach dem vorgeschlagenen Regelgesetz gestellt werden. Als besonderer Vorteil ist der Umstand zu sehen, daß die Ist-Werte der benutzten Regelgröße im praktischen Flugbetrieb auf einfache Weise gemessen werden können. Das gleiche gilt für die Bestimmung der Rampenendkoordinaten durch die Möglichkeit der genauen Messung der Flugmachzahlen und der Flugzeuganstellwinkel sowie für die Möglichkeit der exakten Festellung der Rampen-Istwinkel, woraus die Sollwerte der Regelgröße ermittelt werden können.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel gemäß der Erfindung dargestellt Es zeigt

F i g. 1 einen in seiner Lufteinlauf-Geometrie verstellbaren Schrägstoßdiffusor mit einem Regelsystem und

F i g. 2 ein aerodynamisches Regelkennfeld zu diesem Regelsystem.

Wie aus F i g. 1 hervorgeht, weist der Überschallufteinlauf eine obere starre Rampe 1 und zwei obere mittlere bewegliche Rampen 2 und 3 auf, die über ein Gestängegetriebe 4 durch einen hydraulischen Stellzylinder 5 betätigt werden. Zwischen den beiden beweglichen Rampen 2 und 3 verbleibt ein Spalt 6 für die sogenannte Bleed-Strömung 7, die in den Raum 8 oberhalb der Rampen 2 und 3 eintritt und durch ein Gitter 9 wieder ins Freie gelangt. Mit Hilfe einer Drucksonde 10 wird der über den gesamten Betriebsbereich des Lufteinlaufs sich ändernde statische Druck p_se dieser Bleed-Strömung 7 gemessen und in eine Recheneinrichtung 11 eingegeben. Mittels einer weiteren Drucksonde 12 wird der jeweilige Gesamtdruck p, der Außenströmung gemessen und ebenfalls der Recheneinrichtung 11 zugeführt, die aus den beiden Werten p_se und pt das dimensionslose Verhältnis Tjß-Ist berechnet, das in einen Vergleichsrechner 13 eingegeben wird, auf den später noch näher eingegangen wird.

Durch eine weitere Drucksonde 14 wird der statische Druck ps der Außenströmung gemessen und gleichzeitig mit dem Gesamtdruck p, in eine Recheneinrichtung 15 eingegeben, die somit die jeweilige Flugmachzahl als Verhältnis von pjp, berechnet Eine Sonde 16 stellt den jeweiligen Flugzeuganstellwinkel λ fest

Das in F i g. 2 dargestellte Regelkennfeld ist charakterisiert durch den variablen Verhältniswert i\b als Ordinate und den variablen Wert »Stellzylinder-Stellungsgröße x«, im folgenden nur mit χ bezeichnet, das proportional ist dem jeweiligen Rampenwinkel ö. Von den unendlich vielen Luftdurchsatzwerten sind der Übersichtlichkeit wegen nur drei Luftdurchsatzkurven LDH für heiße Tage, LDN für Tage mit normaler Temperatur und LDK für kalte Tage bzw. entsprechende Witterungsbedingungen eingetragen. Das Regel- kennfeld bzw. der Betriebsbereich der aus Triebwerk und Lufteinlauf bestehenden Antriebsanlage wird durch die beiden aerodynamischen Bereiche Gl für das »Einlaufbrummen« und G 2 für das »Triebwerkspumpen« begrenzt 5_m„ bezeichnet die Linie des maximalen Schubs des Triebwerks. ijs-Soll bedeutet jeweils eine Linie für die variable Meßgröße bzw. Regelgröße, nach der die Rampenwinkel gestellt werden, d. h. ije-Soll ist die Führungsgröße, die jeweils den Rampenwinkel diktiert, der ein optimales Arbeiten des Lufteinlaufs über den gesamten Betriebsbereich garantiert Mit anderen Worten, qe-Soll und der Sollrampenwinkel

stehen in Funktion zueinander und bilden jeweils eine Leitsollinie des Reglers im Regelkennfeld. Wie bereits weiter vorne erwähnt, wird der jeweils optimale Rampenwinkel vorher rechnerisch und durch Prüfstands- und Flugversuche ermittelt und hierzu das in Funktion stehende ijs-Soll als Meßcode im Regler registriert Der Wert i/s-Soll bildet daher zum Rampenwinkel <5, stellvertretend für diesen, erfindungsgemäß die proportionale Meß- bzw. Regelgröße.

Wie bereits erwähnt, sind im Regier eine Anzahl von Soll-Regellinien η β gespeichert Der Übersichtlichkeit wegen ist in F i g. 2 nur eine solche Linie eingetragen.

Die Linien »je-Soll weisen Endpunkte, sogenannte Referenzpunkte auf, welche die Endkoordinaten für die Werte ί/β-Ref und x-Ref markieren. Bestimmt werden diese Referenzpunkte und damit auch die Charakteristik der jeweiligen ije-Sollinie durch die jeweilige Flugmachzahl pjpi und den jeweiligen Anstellwinkel κ des Flugzeugs. Das in Fig.2 gezeigte Diagramm basiert z. B. auf der Machzahl M = 1,98 und dem Anstellwinkel öl = 3,4°. Für jede anderen Flugmachzahlen und jede anderen Flugzeuganstellwinkel gelten andere Tjs-Sollinien.

Als Ergebnis des erfindungsgemäßen Regelungskonzepts verlaufen logischerweise die beiden Linien S_n^ und Tjfl-Soll nahe nebeneinander.

Wie aus F i g. 1 weiter zu entnehmen ist, sind in einem ersten Rechnerkreis RK1 zwei Referenzrechner 17 und 18 vorgesehen, wovon der Referenzrechner 17 aus der jeweiligen Flugmachzahl (pjp_t) und dem jeweiligen Anstellwinkel« die jeweilige Endkoordinate 7je-Ref und der Referenzrechner 18 ebenfalls aus Flugmachzahl und Anstellwinkel die Endkoordinate x-Ref errechnet in der Praxis sieht das so aus, daß die beiden Rechner 17 und 18 aufgrund der gemessenen Werte Flugmachzahl und Flugzeuganstellwinkel die den gemessenen Werten am nächsten kommenden Endkoordinaten x-Ref und ijß-Ref ansteuern. Der festgestellte Wert *-Ref wird in einen Vergleichsrechner 19 zusammen mit dem Wert x-Ist, dem Proportionalwert zum momentanen Rampenwinkel ο, eingegeben und aus diesen beiden Werten der Differenzwert Δχ-Kcf errechnet Dieser Wert wird einem Funktionsrechner 20 zugeführt, der, da i\b eine Funktion von χ ist, den funktionell dazugehörenden Wert Δηβ-Rcf errechnet Dieser Differenzwert wird in einen Rechner 21 zusammen mit dem Wert 7je-Ref eingegeben und durch Subtraktion der jeweilige Regel-Sollpunkt ijs-Soll ermittelt Dieser Wert ijß-Soll wird an den Vergleichsrechner 13 weitergegeben und dort mit dem 7js-Istwert verglichen und hieraus die Regelabweichung Δη β festgestellt Die Einrichtungen 22 und 23 bilden den dynamischen Teil des Reglers und im Funktionsrechner 24 wird aufgrund des funktioneilen Zusammenhanges zwischen ηβ und χ (δ) aus dem ijB-Soll-Wert der jr-Soll-Wert ermittelt, der einem Differenzwertfeststeller 25 zugeführt wird, dem gleichzeitig der momentane Rampenwinkel *-Ist eingegeben wird. Aus diesen beiden Werten wird Δ χ errechnet, d. h. letztlich das physikalische Maß in mm für den Kolbenstangenweg oder in Volumeneinheiten der Hydraulikflüssigkeit für den Stellzylinder 5 festgestellt Dem Stellzylinder 5 wird dann die errechnete Menge Hydraulikflüssigkeit zugeführt, so daß die Regelabweichung Δ xxu Null geführt werden kann.

Die Geräte 19, 20, 21, 13, 22, 23, 24 und 25 bilden einen zweiten Rechnerkreis RK 2.

Hierzu 2 Blatt Zeichnungen

809549/217

Claims (4)

Patentansprüche:

1. Regelung von verstellbaren Oberschallufteinlaufen, insbesondere zweidimensionalen Schrägstoßdiffusoren für Gasturbinenstrahltriebwerke zum Antrieb von Hochleistungsflugzeugen, durch Verstellen von den Einlaufquerschnitt bestimmenden Rampen in Abhängigkeit von der Flugmachzahl und dem Anstellwinkel des Flugzeugs nach einem Druckverhältnis η_Β als MeB- bzw. Regelgröße zwischen dem Ober den beweglichen Rampen vorherrschenden statischen Druck und dem Gesamtdnick der Außenströmung, dadurch ge- kennzeichnet, daß die vorgenannte MeB- bzw. Regelgröße als variabler Sollwert (ije-SoU) in Abhängigkeit von den Rampenwinkelgrößen (x- bzw. (J-SoIl) verwendet wird, welche die Lieferung der für das Triebwerk erforderlichen Luftdurchsatzmengen zur Erlangung des jeweils optimalen Schubs über den ganzen Betriebsbereich garantieren.

2. Regelung nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die variable Meß- bzw. Regelgröße 2s fae)im Regeikennfeld, dessen eine Achse (Ordinate) vom genannten Druckverhältnis (ηβ)αηά dessen andere Achse (Abszisse) vom Rampenwinkel (S) bzw. von einem diesem proportionalen Wert (x) bestimmt wird, Soll-Regellinien (^b-SoH) bildet, deren Werte vorher rechnerisch und/oder durch Windkanal- und/oder Flugversuche ermittelt werden und im Regler gespeichert sind und daß beim Auftreten einer Regelabweichung durch Vergleich des jeweiligen Sollwertes (tjb-SoH) mit dem momentan vorherrschenden Istwert fqe-Ist) die Regelabweichung festgestellt und durch Änderung des Rampenwinkels (δ) zu Null geführt wird.

3. Regelung nach Anspruch 1 und 2, dadurch gekennzeichnet, daß die im Regelkennfeld verlaufenden Soll-Regellinien (i\b-So\\) definierte Endkoordinaten, sogenannte Referenz-Punkte fjje-Ref und ΛΓ-Ref) aufweisen, die ausgewählten Flugmachzahlen (pjpi) und Flugzeuganstellwinkeln («.) entsprechen und daß bei einer betriebszustandsänderung bzw. auftretenden Regelabweichung der entsprechende bzw. der am nächsten liegende Referenzpunkt (7}0-Ref, Af-Ref) angesteuert wird.

4. Regelung nach Anspruch 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß bei einer Regelabweichung durch einen ersten Rechnerkreis (RKX) die Endkoordinaten (770-Ref und x-Ref) der entsprechenden Soll-Regellinie faß-Soll) abhängig von der jeweiligen Flugmachzahl (pjpt) und dem jeweiligen Flugzeuganstellwinkel (&) ermittelt werden und daß ein zweiter Rechnerkreis (RK 2) durch Vergleich der Ist-Rampenstellung ßr-Ist) mit der im ersten Rechnerkreis (RKi) festgestellten Rampenendkoordinate (x-Ref) eine Differenz (Ax-Rei) bildet und mit diesem Wert den dazugehörenden Funktions- mi wert (Δηβ-Ref) berechnet, der von dem im ersten Rechnerkreis (RK 1) festgestellten Endkoordinatenwert (ηβ- Ref) subtrahiert wird, wodurch der jeweilige neue Sollwert fas-Soil) der Meßgröße bzw. Regelgröße (η_Β) gebildet wird, der mit dem ir, gemessenen Ist-Wert fae-Ist) der Regelgröße verglichen wird, woraus die Differenz (Ax) als Regelabweichung bzw. Regelsignal ermittelt und durch Verstellen der Rampen (2,3) zu Null geführt wird.